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Campana X-1

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Campana X-1

El Bell X-1 fue un avión experimental propulsado por cohetes que fue el primero en romper la barrera del sonido en vuelo nivelado.

El X-1 se produjo en un intento de resolver algunos de los problemas asociados con el vuelo supersónico. El trabajo en el proyecto comenzó en 1944, y en diciembre de 1944 se completó un borrador de especificaciones para el avión. El 16 de marzo de 1945, Bell recibió un contrato para producir tres aviones, conocidos internamente como Bell Model 44 y oficialmente como XS-1 (eXperimental Supersonic), cambiado al X-1 en 1947.

El fuselaje del X-1 se inspiró en la forma de una bala de calibre 0,50, que podía viajar más rápido que el sonido. Era un avión de piel estresado convencional. El fuselaje tenía una sección transversal circular. Las alas eran rectas, con un borde de ataque ligeramente inclinado hacia atrás y sin diedro. La energía fue proporcionada por un solo motor cohete bicombustible XLR-11-RM3 de Reaction Motors de cuatro cámaras que podía proporcionar un empuje estático de 6.000 libras al nivel del mar durante cinco minutos. La idea era que el X-1 fuera transportado por el aire bajo un B-29 Superfortress para ahorrar combustible.

El primer X-1 se completó el 27 de diciembre de 1945, además del motor. Hizo su primer vuelo el 25 de enero de 1946, cuando fue lanzado desde abajo de un B-29 con Jack Woolams a los mandos. Este fue el primero de diez vuelos sin motor entre ese y el 6 de marzo de 1946. El X-1 fue retirado para modificar sus alas y no volvió al programa hasta abril de 1947. Para entonces, Woolams había muerto en un accidente. mientras volaba un P-39 de carreras.

El segundo prototipo realizó su primer vuelo como planeador el 11 de octubre de 1945, con Chalmers Goodlin a los mandos. Esto fue seguido por el primer vuelo propulsado el 9 de diciembre de 1946, donde el X-1 alcanzó Mach .75. El primer avión se unió al programa de pruebas con motor el 11 de abril, alcanzando Mach 77. En mayo de 1947, los dos aviones fueron entregados a la USAAF.

Los dos aviones se utilizaron para diferentes proyectos. El avión número 1 fue utilizado por la Fuerza Aérea para investigar la envolvente de velocidad transónica y supersónica. NACA iba a utilizar el número 2 para explorar problemas de estabilidad y control.

La Fuerza Aérea seleccionó a tres pilotos de prueba, el más famoso de los cuales fue Charles 'Chuck' Yeager. Hizo su primer vuelo sin motor en el X-1 el 6 de agosto de 1947 y su primer vuelo motorizado el 29 de agosto. Finalmente, el martes 14 de octubre, Yeager llevó el avión a Mach 1.06, la primera vez que un avión propulsado había superado la velocidad del sonido en vuelo nivelado. Yeager pudo elevar el récord a 1.45 de marzo el 26 de marzo de 1948. El X-1 n. ° 1 realizó su último vuelo el 5 de diciembre de 1950.

Un tercer X-1 se entregó en abril de 1951, con una nueva turbobomba impulsada por vapor. Este avión realizó su primer vuelo en planeador el 20 de julio de 1951, pero fue destruido después de una explosión accidental antes de su segundo vuelo.

También se estaba desarrollando una segunda versión del X-1, como el Bell Model 58. Este usaba las mismas alas, cola horizontal y cohete que el X-1, pero con un nuevo fuselaje. Este era 4 pies 6 pulgadas más largo, transportaba más combustible y tenía un parabrisas escalonado. También fue el primero en obtener un asiento eyector. Se ordenaron cuatro de estos, pero solo se completaron tres, como el X-1A, X-1B y X-1D.

El X-1D fue el primero de los nuevos aviones en completarse. Tenía un sistema de combustible de baja presión y podía transportar más combustible. Hizo su primer vuelo sin motor el 24 de julio de 1951, pero se perdió tras una explosión en agosto de 1951.

El X-1A realizó su primer vuelo en planeo el 14 de febrero de 1953 y su primer vuelo motorizado el 21 de febrero. El 9 de diciembre Yeager llevó este avión a Mach 1,9 y el 12 de diciembre a Mach 2,4. En agosto de 1954 alcanzó una altitud de 90,440 pies. Este avión se perdió tras una explosión en el verano de 1955.

El X-1B realizó su primer vuelo de planeo el 20 de junio de 1954 y su primer vuelo propulsado el 8 de octubre de 1954. Este avión realizó diecisiete vuelos para NACA antes de quedar en tierra por el descubrimiento de grietas en los tanques de oxígeno líquido.

El segundo X-1 recibió más tarde una nueva ala aún más delgada, desarrollada por Stanley Aviation, y se convirtió en el X1-E. Este avión realizó su primer vuelo en planeo el 3 de diciembre de 1955, y luego realizó al menos 25 vuelos más, alcanzando el 2.24 de marzo. Este avión quedó en tierra después de su vigésimo sexto vuelo el 6 de noviembre de 1958.

X-1
Motor: motor cohete bicombustible XLR-11-RM3 de Reaction Motors
Potencia: empuje estático de 6000 lb
Tripulación: 1
Alcance: 28 pies 0 pulgadas
Longitud: 30 pies 11 pulgadas
Altura: 10 pies 10 pulgadas
Peso vacío: 7,000 lb
Peso cargado: 12,250 lb
Velocidad máxima: Mach 2,44 / 1,612 mph
Techo: 70.000 pies
Resistencia: 5 minutos

X-1A / B / D
Motor: motor cohete bicombustible XLR-11-RM3 de Reaction Motors
Potencia: empuje estático de 6000 lb
Tripulación: 1
Alcance: 28 pies 0 pulgadas
Longitud: 35 pies 8 pulgadas
Altura: 10 pies 8 pulgadas
Peso vacío: 6,880 lb
Peso cargado: 16,487 lb
Velocidad máxima: Mach 2,44 / 1,612 mph
Techo: 90.000 pies
Resistencia: 4min 40sec


Campana X-1

Escrito por: Staff Writer | Última edición: 24/08/2018 | Contenido y copia www.MilitaryFactory.com | El siguiente texto es exclusivo de este sitio.

Bell Aircraft Company fue contratada para construir tres aviones cohete XS-1 ("Experimental Supersonic 1") para su uso por el Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA), precursor de la NASA actual, y la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF), reconocida anteriormente. como las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (USAAF) durante los años de la Segunda Guerra Mundial. El propósito principal del programa era recopilar datos a velocidades transónicas y supersónicas y ayudar a comprender mejor el entorno operativo en el mismo y aplicar esta investigación a una nueva generación de diseños de aviones propulsados ​​por reactores para el servicio de la USAF. El esfuerzo se aceleró en 1944 cuando la guerra se prolongó en Europa y el Pacífico y la construcción del vehículo se produjo en 1945. Para cuando el avión evolucionó a su forma final, se conocía como Bell X-1 y asumió su silueta icónica con esquema de pintura naranja brillante.

El principal sistema de propulsión del X-1 se convirtió en el motor cohete de combustible líquido XLR-11 (de Reaction Motors, Incorporated) que presentaba una disposición de cuatro cámaras. Como cohete, el sistema proporcionaría solo una pequeña ventana de empuje constante hasta que se agotara su combustible de combustión rápida. Fue durante esta ventana cuando se recopilarían los datos de vuelo más importantes para una evaluación posterior. El enfoque de cámaras múltiples permitió al piloto variar el empuje a través de incrementos de empuje de 1,500 libras. El motor estaba enterrado dentro del fuselaje robusto y redondeado (que se dice que imita la forma de un cartucho de calibre 0.50) del X-1 e incluía planos principales de ala montados en el medio, una aleta vertical única estándar y una cabina hacia adelante. El único piloto, ni siquiera con el beneficio de un asiento eyectable, tripulaba la aeronave dentro de los confines de esta cabina, que se encontraba debajo de un conjunto de dosel muy acristalado, aunque al ras. La aeronave tenía su propio tren de aterrizaje que permitía al piloto aterrizajes sin motor (planeados) controlados. La construcción general de la aeronave era de aluminio con dimensiones de 9,4 metros de longitud, 8,5 metros de envergadura y 3,3 metros de altura.

Se realizó un primer vuelo sin motor el 25 de enero de 1946 con el piloto Jack Woolams detrás del palo y siguieron nueve vuelos más. Luego de la muerte de Woolams, Chalmers Goodin asumió el control y logró veintiséis vuelos más para el X-1 hasta junio de 1947. El 14 de octubre de 1947, el Bell X-1 pasó a la historia de la aviación estadounidense cuando voló más rápido que la velocidad de sonido, alcanzando una velocidad de 700 millas por hora (Mach 1.06) a 43,000 pies. A los mandos estaba el famoso aviador estadounidense Chuck Yeager, cuyo nombre finalmente se convirtió en sinónimo de los programas de prueba estadounidenses de las décadas de 1940 y 1950. Este vuelo motorizado inicial vio el X-1 transportado dentro de la bahía de bombas de un Boeing B-29 Superfortress especialmente modificado. El X-1 se lanzó al aire una vez que el bombardero había alcanzado la altitud requerida de 23.000 pies y, desde allí, el X-1 activaría su motor cohete y ascendería a una altitud de prueba predeterminada antes de alcanzar su velocidad récord.

En un vuelo del 26 de marzo de 1948, Yeager y su avión alcanzaron una velocidad de 957 millas por hora (Mach 1,45) a 71,900 pies, estableciendo un nuevo récord de velocidad y altitud al mismo tiempo. En enero de 1949, Yeager completó un despegue de pista convencional en el X-1, el único incidente de este tipo que involucra al vehículo típicamente lanzado desde el aire. El avión alcanzó los 23.000 pies en solo 1,5 minutos. Yeager terminó nombrando al X-1 el "Glamorous Glennis" en honor a su esposa.

El valor del X-1 para ayudar a estudiar varios fenómenos del vuelo propulsado a alta velocidad ayudó a extenderlo a través de varias variantes notables. El grupo X-1 original estaba formado por tres aviones de prueba reconocidos simplemente como X-1-1, X-1-2 y X-1-3. El X-1A siguió en 1948 y se utilizó para la recopilación de datos en el entorno Mach 2+. Este avión recibió varias modificaciones del X-1 original que incluían la instalación de un dosel de burbujas para una mejor visión fuera de la cabina, un fuselaje alargado y un mayor peso máximo de despegue (MTOW) mientras se conservaba el cohete original. instalación del motor. El primer vuelo de esta marca fue el 14 de febrero de 1953. Finalmente, al X-1A se le dio un asiento eyectable. El avión se perdió por una explosión de combustible en agosto de 1955.

El X-1B se utilizó en la función de investigación térmica de alta velocidad y se le dieron alas modificadas, así como pequeños cohetes de "reacción" para un control más preciso. El primer vuelo llegó en octubre de 1954 y esta marca terminó sus días a principios de 1958 debido a la fatiga estructural. El vehículo pudo terminar 27 vuelos en total. El X-1C solo vio las etapas de la maqueta antes de ser cancelado. Estaba destinado a pruebas de armas, pero se deshizo con la llegada de aviones operativos adecuados de la USAF que podrían modificarse para el papel.

El X-1D se utilizó en la investigación de transferencia de calor y se equipó con un sistema de combustible de baja presión y aviónica actualizada. Este vehículo completó con éxito un vuelo de prueba de planeo el 24 de julio de 1951, aunque la pata de aterrizaje de la nariz falló al aterrizar y provocó daños. Una vez reparado, el vehículo se perdió por una explosión de combustible el 22 de agosto de 1951 durante su único intento de vuelo motorizado. Con cambios en el lugar para ayudar a reducir la posibilidad de explosiones de combustible, nació el X-1E. El primer vuelo (planeo sin motor) fue el 15 de diciembre de 1955 y este vehículo finalmente alcanzó la marca Mach 3 durante sus días de prueba mientras completaba un total de 26 vuelos. La fatiga estructural finalmente hizo esta marca también, ya que se archivó a partir de entonces.


Contenido

Cuando era adolescente, Larry Bell vio su primer avión en un espectáculo aéreo, comenzando una fascinación de por vida por la aviación. Bell abandonó la escuela secundaria en 1912 para unirse a su hermano en la floreciente industria aeronáutica en Glenn L. Martin Company, donde en 1914 se había convertido en superintendente de la tienda. En 1920, Bell era vicepresidente y gerente general de Martin, entonces con sede en Cleveland. Sintiendo que merecía una parte de la propiedad, a fines de 1924, le presentó a Martin un ultimátum. El Sr. Martin se negó y Bell renunció.

Bell pasó varios años fuera de la industria de la aviación, pero en 1928 fue contratado por Reuben H. Fleet en Consolidated Aircraft, en Buffalo, Nueva York, donde se le garantizó un interés en la compañía. En poco tiempo, Bell se convirtió en gerente general y el negocio estaba en auge, pero aún quería dirigir su propia empresa. Aunque podía reunir capital local, sabía que no podría competir ni con Consolidated ni con Curtiss-Wright, los dos principales constructores de aviones también con sede en Buffalo. Afortunadamente, en 1935 Fleet decidió trasladar Consolidated Aircraft a San Diego, y Bell se quedó para establecer su propia compañía, Bell Aircraft Company, el 10 de julio de 1935, con sede en la antigua planta de Consolidated en 2050 Elmwood Avenue en el área de North Delaware en Buffalo. (junto a la tienda Home Depot y otros negocios).

Bell fue el tercer constructor de aviones más importante en ocupar el sitio. El complejo de la fábrica fue construido originalmente en 1916 para Curtiss Airplane & amp Motor Company, [4] y durante la Primera Guerra Mundial se había considerado la fábrica de aviones más grande del mundo.

El primer contrato militar de Bell siguió en 1937 con el desarrollo del desafortunado YFM-1 Airacuda, un bombardero-destructor no convencional propulsado por dos hélices de empuje impulsadas por Allison. El YFM-1 incorporó tecnología innovadora para la época, con avistamiento de armas estabilizado por giroscopio y un sistema de control de fuego termoiónico. Incluyendo el prototipo, solo se produjeron 13 Airacudas, y estos solo vieron un servicio limitado con el USAAC antes de ser desechados en 1942.

Bell disfrutó de mucho éxito al año siguiente con el desarrollo del monomotor P-39 Airacobra, del cual se fabricaron 9.588. Haciendo un buen uso de su experiencia previa con los motores Allison, el P-39 colocó el motor en el centro de la aeronave, con la hélice impulsada por un eje largo a través del cual también se montó un cañón de 37 mm, disparando a través del rotor de la hélice. Debido a problemas persistentes de desarrollo y producción, el turbocompresor original se eliminó de los modelos de producción, en su lugar se utilizó un sobrealimentador de una sola etapa y una sola velocidad, como era estándar en todos los demás productos con motor Allison, con la excepción del P-38.

El P-39 se desempeñó mal a grandes altitudes en comparación con los diseños más nuevos de finales de la guerra. La mayoría de las fuerzas aliadas pensaban que el Airacobra era efectivo solo para funciones de ataque terrestre, como lo demostraron algunas unidades de las Fuerzas Aéreas del Ejército de los EE. UU. Que volaban P-39, como el llamado Fuerza Aérea Cactus en Guadalcanal en 1942-1943. Sin embargo, la Fuerza Aérea Soviética usó sus P-39 de Préstamo y Arriendo principalmente en el rol aire-aire, donde encontraron que sobresalía como un luchador de primera línea contra algunos de los mejores pilotos y aviones de la Luftwaffe. [5] Los P-39 de vuelo soviético fueron la razón principal por la que a la aeronave se le atribuye el mayor número de muertes individuales atribuidas a cualquier tipo de caza estadounidense. [6] [ cita necesaria ]

Una versión algo más grande y poderosa del P-39 se produjo poco antes del final de la Segunda Guerra Mundial. Llamado P-63 Kingcobra, este avión de combate abordó muchas de las deficiencias del P-39, aunque se produjo demasiado tarde en la guerra para hacer una contribución significativa. Se construyeron 2971 P-63 entre 1943 y 1945, muchos entregados a la Unión Soviética. Además, en ese momento, las Fuerzas Aéreas del Ejército ya tenían los cazabombarderos P-47 Thunderbolt y P-38 Lightning superiores.

En octubre de 1942, el P-59 Airacomet de doble chorro construido por Bell fue el primer avión a reacción estadounidense en volar. Desafortunadamente, el rendimiento estuvo por debajo de las expectativas, aproximadamente a la par con las aeronaves de hélice contemporáneas, un resultado generalmente atribuido al período de desarrollo extremadamente corto requerido por la USAAF, así como al intenso secreto impuesto al proyecto. El diseño había comenzado en septiembre de 1941, tiempo durante el cual el equipo de Bell se guió principalmente por la teoría, ya que General Electric no terminaría y comenzaría a probar el primer motor hasta marzo de 1942. Además, el general Henry "Hap" Arnold había prohibido el uso de túneles de viento para probar y optimizar el diseño, pero luego cedió un poco, solo permitiendo que el grupo usara el túnel de baja velocidad en Wright Field, Ohio. Los ingenieros de Bell solo pudieron adivinar las características de rendimiento. Inicialmente concebido como un avión de producción, el P-59 se convirtió, sin embargo, en un importante banco de pruebas experimental para la tecnología a reacción, proporcionando datos invaluables para el desarrollo de aviones a reacción posteriores. [7]

Durante la Segunda Guerra Mundial, Bell también construyó bombarderos pesados ​​con licencia de otras compañías de aviones en una fábrica cerca de Marietta, Georgia, al noroeste de Atlanta. En línea a mediados de 1943, la nueva planta produjo cientos de bombarderos Consolidated B-24 Liberators y Boeing B-29 Superfortress. A mediados de 1944, la producción del B-24 se consolidó de varias empresas diferentes (incluidas algunas en Texas) a dos grandes fábricas: Consolidated Vultee en San Diego y la fábrica Willow Run de Ford Motor Company cerca de Detroit, Michigan, que había sido especialmente diseñado para producir B-24. Durante el resto de la guerra, la planta de Bell en Marietta, bajo la dirección de Carl Cover y James V. Carmichael se concentró en producir B-29, produciendo 668 de ellos cuando el contrato expiró en el otoño de 1945. Bell ocupó el puesto 25 entre los Estados Unidos. corporaciones en el valor de los contratos de producción en tiempos de guerra. [8]

Después de la Segunda Guerra Mundial Editar

A medida que la industria de defensa de la posguerra se redujo, Bell consolidó sus operaciones en la planta de Wheatfield, cerca de Buffalo. La fábrica de aviones en Marietta más tarde pasó a ser propiedad de Lockheed Corporation, que la ha utilizado para producir aviones de transporte C-130 Hercules, C-141 Starlifter y C-5 Galaxy. Aunque Bell diseñó varios diseños de aviones de combate más durante y después de la Segunda Guerra Mundial, ninguno de ellos entró en la producción en masa.

El XP-77 era un pequeño caza que usaba materiales no estratégicos y no tuvo éxito. El XP-83 era un caza de escolta a reacción similar en diseño al P-59 que fue cancelado. El Bell XF-109 fue un caza de despegue vertical supersónico que fue cancelado en 1961.

Quizás la contribución más importante de Bell Aircraft a la historia del desarrollo de aviones de ala fija sería el diseño y construcción del avión cohete experimental Bell X-1, el primer avión del mundo en romper la barrera del sonido, y su continuación, el Bell X -2. A diferencia de las designaciones habituales para aviones estadounidenses, los modelos X-1 eran unidades sucesivas (en su mayoría idénticas) del programa X-1: X-1, X-1A, X-1B, X-1C, X-1D y X -1E.

Bell pasó a diseñar y producir varios aviones experimentales diferentes durante la década de 1950. Estos ayudaron a la Fuerza Aérea de los EE. UU. Y al Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA) a explorar los límites del diseño de aeronaves y allanaron el camino para la fundación de la NASA y la exploración del espacio exterior. El X-2 Starbuster alcanzó Mach 3 (2.100 mph) y una altura de 126.000 pies en 1955, abriendo un camino tecnológico para el desarrollo de naves espaciales.

Bell jugó un papel crucial en el desarrollo de la propulsión de cohetes después de la Segunda Guerra Mundial, encabezado por algunas de las mentes más brillantes de la ciencia espacial como Walter Dornberger (ex comandante del Centro de Investigación del Ejército de Peenemünde de la Alemania nazi) y Wendell Moore. Bell desarrolló y lanzó el primer misil de crucero aire-superficie con punta nuclear del mundo, el GAM-63 RASCAL en 1957. Wendell Moore desarrolló el cinturón de cohetes Bell, utilizando motores de cohetes monopropelentes de peróxido. Si bien el cinturón de cohetes no se desarrolló comercialmente, la tecnología de cohetes resultó invaluable en los futuros programas de Bell. Las campanas que coronan el logro en el ámbito de la cohetería fue el motor del cohete Agena. El Agena era un cohete bi-propulsor de 12.000 lbf que se considera hasta el día de hoy como uno de los cohetes más fiables jamás construidos. Se produjeron 360 unidades a partir de finales de la década de 1950 y se encargó de insertar en órbita la mayoría de los satélites lanzados por Estados Unidos en la década de 1960.

El desarrollo de helicópteros comenzó en Bell Aircraft en 1941 con el Bell Model 30 volando por primera vez en 1943. Bell Helicopter se convirtió en la única parte de Bell Aircraft que todavía producía aviones cuando Bell fue comprado por Textron Corporation. Esa parte de Textron ahora se conoce como Bell Helicopter. Después de una serie de exitosos diseños de helicópteros, el UH-1 Iroquois se convirtió en el helicóptero más famoso de la guerra en Vietnam, y Bell Helicopter todavía diseña y fabrica helicópteros en la actualidad.

Lawrence Bell murió en 1956 y, durante varios años, la empresa atravesó dificultades financieras.

Textron compró la división Bell Aerospace el 5 de julio de 1960. Bell Aerospace estaba compuesta por tres divisiones de Bell Aircraft, incluida la división de helicópteros. Bell Aerospace Textron continuó desempeñando un papel importante en la misión de la NASA de llevar hombres a la Luna en la década de 1960. Bell diseñó y construyó el sistema de control de reacción para el módulo de comando Redstone del Proyecto Mercury y se incorporó un sistema similar en el avión espacial X-15 de América del Norte. La NASA seleccionó a Bell para desarrollar y construir el Vehículo de Investigación de Aterrizaje Lunar LLRV, tres de los cuales fueron construidos a principios de la década de 1960 para entrenar a los astronautas del Apolo a aterrizar en la Luna. Bell también diseñó el motor de cohete utilizado en el sistema de propulsión de ascenso Apollo LEM, que fue responsable de sacar a los astronautas de la NASA de la Luna.

