Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Мазмұны
Кіріспе
АҚШ-тың жоспарланған үстінкү дыбыстық жылдамдықтағы ұшақ жобасы
Proposed US supersonic airliner design
Локхид L 2000 – 1960 жылдары Lockheed Corporation компаниясының АҚШ-тың алғашқы үстінкү дыбыстық жылдамдықтағы ұшағын салу бойынша үкімет қаржыландырған конкурстағы өтінімі. L 2000 келісімшартты Boeing 2707 ұтып алды, бірақ бұл бәсекелес жоба саяси, экологиялық және экономикалық себептерге байланысты тоқтатылды. 1961 жылы президент Джон Кеннеди үкіметті коммерциялық авиалайнерді дамыту шығындарының 75% мөлшерінде субсидиялауға міндеттеді, бұл сол кездегі англо-француздық Concorde ұшағымен бәсекелесу мақсатында жасалған еді. Федералдық авиация басқармасының (FAA) директоры Нажиб Халаби, Concorde дизайнымен тікелей бәсекелесудің орнына, оны жетілдіруді жөн көрді. Concorde-ден айтарлықтай озып кететін SST 250 жолаушыны (сол кезде бұл үлкен сан, Concorde-ден екі есе көп) тасымалдауға, Mach 2.7–3.0 жылдамдығымен ұшуға және 4000 миль (7400 км) қашықтыққа ұшуға арналған. Бағдарлама 1963 жылдың 5 маусымында іске қосылды, ал FAA 1990 жылға қарай 500 SST-ге сұраныс болады деп болжады. Boeing, Lockheed және North American компаниялары ресми жауап берді. North American компаниясының жобасы тез арада қабылданбады, ал Boeing және Lockheed компанияларының жобалары одан әрі зерттеу үшін таңдалды.
The Lockheed L 2000 was Lockheed Corporation's entry in a government funded competition to build the United States' first supersonic airliner in the 1960s. The L 2000 lost the contract to the Boeing 2707, but that competing design was ultimately canceled for political, environmental and economic reasons. In 1961, President John F. Kennedy committed the government to subsidize 75% of the development of a commercial airliner to compete with the Anglo French Concorde then under development. The director of the Federal Aviation Administration (FAA), Najeeb Halaby, elected to improve on the Concorde's design rather than compete head to head with it. The SST, which might have represented a significant advance over the Concorde, was intended to carry 250 passengers (a large number at the time, more than twice as many as Concorde), fly at Mach 2.7 3.0, and have a range of 4,000 mi (7,400 km). The program was launched on June 5, 1963, and the FAA estimated that by 1990 there would be a market for 500 SSTs. Boeing, Lockheed, and North American officially responded. North American's design was soon rejected, but the Boeing and Lockheed designs were selected for further study.
