A sorozat 4. részében az F-16XL-ek, mint a NASA kutatógépei szerepelnek, számos, igazán érdekes aerodinamikai kísérlet alanyaiként, részeseiként. Az előző rész ITT, az első pedig ITT.

A NASA kutatógépeiként

De miért is szól egy harcigép-programról egy 400 oldalas NASA-kiadvány? Nem szokatlan, hogy a légügyi és űrkutatási hivatal katonai repülőgépeket alkalmaz azok teljesítménye miatt, például kísérőgépként. De az sem, hogy velük aerodinamikai és más kísérleteket végez. Utóbbi csoportba tartozik a két F-16XL, melyek a NASA-nál másodvirágzásukat élték pár évvel a DRF kiírás elvesztését követően, mint áramlástani kutatórepülőgépek.

A SCAMP-ből származó XL program keretes szerkezetét ismét a szuperszonikus utasszállító (SST) gépek adták. Míg a NASA korábbi kutatási adatai a kettős nyilazású deltaszárnyról is a ’60-as évek amerikai projektjéből származtak, úgy most a jövőbeli SST-k számára kellett kutatógép, mégpedig több alterületen is. Miután a két XL-t a GD gondosan lekonzerválta a DRF-et követő repülések után, most kézenfekvő volt, hogy a tervek szerint a sokkal nagyobb, polgári gépen is használandó szárnyformát ezekkel vessék alá újabb teszteknek. Nyilván ezúttal nem gyors orsókra és kitartott manőverekre volt szükség, hanem minél kedvezőbb légellenállásra és nyugodt repülőtulajdonságokra, tehát volt mit vizsgálni – nem szólva az egyéb, egészen speciális kísérleti átalakításokról.

A szuperszonikus lamináris áramlás vizsgálata

A 2000-es évtizedre megvalósítandó szuperszonikus utasszállító számára a NASA legfontosabb aerodinamikai programja a High-Speed Research (HSR) volt, melyet a ’80-as évek végén indítottak el, szoros együttműködésben a légiipari szereplőkkel. Ezek néhány alapkutatás megvalósítását kérték az állami ügynökségtől, amik számukra vállalhatatlanok voltak üzletileg, csökkentve a végső típus fejlesztési kockázatait. Amúgy is azzal számoltak, hogy a jegyek az eredetileg  High-Speed Civil Transport (HSCT) névre hallgató tanulmányterven alapuló gépre 20-30%-kal drágábbak lehetnek, mint a normál árak azonos utakra. A HSCT-t a Boeing vagy a McDonnell Douglas kívánta megvalósítani – ironikus, hogy nem sokkal később a Boeing megvette az MD-t. A cél egy 2,4 Mach utazósebességű, 300 személyes, 9260 km-es hatótávú, 340 tonnás utasszállító volt. A HSCT gazdaságosságát mindenképpen javítani kellett, tekintettel a várható fogyasztására, ezért megvizsgálták a lehetőségeket, és a szuperszonikus lamináris áramlású szárny mellett döntöttek. A lamináris áramlású levegő zavartalanul fut végig a szárnyon (vagy legalábbis annak egy részén, lásd később), és így, kisebb örvénykeltése révén csökkenti a légellenállást, ezzel pedig a fogyasztást. A HSR előrehaladásával egyre inkább ez a kutatási irány került a fókuszba, mely a továbbiakban angol rövidítése után SLFC-ként szerepel (Supersonic Laminar Flow Control, mely utal arra, hogy maga a kísérleti program a lamináris áramlás „irányítására”, felügyeletére, azaz biztos megvalósítására vonatkozik).

A Boeing természetes módon a korábbi, 2707-300 projektjét vette alapul, melynek a ’60-as évek technológiája mellett a teljes felszállótömegének mindössze 7%-a volt a hasznos teher. A cég 8,5%-os össztömeg-csökkenést és 12,5% üzemanyag-megtakarítást várt az SLFC-től. Az MD 17%-ot az utóbbi területen, de mind a szárny, mind a vezérsíkok olyan kialakítása mellett, hogy a lamináris áramlás egészen a kormányfelületeket mozgató hidraulikus egységekig meglegyen. (Ezek az áramvonalas gondolák az utasszállítók kilépőélei körül; hasonló az F-16XL-eknél a két szárnyrészt elválasztó gondola, és szerepe is részben ugyanez, lásd korábban).

A Boeing 2707-300-asának deltaszárnyú terve a ’60-as évekből. A belső részek nagy húrhosszúsága miatt a hasonló szárnyakon a lamináris áramlás fenntartása rendkívül komoly műszaki kihívás (forrás)

A NASA vázlatának nagy felbontású, számítógépes verziója a HSCT-re. A hajtóművek elhelyezése egészen egyezik a 30 évvel korábbi program során tervezettel (forrás)

Azonban a lamináris áramlású szárny csak nagyon kevés típuson valósult meg – a legismertebb minden bizonnyal a legendás NAA P-51 Mustang. De nagyobb gépek nagyobb szárnyán gyakorlatilag nem létezett ez a megoldás. Az SLFC még nehezebb diónak tűnt már előzetesen is (lásd lejjebb a megvalósítási módját). A gyártók ezért ezt a fontos, de nagyon kockázatos technológiát mindenképpen a NASA segítségével kívánták megcsinálni, nem pusztán saját felelősségre és pénzből.