Aeronaves Editar

Nombre del modelo Primer vuelo Número construido Escribe
Campana YFM-1 Airacuda 1937 13 Caza pesado con motor de doble pistón
Campana P-39 Airacobra 1938 9,588 Caza de un solo motor de pistón
Bell XFL Airabonita 1940 1 Prototipo de caza naval de un solo motor de pistón
Bell P-63 Kingcobra 1942 3,303 Caza de un solo motor de pistón
Campana P-76 1942 3 Prototipo de caza con motor de un solo pistón
Campana B-29 Superfortaleza 1943 668 Bombardero estratégico de cuatro motores de pistón
Campana 30 1943 3 Helicóptero prototipo de un solo motor de pistón
Bell XP-77 1944 2 Prototipo de caza con motor de un solo pistón
Bell XP-83 1945 2 Prototipo de caza de escolta con dos motores a reacción
Campana 47 1945 5,600 Helicóptero de un solo motor de pistón
Campana X-1 1946 7 Avión experimental de un solo motor de cohete
Campana XH-15 1948 3 Prototipo de helicóptero utilitario de un solo motor de pistón
Campana X-5 1951 2 Avión experimental de un solo motor a reacción
Campana X-2 1952/1955 2 Avión experimental de un solo motor de cohete
Bell HSL 1953 53 Helicóptero antisubmarino de un solo motor de pistón
Campana Modelo 65 1954 1 Avión experimental VTOL de dos motores a reacción
Campana 201 1954 1 Helicóptero experimental de un solo motor turboeje
Campana XV-3 1955 2 Avión experimental VTOL con motor de un solo pistón
Campana 204/205 1956 Helicóptero utilitario con motor turboeje único
Campana X-14 1957 1 Avión experimental VTOL de dos motores a reacción
Vehículo de investigación de aterrizaje lunar 1964 5 Avión experimental VTOL a reacción / cohete
Campana X-22 1966 2 Avión experimental de cuatro motores turboeje V / STOL
Bell XP-52 N / A 0 Caza de motor de un solo pistón sin construir
Campana X-16 N / A 0 Avión de reconocimiento de dos motores a reacción sin construir
Campana D-188A N / A 0 Caza VTOL de ocho motores a reacción sin construir
Campana Modelo 50 N / A 0 Convertiplano sin construir
Campana Modelo 49 1 Helicóptero experimental de un solo motor de pistón
Cinturón Bell Rocket Paquete de cohetes
Bell 47J Ranger 1956 361 Helicóptero utilitario de un solo motor de pistón

Nave espacial Editar

Misiles Editar

Aerodeslizador Editar

Société d'Étude et de Développement des Aéroglisseurs Marins Editar

Société d'Étude et de Développement des Aéroglisseurs Marins (SEDAM) fue una unidad de Bell con sede en Francia fundada en 1965 y constructor del aerodeslizador N500 Naviplane, [9] así como N.300 Naviplane y Naviplane N102. SEDAM cesó sus operaciones en 1982 y el sitio de la fábrica se volvió a desarrollar para uso no aeronáutico. [10]


El proyecto fue cancelado cuando el presidente Kennedy interrumpió la investigación. "Se han dedicado casi quince años y alrededor de mil millones de dólares al intento de desarrollo de un avión de propulsión nuclear", dijo Kennedy al Congreso en 1961, "pero la posibilidad de lograr un avión de utilidad militar en el futuro previsible es todavía muy remota".

El avión era tecnológicamente sofisticado, pero de uso práctico limitado: uno de los dos únicos X-13 jamás construidos fue donado al Instituto Smithsonian en 1960, solo cinco años después del primer vuelo del modelo.


Variantes [editar | editar fuente]

Variantes posteriores del X-1 fueron construidas para probar diferentes aspectos del vuelo supersónico, uno de estos, el X-1A, con Yeager a los mandos, demostró inadvertidamente una característica muy peligrosa del vuelo supersónico rápido (Mach 2 plus): el acoplamiento por inercia. Solo las habilidades de Yeager como aviador le impidieron morir ese día después, Mel Apt moriría probando el Bell X-2 en circunstancias similares.

X-1A [editar | editar fuente]

Encargado por la Fuerza Aérea el 2 de abril de 1948, el X-1A (serie 48-1384) estaba destinado a investigar fenómenos aerodinámicos a velocidades superiores a Mach & # 1602 (681 & # 160 m / s, 2,451 & # 160 km / h) y altitudes superiores a 90,000 & # 160 pies (27 & # 160 km), centrándose específicamente en la dinámica estabilidad y cargas de aire. Más largo y pesado que el X-1 original, con un dosel de burbujas para una mejor visión, el X-1A fue impulsado por el mismo motor cohete Reaction Motors XLR-11. El avión voló por primera vez, sin motor, el 14 y 160 de febrero de 1953 en la Base Aérea Edwards, con el primer vuelo con motor el 21 y 160 de febrero. Ambos vuelos fueron piloteados por el piloto de pruebas de Bell, Jean "Skip" Ziegler.

Después de que NACA comenzara sus pruebas de alta velocidad con el Douglas Skyrocket, que culminó con Scott Crossfield logrando Mach & # 1602.005 el 20 & # 160 de noviembre de 1953, la Fuerza Aérea comenzó una serie de pruebas con el X-1A, que el piloto de pruebas de la serie, Chuck Yeager, llamado "Operación NACA Llora". Estos culminaron el 12 & # 160 de diciembre de 1953, cuando Yeager alcanzó una altitud de 74,700 pies (22,800 & # 160 m) y un nuevo récord de velocidad de Mach & # 1602.44 (y un récord de velocidad aérea de 1612 & # 160 mph, 724,5 & # 160 m / s, 2608 & # 160 km / ha esa altitud). Al igual que Crossfield en el Skyrocket, Yeager logró eso en una inmersión poco profunda. Inmediatamente después de Brennschluss, la aeronave ya inestable se salió de control debido al fenómeno entendido, pero no suficientemente respetado, del acoplamiento por inercia. El X-1A cayó desde una altitud máxima a 25,000 pies (7,600 & # 160 m), exponiendo al piloto a aceleraciones de hasta 8 g, durante las cuales Yeager rompió el revestimiento del dosel con su casco antes de recuperar el control. & # 9112 & # 93

El 28 de mayo de 1954, el mayor Arthur W. (Kit) Murray pilotó el X-1A a un nuevo récord de 90,440 pies (27,570 & # 160 m). & # 9113 & # 93

La aeronave fue transferida a NACA en septiembre de 1954. Tras las modificaciones, incluida la instalación de un asiento eyectable, la aeronave se perdió el 8 & # 160 de agosto de 1955 mientras se preparaba para el lanzamiento desde la nave nodriza RB-50 (o tal vez EB-50), convirtiéndose en el primero de los primeros aviones X que se perderían debido a las explosiones. & # 912 & # 93 & # 9114 & # 93

X-1B [editar | editar fuente]

X-1B en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos

los X-1B (serie 48-1385) estaba equipado con instrumentación de calentamiento aerodinámico para investigación térmica (se instalaron más de 300 sondas térmicas en su superficie). Era similar al X-1A excepto por tener un ala ligeramente diferente. El X-1B fue utilizado para investigaciones de alta velocidad por la Fuerza Aérea de los EE. UU. A partir de octubre de 1954 antes de ser entregado a la NACA en enero de 1955. NACA continuó volando el avión hasta enero de 1958 cuando las grietas en los tanques de combustible forzaron su puesta a tierra. El X-1B completó un total de 27 vuelos. Un logro notable fue la instalación de un sistema de pequeños cohetes de reacción utilizados para el control direccional, convirtiendo al X-1B en el primer avión en volar con este sofisticado sistema de control, posteriormente utilizado en el X-15 norteamericano. Desafortunadamente, debido a la fatiga del metal, la aeronave estuvo en tierra antes de muchas pruebas del sistema de control de reacción. El X-1B se encuentra ahora en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson en Dayton, Ohio, donde se exhibe en el Hangar de Investigación y Desarrollo del Museo.

X-1C [editar | editar fuente]

los X-1C (serie 48-1387) & # 9115 & # 93 estaba destinado a probar armamentos y municiones en los regímenes de vuelo transónico y supersónico. Fue cancelado mientras aún se encontraba en la etapa de maqueta, ya que el nacimiento de aviones con capacidad transónica y supersónica como el F-86 Sabre de América del Norte y el F-100 Super Sabre de América del Norte eliminó la necesidad de una plataforma de prueba experimental dedicada. & # 9116 & # 93

X-1D [editar | editar fuente]

los X-1D (serie 48-1386) fue el primero de la segunda generación de aviones cohete supersónicos. Volado desde un EB-50A (s / n # 46-006), iba a ser utilizado para la investigación de transferencia de calor. El X-1D estaba equipado con un nuevo sistema de turbobomba de baja presión, tanques de mayor capacidad de combustible y un dosel de semi-burbujas con una vista mejorada. También hubo algunos cambios menores en el conjunto de aviónica.

El 24 de julio de 1951, con el piloto de pruebas de Bell Jean "Skip" Ziegler a los controles, el X-1D fue lanzado sobre Rogers Dry Lake, en lo que se convertiría en el único vuelo exitoso de su carrera. El planeo sin motor se completó después de un descenso de nueve minutos, pero al aterrizar, el tren de morro falló, un hecho común cuando el avión no estaba correctamente posado y el avión se deslizó sin gracia hasta detenerse. Las reparaciones tardaron varias semanas en completarse y se programó un segundo vuelo para mediados de agosto. El 22 de agosto de 1951, el X-1D se perdió en una explosión de oxidante / plastificante durante los preparativos para el primer vuelo propulsado. La aeronave fue destruida tras el impacto después de que fue arrojada de su nave nodriza EB-50A. & # 9117 & # 93

X-1E [editar | editar fuente]

Bell X-1-3, avión # 46-064, siendo acoplado a la nave nodriza B-50 para una prueba de vuelo en cautiverio el 9 de noviembre de 1951. Mientras se descargaba de combustible después de este vuelo, explotó, destruyéndose a sí mismo y al B-50. y quemando seriamente a Joe Cannon. X-1-3 solo había completado un único vuelo de planeo el 20 de julio. & # 912 & # 93

los X-1E fue el resultado de una reconstrucción del X-1-2 (serial 46-063), con el fin de perseguir los objetivos originalmente establecidos para el X-1D y X-1-3 (serial 46-064), ambos perdidos en explosiones en 1951. La causa de las misteriosas explosiones se remonta finalmente al uso de juntas de cuero Ulmer impregnadas con fosfato de tricresilo (TCP), un tratamiento del cuero, que se utilizó en las tuberías de oxígeno líquido. El TCP se vuelve inestable y explosivo en presencia de oxígeno puro y choque mecánico. & # 9118 & # 93 Este error costó dos vidas, causó heridos y perdió varios aviones. & # 9119 & # 93

El X-1E, bautizado "Pequeño joe', Con el piloto Joe Walker.

  • Un sistema de alimentación de combustible de turbobomba, que eliminó el sistema de combustible de nitrógeno a alta presión utilizado en '062 y la forma original de' 063. (Las preocupaciones sobre la fatiga del metal en el sistema de combustible de nitrógeno dieron como resultado la conexión a tierra del X-1-2 después de su vuelo 54 en su configuración original). & # 9120 & # 93.
  • Un ala superfina perfilada (3 & # 323 & # 82608 pulgadas en la raíz), basado en el perfil de ala X-3 Stiletto (esto necesita verificación, probablemente un perfil de flujo laminar delgado, no el perfil supersónico X-3 facetado), lo que le da al X-1 E una capacidad mucho más allá de Mach 2, aunque esto fue mínimamente explotado.
  • Un parabrisas de 'borde de cuchillo' reemplazó el acristalamiento original del invernadero, un dosel que se abre hacia arriba reemplazó la escotilla del lado del fuselaje y permitió la inclusión de un asiento eyectable.
  • La adición de 200 puertos de presión para datos aerodinámicos y 343 galgas extensométricas para medir cargas estructurales y calentamiento aerodinámico a lo largo del ala y el fuselaje. & # 9120 & # 93

El X-1E voló por primera vez el 15 de diciembre de 1955, un vuelo de planeo bajo los controles del piloto de pruebas de la USAF Joe Walker. Walker dejó el programa X-1E en 1958, después de 21 vuelos, alcanzando una velocidad máxima de Mach 2,21 (752 & # 160 m / s, 2,704 & # 160 km / h). Las mejoras, estabilizadores adicionales y un propulsor (U-deta) de Isp más alto, aumentaron la posibilidad de velocidades cercanas a Mach 3. El piloto de investigación de la NACA, John B. McKay, tomó su lugar en septiembre de 1958, completando cinco vuelos en pos de Mach 3 (1,021 y # 160m / s, 3.675 & # 160km / h) antes de que el X-1E quedara en tierra permanentemente después de su vuelo número 26, en noviembre de 1958, debido al descubrimiento de grietas estructurales en la pared del tanque de combustible. En ese momento, era potencialmente el avión más rápido del mundo.


Bell X-1 - Historia

Investigación en vuelo supersónico y
la ruptura de la barrera del sonido

por John D. Anderson, Jr.

La mañana del martes 14 de octubre de 1947 amaneció brillante y hermosa sobre el lago seco de Muroc, una gran extensión de lecho de lago plano y duro en el desierto de Mojave en California. A partir de las 6:00 a.m., equipos de ingenieros y técnicos en el Campo Aéreo del Ejército de Muroc prepararon un pequeño avión propulsado por cohetes para el vuelo. Pintados de naranja y parecidos a una bala de ametralladora calibre 50 acoplada a un par de alas rectas y rechonchas, instalaron cuidadosamente el vehículo de investigación Bell X-1 en la bahía de bombas de un bombardero B-29 de cuatro motores de la Segunda Guerra Mundial. . A las 10:00 a.m., el B-29 con su futura carga histórica despegó y ascendió a una altitud de 20,000 pies. Mientras pasaba a través de 5,000 pies, el Capitán Charles E. (Chuck) Yeager, un piloto veterano de P-51 del teatro europeo durante la Segunda Guerra Mundial, luchó contra la cabina del X-1. Esta mañana, Yeager tenía dolor debido a dos costillas rotas que sufrió durante un accidente de equitación el fin de semana anterior. Sin embargo, no deseando interrumpir los eventos del día, Yeager no informó a nadie en Muroc sobre su condición, excepto a su amigo cercano, el Capitán Jack Ridley, quien lo ayudó a meterse en la cabina del X-1. A las 10:26 a.m., a una velocidad de 250 millas por hora, el X-1 pintado de colores brillantes cayó libre de la bahía de bombas del B-29. Yeager encendió su motor cohete Reaction Motors XLR-11 y, impulsado por 6,000 libras de empuje, el elegante avión aceleró y ascendió rápidamente. Siguiendo un chorro de escape de diamantes de choque de las cuatro toberas de cohetes convergentes-divergentes del motor, el X-1 pronto se acercó a Mach 0,85, la velocidad más allá de la cual no existían datos del túnel de viento sobre los problemas del vuelo transónico en 1947. Entrando en esta incógnita régimen, Yeager apagó momentáneamente dos de las cuatro cámaras del cohete y probó cuidadosamente los controles del X-1 cuando el medidor de Mach en la cabina registró 0,95 y aumentó aún. Pequeñas ondas de choque invisibles bailaron de un lado a otro sobre la superficie superior de las alas. A una altitud de 40,000 pies, el X-1 finalmente comenzó a nivelarse y Yeager disparó una de las dos cámaras de cohetes de apagado. El medidor de Mach se movió suavemente a través de 0.98, 0.99, a 1.02. Aquí, el medidor vaciló y luego saltó a

1. Theodore von K & aacuterm & aacuten, Aerodinámica (Ithaca, NY: Cornell University Press, 1954), pág. 116.

60 INVESTIGACIÓN EN VUELO SUPERSÓNICO Y RUPTURA DE LA BARRERA DEL SONIDO

1.06. Una onda de choque de arco más fuerte ahora se formó en el aire por delante de la nariz en forma de aguja del X-1 cuando Yeager alcanzó una velocidad de 700 millas por hora, Mach 1.06, a 43,000 pies. El vuelo fue suave, no hubo golpes violentos del avión ni pérdida de control como temían algunos ingenieros. En este momento, Chuck Yeager se convirtió en el primer piloto en volar más rápido que la velocidad del sonido, y el pequeño pero hermoso Bell X-1, se convirtió en el primer avión supersónico exitoso en la historia del vuelo. 2

El Bell X-1. (Foto de la NASA)

2. Esta descripción del primer vuelo supersónico está extraída de John D. Anderson, Jr., Flujo compresible moderno: con perspectiva histórica (Nueva York, NY. McGraw-Hill Book Co., 1990 2ª ed.), Págs. 2-4. Para una referencia general, desde el punto de vista de Chuck Yeager, ver General Chuck Yeager y Leo Janos, Yeager.- Una autobiografía (Nueva York, NY: Bantam Press, 1985). Para obtener una historia definitiva de las circunstancias que llevaron a la pista y que rodearon el desarrollo y las pruebas de vuelo del Bell X-1, consulte Richard P. Hallion, Vuelo supersónico (Nueva York, NY. Macmillan, 1972).

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 61

A medida que el boom sónico del X-1 se propagó por el desierto de California, este vuelo se convirtió en el hito más significativo en la aviación desde el primer vuelo histórico de los hermanos Wright en Kill Devil Hills cuarenta y cuatro años antes. Pero en la historia de los logros intelectuales humanos, este vuelo fue aún más significativo, ya que representó la culminación de 260 años de investigación sobre los misterios de la dinámica y la aerodinámica de los gases de alta velocidad. En particular, representó el fruto de veintitrés años de investigación profunda en aerodinámica de alta velocidad llevada a cabo por el Comité Asesor Nacional de Aerodinámica (NACA), una investigación que representó una de las historias más importantes en la historia de la ingeniería aeronáutica. El propósito de este capítulo es contar esta historia. La contribución de la NACA al Bell X-1 fue mucho más técnica que administrativa. Por lo tanto, este capítulo destacará la historia de esa tecnología.

El trabajo de la NACA sobre aerodinámica de alta velocidad descrito en este capítulo es también uno de los primeros ejemplos en la historia de la aerodinámica donde ciencia ingeniera jugó un papel decisivo. A partir de 1919, la NACA se embarcó en una búsqueda intelectual sistemática para obtener la conocimiento requerido para eventualmente diseño formas adecuadas de la superficie aerodinámica de alta velocidad. El historiador James R. Hansen, en su capítulo sobre el carenado de motor de baja resistencia de NACA, en el presente libro, hace la siguiente pregunta sobre el trabajo del carenado: ¿Fue ciencia o ingeniería? Llega a la conclusión de que estaba en algún punto intermedio: que era un ejemplo de la ciencia de la ingeniería en acción en la NACA. Al llegar a esta conclusión, Hansen se basa en los pensamientos del libro de Walter Vincenti, Lo que los ingenieros saben y cómo lo saben, donde Vincenti claramente hace la siguiente distinción entre ciencia e ingeniería: la ciencia es la búsqueda de nuevos conocimientos para mejorar la comprensión, y la ingeniería es un cuerpo de conocimiento autónomo (separado de la ciencia) para diseñar artefactos. A los efectos del presente capítulo, sugiero esta definición de ciencia de la ingeniería: La ciencia de la ingeniería es la búsqueda de nuevos conocimientos científicos con el propósito explícito de (1) Proporcionar una comprensión cualitativa que permita el diseño más eficiente de un artefacto de ingeniería, y / o (2) Proporcionar una técnica cuantitativa (predictiva), basada en la ciencia, para el diseño más eficiente de un artefacto de ingeniería. En este capítulo veremos que los investigadores de la NACA en las décadas de 1920 y 1930 estaban trabajando arduamente para descubrir los secretos científicos de la aerodinámica de alta velocidad solo para poder diseñar adecuadamente las superficies aerodinámicas para vuelos de alta velocidad, realmente la ciencia de la ingeniería en acción. Además, dentro del marco general de la evolución histórica del pensamiento aerodinámico a lo largo de los siglos, el programa de investigación de alta velocidad de la NACA se encuentra entre los primeros ejemplos de la ciencia de la ingeniería, aunque esa etiqueta aún no se había acuñado en ese momento.

La prehistoria del vuelo a alta velocidad: apuntar y
Contrapunto

La mayoría de los golfistas conocen la siguiente regla: cuando vea un relámpago en la distancia, comience a contar a un ritmo normal: uno, dos, tres. Por cada cuenta de cinco antes de escuchar el trueno, el rayo cayó a una milla de distancia. Claramente, el sonido viaja a través del aire a una velocidad definida, mucho más lenta que la velocidad de la luz.La velocidad estándar del sonido a nivel del mar es de 1, 117 pies por segundo; en cinco segundos, una onda de sonido viajará 5,585 pies, un poco más de una milla. Esta es la base de la regla de oro del golfista de "contar hasta cinco".

La velocidad del sonido es una de las cantidades más importantes en aerodinámica, es la línea divisoria entre el vuelo subsónico (velocidades menores que la del sonido) y el vuelo supersónico (velocidades mayores que la del sonido). El número de Mach es la relación entre la velocidad de un gas y la velocidad del sonido en ese gas. Si el número de Mach es 0.5, la velocidad del flujo de gas es la mitad de la velocidad del sonido, un número de Mach de 2.0 significa que la velocidad del flujo es el doble

62 INVESTIGACIÓN EN VUELO SUPERSÓNICO Y RUPTURA DE LA BARRERA DEL SONIDO

el del sonido. La física de un flujo subsónico es totalmente diferente a la de un flujo supersónico: un contraste tan sorprendente como el que existe entre el día y la noche. Esta es la razón por la que el primer vuelo supersónico del X-1 fue tan dramático y por qué el valor preciso de la velocidad del sonido es tan importante en aerodinámica.

El conocimiento de la velocidad del sonido no es un producto de la ciencia del siglo XX. Precisamente 260 años antes del primer vuelo supersónico del X-1, Isaac Newton publicó el primer cálculo de la velocidad del sonido en el aire. En ese momento se apreció claramente que el sonido se propagaba a través del aire a una velocidad finita. Newton sabía que las pruebas de artillería ya habían indicado que la velocidad del sonido era de aproximadamente 1,140 pies por segundo. Los artilleros del siglo XVII estaban precediendo la experiencia del golfista moderno. Las pruebas se realizaban colocándose a una distancia conocida de un cañón y observando el tiempo de demora entre el destello de luz de la boca del cañón y el sonido de la descarga. En la Proposición 50, Libro II de su Principia (1687), Newton calculó un valor de 979 pies por segundo para la velocidad del sonido en el aire, un quince por ciento más bajo que los datos de artillería existentes. Sin desanimarse, Newton siguió una táctica ahora familiar de los teóricos y procedió a explicar la diferencia por la existencia de partículas sólidas de polvo y vapor de agua en la atmósfera. Sin embargo, en realidad Newton había asumido incorrectamente en su análisis que la temperatura del aire dentro de una onda de sonido era constante (un proceso isotérmico), lo que hizo que subestimara la velocidad del sonido. Este error fue corregido más de un siglo después por el famoso matemático francés, Pierre Simon Marquis de Laplace, quien asumió correctamente que una onda de sonido es adiabática (sin pérdida de calor), no isotérmica. 3 Por lo tanto, en el momento de la desaparición de Napoleón, el proceso y la ecuación para la velocidad del sonido en un gas se entendieron completamente.

