INTERAVIA – Décembre 1966 : Le SST à double delta de Lockheed

Selon un communiqué de la Federal Aviation Agency, l’évaluation des projets de cellules et de moteurs en vue de la construction du courrier supersonique américain est maintenant pratiquement terminée et les rapports devant être soumis à l’administrateur de la FAA. M. William McKee, sont en préparation. La phase 2C du programme se trouve donc en voie d’achèvement et il ne restera plus qu’un avionneur et un motoriste pour entamer la phase 3. Il nous semble par conséquent opportun de donner quelques informations complémentaires sur les projets correspondant à la phase 2C élaborés par Lockheed et Boeing.

Après plusieurs années de recherches consacrées à la configuration de la cellule du courrier supersonique, Lockheed décidait en 1963 de poursuivre ses travaux sur un appareil possédant une voilure en double delta. Les études approfondies effectuées depuis lors ont donné le projet L-2000-7A qui se trouve actuellement en compétition avec le projet SST soumis par Boeing.
Pour le L-2000-7A, Lockheed envisage un aménagement de cabine comportant 258 sièges (international arrangement) ou 273 sièges (all coach). Les portes d’accès pour les passagers, les portes de service, les lavabos et les cuisines sont situées à l’avant, au milieu et à l’arrière de la cabine. Sur les lignes internationales, l’appareil peut transporter 258 passagers plus leurs bagages (charge marchande de 28.037 kilos limitée par le volume disponible) dont 10% en première classe et le reste en classe touriste, ainsi que 9312 kilos de fret à raison de 160kg/m3.

Résultat des travaux d’études consacrés depuis dix ans par la Lockheed California Conmpany au transport supersonique : une maquette en vraie grandeur du SST dans sa version de base L-2000-7A. Cet appareil conçu pour le vol à Mach possède un fuselage très effilé dont la pointe avant peut être abaissée pour améliorer la visibilité aux basses vitesses et à l’atterrissage. Les quatre réacteurs sont montés sous la voilure en double delta qui se caractérise par une cambrure assez prononcée.

Le constructeur propose en outre une version allongée qui porte la désignation L-2000-7B. La charge, également limitée par le volume disponible sur cette version, est de 31.968 kilos (293 passagers) avec un aménagement pour les liaisons internationales, 33.059 kilos (308 passagers) avec un aménagement (all coach).
Plan trois-vues de la version de base L-2000-7A et vue de profil de la version allongée 7B. La longueur du fuselage est de 83,20 mètres pour la version 7A et de 89,40 mètres pour la version 7B. Les deux versions ont une envergure de 34,40 mètres et leurs performances sont pratiquement identiques. La flèche de la voilure en double delta est de 84° à l’avant, puis passe à 65°. La voilure est équipée de volets de bord d’attaque en trois éléments qui sont utilisables à toutes les vitesses subsoniques et dans le domaine transsonique. Chaque demi-aile possède quatre élevons qui assurent non seulement leurs fonctions normales, mais aussi celles du trim et de l’amortissement en tangage et en roulis.

Le L-2000-7A a bénéficié de nombreux perfectionnements d’ordre aérodynamique depuis l’élaboration des premiers avant-projets :
– La partie inférieure du fuselage a été dessinée suivant la loi des aires afin d’obtenir le meilleur compromis possible entre des facteurs comme le bang sonique, l’aménagement intérieur, le poids et les frais de construction.
– Pour améliorer la finesse, les ingénieurs de Lockheed ont modifié le vrillage et la cambrure de l’aile.
– Le constructeur a choisi finalement une flèche de 65° pour le bord d’attaque (84° pour l’onglet) et une flèche négative de 4,3° pour le bord de fuite de la voilure.
– Les deux onglets de la voilure et le profil inférieur du tronçon avant du fuselage s’incurvent vers le haut, ce qui donne une traînée minimale pour le trim en tangage.

