Origen
del Tridente
A
finales de la década de 1940, las oficinas de diseño del bloque occidental
estudiaban uno de los problemas planteados por la Guerra Fría: ¿Cómo oponerse a
las incursiones masivas de los bombarderos soviéticos entonces temidos? Los
alemanes se encontraron con este problema durante la Segunda Guerra Mundial y
condujo a la realización del concepto del interceptor de cohetes. Se trataba de
despegar lo más rápido posible, dirigirse hacia una formación de bombarderos,
disparar a la multitud con cohetes y/o cañones y regresar a tierra en vuelo
planeado. Este concepto se ha aplicado con cierto éxito con el Me-163 Komet y
sus derivados luego asumidos y desarrollados por las oficinas de diseño
occidentales con el Saunders-Roe SR-53, el Republic XF-91 y el SO-9050 Trident
II en Francia. Este último será técnicamente el más exitoso y el último
representante de una carrera condenada por el desarrollo de los
turborreactores: los interceptores con motor de cohete.
Como
los de otros fabricantes, la oficina de diseño de South West SNCA, dirigida por
Lucien Servanty, estudió a partir de 1948 varias soluciones a los problemas
planteados por la interceptación. En última instancia, tres opciones parecían
factibles: el estatorreactor con cohete propulsor, el estatorreactor con
turborreactor y, finalmente, los motores cohete con turborreactores
propulsores.
En este
último caso, los turborreactores deberían usarse en combinación con motores
cohete, para obtener un alto rendimiento y solos para navegar o regresar a la
base. Sólo se retuvo esta solución, y tanto más fácilmente cuanto que era la
que de las tres parecía facilitar mejor una posible progresión de las pruebas:
dominio subsónico primero, con los reactores solos, luego exploración del
dominio de alta velocidad con uno, luego todos los cohetes.
La ambición
fue desde el principio lograr un alto rendimiento supersónico. La flecha
entonces apenas ofrecería ventajas sobre el ala derecha, mientras que este
último sería muy superior a bajas velocidades. Además de eso, su eficiencia
aerodinámica podría aumentar aún más mediante el montaje marginal de los
husillos del reactor.
Finalmente,
por lo tanto, se adoptó la fórmula de varios motores cohete en el fuselaje y
dos reactores de potencia media colocados en los extremos de alas
rectangulares. Una delgadez extrema parecía tener que ser permitida por las
técnicas de unión y sándwich de metal sobre metal que se estaban desarrollando
en el SNCASO.
El Sr.
Servanty, además de la aeronave así definida que iba a ser bautizada como
"Trident", diseñó varias máquinas con reactor en los extremos de
cortas alas rectas, algunas de las cuales con despegue vertical, parece haber
adoptado esta fórmula de motorización. muy pronto, y se llevará a cabo.
Fue
sobre prototipos de diseño propio que realizó las pruebas de los motores
necesarios para su futuro interceptor: el motor turborreactor
"Marboré" y el motor cohete SEPR volaron en "Espadon".
Tablas
comparativas de Trident y "competidores"
SO 9000 "Tridente I"
- Reactores: Marboré II - MD-30 ASV
- Empuje (kgp): 2x400 - 2x745
- Motor cohete: SERP 48 - SERP 481
- Empuje (kgp): 3x1500 - 3x1500
- Envergadura HT (m): 7,57
- Longitud total (m): 14,37
- Altura desde el suelo (m): 2,84
- Superficie alar (m2): 16,58
- Espesor relativo (%): 7 o 6
- Alargamiento: 2,83
- Peso vacío (kg): 2435
- Con carga (kg): 5055
- Velocidad máxima (Mach): 1,50 - 1,63
- Techo (m): > 12.000 – 15.000
SO 9050 "Tridente II"
- Reactores: Marboré II - MD-30 ASV
- Empuje (kgp): 2x400 - 2x745
- Motor cohete: SERP 48 - SERP 481
- Empuje (kgp): 3x1500 - 3x1500
- Envergadura HT (m): 7,57
- Longitud total (m): 14,37
- Altura desde el suelo (m): 2,84
- Superficie alar (m2): 16,58
- Espesor relativo (%): 7 o 6
- Alargamiento: 2,83
- Peso vacío (kg): 2435
- Con carga (kg): 5055
- Velocidad máxima (Mach): 1,50 - 1,63
- Techo (m): > 12.000 – 15.000
SO 9050 "Tridente III"
- Reactores: Gabizo (PC)
- Empuje (kgp): 2x1100/1500
- Motor cohete: SERP 632
- Empuje (kgp): 2x1500
- Envergadura HT (m): 6,95
- Longitud total (m): 13,26
- Altura desde el suelo (m): 3,20
- Superficie alar (m2): 14,5
- Espesor relativo (%): 6,43
- Alargamiento: 2,6
- Peso vacío (kg): 2910
- Con carga (kg): 5900
- Velocidad máxima (Mach): 2
- Techo (m): > 21.000
SO 9050 "Tridente III C"
- Reactores: "Gabizo" (PC)
- Empuje (kgp): 2x1100/1500
- Motor cohete: SERP 632
- Empuje (kgp): 2x1500
- Envergadura HT (m): Alrededor de 6.00
- Longitud total (m): Sobre los 14,50
- Altura desde el suelo (m): -
- Superficie alar (m2): -
- Espesor relativo (%): 4
- Alargamiento: 2,1
- Peso vacío (kg): -
- Con carga (kg): 6545
- Velocidad máxima (Mach): 2,30
- Techo (m): > 25.000
Messerschmitt Me-163 Cometa
- Reactores: -
- Empuje (kgp): -
- Motor cohete: Walter HWK 509 A1
- Empuje (kgp): ~1500
- Envergadura HT (m): 9,40
- Longitud total (m): 5,85
- Altura desde el suelo (m): 2,76
- Superficie alar (m2): -
- Espesor relativo (%): -
- Alargamiento: -
- Peso vacío (kg): 1900
- Con carga (kg): 4310
- Velocidad máxima: 965 km/h
- Techo (m): 12.000
Messerschmitt Me-263
- Reactores: -
- Empuje (kgp): -
- Motor cohete: Gualterio HWK 109-509 C-4
- Empuje (kgp): 1700
- Envergadura HT (m): 9,50
- Longitud total (m): 7,88
- Altura desde el suelo (m): 2,70
- Superficie alar (m2): -
- Espesor relativo (%): -
- Alargamiento: -
- Peso vacío (kg): 2105
- Con carga (kg): 5150
- Velocidad máxima: ~1000 km/h
- Techo (m): ?
Bachem Ba 349 "Natter"
- Reactores: -
- Empuje (kgp): -
- Motor cohete: Gualterio HWK 109-509 C-1
- Empuje (kgp): 2000
- Envergadura HT (m): 3.6
- Longitud total (m): 6,02
- Altura desde el suelo (m): 2,25
- Superficie alar (m2): -
- Espesor relativo (%): -
- Alargamiento: -
- Peso vacío (kg): 880
- Con carga (kg): 2232
- Velocidad máxima: ~ 1000 km/h
- Techo (m): 11 100
Saunders-Roe SR-53
- Reactores: Víbora Armstrong-Siddeley
- Empuje (kgp): 794
- Motor cohete: De Havilland espectro 5A
- Empuje (kgp): 3630
- Envergadura HT (m): 7,65
- Longitud total (m): 13,70
- Altura desde el suelo (m): 3,30
- Superficie alar (m2): -
- Espesor relativo (%): -
- Alargamiento: -
- Peso vacío (kg): 3016
- Con carga (kg): 8346
- Velocidad máxima (Mach): ? planeado para Mach 2
- Techo (m): ?
Saunders-Roe SR-177
- Reactores: Gyron júnior
- Empuje (kgp): 3630
- Motor cohete: De Havilland espectro 5A
- Empuje (kgp): 3630
- Envergadura HT (m): 9,14
- Longitud total (m): 15,24
- Altura desde el suelo (m): 4,27
- Superficie alar (m2): -
- Espesor relativo (%): -
- Alargamiento: -
- Peso vacío (kg): -
- Con carga (kg): 11 567
- Velocidad máxima (Mach): 2,35 (estimado)
- Techo (m): 20.400 (estimado)
República XF-91
- Reactores: General Electric J47-GE-3
- Empuje (kgp): 3038
- Motor cohete: Motores de reacción XLR-11
- Empuje (kgp): ~2900
- Envergadura HT (m): 9,5
- Longitud total (m): 13,1
- Altura desde el suelo (m): 5,5
- Superficie alar (m2): -
- Espesor relativo (%): -
- Alargamiento: -
- Peso vacío (kg): -
- Con carga (kg): 12 834
- Velocidad máxima (Mach): 1,71
- Techo (m): 14.800
El SO-9000 Tridente
Sud
Ouest presentó su proyecto el 7 de julio de 1950 a los Servicios Oficiales, que
accedieron en reiteradas ocasiones a financiar su estudio. El contrato final
que se aprobó el 1 de marzo de 1951 (Nº 2119/51) todavía se refería al estudio,
pero el 8 de abril siguiente una enmienda colocó un pedido de dos prototipos,
con alas diferentes (6 y 7% de espesor relativo), mientras que un tercero
adicional se definiría más adelante (de hecho, se eliminará).