Mivel a MD kettős nyilazású deltaszárnnyal tervezte a saját HSCT javaslatát, már hamar felvetette, hogy az egészen hasonló F-16XL-eket használják fel az SLFC tesztgépeiként. Hamarosan a NASA is erre jutott, hiszen pilótái és mérnökei részt vettek az XL programban, a SCAMP eredményében. Az SLFC-t ténylegesen létrehozó elemeket a Rockwell mérnökei tervezték. (Ők egyébként katonai vonalat is láttak a dologban, mert a lamináris levegőmozgás csökkentette volna a belépőéli hőmérsékletet, megnehezítve így egy harci repülőgép infravörös tartományú felderíthetőségét.) 1988-ben a NASA és a Rockwell megegyezett a légierővel, hogy adják át nekik az XL-eket, ahelyett, hogy éles lőgyakorlatokon lőjék szét őket, amint azt az USAF tervezte. 1989. március 9-én Joe Bill Dryden tesztpilóta levegőbe emelte a majdnem 4 éve lekonzerválva álló XL-1-est egy felmérő repülésre. Dryden már az eredeti berepülés alatt is a típus pilótái között volt. Másnap a General Dynamics hivatalosan is átadta a gépet a NASA számára, ahol az a „849” számot kapta. Az XL-2 csak később, 1991. február 12-én követte társát, de addig is már biztosan megmenekült a lőtéri cél szerepétől. Kikonzerválása után gép már megkapta a General Electric F110-GE-129 verziójú, még erősebb hajtóművet is, továbbá a 848 oldalszámot.

Az SLFC-t a kesztyűnek (glove) nevezett, módosított szárnypanelekkel valósították meg, melyek aktív szívó részekből és passzív felületekből álltak össze. Az aktív részeken miniatűr légcsatornák ezreit fúrták, amik megszívták a szárnyfelülethez közeli légáramlást, azaz eltávolították a határréteget.

Hasonlóval a szuperszonikus gépek beömlőinél a határréteg-leválasztók képében lehet találkozni. A határréteg a levegő kisebb sebességű, a felületekhez közeli része, aminek a távolabbi, az egyes sárkányszerkezeti elemektől már alig vagy egyáltalán nem zavart részével való kölcsönhatása hozza létre a turbulens örvényeket, a sebességkülönbség révén. Ezért a közeli, lassú réteget eltávolítva az útból, az áramlás egyenletes lesz a szárny körül, örvények nélkül, azaz sokkal kisebb légellenállású.

A valóságban persze gondolni sem lehet az egész szárnyon lamináris áramlásra; a HSR célja is a húr 50-60%-án elért lamináris áramlás volt. A határréteg jellemzői függtek az állásszögtől és a repülési sebességtől is, ez pedig megkövetelte, hogy a szárnyon a belépőél mentén haladva változzon a fúrt csatornák sűrűsége.

Az SLFC kísérletekre átépített XL-1 az Edwards felett fent, lent pedig a kesztyűelrendezése (források: a fenti erről a helyről, a továbbiakban N1 jellel)

A kesztyűt a North American Aviation Division of Rockwell tervezte a gépekre, ám a két XL esetében eltérő volt a megvalósítás. Az XL-1-esnél üvegszálas műanyag csatlakozókkal illesztették a kesztyűket a szárnyfelületbe, de a két szárnyon eltérő volt a formájuk. A bal oldalon az aktív felület vékony titánlapból lett kialakítva, amibe lézerrel fúrták bele a nagy számú csatornát. Ez a rész a húr egynegyedéig terjedt, 1,036 m hosszan a belépőél mentén. (Tehát az eszköz csak a szárny egy részét foglalta el.) A csatornák mindegyike 0,0635 mm átmérőjű volt, átlagosan 3,88 db/mm² sűrűséggel, és 22 db, a törzsre merőleges csőbe jutottak, amik pedig egy kompresszor szívóágába csatlakoztak. Ez biztosította az alacsony nyomást, hogy a levegő mindenképpen a csatornákba áramoljon. A kompresszor egy régi darab volt, mégpedig a Convair 880 és 990 utasszállítók kabintúlnyomását biztosító típus egy példánya. A kesztyű további, ezt körülvevő része a passzív rész volt, aminek feladata annyi volt, hogy megmaradjon felette és alatta a lamináris áramlás. Az adatokat többek közt 41 nyomásmérővel és különböző, speciális borításokkal gyűjtötték be. A jobb szárnyra csak egy, kisebb, a belépőélt körülvevő, passzív kesztyűt szereltek.