– Afin de réduire la traînée dans les domaines subsonique et transsonique, le bord d’attaque a été doté de volets hypersustentateurs.
– Des gouvernes s’étendant sur toute l’envergure assurent le trim tout en gardant leur pleine efficacité pour le contrôle de l’appareil.
La structure du L-2000-7A est soigneusement étudiée. Par exemple chacun des 39 longerons de voilure est en alignement avec un couple du fuselage et les longerons arrière de la dérive, coïncide avec les couples renforcés. Le logement du train d’atterrissage principal, à l’avant de la partie qui encaisse les plus grands efforts.
Les réservoirs de carburant sont situés tous dans la structure principale de la voilure où ils sont bien protégés en cas d’atterrissage sur le ventre. Plus de la moitié du carburant se trouve dans des réservoirs qui sont isolés thermiquement par le fuselage tout entier ou le revêtement de la partie inférieure du fuselage. Les autres réservoirs qui contiennent le carburant utilisé en premier lieu sont protégés contre la chaleur par le revêtement de la voilure et par des enduits isolants.

Les sous-ensembles du groupe auxiliaire sont entraînés mécaniquement et sont logés dans les nacelles ainsi que dans la voilure, du côté intérieur des fuseaux réacteurs. Chacun des huit élevons est actionné par six vérins de commande alimentés par trois circuits hydraulique indépendants, tandis que l’élément inférieur et l’élément supérieur de la gouverne de direction sont commandés respectivement par neuf et par trois vérins.
Les élevons assurent non seulement leurs fonctions normales, mais aussi celles du trim et de l’amortissement en tangage et en roulis. L’appareil ne comporte ni volets de bord de fuite, ni spoilers, ni aérofreins, ni empennage horizontal. Les seuls dispositifs hypersustentateurs utilisés sont les volets de bord d’attaque.
Les caractéristiques aérodynamiques de la voilure ont été améliorées par une augmentation du vrillage et de la cambrure sur la partie arrière. Dans la conception de l’aile, les ingénieurs ont en outre su tirer profit du champ de pression engendré sur l’intrados par les effets d’interférence au voisinage des fuseaux réacteurs.
La finesse de l’appareil se trouve également améliorés grâce à l’utilisation de volets de bord d’attaque. Des essais au Cornell Laboratory et à l’Ames Laboratory de la NASA ont en effet montré que ces volets contribuaient à réduire la traînée jusqu’à des vitesses de l’ordre de Mach 1,4. Bien qu’étant relativement faible dans le haut transsonique, cette réduction de traînée n’est pas du tout négligeable.
La bonne maniabilité de l’appareil, surtout aux basses vitesses, est due principalement aux flux tourbillonnaire, qui est obtenu avec l’aile en double « Delta”. Notons à ce sujet que les onglets de la voilure jouent un rôle aussi important pour le contrôle aux basses vitesses que pour le trim avec traînée réduite aux vitesses supersoniques.

Grâce à la forme et aux dimensions de la voilure en double delta, de forts tourbillons prennent naissance sur l’extrados. Ces tourbillons se déplacent sur le bord d’attaque en partant de l’onglet vers les extrémités de l’aile avant de s’écouler vers l’arrière. L’important effet d’aspiration des tourbillons supprime sur l’aile la couche limite qui, sur une voilure de type classique, causerait un décrochement brutal et rendrait les gouvernes inefficaces aux incidences élevées.
Dans le cas du L-2000-7A, les filets d’air adhèrent bien à la voilure jusqu’aux incidences très élevées, ce qui assure une grande maniabilité autour de trois axes dans toutes les phases de vol. La diminution de la stabilité, n’est jamais importante et il ne se produit aucune inversion de l’action des gouvernes. Il existe un large domaine dans lequel la maniabilité reste inchangée ou ne décroît que graduellement. Ces qualités dues à la conception de la voilure font du L-2000-7A un appareil extrêmement sûr aux basses vitesses.
La structure du L-2000-7A qui a fait l’objet d’une étude très poussée comporte de nombreux éléments en alliage de titane. Aucune concentration de charges ne peut se produire grâce à l’utilisation d’un grand nombre de longerons de voilure, ce qui garantit une grande robustesse. Pour la cellule, le constructeur met en outre l’accent sur la grande rigidité du raccordement aile-fuselage et sur l’exceptionnelle résistance à la rupture en cas d’atterrissage train rentré.

