Boeing YC-14

El primer intento de reemplazar al transporte militar «Hércules», ampliamente utilizado no solo en EE. UU. sino en muchos países, fue la creación de los aviones de despegue y aterrizaje corto (STOL) YC-14 e YC-15 bajo el programa AMST.

Uno de ellos, elegido tras un concurso, debía proporcionar a las fuerzas armadas tácticas de EE. UU. una eficiencia característica de la aviación de transporte civil, debido a la transición de motores turbohélice (TPD) a turbofán (TRDD). Aunque ambas máquinas se quedaron en la fase experimental, el YC-14 tiene un interés particular, ya que el concepto de avión STOL que incorpora fue completamente adoptado por los constructores de aviones ucranianos en el An-72/74. El YC-14 estaba destinado a operar desde pistas cortas elementalmente preparadas y debía realizar tareas inalcanzables para el obsoleto C-130.

En enero de 1972, se enviaron solicitudes de propuestas para el nuevo avión a nueve empresas estadounidenses. Los requisitos generales para la aeronave bajo el programa AMST incluían, en particular, la necesidad de su uso en zonas de combate. Para ello, a su vez, se exigían buenas características de manejo a bajas velocidades de vuelo, alta productividad y un coste relativamente bajo del avión, lo que estaba relacionado con la simplicidad de la construcción.

Por razones de coste, para el YC-14 se eligió un ala recta sin uniones. Al renunciar al uso de la flecha, un método tradicional para lograr altas velocidades de crucero, los diseñadores se vieron obligados a investigar cuidadosamente la posibilidad de utilizar perfiles supercríticos avanzados para obtener una resistencia frontal aceptable de un ala gruesa y, por lo tanto, ligera.

En los aviones de pasajeros A-300B, Boeing 747, DC-10 y L-1011 ya se utilizaban perfiles avanzados, en los que la presión se distribuye de manera más uniforme a lo largo de la cuerda, sin picos en el borde de ataque. Esta distribución de presión permite aumentar la velocidad en aproximadamente 110 km/h antes de que se produzca un aumento brusco de la resistencia frontal debido a la formación de ondas de choque. Se seleccionaron perfiles similares para el YC-14. Sin embargo, la velocidad de crucero, correspondiente a un número M=0.7, resultó ser menor que la de los aviones de transporte con turborreactores, pero mayor que la del Hércules.

Durante la operación del avión en modos STOL, el coeficiente de sustentación del ala alcanza hasta 4.5, y cualquier desviación del ángulo de ataque correspondiente se acompaña de una disminución o aumento significativo de la resistencia inducida. Por lo tanto, durante la aproximación, el avión debía ser controlado por el piloto automático bajo la supervisión continua del piloto.

El estabilizador horizontal tenía una gran superficie para crear los momentos de control necesarios a velocidades muy bajas, asegurando una rápida reacción del avión en cabeceo y el despegue de la rueda de morro. El YC-14 utilizó un elevador de dos secciones para contrarrestar el momento de picado creado por los motores de alta posición durante la carrera de despegue.

El despegue STOL con un motor fallido se complica en caso de utilizar un sistema de aumento de sustentación debido a las dificultades con el control direccional a bajas velocidades. Por ello, el YC-14 instaló un estabilizador vertical y un timón de dirección de muy gran superficie. El uso de un ala recta con paneles de hasta 30 m de longitud redujo el coste y el peso de la máquina.

Esto se logró al renunciar a los costosos y pesados componentes en las uniones del ala con el fuselaje, reduciendo a casi la mitad el número de piezas en estas áreas, así como al emplear un estabilizador vertical y un timón de dirección de cuerda constante y un fuselaje de diseño simplificado.