Az XL-1 1990 és ’92 között 31 repülést végzett, 1,2-1,7 Mach és 10,7-16,7 km közötti tartományokban. A várthoz képest azonban csak kicsit alacsonyabb magasságon, de nagyobb sebességnél érték el a lamináris áramlást. Ezek a tapasztalatok megmutatták, hogy az előzetes, számítógépes áramlási szimulációk (CFD) még nem elég pontosak, így jó bemenetként szolgáltak az XL-2 kísérleteihez.

A kétüléses példány a fentinél kifinomultabb kesztyűket kapott. Ezekkel a vizsgálatokat kiterjesztették nem csak nagyobb sebességtartományra, hanem a turbulens és lamináris áramlás közötti, átmeneti viszonyokra is. Az erősebb GE hajtóművel az XL-2 közelebb repülhetett a HSCT tervezett sebességéhez és második ülése révén valós időben figyelhette meg egy tesztmérnök a gép viselkedését. Sőt, egy kiegészítő vezérlőpanellel még az aktív kesztyű szívási erősségét is szabályozni tudta, finomítva a kísérleteket. Fontos volt bizonyítani, hogy az SLFC alkalmas a kisebb, repülés közbeni mozgások kezelésére, anélkül, hogy megszűnne a lamináris réteg. Ilyen az üzemanyag fogyása miatti, kismértékű állásszögváltozás például.

A vázlatos rajz az XL-2 kesztyűiről. A bal szárnyon az aktív panel majdnem az egész felső felületet beborítja, vö. az XL-1-esnél látottakkal (forrás)

A kétüléses példány megkapja az aktív kesztyűt (fent és lent is). A Rockwell és a Boeing 14 millió dollárt költött el, mire harmadik próbálkozásra sikerült az elvártnak megfelelő terméket produkálniuk, 1995 februárjára. Az összes módosítás többletsúlya 770 kg-ra rúgott (forrás: fenti és lenti egyaránt a továbbiakban N2 jelű helyről)

Fent és lent is jól látszik az aszimmetrikus szárnykialakítás, és az új, bal szárny (a képen jobbra) nagy előrenyúlása az eredetihez képest. A szárny alatt a 60 fokos terelőlemez (lásd később). A létrejött, aszimmetrikus szárnykialakítást előzetesen szélcsatornában is le kellett tesztelni (források: N2)

A kompresszor egyszer a földi tesztek alatt szétesett, hatalmas pusztítást végezve, ezért a GD gyakorlatilag belülről páncélozta a korábbi lőszertárolót. Erre jó okuk volt, mert körülötte üzemanyag és a hidrazinnal működő EPU, azaz a vészhelyzeti energiaellátó egység volt (forrás: N2)

Az XL-2 tesztjeit két fázisban tervezték. Előbb a jobb szárny passzív kesztyűje alapján részletes nyomáseloszlási adatokat kívántak szerezni, és ezeket felhasználva befejezni a bal szárny aktív kesztyűjének tervezését. Ez már nem egyenletes, hanem változó légcsatorna-sűrűséggel rendelkezett, optimalizálandó a hatást. A munkapontot 1,9 Mach és 16760 m-re lőtték be.

A NASA, a Rockwell, a Boeing és a MD egyaránt küldött mérnököket az aktív kesztyűt tervező csoportba. Az elem a bal szárny 75%-át fedte le. Ezúttal egy Boeing 707 Allied Signal Corporation által módosított segédhajtóműve szolgált kompresszorként, amit a Vulcan gépágyú lőszertárolójába építettek. Ezt a hajtóműből elvezetett sűrített levegő hajtotta meg, és a kivezetése az aktív panellel szemközti oldalra történt. Az ide tartó, kisebb vezetékek összesen nem kevesebb, mint 12 millió (!) csatornát szívtak meg. A szerkezet ezúttal 1,016 mm vastag titánlemez volt, a korábbival azonos lyukmérettel, de a lyukak között 0,254 és 1,397 mm között változó távolsággal. Ez biztosította a tervezett, változó csatornasűrűséget, de ehhez a belépőélnél ‪0,0508, hátrébb 0,127 mm gyártási tűréssel kellett dolgozni a 12 millió csatornával. Minden csatorna kétszer olyan vastag lett a végén, mint az elején, hogy lehetősége legyen a szennyeződéseknek átszippantódni, és ne szoruljanak be. Magának a kesztyűnek a felülete is rendkívül egyenletes kellett, hogy legyen, nehogy megzavarja a légáramlást: a legenyhébb kritérium is ‪0,0762 mm volt, de máshol ‪0,0254 mm-t kellett tartani! Az aktív kesztyű a húr 60%-áig terjedt, a belépőél mentén 5,18 m-en elnyúlva, azaz sokkal nagyobb volt az XL-1-esen lévőnél. Az eredeti szárny vastagságát maximum 177,8 mm-rel növelte meg a panel, melyet 20, pillangószelepekkel egyenként állítható szíváserősségű részre osztottak, ugyanennyi nagyobb gyűjtő-szívócsővel.