Алғашқы жобалау зерттеулері
АҚШ-тың ірі авиациялық фирмаларының көпшілігі 1950 жылдары SST жобаларын қарастыруға белгілі бір уақыт бөлді. Lockheed-тің алғашқы әрекеттері 1958 жылға дейін жетеді. Lockheed компаниясы ұшу жылдамдығы шамамен 150 км/сағ болатын, ал қону және ұшу жылдамдығы сол дәуірдегі ірі субұйымдық реактивтік ұшақтарымен салыстырылатын ұшақ іздеді. Алғашқы жобалар Lockheed-тің F 104 Starfighter ұшағында қолданылғанға ұқсас, конус тәрізді тік қанатын, аэродинамикалық теңгерім үшін дельта пішінді канартпен біріктірді. Жел тоннеліндегі сынақтар кезінде бұл конструкция ұшақтың қысым центрінің (C/L) айтарлықтай өзгерісін көрсетті. Бұл ұшақтың жылдамдығы өзгере қалғанда үлкен түзетулерді қажет ететін, созылуға әкелетін фактор болды. Қозғалыстың бір бөлігін азайту үшін дельта қанаты қолданылды, бірақ бұл жеткіліксіз деп танылды. Lockheed өзгермелі геометриялы, икемді қанатты конструкцияның осы мақсатқа жете алатынын білді, бірақ ол тым ауыр деп санады: олар бекітілген қанатты шешімді бағалады. Ең нашар жағдайда, олар балласт ретінде отынды пайдаланатын бекітілген қанатты ұшақты жобалауға дайын болды. 1962 жылға қарай Lockheed компаниясы төрт қозғалтқыш блогы қанаттың ішіне орналасқан, жоғары сыйпалы, иілісқан жебе тәрізді конструкцияға келді, сондай-ақ канартқа ие болды. Жақсарту мақсатқа жақындады, бірақ әлі де оңтайлы емес еді. 1963 жылы олар қанаттың алдыңғы жиегін алға қарай созып, канарттың қажеті жоқ екенін анықтады және қанатты шамалы бұрылыс пен қисықтығы бар қос дельта пішініне өзгертті. Бұл, фюзеляждың мұқият пішіндендірілуімен бірге, қанаттың жоғары сыйпалы алдыңғы бөлігінің үстін көтерілуінен туындаған қысым центрінің өзгерісін бақылауға мүмкіндік берді. Қозғалтқыштар қанаттың ішіне орналастырылғаннан кейін, қанаттың астына ілініп орналастырылды.
Most of the major US aviation firms spent at least some time in the 1950s considering SST designs. Lockheed's first attempts date to 1958. Lockheed sought an airplane with cruise speeds of around with takeoff and landing speeds that compared to large subsonic jets of the same era. Early designs followed Lockheed's tapered straight wing, similar to the one used on the F 104 Starfighter, with a delta shaped canard for aerodynamic trim. During wind tunnel tests, this design demonstrated substantial shifts in the airplane's center of pressure (C/L). These would require large trim changes as the aircraft changed speed, causing trim drag. A delta wing was substituted which alleviated a portion of the movement, but it was not deemed sufficient. Lockheed knew a variable geometry, swing wing design could accomplish this goal, but felt it was too heavy: they preferred a fixed wing solution. In a worst case scenario, they were willing to design a fixed wing aircraft using fuel for ballast. By 1962, Lockheed arrived at a highly swept, cranked arrow design featuring four engine pods buried in the wings and a canard. The improvement was closer to their goal, but still not optimal. By 1963, they extended the leading edge of the wing forward to eliminate the need for the canard, and re shaped the wing into a double delta shape with a mild twist and camber. This, along with careful shaping of the fuselage, was able to control the shift in the center of pressure caused by the highly swept forward part of the wing developing lift supersonically. The engines were shifted from being buried in the wings to individual pods slung below the wings.
