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Mensaje: <blockquote data-quote="Grulla" data-source="post: 760852" data-attributes="member: 5064">El Desarrollo de las Alas Volantes –  por John "Jack" Northrop_Parte 1Texto bastante largo pero muy interesante desde el punto de vista técnico e ingenieril.Saludos,GrullaEl Desarrollo de las Alas Volantes –  por Jack NorthropEsta es una versión resumida de la  35th Wilbur Wright Memorial Lecture, en la cual Jack Northrop leyo su discurso al auditorio de la Royal Aeronautical Society el 29 de Mayo de 1947. Este discurso permanece en el tiempo como su mayor declaración sobre sus investigaciones y desarrollos en el campo de las alas volantes. El documento completo, con figuras y ecuaciones, puede bajarse de la pagina web <a href="http://www.nurflugel.com">www.nurflugel.com</a> de Dave Bullard o del apéndice del libro “Jack Northrop and the Flying Win”g, de Ted Coleman.IntroducciónEn la elección del titulo “ El Desarrollo de las Alas Volantes” como tema de mi lectura corrí cierto riesgo de ser acusado de escribir la historia de mi compañía mas que un informe del extenso desarrollo alcanzado en esta área hasta la fecha, como normalmente sucede cuando se expone ante tan honorable institución. Esto esta lejos de mis intenciones pero estoy sinceramente convencido de que las alas volantes son un importante paso en el desarrollo de la aeronáutica y deseo contribuir con la mayor cantidad de datos disponibles en el poco tiempo disponible. Mi informe deberá ser, en gran parte, limitado a la experiencia adquirida por mi compañía en sus trabajos y  desarrollos en el campo de las alas volantes. Aparte de los esfuerzos de los hermanos Horten en Alemania, ha habido, hasta hace poco tiempo, pocos logros en el desarrollo material de alas volantes, excepto por parte de nuestra compañía. El desarrollo de los hermanos Horten en el tema, contemporáneo al nuestro, ha sido ampliamente descripto en reportes técnicos capturados en Alemania luego del fin de la IIGM. En muchos casos los Horten llegaron, sorprendentemente, a las mismas conclusiones que nosotros. Sin embargo su trabajo no llego tan lejos como el nuestro y dudo de que hayan tenido el apoyo favorable de su gobierno  para sus investigaciones como lo tuvimos nosotrosConsiderando el desarrollo de las alas volantes me gustaría primero distinguir entre alas volantes y aviones sin colas, muchos aviones sin cola no son alas volantes según nuestra definición. Existe un tremendo desarrollo en aviones sin cola, el cual ha sido publicado  en diferentes artículos en Aircraft Engineering por A.R. Weyl. En estos artículos se establecen un gran número de razones para construir aviones sin cola. Solo una de todas las ventajas a ganar en tal desarrollo ha inspirado nuestro trabajo: “Mejorar la eficiencia de la Aeronave”, virtualmente todos nuestros esfuerzos se han aplicado en la reducción de la resistencia parásita y el mejoramiento de la relación de CLmáx. trimado y el CDmin (CL: Coeficiente de Sustentación Total de la Aeronave; CD: Coeficiente de Resistencia Total de la Aeronave). Es natural entonces que nosotros no estemos interesados en aviones sin cola como tales. Si nosotros no podemos eliminar el estabilizador vertical, el fuselaje y una parte sustancial de la resistencia por interferencia, las ganancias a realizar no parecen merecer el esfuerzo necesario para cumplirlo.Nuestro trabajo a través de los años ha sido solamente dirigido a las alas volantes por la cual yo me refiero al tipo de aeronave en la cual todas las funciones de una aeronave satisfactoria están dispuestas y acomodadas dentro de la línea del perfil. Por supuesto todavía no hemos construido ninguna ala volante pura. Todas tienen excrecencias como hélices, alojamientos para los  ejes de hélices, tomas de aire, torretas cañones, etc.  