Sistema Activo de Aumento de Sustentación

Una característica distintiva del YC-14 fue su sistema activo de aumento de sustentación. La tendencia del chorro a «adherirse» a la superficie que lo rodea y a desviarse siguiendo su contorno, separándose de su dirección original, se conocía desde hacía mucho tiempo. Este fenómeno fue investigado por primera vez por H. Coandă en Francia antes de la Segunda Guerra Mundial, aunque lo encontró en la década de 1910. Desde entonces, este efecto lleva su nombre. Aunque los esfuerzos de Coandă se dirigieron principalmente a mejorar los eyectores, este efecto se utiliza en todos los sistemas de control de la capa límite mediante su soplado.

Los primeros experimentos a escala real sobre supercirculación se realizaron en 1954. En ellos, un chorro de gas con suficiente energía se soplaba desde el borde de fuga del ala, formando un flap de chorro. El interés de la NASA en los flaps de chorro a finales de la década de 1950 llevó al desarrollo de una planta motriz en la que todo el chorro reactivo se liberaba a través de una ranura relativamente delgada sobre la superficie superior del ala, creando una sustentación adicional.

Sin embargo, los motores de los aviones de transporte de ese período no tenían suficiente empuje y no proporcionaban el aumento de sustentación necesario. La idea permaneció sin aplicación práctica hasta que las investigaciones realizadas en la NASA demostraron que de esta manera se podían desviar potentes chorros de escape de turbofán de alto bypass, y a grandes ángulos sin pérdidas excesivas. Estos y otros experimentos despertaron el interés de Boeing en el método de aumento de sustentación mencionado.

El esquema bimotor del avión se ajustaba más plenamente al propósito del futuro YC-14. Una relación empuje/peso muy alta, necesaria para el despegue con un solo motor, y el aseguramiento de una tasa de ascenso aceptable, se combinaban bien con el empuje residual necesario para el vuelo de crucero a velocidades correspondientes a números M = 0.7-0.74.

Dos potentes turbofanes General Electric CF6-50D, cada uno con un empuje de 23,140 kgf, se instalaron sobre el ala, lo que redujo la probabilidad de ingestión de objetos extraños desde el suelo. La alta ubicación de los motores y el efecto de apantallamiento del ala permitieron aplicar el inversor de empuje sin la formación de nubes de polvo y suciedad al aterrizar en pistas no preparadas.

Además, el ala, al apantallar los chorros de escape de los turbofanes, reduce el nivel de ruido del avión y dificulta la guía de misiles dirigidos con cabezas infrarrojas. Los motores estaban ubicados a poca distancia entre sí para minimizar al máximo los momentos de guiñada y alabeo en caso de fallo de uno de ellos.

El chorro de escape del turbofán pasaba por la superficie superior del ala, soplando sobre el flap, cuya deflexión. Cambiaba el vector de empuje del motor. Los flaps con un ángulo máximo de deflexión de 70° constaban de dos secciones, delantera y trasera, que, al desviarse, formaban una superficie curva continua. Si uno de los motores no funcionaba, la parte delantera del flap correspondiente se separaba automáticamente, formando ranuras entre las secciones y aumentando la sustentación, reduciendo significativamente el momento de alabeo.

En la sección del ala libre del flujo de los turbofanes, hay flaps convencionales de doble ranura. Los interceptores situados delante de ellos sirven para el control directo de la sustentación (DLC), creando cambios casi instantáneos en el ángulo de la trayectoria de aproximación. El flap Krueger ocupa todo el borde de ataque del ala, y su eficacia aumenta gracias al soplado de la capa límite en el morro del ala mediante el DLC.

Sistemas de Control Avanzado

El sistema DLC se alimenta con aire extraído de los turbofanes, que llega a través de una tubería común entre los dos motores para evitar la asimetría lateral en caso de fallo de uno de ellos. En el despegue, el sistema DLC extrae aire solo de la 8ª etapa del compresor, manteniendo el empuje necesario para la aceleración del avión y el ascenso pronunciado. En el aterrizaje, el sistema funciona con las etapas 8ª y 14ª, cuyo aire se mezcla en un eyector.