En
agosto de 1951 se planeó un avión con postcombustión "Marboré" y otro
con "Ossau". La velocidad de contrato fue M = 1,40. El personal ya
los consideraba como "interceptores supersónicos construidos dadas las
dificultades previstas para el desarrollo de la tobera termopropulsora"
(sobre el Leduc). El prototipo Nº 01 realizó su primer vuelo el 2 de marzo de
1953, sin motor cohete, pilotado por Jacques Guignard.
La
aeronave era de diseño y estética revolucionaria, con su corta ala rectangular,
de un 7% de espesor relativo, compuesta por una caja encolada, rellena de panal
metálico y que cruzaba el fuselaje. Los elementos del borde de ataque y las
aletas de curvatura se informaron en este cajón.
Las
aletas convencionales, que ocupan alrededor del 40 % del borde de fuga, solo se
instalaron brevemente al comienzo de las pruebas. Este ala estaba
"seca" (sin tanques) y contenía solo unas pocas líneas hidráulicas o
de combustible, así como cables eléctricos. En los extremos se arreglaron los
reactores (el "Marboré II" de 400 kgp, tras el abandono del doble
flujo "Aspin", que no dio el empuje esperado.
El
fuselaje, un casco clásico, muy ahusado, se construyó en 3 secciones:
- Una parte delantera liberable (sistema Leduc), que comprendía la cabina presurizada del piloto, un compartimiento de equipos y la carcasa del tren de proa retraído
- Una parte central, con 2 marcos reforzados correspondientes a los lados delantero y trasero de la caja del ala pasante, que contenía todos los tanques de combustible y oxidante, así como el tren de aterrizaje principal retraído y una mini bodega, prevista para cohetes pero utilizable para equipo de prueba
- Una parte trasera que soportaba los empenajes y contenía los motores cohete.
Era
desmontable y las cámaras de combustión eran accesibles directamente gracias a
los paneles desmontables. Los aerofrenos se montaron en los sectores
delimitados por las 3 superficies de los empenajes. Los empenajes estaban
formados por 3 elementos trapezoidales idénticos, construidos alrededor de dos
largueros y 7 nervaduras y cada uno articulado sobre un pivote situado
aproximadamente a 1/3 de la cuerda. Elevación y alabeo fueron proporcionados
simultáneamente por las superficies de control lateral, inicialmente previstas
para un diedro negativo de -20°, luego reducido a -14°, que seguía siendo
insuficiente como distancia al suelo durante las operaciones de despegue y
aterrizaje.
El tren
de aterrizaje del triciclo se retraía completamente en el fuselaje (las tres
ruedas hacia adelante, lo que permitía la extensión, luego el bloqueo
"extendido" por gravedad y luego el efecto aerodinámico). Las ruedas
estaban equipadas con neumáticos de alta presión.
El motor de cohete planeado era un SEPR 48 que funcionaba con queroseno. Para los vuelos se utilizó un SEPR 481, funcionando con "furalina". Impuso diferentes tanques, para combustibles de reactores y cohetes. En ambos casos el comburente era ácido nítrico, para lo cual era necesario prever un dispositivo seguro de "vaciado rápido" (riesgos importantes en caso de accidente. El avión podría transportar así un total de:
- 835 litros de queroseno (combustible para aviones)
- 1327 litros de furalina (combustible para cohetes)
- 935 litros de ácido nítrico (combustible para cohetes)
- 117 litros de una mezcla de agua y metanol (generador de gas para las bombas).
Durante
más de un año, el SO 9000-01 se utilizó para despejar el dominio subsónico
volando sin motor de cohete. También se sometió a pruebas de vibración. Se le
uniría 6 meses después el 02 que difería solo ligeramente (perfil de solo 6% de
espesor, nuevos aerofrenos perforados). Pero éste, durante su primer vuelo en
Villaroche, el 1 de septiembre de 1953, solo logró levantarse del suelo a duras
penas, chocó contra un transformador en el campo y se estrelló, hiriendo
gravemente a su piloto Jacques Guignard. Fue por tanto Charles Goujon quien
continuó las pruebas del 01 y realizó su primer vuelo con un motor cohete en
funcionamiento, el 4 de septiembre de 1954.
Por
eso, a fines de 1954, estos fueron reemplazados por dos motores MD 30 ASV 5
("Viper"), modificados y construidos por Dassault: 745 kgp de
empuje). Realizó su primer vuelo así propulsado el 17 de marzo de 1955. Según
los pilotos estatales que realizaron vuelos supersónicos a bordo, sus
cualidades de vuelo estaban lejos de ser perfectas: había un fuerte par de
morro hacia abajo cuando los flaps: vibraciones y oscilaciones en alto
subsónico habría prohibido cualquier vuelo por instrumentos, y cualquier
puntería: el ascensor era eficaz, pero ultrasensible a altas velocidades; la
estabilidad longitudinal era delicada en transónica.
Debido
a la falta de suficiente tiempo de vuelo supersónico, no se realizó un juicio
oficial sobre las cualidades de vuelo en estas condiciones. Por otro lado, las
prestaciones conseguidas habían sido brillantes: habíamos alcanzado Mach 1,63
en un ligero ascenso, y un techo de 15.000 m. Habíamos "torcido
barriles" a Mach 1,40. Después de la aparición del primer SO-9050, el
prototipo SO-9000, sin embargo, ofreció menos interés. Por lo tanto, fue
retirado del servicio y devuelto al Museo del Aire el 10 de diciembre de 1956.
A pesar
del espacio reservado para montar un posible lanzacohetes, los SO 9000 nunca
habían sido considerados como dispositivos experimentales, no sucedió lo mismo
con sus inmediatos sucesores, los SO 9050.
El SO-9050
Tridente II
Muy
interesados en los interceptores
de Lucien Servanty, los Servicios Oficiales, después
de que el SO 900001 hubiera demostrado que era "volable", esperó
bastante tiempo para hacer un pedido en 1954 de dos prototipos de los
verdaderos "aviones arma": SO-9050 ( mercado Nº 3038/54).
Exteriormente
bastante similares a sus predecesores, estos dispositivos tendrían, sin
embargo, una serie de diferencias:
- El perfil aerodinámico tenía fijado su espesor relativo en un 6,5 % (promedio entre los perfiles de SO 9000-01 y 02). Por lo demás, era similar al del primer "Trident", con un borde de fuga completamente ocupado por flaps de curvatura de doble ranura.
- La cabina ya no era liberable, aunque tomamos la precaución de reservarnos estructuralmente la posibilidad de volver a esta solución. El piloto tenía un asiento eyectable tipo E 105 B de fabricación casera.
- Solo quedaban dos aerofrenos, en la parte superior del fuselaje, un poco por detrás de los bordes de fuga de las alas.
- El módulo de aterrizaje, con una vía más ancha, ahora estaba equipado con neumáticos de presión media. Sobre todo, los puntales del tren de aterrizaje se habían alargado, para permitir que el avión se inclinara más en el despegue (sobre el SO-9000, una de las grandes críticas había sido la poca distancia al suelo de las superficies de control durante esta fase del vuelo).
- Los turborreactores previstos eran Turbomeca "Gabizo" de poscombustión, pero aún no estaban disponibles. Por lo tanto, en estos prototipos fueron reemplazados por Dassault MD 30 ("Viper") idénticos a los montados más tarde en el SO 9000-01 (745 kgp).
- El motor del cohete era un SEPR 63 con dos cámaras que proporcionaban 1.500 kgp cada una (en lugar de las 3 del SO-9000: la capacidad de combustible se mantuvo igual, lo que significaba menos empuje pero un tiempo de funcionamiento aumentado en un 50 %).