Mivel az XL program során persze nem vették figyelembe eredetileg az SLFC követelményeit, most több légterelő elem felszerelésére volt szükség, hogy a gépről bizonyos pontokon leváló áramlások ne zavarják meg a vizsgálatot a kesztyűk felett. Először itt is a jobb, passzív kesztyűnél végezték el a módosításokat. A kabintető végpontjáról leváló áramlásokat itt csak felmérték, hogy összevessék a CFD szimulációk adta értékekkel. Végül ebből kiderült, hogy ezek nem befolyásolják a megfelelően távol lévő aktív kesztyű feletti áramlást. A gépágyú nyílását egy sima alumíniumlemezzel fedték be, ugyancsak eliminálva a hatását. A beömlőnyílás körül leszakadó nyomáshullámokat már komolyabban kellett kezelni, mert elérték a belépőélt. Magáról a beömlőről, illetve az annak felső részén lévő határréteg-leválasztóról is váltak le hullámok. Ezért a jobb első AMRAAM helyére egy 254 mm magas, 60 fokos „függőleges nyilazású”, jókora, függőleges terelőlemezt építettek. Később kiderült, hogy ez nem elég nagy, ezért először egy kétszer ilyen mélyre nyúló verziót készítettek belőle. Ez 19 repülést szolgált ki, de még mindig nem volt elég hatásos, így egy csupán 10 fokos nyilazású verziót gyártottak le. Ez 24 repülésen volt a gépen, de ironikus módon erről is levált egy olyan nyomáshullám, ami visszahozta az eredeti gondot, hiába árnyékolta le a lemez a beömlő zavaró hatását. Azért még mindig ez volt a jobb megoldás a 60 fokoshoz viszonyítva. Próbaképpen 2 felszállás során egyik lemez sem volt az XL-2-esen, és ezeken nem is érték el a lamináris áramlást.

Egy, a szárnyakra szerelt kesztyűjével azonos, de tesztcélokra szolgáló, apró lyukakkal teli panel képe. Jobbra lent egy pénzérme egy része, viszonyításképpen (forrás: N2)

Bár a felső ábra elég gyenge minőségű, megmutatja a kabintető végpontjáról leváló hullámfrontokat, különböző Mach-számoknál. Ahogy egyre nő a sebesség (kéktől piros felé), úgy hajlik egyre jobban a hullámfront. (1,4, 1,7, 1,9 és 2,0 Mach van ábrázolva.) Lent a kétféle terelőlemez, a 60 és a 10 fokos verzióban. Utóbbi a festése miatt farkasfogasnak látszik

További, kisebb aerodinamikai módosításokon felül a gép extra felszereltségű Pitot-csövet kapott, a kesztyűn pedig 454 nyomásérzékelő (113 a belépőélen, 87 az aktív és 254 a passzív részen), 151 hőelem, 40 mikrofon, 50 anemométer és más áramlásmérők voltak. A repülési adatokat 50, a nyomásadatokat 12,5, az áramlási mennyiségeket 60, az anemométerek adatait 100 minta/másodperc gyakorisággal rögzítették a telemetriai rendszerek. Ezeken kiválóan látszott mindig, hol volt lamináris az áramlás, vagy épp hol törte ezt meg egy-egy felületi egyenetlenség. A kesztyű természetesen folyton elszennyeződött a csatornákba jutó és a felületére kenődő rovaroktól és egyéb anyagoktól, és nagy munkaráfordítással kellett minden repülés előtt kitisztítani és ellenőrizni.

Az első felszállást 1995. október 13-án végezték a 45-ből. A gépet korlátozni kellett a vártnál nagyobb, felső és alsó szárnyfelület közötti nyomáskülönbség miatt, legfeljebb 2 g-s manőverekre, az eredeti 3-ról. Ezen kívül az aszimmetrikus szárnyakból nem volt gond, de elég sok, 9 alkalommal kellett megszakítani a feladatot, többek közt a futóműakna-ajtók, a vezérlés hibái és az SLFC kompresszor túlpörgése miatt (a felszállások 20%-a!). A repülések során a géppel általában kicsit gyorsabban és magasabban haladtak, mint azt az aktív kesztyű specifikációi megadták, és az oldalcsúszás is sokszor nem nulla volt. A tapasztalat az volt, hogy igen érzékeny az SLFC a kisebb manőverekre is. A legjobb eredményként a húr 46%-áig fennálló lamináris réteget érték el (ekkor a Reynolds szám 22,7 millió volt), és 42%-ot, ha a 60 fokos áramlásterelő lemez volt a gépen, mindkét esetben 16,15 km magasságban. Szintén érdekes adat volt, hogy még az elszívás nélkül, 1,7-1,9 Mach között, 13,7-15,2 km magasságokon már létrejött a lamináris áramlás, és a műszerekkel kimutatták az átmenetet is a turbulens fázisból. Ugyanakkor a kompresszor bekapcsolásával az áramlás visszaváltott turbulensbe is akár. Ennek oka az volt, hogy túl erős volt az elszívás, és ez már jobban zavarta az áramlást, mint amennyit javított rajta. Ez ismét csak arra utalt, hogy nagyon finoman kell egy jövőbeni HSCT típuson beállítani az SLFC-t, ami elég nehéz lesz a normál karbantartások során.