Esto no quiere decir que el valor exacto de la velocidad del sonido estuviera totalmente de acuerdo. El debate duró hasta bien entrado el siglo XX. De hecho, aunque este evento es poco conocido hoy en día, la NACA fue un árbitro en el establecimiento de la velocidad estándar del sonido al nivel del mar. El 12 de octubre de 1943, veintisiete distinguidos líderes estadounidenses en aerodinámica cruzaron la puerta de la sede de la NACA en 1500 New Hampshire Avenue en Washington, DC. Asistían a una reunión del Comité de Aerodinámica, uno de los diversos comités adjuntos establecidos por la NACA principal. Entre los expertos presentes se encontraban Hugh L. Dryden de la Oficina de Normas y John Stack, cuya carrera como aerodinámico en el Laboratorio NACA Langley Memorial estaba en un ascenso meteórico. También estuvo presente Theodore von K & aacuterm & aacuten, director de los Laboratorios Aeronáuticos Guggenheim en Cal Tech, quien representó una tubería intelectual para la investigación aerodinámica seminal de Ludwig Prandtl en la Universidad G & oumlttingen en Alemania, donde von K & aacuterm & aacuten había sido Ph.D. de Prandtl. estudiante antes de la Primera Guerra Mundial. Después de los informes del subcomité sobre el progreso en la aerodinámica de los helicópteros y los problemas aerodinámicos recientes en el aleteo y la vibración de las alas, John Stack planteó la cuestión de la velocidad del sonido como un nuevo asunto, quien afirmó que "el problema de establecer un La velocidad estándar del sonido fue aumentada por un fabricante de aviones ". 4

Stack informó que el personal del laboratorio del Comité había examinado la información disponible sobre calores específicos del aire información termodinámica que entra en el cálculo de la velocidad del sonido que llevó a un valor calculado de la velocidad del sonido de

3. Pierre Simon Marqués de Laplace, "Sur la vitesse do son dans I'aire et dan I'eau", Annales de Chimie et de Physique, 1816.

4. Acta de la reunión del Comité de Aerodinámica, 12 de octubre de 1943, pág. 9. Encontrado por el autor en los archivos de John Stack en los Archivos del Centro de Investigación Langley de la NASA, Centro de Investigación Langley, Hampton, VA. Originalmente marcadas con la clasificación de seguridad Confidencial, las actas han sido desclasificadas desde entonces. Los Archivos de Langley están a cargo de Richard T. Layman, quien fue de gran ayuda para el autor durante el curso de la investigación para este capítulo.

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John Stack, científico del Langley Research Center, recibió el Trofeo Collier en 1947, otorgado por su concepción de los aviones de investigación transónicos. Su investigación contribuyó a que el X-1 rompiera la barrera del sonido el 14 de octubre de 1947. (Foto de la NASA No. LMAL 48991).

1,116.2 pies por segundo. Los valores medidos dieron medias ponderadas de 1,116.8 a 1,116.16 pies por segundo. Dryden señaló que los calores específicos "no eran necesariamente los mismos para todas las condiciones" y sugirió que el Comité seleccione 1,117 pies por segundo como una cifra redonda para un valor estándar de la velocidad del sonido para las condiciones del nivel del mar para uso aeronáutico. El resultado de esta discusión apareció en el acta de la reunión: "Después de una discusión adicional, se acordó que la recomendación de un valor estándar para la velocidad del sonido se dejaría para que el Dr. Dryden y el Sr. Stack trabajaran juntos". Hoy en día, la velocidad estándar aceptada del sonido depende de la tabla de "atmósfera estándar" que mire, que varía desde un valor de 1,116.4 pies por segundo en la atmósfera del Modelo ARDC de 1959 a 1,116.9 pies por segundo en la atmósfera del Modelo de la OACI de 1954. Sin embargo, para fines de ingeniería, esto está dividiendo los pelos, y la sugerencia de Dryden de un valor redondo de 1,117 pies por segundo todavía se usa hoy en día para muchos cálculos de ingeniería. Aquí hay un ejemplo poco conocido de cómo la NACA jugó un papel en los fundamentos de la aerodinámica compresible de alta velocidad, incluso hasta el punto mundano de proporcionar a la industria un valor "estándar" de la velocidad del sonido.

El 14 de octubre de 1947, cuando el Bell X-1 se acercó a Mach uno, una región del flujo aerodinámico sobre el ala se volvió localmente supersónica. Esto se debe a que el flujo de aire aumenta su velocidad mientras se mueve sobre la parte superior del ala y, por lo tanto, siempre hay una región del flujo sobre el ala donde la velocidad local es mayor que la velocidad del avión en sí. A medida que el X-1 aceleraba a Mach 0,87, se formó una bolsa de flujo supersónico local sobre la parte superior del ala. Este bolsillo supersónico terminó en el extremo de aguas abajo por una onda de choque orientada casi perpendicular al flujo, llamado normal

64 INVESTIGACIÓN EN VUELO SUPERSÓNICO Y RUPTURA DE LA BARRERA DEL SONIDO


Esquema de flujo transónico sobre un perfil aerodinámico. (a) Flujo de Freestream ligeramente por debajo de la velocidad del sonido, típicamente un número de Mach subsónico de flujo libre de aproximadamente 0,8 a 0,999. (b) Flujo de flujo libre Ligeramente por encima de la velocidad del sonido, típicamente un número de Mach supersónico de flujo libre de 1.0 a aproximadamente 1.2.

choque (como se muestra arriba). Esta formación de choque fue la culpable de que el vuelo a través de Mach fuera una preocupación tan angustiosa en ese momento. Finalmente, cuando el X-1 aceleró a través de Mach uno a velocidades supersónicas, otra onda de choque se formó a una corta distancia frente a la nariz, este choque, llamado choque de arco, era curvo y más oblicuo al flujo (como se muestra arriba). Las ondas de choque son regiones extremadamente delgadas, mucho más delgadas que el grosor de esta página, a través de las cuales ocurren aumentos dramáticos y casi discontinuos en la presión y la temperatura. Las ondas de choque son una realidad en el flujo aerodinámico sobre aviones transónicos y supersónicos.

El conocimiento de las ondas de choque no es exclusivo del siglo XX, su existencia se reconoció a principios del siglo XIX. El matemático alemán G. F. Bernhard Riemann intentó por primera vez calcular las propiedades de choque en 1858, pero descuidó una característica física esencial y, por lo tanto, obtuvo resultados incorrectos. 5 Doce años después, William John Rankine, un destacado profesor de ingeniería de la Universidad de Glasgow, derivó correctamente la

5. Una onda de choque es, en lenguaje termodinámico, un proceso irreversible, causado por efectos de viscosidad y conducción térmica dentro de la onda de choque. Una medida de la cantidad de irreversibilidad es una variable termodinámica llamada entropía, que según la Segunda Ley de la Termodinámica siempre aumenta en cualquier proceso que involucre tales irreversibilidades. La entropía de un gas siempre aumenta a medida que atraviesa una onda de choque. Desafortunadamente, Riemann asumió incorrectamente que la entropía se mantuvo constante durante un choque.

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 65

ecuaciones adecuadas para el flujo a través de una onda de choque normal. Sin conocer el trabajo de Rankine, el balístico francés Pierre Hugoniot redescubrió las ecuaciones normales de ondas de choque en 1887. Hasta el día de hoy, las ecuaciones que gobiernan el flujo a través de una onda de choque se denominan Ecuaciones de Rankine-Hugoniot, en honor a estos dos hombres. 6 Este trabajo fue ampliado para incluir ondas de choque oblicuas por el famoso aerodinámico alemán, Ludwig Prandtl y su alumno Theodor Meyer en la Universidad de G & oumlttingen en 1908. 7 Por lo tanto, sólo cinco años después del primer vuelo de los hermanos Wright, la teoría necesaria para el cálculo de las propiedades de las ondas de choque en un flujo supersónico estaba en la mano, aunque se consideraba un tema puramente académico en ese momento.

El siglo XIX también fue una época de trabajo experimental sobre el flujo supersónico. Quizás el evento más importante fue la prueba de que las ondas de choque no eran solo un producto de la imaginación, sino que realmente existían en la naturaleza. Esta prueba fue dada por el físico-físico-filósofo Ernst Mach en 1887. Mach, mientras era profesor de física en la Universidad de Praga, tomó las primeras fotografías de ondas de choque en un cuerpo que se movía a velocidades supersónicas. Las ondas de choque son normalmente invisibles a simple vista. Pero Mach ideó un arreglo óptico especial (llamado gráfico de sombras) mediante el cual podía ver y fotografiar ondas de choque. En 1887, presentó un artículo a la Academia de Ciencias de Viena donde mostró una fotografía de una bala moviéndose a velocidades supersónicas. Usando su sistema de gráficos de sombras, el choque de proa y el choque del borde de fuga se hicieron visibles (como se muestra a continuación). Esta fotografía histórica permitió a los científicos, por primera vez en la historia, ver realmente una onda de choque. El estudio experimental de ondas de choque estaba en marcha.

Fotografía de una bala en vuelo supersónico, publicada por Ernst Mach en 1887.

6. John D. Anderson, Jr., Flujo compresible moderno: con perspectiva histórica, (Nueva York, NY. McGraw Hill, 1990), págs. 92-95.

66 INVESTIGACIÓN EN VUELO SUPERSÓNICO Y RUPTURA DE LA BARRERA DEL SONIDO

Esta prehistoria del vuelo supersónico, tanto teórico como experimental, fue llevada a cabo por investigadores básicos que estaban interesados ​​en el tema únicamente a nivel académico. El verdadero valor práctico de este trabajo no se materializó hasta el advenimiento del vuelo supersónico en la década de 1940. Sin embargo, este es un excelente ejemplo del valor de la investigación básica sobre problemas que parecen ser puramente académicos en ese momento. En la década de 1940, cuando la teoría básica del flujo supersónico y la comprensión fundamental de las ondas de choque se necesitaron repentinamente debido a la llegada de aviones y cohetes de alta velocidad, estaba allí, residiendo y durmiendo tranquilamente en unos pocos libros polvorientos y artículos de revistas de archivo en la biblioteca.

A la luz de nuestra discusión anterior sobre la ciencia de la ingeniería, ¿este trabajo inicial sobre ondas de choque fue ciencia de la ingeniería? ¡Enfáticamente no! Los investigadores involucrados en este trabajo buscaban conocimiento científico, y eso. No había ninguna fuerza detrás de estos investigadores que los impulsara a diseñar ningún artefacto de ingeniería relacionado en ese momento. 8

Problemas de compresibilidad: los primeros inklings
(1918-1923)

La aerodinámica del avión, desde la época del Wright Flyer hasta el comienzo de la Segunda Guerra Mundial, asumió que los cambios en la densidad del aire eran insignificantes a medida que el aire fluía sobre el avión. Esta suposición, llamada flujo incompresible, era razonable para las velocidades de vuelo de 350 mph o más lentas de los aviones durante esa época. Teóricamente, era una gran ventaja asumir una densidad constante, y físicamente los flujos aerodinámicos de baja velocidad generalmente exhibían variaciones suaves sin cambios repentinos ni sorpresas. Todo esto cambió cuando las velocidades de vuelo comenzaron a acercarse sigilosamente a la velocidad del sonido. La teoría aerodinámica tenía que tener en cuenta los cambios en la densidad del aire en el campo de flujo alrededor del avión, y físicamente el campo de flujo a veces actuaba de manera errática y con frecuencia sorprendía y desafiaba enormemente a los aerodinámicos. Los aerodinanticistas de la década de 1930 simplemente arrojaron estos fenómenos en un solo recipiente y los llamaron genéricamente "problemas de compresibilidad".

Irónicamente, los primeros indicios de problemas de compresibilidad ocurrieron durante la era de los biplanos de puntal y alambre, con velocidades de vuelo lo más alejadas posible de la velocidad del sonido. Tenía que ver con una parte del avión, es decir, la hélice. Aunque las velocidades de vuelo típicas de los aviones de la Primera Guerra Mundial eran menos de 125 millas por hora, las velocidades de punta de las hélices, debido a su movimiento combinado de rotación y traslación a través del aire, eran bastante grandes, a veces excediendo la velocidad del sonido. Este hecho fue apreciado por los ingenieros aeronáuticos en ese momento. Esto llevó al Comité Asesor Británico de Aeronáutica a mostrar cierto interés en la teoría del flujo compresible. En 1918 y 1919, G. H. Bryan, que trabajaba para el Comité en el Royal Aeronautical Establishment, llevó a cabo un análisis teórico de los flujos subsónicos y supersónicos sobre un cilindro circular (una forma geométrica simple elegida por conveniencia). Pudo demostrar que en un flujo subsónico, el efecto de la compresibilidad era desplazar las líneas de corriente adyacentes más separadas. Su análisis fue engorroso y complejo `` un presagio de lo que vendrá '' y proporcionó pocos datos de valor. Pero fue una prueba de la preocupación que sentían los británicos por los efectos de la compresibilidad en el rendimiento de la hélice. 9

Al mismo tiempo, Frank Caldwell y Elisha Fales de la rama de hélice de la División de Ingeniería del Servicio Aéreo del Ejército en McCook Field en Dayton, Ohio, tomaron un análisis puramente experimental.

8. Informe del año 1909-10, Comité Asesor de Aeronáutica, Inglaterra, p. 5.

9. G.H. Bryan, "El efecto de la compresibilidad en los movimientos aerodinámicos", R & amp M No. 555, Informe técnico del Comité Asesor de Aeronáutica, vol. I, diciembre de 1918 G .H. Bryan, "El efecto de la compresibilidad en los movimientos aerodinámicos, Parte II", R & amp M No. 640, Comité Asesor de Aeronáutica, abril de 1919.

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 67


Los primeros datos que muestran los efectos adversos de la compresibilidad del flujo a alta velocidad sobre un perfil aerodinámico. Caldwell y Fales, NACA TR 83, 1920. Esta es una gráfica del coeficiente de sustentación, Ky, frente a la velocidad en millas por hora: la definición utilizada para Ky en ese momento difería de la definición moderna de coeficiente de sustentación (generalmente denotado por CL hoy) por un factor de dos, es decir, CL = 2 Ky. La gran caída de Ky que se ve a la derecha del gráfico es el efecto adverso de la compresibilidad. (La rampa en Ky que se ve a la izquierda del gráfico no fue explicada por Caldwell y Fales, es la suposición educada del presente autor que la rampa fue un efecto de número de Reynolds bajo, debido al pequeño tamaño de los modelos de perfil aerodinámico utilizados, a saber, uno acorde de pulgadas.)

enfoque del problema. (Este fue el comienzo de una dicotomía difusa entre la investigación británica y estadounidense sobre los efectos de la compresibilidad. Durante las dos décadas siguientes, las principales contribuciones experimentales para comprender los efectos de la compresibilidad debían realizarse en los Estados Unidos, principalmente por la NACA, y los principales teóricos en Inglaterra.) En 1918, Caldwell y Fales diseñaron y construyeron el primer túnel de viento de alta velocidad en los Estados Unidos, puramente para investigar los problemas asociados con las hélices. El rango de velocidad del túnel era de 25 a unos impresionantes 465 millas por hora. Tenía una longitud de casi diecinueve pies y la sección de prueba tenía catorce pulgadas de diámetro. Esta fue una máquina grande y poderosa para su época. Se probaron seis superficies aerodinámicas diferentes, con relaciones de espesor (relación entre el espesor máximo y la longitud de la cuerda) de 0,08 a 0,2. A velocidades más altas, los resultados mostraron "un coeficiente de sustentación reducido y un coeficiente de arrastre aumentado, de modo que la relación de sustentación-resistencia se reduce enormemente". Además, la velocidad aerodinámica a la que se produjeron estas desviaciones dramáticas se señaló como la "velocidad crítica". 10 Debido a su importancia histórica, algunos de sus datos se muestran arriba, reproducidos directamente de NACA TR 83. Aquí, el coeficiente de sustentación para el perfil aerodinámico en ocho grados

10. El número de Mach crítico se define con precisión como el número de Mach de flujo libre en el que el flujo sónico se encuentra por primera vez en la superficie de un cuerpo. El gran aumento de arrastre debido a los efectos de compresibilidad ocurre normalmente en un número de Mach de flujo libre ligeramente por encima del número de Mach crítico, esto se denomina número de Mach de divergencia de arrastre. En realidad, Caldwell y Fales habían alcanzado y excedido el número de Mach de divergencia de arrastre en sus experimentos. Pero su introducción de la palabra "crítico" junto con esta velocidad fue finalmente la inspiración para su auge al acuñar más tarde el término "número de Mach crítico".

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los ángulos de ataque se representan frente a la velocidad de la corriente de aire. Note la caída dramática en el coeficiente de sustentación a la "velocidad crítica" de 350 millas por hora, el efecto de compresibilidad. Este gráfico, y otros similares para otros ángulos de ataque que se publicaron en NACA TR 83, son los primeros datos publicados en la historia de la aerodinámica que muestran los efectos adversos de la compresibilidad. Aunque Caldwell y Fales cometieron un error en la reducción de sus datos (un error comprensible asociado con la inexperiencia de lidiar con condiciones de flujo compresible a principios de 1919), lo que provocó que sus coeficientes de sustentación y resistencia informados fueran aproximadamente un diez por ciento demasiado bajos en las velocidades más altas, esto no comprometió el descubrimiento dramático e importante del gran aumento en la resistencia y la disminución en la sustentación cuando las secciones del perfil aerodinámico se probaron por encima de la "velocidad crítica". Además, fueron los primeros en demostrar que la "velocidad crítica" de los perfiles aerodinámicos delgados era más alta que la de los perfiles aerodinámicos gruesos y, por lo tanto, al hacer la sección del perfil aerodinámico más delgada, los efectos adversos de la compresibilidad pueden retrasarse a números de Mach más altos. Este fue un hallazgo importante y que tendría un impacto duradero en el diseño de vehículos de alta velocidad. 11

Es de destacar que la incipiente NACA fue la agencia gubernamental que publicó los resultados de Caldwell y Fales. 12 La NACA estaba cumpliendo con su deber según lo establecido en la Ley Pública 271, que creó el Comité en 1915, a saber, "supervisar y dirigir el estudio científico de los problemas de vuelo, con miras a su solución práctica, y determinar los problemas que deberían ser atacados experimentalmente, y discutir su solución y su aplicación a cuestiones prácticas ". La publicación del trabajo de Caldwell y Fales se encuentra en la última categoría: la NACA ya estaba señalando los efectos de compresibilidad como un problema "que debería ser atacado experimentalmente".

En la cronología de eventos, los británicos fueron los siguientes en examinar los efectos de la compresibilidad en las hélices. En 1923, G. P. Douglas y R. McK. Wood, dos aerodinámicos del Royal Aeronautical Establishment, probaron modelos de hélices a altas velocidades de rotación en el túnel de viento de baja velocidad de siete pies (100 millas por hora de corriente de aire) en el Laboratorio Nacional de Física de Londres. 13 También realizaron pruebas de vuelo en un biplano DeHaviland D.H. 9A. Sus datos eran las mediciones globales del empuje y el par generado por toda la hélice, por lo que los detalles de los efectos de compresibilidad que afectan a las secciones del perfil aerodinámico en la punta de la hélice estaban algo oscurecidos. Sin embargo, una de sus conclusiones anticipó los efectos adversos de la compresibilidad, a saber, que "velocidades de punta más altas que las utilizadas en la actualidad probablemente implicarán una pérdida importante de eficiencia".

11. Este autor, al estudiar la reducción detallada de datos de Caldwell y Fales, ha descubierto que, aunque reconocieron que la densidad del flujo de aire cambiaba dentro del túnel de viento a velocidades más altas, lo tenían en cuenta al calcular sus coeficientes de sustentación y resistencia a partir de sus las fuerzas de elevación y arrastre medidas se realizaron incorrectamente. Pensaron que habían trabajado su reducción de datos para que "la densidad no entrara en el cálculo". Más bien, expresaron sus coeficientes de sustentación y resistencia en términos de la presión de impacto, la diferencia entre la presión total y estática. Por eso dijeron que "la densidad no entra en el cálculo". Pero utilizaron de manera incorrecta y bastante ingenua la ecuación de Bernoulli incompresible para reemplazar el término de velocidad al cuadrado en la definición de coeficiente de sustentación con la presión de impacto. Esto resultó en un error de aproximadamente un diez por ciento en los valores de sus coeficientes de sustentación y arrastre informados a altas velocidades. Para obtener más detalles, consulte John D. Anderson, Jr., La historia de la aerodinámica y su impacto en las máquinas voladoras (Nueva York, NY: Cambridge University Press, 1997).

12. F. W. Caldwell y E. Fates, "Estudios de túnel de viento en fenomera aerodinámica a alta velocidad". NACA TR 83,1920.

13. G.P. Douglas y R. McK. Wood, "Los efectos de la velocidad de la punta en el rendimiento de la hélice. Aire Investigación experimental del rendimiento de una hélice en un rango de velocidades de revolución desde las velocidades de la punta del 'modelo' a las velocidades de la punta en exceso de la velocidad del sonido en el aire", R & amp M No. 884, Comité Asesor de Aeronáutica, 1923.

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El burbujeo de la compresibilidad: seminal de NACA
Investigación, 1924-1929

Mientras tanto, la NACA avanzaba. Durante la década de 1920, el Comité patrocinó una serie de experimentos fundamentales en aerodinámica de alta velocidad en la Oficina de Normas con Lyman J. Briggs y el Dr. Hugh L. Dryden. Hugh Dryden era un joven Ph.D. Graduado de la Universidad Johns Hopkins en física, había recibido su doctorado. en 1919 a la edad de veinte años. (Dryden mucho más tarde se convertiría en el Director de Investigación para el frente de la NACA de 1947 a 1958.) Este trabajo progresó en tres etapas, cada una documentada en un Informe Técnico de la NACA por separado, y cubrió el período de 1924 a 1929. Como antes, el La motivación principal de esta investigación fue comprender los efectos de la compresibilidad en las puntas de las hélices.

  1. El coeficiente de sustentación para un ángulo de ataque fijo disminuye muy rápidamente a medida que aumenta la velocidad.
  2. El coeficiente de arrastre aumenta rápidamente.
  3. El centro de presión retrocede hacia el borde de fuga.
  4. La "velocidad crítica" a la que estos ocurren disminuye a medida que aumenta el ángulo de ataque y aumenta el grosor del perfil aerodinámico.

En 1924, la culminación de este trabajo, así como el anterior, fue el ondear una bandera roja: los efectos de compresibilidad fueron desagradables y degradaron notablemente el rendimiento del perfil aerodinámico. Pero nadie tenía una comprensión fundamental de las características físicas del campo de flujo que estaban causando estos efectos adversos. Esto no vendría hasta dentro de una década.

Briggs y Dryden dieron un paso importante hacia este entendimiento fundamental en la segunda etapa de su trabajo. Debido a que el compresor Lynn Works ya no estaba disponible para ellos, Briggs y Dryden trasladaron su actividad experimental al Arsenal Edgewood del Ejército, donde construyeron otro túnel de viento de alta velocidad, este mucho más pequeño, con una corriente de aire de solo dos pulgadas de diámetro. Sin embargo, mediante un diseño cuidadoso de los modelos de perfil aerodinámico pequeño, se podrían colocar dos tomas de presión en cada modelo. Siete idénticos

14. L. J. Briggs G.F. Hull y Hugh L Dryden, "Características aerodinámicas de superficies aerodinámicas a altas velocidades", NACA TR 207, 1924.