Кейінгі жобалау зерттеулері
Жаңа дизайн L 2000 1 деп белгіленді және 223 фут (70 м) ұзындығымен, 132 дюйм (335,2 см) ені бар тар денелі фюзеляжымен аэродинамикалық талаптарға сай келді, бұл жолаушыларға кабинада қатарластырылған бес орындықтан және бірінші сыныпта төрт орындықтан орын беруге мүмкіндік берді. Типикалық аралас сыныпты компоновкада шамамен 170 жолаушыға арналған орындар болса, жоғары тығыздықтағы компоновкада 200 жолаушыдан астам орынға дейін жетеді. L 2000 1 ұзын, сүйір мұрынға ие болды, жоғарғы жағынан жазық, ал төменгі жағынан қисық болды, бұл дыбыс жылдамдығынан асып түсу мүмкіндігін жақсартты және ұшып-қону кезінде жеткілікті көрінуді қамтамасыз ету үшін мұрынды төмен түсіруге болатын. Қанаттың дизайны 80° алға қарай және қалған бөлігі 60° артқа қарай бұрылған, жалпы ауданы 778 м² құрады. Жоғары бұрыштар алдыңғы жиегінде күшті айналымдарды тудырды, бұл орташа және жоғары шабуыл бұрыштарында көтеруді арттырды, сонымен қатар тоқтаған кезде басқару беттеріндегі тұрақты ағынды сақтап қалды. Бұл айналымдар жақсы бағыттық басқаруды да қамтамасыз етті, төмен жылдамдықта мұрынды төмен түсіргенде бұл жеткіліксіз болды. Қанаттың қалыңдығы 3% ғана болды, бірақ үлкен ауданының арқасында айтарлықтай көтеруді қамтамасыз етті, бұл вихрьтік көтерудің көмегімен Боинг 707-ге тең ұшып-қону жылдамдықтарына қол жеткізуге мүмкіндік берді. Сонымен қатар, дельта қанат – табиғи түрде берік құрылым, оған қосымша нығайту қажет емес. Ұшақтың шассисі дәстүрлі үш дөңгелекті типті, екі дөңгелекті алдыңғы тірегі бар. Екі алты дөңгелекті бас тіректерінің әрқайсысы Douglas DC-8 ұшағында қолданылатын шиналарды пайдаланды, бірақ олар азотпен толтырылып, қысымы төмендетілді. Қызметке ену мерзімін оңтайландыру үшін Lockheed Pratt & Whitney J58 турбовентиляторлы қозғалтқышының күшейтілген түрін пайдалануға шешім қабылдады. J58 бұрынғысынан жоғары серпімді және жоғары өнімді реактивтік қозғалтқыш ретінде Lockheed A-12 (кейін Lockheed SR-71 Blackbird) ұшағында өзін жақсы көрсеткен. Турбовентилятор болғандықтан, ол төмен биіктікте және төмен жылдамдықта әдеттегі турбореактивтік қозғалтқыштан гөрі тыныш деп есептелді, ұшып көтерілу үшін қосымша отты қажет етпеді және төмен қуат режимінде жұмыс істеуге мүмкіндік берді. Қозғалтқыштар клиновидті бөлгіші бар цилиндрлі қаптарға орналастырылды, ал кіреберіс жүйесін қамтамасыз ететін шаршы пішіндес сору бар. Кіреберіс жүйесі қозғалмалы бөліктерді қажет етпейтіндей етіп жасалған және табиғи түрде тұрақты болды. Дыбыстық соққылардың шуын азайту үшін олар дыбыс кедергісін 30 000 фут (9144 м) биіктікте емес, 42 000 фут (12 802 м) биіктікте бұзуды жоспарлады. Бұл ыстық күндері мүмкін болмаса, қалыпты күндері орындалуы мүмкін. Жылдамдану дыбыс кедергісінен 1,15 Махқа дейін жалғасады, осы кезде жерде дыбыстық соққылар естіледі. Ұшақ дыбыстық соққы деңгейін азайту үшін дәл жолмен көтеріледі. Шамамен 71 500 фут (21 793 м) биіктіктегі алғашқы тегістеуден кейін, ұшақ жоғары қарай көтеріліп, ақырында 76 500 фут (23 317 м) биіктікке жетеді. Төмендеулер де дыбыстық соққы деңгейін азайту үшін, дыбыс асты жылдамдыққа жеткенше дәл орындалады. 