El control del inversor de empuje está unificado con el sistema DLC, por lo que la activación de este dispositivo cierra las válvulas de extracción de aire de la 14ª etapa del compresor para aumentar el empuje de los motores, necesario para el frenado del avión. El aire extraído de los motores también se utiliza para el sistema antihielo, asegurando el funcionamiento del sistema DLC en cualquier condición meteorológica. Como resultado, el YC-14 podía despegar a una velocidad de 180 km/h y aterrizar a 157 km/h.

El caso más crítico es, sin duda, la vuelta al aire del avión con un motor fallido. En el despegue con carrera corta, el avión está diseñado para una aproximación de 6-7° frente a los tradicionales 3° 40′. Para ello, se requiere un importante margen de sustentación que permita superar la inercia y el frenado durante el descenso del avión.

Como resultado de una asimetría notable de la sustentación, se crea un gran momento de alabeo, que se contrarresta con la formación de ranuras en el flap detrás del motor fallido en el ala sustentadora, la retracción parcial del flaperón exterior en el ala opuesta (para este fin, los flaps de doble ranura pueden desviarse diferencialmente) y una ligera desviación del alerón.

En una aproximación normal, se requiere un empuje de aproximadamente el 30% del máximo desarrollado por los motores, y si uno de ellos está apagado, el otro se pone en modo de empuje máximo. Dado que los motores están ubicados bastante cerca del eje del avión, el turbofán en funcionamiento puede inducir una sustentación significativa en ambas alas.

En caso de fallo de un motor durante el despegue con carrera corta, el piloto automático, al registrar la pérdida de empuje, modifica el equilibrio del avión hasta que el motor en funcionamiento alcanza su máximo. La góndola del motor sobresale delante del ala. Los flujos de los circuitos generador de gas y ventilador se unen y se expulsan por una tobera común.

Características Operativas y Diseño

Para aterrizar en pistas cortas, el avión debe cambiar rápidamente el ángulo de la senda de planeo manteniendo una velocidad de aproximación constante. Utilizar el empuje del motor para este propósito, como se hace en aviones convencionales, es imposible en el YC-14, debido al corto tiempo de maniobra en la fase final del vuelo. Además, el cambio de empuje del motor se acompaña de un cambio no deseado en la sustentación del ala y la resistencia, lo que puede ser compensado por el piloto o el sistema de control automático.

El actuador de los flaps con una velocidad de deflexión relativamente alta asegura un control preciso de la trayectoria de vuelo. El sistema de control del YC-14 tiene un modo en el que cualquier cambio en el empuje del motor se acompaña de la deflexión de los flaps. Estas variaciones sirven para equilibrar, coordinando el empuje necesario con la trayectoria de descenso. Cuando el empuje alcanza el valor requerido, el flap vuelve automáticamente a su posición normal y está listo para actuar en el siguiente cambio del ángulo de la senda de planeo.

La toma de aire del motor no es regulable. Asegura un alto grado de recuperación de la presión total y una uniformidad del campo de presión en la entrada del motor en todos los regímenes de vuelo y ángulos de ataque. La góndola del motor tiene una baja resistencia aerodinámica en régimen de crucero. La tobera del turbofán está inclinada hacia arriba para desviar los gases de escape calientes de la superficie superior del ala.

La inversión de empuje se crea mediante el giro de una compuerta reflectante, que forma la parte superior de la estructura de la tobera. La compuerta cierra la tobera, haciendo que el chorro se desvíe hacia arriba y hacia adelante. Cerca del borde delantero de la compuerta hay un deflector que regula la dirección y forma del flujo invertido. La deflexión de la compuerta y el deflector se realiza mediante un único actuador hidráulico.

La tobera de salida de forma semi-elíptica tampoco es regulable, a excepción de una pequeña compuerta triangular, situada en el exterior de la tobera, que puede fijarse en dos posiciones. A bajas velocidades, esta compuerta se abre, favoreciendo una dispersión más amplia del flujo de gases de escape en una capa delgada sobre la superficie del ala y del flap extendido, logrando así una mejor deflexión del flujo hacia abajo.