Felül: a kabintető és az utántöltő csonk közötti fekete nyílás a kompresszor kivezetése. Alul: az XL-2 az utolsó, 45. SLFC repülésén, a tankergépből nézve (források: N2)

A projekt alapvetően elérte célját, de nem volt az igazi mégsem. A tervezett, hatalmas szuperszonikus utasszállító gyorsabban és magasabban repült volt, ahol a Reynolds szám a szárnyán már 200 millió körüli lett volna, azaz egy nagyságrenddel nagyobb, mint amit az XL-2-vel elértek. Ez tulajdonképpen már a CFD és szélcsatorna adatokból látszott, ezért a NASA egy sokkal nagyobb gépet keresett a valóshoz közelebbi vizsgálatok céljából. Ilyenből azonban csak egy volt elérhető: az oroszok leállított Tu-144-ese.

Az egyik Tu-144 ismételt repülőképes állapotba hozását 40 millió dollárra becsülték, és újabb 50-re a rá való kesztyűket. Csakhogy az erről tanulmányt készítő Rockwell (NAA) figyelmeztetett, hogy a szovjet tervezésű gépen szinte mindig meggyűrődik a szárny borítása egy-egy út alatt. Ez nyilván elfogadhatatlan volt a rendkívül sima felületet igénylő SLFC esetében. Egy módosított szerkezetű szárny legyártása az idegen géphez messze meghaladta a HSR program lehetőségeit, így ezt elvetették. Azonban 15 millióért 10 repülés belefért a Tu-144-essel végül, de ezek egyike sem irányult az SLFC tanulmányozására.

Az SLFC konklúziója egyébként az lett, hogy elég lenne a belépőélnél az aktív szívás, máshol csak passzív megoldásokra van szükség. A karbantartási nehézségek, elsősorban a légcsatornák eltömődése (rovarok, jegesedés, kopás, elkoszolódás) viszont megkérdőjelezte az egész elgondolás gyakorlati lehetőségeit. Mellékesen az egyik SLFC repülés során az XL-2 1,1 Mach-ot ért el utánégető nélküli, maximális üzemmódú F110-GE-129-esével, 6100 méteren – igazából ezzel nem lehettek elégedettek a GD/Lockheed emberei…

A HSCT felszállása kapcsán végzett kutatások

A HSCT-hez számos, további megoldása is a NASA kutatási témája lett. Amíg az SLFC az utazórepüléshez kellett, addig más elgondolások a fel- és leszállásra koncentráltak. Előbbi esetében a problémát az jelentette, hogy a hosszas és nagy magasságú, szuperszonikus repüléshez kellő szárnyforma igen rossz kis sebességű jellemzőkkel bírt. A fő gond az alacsony felhajtóerő és az e tartományban nagy indukált ellenállás volt. Utóbbi nagyobb felszállósebességet jelent, így pedig mindkét tényező végső soron nagyobb tolóerőt. Az alkalmazható alacsony kétáramúsági fokú hajtóművek mellett pedig ez nagymértékű zajterhelést okoz a reptereken, ahol a HSCT üzemel. Ezért mindenképpen felhajtóerőt növelő megoldásokat kellett keresni, és persze előzetesen felmérni a gép által majdan keltett zaj karakterisztikáját. A felszálló HSCT hangja a reptér 80 km-es körzetében kellett, hogy előre elemezve legyen.

Felmerült a szárny felett direkt, szabályozottan létrehozott örvények alkalmazása, amik egy kitéríthető elem révén jönnek létre, és az adott körülmények között növelik a felhajtóerőt. A nagy nyilazású szárnykialakításoknál elsősorban a belépőélre szerelt különféle lapokra gondoltak; eltérő kialakítással, mint az XL-ek esetében. Alapvető szárnyformája miatt (70 fokos nyilazás) a típus továbbra is kiváló tesztalany lett volna. A feltételes mód azonban megmaradt, mert végül csak az XL szélcsatorna-modelljeivel végeztek ilyen jellegű vizsgálatokat.