15. Hans W. Liepmann y Allen E. Puckett, Introducción a la aerodinámica de un fluido compresible (Nueva York, NY. John Wiley and Sons, 1947).

16. L. J. Briggs y Hugh L. Dryden, "Distribución de presión sobre superficies aerodinámicas a altas velocidades", NACA TR 255, 1926.

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Se utilizaron modelos, cada uno con diferentes ubicaciones de las tomas de presión. Se emplearon un total de trece ubicaciones de tomas de presión, siete en la superficie superior y seis en la superficie inferior (para el lector que está contando, el séptimo modelo tenía solo una toma).

Con esta técnica, Briggs y Dryden midieron las distribuciones de presión sobre el perfil aerodinámico en números de Mach de 0,5 a 1,08. ¡Los resultados fueron espectaculares! Más allá de la "velocidad crítica", las distribuciones de presión sobre la parte superior del perfil aerodinámico exhibieron una presión repentina, saltaron alrededor de un tercio a la mitad de la distancia desde el borde de ataque, seguido de una meseta bastante larga hacia el borde de salida. Tal meseta de presión era familiar, era muy similar a la que existe sobre la superficie superior de un perfil aerodinámico en flujo a baja velocidad cuando el perfil aerodinámico se detiene en un alto ángulo de ataque. Y era bien sabido que la pérdida del perfil aerodinámico se debía a la separación del flujo de la superficie superior del perfil aerodinámico. Briggs y Dryden juntaron dos y dos, y concluyeron que los efectos adversos de la compresibilidad fueron causados ​​por la separación del flujo sobre la superficie superior, a pesar de que el perfil aerodinámico estaba en un ángulo de ataque bajo (incluso cero). Para corroborar esto, realizaron pruebas de flujo de aceite, en las que se pintó un aceite pigmentado visible en la superficie del modelo y el modelo se colocó en la corriente de aire de alta velocidad. Durante las pruebas, la línea de separación de flujo delatora se formó en el patrón de aceite. Claramente, más allá de la "velocidad crítica", la separación del flujo se estaba produciendo en la superficie superior del perfil aerodinámico. La siguiente pregunta fue: ¿Por qué? ¿Qué estaba causando que el flujo se separara? La respuesta a esta pregunta aún se encuentra dentro de ocho años.

¿Fue este trabajo de ciencia de ingeniería de Briggs y Dryden? ¡Enfáticamente sí! Sus experimentos fueron diseñados para obtener información científica básica sobre la física del flujo de alta velocidad sobre un perfil aerodinámico, pero siempre con el propósito de aprender a diseñar mejores formas de perfil aerodinámico para vuelos de alta velocidad.

La tercera etapa del trabajo de Briggs y Dryden fue utilitaria, y estaba en consonancia con el deber declarado de la NACA de trabajar en los problemas de vuelo "con miras a su solución práctica". Hacia finales de la década de 1920, llevaron a cabo una gran cantidad de mediciones detalladas de las propiedades aerodinámicas de 24 perfiles diferentes con números de Mach de 0,5 a 1,08. Los perfiles aerodinámicos elegidos fueron los utilizados convencionalmente por el Ejército y la Armada para hélices, que consisten en la familia estándar de perfiles aerodinámicos de la RAF de diseño británico y la familia Clark Y de diseño estadounidense. Estos datos proporcionaron las primeras mediciones definitivas en estándar serie de perfiles aerodinámicos que muestran efectos de compresibilidad. 17

Cabe señalar que las soluciones teóricas de los efectos de compresibilidad a alta velocidad en un flujo subsónico eran prácticamente inexistentes durante la década de 1920. La única contribución importante fue la del famoso aerodinámico británico Herman Glauert, quien derivó rigurosamente una corrección para aplicar al coeficiente de sustentación incompresible a baja velocidad para corregirlo por los efectos de compresibilidad. 18 Esta fue la primera de una serie de reglas teóricas denominadas "correcciones de compresibilidad". Debido a que se sabía que Ludwig Prandtl en Alemania también había derivado la misma regla unos años antes, pero no la había publicado, el resultado de Glauert ha llegado a lo largo de las décadas como el Regla de Prandtl-Glauert. Sin embargo, tales correcciones de compresibilidad son aplicables a la variación del coeficiente de sustentación con una velocidad por debajo de la "velocidad crítica" y, por lo tanto, no tienen forma de predecir el coeficiente de sustentación en el "burbujeo de compresibilidad".

A lo largo de todo esto, la motivación principal de todo el trabajo anterior sobre los efectos de la compresibilidad fue la aplicación a las hélices de los aviones. Pero el enfoque estaba a punto de cambiar y cambiar drásticamente.

17. L. J. Briggs y Hugh L. Dryden, "Características aerodinámicas de veinticuatro perfiles aerodinámicos a altas velocidades", NACA TR 319, 1929.

18. H. Glauert, "El efecto de la compresibilidad en la sustentación de un perfil aerodinámico",Revista de la Royal Society 118 (1927): 113. También publicado como R & amp M No. 1135, Comité Asesor de Aeronáutica, septiembre de 1927.

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John Stack y el flujo compresible de NACA
Investigación: un gran avance

En julio de 1928, un joven de Nueva Inglaterra, nacido y criado en Lowell, Massachusetts, comenzó su carrera en el Laboratorio Aeronáutico NACA Langley Memorial. Recién graduarse del Instituto de Tecnología de Massachusetts con un B.S. Licenciado en ingeniería aeronáutica, John Stack fue asignado al Túnel de Densidad Variable, el túnel de viento más importante del mundo en ese momento. Stack estaba absolutamente dedicado a la ingeniería aeronáutica. Mientras estaba en la escuela secundaria, ganó dinero para poder tomar algunas horas de instrucción de vuelo en un biplano Canuck. Ayudó con el mantenimiento de un biplano Boeing propiedad de uno de sus empleadores a tiempo parcial. Antes de ir a la universidad, se había decidido a ser ingeniero aeronáutico. Sin embargo, su padre, un carpintero que también tuvo mucho éxito en el sector inmobiliario, quería que su hijo estudiara arquitectura en el MIT. En cambio, cuando Stack ingresó al MIT, se inscribió en ingeniería aeronáutica, manteniéndolo en secreto para su padre durante el primer año, pero con la comprensiva aprobación de su madre. Mucho más tarde, Stack comentó: "Entonces, cuando papá se enteró, ya era demasiado tarde para protestar". 19

Cuando John Stack entró por primera vez en el laboratorio de Langley en julio de 1928, ya se había realizado un año de trabajo de diseño en el primer túnel de alta velocidad de Langley, y la instalación ya estaba operativa con una sección de prueba de garganta abierta. 20 El éxito se había logrado gracias al trabajo de Briggs y Dryden, y algunos visionarios percibieron la creciente importancia de la investigación de alta velocidad. Debido a esta percepción, Joseph S. Ames, presidente de la Universidad Johns Hopkins y nuevo presidente de la NACA, en 1927 dio prioridad a la investigación y los túneles de viento de alta velocidad. 21 Eastman Jacobs, quien se había unido a la NACA en 1925 después de recibir su B.S. Licenciado en ingeniería mecánica de la Universidad de California, Berkeley, fue el diseñador jefe del túnel de alta velocidad de once pulgadas de garganta abierta. (Jacobs luego ganaría reputación internacional aérea por su trabajo en las famosas secciones de perfil aerodinámico NACA en la década de 1930, y por su concepción e investigación pionera sobre los perfiles aerodinámicos de flujo laminar NACA justo antes del comienzo de la Segunda Guerra Mundial). del túnel de alta velocidad de once pulgadas era que se impulsaba desde el tanque de presión de veinte atmósferas del túnel de densidad variable de Langley. Para un cambio en los modelos en el Túnel de Densidad Variable, el tanque de veinte atmósferas que encerraba todo el túnel fue volado a una atmósfera, esto representó una fuente de energía desperdiciada que los ingenieros de Langley ingeniosamente se dieron cuenta de que podría aprovecharse para el Túnel de Alta Velocidad de once pulgadas. . La capacidad de 5.200 pies cúbicos del tanque de alta presión permitió aproximadamente un minuto de operación para el túnel. John Stack recibió la responsabilidad de mejorar el túnel de alta velocidad mediante el diseño de una garganta cerrada. Esta instalación mejorada, que se muestra en la página siguiente, estaba operativa en 1932. Fue su participación en el diseño y desarrollo del túnel de alta velocidad de once pulgadas lo que lanzó a John Stack a su carrera de por vida en aerodinámica de alta velocidad.

Mientras Stack trabajaba en el túnel de alta velocidad, ocurrió un evento en Inglaterra que le causó una gran impresión y que rápidamente reorientó el programa de investigación de alta velocidad de la NACA. El domingo 13 de septiembre de 1931, un hermoso y aerodinámico Supermarine S.6B cruzó el cielo despejado de las primeras horas de la tarde en Calshot, cerca de Portsmouth, a lo largo de la costa sur de Inglaterra. Volado por Flt. Teniente John N. Boothman, esta exquisita carrera

19. Lou Davis, "No Time for Soft Talk", Aeronáutica Nacional, Enero de 1963, págs. 9-12. Este es un interesante artículo biográfico escrito sobre Stack en el momento de recibir el premio Wright Memorial Trophy de 1962 de la Asociación Aeronáutica Nacional.

20. James R. Hansen, Ingeniero a cargo: una historia del laboratorio aeronáutico de Langley, 1917-1958 (Washington, DC: NASA SP-4305, 1987), pág. 446.

21. Donald D. Corliss, Túneles de viento de la NASA (Washington, DC: NASA SP-440, 1981).

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El túnel de alta velocidad de 11 pulgadas en la modificación de garganta cerrada de NACA Langley en 1932.

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El avión promedió una velocidad de 340,1 mph en un recorrido largo de siete vueltas, ganando el codiciado Trofeo Schneider de forma permanente para Gran Bretaña. Más tarde ese mes, el 29 de septiembre, Flt. El teniente George H. Stainforth estableció el récord mundial de velocidad de 401.5 mph en el mismo S.6B. Al observar esta cifra, no hace falta ser un experto en aerodinámica para apreciar que en 1931 el concepto de racionalización para reducir la resistencia aerodinámica había echado raíces. El Supermarine S.6B simplemente parecía que podía volar a 400 millas por hora, a Mach 0,53, más de la mitad de la velocidad del sonido. De repente, la preocupación del ingeniero aeronáutico sobre los efectos de la compresibilidad en las puntas de las hélices, una situación importante pero tolerable, se convirtió en una preocupación absolutamente importante sobre los efectos de la compresibilidad en el avión mismo, un problema de proporciones asombrosas.

Tal preocupación estaba comenzando a surgir en la propia industria aeronáutica. En 1936, Kelly Johnson de Lockheed comenzó los primeros estudios de diseño para el P-38, que fue el primer avión en encontrar efectos de compresibilidad importantes y, a veces, fatales. A mediados de la década de 1930, la industria aeronáutica se adentraba en aguas inexploradas y el programa de investigación de alta velocidad de la NACA se volvió absolutamente vital para el progreso futuro del diseño de aviones de alta velocidad.

El Supermarine S.6B, el avión utilizado por los británicos para ganar el Trofeo Schneider de 1931.

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Stack se dio cuenta de este nuevo desafío de compresibilidad. En 1933, publicó en NACA TR 463 los primeros datos provenientes del túnel de alta velocidad de garganta cerrada recientemente modificado. Aunque las superficies aerodinámicas eran secciones de hélice, Stack escribió en la introducción, obviamente refiriéndose al corredor del Trofeo Schneider:

En su mayor parte, los datos de Stack en 1933 sirvieron para confirmar las tendencias observadas anteriormente. Por ejemplo, las mediciones de Stack de la variación del coeficiente de arrastre con el número de Mach para un perfil aerodinámico Clark Y de diez por ciento de espesor se muestran debajo del gran aumento de arrastre en alto

Los primeros datos de compresibilidad publicados por John Stack. De NACA TR 463, 1933. Los tres gráficos son, de izquierda a derecha, las variaciones del coeficiente de sustentación, el coeficiente de arrastre y el coeficiente de momento, respectivamente, frente a la relación entre la velocidad de la corriente libre y la velocidad del sonido (el número de Mach). El modelo de prueba fue un perfil aerodinámico 3C1D, que se muestra en la parte superior de la figura. Los efectos adversos de la compresibilidad se ven en la caída precipitada del coeficiente de sustentación y el aumento espectacular del coeficiente de arrastre a medida que aumenta el número de Mach.

22. John Stack, "The NACA High-Speed ​​Wind Tunnel and Tests of Six Propeller Sections", NACA TR 463, 1933. Aproximadamente en la época de la Primera Guerra Mundial, los aerodinámicos estaban familiarizados con el hecho de que un perfil aerodinámico se detenía en un ángulo alto de Ataque porque el flujo, separado de la superficie superior. La drástica pérdida de sustentación resultante recibió el término "murmullo de sustentación". Por lo tanto, después de que Briggs y Dryden demostraron que la drástica pérdida de sustentación a altas velocidades, más allá de la "velocidad crítica", también se debía a la separación del flujo, era natural llamar a este efecto el "burbujeo de amortiguación". Esta terminología, acuñada por la NASA en 1933, impregnó la literatura aerodinámica de alta velocidad durante la década de 1930.

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velocidades es claramente evidente. También confirmó que la aparición de los efectos adversos de la compresibilidad se produce a números de Mach más bajos a medida que aumentan el grosor de la superficie aerodinámica y el ángulo de ataque o ambos. Una de sus conclusiones reflejaba la corrección teórica de compresibilidad de Prandtl-Glauert mencionada anteriormente. A partir de sus mediciones, Stack concluyó: "Estos resultados indican que la teoría limitada disponible puede aplicarse con suficiente precisión para la mayoría de los propósitos prácticos sólo para velocidades por debajo del burbujeo de compresibilidad". Esta conclusión presagiaba casi cuarenta años de vacío teórico. Las ecuaciones aerodinámicas aplicables al régimen de vuelo transónico, los números de Mach entre aproximadamente 0,8 y 1,2 son ecuaciones diferenciales parciales no lineales que desafiaron la solución hasta la década de 1970. E incluso entonces la solución fue mediante soluciones numéricas de fuerza bruta utilizando el poder de la disciplina recientemente desarrollada de la dinámica de fluidos computacional llevada a cabo en supercomputadoras digitales de alta velocidad.

Por cierto, el término "burbujeo de compresibilidad" fue acuñado por Stack en el mismo Informe técnico de la NACA. El escribio:

24. John Stack, "Efectos de la compresibilidad en vuelos de alta velocidad", Revista de Ciencias Aeronáuticas 1 (Enero de 1934): 40-43.

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y Dryden en la Oficina de Normas, y ahora mediante sus propios experimentos cuidadosamente realizados en Langley, la NACA había podido identificar los dos primeros aspectos de la naturaleza básica de los efectos de compresibilidad, a saber, que (1) por encima de una cierta "velocidad crítica, "la sustentación disminuyó drásticamente y la resistencia se disparó casi más allá de la comprensión, y (2) este comportamiento fue causado por una separación de flujo repentina y precipitada sobre la superficie superior del ala o perfil aerodinámico.Quedaba una pregunta, la más importante de todas: ¿por qué?

John Stack y la NACA fueron responsables de la respuesta a esta pregunta: un gran avance que se produjo en 1934. Para entonces, Stack tenía un nuevo instrumento con el que trabajar: un sistema fotográfico schlieren, una disposición óptica que creaba gradientes de densidad en el flujo. visible. Uno de los mecanismos de la naturaleza para producir gradientes de densidad muy fuertes es una onda de choque, por lo tanto, una onda de choque debería ser visible en una fotografía de Schlieren. El jefe de Stack, Eastman Jacobs, estaba familiarizado con estos sistemas ópticos a través de su afición por la astronomía, estaba de acuerdo con la mente innovadora de Jacob sugerir a Stack que el uso de un sistema schlieren podría hacer visibles algunas de las características desconocidas del campo de flujo compresible sobre un perfil aerodinámico, y podría arrojar algo de luz sobre la naturaleza del burbujeo de compresibilidad. ¡Hizo exactamente eso, y más!

Con el túnel de 11 pulgadas corriendo por encima de la "velocidad crítica" para un perfil aerodinámico simétrico NACA 0012 montado en la sección de prueba, y con la ayuda del sistema schlieren, Stack y Jacobs observaron por primera vez en la historia de la aerodinámica una onda de choque. en el flujo sobre la superficie superior del perfil aerodinámico. La onda de choque fue como la que se muestra en la siguiente figura. De inmediato, estos dos experimentadores vieron claramente que el flujo separado sobre la superficie superior del perfil aerodinámico, y el burbujeo de compresibilidad resultante con todas sus consecuencias adversas, fue causado por la presencia de una onda de choque. La naturaleza de este flujo se esboza a continuación y muestra claramente que la onda de choque interactúa con la capa límite delgada, dominada por la fricción, adyacente a la superficie del perfil aerodinámico. Esto hace que la capa límite se separe en la región donde el impacto incide en la superficie. Una región masiva de senderos de flujo separados aguas abajo, aumentando en gran medida la resistencia y disminuyendo la sustentación. Una de las fotografías schlieren pioneras del flujo sobre el perfil aerodinámico NACA 0012 tomadas por Stack en 1934 se muestra en la página 73. 25 La calidad es mala para los estándares actuales, pero ciertamente es suficiente para identificar los fenómenos. Esta es una fotografía histórica en los anales de la historia de la aerodinámica, una que condujo a la comprensión final de la naturaleza física del burbujeo de compresibilidad. Este fue un avance de enorme importancia intelectual y práctica. Y se debió totalmente al trabajo de dos aerodinámicos innovadores y altamente inteligentes en el Laboratorio NACA Langley, John Stack y Eastman Jacobs, que operan bajo el paraguas de una atmósfera creativa inspirada asociada con la NACA en general,

Esquema de flujo separado inducido por choque: la fuente del burbujeo de compresibilidad .

25. Encontrado por el autor en John Stack Files, NASA Langley Historical Archives.

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Una fotografía de Schlieren temprana del patrón de choque en un perfil aerodinámico NACA 0012 en una corriente libre por encima de la "velocidad crítica". Del primer grupo de fotografías del borboteo de compresibilidad tomadas por John Stack, 1934. En esta fotografía se vio por primera vez la naturaleza del patrón de flujo que causa el borboteo de compresibilidad. De los artículos de John Stack en los Archivos de Langley de la NASA. Cortesía de Richard Layman, Archivero.

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y la previsión de Joseph Ames y George Lewis en la sede de la NACA en Washington, quienes dieron prioridad al programa de investigación de alta velocidad de la NACA en un momento en que la mayoría de los aviones del día avanzaban pesadamente a 200 mph o menos.

¿Fue este trabajo de Stack y Jacobs ciencia de la ingeniería? ¡Absolutamente sí! Proporcionó la comprensión física fundamental de la raíz de los problemas de compresibilidad. Esta comprensión era principalmente cualitativa en ese momento, pero permitió a los diseñadores de superficies aerodinámicas de alta velocidad tomar decisiones más inteligentes sobre las formas adecuadas de las superficies aerodinámicas; ayudó a que las aguas inexploradas fueran más navegables.

Como ocurre con muchos descubrimientos nuevos en ciencia y tecnología, siempre hay quienes se muestran escépticos al principio. Uno de ellos fue Theodore Theodorsen, el mejor aerodinámico teórico de la NACA en ese momento, con una reputación mundial por sus artículos pioneros sobre la teoría del perfil aerodinámico. John Becker, quien se unió a la NACA en 1936 y se convirtió en uno de los acrodinámicos de alta velocidad más respetados en Langley, cuenta la siguiente anécdota sobre la reacción de Theodorsen a las fotografías schlieren tomadas por Stack y Jacobs. Se repite aquí porque refleja cuán radical fueron los resultados de la norma esperada.

Una interesante confluencia de eventos ocurrió en 1935 que permitió a la NACA informar oportunamente a la comunidad internacional de investigación de este avance intelectual en la comprensión de los efectos de la compresibilidad y el burbujeo de la compresibilidad. Uno fue la existencia de los datos en sí: nuevos, emocionantes y revolucionarios. El otro fue la programación de la quinta conferencia de Volta en Italia. 27 Desde 1931, la Real Academia de Ciencias de Roma ha estado llevando a cabo una serie de importantes conferencias patrocinadas por la Fundación Alessandro Volta. La primera conferencia se ocupó de la física nuclear y luego rotó entre las ciencias y las humanidades en años alternos. La segunda conferencia de Volta tuvo el título "Europa" y en 1933 la tercera conferencia fue sobre el tema de la inmunología.

A esto le siguió el tema "El Teatro Dramático" en 1934. Durante este período, la influencia de la aeronáutica italiana fue ganando impulso, liderada por el general Arturo Crocco, un ingeniero aeronáutico que se había interesado en los motores ramjet en 1931, y por lo tanto estaba bien consciente del impacto potencial de la teoría del flujo compresible y experimentar en la aviación futura. Esto llevó a la elección del tema de la quinta conferencia de Volta: "Altas velocidades en la aviación". La participación fue solo por invitación, y la lista de selección incluía a todos los aerodinámicos líderes en ese momento. Debido a su reputación en el diseño y las pruebas de la famosa serie de perfiles aerodinámicos de cuatro dígitos de la NACA, y al hecho de que era el Jefe de Sección del Túnel de Densidad Variable de la NACA que había colocado a la NACA en el mapa aerodinámico internacional en la década de 1920, Eastman Jacobs recibió una invitación. Aprovechó la oportunidad para presentar un artículo sobre la nueva investigación de compresibilidad de NACA.

26. John V Becker, La frontera de alta velocidad: historias de casos de cuatro programas de la NACA, 1920-1950 (Washington, DC: NASA SP-445, 1980), pág. dieciséis.

27. Anderson, Flujo compresible moderno, págs. 282-84.

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Así, durante el período comprendido entre el 30 de septiembre y el 6 de octubre de 1935, las principales figuras del desarrollo de la aerodinámica de alta velocidad de la década de 1930 (con la excepción de John Stack) se reunieron en el interior de un impresionante edificio renacentista en Roma que servía de ayuntamiento. durante el Sacro Imperio Romano Germánico, y discutió el vuelo a altas velocidades subsónicas, supersónicas e incluso hipersónicas. La quinta Conferencia Volta se convertiría en el trampolín para nuevas ideas sobre el desarrollo del vuelo de alta velocidad.