El
primer vuelo del SO-9050-01 tuvo lugar el 19 de julio de 1955, y Charles Goujon
también realizará su primer vuelo con cohete el 21 de diciembre. Entonces
apareció el número 02. Voló el 4 de enero de 1956 con Jacques Guignard pero fue
destruido durante su segundo vuelo, en Istres, cuando el mismo piloto sufrió
una falla en el suministro de combustible, al regresar de la misión. Esta vez
Guignard escapó ileso.
Durante
el año 1956 los dos prototipos compartieron el importante programa de pruebas,
especializándose el 01 más bien en la exploración del campo de las altas
prestaciones y el 03 sirviendo principalmente para pruebas a bajas y medias
velocidades: fue así que, mientras el primero alcanzó un ( true) Mach de 1,60,
volcó a M = 1,30 y 14500 m de altitud y probó los aerofrenos en vuelo
supersónico, el segundo realizó entradas en pérdida, exploró el alto rango
subsónico y demostró ser capaz de aterrizar a tan solo 170 km/h.
Además
de los pilotos del fabricante, los del centro de pruebas de vuelo realizaron
toda una serie de vuelos sobre estos aparatos. A continuación, este servicio
publicó una lista de críticas, recomendaciones o deseos que se pueden resumir
de la siguiente manera:
- Visibilidad del piloto, aún insuficiente
- Ground Roll en gran progreso desde el SO 9000, gracias al nuevo tren de aterrizaje
- Buena eficacia de los aerofrenos, sin par, incluso en vuelo supersónico
- Oscilaciones de balanceo y guiñada a bajas velocidades, en particular con los flaps extendidos
- Fuerte inestabilidad en los tres ejes, en modo transónico, entre M = 0,90 y 0,94, acentuada aún más por la presencia de la máquina. Señalamos en particular el clásico "snaking".
Algunos
de los fenómenos problemáticos parecían deberse a la interferencia entre las
alas y los nuevos reactores, más grandes que los del SO 9000. Las
modificaciones en este lado, luego la adición de un amortiguador de guiñada
SFENA, mejoraron posteriormente las cualidades de vuelo a baja velocidad y en
transónico. .
No fue
hasta el 13 de mayo de 1957 que el 03 realizó su primer vuelo en cohete. Hasta
entonces había permanecido equipado de forma bastante diferente al 01, debido a
su vocación inicial. Unos días después, el 21 de mayo, el 01 realizó su vuelo
152 , con Charles Goujon: una repetición de la demostración prevista en el
Salón Aeronáutico de París. Después de un pase atrás, una recuperación y media
vuelta para recuperarse, el avión se desintegró en picado, en un fuerte
resplandor. El piloto murió al intentar eyectarse.
La
causa precisa del drama nunca fue aclarada: ¿ruptura estructural por fuerzas
anormales (problemas con servocontroles, acoplamiento) o una doble fuga de
furalina y ácido nítrico que resultó en la mezcla explosiva? El fabricante
pensó en la explosión de un acumulador hidráulico.
El 03
se puso entonces totalmente al nivel de su predecesor y continuó volando
intensamente hasta finales de 1957. Realizó, por ejemplo, en Istres pruebas de
despegue y aterrizaje "fuera de la pista" (sobre el terreno pedregoso
de La Crau). El 1 de enero de 1958 había sumado 164 vuelos, de los cuales sólo
15 fueron con cohete. Entonces, la atención se dirigió principalmente hacia los
dispositivos posteriores: la preproducción SO 9050, llamada "Trident
III".
La
serie experimental SO-9050
Ya en
mayo de 1955, el fabricante sugirió al Estado encargar una "serie
experimental de 10 Trident II que serían auténticos aviones de combate, con
todo el equipamiento y armamento que pudiera ser necesario. Contratos de
estudio (N° 2425/ 55) luego suministros (N° 2428/55) se aprobaron durante el
invierno de 1955/1956.
Unos
meses después, el 11 de junio de 1956, se encargaron en firme 6 aviones (N°
4056/55). Posteriormente se confirmó un pedido adicional de 4 aviones, que era
condicional, pero tuvo que ser devuelto el 24 de octubre de 1957 como medida de
ahorro (su construcción ya había comenzado para entonces).
- Los reactores serían Turbomeca "Gabizo" sin postcombustión (1100 kgp) pero los grupos equipados con el CP se instalarían lo antes posible, para llevar el último avión casi al nivel del "Trident III"
- El grupo de cohetes, todavía con dos cámaras de 1500 kgp, sería un SEPR 632, usando "Touka" como combustible, más fácil de fabricar que "furalina". Pero en los 3 primeros aviones se mantuvo un 631 con furalina
- La capacidad de combustible del cohete debería haber aumentado ligeramente durante la producción (2000 kg en lugar de 1850) y el peso total habría alcanzado los 5700 kg
- Hubo que modificar el equipamiento de la cabina
- En el morro tenía que poder instalarse un radar (DRAA 3 B "Aladin" de Dassault, o DRAA SA de Thompson)
- El armamento iba a ser una máquina aire-aire MATRA R 511.
Los
primeros tres aviones (N° 04 a 06) nunca estuvieron equipados con ningún radar
y nunca llevaron una máquina real (en la mayoría de los modelos). Hicieron
sucesivamente sus primeros vuelos:
- N° 04 el 3 de mayo de 1957
- N° 05 el 22 de octubre de 1957
- N° 06 el 30 de enero de 1958.
Los
tres realizaron una brillante serie de pruebas. La fórmula ahora parecía bien
desarrollada y el rendimiento en altitud fue impresionante. A fines de 1957,
una progresión constante de las pruebas había llevado a los Trident a M = 1,9 y
una altitud de 19.500 m.
El 4 y
19 de abril de 1958, el Nº 04 batió dos récords internacionales de escalada en
15.000 y 18.000 m, alturas alcanzadas por Jacques Guignard en 2 min 36 s y 3
min 17 s. Y el 2 de mayo, el Comandante Roger Carpentier ascendió a 24.217 m en
el Nº 06, batiendo el récord mundial de altitud.
Pero
ese mismo día se suspendieron los vuelos del fabricante, en condiciones a las
que volveremos. Los pilotos del CEV aún podían utilizar los aviones 05 y 06
para vuelos de habituación a altas velocidades, hasta el 6 de octubre de 1958.
Esta
fecha fue la del último vuelo de un "Tridente", el 06 pilotado por el
Comandante Jean Pierre Rozier, superó los 26.000 m, pero sin ningún control
oficial. Finalmente, la velocidad máxima alcanzada en vuelo nivelado había sido
M = 1,95 a 22.100 m y los giros se habían realizado a M = 1,8 a 18.000 m.
Los
Tridente III
Éstas
debían ser las versiones operativas del Trident II, del que se diferenciaban
esencialmente en la adopción de motores postcombustión "Gabizo" y en
varios refuerzos de la estructura del avión que permitían alcanzar un peso de
despegue de 5.950 kg. Armados y equipados con un radar se esperaba poder
ponerlos en servicio a finales de 1960.
Capaces
de llevar a cabo una misión intermedia entre la del interceptor ligero
"stage I" y la del "stage II", estos aviones podrían haber
operado hasta una altitud de 27.000 m alcanzada en solo 5 min 25 s. Desde
finales de 1957 Sud Aviation ofreció derivados:
- El "Tridente III A", en el que las entradas de aire estarían provistas de "núcleos" (conos generadores de ondas de choque oblicuas).
- El "Trident III B", similar al anterior pero con alas y empenajes de espesor reducido del 6,43% al 4%. El fuselaje se habría alargado sin modificar el marco maestro pero con una adaptación del plano de forma para minimizar la interacción de arrastre.
- El "Tridente III C", completamente rediseñado (sin parte común con el III B): alargamiento del ala reducido de 2,6 a 2,1, fuselaje alargado 1 m detrás del ala, con aplicación de la ley de las áreas, cúpula profundamente modificado para mejorar la visibilidad. Equipado con un radar DRAC 36 y transportando un vehículo aire-aire capaz de disparar por colisión, este interceptor habría alcanzado un peso de 6545 kg en el despegue. Se estimó capaz de alcanzar M = 2,3 en vuelo nivelado y su alcance se habría incrementado significativamente.
Sin
embargo, habría sido necesario emprender un nuevo y costoso estudio en un
momento en que el Estado intentaba recortar todos sus presupuestos. Con la
condición de recibir un pedido muy rápido, Sud Aviation anunció que el
prototipo podría volar durante 1959, y los primeros aviones de producción
aparecerían en unidades a mediados de 1962. Y ya proponía un "Trident IV"
capaz de operar a Mach 3.