1964 жылы АҚШ үкіметі SST бағдарламасына қатысты жаңа талаптарды қабылдады, бұл Lockheed компаниясын олардың дизайнын өзгертуге міндеттеді, енді L 2000 2 деп аталды. Жаңа дизайн қанатқа көптеген өзгерістер енгізді; бірі – алдыңғы дельтаның алдыңғы жағын дөңгелету, бұл жоғары қарай қарайтын бейімділікті жою үшін жасалды. Жоғары жылдамдықтағы аэродинамикалық тиімділікті арттыру үшін қанаттың қалыңдығы 2,3% дейін азайтылды, алдыңғы жиектері өткірленді, қанаттың бұрылу бұрыштары 80/60°-тан 85/62°-ға дейін өзгертілді және алдыңғы дельтаға айтарлықтай бұрылыс және қисықтық қосылды; артқы дельтаның көп бөлігі Mach 3.0 жылдамдығында элевондардың тегіс болуын қамтамасыз ету үшін жоғары қарай бұрылды. Сонымен қатар, қанаттар орналасқан фюзеляждың төменгі жағында қанаттар/корпус қоршаулары қосылды, бұл қалыпты пішінді мұрынды пайдалануға мүмкіндік берді. Төмен жылдамдықты сақтау үшін артқы дельта айтарлықтай ұлғайтылды; пайдалы жүктемені арттыру үшін артқы жиегі 10° алға қарай бұрылып, қанаттың ішкі бөлігін артқа қарай созды. Жаңа мұрын жалпы ұзындығын 214 футқа (65,2 м) дейін қысқартты, бірақ ішкі өлшемдері дерлік өзгермеді. Қанаттың ұзындығы бұрынғыдай болды, ал қанаттың жұқаруына қарамастан, 9026 фут² (838,5 м²) қанаттың ауданының артуы ұшып-қону өнімділігін сақтады. Ұшақтың жалпы көтеру-көшіру арақатынасы 7,25-тен 7,94-ке дейін өсті. L 2000 2 ұшағын әзірлеу барысында Lockheed компаниясы бұрын таңдаған қозғалтқыш енді қанағаттандырмайтындығы анықталды. L 2000 1 мен L 2000 2 аралығында Pratt & Whitney JTF 17A деп аталатын жаңа қосымша турбовентиляторлық қозғалтқышты жасады, ол күштірек итеру күшін өндірді. General Electric GE4 турбореактивтік қозғалтқышын жасады, ол өзгермелі басқару қанаттарымен жабдықталған, ол теңіз деңгейінде аз қуатты болса да, жоғары биіктікте көбірек қуат өндірді. Екі қозғалтқышқа да круиз кезінде белгілі бір деңгейде қосымша от қажет болды. Lockheed компаниясының дизайны JTF 17A-ны GE 4-ке қарағанда артық деп санады, бірақ GE қозғалтқыш конкурсын жеңіп, Lockheed SST шартын жеңсе, қауіп бар еді, сондықтан олар екі қозғалтқышты да қабылдай алатын жаңа қозғалтқыш қаптарын жасады. Аэродинамикалық өзгерістер қозғалтқыш қабының қысқаруына және жаңа кіреберіс дизайнына мүмкіндік берді. Бұл кіреберіс жүйесі ең аз сыртқы қаптама бұрыштарына ие болды және жоғары қысымды қалпына келтіруге мүмкіндік беру үшін дәл контурланған, қозғалмалы бөліктерді қажет етпеді және екі қозғалтқыш нұсқасымен максималды өнімділікті қамтамасыз етті. Шуды азайту үшін немесе қосымша от өнімділігін арттыру үшін қаптың артқы бөлігіне сору есіктері қосылды. Жылдам тоқтату және жылдам төмендеу үшін, сондай-ақ жерде тежеуге көмектесу үшін, мұсаушықтың бір бөлігін Mach 1.2 жылдамдығынан төмен жылдамдықтарда итеру реверсі ретінде пайдалануға болады. Қаптар жаңа қанатқа жақын орналастырылды, бұл оларды ауа ағынының кенеттен өзгеруінен жақсы қорғады. Жаңа қозғалтқыштардың артық итеру күші дыбыс кедергісін барлық жағдайларда 45 000 фут (13 716 м) биіктікке дейін кешіктіруге мүмкіндік берді. Дыбыс жылдамдығынан асып түсу мүмкіндігі әлі де қарастырылып жатқандықтан, Lockheed L 2000 2B-ның үлкен, қысқа қашықтықтағы нұсқаларын да қарастырды. Барлық дизайн бірдей салмаққа ие болды, жаңа құйрық дизайны, фюзеляж ұзындығына өзгерістер, алдыңғы дельтаны кеңейту, сыйымдылығын арттыру және жанармай сыйымдылығының өзгерістері болды. Ең үлкен нұсқа 250 отандық жолаушыға арналған сыйымдылыққа ие болды, ал орташа нұсқа 220 жолаушымен Атланттық мұхиты арқылы ұшуға қабілетті болды. Фюзеляж ұзындығының өзгеруіне қарамастан, ұшақтың ұшып көтерілу кезінде тым жоғары бұрылу қаупі айтарлықтай артпады.