En medio de toda esta discusión estaba Eastniann Jacobs en representación de la NACA. El artículo de Jacobs, titulado "Métodos empleados en Estados Unidos para la investigación experimental de fenómenos aerodinámicos a altas velocidades", fue tanto tutorial como informativo. 28 Aprovechó la oportunidad para derivar y presentar las ecuaciones básicas para el flujo compresible asumiendo que no hay fricción ni conducción térmica. Luego describió el túnel de alta velocidad NACA, el sistema schlieren y los experimentos de perfil aerodinámico llevados a cabo en el túnel. Luego vino el éxito de taquilla. Mostró, por primera vez en una reunión técnica, algunas de las fotografías schlieren tomadas en Langley. Una de ellas fue la fotografía que se muestra en la página 73. Consciente de la inclinación de la NACA por la perfección, especialmente en sus publicaciones, Jacobs se disculpó por la calidad de las fotografías, un gesto muy modesto considerando su importancia técnica (e histórica): "Desafortunadamente las fotografías estaban dañadas por la presencia de ventanas de celuloide dobladas que formaban las paredes del túnel por donde pasaba la luz. No obstante, las fotografías dan información fundamental en cuanto a la naturaleza del flujo asociado con el burbujeo de compresibilidad ". 29 Con esto, el programa de investigación de alta velocidad de la NACA no solo estaba en el mapa, sino que estaba liderando el grupo.

En ese momento, Stack tenía una instalación más nueva y más grande: el túnel de alta velocidad de 24 pulgadas equipado con un sistema schlieren mejorado.Las pruebas básicas de los efectos de la compresibilidad en los flujos sobre superficies aerodinámicas continuaron en esta instalación. En 1938, Stack publicó el documento más definitivo hasta el momento sobre la naturaleza del flujo compresible de alta velocidad sobre superficies aerodinámicas, incluidas muchas mediciones detalladas de la presión superficial. 30 Con ello, la NACA continuó siendo líder indiscutible en el estudio de los efectos de la compresibilidad y las consecuencias del burbujeo de compresibilidad.

La atmósfera en el Laboratorio Langley durante la década de 1930 permitió que floreciera la ciencia de la ingeniería, aunque el laboratorio nunca adoptó explícitamente esto como una prioridad. Simplemente sucedió cuando tenía que suceder. La cultura entre sus ingenieros era la de la indagación y el libre intercambio de información, los pensamientos se compartían fácilmente de manera interpersonal. Además, Langley tenía ingenieros expertos en la construcción de nuevas instalaciones, especialmente nuevos túneles de viento. Era natural que se construyera un túnel de viento de alta velocidad en Langely, proporcionando una instalación única para que los ingenieros de Langley descubrieran los secretos de la aerodinámica de alta velocidad. Y el hecho de que la NACA tuviera dinero, incluso durante los años de la depresión, permitió que esos túneles de viento fueran instalaciones de primera clase. Todo esto, en combinación con ingenieros y científicos de primera clase, convirtió a Langley en la principal institución de investigación en efectos de compresibilidad a alta velocidad durante la década de 1930.

El artículo de Jacobs en la quinta conferencia de Volta representó en cierto sentido una celebración de la segunda fase de la investigación de la NACA sobre vuelos de alta velocidad. La Primera fase fue el embrionario trabajo de compresibilidad del túnel de viento de la década de 1920, claramente orientado a aplicaciones en hélices.

28. Eastman Jacobs, "Métodos empleados en Estados Unidos para la investigación experimental de fenómenos aerodinámicos a altas velocidades", NACA Misc. Documento No. 42, marzo de 1936. Una copia de este documento. que es la versión impresa de la presentación de Jacobs en la quinta conferencia de Volta, está disponible en la Sección de Documentos Técnicos, Biblioteca de Matemáticas, Ingeniería y Ciencias Físicas, Universidad de Maryland, College Park.

30. John Stack, W.F. Lindsey y Robert E. Littell, "El burbujeo de compresibilidad y el efecto de la compresibilidad sobre las presiones y fuerzas que actúan sobre un perfil aerodinámico", NACA TR 646,1938.

80 INVESTIGACIÓN EN VUELO SUPERSÓNICO Y RUPTURA DE LA BARRERA DEL SONIDO

La segunda fase fue la reorientación de esta investigación de túnel de viento de alta velocidad en el propio avión, complementada con una nueva iniciativa: el diseño y desarrollo de un avión de investigación real.

El avión de investigación de alta velocidad: una idea de NACA


Hipotético avión de alta velocidad concebido por John Stack, 1933.
La idea de un avión de investigación, un avión diseñado y construido estrictamente con el propósito de probar regímenes de vuelo desconocidos, se remonta al pensamiento de John Stack en 1933. Por su propia iniciativa, Stack pasó por un análisis de diseño muy preliminar que, en sus propias palabras fueron "para un avión hipotético que, sin embargo, no está más allá de los límites de lo posible". El propósito del avión, como se presenta en su artículo de 1933 en el Revista de Ciencias Aeronáuticas, debía volar muy rápido, bien dentro del régimen de compresibilidad. 31 Su diseño consideró el avión que se muestra a la izquierda reproducido directamente de su artículo.Aquí se ve un avión altamente aerodinámico (para su época) con un ala recta y cónica que tiene una sección aerodinámica simétrica NACA 0018 en el centro, y que se adelgaza a un 9 por ciento. Perfil aerodinámico NACA 0009 grueso en la punta. Stack incluso probó un modelo de este diseño (sin superficies de cola) en el túnel de densidad variable Langley. Calculó el coeficiente de resistencia del avión utilizando los datos que había medido en el túnel de alta velocidad de once pulgadas. Suponiendo un fuselaje lo suficientemente grande como para contener un motor Rolls-Royce de 2.300 caballos de fuerza, Stack calculó que el avión propulsado por hélice tendría una velocidad máxima de 566 millas por hora, mucho más que la de cualquier avión que vuele en ese momento, y bien entrado en el régimen. de compresibilidad. El entusiasmo de Stack por las posibilidades de este avión se refleja en el gráfico dibujado a mano, reproducido en la página 77. Dibujado por Stack en 1933, este gráfico muestra la potencia requerida en función de la velocidad, comparando los resultados con y sin los efectos de la compresibilidad. . Su boceto a mano del avión está en la parte superior del gráfico (junto con las marcas de óxido envejecidas de dos sujetapapeles). Este gráfico fue encontrado por el autor enterrado en los archivos de John Stack en los archivos de Langley. La razón por la que se menciona y reproduce aquí es que, apenas distinguible en la parte inferior del gráfico reproducido, Stack había escrito "Enviado a la reunión del comité, octubre de 1933". Stack estaba tan convencido de la viabilidad de su avión de investigación propuesto que había enviado este gráfico dibujado a mano rápidamente preparado a la reunión bianual del comité completo de la NACA en Washington en octubre de 1933. En última instancia, la NACA no actuó para ayudar a Stack encontrar un desarrollador para el avión, pero en palabras de Hansen, "los resultados optimistas de su estudio en papel convencieron a mucha gente en Langley de que existía la posibilidad de volar a velocidades muy superiores a las 500 millas por hora". 32

31. Stack, "Efectos de la compresibilidad en vuelos de alta velocidad", págs. 40-43.

32. Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 256.

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Gráfico y boceto dibujado a mano por John Stack, 1933. El efecto de la compresibilidad en la potencia requerida para un avión hipotético. Este boceto se envió posteriormente a la reunión del Comité de octubre de 1933 de la NACA en Washington. De los artículos de John Stack en los Archivos de Langley de la NASA.

82 INVESTIGACIÓN EN VUELO SUPERSÓNICO Y RUPTURA DE LA BARRERA DEL SONIDO

El avión de investigación de alta velocidad, de verdad

El estado de la aerodinámica de alta velocidad en 1939 puede ilustrarse mediante un gráfico, que se muestra esquemáticamente en la figura siguiente. Aquí, la variación del coeficiente de arrastre para un avión se muestra como una función del número de Mach de flujo libre. En el lado subsónico, debajo de Mach uno, los datos del túnel de viento indicaron el familiar rápido aumento en el coeficiente de arrastre a medida que se acerca a Mach uno. En el lado supersónico, los balísticos sabían durante años, apoyados por los resultados de la teoría supersónica linealizada desarrollada por Jakob Ackeret en Alemania desde 1928, cómo se comportaba el coeficiente de arrastre por encima de Mach uno. 33 Por supuesto, todos los aviones en ese momento estaban en el lado subsónico de la curva que se muestra en la figura siguiente. John Stack resumió muy bien la situación en 1938:

En esencia, se desconocía el régimen de vuelo justo debajo y justo más allá de la velocidad del sonido: una brecha transónica, como se muestra esquemáticamente a continuación.

Esquema de las variaciones subsónicas y supersónicas del coeficiente de resistencia aerodinámica de un perfil aerodinámico, que ilustra la posición del régimen transónico para el que prácticamente no se disponía de información en las décadas de 1930 y 1940.

33. Anderson, Flujo compresible moderno, págs. 270-73.

34. Stack Lindsey y Littell, "Burble de compresibilidad y el efecto de la compresibilidad sobre las presiones y fuerzas que actúan sobre un perfil aerodinámico".

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 83

La comunidad aeronáutica en general se despertó repentinamente a las realidades del régimen de vuelo desconocido en noviembre de 1941, cuando el piloto de pruebas de Lockheed, Ralph Virden, no pudo sacar el nuevo P-38 de alto rendimiento de una inmersión a alta velocidad y se estrelló. Virden fue la primera muerte humana debido a efectos adversos de compresibilidad, y el P-38, que se muestra a continuación, fue el primer avión en sufrir estos efectos. El P-38 superó su número de Mach crítico en una inmersión operativa y penetró bien en el régimen del burbujeo de compresibilidad a su velocidad de inmersión terminal, como se muestra en el gráfico de barras de la página 80. 35 El problema que encontraron Virden, y muchos otros pilotos de P-38 en ese momento, fue que más allá de cierta velocidad en una inmersión, los controles del elevador de repente se sintieron como si estuvieran bloqueados. Y para empeorar las cosas, la cola de repente produjo más sustentación, tirando del P-38 en una posición uniforme.

Lockheed P-38, el primer avión en enfrentarse a graves problemas de compresibilidad.

35. Este cuadro está tomado de la figura de la página 78 del artículo de R. L. Foss, "From Propellers to Jets in Fighter Aircraft Design", en Jay D. Pinson, ed., Jubileo de diamante del vuelo motorizado: la evolución del diseño de aviones (Nueva York, NY: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica, 1978), págs. 51-64.

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Gráfico de barras que muestra la magnitud de la penetración del P-38 en el régimen de compresibilidad.

inmersión más pronunciada. A esto se le llamó el problema de "doblar hacia abajo". Es importante señalar que la NACA pronto resolvió este problema, utilizando su experiencia en efectos de compresibilidad. Aunque Lockheed consultó a varios aerodinámicos, incluido Theodore Von K & aacuterm & aacuten en Caltech, resultó que John Stack en NACA Langley, con su experiencia acumulada en efectos de compresibilidad, fue el único en diagnosticar adecuadamente el problema. El ala del P-38 perdió sustentación cuando se encontró con el burbujeo de compresibilidad. Como resultado, se redujo el ángulo de flujo descendente del flujo detrás del ala. Esto, a su vez, aumentó el ángulo de ataque efectivo del flujo encontrado por la cola horizontal, aumentando la sustentación en la cola y lanzando el P-38 a un picado progresivamente empinado totalmente fuera del control del piloto. La solución de Stack fue colocar un faldón especial debajo del ala, que se utilizaría solo cuando se encontraran estos efectos de compresibilidad. El flap no era un flap de buceo convencional destinado a reducir la velocidad. Más bien, la idea de Stack era usar la aleta para mantener la sustentación frente al burbujeo de compresibilidad, eliminando así el cambio en el ángulo de lavado descendente y, por lo tanto, permitiendo que la cola horizontal funcione correctamente. Este es un ejemplo gráfico de cómo, en los primeros días del vuelo de alta velocidad, se descubrió que la investigación de compresibilidad de NACA era vital cuando aviones reales comenzaron a acercarse sigilosamente a Mach uno. 36

De hecho, era hora de verdadero aviones que se utilizarán para sondear los misterios de la brecha transónica desconocida. Era hora de que el avión de investigación de alta velocidad se hiciera realidad. La primera propuesta concreta en este sentido fue hecha por Ezra Kotcher, un instructor principal de la Escuela de Ingeniería del Cuerpo Aéreo del Ejército en Wright Field (un precursor del Instituto de Tecnología de la Fuerza Aérea de hoy). Kotcher se graduó en 1928 de la Universidad de California,

36. El problema del "hundimiento" y su solución técnica se describen en John D. Anderson, Jr., Introducción al vuelo (Nueva York, NY. McGraw-Hill Book Co., 3ª ed., 1989), págs. 406-08.

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Berkeley, con un B.S. Licenciatura en Ingeniería Mecánica. El mismo año en que John Stack cruzó por primera vez las puertas de Langley como ingeniero aeronáutico junior, Kotcher entró por primera vez en el Air Corps Wright Field, también como ingeniero aeronáutico junior. Estos dos ingenieros eran contemporáneos entre sí, y ambos tenían un interés en la conducción por la aerodinámica de alta velocidad. Las carreras de estas dos personas se unirían para el desarrollo del Bell X-1 en la década de 1940. La propuesta de Kotcher, redactada durante el período de mayo a agosto de 1939, fue una respuesta a la solicitud del mayor general Henry H. "Hap" Arnold de una investigación de aviones militares avanzados en el futuro. La propuesta contenía un plan para un programa de investigación de vuelos de alta velocidad. Kotcher señaló los aspectos desconocidos de la brecha transónica y los problemas asociados con el burbujeo de compresibilidad aclarados por la NACA, y concluyó que el siguiente paso importante era un programa de investigación de vuelo a gran escala. 37 El Cuerpo Aéreo del Ejército no respondió de inmediato a esta propuesta.

Mientras tanto, en Langley, la idea de un avión de investigación de alta velocidad estaba ganando impulso. Cuando Estados Unidos entró en la Segunda Guerra Mundial en diciembre de 1941, John Stack había estudiado el comportamiento del flujo en los túneles de viento cuando el flujo en la sección de prueba estaba cerca o en Mach uno. Descubrió que cuando se montaba un modelo en el flujo, el campo de flujo en la sección de prueba esencialmente se rompía y las mediciones aerodinámicas no tenían ningún valor. Llegó a la conclusión de que el desarrollo exitoso de tales túneles de viento transónicos era un problema de proporciones hercúleas y estaba muy lejos en el futuro. Para aprender sobre la aerodinámica del vuelo transónico, el único recurso parecía ser un avión real que volara en ese régimen. Por lo tanto, durante varias visitas del Dr. George Lewis, Director de Investigación Aeronáutica de la NACA, Stack aprovechó la oportunidad para mencionar la idea. Lewis, a quien le gustaba Stack y apreciaba el talento que aportó a la NACA, no se mostró inmediatamente parcial a la idea de un avión de investigación. Pero a principios de 1942, dejó una grieta en la puerta. En palabras de Hansen: "Dejó a Stack con la idea, sin embargo, de que algunas estimaciones de baja prioridad y del reverso del sobre para identificar las características de diseño más deseables de un avión transónico no podrían dañar a nadie, siempre que no distraigan la atención de un asunto más urgente ". 38

  1. era un pequeño aeroplano propulsado por turborreactor,
  2. iba a despegar por sus propios medios desde el suelo,
  3. iba a tener una velocidad máxima de Mach uno, pero la característica principal era poder volar de forma segura a altas velocidades subsónicas,
  4. iba a contener una gran carga útil de instrumentos científicos para medir el comportamiento dinámico acrodinámico y de vuelo a velocidades casi sónicas, y
  5. iba a comenzar su programa de prueba en el extremo inferior del régimen de compresibilidad, y progresivamente con el tiempo acercarse sigilosamente a Mach uno en vuelos posteriores.

37. Hallion presenta muy bien el papel de Kotcher en el desarrollo del avión de investigación de alta velocidad en Vuelo supersónico, comenzando con la página 12 y continuando a lo largo del libro. Como se indica en la nota 1 anterior, el libro de Hallion sigue siendo hoy en día la fuente más definitiva sobre las circunstancias que llevaron al Bell X-1.

38. Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 259.

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El objetivo importante eran los datos aerodinámicos a altas velocidades subsónicas, no necesariamente para volar al régimen supersónico. Estas características se convirtieron [casi] en una carta magna para los ingenieros de Langley, y para John Stack en particular.

Las exigencias de los tiempos de guerra aceleraron enormemente la investigación sobre los problemas de compresibilidad aerodinámica de alta velocidad que ahora atraían la atención no solo de la NACA, sino también del Ejército y la Armada. Stack, quien había ascendido a Jefe de Sección Asistente del Túnel de Densidad Variable de Eastman Jacob en 1935, y Jefe de los Túneles de Viento de Alta Velocidad en 1937, fue nombrado Jefe de la División de Investigación de Compresibilidad recién formada en 1943. 39 Stack ahora tenía su posición más influyente hasta la fecha para impulsar el avión de investigación de alta velocidad.

The Bell X-1: Punto y contrapunto

Aunque la NACA tenía el conocimiento y la tecnología de compresibilidad, el Ejército y la Marina tenían el dinero que sería necesario para el diseño y la construcción de un avión de investigación. Así que era apropiado que el Bell X-1 fuera concebido durante una fatídica visita de Robert J. Woods de Bell Aircraft a la oficina de Ezra Kotcher el 30 de noviembre de 1944. Woods, quien tenía vínculos con la NACA porque había trabajado en Langley durante 1928- 1929 en el Túnel de Densidad Variable, se había unido a Lawrence D. Bell en 1935 para formar Bell Aircraft Corporation en Buffalo, Nueva York. Ese día de noviembre, Woods había pasado por la oficina de Kotcher simplemente para charlar. Durante la conversación, Kotcher transmitió la información de que el Ejército, con la ayuda de la NACA, deseaba construir un avión especial de investigación de alta velocidad no militar. Después de detallar las especificaciones del Ejército para la aeronave, Kotcher le preguntó a Woods si Bell Corporation estaba interesada en diseñar y construir la aeronave. Woods dijo que sí. La suerte estaba echada. 40

Cuando Kotcher había estado hablando con Woods, estaba operando con cierta autoridad. Durante 1944, los ingenieros del Ejército y de la NACA se habían reunido para delinear la naturaleza de un programa conjunto de aviones de investigación. Además, a mediados de 1944, Kotcher había recibido la aprobación del Ejército para el diseño y adquisición de dicho avión. Sin embargo, el concepto del Ejército del avión de investigación de alta velocidad era algo diferente al de la NASA. Para comprender esta diferencia, tenemos que examinar dos situaciones existentes en el momento

La primera situación fue la de una creencia pública común en la "barrera del sonido". El mito de la barrera del sonido tuvo su comienzo en 1935, cuando el aerodinámico británico W. F. Hilton explicaba a un periodista algunos de los experimentos de alta velocidad que estaba realizando en el Laboratorio Nacional de Física. Señalando un gráfico de la resistencia aerodinámica, Hilton dijo: "Vea cómo la resistencia de un ala se dispara como una barrera contra una velocidad más alta a medida que nos acercamos a la velocidad del sonido". A la mañana siguiente, los principales periódicos británicos tergiversaron el comentario de Hilton al referirse a "la barrera del sonido". 41 La idea de una barrera física para el vuelo que los aviones nunca pudieran volar más rápido que la velocidad del sonido se generalizó entre el público. Además, aunque la mayoría de los ingenieros sabían lo contrario, todavía tenían incertidumbre sobre cuánto aumentaría la resistencia en el régimen transónico, y dados los bajos niveles de empuje de los motores de los aviones en ese momento, la velocidad del sonido ciertamente se vislumbraba como una montaña tremenda para trepar.

39. Resumen biográfico y de descripción del trabajo oficial de la NASA De los archivos de John Stack, Langley Historical Archives.

40. Hallion, Vuelo supersónico, pag. 34.

41. W.F. Hilton, "Instalaciones de investigación aeronáutica británica", Revista de la Real Sociedad Aeronáutica 70 (Edición del centenario, 1966): 103-104.

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 87

    Por lo tanto, el Ejército consideró el avión de investigación de alta velocidad de la siguiente manera:
  1. Debería ser propulsado por cohetes.
  2. Debería intentar, al principio de su programa de vuelo, volar de manera supersónica, para mostrar a todos que la barrera del sonido podría romperse.
  3. Más adelante en el proceso de diseño, se determinó que debería ser lanzado desde el aire en lugar de despegar desde el suelo.

Todos estos estaban en conflicto con el enfoque más cuidadoso y científico de la NACA. Sin embargo, el Ejército estaba pagando por el X-1 y prevalecieron las opiniones del Ejército.

Aunque John Stack y la NACA no estaban de acuerdo con las especificaciones del Ejército, proporcionaron la mayor cantidad de datos técnicos posibles durante todo el diseño del X-1. A falta de datos adecuados del túnel de viento y de soluciones teóricas para la aerodinámica transónica, la NACA desarrolló tres métodos provisionales para la adquisición de datos aerodinámicos transónicos. En 1944, Langley llevó a cabo pruebas utilizando el cuerpo abatible concepto. Se montaron alas en misiles similares a bombas que se lanzaron desde un B-29 a una altitud de 30.000 pies. Las velocidades terminales de estos modelos a veces alcanzaron velocidades supersónicas. Los datos eran limitados, y consistían principalmente en estimaciones de la resistencia, pero los ingenieros de la NACA lo consideraron lo suficientemente confiable como para estimar la potencia requerida para un avión transónico. También en 1944, Robert R. Gilruth, Jefe de la Sección de Investigación de Vuelo, desarrolló el flujo de alas método, en el que un modelo de ala se montó perpendicularmente en el lugar correcto en el ala de un P-51D. En una inmersión, el P-51 aumentaría la velocidad suficiente, a aproximadamente Mach 0,81, para que se produjera un flujo supersónico local sobre su ala. El modelo de ala pequeña montado perpendicularmente en el ala del P-51 estaría totalmente sumergido en esta región de flujo supersónico, proporcionando un entorno de flujo de alta velocidad único para el modelo. En última instancia, estas pruebas de flujo de alas proporcionaron a la NACA los gráficos más sistemáticos y continuos de datos transónicos hasta ahora reunidos. 42 El tercer método provisional fue modelo de cohete pruebas. Aquí, los modelos de alas se montaron en cohetes, que se dispararon desde las instalaciones de la NACA en Wallops Island, en la costa de la costa este de Virginia. Los datos de todos estos métodos, junto con el núcleo existente de datos de compresibilidad obtenidos por la NACA durante los últimos 20 años, como se describe en las secciones anteriores de este capítulo, constituyeron la base científica y de ingeniería a partir de la cual Bell Aircraft Corp. diseñó el X -1.

Finalmente, observamos que la NACA fue responsable de la instrumentación que se encontraba dentro del Bell X-1. Esta instrumentación y su ubicación en el X-1 se ilustra en la página 84. Este es un ejemplo de uno de esos aspectos invisibles de la tecnología en de la que depende la adquisición de datos históricos. Es apropiado que la NACA sobresaliera en ambos aspectos del concepto X-1, la configuración externa y los instrumentos esenciales montados en el interior para la adquisición de conocimiento cuantitativo.

42. Hansen, ingeniero a cargo, p. 267.

88 INVESTIGACIÓN EN VUELO SUPERSÓNICO Y RUPTURA DE LA BARRERA DEL SONIDO


Esquema de la instrumentación montada por la NACA en el Bell X-1.