A decir
verdad, el personal no tenía absoluta confianza en las estimaciones del
fabricante de aeronaves, pero mantuvo un gran interés por este tipo de
aeronaves. En una nota de enero de 1958, si apenas ocultaba sus dudas sobre la
posibilidad de lograr un "Tridente" operativo en un tiempo razonable,
se leía la siguiente conclusión: "El hecho es que, si estamos dispuestos a
considerar que el operativo características del Trident lo convierten en una
prefiguración del vehículo tierra-aire de largo alcance, la experimentación que
se realizará a partir de la preserie deberá ser de extraordinaria utilidad para
el estudio de los problemas propios de esta clase de engranajes. “Lucien Servanty
no se equivocó y había comenzado a preparar la transición del interceptor
pilotado a la nave no tripulada.
SO 9000
"Tridente II"
- Reactores: Marboré II - MD-30 ASV
- Empuje (kgp): 2x400 - 2x745
- Motor cohete: SERP 48 - SERP 481
- Empuje (kgp): 3x1500 - 3x1500
- Envergadura HT (m): 7,57
- Longitud total (m): 14,37
- Altura desde el suelo (m): 2,84
- Superficie alar (m2): 16,58
- Espesor relativo (%): 7 o 6
- Alargamiento: 2,83
- Peso vacío (kg): 2435
- Con carga (kg): 5055
- Velocidad máxima (Mach): 1,50 - 1,63
- Techo (m): > 12.000 – 15.000
SO 9050 "Tridente II"
- Reactores: MD-30 ASV (víbora)
- Empuje (kgp): 2x745
- Motor cohete: SERP 631
- Empuje (kgp): 2x1500
- Envergadura HT (m): 6,98
- Longitud total (m): 12.70
- Altura desde el suelo (m): 3,08
- Superficie alar (m2): 14,5
- Espesor relativo (%): 6,5
- Alargamiento: 2,6
- Peso vacío (kg): 2528
- Con carga (kg): 5150
- Velocidad máxima (Mach): 1,95
- Techo (m): 24.000
SO 9050 "Tridente III"
- Reactores: Gabizo (PC)
- Empuje (kgp): 2x1100/1500
- Motor cohete: SERP 632
- Empuje (kgp): 2x1500
- Envergadura HT (m): 6,95
- Longitud total (m): 13,26
- Altura desde el suelo (m): 3,20
- Superficie alar (m2): 14,5
- Espesor relativo (%): 6,43
- Alargamiento: 2,6
- Peso vacío (kg): 2910
- Con carga (kg): 5900
- Velocidad máxima (Mach): 2
- Techo (m): > 21.000
SO 9050 "Tridente III C"
- Reactores:"Gabizo" (PC)
- Empuje (kgp): 2x1100/1500
- Motor cohete: SERP 632
- Empuje (kgp): 2x1500
- Envergadura HT (m): Alrededor de 6.00
- Longitud total (m): Sobre los 14,50
- Altura desde el suelo (m): -
- Superficie alar (m2): -
- Espesor relativo (%): 4
- Alargamiento: 2,1
- Peso vacío (kg): -
- Con carga (kg): 6545
- Velocidad máxima (Mach): 2,30
- Techo (m): > 25.000
El
"Tridente" no tripulado
El
aparato iba a ser un "Trident normal así modificado: La eliminación del
piloto, su cabina y su equipo habría permitido reducir las dimensiones y la
masa del interceptor, con iguales posibilidades operativas. El ahorro de peso
estaba en el a partir de 1956, estimado en alrededor de 1 tonelada. El avión no
habría sido una máquina, sino un avión pilotado desde tierra, armado con una
máquina y recuperado al final de la misión.
Por lo
tanto, fue con el objetivo de verificar el funcionamiento de los sistemas necesarios,
y luego de afinarlos, que la Compañía había lanzado la construcción, sin orden
gubernamental, de un SO 9050 N° 03. Este prototipo era, en ese momento,
designado "SO 9050-03 TP" (pilotado a distancia). Sus dispositivos de
conexión y control remoto fueron obra de Sud Ouest y CSF, el autocomando se
debió a SFENA. Este avión de prueba, sin embargo, nunca debería haber volado
sin un piloto real a bordo. Solo se llevaron a cabo algunos de los vuelos así
planeados, antes de que el avión fuera asignado para reemplazar el 02 dañado.
La fin
del "Tridente"
Fue
durante la segunda mitad de 1957 cuando comenzaron a difundirse rumores de
drásticos recortes de crédito. En octubre de este año, como ya se informó, las
aeronaves Nº 010 a 013 tuvieron que ser abandonadas, estando iniciada su
construcción. Durante los meses que siguieron, los técnicos de Sud Ouest podían
esperar salvar sus interceptores, aunque otros programas, como los de Leduc y
SO 4060, habían sido cancelados poco antes.
De
hecho, el personal, a pesar del paso a una "etapa II" que requería
mucho más que antes con los interceptores ligeros, se mantuvo bastante
favorable al Trident III. Consideró a éste complementario más que competidor de
un Mirage III que ofrecía, ciertamente, una mayor autonomía y capacidad para
realizar misiones de caza, pero mucho menos apto para la interceptación a
altitudes superiores a los 20.000 m. Y era probable que el SO 9050 recibiera
mejoras muy serias (el Trident III C y IV).
Desgraciadamente
los recortes presupuestarios fueron tales que el Ejército del Aire tuvo que
resolver abandonar uno de los dos tipos. Se quedó con el único que era
versátil. Para el Tridente, el hacha cayó el 26 de abril de 1958: en esta fecha
el Ministro de la Defensa Nacional, entonces el Sr. Cristianos, dio la orden de
parar todo su programa. Como ya hemos visto, aún quedaban algunos vuelos hasta
octubre de 1958, luego poco a poco se fue cayendo en el olvido. El abandono de
un tipo de interceptor que parecía especialmente prometedor fue comentado de
diversas formas.
En Sud
Ouest, como al mismo tiempo en Nord o Sud Est, parte del personal lo vio como
una prueba de favoritismo desvergonzado por parte del Estado a favor de un
competidor. Parece sin embargo que el destino del Tridente ya había sido
sellado en 1956, por las dos modificaciones sucesivas del programa de Estado
Mayor que fue el pretexto. A diferencia del Durandal y el Mirage III, estos
aviones eran completamente incapaces de versatilidad. En cualquier caso, esto
es lo que significó la respuesta del Ministro de las Fuerzas Armadas el 4 de
octubre de 1958 a una pregunta escrita en el Parlamento: este avión era
demasiado especializado a gran altura y Francia no tenía los medios para
permitirse dos sistemas competidores.
Solo
podemos lamentar que las autoridades no consideraron oportuno liberar algunos
fondos para permitir que el fabricante preparara una celda para abordar el
récord mundial de altitud. Esto había sido tomado muy rápidamente por los
estadounidenses, cuyo F-104 había alcanzado los 27.811 m. Estaba al alcance del
Trident, perfectamente capaz, con postquemador "gabizo" de alcanzar o
superar los 30.000 metros.
Cronología:
- Mayo de 1941: El Me 163A realiza su primer vuelo motorizado. Éxito
- Febrero de 1945: Primer vuelo motorizado de Bachem Natter. Fracaso y muerte del piloto.
- 1946: Inicio de estudios de viabilidad en Republic Aviation para un interceptor propulsado por cohetes
- 1948: Republic Aviation presenta sus ideas a la USAF.
- 1948: El South West SNCA estudia diversas soluciones para interceptores tripulados
- 24 de Febrero de 1949: Lanzamiento del primer prototipo del XF-91
- 9 de Mayo de 1949: Primer vuelo del XF-91 en Edwards AFB con Carl Bellinger a los mandos
- 7 de Julio de 1950: Sud Ouest presenta a los Servicios Oficiales su proyecto SO 9000 "Trident"
- Mayo de 1951: Emisión de una hoja de programa para un interceptor propulsado por cohete por el Ministerio de Defensa británico
- Diciembre de 1951: El XF-91 se convierte en el primer avión de combate estadounidense en ser supersónico a un nivel de vuelo constante.
- 2 de Marzo de 1953: Primer vuelo delSO-9000-01 Trident
- 1 de Septiembre de 1953: Primer vuelo del SO-9000-02
- Fines de 1953: Lanzamiento del proyecto SR.177 como derivado final del SR.53
- 4 de Septiembre 1954: Primer vuelo con un motor cohete en funcionamiento del SO-9000
- 19 de Julio de 1955: Primer vuelo del SO-9050-01 Trident II
- 21 de Diciembre de 1955: Primer vuelo del SO-9050-01 con motor cohete.
