El F-16XL nació para combinar mayor carga y alcance con la agilidad del F-16 mediante una gran ala experimental de doble delta.
El ala de doble delta cambió la forma de llevar combustible y armas
El problema que dio origen al F-16XL no era aumentar de forma indiscriminada las prestaciones del F-16, sino conservar su capacidad de maniobra mientras asumía misiones de ataque que imponían más combustible, armamento y equipos externos. El F-16 había nacido como un caza ligero, con énfasis en el combate aéreo transónico y en la relación empuje-peso. Cuando la Fuerza Aérea estadounidense amplió su empleo aire-tierra, los depósitos, bombas y sensores bajo las alas añadieron resistencia aerodinámica y redujeron velocidad, aceleración y alcance.
General Dynamics estudió entonces una configuración capaz de transportar una carga mayor con menor penalización aerodinámica y, al mismo tiempo, mejorar el rendimiento a velocidades transónicas y supersónicas. De ese trabajo surgió el Supersonic Cruise and Maneuver Prototype, o SCAMP, antecedente directo del F-16XL. La modificación fundamental no estaba en el motor ni en la aviónica, sino en el ala, que General Dynamics y el centro Langley de la NASA desarrollaron con una planta en doble delta de flecha quebrada.
El tramo interior del borde de ataque tenía 70 grados de flecha y el exterior, 50 grados. El ala definitiva superaba los 663 pies cuadrados de superficie, frente a unos 300 del F-16 convencional, mientras que su alargamiento descendía de aproximadamente 3,0 a 1,6. El fuselaje recibió además dos extensiones que aumentaron su longitud en 56 pulgadas. El volumen adicional permitía transportar mucho más combustible internamente y reducía la necesidad de depósitos externos, con la consiguiente disminución de la resistencia aerodinámica asociada a esos depósitos.
La gran superficie alar no respondía a una búsqueda convencional de baja carga alar. La fuerte flecha interior reducía la resistencia de onda a velocidad supersónica, mientras que la sección exterior, menos retrasada, mejoraba el comportamiento a velocidades inferiores. La torsión y el arqueamiento del ala se ajustaron para disminuir la resistencia durante el crucero rápido y la aceleración. En lugar del estabilizador horizontal del F-16, el XL empleaba elevones interiores, alerones exteriores y flaps de borde de ataque para combinar sustentación, control y volumen interno.
Datos que definían la configuración aerodinámica del F-16XL
- El ala superaba los 663 pies cuadrados, frente a unos 300 del F-16 convencional.
- La flecha alcanzaba 70 grados en el tramo interior y 50 grados en el exterior.
- El alargamiento descendía de aproximadamente 3,0 a 1,6.
- El fuselaje aumentó su longitud en 56 pulgadas mediante dos extensiones.
La maniobra instantánea mejoró, pero el giro sostenido perdió energía
A ángulos de ataque elevados, los bordes fuertemente aflechados generan vórtices sobre el extradós. La baja presión asociada a esos vórtices aporta sustentación adicional y permite obtener fuerzas normales elevadas sin depender exclusivamente del flujo adherido propio de un ala convencional. El F-16XL explotaba este fenómeno para obtener una respuesta rápida en cabeceo y una elevada capacidad de giro instantáneo. Durante las evaluaciones podía alcanzar 5 g en menos de un segundo y aproximadamente 9 g en dos segundos, por debajo de los tiempos requeridos por el F-16A de referencia.
Las pruebas también mostraron mejores aceleraciones de alabeo y constantes de respuesta lateral que las del F-16A. En configuración aire-aire, el sistema permitía hasta 308 grados por segundo de velocidad de alabeo, aunque el computador de control reducía ese límite conforme aumentaban el ángulo de ataque y las cargas externas. La rapidez con que el avión generaba sustentación y modificaba la orientación del vector de velocidad explica su ventaja en maniobra instantánea, pero no implica que pudiera sostener esas condiciones durante periodos prolongados.
El bajo alargamiento generaba mucha resistencia inducida a ángulos de ataque altos. Durante virajes subsónicos sostenidos de elevada carga, esa resistencia consumía rápidamente la energía disponible y producía una pérdida de velocidad y altura más acusada que en el F-16 convencional. El F-16XL tenía, por tanto, una ventaja clara en respuesta instantánea y orientación rápida del morro, pero quedaba en desventaja frente al F-16A cuando el combate exigía conservar energía durante un viraje prolongado. La maniobrabilidad dependía directamente del régimen de vuelo considerado.