Rompiendo la barrera del sonido

Comenzamos este capítulo transportándonos de regreso al 14 de octubre de 1947 y viajando con Chuck Yeager mientras volaba el Bell X-1 a través de la barrera del sonido, convirtiéndose en el primer humano en volar más rápido que el sonido. Los eventos detallados de 1946 y 1947 que finalmente dieron como resultado este vuelo, el diseño, la construcción y el programa de pruebas de vuelo temprano de Bell, y los intensos preparativos del Ejército para el manejo del X-1 en Muroc, están muy bien relacionados por los historiadores Richard P. Hallion y James O. Young. 43 De nada sirve repetirlos aquí. Más bien, volvemos al propósito de este capítulo como se indica en los párrafos introductorios. El primer vuelo supersónico del Bell X-1 representó la culminación de 260 años de investigación sobre los misterios de la aerodinámica de alta velocidad. Fue especialmente el fruto de 23 años de investigación profunda en aerodinámica de alta velocidad realizada por la NACA, investigación que representa una de las historias más importantes en la historia de la ingeniería aeronáutica.

43. Hallion, Vuelo supersónico, James O. Young, Simposio supersónico: Los hombres de Mach I (Base de la Fuerza Aérea Edwards, CA: Oficina de Historia del Centro de Pruebas de Vuelo de la Fuerza Aérea, septiembre de 1990), págs. 1-89.

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 89

El 17 de diciembre de 1948, el presidente Harry S. Truman entregó el trofeo Collier de treinta y siete años conjuntamente a tres hombres por "el mayor logro aeronáutico desde el vuelo original del avión de los hermanos Wright". 44 El Trofeo, oficialmente el Trofeo Collier del año 1947, fue el reconocimiento oficial más alto posible por los logros incorporados en el X-1. La página de anuncios de la edición del 25 de diciembre de 1948 de Collier's La revista se muestra en la página 86. Correctamente, John Stack fue uno de los tres hombres, reconocido como el científico, junto con Lawrence D. Bell, el fabricante, y el Capitán Charles E. Yeager, el piloto. La cita a Stack decía: "por la investigación pionera para determinar las leyes físicas que afectan el vuelo supersónico y por su concepción de los aviones de investigación transónicos". Un propósito principal de este capítulo fue darle significado a esta cita.Hay tanto escondido en estas pocas palabras. 45 Invisible en esta fotografía, pero presente en espíritu, está el equipo de investigadores de la NACA que también trabajaron para determinar las leyes físicas que afectan el vuelo supersónico y para conceptualizar el avión de investigación transónico. En este sentido, el Collier Trophy de 1947 fue un premio "global" para todo el programa de investigación de alta velocidad de la NACA.

El Trofeo Collier de 1947 también fue un reconocimiento al papel de la ciencia de la ingeniería en el éxito final del Bell X-1. Tenga en cuenta que en el premio a John Stack se le reconoce explícitamente como científico (no como ingeniero). Este es un nombre poco apropiado: Stack actuaba como un científico ingeniero en esta actividad, ni un científico puro ni un ingeniero puro. La NACA había proporcionado todos los elementos que permitieron que ocurriera esta contribución de la ciencia de la ingeniería.

En el momento de este premio, John Stack era Subdirector de Investigación en NACA Langley. En 1952, fue nombrado subdirector de Langley. En ese momento, había sido galardonado con su segundo Trofeo Collier, el Trofeo de 1951, por el desarrollo del Túnel de viento de garganta ranurada. En 1961, tres años después de que la NACA fuera absorbida por la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio, Stack se convirtió en Director de Investigación Aeronáutica en la Sede de la NASA en Washington. Desesperado por la falta de énfasis en la aeronáutica en la NASA, después de treinta y cuatro años de servicio gubernamental con la NACA y la NASA, Stack se retiró en 1962 y se convirtió en vicepresidente de ingeniería de Republic Aircraft Corporation en Long Island. Cuando Republic fue absorbida por Fairchild Hiller en 1965, Stack fue nombrado vicepresidente de esa empresa y se jubiló en 1971. El 18 de junio de 1972, Stack se cayó de un caballo en su granja en Yorktown, Virginia, y resultó herido de muerte. Está enterrado en el cementerio de la iglesia Grace Episcopal Church en Yorktown, a solo unas millas del Langley Research Center de la NASA. Hoy en día, los F-15 de la cercana Base de la Fuerza Aérea de Langley vuelan sobre el cementerio de la iglesia, aviones que pueden volar rutinariamente a casi tres veces la velocidad del sonido, gracias al legado de John Stack y al programa de investigación de alta velocidad de la NACA.

44. Collier's, 25 de diciembre de 1948.

45. Archivos de John Stack, Archivos de Langley de la NASA.

90 INVESTIGACIÓN EN VUELO SUPERSÓNICO Y RUPTURA DE LA BARRERA DEL SONIDO


CIENTÍFICO: John Stack, científico investigador del gobierno durante los últimos 20 años con el Comité Asesor Nacional de Aeronáutica, es el primero de los tres hombres que comparten el premio del Trofeo Collier por el logro del vuelo supersónico humano. Fue debido a la conciencia de Stack de la absoluta necesidad de aviones siempre superiores, y su estudio intensivo de los problemas del vuelo supersónico que surgió un programa viable para la construcción de un avión de investigación. FABRICANTE: Lawrence D. Bell, presidente de Bell Aircraft Corporation, recibió el contrato de la Fuerza Aérea para diseñar y construir el avión desarrollado a partir de la presentación científica de Stack sobre el vuelo supersónico. Bell tiene la reputación de enfrentarse a lo inusual, lo poco convencional y lo que algunos llaman lo imposible. El barco que diseñó y construyó fue el Bell X-1 que, antes de la entrega, se probó en 21 vuelos a una velocidad ligeramente menor que la velocidad del sonido. PILOTO: El capitán Charles E. Yeager, USAF, fue elegido entre los mejores talentos de piloto de pruebas de la nación como el hombre para pilotar el avión iniciado por Stack y construido por Bell. Considerado "un aviador nato, si es que existe tal cosa", el 14 de octubre de 1947, Yeager se convirtió en el primer hombre en volar más rápido que la velocidad del sonido. Es por el logro combinado de estos tres hombres en su exitosa penetración de la barrera transónica que se ha otorgado el Trofeo Collier de 1947.
El trofeo Collier

Para volar más allá de la velocidad del sonido

La primera página del anuncio de la revista Collier de los ganadores del Trofeo Collier de 1947, 25 de diciembre de 1948.


Cómo el Bell X-1 ganó su lugar en la historia de la aviación

El 14 de octubre de 1947, el avión fue el primero en alcanzar la velocidad de 1.127 kilómetros o 700 millas por hora, Mach 1.06.

Esto es lo que necesita saber: Fue el primero de 78 vuelos.

El Bell X-1 ganó su lugar en la historia. El 14 de octubre de 1947, la aeronave, pilotada por el capitán de la Fuerza Aérea estadounidense Charles E. "Chuck" Yeager, fue la primera en alcanzar la velocidad de 1.127 kilómetros o 700 millas por hora, Mach 1,06, a una altitud de 43.000 pies.

El avión pintado de naranja, llamado "Glamorous Glennis" como homenaje a la esposa de Yeager, fue lanzado desde el aire a una altitud de 23.000 pies desde la bahía de bombas de un Boeing B-29. El X-1 luego usó su motor de cohete para subir a su altitud de prueba. Fue el primero de 78 vuelos, incluido el vuelo del 26 de marzo de 1948 con Yeager en el control, que alcanzó una velocidad de 957 millas por hora, Mach 1,45, a una altitud de 71,900 pies, la velocidad y altitud más altas alcanzadas por un avión tripulado para ese punto.

Originalmente designado como XS-1, el Bell X-1 fue desarrollado como parte de un programa cooperativo que fue iniciado al final de la Segunda Guerra Mundial por el Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA) y las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos para desarrollar un avión especial de investigación transónico y supersónico tripulado.

El programa continuó con el X-1B, que era similar en diseño al X-1A pero presentaba una configuración de ala ligeramente diferente. La investigación de vuelo del X-1B se relacionó principalmente con el calentamiento aerodinámico junto con el uso de pequeños cohetes de "reacción" para el control direccional. Esta versión mejorada del X-1 realizó su primer vuelo motorizado en octubre de 1954, y poco después la Fuerza Aérea de los Estados Unidos transfirió el X-1B a NACA, que fue el predecesor de la NASA. Bajo la guía de NACA, el X-1B se usó en numerosas pruebas de calor y control, y estas demostraron ser cruciales en el desarrollo de los sistemas de control para el X-15 posterior.

En sus misiones de prueba, el X-1B fue transportado bajo un avión "madre" y lanzado entre 25,000 y 35,000 pies y después del lanzamiento, el motor del cohete se encendió a toda velocidad durante menos de cinco minutos. Después de que se consumiera toda la mezcla de combustible de agua y alcohol y el oxígeno líquido, el piloto deslizaba la aeronave de regreso al suelo para el aterrizaje. NACA continuó sus pruebas hasta enero de 1958, cuando las grietas en los tanques de combustible forzaron su puesta a tierra.

El X-1B se utilizó en un total de veintisiete vuelos, y el único avión de prueba se encuentra ahora en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson en Dayton, Ohio.

Mientras continuaba el programa X-1, el X-1C proyectado, que estaba destinado a probar armamentos y municiones en los regímenes de vuelo transónico y supersónico, se canceló mientras aún se encontraba en la etapa de maqueta.El desarrollo del avión con capacidad supersónica, incluido el F-86 Sabre de América del Norte y el F-100 Super Sabre de América del Norte, pudo lograr lo que se suponía que debía probar el X-1C, y eso eliminó la necesidad de la aeronave.

El X-1D posterior fue diseñado para ser el primero de la segunda generación de aviones supersónicos, y debía seguir al X-1B en la realización de investigaciones de transferencia de calor. Fue dañado en su primer y único vuelo exitoso, y después de ser reparado, el prototipo se perdió en una explosión de combustible durante los preparativos para su primer vuelo propulsado. Fue arrojado de su nave nodriza EB-50A y atrapado en el impacto.

El último de la serie fue el X-1E, y fue el segundo de los X-1 originales en equiparse con nuevas alas, bombas de combustible turbo y un parabrisas de borde afilado. El X-1E modificado fue volado por NACA desde diciembre de 1955 hasta noviembre de 1958.


Bell X-1 - Historia

La regla del área de Whitcomb:
Investigación e innovación aerodinámica de NACA

Cuando la década de 1940 llegó a su fin, los fabricantes de aviones militares en los Estados Unidos se enfrentaron a un problema inquietante. El Bell X-1 había roto la llamada "barrera del sonido" y tanto la Fuerza Aérea como la Armada estaban buscando aviones de próxima generación que pudieran operar a velocidades supersónicas. Pero las pruebas preliminares de los modelos indicaron que incluso los mejores diseños presentados por los ingenieros de la industria no serían capaces de lograr ese objetivo. Un fuerte aumento en la resistencia a velocidades cercanas a Mach Uno estaba demostrando ser demasiado para que lo superaran los motores a reacción de potencia limitada de la época.

Richard T. Whitcomb, un joven aerodinámico del Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA) del Centro de Investigación Langley de Hampton, Virginia, encontró la solución a este frustrante callejón sin salida. Su desarrollo de la "regla del área" revolucionó la forma en que los ingenieros veían la resistencia a alta velocidad e impactó el diseño de prácticamente todos los aviones transónicos y supersónicos jamás construidos. En reconocimiento de su impacto de gran alcance, la regla de área de Whitcomb recibió el Trofeo Collier de 1954.

Sin embargo, no es solo la importancia del concepto lo que hace que el descubrimiento y la aplicación de la regla de área sean interesantes. La historia de su desarrollo proporciona información sobre cómo se "descubren" las innovaciones y cómo, incluso en un momento en que los proyectos de investigación eran cada vez más grandes y de alcance más complejo, una sola persona creativa podría seguir desempeñando un papel fundamental en el desarrollo de nuevas tecnologías. . Además, aunque el concepto de regla de área se aplicó casi universalmente a los diseños de aeronaves supersónicas, ese "éxito" también ilustra algunos de los factores que influyen en si la industria aplica una tecnología determinada, independientemente de su valor inherente.

El problema de la resistencia transónica y la regla del área

Los investigadores de los túneles de viento del Langley Research Center habían comenzado a trabajar con flujos de aire transónicos y el problema de la resistencia transónica (a velocidades que se acercan y superan la velocidad del sonido) incluso antes del final de la Segunda Guerra Mundial. En 1943, John Stack, jefe de la rama del túnel de alta velocidad de ocho pies de Langley, obtuvo la aprobación para aumentar la potencia en el túnel de 8.000 a 16.000 caballos de fuerza. La actualización, completada en la primavera de 1945, permitió a los investigadores producir datos confiables sobre el flujo de aire en el túnel para velocidades de hasta Mach .95. 1

Uno de los investigadores que trabajaba con Stack en el túnel de alta velocidad de ocho pies era un joven ingeniero llamado Richard Whitcomb. Whitcomb había estado fascinado con los aviones y la aerodinámica desde que era un niño, construyendo y probando modelos de aviones.



1. James R. Hansen, Ingeniero a cargo: una historia del laboratorio aeronáutico de Langley, 1917-1958 (Washington, DC: NASA SP-4305, 1987), págs. 313-14.

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Richard T. Whitcomb, ingeniero de Langley de NACA / NASA, recibió el Trofeo Collier de 1954 por su desarrollo de la "regla del área", una innovación que revolucionó el diseño de prácticamente todos los aviones transónicos y supersónicos jamás construidos. Aquí Whitcomb inspecciona un modelo de investigación en el túnel Transonic de 8 pies en Langley. (Foto de la NASA no. LAL 89118).

hecho de madera de balsa. Fue contratado por el Langley Research Center en 1943, después de recibir un título de ingeniería del Worcester Polytechnic Institute. Los gerentes de Langley inicialmente querían que trabajara en la División de Instrumentos de Vuelo, pero Whitcomb insistió obstinadamente en que quería trabajar en aerodinámica. Afortunadamente, se le concedió su preferencia y se le asignó a Stack en el túnel de viento de 8 pies.

Inicialmente, a Whitcomb se le asignó la tarea de realizar el seguimiento de pruebas para otros investigadores. Pero para un ingeniero joven y ansioso, la clave para avanzar era "ejecutar las pruebas y mantener los ojos abiertos, los oídos abiertos", recordó Whitcomb. "Seguí acudiendo a Gene (Draley, el reemplazo de Stack como jefe del túnel de 8 pies) y le dije que tal vez debería hacerse de esta manera. Probemos esto. Y en algún momento, Gene dice 'Está bien, inténtalo, 'y ahí es donde comencé ". 2

En julio de 1948, Whitcomb se había ganado la reputación de ser "alguien que tenía ideas" 3 y estaba empezando a realizar sus propios experimentos de investigación. Propuso una serie de pruebas en el túnel de viento en el túnel de alta velocidad de 8 pies reconfigurado para una variedad de combinaciones de ala en flecha y fuselaje. Esperaba que las pruebas descubrieran una configuración con una



2. Richard T. Whitcomb, entrevista con Walter Bonney, 27 de marzo de 1973.

3. Richard T. Whitcomb, entrevista telefónica con el autor, 2 de mayo de 1995.

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arrastre a velocidades transónicas. Las pruebas se realizaron a finales de 1949 y 1950, pero los resultados fueron desconcertantes y desalentadores. Ninguna de las combinaciones tuvo mucho efecto en la reducción de la resistencia de los modelos cuando se acercaron a Mach One. 4 Claramente, los investigadores necesitaban saber más sobre el comportamiento del flujo de aire en la región transónica para descubrir qué estaba causando un problema de arrastre tan obstinado. Desafortunadamente, estos datos fueron difíciles de obtener. Incluso el túnel de viento mejorado de dos metros y medio en Langley solo podía alcanzar velocidades de .95 Mach.

Debido a las limitaciones de los túneles de viento disponibles, los investigadores a mediados de la década de 1940 habían recurrido a varios métodos "provisionales" para tratar de aprender más sobre el flujo de aire transónico. Una serie de experimentos implicó lanzar misiles de prueba instrumentados desde un B-29 Superfortress. También se montaron perfiles aerodinámicos de prueba en el ala de un avión de combate P-51 Mustang que luego se puso en picado a alta velocidad. Con esta configuración, la velocidad del avión se mantuvo subsónica, pero el flujo de aire sobre la parte del ala que sostenía el perfil aerodinámico de prueba superó la velocidad del sonido. Un tercer enfoque utilizó modelos de cohetes lanzados desde Wallops Island, una ubicación remota en la playa al otro lado de la bahía desde el Centro de Investigación Langley.

Sin embargo, los tres métodos tenían sus inconvenientes. Las técnicas de caída de cuerpo y flujo de alas ofrecían datos menos precisos que los obtenidos en un túnel de viento. Las pruebas de cohetes produjeron datos más precisos, pero fueron "100 veces más caras que una prueba de túnel de viento" y solo pudieron explorar un solo parámetro a la vez. Además, las fotografías de Schlieren que ilustraron los patrones de ondas de choque del flujo de aire a alta velocidad solo se pudieron obtener en un túnel de viento. 5

En consecuencia, no fue hasta que Stack y su equipo de ingenieros, que incluía a Whitcomb, desarrollaron una modificación de "garganta ranurada" para el túnel de viento de 8 pies en 1950 que los flujos transónicos pudieron ser explorados a fondo. 6 La modificación de garganta ranurada evitó el estrangulamiento que había limitado las velocidades en la sección de prueba del túnel y permitió que el aire pasara por la velocidad del sonido. Por primera vez, los investigadores tenían una herramienta para investigar con precisión qué hacía el flujo de aire en ese rango de velocidad y qué podría estar causando la desconcertante resistencia que habían observado.

En realidad, el túnel de viento de garganta ranurada era solo una de las herramientas que Whitcomb y sus asociados usaban para investigar los flujos de aire transónicos. Pero una vez que eso estuviera en su lugar, podrían emplear otras herramientas de investigación existentes para observar lo que estaba haciendo el flujo de aire. A finales de 1951, Whitcomb probó una combinación de fuselaje y ala en flecha en el túnel de alta velocidad de ocho pies, ahora transónico. 7 Se llevaron a cabo estudios de mechones, que utilizaron pequeños trozos de hilo pegados con cinta adhesiva en las secciones del perfil aerodinámico y del fuselaje, para observar las perturbaciones del flujo de aire. Se colocaron cubiertas con aberturas sensibles a la presión en las secciones del modelo para determinar la velocidad del aire sobre áreas particulares, y se utilizaron fotografías de Schlieren para observar las características de la onda de choque del modelo a velocidades transónicas. 8



4. Richard T. Whitcomb, "Una propuesta para una combinación de fuselaje de ala en flecha con pequeñas pérdidas por impacto a velocidades transónicas", Archivos centrales de Langley, AH 321-1, julio de 1948 Hansen, Ingeniero a cargo, págs. 332-33.

5. Richard T Whitcomb, entrevista telefónica, 2 de mayo de 1995 Hansen, Ingeniero a cargo, págs. 261-70.

6. El desarrollo del túnel de viento transónico de garganta ranurada en el Centro de Investigación de Langley demostró ser lo suficientemente importante como para merecer su propio Trofeo Collier, otorgado a Stack y sus asociados en 1951.

7. El retraso de tiempo entre cada una de las ideas iniciales de Whitcomb y las pruebas reales en el túnel de viento fue el resultado del típico pero largo proceso de Langley de diseño y construcción de modelos de túnel de viento. No era nada inusual que ese proceso durara entre quince y dieciocho meses. Sin embargo, la demora fue frustrante y Whitcomb a veces trabajó directamente con los técnicos del túnel de viento para incorporar modificaciones en el túnel para evitar la demora de pasar por los canales normales.

8. Richard T. Whitcomb y Thomas C. Kelly, "Un estudio del flujo sobre una combinación de ala-fuselaje en retroceso de 45 grados en números de Mach transónicos", NACA RM L52DO1 25 de junio de 1952 Dr. Richard T. Whitcomb, "Investigación sobre métodos para reducir la resistencia aerodinámica a velocidades transónicas ", discurso presentado en la conferencia inaugural de Eastman Jacobs de ICASE / LaRC, Hampton, VA, 14 de noviembre de 1994, págs. 1-2 Hansen, Ingeniero a cargo, págs. 332-33.

138 LA REGLA DEL ÁREA DE WHITCOMB: INVESTIGACIÓN E INNOVACIÓN EN AERODINÁMICA DE NACA

Los resultados, especialmente los revelados por las fotografías de Schlieren, mostraron que las ondas de choque creadas cuando el flujo de aire se acercaba a la velocidad del sonido eran diferentes y más grandes de lo previsto. Sin lugar a dudas, fueron las pérdidas de estos patrones de choque inesperados las que estaban causando el fuerte aumento de la resistencia a velocidades transónicas. Pero la pregunta de qué estaba causando las ondas de choque aún tenía que ser respondida antes de que los investigadores pudieran tratar de encontrar una manera de combatir el fenómeno.

Varias semanas después, un aerodinámico alemán de renombre mundial llamado Dr. Adolf Busemann, que había venido a trabajar a Langley después de la Segunda Guerra Mundial, dio un simposio técnico sobre flujos de aire transónicos. En una vívida analogía, Busemann describió los tubos de corriente de aire que fluyen sobre un avión a velocidades transónicas como tubos, lo que significa que su diámetro se mantuvo constante. En comparación, a velocidades subsónicas, los tubos de corriente de aire que fluyen sobre una superficie cambiarían de forma, se volverían más estrechos a medida que aumentaba su velocidad. Este fenómeno fue el inverso, en cierto sentido, de un principio aerodinámico bien conocido llamado teorema de Bernoulli, que establecía que a medida que el área de un flujo de aire se hacía más estrecha, la velocidad del aire aumentaba. Este principio estaba detrás del diseño de los venturis, 9 así como de la configuración de los túneles de viento de Langley, que se "estrecharon" en las secciones de prueba para generar velocidades más altas. 10

Pero a la velocidad del sonido, explicó Busemarm, el teorema de Bernoulli no se aplicó. El tamaño de los tubos de flujo se mantuvo constante. Por lo tanto, al trabajar con este tipo de flujo, los ingenieros de Langley tuvieron que verse a sí mismos como "instaladores de tuberías". La metáfora de la instalación de tuberías de Busemann llamó la atención de Whitcomb, que estaba en la audiencia del simposio. Poco después, Whitcomb estaba, literalmente, sentado con los pies sobre su escritorio un día, contemplando las inusuales ondas de choque que había encontrado en el túnel de viento transónico. Pensó en la analogía de Busemann de los tubos fluyendo sobre una forma de cuerpo de ala y de repente, como lo describió más tarde, se encendió una luz.

Las ondas de choque fueron más grandes de lo previsto, se dio cuenta, porque los tubos de la corriente no se estrecharon ni cambiaron de forma, lo que significa que cualquier aumento local en el área o arrastre afectaría a toda la configuración en todas las direcciones y en una mayor distancia. Más importante aún, eso significaba que al tratar de reducir la resistencia, no podía ver el ala y el fuselaje como entidades separadas. Tuvo que mirar toda el área de la sección transversal del diseño y tratar de mantener una curva lo más suave posible a medida que aumentaba y disminuía alrededor del fuselaje, el ala y la cola. En un instante de claridad e inspiración, había descubierto la regla del área.