Sin embargo tenemos construidos un número de aviones en los cuales el coeficiente de resistencia parásita mínimo ha sido reducido aproximadamente a la mitad comparado al mejor avión convencional de similares características, y en algunos diseños construidos y testeados  las excrecencias y variaciones del contorno del perfil son responsables por lo menos de un 20% de la resistencia mínima del avión.Suposiciones BásicasUn sorprendente número de personas estando o no dentro de la industria aeronáutica todavía cuestionan las razones económicas concernientes al problema de construir un ala volante. Actualmente existen unas asombrosas ganancias a realizar en la efectividad aerodinámica y estructural de las alas volantes. Considerando que ciertos requerimientos básicos pueden ser cumplidos por el tipo de aeronave bajo estudio, estos requerimientos pueden ser numerados como:1) El avión debe ser lo suficientemente largo para que el principio de ala volante pueda ser completamente utilizado.Este asunto esta cercanamente relacionado a la densidad de los elementos comprometidos con el Peso en vacío y la carga paga a ser llevada dentro del ala.Las dimensiones promedio del cuerpo humano pueden ser a veces un factor limitante.2 ) Todas las ala volantes deben tener la suficiente estabilidad y controlabilidad tanto para operaciones civiles como militares.Comparando las alas volantes y los aviones convencionales, las envergaduras para un mismo peso bruto son iguales.Comparación de la Resistencia Mínima y la Sustentación Máxima TrimadaBasados en la suposición de los datos siguientes provistos para alas volantes se puede hacer un análisis simple:La relación de CDmin parásita para alas volantes y aviones convencionales es de 1:2 La relación de CLmax trimado para alas volantes y aviones convencionales es de aproximadamente 1,5: 2,3Para aviones de igual envergadura y peso bruto la superficie del ala requerida dependerá de las condiciones de vuelo, incluidos el despegue con flaps o el aterrizaje.<ul> <li data-xf-list-type="ul">Si gobiernan las condiciones de vuelo la relación requerida de áreas será 1: 1 debido a que los dos tipos de alas son efectivas excepto bajo las condiciones de Máxima Sustentación.</li> <li data-xf-list-type="ul">En condiciones de aterrizaje la relación es 3:1 asumiendo las mismas condiciones de aterrizaje.</li> <li data-xf-list-type="ul">En despegue con flaps parcialmente deflectados la relación estará dentro de los 2 valores anteriores</li> <li data-xf-list-type="ul">En alas volantes de transporte y bombarderos y aviones convencionales de transporte de largo alcance la relación de peso bruto al despegue y peso al aterrizaje se aproximara a 2:1.</li> </ul>Las condiciones de vuelo gobernaran sobre las de aterrizaje para la elección de la superficie del ala.Es un hecho bien conocido basado en la formula de alcance de Breguet que con motores convencionales con  hélices la velocidad para máximo alcance es aquella para la cual la CD parásita e inducida son iguales. Sin embargo para la velocidad de crucero comparándola con la del avión convencional, tendremos que:<ul> <li data-xf-list-type="ul">El ala volante requerirá de un 11% a un 25% menos de potencia para igual velocidad de crucero.</li> <li data-xf-list-type="ul">Para la misma cantidad de combustible volara entre un 33% y 13% más lejos.</li> <li data-xf-list-type="ul">Si el ala volante es empleada a la velocidad de crucero económica, volara entre un 19 y 7% más rápido.</li> <li data-xf-list-type="ul">El alcance será entre un 41 y 14% mayor con la misma cantidad de combustible.</li> </ul>Ventajas de la Resistencia ParásitaBajo condiciones de alta velocidad para cualquier planta de poder el CD parásito se convierte en un porcentaje mucho mayor del total de la resistencia que para condiciones de crucero con motores convencionales. A altas velocidades la resistencia parásita puede alcanzar un 80% o más mientras que la inducida un 20% o menos.Para un ala volante a la misma velocidad que un avión convencional será de un 40% a un 18% menor y el alcance comparado con un  avión convencional será de un 66 a un 22% mayor. Como los motores a reacción y los turbopropulsados son operados a altas velocidades para economía de combustible, las ventajas de la configuración ala volante cuando se usan combinaciones de estas plantas de poder probablemente se aproximaran a los valores de máximo alcance y máxima velocidad.Estas ventajas están todas basadas en valores aerodinámicos simples obtenidos con alas volantes, a saber: el CDmin es el 50% de la convencional, el CLmax equivale a un 65% del convencional. Las probabilidades son que en poco tiempo sean reducidos a un 40% y aumentados a un 75% respectivamente.Métodos para Incrementar el CL máximo TrimadoLos métodos más interesantes para incrementar la sustentación máxima son:<ol> <li data-xf-list-type="ol">El  uso de un control de capa limite en conjunción con turbinas (soplado capa límite).