El diseño compensaba parte de ese compromiso mediante la forma de transportar combustible y armamento. La gran cuerda alar permitía distribuir las cargas cerca de la superficie y reducir la resistencia respecto de configuraciones convencionales con soportes múltiples y depósitos externos. Con cargas aire-tierra pesadas, el F-16XL quedó autorizado para maniobrar hasta 7,33 g, frente a 5,58 g para el F-16A en configuraciones comparables. Con misiles aire-aire, combustible interno completo y £36 000 de peso bruto, conservaba la envolvente de 9 g.
El empuje disponible no compensaba toda la energía perdida en viraje
La propulsión mostraba al mismo tiempo los límites del concepto. El F-16XL-1 conservó el Pratt & Whitney F100-PW-200 del F-16A, con £23 770 de empuje estático máximo con poscombustión. El aumento de peso y la resistencia inducida durante maniobras sostenidas dejaban una relación empuje-peso insuficiente para recuperar toda la energía que el ala podía disipar a valores altos de g. El segundo prototipo permitió explorar motores General Electric de mayor empuje y posteriormente recibió un F110-GE-100.
El programa demostró así que la aerodinámica del XL no podía evaluarse mediante una única cifra de maniobrabilidad. El avión aceleraba con eficacia en determinadas condiciones y respondía con rapidez a las órdenes de maniobra, pero no eliminaba las restricciones energéticas propias de una gran ala delta de bajo alargamiento. La combinación entre generación rápida de sustentación, resistencia inducida y empuje disponible determinaba qué ventaja podía explotar el avión y durante cuánto tiempo podía conservarla antes de perder velocidad o altura.
El F-16XL-1 efectuó su primer vuelo el 3 de julio de 1982 y el biplaza F-16XL-2 lo siguió el 29 de octubre. Las pruebas abarcaron combate aire-aire, ataque al suelo, separación de armamento, estabilidad, control, grandes ángulos de ataque y configuraciones con diferentes cargas externas. Los ensayos detectaron además oscilaciones de cabeceo en determinadas condiciones transónicas, pero comprobaron una elevada resistencia a la entrada involuntaria en pérdida profunda o barrena.
Al término del programa de la Fuerza Aérea, ambos prototipos habían completado 798 vuelos y 939,7 horas. Ese volumen de ensayos permitió definir tanto las ventajas como las limitaciones de la configuración. El XL podía generar cargas elevadas con rapidez, conservar límites importantes de maniobra con armamento y ofrecer menor resistencia en determinadas configuraciones, pero su comportamiento durante maniobras sostenidas quedaba condicionado por la energía disponible y por la resistencia que producía el ala a ángulos de ataque elevados.
La Fuerza Aérea eligió el F-15E y el F-16XL pasó a la NASA
La evolución hacia un avión de serie quedó condicionada por la competencia Dual-Role Fighter. La Fuerza Aérea seleccionó el F-15E para desarrollo a comienzos de 1984 y el programa F-16XL terminó en 1985 después de una fase adicional de ensayos. Las pruebas habían demostrado mayor alcance y carga útil respecto del F-16 básico, menor resistencia en determinadas configuraciones y una respuesta instantánea de maniobra superior. También mostraron distancias de despegue y aterrizaje mayores de lo deseado y una pérdida considerable de energía durante maniobras subsónicas sostenidas.
La configuración evaluada tampoco consiguió mantener crucero supersónico sin poscombustión. La misma geometría que ofrecía ventajas a alta velocidad imponía así una penalización concreta en otro sector de la envolvente. El resultado de la competencia no anuló el valor aerodinámico del diseño, pero dejó claro que sus ventajas dependían de condiciones determinadas. El F-16XL combinaba alcance, carga y rapidez de respuesta con restricciones que impedían considerarlo una mejora general de la maniobrabilidad del F-16 en todos los regímenes de vuelo.
Los dos prototipos pasaron después a servir como plataformas de investigación. La NASA recibió el F-16XL-1 en 1989 y el F-16XL-2 en 1991 para estudiar control de flujo laminar supersónico, distribución de presiones, estructuras vorticiales y fenómenos relacionados con el estampido sónico. El segundo avión recibió un F110-GE-129 y una sección experimental del ala destinada a controlar la capa límite. El primero participó en el Cranked-Arrow Wing Aerodynamics Project y realizó vuelos de investigación junto al SR-71.
La última configuración de vuelo documentada del F-16XL-1 incorporó un sistema digital de control que sustituyó al equipo analógico original. Entre diciembre de 1997 y marzo de 1998 realizó diez vuelos de evaluación con virajes, alabeos, seguimiento aire-aire y maniobras de carga. Los resultados mantuvieron las características que habían definido al avión desde sus primeras pruebas: buena respuesta lateral y elevada capacidad de maniobra instantánea, junto con limitaciones en seguimiento fino y conservación de energía. Su ala de flecha quebrada ofrecía ventajas distintas según el régimen de vuelo.
