Waverider

El concepto de diseño del waverider fue desarrollado por primera vez por Terence Nonweiler de la Universidad Queen's de Belfast y descrito por primera vez en una publicación impresa en 1951 como un vehículo de reentrada. ^{[ 3 ]} Consistía en una plataforma de ala delta con una carga alar baja para proporcionar una superficie considerable para disipar el calor de la reentrada. En ese momento, Nonweiler se vio obligado a utilizar un modelo 2D muy simplificado del flujo de aire alrededor de la aeronave, que se dio cuenta de que no sería preciso debido al flujo transversal a través del ala. Sin embargo, también observó que el flujo transversal sería detenido por la onda de choque generada por la aeronave, y que si el ala se colocaba para acercarse deliberadamente a la onda de choque, el flujo transversal quedaría atrapado bajo el ala, aumentando la presión y, por lo tanto, aumentando la sustentación.

En la década de 1950, los británicos iniciaron un programa espacial basado en el misil Blue Streak , que, en algún momento, incluiría un vehículo tripulado. Armstrong-Whitworth fue contratada para desarrollar el vehículo de reentrada y, a diferencia del programa espacial estadounidense, decidió optar por un vehículo alado en lugar de una cápsula balística . Entre 1957 y 1959, contrataron a Nonweiler para que desarrollara aún más sus conceptos. Este trabajo produjo un diseño en forma de pirámide con una parte inferior plana y alas cortas. El calor se conducía a través de las alas hasta las superficies superiores frías, donde se disipaba en el aire turbulento de la parte superior del ala. En 1960, el trabajo en el Blue Streak se canceló, ya que el misil se consideró obsoleto antes de que pudiera entrar en servicio. El trabajo se trasladó entonces al Royal Aircraft Establishment (RAE), donde continuó como un programa de investigación sobre aviones de pasajeros civiles de alta velocidad (Mach 4 a 7) . ^{[ 4 ]}

Este trabajo fue descubierto por ingenieros de North American Aviation durante los estudios iniciales de diseño del bombardero XB-70 . Rediseñaron el ala delta "clásica" original para incorporar puntas de ala inclinadas hacia abajo, con el fin de atrapar mecánicamente las ondas de choque, en lugar de utilizar un cono de choque generado desde la parte delantera de la aeronave. Este mecanismo también tuvo otros dos efectos beneficiosos: redujo la superficie de sustentación horizontal en la parte trasera del avión, lo que ayudó a compensar la inclinación hacia abajo que se produce a altas velocidades, y aumentó la superficie vertical, lo que mejoró la estabilidad direccional, que disminuía a alta velocidad.

El diseño original de Nonweiler utilizaba la onda de choque generada por la aeronave para controlar el flujo transversal y, por lo tanto, aumentar la cantidad de aire atrapado bajo el ala, de forma similar a una aleta de ala . Mientras trabajaba en estos conceptos, observó que era posible dar forma al ala de tal manera que la onda de choque generada en su borde de ataque formara una lámina horizontal bajo la aeronave. En este caso, el flujo de aire no solo quedaría atrapado horizontalmente, sino también verticalmente. El aire por encima de la onda de choque solo podría escapar por la parte posterior de la lámina, donde terminaba el fuselaje. Dado que el aire quedaba atrapado entre esta lámina y el fuselaje, se retendría un gran volumen de aire, mucho mayor que con el enfoque más básico que desarrolló inicialmente. Además, como la superficie de choque se mantenía a cierta distancia de la aeronave, el calentamiento por choque se limitaba a los bordes de ataque de las alas, reduciendo así las cargas térmicas sobre el fuselaje.

En 1962, Nonweiler se trasladó a la Universidad de Glasgow para convertirse en Profesor de Aerodinámica y Mecánica de Fluidos. Ese año, su artículo "Delta Wings of Shapes Amenable to Exact Shock-Wave Theory" fue publicado por el Journal of the Royal Aeronautical Society y le valió la Medalla de Oro de dicha sociedad . Una aeronave generada utilizando este modelo se asemeja a un ala delta que ha sido dividida por la mitad y los dos lados plegados hacia abajo. Desde la parte trasera, se asemeja a una V invertida o, alternativamente, al " carácter circunflejo " (^), y estos diseños se conocen como "alas circunflejas". Dos o tres años después, el concepto volvió brevemente a la atención pública, debido al trabajo en aviones de pasajeros realizado en la RAE que abrió la posibilidad de llegar a Australia en 90 minutos. Artículos periodísticos llevaron a una aparición en la televisión escocesa .

Hawker Siddeley examinó el waverider de ala en forma de cuña a finales de la década de 1960 como parte del diseño de un cohete lunar de tres etapas. La primera etapa se construyó sobre una versión ampliada del Blue Steel , la segunda como waverider y la tercera como una etapa tripulada de propulsión nuclear. Este trabajo se generalizó en 1971 para producir una nave espacial reutilizable de dos etapas. La primera etapa , de 37 metros de longitud, se diseñó como un waverider clásico, con propulsión de respiración aérea para el regreso al sitio de lanzamiento. La etapa superior se diseñó como un cuerpo sustentador y habría transportado una carga útil de 3,6 toneladas a la órbita terrestre baja .  