The new design was designated L 2000 1 and was 223 ft (70 m) long with a narrow body 132 in (335.2 cm) wide fuselage to meet aerodynamic requirements, allowing for passenger seating of five abreast seating in coach and a four abreast arrangement in first class seating. A typical mixed class seating layout would equal around 170 passengers, with high density layouts exceeding 200 passengers. The L 2000 1 featured a long, pointed nose that was almost flat on top and curved on the bottom, which allowed for improved supersonic performance, and could be drooped for takeoff and landing to provide adequate visibility. The wing design featured a sharp forward inboard sweep of 80°, with the remaining part of the wing's leading edge swept back 60°, with an overall area of 8,370 ft² (778 m²). The high sweep angles produced powerful vortices on the leading edge which increased lift at moderate to high angles of attack, yet still retained stable airflow over the control surfaces during a stall. These vortices also provided good directional control as well, which was somewhat deficient with the nose drooped at low speeds. The wing, while only 3% thick, provided substantial lift due to its large area, which, aided by vortex lift, allowed takeoff and landing speeds comparable to a Boeing 707. Additionally, a delta wing is a naturally rigid structure which requires little stiffening. The plane's undercarriage was a traditional tricycle type with a twin wheeled nose gear. Each of the two six wheeled main gear utilized the same tires used on the Douglas DC 8, but which were filled with nitrogen and to lower pressures. To provide an optimum entry date into service, Lockheed decided to use a beefed up turbofan derivative of the Pratt & Whitney J58. The J58 had already successfully proven itself as a high thrust, high performance jet engine on the top secret Lockheed A 12 (and subsequently on the Lockheed SR 71 Blackbird.) Since it was a turbofan, it was deemed to be quieter than a typical turbojet at low altitude and low speed, required no afterburner for takeoff, and allowed reduced power settings. The engines were placed in cylindrical pods with a wedge shaped splitter, and a squarish intake providing the inlet system for the aircraft. The inlet was designed with the goal of requiring no moving parts, and was naturally stable. To reduce the noise from sonic booms, rather than penetrate the sound barrier at a more ideal 30,000 ft (9,144 m), they intended to penetrate it at 42,000 ft (12,802 m) instead. It would not be possible on hot days, but on normal days this would be achievable. Acceleration would continue through the sound barrier to Mach 1.15, at which point sonic booms would be audible on the ground. The plane would climb precisely to minimize sonic boom levels. After an initial level off at around 71,500 ft (21,793 m), the plane would cruise climb upwards, ultimately reaching 76,500 ft (23,317 m). Descents would also be performed in a precise way to reduce sonic boom levels until subsonic speeds were reached. By 1964, the US Government issued new requirements regarding the SST Program which required Lockheed to modify their design, by now called the L 2000 2. The new design had numerous modifications to the wing; one change was rounding the front of the forward delta in order to eliminate the pitch up tendency. To increase high speed aerodynamic efficiency, the wing's thickness was reduced to 2.3%, the leading edges were made sharper, the sweep angles were changed from 80/60° to 85/62°, and substantial twist and camber were added to the forward delta; much of the rear delta was twisted upwards to allow the elevons to remain flush at Mach 3.0. In addition, wing/body fairings were added on the underside of the fuselage where