En términos prácticos, el concepto de regla de área significaba que había que hacer algo para compensar el aumento dramático en el área de la sección transversal donde el ala se unía al fuselaje. La solución más simple fue sangrar el fuselaje en esa área, creando lo que los ingenieros de la época describieron como un diseño con forma de "botella de Coca-Cola" o "Marilyn Monroe". La hendidura tendría que ser mayor en el punto donde el ala era más gruesa, y podría reducirse gradualmente a medida que el ala se volviera más delgada hacia su borde de fuga. Si era imposible estrechar el fuselaje, como era el caso de varios diseños que aplicaban el concepto de regla de área, era necesario expandir el fuselaje detrás o delante del ala para hacer el cambio en el área transversal desde el morro del avión hasta su cola. menos dramático. 11



9. Un venturi, llamado así por el físico italiano del siglo XIX G.B. Venturi, es un método utilizado para generar la potencia de succión o vacío necesaria para impulsar los instrumentos de la aeronave. Un venturi está montado en el exterior de la aeronave, paralelo al fuselaje. A medida que aumenta la velocidad del flujo de aire a través de la parte del cuello ceñido del venturi, se acompaña de una disminución en la presión del aire, lo que crea una succión que hace funcionar los instrumentos conectados al sistema dentro del avión.

10. Whitcomb, entrevista, 27 de marzo de 1973.

11. Richard T Whitcomb, "Un estudio de las características de aerodinámica de las combinaciones de alas y cuerpos cerca de la velocidad del sonido", Informe NACA 1273, Laboratorio Aeronáutico Langley, Langley Field, Virginia, 1956, págs. 1, 20 -21 Whitcomb, entrevista, 27 de marzo de 1973 Whitcomb, "Investigación sobre métodos para reducir la resistencia aerodinámica a velocidades transónicas", p. 3.

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Las piezas del rompecabezas: innovación creativa

Aunque las piezas pueden haberse unido en un destello de comprensión, en realidad hubo varios elementos y procesos importantes que contribuyeron al descubrimiento de Whitcomb. Whitcomb había desarrollado una reputación como una especie de "niño prodigio" en Langley debido a su combinación única de conocimiento e intuición sobre los flujos de aire, una combinación que sin duda contribuyó a su descubrimiento de la regla del área. 12 La intuición puede haber sido un regalo, pero su conocimiento del comportamiento del flujo de aire sin duda fue mejorado por sus siete años de experiencia trabajando con el túnel de viento de Langley de 8 pies.

El descubrimiento del concepto de regla de área también dependió de la invención anterior del diseño de túnel de garganta ranurada. Sin esa pieza de tecnología, Whitcomb no podría haber reunido la información necesaria para comprender las causas del arrastre transónico. De hecho, la mera existencia de los túneles de viento en Langley fue un factor crítico para permitir que un nuevo enfoque en el diseño saliera a la superficie y fuera probado. Si la información tuviera que obtenerse a través de un programa de prueba de vuelo elaborado y costoso, se podrían haber investigado menos ideas y Whitcomb podría no haber tenido la oportunidad de probar su teoría innovadora.

En la estación Wallops, en marea de Maryland, en 1953, la División de Investigación de Aeronaves sin Piloto de Langleys (PARD) probó modelos propulsados ​​por cohetes del Convair F-102 con alas delta antes, (izquierda) y después (derecha) de la modificación para aprovechar las ventajas de Whitcomb " regla del área ". (Foto de la NASA) .



12. Eugene S. Ferguson, Ingeniería y el ojo de la mente (Cambridge, MA: MIT Press, 1992), pág. 54 Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 332.

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Además, los proyectos llevados a cabo en Langley eran todavía esfuerzos de investigación individuales bastante pequeños que permitían la experimentación. Este tipo de atmósfera, aunque no es del todo única entre las instalaciones financiadas por el gobierno a principios de la década de 1950, se estaba volviendo más inusual. En un momento, los esfuerzos de investigación individuales o en pequeños grupos habían caracterizado a muchos laboratorios de investigación. Pero el crecimiento exponencial de la tecnología y la compleja investigación tecnológica durante la Segunda Guerra Mundial comenzaron a cambiar eso. El Proyecto Manhattan, responsable del desarrollo de la bomba atómica, simbolizó para muchos un cambio significativo en la investigación tecnológica de proyectos pequeños e independientes llevados a cabo por laboratorios individuales a programas de investigación grandes y complejos que involucran a muchas personas, amplios recursos y financiamiento, y múltiples disciplinas. 13

En un entorno de investigación más grande y complejo, con aprobaciones y decisiones dependientes de los gerentes de programas de nivel superior, Whitcomb podría no haber tenido la libertad ni la oportunidad de desarrollar y probar el concepto de regla de área. Pero el entorno de NACA Langley ofrecía un término medio entre un laboratorio pequeño e independiente y un gran programa de investigación. Whitcomb tenía costosas herramientas tecnológicas a su disposición, como el túnel de viento de garganta ranurada, pero aún tenía la independencia y la flexibilidad para desarrollar y probar un concepto radicalmente nuevo por su cuenta. 14

Whitcomb también contó con la ayuda del entorno de gestión informal y la orientación hacia la investigación experimental en el Langley Research Center, los cuales propiciaron la innovación individual. Como explicó John Becker en sus historias de casos de cuatro programas de la NACA,

Este tipo de entorno era particularmente adecuado para un pensador introspectivo como Whitcomb. Los gerentes sabían que era un aerodinámico talentoso, y fueron lo suficientemente sabios como para mantener su papeleo al mínimo y darle el espacio y la libertad para pensar, experimentar y explorar. dieciséis

La orientación de Langley hacia la investigación práctica y experimental también fue un factor significativo en el descubrimiento de Whitcomb. A diferencia de los centros de investigación que se centraron más en la investigación teórica, Langley alentó los experimentos exploratorios como las pruebas en el túnel de viento que Whitcomb ideó para investigar las combinaciones de alas y cuerpos y el flujo de aire a velocidades transónicas. El avance en el túnel de viento transónico en sí, de hecho, fue el resultado de un investigador que se preguntó: "Me pregunto qué pasaría si encendiera la energía". Esa simple pregunta: "Me pregunto qué pasaría si ...". instigó numerosos experimentos en Langley que, a su vez, condujeron a descubrimientos importantes. 17



13. James H. Capshew y Karen A. Rader, "Big Science: Price to the Present", OSRIS, 2a serie 7 (1992): 19 Thomas P. Hughes, American Genesis: Un siglo de inventos y entusiasmo tecnológico (Nueva York, NY. Penguin Books, 1989), págs. 440-42.

14. John V Becker, La frontera de alta velocidad: historias de casos de cuatro programas de la NACA. 1920-1950 (Washington, DC: NASA SP-445, 1980), págs. 117-18.

15. Ibídem.

16. Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 341.

17. Whitcomb, entrevista, 2 de mayo de 1995, información sobre el desarrollo del túnel de viento transónico también en Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 322 y en el cap. 1 de este libro.

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 141

Este enfoque experimental, impulsado por la curiosidad, fue especialmente significativo en el descubrimiento de la regla del área, porque no había una teoría disponible para explicar la resistencia inusual encontrada a velocidades transónicas. Los investigadores tuvieron que encontrar una forma creativa de ir más allá de lo conocido, y los experimentos exploratorios realizados por Whitcomb y otros proporcionaron los datos que le permitieron comprender la causa de los fenómenos de onda de choque y arrastre transónico. La realización de experimentos prácticos con un modelo de avión en un túnel de viento también ayudó a Whitcomb a "ver" el comportamiento del flujo de aire de una manera que las fórmulas matemáticas no lo hubieran hecho.

Aún así, estos factores solo proporcionaron las herramientas y el entorno que hicieron posible el descubrimiento de Whitcomb. El avance aún requería la perspicacia de una mente creativa, una mente capaz de "ver" el problema y capaz de alejarse de las reglas de diseño aceptadas para contemplar una solución basada en un enfoque completamente nuevo. El proceso mediante el cual Whitcomb pudo hacer eso ofrece una visión en sí misma de cómo se produce la innovación científica o tecnológica.

La ciencia y la tecnología a menudo se consideran campos completamente divorciados de cualquiera de las artes. Las frases comunes que distinguen algo como "una ciencia, no un arte" y describen "el método científico" como una forma de discernir una verdad inexpugnable indican nuestra visión colectiva de la ciencia como un proceso racional, lógico, lineal, matemático y preciso. Sin embargo, desde casi el principio de los tiempos, la visión artística ha jugado un papel fundamental en el avance de la tecnología y la ciencia. Sin lugar a dudas, incluso el primer habitante de las cavernas que inventó la rueda tenía una imagen en su mente de cómo se vería el dispositivo.

Albert Colquhoun, un arquitecto británico, afirmó que incluso las leyes científicas son "construcciones de la mente humana", válidas solo mientras los eventos no prueben que están equivocadas, y se aplican a la solución de un problema de diseño solo después de que un diseñador desarrolle una visión de la solución en su cabeza. 18 Esta visión artística se vuelve aún más importante cuando un científico o ingeniero necesita ir más allá de la vanguardia del conocimiento, donde las teorías existentes dejan de explicar los eventos. En este punto, la imaginación de un diseñador es fundamental para visualizar posibles nuevas soluciones. Como dijo un analista del desarrollo tecnológico, "el inventor necesita la intuición del creador de metáforas, algo de la perspicacia de Newton, la imaginación del poeta y quizás un toque de la obsesión irracional del esquizofrénico". 19

Whitcomb no fue la única persona que analizó el problema del arrastre transónico. Ya en 1944, el aerodinamacista alemán Dietrich Kuchemann había diseñado un avión de combate de fuselaje cónico que fue apodado la "Botella de Coca-Cola Kuchemann" por el personal de inteligencia estadounidense. Sin embargo, el diseño de Kuchemann no tenía como objetivo suavizar la curva del área de la sección transversal para desplazar el aire con menos violencia. Simplemente había observado la dirección del flujo de aire sobre un diseño de ala en flecha y estaba tratando de diseñar un fuselaje que siguiera los contornos de ese flujo. 20

En retrospectiva, también se dijo que la regla del área de Whitcomb estaba implícita en una tesis doctoral sobre el flujo supersónico de Wallace D. Hayes, publicada en 1947. Pero las fórmulas matemáticas empleadas por Hayes, así como por varios otros investigadores que trabajan en el problema general de Los flujos de aire transónicos y supersónicos, no llevaron a sus creadores al necesario destello de inspiración que cristalizó la regla del área para Whitcomb. ¿Por qué no vieron lo que hizo Whitcomb? La respuesta, en parte, puede estar en el hecho preciso de que estaban trabajando con fórmulas matemáticas, en lugar de imágenes visuales. La respuesta pudo haber estado incrustada en los números que tenían delante, pero no pudieron verla.



18. Ferguson, Ingeniería y el ojo de la mente, pag. 172.

19. Hughes, Génesis estadounidense, pag. 76 Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 311 Ferguson, Ingeniería y el ojo de la mente, págs. 172-73.

20. David A. Anderson, "NACA Formula Eases Supersonic Flight", Semana de la aviación y tecnología espacial amp 63 (12 de septiembre de 1955): 13.

142 LA REGLA DEL ÁREA DE WHITCOMB: INVESTIGACIÓN E INNOVACIÓN EN AERODINÁMICA DE NACA

Lo que llevó a la percepción de Whitcomb fue su talento para ver y trabajar con la habilidad de la metáfora visual descrita por Aristóteles como un "signo de genio" y una herramienta importante para ver las cosas desde una perspectiva nueva o descubrir nuevas verdades sobre objetos o ideas existentes. 21 En su historia del progreso tecnológico estadounidense, Thomas Hughes también enfatizó la importancia de las metáforas visuales en el desarrollo de ideas innovadoras, señalando que "aunque se articulan verbalmente, las metáforas de los inventores a menudo han sido visuales o espaciales. Los inventores, como muchos científicos, incluyendo Albert Einstein, Niels Bohr y Werner Heisenberg se muestran expertos en la manipulación de imágenes visuales o no verbales ". 22

Cuando Adolf Busemarm usó su metáfora de "instalación de tuberías" para describir el comportamiento del flujo de aire transónico, Whitcomb pintó una imagen vívida en su mente de "tuberías" de aire que fluían sobre un avión. Luego incorporó en esa imagen la otra información que había obtenido a través de sus experimentos con el flujo de aire transónico. De repente, "vio" qué estaba causando las ondas de choque inusuales y qué se podía hacer para combatir el problema.

Sin embargo, para ver una solución que fuera más allá de la teoría existente, Whitcomb también tenía que estar dispuesto a liberarse de las reglas aceptadas, o paradigmas, de la aerodinámica. 23 A finales del siglo XIX, Ernst Mach había demostrado que un cuerpo en forma de bala producía menos resistencia al vuelo que cualquier otro diseño. Este "paradigma" aceptado del diseño de aviones llevó a la forma básica del fuselaje empleada por los transportes, los aviones de combate de la Segunda Guerra Mundial e incluso el avión cohete Bell X-1. También seguía siendo la regla empírica aceptada cuando los ingenieros comenzaron a diseñar el primer avión supersónico propulsado por turborreactor. Sin embargo, la suposición de que un fuselaje en forma de bala era la forma aerodinámica más eficiente llevó a los investigadores a buscar en otros lugares elementos que pudieran modificarse para reducir la resistencia de los aviones a velocidades transónicas. Para ver la solución que imaginó Whitcomb, `` sangrar el fuselaje en el área del ala para reducir los cambios dramáticos en el área transversal general de la aeronave desde la nariz hasta la cola '', se requería ir en contra de una "verdad" que había funcionado y había sido aceptada para más de cincuenta años.

El mismo paradigma que había ayudado a avanzar en el diseño de aviones durante medio siglo se convirtió, irónicamente, en una de las barreras que impidió que los investigadores avanzaran en el diseño de aviones más allá del vuelo subsónico. ¿Por qué Whitcomb pudo dar un paso atrás y considerar un enfoque que rompiera esta regla aceptada? Por un lado, las circunstancias lo requerían. Kuhn señaló que "el fracaso de las reglas existentes es el preludio de la búsqueda de nuevas". 24 Ciertamente, el obstinado problema del arrastre transónico presentó a Whitcomb una situación en la que las teorías y reglas existentes no funcionaban.

En segundo lugar, Kuhn observó que "casi siempre, los hombres que logran invenciones fundamentales de un nuevo paradigma han sido muy jóvenes o muy nuevos en el campo cuyo paradigma cambian". 25 Cuando se le ocurrió el concepto de regla de área, Whitcomb tenía solo 30 años. Posiblemente, el hecho de que no hubiera pasado veinte años diseñando fuselajes en forma de bala contribuyó a la capacidad de Whitcomb para concebir un diseño diferente. También era un pensador introspectivo e investigador individualista, lo que puede haberlo hecho más capaz de contemplar una idea "marginal" que rompía con las suposiciones de su grupo de pares. En cualquier caso, Whitcomb estaba dispuesto a apartarse de las verdades aceptadas y



21. Aristóteles, Poética, traducido por Ingram Bywater, en La retórica y la poética de Aristóteles (Nueva York: Random House, 1954), pág. 255.

22. Hughes, Génesis estadounidense, pag. 82.

23. Thomas Kuhn describió los paradigmas como "nociones familiares" o "ejemplos que proporcionan modelos de los que surgen tradiciones coherentes particulares de investigación científica". Por un lado, estas nociones aceptadas pueden ayudar a llevar a una investigación más detallada en un área en particular. Pero Kuhn advirtió que los paradigmas también podrían aislar a la comunidad de investigadores de ver nuevas soluciones. Desde: Thomas S. Kuhn, La estructura de las revoluciones científicas, 2ª ed., Foundations of the Unity of Science Series: Vol. II, Número 2 (Chicago: University of Chicago Press, 1970), págs. 10-11, 24, 37.

24. Ibídem., pag. 68.

25. Ibídem., pag. 90.

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simplemente mire lo que le estaban mostrando sus datos, pinte una imagen visual de ello en su mente y vea no lo que esperaba ver, sino lo que realmente estaba allí.

Si bien esto puede parecer una solución simple y obvia para los forasteros con cuarenta años de retrospectiva, la capacidad de Whitcomb para liberarse de las doctrinas de diseño que dominaban la aeronáutica en su día fue, de hecho, una habilidad única y notable que realmente lo distingue de muchos otros. en su campo. Una vez que alguien da una respuesta, a menudo parece obvia. Pero los investigadores que luchaban con el arrastre transónico no sabían que estaban atrapados en un paradigma que no funcionó. Estaban concentrados en tratar de abrir un camino viable a través de un denso bosque que conocían como real e inmutable. El genio de Whitcomb fue su capacidad para ver que el problema no era el camino, sino el bosque mismo.

De la idea a la aplicación

Cuando Whitcomb presentó su concepto de la regla de área a algunos de sus colegas en Langley, se encontró con escepticismo. Después de todo, fue un enfoque radical para el diseño de aviones. Pero el jefe de división John Stack permitió que Whitcomb presentara la idea en el próximo seminario técnico. Y escuchando la presentación de Whitcomb, esta vez, estaba Adolf Busemann, cuya estatura en la comunidad aerodinámica era tal que su opinión tenía mucho peso. Busemann, cuya metáfora visual del montaje de tuberías había proporcionado el catalizador del descubrimiento de Whitcomb, comprendió lo que Whitcomb había visto. Les dijo a los demás presentes que la idea de Whitcomb era "brillante". El escepticismo entre algunos de los otros, incluido Stack, se mantuvo. Pero el apoyo de Busemann fue suficiente para que Whitcomb tuviera el visto bueno para probar su teoría. 26

Durante el primer trimestre de 1952, Whitcomb llevó a cabo una serie de experimentos utilizando varias configuraciones de cuerpo de ala basadas en reglas de área en el túnel de alta velocidad de 8 pies de Langley. Como esperaba, la sangría del fuselaje en el área del ala redujo significativamente la cantidad de resistencia a velocidades transónicas. De hecho, Whitcomb descubrió que "sangrar el cuerpo redujo los incrementos de elevación de arrastre asociados con las alas no barridas y delta en aproximadamente un 60 por ciento cerca de la velocidad del sonido", eliminando virtualmente el aumento de arrastre creado al tener que colocar las alas en una superficie cilíndrica suave. cuerpo en forma. 27

En un mundo simple, esta validación de la teoría de Whitcomb habría sido suficiente para que el principio se aplicara a todos los nuevos diseños de la industria. Todo lo que hubiera sido necesario habría sido notificar a los fabricantes de aeronaves que se había desarrollado un mejor enfoque de diseño. Sin embargo, el mundo no es tan simple y el valor inherente de una innovación rara vez es suficiente para incorporarla a productos comerciales. Como Louis B.C. Fong, director de la Oficina de Utilización de Tecnología de la NASA (Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio) comentó en 1963: "En esta era de automatización, no hay nada automático en la transferencia de conocimientos o la aplicación de una idea o invención al uso práctico. hay resistencia a nuevas ideas y nuevas tecnologías en parte psicológicas, en parte prácticas y, a menudo, económicas ". 28



26. Whitcomb, entrevista, 2 de mayo de 1995 Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 336.

27. Whitcomb, "Un estudio de las características de Aero-Lift Drag-Rise de combinaciones de cuerpo de ala cerca de la velocidad del sonido", págs. 20-21.

28. Louis B.C. Fong, Dir., Oficina de Utilización de Tecnología de la NASA, "El Programa de Aplicaciones Industriales de la NASA", discurso en la Tercera Conferencia Nacional sobre los Usos Pacíficos del Espacio, Chicago, IL, 8 de mayo de 1963, Colección de Referencia Histórica de la NASA, Oficina de Historia de la NASA , Sede de la NASA, Washington, DC.

144 LA REGLA DEL ÁREA DE WHITCOMB: INVESTIGACIÓN E INNOVACIÓN EN AERODINÁMICA DE NACA

Los ingenieros de la NACA o de la NASA tienden a medir el éxito de una nueva idea o tecnología estrictamente en términos de los objetivos técnicos alcanzados. La industria, por otro lado, mide el éxito innovador en términos de dólares de ganancias generados dentro de un período de recuperación específico. 29 En consecuencia, un nuevo enfoque o tecnología, incluso si es técnicamente "mejor", puede ser rechazado por la industria si su uso implica costos adicionales para el fabricante. Estos costos pueden estar relacionados con el reacondicionamiento de un nuevo diseño, el reemplazo de maquinaria o incluso la capacitación de los empleados o el cambio de las ideas y enfoques tradicionales de sus ingenieros. Todos estos factores pueden producir resistencia a una nueva idea o tecnología dentro de una empresa, y superar esa resistencia puede ser un proceso difícil. 30

Sin embargo, hay un par de situaciones en las que la nueva tecnología puede asimilarse rápidamente en productos comerciales. Una es si se puede incorporar con un costo extra mínimo, y una segunda es si resuelve un problema que un fabricante necesita resolver. 31 Cuando Whitcomb desarrolló su regla de área, había un fabricante en cada una de estas situaciones, y ese hecho jugó un papel importante en la velocidad con la que su innovación comenzó a impactar en el diseño de nuevos aviones.

Mientras Whitcomb concibía y probaba su concepto de regla de área, la División Convair de General Dynamics estaba desarrollando lo que esperaba sería el primer avión supersónico de la compañía. El Convair F102 "Delta Dagger" fue diseñado para ser un interceptor de largo alcance, con alas delta y el motor turborreactor más potente disponible en ese momento, el Pratt & amp Whitney J-57. Sin embargo, los primeros resultados de las pruebas de un modelo F-102 en el túnel de alta velocidad de 8 pies de Langley parecían indicar que la resistencia transónica del diseño podría ser demasiado alta para que la aeronave supere a Mach One.

La NACA había clasificado inmediatamente cualquier información relacionada con la regla de área, ya que tenía la investigación sobre el túnel de viento de garganta ranurada que permitió desarrollar la regla de área. En 1952, Estados Unidos participó en una competencia acalorada y de alto riesgo por la superioridad militar con la Unión Soviética, y la NACA se dio cuenta de la importancia de la investigación transónica en el desarrollo de aviones militares superiores. Aunque la clasificación era necesaria, dificultaba la difusión de información sobre la regla de área. Afortunadamente, la historia de los esfuerzos exitosos de transferencia de tecnología de la NACA había sido menos producto de escritos publicados que de los diversos niveles de cooperación informal entre la industria y la NACA y las discusiones entre investigadores y ingenieros. 32 La regla del área no sería una excepción.

A mediados de agosto de 1952, un grupo de ingenieros de Convair estaba en Langley para observar el desempeño del modelo F102 en el túnel de alta velocidad de ocho pies. Al mostrar los decepcionantes resultados de las pruebas, los ingenieros preguntaron a los ingenieros de Langley si tenían alguna sugerencia. El primer memorando de investigación de Whitcomb sobre la regla de área no se publicaría hasta dentro de un mes, pero había completado sus pruebas en las diversas combinaciones de alas y cuerpos utilizando formas de fuselaje con sangría. Explicó sus hallazgos y el concepto de regla de área al equipo de Convair.