L’emploi de panneaux métalliques nid d’abeilles soudés ainsi que de différentes combinaisons d’éléments métalliques et non métalliques collés est encore à l’étude. Ce qui est certain, c’est que le constructeur n’utilisera pas de panneaux nid d’abeilles pour les parties travaillantes de la cellule.
Parmi les éléments de conception très originale du L-2000-7A, il convient de citer en outre le canal d’entrée d’air, qui sans pénalisation des performances, garantit une stabilité d’écoulement nettement supérieure à celle qu’offre un canal classique. Si une perturbation est causée par un phénomène quelconque se produisant à l’intérieur ou à l’extérieur d’un propulseur, l’écoulement est immédiatement régularisé grâce à la forme aérodynamique spéciale des parois du canal et grâce aux orifices d’un diffuseur supersonique. Il n’est pas nécessaire, comme dans le cas des entrées d’air classiques, de faire varier pour cela la géométrie interne du canal d’entrée. Les oscillations et le buffeting que provoquent généralement les perturbations de ce genre se trouvent ainsi éliminés ou tout au moins considérablement réduits.

Les ingénieurs de Lockheed se sont par ailleurs efforcés de mette au point pour le L-200-7A un système efficace de protection contre la chaleur. Ce système dont le rôle consiste à maintenir les parois de la cabine à la température de 24°C forme un écran protecteur contre les effets de l’échauffement cinétique et évacue également la chaleur dégagée à l’intérieur du fuselage par les équipements et les passagers. L’air frais qui est utilisé pour la pressurisation et la ventilation de la cabine sert à transporter la chaleur.
Le prélèvement de l’air s’effectue aux compresseurs du groupe propulseur. Après son refroidissement dans des échangeurs thermiques, l’air passe dans des conduits sous le plancher de la cabine et aboutit dans les parois. Ces dernières se composent de minces panneaux d’aluminium dont la face inférieure est recouverte d’une couche de résine synthétique et qui sont fixés aux couples du fuselage au moyen d’attaches isolantes. Sur la face extérieure, les panneaux comportent des tubes en aluminium de faible diamètre qui sont maintenus en place par des éléments conducteurs régulièrement espacés. Grâce à ces éléments l’air frais en circulation absorbe la chaleur et la température reste constante sur les parois intérieures de la cabine. D’autre part, l’air atteint la température voulue pour la ventilation et la climatisation.
De nombreux essais en laboratoire ont déjà été effectués pour évaluer ce système. Une éprouvette de fuselage longue de 8,5 mètres et dotée d’un système de pressurisation est actuellement utilisée pour les expérimentations. Cette éprouvette représente environ 75% des pièces qui entrent dans la construction du fuselage. Les tronçons en vraie grandeur qui la compose sont ceux dans lesquels se trouvent le logement de l’atterrisseur avant, la soute, le logement du train principal, quelques-uns des réservoirs de carburant et le poste de vérification du système de conditionnement d’air.

Comme le montre ces dessins, l’installation des réacteurs est étudiée pour éviter les effets d’interférence des ondes de choc aux entrées d’air (A) et que pour que l’éjection des gaz (B) s’effectue en arrière de la dernière rangée de fauteuils (D) et aussi loin que possible des éléments principaux de la cellule. Aucun élément structural important n’est en outre touché par les jets dirigés vers le haut et le bas (C) en cas d’inversion de la poussée. Les jets de gaz des réacteurs intérieurs passent à environ 3 mètres du fuselage.

La cambrure et le vrillage de l’aile du L-2000-7 ont été sensiblement modifiés par rapport au projet L-2000-2 de la phase d’études 2A (du 1er juin 1964 au 1er janvier 1965). Par ailleurs, la voilure possède maintenant des volets de bord d’attaque et son bord de fuite à une forme nouvelle. D’importantes améliorations d’ordre aérodynamique ont ainsi pu être obtenues sur toute la plage des vitesses. La modification de la partie de l’aile
qu’occupent les réacteurs, se traduit par une diminution de la traînée et par une amélioration du trim autour de l’axe de tangage. Notre dessin ci-dessous, montre la façon dont cette partie de l’aile a été redessinée (F = nouvelle forme ; E = ancienne forme). Au voisinage des fuseaux réacteurs, les effets d’interférence engendrent un champ de pression dont la composante est orientée obliquement vers l’avant (flèches G). Lockheed est arrivé à ce résultat grâce à des essais de maquettes SCAT (Supersonic Commercial Air Transport) au Langley Laboratory mis à sa disposition par la NASA.