the wings are located, allowing a more normally shaped nose to be used. To retain low speed performance, the rear delta was enlarged considerably; to increase the payload, the trailing edge featured a forward sweep of 10°, extending the inner part of the wing rearward. The new nose reduced the overall length to 214 ft (65.2 m) while retaining virtually the same internal dimensions. Wingspan was identical as before, and despite the thinner wing, the increased wing area of 9,026 ft² (838.5 m²) allowed the same takeoff performance. The airplane's overall lift to drag ratio increased from 7.25 to 7.94. During the course of the L 2000 2's development, the engine previously selected by Lockheed was no longer deemed acceptable. During the time frame between the L 2000 1 and L 2000 2, Pratt and Whitney designed a new afterburning turbofan called the JTF 17A, which produced greater amounts of thrust. General Electric developed the GE4 which was an afterburning turbojet with variable guide vanes, which was actually the less powerful of the two at sea level, but produced more power at high altitudes. Both engines required some degree of afterburner during cruise. Lockheed's design favored the JTF 17A over the GE 4, but there was the risk that GE would win the engine competition and Lockheed would win the SST contract, so they developed new engine pods that could accommodate either engine. Aerodynamic modifications allowed a shorter engine pod to be used and which utilized a new inlet design. This inlet featured minimal external cowl angles and was precisely contoured to allow a high pressure recovery using no moving parts, and allowed maximum performance with either engine option. To allow additional airflow for noise reduction, or to aid afterburner performance, a set of suck in doors was added to the rear portion of the pod. To provide mid air braking capability for rapid deceleration and rapid descents, and to assist ground braking, part of the nozzle could be employed as a thrust reverser at speeds below Mach 1.2. The pods were also repositioned on the new wing to better shield them from abrupt changes in airflow. The additional thrust from the new engines allowed supersonic penetration to be delayed until up to 45,000 ft (13,716 m) under virtually all conditions. Since at this point the possibility of supersonic overland flight was still considered to be an option, Lockheed also considered larger, shorter ranged versions of the L 2000 2B. All designs weighed exactly the same, with a new tail design, changes to the fuselage length, extensions to the forward delta, increased capacity, and variations in fuel capacity. The largest version featured capacity for 250 domestic passengers, while the medium version featured transatlantic capability with 220 passengers. Despite the fuselage length changes, there was no appreciable increase in the risk of the aircraft pitching upwards too far (over rotation) on takeoff.
Дизайн конкурсы
1966 жылға қарай дизайн L 2000 7A және L 2000 7B түрінде соңғы нысанына енді. L 2000 7A ұшағында қайта жасақталған қанат және 83 м-ге дейін ұзартылған фюзеляж болды. Ұзын фюзеляж 230 жолаушыға арналған жасыл және бірінші сыныпты орындарға мүмкіндік берді. Жаңа қанат салыстырмалы түрде үлкен алдыңғы дельтамен, қанаттың бұрылысы мен қисығындағы жақсартулармен ерекшеленді. Қанаттың ұзындығы бірдей болғанымен, қанаттың ауданы 9 424 фут² (875 м²) дейін ұлғайтылды, 84° бұрылыс сәл төмендетілді, ал 65° негізгі дельта қанаты ұлғайтылды, сонымен қатар артқы жиегіндегі бұрылыс азайтылды. Бұрынғы нұсқалардан айырмашылығы, бұл ұшақта төмен жылдамдықтарда көтеру күшін арттыру және рульдің сәл төмен бұрылуын қамтамасыз ету үшін алдыңғы жиегіндегі жапсырмалар болды. Фюзеляж, ұзындығының артуына, қанат дизайнындағы