Intrigados, los ingenieros de Convair trabajaron con Whitcomb durante los siguientes meses para experimentar con la modificación del diseño del F-102 y construir un modelo que incorporara el concepto de regla de área. Al mismo tiempo, sin embargo, la compañía continuó trabajando en el prototipo original del F-102. Los ingenieros pueden haber estado abiertos a explorar una posible nueva



29. Denver Research Institute, "NASA Partnership with Industry: Enhancing Technology Transfer", NASA CR-180-163, julio de 1983, págs. Xx, Apéndice D-3 William D. Mace y William E. Howell, "Integrated Controls for a Nueva generación de aviones " Astronáutica y aeronáutica 16 (marzo de 1978): 48-53.

30. Denver Research Institute, "Asociación de la NASA con la industria", págs. Xx, Apéndice D-3 RP Schmitt, et al., "Technology Transfer Primer", Universidad de Wisconsin-Milwaukee, Centro de Estudios de Transporte Urbano, FHWA / TS-84 / 226, julio de 1985, págs. X, 1-5.

31. Schmitt, et al, "Technology Transfer Primer", pág. 5.

32. Instituto de Investigación de Denver, "Asociación de la NASA con la industria", pág. xiv.

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 145

opción, dada la incertidumbre producida por las pruebas en túnel de viento del modelo F-102 original, pero la compañía ya se había comprometido con la Fuerza Aérea para construir dos prototipos del F-102 original. Además de cualquier resistencia mental e institucional que Convair pudiera haber tenido para cambiar un diseño que había promocionado tanto y que ya se había comprometido a construir, el compromiso de la compañía también creó un problema de costo.

A mediados de 1952, cuando Convair probó el modelo F-102 en Langley, la compañía ya había comenzado a establecer una línea de producción en sus instalaciones de San Diego, California, para fabricar la aeronave. Cambiar el diseño significaría no solo retrasos y costos de ingeniería adicionales, sino también renovar la línea de producción. En consecuencia, lejos de ser receptivo a un nuevo enfoque de diseño, Convair tenía un interés significativo en demostrar que su nuevo avión podría funcionar bien sin él. 33

Sin embargo, la compañía no pudo ignorar totalmente los dudosos resultados de las pruebas de su diseño original, por lo que sus ingenieros comenzaron a trabajar en un "Plan B" con Whitcomb mientras continuaba la producción del prototipo F-102. A partir de mayo de 1953, los ingenieros de Convair y Whitcomb comenzaron a probar modelos de un diseño F-102 modificado, basado en reglas de área, en el túnel de viento de Langley. En octubre de 1953, habían desarrollado un modelo que podía cumplir con las especificaciones de rendimiento de la Fuerza Aérea. Convair tomó nota de los resultados, pero continuó trabajando en el prototipo original del F-102, que voló por primera vez el 24 de octubre de 1953. 34 El primer prototipo sufrió graves daños en su vuelo inaugural, por lo que los vuelos de prueba tuvieron que posponerse hasta el 11 de enero. 1954, cuando el segundo prototipo voló por primera vez. Sin embargo, los resultados de las pruebas de vuelo demostraron ser en gran medida los mismos que los predichos por las pruebas en túnel de viento del modelo F-102 en 1952. La aeronave se desempeñó por debajo de las expectativas y no pudo alcanzar velocidades supersónicas en vuelo nivelado. 35

Incluso en ese momento, Convair podría haber seguido presionando para la producción del diseño tal como estaba, dado que las herramientas y la línea de producción en su planta de San Diego ya estaban preparadas, excepto por un factor crucial.Los oficiales de la Fuerza Aérea que trabajaban en el diseño del F-102 estaban al tanto de la regla de área de Whitcomb y del hecho de que un modelo F-102 modificado, basado en ese concepto, había alcanzado velocidades supersónicas en las pruebas del túnel de viento. En consecuencia, la Fuerza Aérea se dio cuenta de que el F-102 no era lo mejor que podía hacer Convair. Los experimentos de Whitcomb habían demostrado que un avión supersónico era posible, y la Fuerza Aérea decidió no conformarse con menos. El gerente del programa F-102 en Wright Field en Ohio informó a Convair que si la compañía no modificaba el F-102 para lograr un vuelo supersónico, el contrato para el caza / interceptor sería cancelado. 36

La incorporación del enfoque de diseño innovador de Whitcomb implicó un gasto adicional, pero nada comparado con el costo de perder todo el contrato del F-102. Convair detuvo inmediatamente la línea de producción del F-102 y comenzó a trabajar en el diseño modificado que Whitcomb y los ingenieros de la compañía habían desarrollado y probado. En solo 117 días hábiles, la compañía había construido un nuevo prototipo basado en reglas de área, denominado F-102A. El F-102A voló por primera vez el 24 de diciembre de 1954 y superó la velocidad del sonido no solo en vuelo nivelado, sino mientras aún estaba en su ascenso inicial. La regla del área había mejorado la velocidad del diseño del F-102 en un veinticinco por ciento estimado. 37



33. Donald D. Baals y William R. Corliss, Túneles de viento de la NASA (Washington, DC: NASA SP-440, 1981), pág. 62 Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 337 Whitcomb, entrevista, 2 de mayo de 1995.

34. Bill Gunston, ed., La historia ilustrada de los luchadores (Nueva York, NY. Simon y Schuster, 1984), pág. 194.

35. Baals y Corliss, Túneles de viento de la NASA, pag. 63.

36. Whitcomb, entrevista, 2 de mayo de 1995 Whitcomb, "Investigación sobre métodos para reducir la resistencia aerodinámica a velocidades transónicas", 14 de noviembre de 1994 Hansen, Ingeniero a cargo, págs. 337-39.

37. Baals y Corliss, Túneles de viento, de la NASA, pag. 63 Hansen, Ingeniero a cargo, pag. 338 Whitcomb, entrevista, 2 de mayo de 1995.

146 LA REGLA DEL ÁREA DE WHITCOMB: INVESTIGACIÓN E INNOVACIÓN EN AERODINÁMICA DE NACA

Mientras Convair luchaba con su diseño F-102, Grumman Aircraft Engineering Corporation también estaba trabajando para desarrollar su primer caza supersónico basado en portaaviones, el F9F / F-11F Tiger. 38 Aunque la investigación de la regla de área fue clasificada, la NACA publicó un Memorando de Investigación confidencial sobre el tema a los fabricantes de aeronaves debidamente autorizados en septiembre de 1952. Solo dos semanas después de recibir ese memorando, Grumman envió a un grupo de sus ingenieros a Langley para aprender más sobre él. . La información que trajeron a Bethpage, Nueva York, se incorporó inmediatamente al diseño, y en febrero de 1953, Whitcomb fue trasladado en avión para revisar los planos de diseño finales antes de que comenzara la construcción del prototipo. El 27 de abril de 1953, la Marina firmó una carta de intención con Grumman para el caza, basada en el diseño aprobado por Whitcomb. El 16 de agosto de 1954, el Grumman F9F-9 Tiger "pasó rápidamente" a través de la barrera del sonido en vuelo nivelado sin el uso del postcombustión en su motor turborreactor Wright J-65. 39

La entusiasta incorporación de la innovación de Whitcomb por Grumman contrasta fuertemente con la experimentación calificada y la resistencia que caracterizó la respuesta de Convair. Pero las dos empresas se encontraban en situaciones diferentes. Convair ya había completado un diseño para el F-102 y había comenzado la construcción de dos prototipos y una línea de producción. Grumman, por otro lado, todavía estaba trabajando para diseñar el F11F Tiger cuando Langley publicó su informe confidencial sobre el avance de la regla de área de Whitcomb. Era el momento perfecto para incorporar una mejor idea de diseño y suponía pocos costes adicionales para la empresa. Al mismo tiempo, la Armada aún no había contratado al caza, y Grumman bien pudo haber reconocido que sus posibilidades de ganar el contrato mejorarían al incorporar cualquier nueva tecnología disponible en su diseño, especialmente algo que pudiera mejorar su velocidad.

En cualquier caso, la idea innovadora de Whitcomb se incorporó a dos aviones militares de producción solo veinticuatro meses después de completar sus pruebas iniciales en el túnel de viento del concepto. Este ejemplo increíblemente "exitoso" de transferencia de tecnología fue el resultado de dos factores importantes. En primer lugar, había un "problema en busca de una solución" 40 que la regla del área pudo resolver. La resistencia transónica era un obstáculo real y aparentemente insuperable para el vuelo supersónico. La regla de área de Whitcomb no era una de las posibles soluciones, era el único enfoque que alguien había desarrollado que había demostrado ser capaz de superar esa barrera. También contaba con el respaldo de un cliente muy poderoso: el ejército de Estados Unidos. Cuando la Fuerza Aérea decidió mantenerse firme en su demanda de que los aviones de Convair vuelen supersónicamente en vuelo nivelado, Convair no pudo simplemente vender sus F-102 a otro cliente. La Fuerza Aérea era su único cliente, al igual que la Armada lo era para Grumman.

Pero otro elemento importante, especialmente con respecto a Convair, fue la cooperación y las relaciones individuales que existían entre los investigadores de Langley, incluido Whitcomb, y los ingenieros de la industria. El modelo F-102A modificado que demostró a la Fuerza Aérea que un caza podía lograr un vuelo supersónico fue un esfuerzo cooperativo entre los ingenieros de Whitcomb y Convair. Sin esa cooperación, o las discusiones informales en Langley que iniciaron ese trabajo, el destino del F-102 podría haber sido diferente.



38. El prototipo fue designado primero como el F9F-8, y luego como el F9F-9, aunque el diseño original del Grumman F9F-2 era el Pantherjet de ala recta y el F9F-6 era el Cougar de ala en flecha. El Tiger era realmente un diseño no relacionado, pero los prototipos todavía estaban etiquetados como variantes del diseño F9F. Los Tigres del modelo de producción, sin embargo, se llamaron F11F.

39. Michael J.H. Taylor, ed., Enciclopedia de aviación de Jane (Nueva York, NY Portland House, 1989), págs. 447-48 Gunston, Historia ilustrada de los luchadores, pag. 192 Hansen, Ingeniero a cargo, págs. 339-40.

40. Numerosos ingenieros de la NASA y de la industria, incluido el propio Whitcomb (Whitcomb, entrevista, 27 de marzo de 1973), han utilizado esta frase para describir el tipo de situación que tiende a conducir a una rápida aceptación de una nueva tecnología.

DE LA CIENCIA DE LA INGENIERÍA A LA GRAN CIENCIA 147

Indudablemente, la regla de área se habría incorporado eventualmente a los diseños de aeronaves, independientemente de las personas involucradas. Pero ese período de tiempo podría haber sido diferente, lo que podría haber tenido un impacto en el tipo de defensas aéreas que Estados Unidos tenía a su disposición en los primeros días de la Guerra Fría.

Tal como estaba, el éxito de los F-102 y F11F basados ​​en reglas de área fue seguido por la incorporación de la regla de área en prácticamente todos los aviones supersónicos construidos después de ese punto. El caza Vought F8U "Crusader" y el bombardero Convair B-58 "Hustler", ambos en el tablero de dibujo en el momento en que se desarrolló la regla de área, fueron rediseñados utilizando el enfoque de Whitcomb. El F-106, que fue el diseño de seguimiento de Convair al F-102A, se adhirió aún más a la regla del área. Fue capaz de incorporar una hendidura mucho más profunda en el fuselaje que su predecesor, porque era un avión completamente nuevo, libre de los elementos de diseño existentes.

El fuselaje del caza / bombardero Republic F-105 "Thunderchief", que voló por primera vez en 1955, incorporó la regla de área de una manera ligeramente diferente. No se pudo sangrar debido a sus complejas entradas de motor, por lo que se agregó una protuberancia en la región de popa del fuselaje para reducir la severidad del cambio en el área de la sección transversal en el borde de fuga del ala. El bombardero Rockwell B-1 y el avión comercial Boeing 747 también utilizaron la adición de un área de sección transversal para reducir su resistencia a velocidades transónicas. Tanto el B-1 como el 747 tienen una "protuberancia" vertical en la sección delantera del fuselaje por delante del ala. Quizás sea más visible en el 747, donde alberga el segundo piso característico del avión, pero se agregaron ambas modificaciones a la estructura del avión para suavizar la curva del área transversal del diseño. 41

La investigación de la regla de área de Whitcomb se clasificó hasta septiembre de 1955, por lo que no recibió ningún elogio inmediato ni presionó por su descubrimiento. Pero dos meses después de que su trabajo se hiciera público, Whitcomb recibió el Trofeo Robert J. Collier de la Asociación Aeronáutica Nacional en reconocimiento a su logro el año anterior, cuando los prototipos Grumman F9F-9 Tiger y Convair F-102A demostraron cuán importante era el área. la regla era. La cita del Trofeo Collier decía: "Para el descubrimiento y la verificación experimental de la regla de área, una contribución al conocimiento básico que produce una velocidad de avión significativamente mayor y un mayor alcance con la misma potencia". 42

Aunque un enfoque de diseño de ingeniería que utiliza fórmulas o algoritmos no se presta al tipo de notoriedad que generó un proyecto como el X-1, el desarrollo de la regla del área no fue menos significativo. El X-1 demostró que se podía romper la barrera del sonido. La regla del área hizo que ese descubrimiento fuera práctico al permitir que los aviones de producción operaran a esa velocidad.

El hecho de que la regla del área fue descubierta por un ingeniero sentado con los pies en alto sobre su escritorio, contemplando una visión en su mente, también muestra la importancia de la creatividad y el individuo en el avance de la tecnología. Es posible que los proyectos de investigación y ciencia de la posguerra hayan ido creciendo en complejidad y tamaño, pero el descubrimiento de Whitcomb fue un recordatorio de que la



41. Whitcomb, entrevista, 2 de mayo de 1995 Whitcomb, "Investigación sobre métodos para reducir la resistencia aerodinámica a velocidades transónicas", 14 de noviembre de 1994, p. 3.

42. Bill Robie, Por el mayor logro: una historia del Aero Club of America y la Asociación Aeronáutica Nacional, (Washington, DC: Smithsonian Institution Press, 1993), pág. 232 Richard T. Whitcomb, entrevista telefónica con el autor, 15 de mayo de 1995.

148 LA REGLA DEL ÁREA DE WHITCOMB: INVESTIGACIÓN E INNOVACIÓN EN AERODINÁMICA DE NACA

El investigador individual era más que un engranaje en una rueda científica impulsada por procesos. La experimentación y las visiones en la mente de un individuo capaz de reunir la información disponible de una manera nueva han dado lugar a muchos "avances" innovadores en tecnología y conocimiento.

La historia de la investigación de las reglas de área también ilustra que incluso un descubrimiento "revolucionario" no siempre gana la aceptación inmediata de quienes podrían implementarlo. A diferencia de los proyectos que fueron totalmente financiados, desarrollados e implementados por la NACA y su sucesora, la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) u otras agencias gubernamentales, el avance de Whitcomb fue solo una idea. Es posible que se haya desarrollado en un laboratorio de la NACA, pero no le correspondía a la NACA aplicarlo. Para que la innovación tuviera algún impacto, la industria tuvo que aceptar usarla, lo que no siempre es un proceso tan simple como podría parecer. La regla de área de Whitcomb fue la respuesta a un tremendo problema que la industria necesitaba resolver, pero el entusiasmo con el que fue recibido difirió mucho entre Convair y Grumman. Las ventajas ofrecidas por la innovación fueron las mismas que los costos de implementación.

Pero incluso en la aplicación del concepto de regla de área, los individuos jugaron un papel importante. Una demanda de la Fuerza Aérea fue la razón principal por la que Convair incorporó la regla de área en el F-102, a pesar del costo adicional. Pero la Fuerza Aérea podría no haber tenido la confianza para hacer esa demanda si no hubiera sido por el trabajo modelo realizado por un pequeño número de individuos en Langley y Convair. A medida que la investigación y los proyectos científicos y de ingeniería se volvían más costosos, complejos y orientados a los sistemas, era fácil perder de vista a las personas que hacían que esos sistemas funcionaran. Richard T. Whitcomb, al desarrollar y ayudar a ganar la aceptación de un concepto que revolucionó el diseño de aviones de alto rendimiento, fue un recordatorio de que el individuo todavía importaba.


Sound Breaker: cómo el Bell X-1 se ganó su lugar en la historia

Esto es lo que necesita recordar: Las técnicas de investigación utilizadas por el programa X-1 fueron para establecer el patrón para todos los proyectos posteriores de X-craft, mientras que los datos de vuelo recopilados por NACA demostraron ser invaluables en los programas de diseño de aviones de combate de EE. UU. Durante la segunda mitad del siglo XX.

El Bell X-1 ganó su lugar en la historia. El 14 de octubre de 1947, la aeronave, pilotada por el capitán de la Fuerza Aérea estadounidense Charles E. "Chuck" Yeager, fue la primera en alcanzar la velocidad de 1.127 kilómetros o 700 millas por hora, Mach 1,06, a una altitud de 43.000 pies.

El avión pintado de naranja, llamado "Glamorous Glennis" como homenaje a la esposa de Yeager, fue lanzado desde el aire a una altitud de 23.000 pies desde la bahía de bombas de un Boeing B-29. El X-1 luego usó su motor de cohete para subir a su altitud de prueba. Fue el primero de 78 vuelos, incluido el vuelo del 26 de marzo de 1948 con Yeager en el control, que alcanzó una velocidad de 957 millas por hora, Mach 1,45, a una altitud de 71,900 pies, la velocidad y altitud más altas alcanzadas por un avión tripulado para ese punto.

Originalmente designado como XS-1, el Bell X-1 fue desarrollado como parte de un programa cooperativo que fue iniciado al final de la Segunda Guerra Mundial por el Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA) y las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos para desarrollar un avión especial de investigación transónico y supersónico tripulado.

El programa continuó con el X-1B, que era similar en diseño al X-1A pero presentaba una configuración de ala ligeramente diferente. La investigación de vuelo del X-1B se relacionó principalmente con el calentamiento aerodinámico junto con el uso de pequeños cohetes de "reacción" para el control direccional. Esta versión mejorada del X-1 realizó su primer vuelo motorizado en octubre de 1954, y poco después la Fuerza Aérea de los Estados Unidos transfirió el X-1B a NACA, que fue el predecesor de la NASA. Bajo la guía de NACA, el X-1B se usó en numerosas pruebas de calor y control, y estas demostraron ser cruciales en el desarrollo de los sistemas de control para el X-15 posterior.

En sus misiones de prueba, el X-1B fue transportado bajo un avión "madre" y lanzado entre 25,000 y 35,000 pies y después del lanzamiento, el motor del cohete se encendió a toda velocidad durante menos de cinco minutos. Después de que se consumiera toda la mezcla de combustible de agua y alcohol y el oxígeno líquido, el piloto deslizaba la aeronave de regreso al suelo para el aterrizaje. NACA continuó sus pruebas hasta enero de 1958, cuando las grietas en los tanques de combustible forzaron su puesta a tierra.

El X-1B se utilizó en un total de veintisiete vuelos, y el único avión de prueba se encuentra ahora en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson en Dayton, Ohio.

Mientras continuaba el programa X-1, el X-1C proyectado, que estaba destinado a probar armamentos y municiones en los regímenes de vuelo transónico y supersónico, se canceló mientras aún se encontraba en la etapa de maqueta. El desarrollo del avión con capacidad supersónica, incluido el F-86 Sabre de América del Norte y el F-100 Super Sabre de América del Norte, pudo lograr lo que se suponía que debía probar el X-1C, y eso eliminó la necesidad de la aeronave.

El X-1D posterior fue diseñado para ser el primero de la segunda generación de aviones supersónicos, y debía seguir al X-1B en la realización de investigaciones de transferencia de calor. Fue dañado en su primer y único vuelo exitoso, y después de ser reparado, el prototipo se perdió en una explosión de combustible durante los preparativos para su primer vuelo propulsado. Fue arrojado de su nave nodriza EB-50A y atrapado en el impacto.

El último de la serie fue el X-1E, y fue el segundo de los X-1 originales en equiparse con nuevas alas, bombas de combustible turbo y un parabrisas de borde afilado. El X-1E modificado fue volado por NACA desde diciembre de 1955 hasta noviembre de 1958.

Las técnicas de investigación utilizadas por el programa X-1 fueron para establecer el patrón para todos los proyectos posteriores de X-craft, mientras que los datos de vuelo recopilados por NACA demostraron ser invaluables en los programas de diseño de aviones de combate de EE. UU. Durante la segunda mitad del siglo XX.

Peter Suciu es un escritor que vive en Michigan y ha colaborado con más de cuatro docenas de revistas, periódicos y sitios web. Es autor de varios libros sobre tocados militares, incluido A Gallery of Military Headdress, que está disponible en Amazon.com.

Este apareció por primera vez hace unos meses y se está volviendo a publicar debido al interés de los lectores.


Bell X-1 - Historia

Bell Aircraft en Buffalo, NY
1935-1960 Línea de tiempo y
25 fotografías del Museo Aeroespacial de Niágara tomadas en 2002

Un agradecimiento especial al personal del Museo Aeroespacial de Niagara, especialmente al Curador / Sr. Historiador Richard Byron, por su cooperación y asistencia.
Línea de tiempo debajo de las ilustraciones

El vicepresidente a cargo de ventas de Consolidated, Lawrence D. (Larry) Bell

El P-39Q Airacobra en producción en la planta de Wheatfield en 1943.

P-39Q Airacobra construido en la planta de Wheatfield.

El 47B-3 fue el segundo modelo desarrollado en 1947.

El 47B-3 fue el primer helicóptero con licencia comercial.

Pre-prototipo de gas frío (nitrógeno) del cinturón cohete de un solo hombre.

Larry Bell, vicepresidente y gerente general de Consolidated, con la ayuda de tres asociados de Consolidated, decide fundar su propia empresa en Buffalo.

Después de la experiencia de combate con el Airacobra, un fuselaje mejorado, designado P-63 Kingcobra Sucederá al Airacobra. Se construirán más de 3600, la mayoría enviados al frente ruso para un apoyo cercano contra los blindados nazis.

El empleo de Bell aumentará de 56 empleados a 36.000 en el pico de la producción de guerra.

El 47B3, el segundo modelo en ser desarrollado, es el primer avión diseñado y producido por un fabricante principalmente para trabajos agrícolas. Este modelo "roadster" tenía una cabina abierta con vista completa, fácil acceso, espejos retrovisores y un pequeño parabrisas que desvía el viento de manera agradable.

X-1 está diseñado para romper la barrera del sonido.

los X-2 está diseñado para volar al doble de la velocidad del sonido. Se construyen dos, pero uno se arroja al lago Ontario cuando se produce un incendio. El segundo avión no cumple con las expectativas. En el proceso, el piloto de pruebas muere.

X-5 es el primer avión de ala ajustable.

    Museo Aeroespacial de Niágaramuestra. En línea 2002

Ver también: Lawrence Bell Memorial en el cementerio de Forest Lawn Ilustraciones
Fotos y su disposición 2002 Chuck LaChiusa
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