</li> <li data-xf-list-type="ol">El desarrollo de una mejor combinación entre flaps de bajo momento de cabeceo y dispositivos de trimado.</li> <li data-xf-list-type="ol">Una 3° posibilidad a ser probada en alas volantes consiste en ubicar el C.G. atrás del centro aerodinámico del ala eliminando la estabilidad longitudinal y reemplazando esta característica que siempre hemos considerado esencial para un avión satisfactorio por un altamente confiable piloto automático que se haga cargo de la función de la estabilidad de la aeronave.</li> <li data-xf-list-type="ol">Si el C.G. esta localizado por delante del aerodinámico el avión se podrá trimar a altos ángulos de ataque, con los flaps o las superficies elevadoras deflectadas hacia abajo más que hacia arriba de su posición normal incrementando la combadura y otorgando a todo el perfil un dispositivo hipersustentador. Es posible alcanzar por este método CLmáx Trimado del Orden de 2, los experimentos completados indican que el C.G. pude ser desplazado por lo menos 10% por delante del C.A. sin características desagradables en el vuelo del avión.</li> </ol>Con estas mejoras en CLmax y CDmin se pueden obtener ganancias en performance.Otras Ventajas ModernasExisten otras ventajas para alas volantes que no pueden ser definitivamente valuadas pero que contribuyen apreciablemente al mejoramiento en eficiencia y alcance. Estas son:<ol> <li data-xf-list-type="ol">La eliminación de la interferencia del chorro con la cola.</li> <li data-xf-list-type="ol">La posible eliminación de la interferencia de onda entre el ala y la cola.</li> <li data-xf-list-type="ol">La tercera e inmediatamente más aplicable al diseño es la mejor adaptación de las alas volantes a la distribución de mayores ítems de peso vacío y carga paga a lo largo de la envergadura del ala. Mientras tal distribución puede ser hecha en un limite acotado en los aviones convencionales puede ser mucho mejor alcanzada en alas volantes. Tal distribución de peso resulta en ahorro sustancial en peso estructural que tiene efecto importante en la relación de peso bruto al despegue y peso al aterrizaje. Analizando la formula de alcance indica que esta relación es uno de los parámetros mas importantes. La autoridad competente ha demostrado que la distribución de combustible en el ala en vez del fuselaje de un avión convencional puede permitir un incremento del 16% del peso bruto sin incrementar el peso vacío, con el correspondiente incremento en alcance del 30%.</li> </ol>Es obvio que las alas volantes conllevan una simplicidad estructural, debido a que se puede distribuir los elementos de la forma más conveniente a la distancia máxima del eje neutro.  Esto es poder acomodar la planta de poder, el combustible y la carga paga a intervalos deseables a lo largo de la envergadura del ala, lo cual no puede ser igualado por los  aviones convencionales.Estos asuntos son intangibles y difíciles de ilustrar por relaciones numéricas. Dependen del tipo y tamaño del avión, que se necesita llevar y que velocidad máxima se requiere.Problemas Incluidos en el Diseño de Alas VolantesHabiendo demostrado que las ventajas obtenidas por las alas volantes hacen valedero el esfuerzo de su construcción debemos considerar los problemas incluidos y su solución. En un test de un ala volante en flecha teniendo el espesor de raíz deseado, ahusamiento , sección simétrica, etc.,  todo con un razonable wash out en puntera tal como podía ser diseñado con los datos disponibles los 1° resultados fueron terroríficos. El efecto del elevador fue errático, cambiando de signo al variar las deflexiones y fue completamente desaconsejable para el control de la aeronave. También se vio que el grado de estabilidad longitudinal estática indicado por la pendiente promedio para el momento de cabeceo fue menor que el considerado deseable para un avión convencional. Experimentos que incluían la observación visual con lana indicaron una separación cercana al borde de fuga causada aparentemente por la forma plana de la configuración, y la cual fue responsable de las curvas erráticas. En los primeros experimentos la simple adición de un 10% a la cuerda con una línea recta desde aproximadamente el 70% hasta el nuevo 110% casi elimino completamente la dificultad.Primer Avión a Escala CompletaFue pronto determinado que la