El trabajo de Nonweiler se basó en estudios de choques planos bidimensionales debido a la dificultad de comprender y predecir patrones de choque reales alrededor de cuerpos tridimensionales. A medida que mejoró el estudio de los flujos hipersónicos, los investigadores pudieron estudiar diseños de waverider que utilizaban diferentes formas de onda de choque, siendo la más simple el choque cónico generado por un cono. En estos casos, un waverider está diseñado para mantener la onda de choque redondeada adherida a sus alas, no a una lámina plana, lo que aumenta el volumen de aire atrapado bajo la superficie y, por lo tanto, aumenta la sustentación. ^{[ 5 ]}

A diferencia del ala en forma de caret, los diseños de flujo cónico curvan suavemente sus alas, desde una posición casi horizontal en el centro hasta una marcada caída donde se encuentran con la onda de choque. Al igual que el ala en forma de caret, deben diseñarse para operar a una velocidad específica para que la onda de choque se adhiera correctamente al borde de ataque del ala, pero a diferencia de estas, la forma de todo el cuerpo puede variar drásticamente a diferentes velocidades de diseño, y a veces presentan puntas de ala que se curvan hacia arriba para adherirse a la onda de choque.

El desarrollo posterior de las secciones cónicas, añadiendo cabinas y áreas del fuselaje, condujo al "waverider de conos osculadores", que desarrolla varias ondas de choque cónicas en diferentes puntos del cuerpo, mezclándolas para producir una única onda de choque con forma. La expansión a una gama más amplia de flujos de superficie de compresión permitió el diseño de waveriders con control de volumen, ^{[ 5 ]} forma de la superficie superior, integración del motor y posición del centro de presión. Las mejoras de rendimiento y el análisis fuera de diseño continuaron hasta 1970. ^{[ 6 ] [ 7 ]}

Durante este período, al menos un waverider fue probado en el Campo de Pruebas de Cohetes de Woomera , montado en la punta de un misil Blue Steel lanzado desde el aire , y varias estructuras fueron probadas en el túnel de viento del Centro de Investigación Ames de la NASA . Sin embargo, durante la década de 1970, la mayor parte del trabajo en hipersónica desapareció, y con él, el waverider.

Una de las muchas diferencias entre el vuelo supersónico e hipersónico radica en la interacción entre la capa límite y las ondas de choque generadas en la nariz de la aeronave. Normalmente, la capa límite es bastante delgada en comparación con la corriente de aire sobre el ala y puede considerarse independientemente de otros efectos aerodinámicos. Sin embargo, a medida que aumenta la velocidad y la onda de choque se acerca cada vez más a los laterales de la aeronave, llega un punto en el que ambas comienzan a interactuar y el campo de flujo se vuelve muy complejo. Mucho antes de ese punto, la capa límite comienza a interactuar con el aire atrapado entre la onda de choque y el fuselaje, el aire que se utiliza para la sustentación en un waverider.

El cálculo de los efectos de estas interacciones escapaba a las capacidades de la aerodinámica hasta la introducción de la dinámica de fluidos computacional en la década de 1980. En 1981, Maurice Rasmussen, de la Universidad de Oklahoma, impulsó un resurgimiento de los waveriders al publicar un artículo sobre una nueva forma tridimensional de la parte inferior del casco, desarrollada mediante estas técnicas. Estas formas presentan un rendimiento de sustentación superior y una menor resistencia aerodinámica. Desde entonces, se han diseñado familias enteras de waveriders derivados de conos , utilizando ondas de choque cónicas cada vez más complejas y software más sofisticado. Este trabajo culminó en la celebración de la Primera Conferencia Internacional de Waveriders Hipersónicos en 1989 , en la Universidad de Maryland.

Estas nuevas formas, los "waveriders viscosos optimizados", se asemejan a los diseños cónicos siempre que el ángulo de la onda de choque en la punta supere un ángulo crítico, de unos 14 grados para un diseño Mach 6, por ejemplo. El ángulo de choque se puede controlar ensanchando la punta hasta formar una placa curva de radio específico, y reduciendo el radio se obtiene un ángulo de cono de choque menor. El diseño del vehículo comienza seleccionando un ángulo determinado y luego desarrollando la forma de la carrocería que lo atrapa, repitiendo este proceso para diferentes ángulos. Para cualquier velocidad dada, una sola forma generará los mejores resultados.

Un material de superficie para vehículos waverider e hipersónicos ( Mach 5 – 10) desarrollado por científicos de la Academia China de Aerodinámica Aeroespacial (CAAA) en Beijing fue probado durante 2023. ^{[ 11 ]}

Una alternativa desarrollada por RTX Corporation utiliza una membrana transpirable desarrollada en el marco de un trabajo financiado por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos bajo el Contrato No. Fuerza Aérea de los Estados Unidos FA8650-20-C-7001 ^{[ 12 ].}