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Northrop X-21A |
avril 1963 |  |
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Vue d'un X-21A (1963), appareil destiné à l'étude de l'écoulement laminaire. |
Le X-21A (1963) était un avion expérimental destiné aux études sur le contrôle de l'écoulement laminaire. A cet effet, ses ailes étaient rainurées dans le sens de la longueur de très fines entailles de l'épaisseur d'une lame de rasoir. Il était basé sur une cellule de Douglas WB-66D, mais ses moteurs avaient été déplacés vers l'arrière du fuselage pour libérer de l'espace sous les ailes pour des compresseurs. Le premier vol fut effectué en avril 1963 avec le pilote d'essai de la NASA, Jack Wells, aux commandes. Bien que d'intéressants tests furent réalisés, la grande complexité de maintenance du système à écoulement laminaire fut la cause de l'arrêt du programme.
Le contrôle de flux laminaire était une technologie qui offrait un potentiel de réduction important de la traînée, avec en conséquence, une diminution de la consommation et une augmentation du rayon d'action et de la charge utile. En principe, avec une aile à 80 pour cent laminaire, la traînée globale pouvait être réduite de 25%. La force de frottement entre l'air et l'enveloppe de l'appareil, connue sous le nom de la traînée visqueuse étant beaucoup plus importante dans une couche limite turbulente que dans une laminaire, l'idée principale du contrôle de flux laminaire était d'enlever une petite quantité de la couche limite par aspiration au travers de perforations de petite taille, d'un matériau poreux ou de multiples et étroites fentes de surface.
Sur le X-21A, les moteurs Allison J71 avaient été remplacés par des General Electric XJ79-GE-13 sans réchauffe montés à l'arrière. Une partie de l'air des réacteurs était envoyée vers les nacelles placées sous les ailes pour alimenter des turbines destinées à aspirer l'air au travers de fentes. Sur les deux prototypes (55-0408 et 55-0410) construits, les ailes de plus grande envergure et de plus grande surface avaient été redessinées. La flèche avait été ramenée de 35° à 30° et ces ailes étaient parcourues de très nombreuses fentes (800.000 au total) destinées à l'aspiration de la couche limite turbulente. Le poste de pilotage avant comprenait le pilote et deux mécaniciens naviguants alors que deux ingénieurs d'essais en vol trouvaient place dans une baie centrale sous les ailes.
Lors des premiers essais, il y eut de sérieux problèmes avec le matériau poreux et le remplissage des fentes de surface par divers débris. Dans certaines conditions, des cristaux de glace formés par le refroidissement rapide de l'air perturbaient brutalement le flux laminaire et étaient cause de rapides transitions entre flux turbulent et laminaire. Le rendement maximum atteint fut de 95% d'écoulement laminaire dans les domaines souhaités, mais la conception buta sur des problèmes de colmatage des fentes.
Néanmoins, le programme de vol permis d'obtenir des données sur les effets des irrégularités de surface, sur les turbulences affectant la couche limite et sur les conséquences d'un environnement dégradé comme des cristaux de glace dans l'atmosphère. Les deux X-21A furent stockés à la base Edwards, en Californie. Encore employés principalement comme photo cibles, ils furent progressivement abandonnés.
| Plan d'un X-21A. |  |
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Système monté sur le X-21A composé de deux pompes à turbines chargées d'aspirer l'air des turbulences créés par l'écoulement à la surface de l'aile. L'air pompé au travers de multiples fentes était évacué à l'arrière de l'aile. |
| X-21A | |||
| Moteurs(s)/Engine(s) | 2 réacteurs de 4.260 kgp | General Electric J79-GE-13 |
| Envergure/Span | 28,51 m (93 ft 6.4 in) | Longueur/Length | 22,94 m (75 ft 3.1 in) | Hauteur/Height | 7,8 m (25 ft 7.1 in) | Poids total/Weight | 37.730 kg (83.180 lb) |
| Vitesse/Speed | 895 km/h (560 mph) | Plafond/Ceiling | 12.960 m (42.520 ft) | Autonomie/Range | 7.700 km (4.780 miles) |
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