- 4 de Enero de 1956: Primer vuelo del SO-9050 N°2
- Junio de 1956: El primer SR.53, el "XD145" hace sus pruebas de rodadura
- agosto de 1956.
- El X-2 bate el récord de velocidad (3369 Km/h) y altitud (37.772 m)
- 16 de Mayo de 1957: Primer vuelo del SR-53 "XD145"
- 21 de Mayo de 1957: Destrucción del SO-9050 N° 1. Muerte del piloto Charles Goujon
- Fines de 1957: Abandono del programa SR-177
- Enero de 1958: El SO-9050 suma 164 vuelos
- Principios de 1958: Los "Tridente" están a M = 1,95 ya una altitud de 22500 m.
- 4 de Abril de 1958: El SO-9050 rompe el récord mundial de ascenso a 15.000 en 2 min 36 s.
- 19 de Abril de 1958: El SO-9050 bate el récord mundial de ascenso a 18000 m en 3 min 17 s
- 2 de Mayo de 1958: SO-9050 Nº 6 establece un nuevo récord mundial de altitud para aviones autónomos en 24,217 m
- 7 de Mayo de 1958: El F-104 A bate el récord de altitud con 27.811 m
- 5 de Junio de 1958: Destrucción del prototipo "XD 151" del SR-53. Muerte del piloto.
- Junio de 1958: Retiro del programa SR-53
- 6 de Octubre 1958: Último vuelo de un Tridente, N° 6
Los
Saunder-Roe SR-53 y SR-177
En mayo
de 1951, el Ministerio de Defensa británico emitió un documento detallado para
un interceptor propulsado por cohete. Debido a las limitaciones de los sistemas
de alerta temprana de la época y la escala probable de un ataque enemigo, se
pensó en lugares importantes que se necesitaría una gran cantidad de
interceptores de alto rendimiento.
Hasta
que los misiles tierra-aire efectivos estuvieron disponibles, el avión tuvo que
lidiar con incursiones masivas de bombarderos B-29. El objetivo era combinar la
simplicidad y la facilidad de fabricación con la eficiencia operativa.
Es en
este contexto que se emitió la hoja de especificaciones OR301 para un
interceptor de cohetes con las siguientes características principales:
- Que ascienda a 60.000 pies en 2½ minutos.
- Ser supersónico por encima de los 30.000 pies. Inicialmente, una velocidad de Mach 0,95 sería aceptable si redujera significativamente el tiempo de desarrollo.
- Con velocidad de aterrizaje baja: más importante que la velocidad supersónica, ya que los aterrizajes deben realizarse en vuelo planeado.
- El armamento iba a ser una batería de cohetes aire-aire, con provisión para la posterior instalación de misiles guiados aire-aire.
En
febrero de 1952, el ministerio envió estas especificaciones a las empresas
aeronáuticas e invitó a Bristol, De Havilland, Fairey, Blackburn y AV Roe a
presentar propuestas. Westland y Saunders-Roe también participarán en los
estudios.
Las
especificaciones originales requerían un interceptor lanzado en rampa que
aterrizaría y planearía después de que el motor del cohete se apagara. Más
tarde, las especificaciones evolucionaron hacia un dispositivo equipado con un
tren de aterrizaje convencional y un motor a reacción (el dispositivo se
correspondía en todos los sentidos con el SO-9050 Trident II).
Saunders-Roe
y Avro finalmente obtuvieron cada uno un contrato para construir los prototipos
Avro 720 y SARO SR-53 para evaluaciones. Aunque el Avro 720 estuvo listo antes
que el SR.53, se dejó en tierra porque la RAF quería que ambos aviones volaran
al mismo tiempo para su evaluación. Por razones de economía, solo se mantendría
un proyecto, el otro se detendría. El avión de Saunders-Roe fue considerado el
más exitoso y el gobierno detuvo la financiación del Avro 720 después de gastar
£ 1 millón, dejando solo al SR.53 en la carrera.
Posteriormente,
el programa sufrió varios contratiempos, siendo los más graves problemas en el
diseño del sistema de combustible y el desarrollo del motor del cohete. La
aeronave también sufrió una explosión en su parte trasera durante una prueba
del motor cohete a fines de 1955. Finalmente, el primer SR.53, el
"XD145", realizó sus pruebas de rodaje en junio de 1956. La aeronave de
45 pies de largo, con una envergadura de 25 pies. Estaba equipado con misiles
ficticios Firestreak en el salmón para enfatizar su papel como interceptor.
El
SR.53 fue transportado por carretera a Boscombe Down y voló por primera vez el
16 de mayo de 1957, y también apareció en el Salón Aeronáutico de Farnborough
ese mismo año. El desarrollo del SR 53 se detuvo después de la destrucción del
prototipo XD 151 el 5 de junio de 1958. Según la investigación, El piloto de
pruebas del programa, John Booth, decidió abortar el despegue por razones
desconocidas y desplegó el paracaídas de freno. Desafortunadamente, la
distancia restante fue insuficiente, el avión sobrepasó el final de la pista,
chocó contra un Lightning en una calle de rodaje y luego explotó, matando al
piloto.
El
proyecto SR.177 fue lanzado a fines de 1953 como un derivado final del SR.53,
mientras que este último aún estaba en estudios preliminares. El proyecto se
presentó al Ministerio Británico de Abastecimiento en 1954 como un avión con
base en tierra para la RAF.
La
Royal Navy también se interesó en el proyecto desde marzo de 1955 y en
septiembre se adjudicó un contrato de desarrollo. A esto le siguió un contrato
en 1956 por seis prototipos para la Armada y la RAF. No hubo grandes
diferencias entre las dos versiones, aparte del material de aterrizaje y los
refuerzos estructurales para soportar el lanzamiento de la catapulta en la
versión Navy.
Por lo tanto, el SR.177 era muy similar al SR.53. Tenía un turborreactor Gyron Junior (3630 kgp) en lugar del Viper (794 kgp). El motor cohete Spectre 5A de 3630 kgp era común a ambos aviones, pero las posiciones relativas del turborreactor y el motor cohete estaban invertidas, con el turborreactor en la posición más baja en el SR.177.
Debido
a la potencia mucho mayor del motor Gyron Junior, las pequeñas tomas de aire
dorsales del SR.53 fueron reemplazadas por una gran toma de aire en la barbilla
del SR.177, complementada con un radomo para el radar A-1.
El
motor de cohete del SR.53 estaba destinado a la intercepción, y el reactor
utilizó el combustible restante para regresar a la base. El menor consumo de
combustible del Gyron Junior del SR.177 permitió el pleno aprovechamiento de
las ventajas de la propulsión mixta.
El
motor turborreactor se utilizaría para cruceros subsónicos hasta Mach 0,95. A
partir de esta velocidad, el motor cohete llevaría al avión a su velocidad
máxima de aproximadamente Mach 2,35. El Spectre 5A era un motor que quemaba
queroseno y peróxido de hidrógeno, con una potencia controlable del 10% al 100%
de la potencia máxima. Obtuvo su queroseno de los mismos tanques que el motor a
reacción. El funcionamiento a plena potencia se estimó en siete minutos.
Además
de su función como interceptor, el SR.177 también estaba destinado a ataques
terrestres y reconocimiento de bajo nivel a altas velocidades subsónicas
utilizando solo su motor a reacción. También tenía que poder reabastecerse de
combustible en vuelo y operar desde pistas de aterrizaje cortas.
En
julio de 1956, el Ministerio de Finanzas dio su aprobación para una serie de 27
aviones de desarrollo, pero autorizó la construcción de solo nueve aviones, lo
que retrasó la construcción de los 18 aviones restantes.
El
SR-177 estaba programado para realizar su primer vuelo en abril de 1958, pero
la fecha se retrasó mes a mes. En 1957, un libro blanco de defensa puso fin a
muchos proyectos británicos. En particular, decretó que el English Electric
Lightning sería el último interceptor de la RAF. Este documento destruye todas
las posibilidades de que el SR.177 vea la luz del día y se ordene en serie para
la RAF. Se envía documento de cancelación de programa OR 337 al Ministerio de
Abastecimiento el 29 de marzo. Se abandonó el trabajo en los seis prototipos y
el proyecto SR.177 finalmente se enterró a fines de 1957.
El Repúblic
XF-91
Al
igual que el SO-9050 y el SR-53, el Republic XF-91 Thunderceptor era un
interceptor experimental de doble potencia, con un motor turborreactor y una
batería de motor de cohete. También fue el primer avión de ala en flecha de
Republic Aviation.