La firme Lockheed se propose d’utiliser un alliage de titane pour la fabrication de tous les éléments travaillants de la cellule. L’emploi de panneaux métalliques nid-d’abeilles ainsi que de différentes combinaisons d’éléments métalliques est encore à l’étude. Des panneaux métalliques nid d’abeilles sont prévu pour les bords d’attaque afin de prévenir l’érosion que risquent de provoquer la grêle et la pluie, tandis que des panneaux nids d’abeilles, non métalliques pourraient être utilisés pour les bords de fuite, les portes de visite et la pointe arrière du fuselage. Un nouveau principe très intéressant est utilisé pour l’extrados et l’intrados de la voilure. Comme le montre les photographies et le dessin, le caisson de voilure comporte des panneaux en tôle ondulée qui sont soudés par points au revêtement. Entre les points de soudure, le revêtement est légèrement incurvé vers l’intérieur (cavités de 2 mm), ce qui évite le gondolage irrégulier dû aux contraintes thermiques et augmente la robustesse. L’éprouvette d’intrados que montre l’une des photos a subi avec succès, sous des charges et des variations thermiques simulées, une série d’essais correspondant à 80.000 vols. Les âmes du caisson multilongeron encaissent les charges transversales de la flexion dans la partie centrale de la voilure, tandis que la structure nid d’abeilles encaisse la totalité des efforts en bouts d’aile.

Au laboratoire pour la simulation des conditions ambiantes (Rey Canyon Research Center), les ingénieurs de Lockheed expérimente un tronçon de fuselage qui comporte des installations reproduisant la pressurisation et l’échauffement cinétique. D’autres équipements servent à simuler les variations de température du carburant et le refroidissement du logement du train d’atterrissage.

Maquette de la cabine de pilotage (configuration nez abaissé). Comme on peut le constater, le poste de pilotage est abondamment vitré et une disposition judicieuse est adoptée pour les instruments et les boîtes de commande. Sur le bord inférieur du pare-brise sont montés deux instruments très simples pour le contrôle de l’assiette. Les principaux instruments de vol et de navigation sont groupés sur les panneaux latéraux et les instruments de contrôle moteurs sur le panneau central de la planche de bord. Le poste du mécanicien navigant se trouve derrière le siège du copilote et un quatrième siège est prévu derrière celui du commandant de bord.

Climatisation de la cabine : (1) Garniture d’isolation (2) Paroi intérieure (3) Conduite d’air frais (4) Conduite de répartition de l’air frais (5) Conduite isolée d’air frais (6) Isolation en fibres de verre (7) Galerie pour bagages à main (8) Conduite aboutissant aux orifices de ventilation (9) Orifices de ventilation (10) Paroi intérieure de régulation thermique (11) Orifice d’évacuation de l’air vicié

Aménagement intérieur et conception générale du L-2000-7A.