Itt ugyan az SLFC egyik repülésén van az XL-2 (1995. október 13.), de kieresztett futókkal repül épp (fent). Lent ugyanez a példány a földön állva (források: N2, lenti)

A zajhatás mérésére az Edwards egyik részén digitális és analóg mikrofonokból állítottak fel mérőláncot, és egy kisebbet, de hasonlót telepítettek statikus mérésekhez is. Az XL-2-t használták fel tesztgépként, annak erősebb, GE F110 hajtóműve miatt. Azt F110-est is ellátták kiegészítő szenzorokkal, hogy pontosabb adatokat kaphassanak a működéséről, összevetendő az adott állapotokban kibocsátott zajjal. A legfontosabb mérések a legnagyobb hanghatással járó, maximális kilépő nyomásnál történtek, és ennek precíz ismeretére is szolgáltak a telepített szenzorok. Végül egyébként ez sem volt elég, ezért számítógépes modellként is elkészítették az F-110-GE-129-est, és azzal is sok szimulációt futtattak le. Mivel az időjárási viszonyok erősen befolyásolták, ténylegesen mennyire zavaró egy sugárhajtású gép hangja emelkedés közben, ezért a kísérleti repülések alatt kötött és szabad meteorológiai ballonokat is felbocsátottak, és külön mérőkocsit alkalmaztak. Az XL-2 pontos nyomonkövetésére egy külön, C-sávú radar-jeladót is kapott, amivel a telepített FPS-16 lokátor tudta pontosabban bemérni.

A statikus mérésekre egy 24 mikrofonból álló rendszert telepítettek, egy nagy, szabad területen. Ezek 7,5 fokonként vették körbe a gépet, 30,18 m távolságra tőle, fejjel a föld felé fordítva, 12,7 mm magasan, szélvédő burkolattal körülvéve. Az aszfalton alattuk vékony alumínium lemezt helyeztek el, kiküszöbölve szinte minden, a felszínről visszaverődő, zavaró hangot. Ugyanezért a szélnek is 9-10 km/h alatt kellett lennie. Egy perces stabilizáló hajtómű-járatást követően fél perces felvételeket készítettek.

A repülés közben mérő rendszer validáló méréseit a mikrofonok akkor kezdték, amikor a gép a horizont felett 10-15 fokkal járt, és távolodó irányban is ekkor fejezték be. A fő méréssorozathoz az XL-2 egyenesen repült a mérési kezdőpont felé, előtte – rádiós utasításra – a pilóta a ténylegesen kívánt sebességre gyorsított, a leghangosabb hajtómű-üzemmódban. Az F110 számára 5 másodperc időt hagytak, hogy stabilizálódjon az adott üzemmódban, tolóerőnél, mire a mérést megkezdték. A repülési paraméterek egészen 0,3-0,95 Mach és 1160-9845 m között változtak, és alapvetően emelkedett közben a gép.

A képen az egyik légi utántöltés során, még az SLFC repülések alatt az XL-2 orra, közelről. Látszik a kísérleti, pontos mérésekhez használt szonda az orron, és néhány egyéb részlet is (forrás)

CAWAP(I), a hangrobbanás tanulmányozása és flattertesztek

A fenti rövidítés a  Cranked Arrow Wing Aerodynamics Projectet rejti, ami a NASA Langley-ben található részlegének kutatási programja volt a CFD adatok és a valóság összevetésére a HSCT számára tervezett, kettős nyilazású deltaszárny tulajdonságainak jobb megértése céljából. Három lépcsős projektet szerettek volna megvalósítani, az XL-1-re alapozva. Először a gép módosítás nélkül, de erősen felműszerezve repülne, majd a szép, S alakú szárny-törzs csatlakozást kiegészítik egy előtéttel, hogy egyenes átmenetet hozzanak létre, 70°-os szöggel, végül pedig az egész belépőél felhajtóerő-növelő, örvénykeltő toldatot kapna. Persze az S kialakítás nem véletlenül történt, vagyis annak egyenesre cserélése növelte a gép kereszttengely körüli instabilitását. Ezt tolóerő-vektor eltérítésre alkalmas kiömlőnyílással kívánták kompenzálni. A felhajtóerő és a szárny feletti áramlások vizsgálata mellett az így már háromféle szárnykialakítással még a gép zaját is mérni kívánták.

Az előző feladathoz nagyon nagy számú, nyomás- és áramlásmérő mérőponttal, szenzorral, kamerákkal látták el az XL-1-et. A statikus nyomást például 337 helyen mérték! Ebből végül 326 adott értékelhető adatot, 280 a szárny felső, 46 az alsó felületéről. A kamerák kettesével a függőleges vezérsík tetején, kétoldalt, a kabintető mögött kétoldalt, és a két, AIM-9 imitátor orrában helyezkedtek el. Az XL-1 ennek megfelelő átalakítása már jól haladt 1994-ben, amikor a programot lekorlátozták az első, azaz a mérőműszereken felül semmilyen átalakítást nem igénylő, alapkonfigurációra. A géppel az első repülés a CAWAP keretében 1995. november 21-re csúszott végül.