información aplicable a las alas convencionales con poca flecha o sin ella no era valida para el grado de flecha requerido en diseños prácticos de alas volantes. Una nueva técnica fue desarrollada para determinar los limites dentro del cual el ahusamiento, la flecha y el espesor se combinan para obtener resultados satisfactorios, todas estas variables fueron exploradas en ensayo en túnel de viento, y cuando un número razonable de configuraciones fue determinado se decidió construir nuestra primer ala volante piloteada.Debido a que las variadas respuestas erráticas y los patrones de flujos impredecibles parecían estar asociados al uso de la flecha se trato de explorar estas variables en escala completa. El modelo N-1M se proveyó para cambios de planta alar, flecha, diedro, configuración de puntera, ubicación de C.G. y arreglo de las superficies de control. La mayoría de estos cambios fueron hechos en tierra entre vuelos. Algunos como al ubicación de CG fueron realizados mediante el cambio de lastre durante el  vuelo. Las variaciones a las cuales el primer avión se vio sujeto dentro de los extremos del arreglo fueron encontradas satisfactorias en vuelo.Es un comentario interesante que los problemas básicos de control fueron resueltos notándose  que ninguna dificultad seria fue experimentada en algún intento de vuelo o en cualquiera de las varias configuraciones usadas. Algunas se sintieron mejor para los pilotos que otras, pero en ningún momento el avión fue incontrolable o difícil de volar. Los primeros problemas estuvieron relacionados con el enfriamiento del pequeño motor refrigerado por aire que estaba totalmente incluido dentro del ala y debido al arreglo pusher no tenía el beneficio del efecto de torbellino de la hélice para el refrigeramiento en despegue, taxeo, ascenso, etc. El refrigeramiento de los motores fue un problema en los primeros vuelos, mayores motores fueron instalados y el diseño del refrigeramiento fue mejorado lo suficiente para realizar más vuelos continuos.Elevones y Timón de DirecciónDesde el comienzo de los trabajos, el control lateral y longitudinal fue combinado en el ELEVON, termino acuñado para designar las superficies  de control ubicadas en el borde de fuga que operan juntas para el control longitudinal y en forma diferencial para el control lateral. En ningún momento durante los primeros ensayos  el  control sobre estos ejes mediante elevones causo alguna dificultad. El control direccional, del que esperábamos menos problemas, fue el que más dificultades nos causo.Tempranamente en los ensayos fue detectado que el aeroplano tenía características satisfactorias  de guiñada aerodinámica, esto es un viraje  normal provocado por una inclinación lateral o alabeo, sin el uso de control de dirección. Debido a esto nosotros consideramos  frecuentemente durante todo el programa la total eliminación de los controles de dirección. Efectivamente fue una suerte que el primer avión demostrara tales características de vuelo para muchas de las configuraciones de timón probadas, las cuales demostraron ser inefectivas, o peor aun,  afectaron adversamente  las características de vuelo.Desde el comienzo se determino la eliminación de las superficies verticales (Deriva y timón) por las siguientes razones:<ol> <li data-xf-list-type="ol">Porque violaban el principio de las alas volantes y añadían resistencia al perfil base</li> <li data-xf-list-type="ol">Debido a una flecha moderada empleada en nuestros diseños iniciales el brazo de palanca alrededor del C.G. era pequeño por lo que  un excesivo empenaje vertical hubiera sido necesario para alcanzar los momentos convencionales necesarios.</li> </ol>El desarrollo del timón de dirección  fue entonces dirigido a encontrar un dispositivo generador de resistencia en las punteras alares que brindara las fuerzas adecuadas para la guiñada sin afectar el cabeceo o rolido. La forma más práctica encontrada para el reemplazo del timón de dirección  fue un simple concepto llamado Plain Split Flap (un Flap plano dividido en extrados e intrados) ubicado en la puntera y que al ser activado producía la resistencia deseada.Estabilidad Estática LongitudinalEn cualquier avión el parámetro principal a determinar para la Estabilidad Estática Longitudinal es la ubicación del C.G. con respecto al Centro de sustentación o  Punto Neutro. Obviamente el punto neutro puede ser