El
proyecto comenzó en 1946 cuando Alexander Kartveli y su equipo de Republic
Aviation exploraron la posibilidad de utilizar motores de cohetes para impulsar
un interceptor. El Messerschmitt Me-163 Komet de la Segunda Guerra Mundial
había demostrado que se podía lograr un rendimiento espectacular con la
propulsión de cohetes, a pesar de un alcance muy corto.
Republic
Aviation propuso entonces superar este inconveniente inherente a los motores de
cohetes mediante el uso de un motor turborreactor convencional para vuelos de
crucero, los motores de cohetes se utilizan solo para el despegue y para
alcanzar la altitud de combate y la velocidad máxima.
En
1948, Republic Aviation presentó sus ideas a la USAF. El avión de Republic iba
a ser propulsado por un motor turborreactor General Electric J47-GE-3,
respaldado por un motor cohete de cuatro cámaras Curtiss-Wright, el XLR-27,
cuyo empuje fue clasificado en 13.000 libras con las cuatro cámaras de
combustión en operación. Dos cámaras debían ubicarse sobre la boquilla del
turborreactor, las otras dos debajo.
El
fuselaje se parecía al del F-84 Thunderjet, siendo algunos elementos muy
comunes. Sin embargo, se tuvo que adoptar un ala completamente nueva. El ala
estaba montada a media altura del fuselaje con un ángulo de barrido de 35
grados y tenía una incidencia variable.
Esto
significa que el ala podría pivotar alrededor de su punto de unión, lo que
permitía que el piloto ajustara el ángulo de ataque durante el despegue, el
crucero y el aterrizaje. La incidencia puede variar entre -2 y +6 grados. Otra
característica muy inusual fue un mayor grosor y cuerda al final que en la
implantación.
Se
esperaba que esta configuración poco común proporcionaría una mayor
sustentación exterior y reduciría la tendencia de las puntas de las alas a
entrar en pérdida a bajas velocidades. Además, se esperaba que esta innovación
redujera la resistencia aerodinámica de la unión ala-fuselaje.
El tren
de aterrizaje retráctil constaba de una sola pata de morro y un tren principal
unido a las alas. La rueda de morro era bastante convencional y se retraía
hacia adelante en el fuselaje. El tren de aterrizaje principal era convencional
con, sin embargo, una particularidad que solo se encontrará mucho más tarde en
el Mig-31: las ruedas tándem escalonadas. Además, al ser las raíces del ala
demasiado delgadas para contenerlo, el tren de aterrizaje principal se retrajo
hacia afuera, quedando las ruedas alojadas dentro de las puntas de las alas.
La
aeronave estaba equipada con un aerofreno ventral y un paracaídas de freno para
acortar la distancia de aterrizaje. La cabina estaba presurizada y el dosel era
similar al del F-84.
La USAF
quedó lo suficientemente impresionada como para pedir dos ejemplares de la
aeronave bajo la designación XF-91. Los números de serie eran 46-680 y 46-681.
Desafortunadamente,
el motor cohete Curtiss-Wright no funcionó muy bien durante las pruebas. En
lugar de retrasar el programa, Republic decidió cambiar el XLR-27 por un
Reaction Motors XLR-11 (el que se usó en el X-1 y también se usó mucho más
tarde en el X-15 interino ) con un empuje total de 6000 lbs.
Este
motor fue considerado muy confiable. Las diversas cámaras del motor
Curtiss-Wright originalmente debían colocarse en pares en carenados por encima
y por debajo de la boquilla del turborreactor, pero para el XLR-11, el carenado
inferior se amplió para que pudiera albergar las cuatro cámaras en una
configuración de diamante.
El
primer prototipo hizo su lanzamiento el 24 de febrero de 1949. Despegó por
primera vez en Edwards AFB el 9 de mayo de 1949, con Carl Bellinger a los
mandos. Los primeros vuelos se realizaron con el motor turborreactor. Más tarde
ese año, los vuelos se realizaron con el postquemador y luego con el motor
cohete instalado.
En
diciembre de 1951, el XF-91 se convirtió en el primer avión de combate
estadounidense en ser supersónico a un nivel de vuelo constante. Con el
turborreactor y el motor cohete a plena potencia, el XF-91 alcanza una
velocidad de Mach 1,71. Impresionante para principios de los años 50. Con el
Curtiss-Wright XLR-27, el XF-91 probablemente habría alcanzado Mach 2.
Sin
embargo, la Guerra de Corea había demostrado que se podía lograr Mach 1 con un
avión considerablemente menos sofisticado que el XF-91, y este avión
extremadamente avanzado para la época nunca se fabricó en masa. Sin embargo,
las pruebas continuaron con los dos prototipos. Uno de los aviones se
experimentó con una cola de mariposa y el primer XF-91 se modificó con un
radomo que albergaba el radar APS-6 del F-86D Sabre.
El
motor cohete XLR-11 fue muy confiable y nunca falló. Durante un vuelo de
prueba, demostró su valor cuando el J-47 se averió repentinamente. Incapaz de
reiniciar el motor, el piloto usó el motor del cohete para llegar a Edwards AFB
y aterrizar con éxito.
El
segundo prototipo fue destruido, pero el primer XF-91 (46-680) se encuentra
actualmente en exhibición en el museo de la Base Aérea Wright Patterson. El
armamento previsto de cuatro cañones de 20 mm nunca se instaló.
El Mikoyán
I-270
Al
igual que en Occidente, los primeros reactores soviéticos solo ofrecían un
impulso débil. El primero de ellos, el TR-1 estudiado y construido por A. M.
Lyoulka, desarrollaba un empuje limitado a 1323 daN (1350 kg) y recién apareció
en 1947. Los motores alemanes Jumo 004 y BMW 003 estaban respectivamente
limitados a 882 y 784 daN (900 y 800 kgp). Sin embargo, durante esta fase de
transición, varios fabricantes, incluidos A. L. Mikoyan y M. l. Gouryevich,
decidieron probar la eficacia de los motores cohete (JRD) en un interceptor que
debía ofrecer una alta velocidad y techo. En ese momento, solo el motor de
cohete podía satisfacer estos dos criterios.
Además,
se tuvo en cuenta una de las ventajas esenciales del motor cohete, a saber, la
baja dependencia de su empuje de la velocidad y la altitud, dos valores que
entonces dependían únicamente de la cantidad de combustible y del comburente
que el interceptor era capaz de llevar. Lo primero que te llama la atención
cuando examinas el plano del avión, cuyo indicativo codificado era J, es su
cola en T (el estabilizador está encima de la aleta).
En la nota del 30 de mayo de 1946 que acompañó al anteproyecto del I-270, se podía leer, dictada por Mikoyan y Gouryevich: "Si se reduce la influencia de las alas sobre el estabilizador horizontal, se puede suponer que las características Momentum no se verá afectada hasta Mach 0,9, por lo que el estabilizador horizontal se ha movido hacia arriba, en relación con el ala, en 1,2 veces el valor de la cuerda aerodinámica media".
En el momento en que se completó el estudio del I-270, el TsAGI aún no había trabajado en las propiedades de las alas en flecha. Por su parte, los fabricantes aún no se habían dotado en 1946 de equipos científicos o experimentales. Es por eso que los dos prototipos del I-270 construidos a fines de 1946 tenían un ala recta de 12 m2 de área. La deflexión en el borde de ataque fue de 12°. Solo el estabilizador horizontal fue barrido hacia arriba (30°), como estaba en el diseño preliminar.
El
I-270 era un avión totalmente metálico con ala media en voladizo y fuselaje
semimonocasco de sección circular. El fuselaje se construyó en dos partes que luego
se ensamblaron (una novedad para MiG). La muesca ubicada debajo de la parte
central del fuselaje recibió el ala construida en una sola pieza que consistía
en una caja compuesta por cinco largueros con revestimiento en gruesos paneles
metálicos. El avión tenía una configuración muy parecida a la del Messerschmitt
Me-263 (o Junkers Ju-248) como se muestra en los diagramas a continuación.
El
perfil laminar del ala era relativamente delgado. El pandeo, en el calado, era
de 20° al 25% de la cuerda. Pero los dos prototipos construidos tenían un ala
trapezoidal, las dos patas del tren principal (con una vía muy estrecha de 1,60
m) plegadas en la parte central del fuselaje, debajo del ala. El pozo de la
pata del tren de morro y dos cañones NS-23 de 23 mm (40 proyectiles cada uno)
estaban ubicados debajo de la cabina presurizada.