өзгерістерге және соқтығысуды одан әрі азайтуға жасалған тырысқандардың нәтижесінде, қанаттар орналасқан жердегі вертикальді жұқаруға, жанар май мен жүк тасымалдауға арналған қанат пен корпус арасындағы көбірек көзге түсетін бөлікке, ұзын мұрынға және жақсартылған құйрыққа ие болды. Ұшақ бұрынғыдай бағыттық тұрақты болмағандықтан, ұшақтың артқы фюзеляжының төменгі жағында қосымша вертикальді қанат орналастырылды. L 2000 7B 89 м-ге дейін ұзартылды, ұзартылған кабинасы және жоғары қарай иілген құйрығы қолданылды, бұл айналу кезінде құйрықтың ұшу-қону жолағына тию мүмкіндігін азайтуға көмектесті. Екі дизайнның да максималды салмағы 590 000 фунт (267 600 кг) болды, ал аэродинамикалық көтеру күші мен соқтығысу арақатынасы 8:1-ге дейін арттырылды. Boeing 2707 200 және L 2000 7 дизайндық макеттерінің толық масштабты үлгілері FAA-ға ұсынылды және 1966 жылдың 31 желтоқсанында Boeing дизайны таңдалды. Lockheed дизайны өндіруге оңай және тәуекелсіз деп бағаланды, бірақ ұшу кезіндегі және жоғары жылдамдықтағы көрсеткіштері сәл төмен болды. JTF 17A салдарынан L 2000 7 де шулы болады деп болжалды. Boeing дизайны Concorde-тан басымдығы жоғары және бастапқы дизайн талаптарына сәйкес келетін, осылайша озық деп есептелді. Boeing ақырында өзгермелі геометриялық қанат дизайнын Lockheed дизайнына ұқсас қарапайым дельта қанатына ауыстырды, бірақ құйрығымен. Boeing SST бағдарламасы 1971 жылдың 20 мамырында АҚШ Конгресі SST бағдарламасына федералдық қаржыландыруды тоқтатқаннан кейін, 1971 жылдың 24 наурызында тоқтатылды.
By 1966, the design took on its final form as the L 2000 7A and L 2000 7B. The L 2000 7A featured a re designed wing and fuselage lengthened to 273 ft (83 m). The longer fuselage allows for a mixed class seating of 230 passengers. The new wing featured a proportionately larger forward delta, with greater refinement to the wing's twist and curvature. Despite having the same wingspan, the wing area was increased to 9,424 ft² (875 m²), with a slightly reduced 84° sweepback, and an increased 65° main delta wing, with reduced forward sweep along the trailing edge. Unlike previous versions, this aircraft featured a leading edge flap to increase lift at low speeds, and to allow a slight down elevon deflection. The fuselage, as a result of greater length, changes to the wing design, and attempts to further reduce drag, featured a slight vertical thinning in the fuselage where the wings were, a more prominent wing/body "belly" to carry fuel and cargo, a longer nose, and a refined tail. Since the airplane was not as directionally stable as before, the plane featured a ventral fin, located on the underside of the trailing fuselage. The L 2000 7B was extended to 293 ft (89 m), utilizing a lengthened cabin and a more pronounced upward curving tail to reduce the chance of the tail striking the runway during over rotation. Both designs had the same maximum weight of 590,000 lb (267,600 kg), and the aerodynamic lift to drag ratio was increased to 8:1. Full scale mock ups of the Boeing 2707 200 and L 2000 7 designs were presented to the FAA, and on December 31, 1966 the Boeing design was selected. The Lockheed design was judged simpler to produce and less risky, but its performance during takeoff and at high speed was slightly lower. Because of the JTF 17A, the L 2000 7 was also predicted to be louder as well. The Boeing design was considered more advanced, representing a greater lead over the Concorde and thus more fitting to the original design mandate. Boeing eventually changed its advanced variable geometry wing design to a simpler delta wing similar to Lockheed's design, but with a tail. The Boeing SST was ultimately cancelled on May 20, 1971 after the US Congress stopped federal funding for the SST program on March 24, 1971.