A tervezett, három kutatási fázishoz való, különféle módosításokkal ellátott XL-1 (forrás)

A rengeteg, az áramlásokat vizualizáló eszközzel kiegészített, és nyomásmérőkkel teletűzdelt XL-1 (fent). Rendkívül elegáns megjelenést kölcsönzött a gépnek a fekete festés a fehér orral és a sárga csíkkal (lent) (források: N1)

Az XL-1 szárnya a CAWAP során (forrás: N1)

Közben kiterjedt szélcsatornás vizsgálatokat is végeztek 0,18 és 0,04 kicsinyítésű modellekkel, melyeket persze olcsón át lehetett építeni a maradék, lefújt fázisoknak megfelelő szárnyakkal. 0,08-2 Mach közötti sebességen és -5 és +30 fok közötti állásszögeken is folytattak méréseket, jelentős oldalcsúszással is. A CFD modelleket is fejlesztették a CAWAP során, mivel az eredeti, a gépet 750’000 db háromszögre felbontó modell 1’460’000 pontra módosult.

A NASA azt javasolta, hogy a projektet terjesszék ki a nemzetközi színtérre, és különböző szervezetek kapják meg a mért adatokat, és saját CFD modelljeikkel végezzenek számításokat, így validálva azokat a valós eredményekkel. Ez lett a CAWAPI, ahol az I az international kiegészítést takarja. A nemzetközi szervezés a NATO Research and Technology Organization Air Vehicle Technology ágán keresztül történt, 2000-től. Végül is csak 2003-ban hagyták jóvá a CAWAPI-t, mely aztán 2007 decemberéig tartott. A gyártók közül részt vett benne az EADS német része, a Turkish Aircraft Industries, a Boeing Phantom Works, és a Lockheed Martin. Kormányzati kutatóhelyek közül a holland nemzeti repülési laboratórium és a NASA Langley részlege jelentkezett, továbbá hat egyetem (3-3 USA és Európa). Érdekes részlet volt, hogy az Egyesült Államok illetékes hivatala szót emelt az ellen, hogy egy harci repülőgép részletes adatai – ez esetben számítógépes modellje – kikerül(het) illetéktelen kezekbe, ezért egy külön, biztonságos szerverszobát kellett kiépíteni a NASA-nál az adatok partnerekhez juttatására. Az intézmények sikeresen vetették össze szimulációik adatait a valós értékekkel, fejlesztve CFD képességeiket.

A CAWAPI mellesleg a fent és lent látható, remekbe szabott hamisszínes ábrákat is produkálta. További képek ITT (források: fenti, lenti)

Ugyancsak az F-16XL szárnyával függött össze, hogy 7 repülésen, 24 megközelítést és leszállást végezve vizsgálták vele a talaj közelében létrejövő párnahatást. Ezt addig ilyen részletesen csak szélcsatornában modellezték. További, összehasonlító repülések történtek az igen eltérő szárnyú F-104, F-15 és X-29 típusokkal is, és az jött ki, hogy a párnahatás miatti felhajtóerő-változás valójában kisebb, mint amit a szélcsatornákban ki tudnak mutatni. (A kép a CAWAP egy repülése után készült.) (forrás: N1)

A HSCT számára nem csak a repterek környékén mérhető zajterhelés mérése volt fontos, hanem általánosságban a hangrobbanás keltette nyomás pontosabb ismerete is. Ezért a NASA SR-71-eseinek egyikével terveztek repüléseket, szimulálva a HSCT-t. Ehhez a Blackbird kiváló volt, hiszen nagy mérete mellett 2 Mach felett is gond nélkül, ráadásul hosszasan tudott repülni. Ezzel együtt végül csak 1,25-1,6 Mach volt a kihasznált tartomány 9,45-14,63 km magasságokban, mert a mérő/kísérő gépekre is tekintettel kellett lenni. Azok 1,5 Mach felett bizony már gondban voltak, persze főleg a levegőben tölthető idejük miatt. (Egy másik SR-71-est nem kívántak módosítani a mérőberendezésekkel.) A választás az F-16XL-re esett, de még ennek a típusnak is légi utántöltésre volt szüksége, hogy tartsa a Blackbird repülési idejét.

Az XL-1-et négy eszközzel szerelték fel a mérésekhez. A nagyméretű, orra szerelt rúdra két, a tetejétől jobbra-balra 37,5, illetve 90°-ra álló, teljesen belesimuló nyomásmérő nyílások kerültek. Ezek 200 mérés/s mintavételi rátával dolgoztak, pontosságuk pedig 0,069 bar volt, azaz nagyon érzékeny műszerekről volt szó. Volt egy statikus nyomást mérő szenzor a rúd tövénél, az orr elején, és még egy hasonló eszköz, ami a gép eredeti, saját nyomásmérő (azaz sebességadatot produkáló) rendszeréhez volt csatlakoztatva. Az utóbbi két nyomásmérőt felhasználták úgy is, hogy az XL-1 a földön állt, és felette egy F/A-18 repült el 1,2 Mach tempóval, kb. 10 km magasan.

Hét repülésen 105-ször került megfelelő pozícióba az XL-1, a magasságkülönbség pedig 0-2430 m között alakult. Egyébként a repülések során földi mikrofonok és egy alacsonyan szálló, extrém csendes YO-3A megfigyelőgép is monitorozta a hangrobbanásokat.