desplazado hacia atrás agregando una cola o aumentando la flecha  y desplazado hacia delante con la propiedad de distribución del peso, entonces desde ese punto de vista para la estabilidad estática ninguna configuración particular tiene ventajas especiales con respecto a las posibilidades del equilibrado adecuado. En alas volantes la eliminación de la cola hace el problema del balance más crítico. Desafortunadamente para un avión dado el Punto Neutro no se mantiene fijo con las variaciones de potencia, CL y posición de flaps, por eso la posición límite del C.G. adelantado para estabilidad es generalmente delimitada por una configuración simple de vuelo como ocurre en el aterrizaje, con potencia nula y ángulos de ataque cercanos a la pérdida.Características de Alta SustentaciónLa Inestabilidad de cabeceo de un Ala Volante con flecha a grandes CL  es por ahora un fenómeno familiar. El mecanismo completo sin embargo es todavía algo oscuro (años 60). Aparentemente existen 2 efectos contrarios de gran importancia. Existe la tendencia en la flecha de incrementar la carga en las punteras y por eso de promover la separación de la capa limite hacia estas.En un Ala Volante con flecha él ultimo efecto anula al primero, entonces por eso ocurre un decrecimiento gradual hacia la zona de puntera de efectividad en la pendiente de la curva de sustentación y como resultado de eso un decrecimiento progresivo de estabilidad. La puntera bajo esas circunstancias nunca entra en perdida completamente como evidencia el momento estable de cabeceo que ocurre al CLmáx. De otra forma el agregado de  placas finales (fences) prevendrá la extensión del flujo a lo largo de la envergadura enderezando de esa forma la curva de momento de cabeceo pero produciendo la pérdida de puntera normal, como evidencian los fuertes momentos inestables en vecindad al CLmáx. Entonces cualquier modificación al ala básica que afecte al flujo a lo largo de la envergadura conllevara a grandes efectos en comportamiento de cabeceo a grandes CL.Recientes investigaciones han indicado que el problema de la inestabilidad estática longitudinal cerca de la perdida para aviones con flecha depende no solo de la flecha sino también del ahusamiento y ahora parece que para una flecha dada la magnitud de la inestabilidad en la curva de momento decrece con el decrecimiento del ahusamiento eventualmente desapareciendo.La posibilidad de controlar las zonas de entrada en perdida del ala significa que los controles de Borde de Fuga pueden ser desplegados para mantener su efectividad a grandes ángulos de ataque, debido a que cierta porción del flap debe ser usado para proveer alta sustentación y control de rolido. Entonces la cantidad disponible para trimado longitudinal será limitada, por ejemplo el Cm (Coeficiente de Momento) de cabeceo para el XB-35 es de 0,15 comparado al 0,3 para aviones convencionales. Esta limitación de control agrega el hecho de que el flap principal no pude ser autotrimado e impone un momento de cabeceo a picar en la condición de aterrizaje reduciendo el rango de CG disponible siendo para un Ala Volante entre un 5 y 6% comparado al 10 a 12% para convencionales. Sin embargo esta comparación en alguna forma esta desenfocada, debido a que las Alas Volantes pueden tener mayor CAM en vista de su menor carga alar. Es mucho más fácil acomodar peso vacío y carga paga a lo largo de la envergadura dentro de límites cerrados de Mach que en un avión convencional.El control manual del elevador es utilizado para la estabilidad en mando libre, y el control general de las Alas Volantes es impuesto por la separación de flujo en el extradós (cerca del Borde de Fuga) causando tendencias de flotamiento a grandes ángulos de ataque. Si no se corrigen, estas tendencias de flotamiento hacia arriba conducen a la inestabilidad de mando libre y en algunos casos a inversión de comandos a grandes CL.Más fotos del segundo prototipo del YB-49 <img src="http://img524.imageshack.us/img524/9301/yb492doprot05.jpg" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" /> <img src="http://img190.imageshack.us/img190/4844/yb492doprot06.jpg" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" /> <img src="http://img193.imageshack.us/img193/4289/yb492doprot08.jpg" alt="" class="fr-fic fr-dii fr-draggable " style="" /></blockquote>

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