Vue en coupe :
1 – Radome en stratifié de tissu de verre. 2 – Porte de visite du système de conditionnement d’air. 3 – Issues de secours type III (50,8 x 91,5 cm). 4- Cloison sudivisant le réservoir de carburant. 5 – Vérins de commande de la gouverne de direction. 6 – Servocommandes de la gouverne de direction. 7 – Mise à l’air libre des réservoirs. 8 – Vide-vite. 9 – Servomécanismes de la gouverne de direction. 10 – Servomécanisme des élevons. 11 – Pompes à combustible. 12 – Train d’atterrissage principal. 13 – Orifices de remplissage du réservoir. 14 – Soute principale. 15 – Porte de soute. 16 – Prises pour les groupes d’aérodrome. 17 – Point de levage. 18 – Soute avant. 19 – Axe de pivotement de la pointe avant. 20 – Mécanisme de basculement du nez. 21 – Tube Pitot.
Vue en plan :
22 – Radar météorologique. 23 – Siège du copilote. 24 – Poste du mécanicien navigant. 25 – Equipements électriques et électroniques. 26 – Cuisine de bord. 27 – Porte de service et issue de secours type 1 (81,3 x 152,4 cm). 28 – Cloison du poste de pilotage. 29 – Porte de service et deux issues de secours type 1 (112 x 152,4 cm). 30 – Cuisine de bord et compartiment de stockage. 31 – Groupe auxiliaire. 32 – Siège pour le personnel de cabine. 33 – Cuisines à bord. 34 – Poste de vérification des équipements électroniques. 35 – Porte de service et issue de secours type I (81,3 x 152,4 cm). 36 – Lavabo. 37 – Mise à l’air libre des réservoirs. 38 – Vide-vite. 39 – Porte passagers et issue de secours type I (71,1 x 152,4 cm). 40 – Elevon n° 1. 41 – Réacteur intérieur gauche. 42 – Elevon n° 2. 43 – Bloc d’entraînement des accessoires. 44 – Réacteur extérieur gauche. 45 – Elevon n° 3. 46 – Elevon n° 4. 47 – Vérins de commande des élevons. 48 – Servocommandes des élevons. 49 – Entrée d’air à section variable. 50 – Arbre de commande des volets de bord d’attaque. 51 – Volets de bord d’attaque. 52 – Système de climatisation et de pressurisation. 53 – Parois des réservoirs de carburant. 54 – Porte passagers principale et deux issues de secours type 1 (112 x 182,8 cm). 55 – Paroi du réservoir avant. 56 – Cloison du compartiment 1ére classe. 57 – Phares d’atterrissage (gauche et droite). 58 – Porte passagers principale avant et issue de secours type 1 (71,1 x 182,8 cm). 59 – Sièges pour le personnel de cabine. 60 – Lavabos. 61 – Siège prévu pour un contrôleur. 62 – Siège du commandant de bord. 63 – Détecteur pression dynamique/pression statique.

Section A-A :
64 – Emetteur-récepteur du radar météorologique. 65 – Hublots latéraux du nez basculant. 66 – Portes de visite.
Section B-B :
67 – Porte de visite. 68 – Instruments de vol et commandes. 69 – Conduites d’air du poste de pilotage.
Section C-C :
70 – Tuyauterie hydraulique. 71 – Câblage électrique. 72 – Sièges pour le personnel. 73 – Cuisine de bord. 74 – Câbles de commande. 75 – Bouteille d’oxygène pour l’équipage. 76 – Porte de la soute avant.
Section D-D :
77 – Siège 1ère classe. 78 – Boutons de réglage et galerie.
Section E-E :
79 – Porte de soute s’ouvrant vers l’intérieur. 80 – Conduites d’air. 81 – Sièges classe touriste. 82 – Conduite d’évacuation de l’air vicié. 83 – Orifices de ventilation.
Section F-F :
84 – Réservoir avant.
Section G-G :
85 – Réservoir principal. 86 – Réservoir auxiliaire. 87 & 88 – Cloison servant à subdiviser les réservoirs. 89 – Entretoises des réservoirs. 90 – Revêtement et isolation thermique d’intrados.

Section H-H :
91 – Conduite collectrice d’air. 92 – Conduite d’air frais. 93 – Eléments du système de conditionnement d’air.
Section J-J :
94 – Trappe du train d’atterrissage. 95 – Système de relevage du tain. 96 – Vérin de commande de la trappe du train principal. 97 – Trappe en position fermée.
Section K-K :
98 – Longeron arrière. 99 – Tuyauterie hydraulique de voilure. 100 – Bloc d’entraînement des accessoires. 101 – Tuyauterie hydraulique de la voilure. 102 – bielles de commande des élevons. 103 – Compresseur entraîné par les réacteurs.
Section L-L :
104 – Karman de bord de fuite. 105 – Rampe de secours et canot pneumatique. 106 – Poste de vérification des équipements électroniques.
Section M-M :
107 – Régulateur de pression basse altitude. 108 – Cloison de pressurisation. 109 – Valve de compression. 110 – Valve de décompression.