En el proyecto, habíamos planeado montar debajo de cada media ala un lanzacohetes capaz de disparar 4 RS-82. El asiento del piloto estaba (por primera vez en un MiG) equipado con un dispositivo pirotécnico que le permitía ser expulsado en caso de peligro. El GMP consistía en un motor cohete RD-2M-3V de dos cámaras construido por L. S. Douchkine y V. P. Glushko. Las dos cámaras estaban ubicadas en la parte trasera del fuselaje, una encima de la otra. Entre ellos dieron 1421 daN (1450 kgp) o 1029 daN (1050 kgp) para la cámara inferior y 392 daN (400 kgp) para la cámara superior denominada de crucero.
El
motor del cohete funcionaba con una mezcla de ácido nítrico, queroseno y
peróxido de hidrógeno al 80%. La masa de todos los componentes del combustible
comburente fue de 2120 kg. El circuito de suministro de propulsor funcionaba
mediante bombas. El accionamiento de las bombas estaba controlado por el
circuito eléctrico de a bordo en el que intervenía un generador eléctrico que
accionaba la turbobomba del motor cohete así como otro generador accionado por
una pequeña hélice situada en la punta delantera del fuselaje y que giraba bajo
el efecto relativo del viento. El circuito de combustible de combustión incluía
tres tipos de tanques: 4 tanques de ácido nítrico (l 620 kg),
El
primer prototipo, el Jl, salió de fábrica a finales de 1946, sin motor, y
realizó sus primeros vuelos en diciembre de 1946, remolcado por un Tu-2. Luego
se soltó y aterrizó como un planeador. Antes de estos primeros vuelos, los
pilotos se habían entrenado en un avión de combate Yak-9 que estaba cargado con
lingotes de plomo para reconstruir mejor las características de estabilidad de
guiñada y cabeceo del I-270 tal como se habían calculado.
Especificaciones
técnicas del Mikoyan I-270
- Envergadura: 7,75 metros
- Altura: 3,08 metros
- Superficie alar: 12 m2
- Largo total: 8,915 metros
- Carga alar: 343,33 kg/m2
- Distancia entre ejes: 2,415 metros
- Peso vacío: 1546 kg
- Con carga: 4.150 kg
- Velocidad Máxima: 936 km/h a 15.000 metros
- Velocidad máxima al nivel del mar: 1000 km/h
- Velocidad de crucero: 900 km/h
- Velocidad de aterrizaje: 137 km/h
- Altitud de crucero: 17.000 metros
- Autonomía: 255 segundos con ambas cámaras; 543 segundos con la cámara superior
- Motorización: 1 motor cohete Douchkin Glushko RD-2M-3V de dos cámaras de 1050 kgp para la cámara inferior y 400 kgp para la cámara superior.
- Armamento: ninguno
- Tripulación: 1 piloto
El
Messerschmitt Me-163 y 263
Durante
la Segunda Guerra Mundial, la Luftwaffe supo demostrar una creatividad original.
Una de las nuevas ideas de la época era hacer un caza propulsado por cohete
capaz de llegar muy rápidamente a su altura máxima, tras lo cual descendía,
aprovechando los aviones enemigos a lo largo de su ruta.
En la
práctica, el primer caza propulsado por cohetes fue el Messerschmitt Me 163A.
Estaba propulsado por un cohete Walter de combustible líquido. Después de
algunas pruebas de vuelo remolcado para demostrar que podía volar a pesar de su
apariencia, el Me 163A realizó su primer vuelo motorizado en mayo de 1941.
En el
registrador, su velocidad superó las 600 mph (es decir, más de 965 km/h). Si
estamos dispuestos a recordar que la velocidad media de los cazas de la época
rondaba las 350 mph (560 km/h), admitiremos que el Me 163A traía consigo las
más hermosas promesas. Se construyó una segunda versión, el Me 163B, con un
motor cohete bilíquido más potente y cohetes propulsores liberables para
alcanzar antes la velocidad de despegue.
Esta
variante fue producida entonces por la Junkers Company, bajo el acrónimo Ju
248, pero el programa quedó en manos de Messerschmitt y el producto pasó a
llamarse Me 263. El Me 163 había volado en 1941, pero todavía no estaba
definitivamente en el punto en el que se encontraba, el final de la guerra. Se
fabricaron y armaron algunas copias en los últimos meses, y se separaron en
varios campos de prueba para ser evaluadas contra los ataques aéreos aliados.
Según
los informes de las tripulaciones de la USAF y la RAF que se encontraron con
estos aviones, eran muy impresionantes y muy peligrosos. Su velocidad privó a
los artilleros de las ametralladoras de bombarderos de casi cualquier
posibilidad de alcanzarlos. Pero su autonomía fue muy baja, poco más de 25
minutos, incluida buena parte del cohete extinguido. Y luego, su número era
demasiado pequeño para cambiar algo.
El Bachem
Ba-349 "Natter"
Otro
proyecto de interceptor de cohetes, el "Natter", fue la respuesta de
Bachem a las especificaciones publicadas por el RLM, en la primavera de 1944,
para un pequeño interceptor para la defensa de sitios estratégicos contra
formaciones masivas de bombarderos aliados. Inicialmente solo se evaluaron los
proyectos Messerschmitt P.1104 , Heinkel P1077 "Julia" y Junkers EF
127 "Dolly " y las dos propuestas seleccionadas para desarrollo
fueron el P1077 y el EF-127.
Estos
aviones eran aviones de bajo costo, diseñados en materiales no estratégicos y
que podían ser ensamblados por trabajadores no calificados. Gracias al
lanzamiento desde rampas verticales, podían instalarse en lugares estratégicos
y lanzarse contra los bombarderos aliados. Por su parte, Erich Bachem propuso
otro avión (designación fabricante: BP-20) que era un interceptor
semi-consumible a medio camino entre un interceptor real y un misil
tierra-aire.
Erich
Bachem fue un experimentado piloto de planeadores y fue, antes de crear su
propia empresa, director técnico de la firma Fieseler, famosa por su avión de
reconocimiento Fi-156 Storch (diseñado por Bachem) y por la bomba voladora
Fi-103 alias V1. Bachem afirmó que el Messerschmitt Me-163 era demasiado
sofisticado y que un avión construido en madera, equipado con el mismo motor y
despojado de apéndices inútiles, como el tren de aterrizaje, haría el trabajo
igual de bien.
La
propuesta de Bachem fue rechazada primero por su naturaleza extrema y luego
aceptada como RLM número 8-349, nombre en clave Natter, después de las
maniobras de cabildeo de Bachem con Henrich Himmler, el líder de las SS. El
BP-20 de Bachem se desplegaría de manera similar al "Julia", pero era
menos complejo para que el piloto lo operara y finalmente ganó el contrato de
producción.
El
Junkers EF 127 fue un avión de despegue convencional más clásico que se derivó
del EF-126 propulsado por un motor de chorro de pulsos. También se continuaron
los desarrollos en el EF-126 y los rusos probaron el avión en vuelo después de
la guerra.
Estructura Natter
El avión de Bachem fue el primer avión de despegue vertical pilotado, sin embargo, no podía aterrizar de manera convencional. La construcción semi-monocasco era muy básica con una estructura de madera encolada y clavada. Básicamente era un marco de soporte para un motor de cohete, una cabina y una batería de cohetes en la nariz.
La
longitud del fuselaje era de 6,02 metros y estaba compuesto por tres partes: el
morro albergaba los cohetes y la cabina del piloto. La parte central albergaba
los tanques de combustible y las alas con una luz de cuatro metros. Estas alas
también eran de madera y disponían de un único larguero, también de madera, que
iba de punta a punta atravesando todo el fuselaje. Las alas no tenían
superficie de control móvil.
Finalmente,
la parte trasera albergaba el motor cohete y un empenaje cruciforme dotado de
superficies móviles para asegurar el control de la máquina. La aeronave pesaba
880 kg en vacío y 2230 kg en el despegue.
Los
prototipos BP-20 y la preproducción Ba-349 A estaban equipados con una versión
especial del motor cohete HWK 109-509A-2 con cámara de combustión (de hecho, el
motor del Me-163B). Los propulsores (750 kg) de este motor cohete eran peróxido
de hidrógeno (H2O2) como comburente y una mezcla de hidracina/metanol como
combustible. El peróxido de hidrógeno se descompuso sobre un catalizador para
producir gases calientes (oxígeno/vapor de agua) que impulsaban una turbina
para bombear combustible. Luego, estos gases se mezclaron con
hidracina/metanol, lo que produjo combustión y empuje.