Az SR-71 mögött 300 méterig lehetett érezni, hogy mikor jár az XL a nagyobb társa Mach-kúpjában. Mármint szó szerint érezni, mert a pilóta érezhette a kabinban a nyomásingást, és a gép kisebb rázkódását, valamint az SR-71 síkjához közel még a hajtóműveinek a hangját is hallhatta morajlásként (források: N1)

A repülőgépek káros szerkezeti rezgéseire szinte már a kezdetektől figyelemmel kellett lennie a mérnököknek, és ez egyre fontosabbá vált az egyre nagyobb és bonyolultabb szerkezetű, és egyre nagyobb erőhatásoknak kitett típusoknál. De nem csak a lehetséges rezonanciák változatossága nőtt idővel, hanem egyre nehezebb is lett őket valós teszteljárásokkal létrehozni, szimulálni. A meglévő módszerek csak korlátozottan voltak használhatóak, de a NASA új ötlete előtt feltétlen érdemes áttekinteni őket. Az egyik ilyen volt egy kiegyensúlyozatlan tömeg forgó mozgásával „rázó” szerkezet (mint a mobiltelefonokat rezgető, apró szerkezetek). Ez egész jó volt nagyobb frekvenciákon, de amint kisebbekre volt szükség, a forgó mozgást lassítani kellett, ami magával vonta az ébredő erőhatás csökkenését is. Ráadásul a szerkezet tömege megváltoztatta a tesztelt egység rezonancia-tulajdonságait. Egy másik lehetőség apró, pirotechnikai töltetek használata volt. Ezek akár 1,8 tonnának megfelelő erővel is hathattak az adott pontban, de megbízhatóságuk – főleg nagy magasságban és az ott uralkodó hidegben – elég rossz volt. Egyidejű elsütésük sem volt problémamentes, és eleve korlátozott számút vihetett el egy repülésre egy gép. Lehetőség volt gyorsan mozgatható lapátokat is alkalmazni a szerkezet rezgésbe hozására, de ezek meglehetősen sok energiát igényeltek, ami miatt komoly átalakításokra volt szükség a repülőgépeken. Végül magát a repülésvezérlő rendszert is fel lehetett használni, direkt keltett, periodikus kormányfelület-kitérítésekkel. Ennek is megvoltak azonban a frekvencia-korlátai, és persze módosítani kellett a gép egyik létfontosságú rendszerét, ami se nem volt egyszerű, se nem volt olcsó. Ezért a NASA létrehozta a DEI gerjesztő rendszert, kiküszöbölve a legtöbb, fenti hiányosságot. Ennek tesztjeire az F-16XL-2-t szemelték ki.

A DEI a szárnyvégekre rögzíthető, a kilépőélen túlnyúló, réselt, forgó henger volt. Ahogyan a henger forgott, a rajta átáramló levegő a résen hol felfelé, hol lefelé tért el, létrehozva a periodikus gerjesztő erőt (a henger forgási sebességének kétszeresével változva). Ez az eszköz kis súlyú és igen gyorsan felszerelhető is volt, és persze korlátlan üzemidővel rendelkezett. Hatalmas előnye volt, hogy a forgási sebesség változtatása nagyon rugalmas volt, és nem kellett egyenletesen történnie, így széles frekvenciatartományt (akár 50 Hz-ig) és terhelési értékeket is könnyedén létre lehetett vele hozni. Az XL-2 esetében a hátsó fülkébe épített kezelőpanel tartozott a rendszerhez, és ezzel együtt a bal szárnyvégre szerelése 80 munkaórát vett igénybe. Maga a henger egy közbetéttel csatlakozott az AIM-9 indítósínre, és csak 4,5 kg volt, mintegy 30 cm-es átmérővel. A gép normál, 28 V-os elektromos rendszere fel tudta pörgetni. Az első, földi tesztek szerint magában nem is befolyásolta az XL már ismert vibrációs karakterisztikáit.

A légi tesztek egész kicsitől szuperszonikus sebességig történtek, 5-35 Hz között, 7-60 másodperces „rezgetési” intervallumokkal. Korábbról ismert volt, hogy az XL esetében a kritikusak a 20-30 Hz közötti rezgések. Az adatokat a felszerelt gyorsulásmérők eredményei szolgáltatták. Az XL-2 az SLFC-hez átépítve repült ezen kísérletek során, és elsősorban azt kutatták, hogy a bal szárny rezonanciája hogyan terjed át a nem gerjesztett jobb szárnyra. De ezt nem sikerült elérni, ezért végül a jobb szárnyvégre is felszereltek egy DEI gerjesztő hengert. Ettől függetlenül a program eredményes volt, és azóta ez a fajta eszköz igen elterjedt a flatter vizsgálatához.

A narancssárga, szárnyvégi eszközök a DEI gerjesztő hengerek, az AIM-9-esek sínjeihez rögzítve (források: N2)

A nem megjelölt képek forrása a NASA könyve, lásd ITT. A források abban lesznek felsorolva.