En la superficie superior del ala hay generadores de vórtices para aumentar la energía de la capa límite, lo que retrasa la separación del flujo en los flaps desviados y soplados. En régimen de crucero, los generadores de vórtices están pegados a la superficie exterior del ala, y a bajas velocidades se extienden en el flujo.

La compuerta triangular de la tobera y los generadores de vórtices son accionados por cilindros hidráulicos en función de la posición del flap. La compuerta de la tobera se abre al extender el flap, y los generadores de vórtices permanecen levantados cuando los ángulos de deflexión de los flaps superan los 25°.

Desde el inicio del programa YC-14, se prestó gran atención a las cuestiones de mantenimiento futuro. Como resultado, el avión se caracterizó por un buen acceso al motor. Por ejemplo, la inspección del dispositivo de inversión de empuje se realizaba desde la superficie superior del ala, a la que se podía acceder a través de una escotilla en el techo del fuselaje.

El primer vuelo del YC-14 tuvo lugar en octubre de 1976. Al año siguiente, una segunda máquina se unió a las pruebas. En ambos prototipos se determinaron las características de altitud-velocidad, se investigó la posibilidad de reiniciar los motores en vuelo y los parámetros de aleteo. Durante uno de los aterrizajes en el segundo avión, se logró reducir la carrera de aterrizaje a 150 m con una velocidad de viento en contra de 7.7 m/s, y la velocidad mínima de aproximación a 126 km/h.

Durante los vuelos, al maniobrar con una carga inferior a la unidad, se descubrió que los flaps Krueger se extendían espontáneamente en el flujo a altas velocidades. Y la ranura que aparecía entre el ala y el flap empeoraba la aerodinámica de la máquina. Por ello, hubo que limitar la velocidad a 500 km/h, y en las máquinas de serie se preveía sustituir los flaps por slats.

En los vuelos de prueba se lanzaron cargas individuales de hasta 9 toneladas. Al lanzar maniquíes, se descubrió que las personas solo podían ser lanzadas por las puertas laterales, ya que detrás del avión, con la compuerta de carga abierta, se formaba una zona de turbulencia de aire demasiado alta.

En mayo de 1977, el YC-14 se exhibió en el Salón Aeronáutico de Le Bourget, realizando un vuelo de traslado desde la Base Aérea Edwards (California) a la Base Aérea Wright-Patterson (Ohio), Goose Bay, Mildenhall (Base Aérea de Inglaterra) y luego a París.

Para entonces, los requisitos militares para el avión habían cambiado. Si antes una autonomía de 4800 km se consideraba de ferry, ahora se exigía transportar 17.2 toneladas de carga a esa distancia. Los nuevos requisitos implicaron la necesidad de aumentar la superficie alar en un 20%. Los cálculos mostraron que el aumento del peso al despegue se compensaba con la mayor eficiencia de la máquina. Sin embargo, por diversas razones, incluidas las limitaciones de financiación del proyecto, ni la versión de transporte militar ni su variante civil con el fuselaje alargado llegaron a la producción en serie.

Especificaciones Técnicas

Modificación	YC-14
Envergadura, m	39.32
Longitud del avión, m	40.13
Altura del avión, m	14.73
Superficie alar, m2	163.69
Peso vacío	53297
Peso máximo al despegue con STOL	77111
Peso máximo al despegue	107501
Tipo de motor	2 Turbofanes General Electric CF6-50D
Empuje, kgf	2 x 23133
Velocidad máxima a altitud, km/h	811
Velocidad máxima a nivel del mar, km/h	649
Velocidad de crucero, km/h	723
Alcance de ferry, km	4815
Radio de acción, km	740
Tasa máxima de ascenso, m/min	1935
Techo de servicio, m	13716
Tripulación, tripulantes	3
Carga útil	150 paracaidistas o 36742 kg de carga

Galería de imágenes y diagramas del Boeing YC-14

C-14	C-14
C-14	C-14
C-14	C-14
C-14	C-14
C-14	C-14
C-14	C-14
C-14	C-14
C-14	C-14
C-14	C-14