Como el
Natter tenía que ser "disparado" en posición vertical, Walter
desarrolló una versión del HWK 109-509A-2 capaz de operar en esta posición. De
hecho, el peróxido de hidrógeno se introdujo en el generador de gas por simple
gravedad y Walter modificó la posición de este generador, lo que dio lugar a la
versión HWK 109-509E.
La
propulsión ofrecida para el modelo de producción Ba-349B era una versión
dedicada del motor cohete Walter HWK 109-509C-1 que presentaba cámaras de
combustión separadas para despegue (1700 kg de empuje) y crucero (300 kg de
empuje) y que equipaba el Me-163 C y luego Me-263, versiones mejoradas del
Me-163B.
El despegue se realizó en modo automático desde una rampa vertical de unos diez metros de altura bajo el empuje del motor cohete Walter y cuatro propulsores de pólvora Schmidding 533 de 1000 kgp cada uno durante 12 segundos.
¡La
aceleración fue lo suficientemente fuerte como para amenazar al piloto con
desmayarse y el piloto automático también se usó para dirigir el avión en la
trayectoria correcta hasta que el piloto recuperó sus sentidos!
Después
de uno o dos minutos de funcionamiento del motor cohete, la aeronave alcanzó
una altitud de 12.000 metros. Luego, el piloto cambió a controles manuales y
puso el Natter en vuelo horizontal a una velocidad de 990 km/h. Luego, se lanzó
sobre las formaciones enemigas y destruyó tantos aviones como pudo con sus 24 a
48 cohetes R4M de 55 mm (o cohetes Hs 217 de 73 mm según otras fuentes)
alojados en la nariz.
Después
de reducir la velocidad a unos 250 km/h, se soltó el morro de la aeronave y el
piloto se lanzó en paracaídas. La parte trasera también se recuperó en
paracaídas para poder reutilizar la parte más preciada de la máquina: ¡el motor
cohete Walter! Todo se llevó a cabo en 3 o 4 minutos.
Especificaciones
técnicas de los interceptores de cohetes alemanes
Bachem
Ba-349
- Envergadura: 4 metros
- Superficie alar: ?
- Largo total: 6,02 metros
- Altura: ?
- Peso vacío: 880 kg
- Con Carga: 2230kg
- Combustible: 750 kg de peróxido de hidrógeno (H2O2) como comburente y una mezcla de hidrazina/metanol como combustible
- Velocidad Máxima: 990 km/h
- Radio de acción: 60 kilómetros
- Motorización: 1 motor cohete HWK 109-509E en el BP-20 y luego una versión del motor cohete HWK 109-509C-1 en los modelos de producción. Cuatro propulsores Schmidding 533 (1000 kg de empuje cada uno durante 12 segundos)
- Armamento: -
- Tripulación: 1
Junkers
EF-126
- Envergadura: 6,65 metros
- Superficie alar: 8,9 m2
- Largo total: 8,5 metros
- Altura: ?
- Peso vacío: 1100kg
- Con Carga: 2800 kg
- Combustible: 1320 litros
- Velocidad Máxima: 780 km/h
- Radio de acción: 23 minutos
- Motorización: 1 Argus 109-014 de 350 kgp (EF-126 V1) puis 1 Argus 109-044 de 500 kgp.
- Armamento: 2 cañones MG-151/20 con 180 proyectiles cada uno + cohete en vaina
- Tripulación: 1
Me-P-1104
- Envergadura: 6,2 metros
- Superficie alar: ?
- Largo total: 4,7 metros
- Altura: ?
- Peso vacío: ?
- Con Carga: ?
- Combustible: peróxido de hidrógeno (H2O2) como comburente y una mezcla de hidracina/metanol como combustible
- Velocidad Máxima: 880 km/h
- Radio de acción: -
- Motorización: 1 motor cohete Walter HWK 109-509A-1.
- Armamento: 1 cañón Mk 108 de 30 mm
- Tripulación: 1
Heinkel
P.1077
- Envergadura: 4,6 metros
- Superficie alar: 7,21 m2
- Largo total: 6,98 metros
- Altura: 2 metros
- Peso vacío: 725 kg
- Con Carga: 1800 kg
- Combustible: 222 kg de C-Stoff (metanol e hidracina) y 700 kg de T-Stoff (peróxido de hidrógeno al 80 %)
- Velocidad Máxima: 980 km/h
- Radio de acción: 60 kilómetros
- Motorización: 1 motor cohete Walter HWK 109-509C con cámaras de combustión de despegue (1700 kg de empuje) y crucero (300 kg de empuje) y dos o cuatro propulsores Schmidding 533 (1000 kg de empuje cada uno durante 12 segundos)
- Armamento: 2 cañones MG 151/20
- Tripulación: 1
La Bachem
Company lanzó el proyecto en septiembre de 1944 y rápidamente comenzó las
pruebas en el túnel de viento. Se puso en marcha la construcción de
aproximadamente 35 prototipos ya partir de noviembre comenzaron las pruebas en
Neuberg, con el DFS (Instituto Alemán de Investigación sobre el Planeo),
mediante vuelos a remolque detrás de un Heinkel He-111. Estas pruebas tenían
como objetivo demostrar la aeronavegabilidad de la estructura del avión y el
correcto funcionamiento del mecanismo de separación del habitáculo. El piloto
de Natter para estas pruebas remolcadas fue Hermann Zitter.
A
partir de diciembre de 1944, Bachem realizó una serie de 11 vuelos no
tripulados utilizando solo potencia de refuerzo. El primero de estos vuelos, el
8 de diciembre de 1944, utilizó el Natter BP-20 M21 pero fue abortado por el
incendio del aparato en su rampa. El primer vuelo exitoso tuvo lugar el 22 de
diciembre de 1944 con el Natter BP-20 M16. El objetivo de estos vuelos era
afinar el procedimiento de lanzamiento y probar la resistencia estructural de
la celda. El 23 de febrero de 1945 tuvo lugar el primer vuelo de una máquina
completa (el BP-20 M22) con la utilización del motor cohete Walter.
En febrero de 1945, las autoridades alemanas exigieron un avance más rápido y un vuelo pilotado. El fabricante tenía algunas dudas sobre la sabiduría de esta decisión, pero estuvo de acuerdo de todos modos. Así, el 1 de marzo de 1945, el Oberleutnant Lothar Sieber se instaló en el Bachem BP 20 M23, un prototipo completo equipado con impulsores Schmidding para una prueba de muy alto riesgo dado que el aparato completo solo había sido probado.
Después
de encender el motor del cohete y los propulsores, la máquina despegó de su
rampa y continuó su ascenso hasta los 500 metros de altitud. Luego giró, se
estrelló contra el suelo y explotó con el impacto. Los observadores habían
podido observar que la capota se había desprendido accidentalmente durante el
vuelo. Como este dosel también incluía el reposacabezas del piloto, había roto
el cuello de Lothar al inclinarse hacia atrás.
Después
del accidente de Sieber, solo se pudieron lanzar unos pocos Natter para
continuar con el desarrollo del dispositivo hasta alrededor de abril/mayo de
1945. No se intentó ninguna otra prueba pilotada por el bien de los pilotos de
prueba de Bachem.
Solo se
construyeron unos treinta BP-20, prototipos de Ba-349, así como un número
desconocido de Bachem Ba-349 A-1 de serie. Se utilizaron una docena de
prototipos para pruebas de remolque y separación, otros diez se utilizaron para
vuelos no tripulados, uno se estrelló contra el suelo durante el único vuelo
pilotado. Los otros sirvieron como banco de pruebas para la propulsión y el
equipo.
El Heinkel
P.1077
El
Heinkel P.1077 fue otro contendiente en la competencia RLM por un interceptor
de defensa de área. Era el competidor más directo del Bachem Ba-349 Natter y
también era muy comparable a este último.
A
principios del verano de 1944, W. Benz y el Dr. Gerloff comenzaron los estudios
de desarrollo del nuevo dispositivo. Los documentos fechados el 19 de agosto de
1944 muestran un pequeño avión con motor cohete de cola gemela con un fuselaje
casi circular.
La
propulsión propuesta era un motor cohete Walter HWK 109-509C que presentaba
cámaras de combustión separadas para despegue (1700 kg de empuje) y crucero
(300 kg de empuje) y, montados a cada lado del fuselaje, dos o cuatro
propulsores Schmidding 533 (1000 kg de empuje cada uno durante 12 segundos)
para el despegue.
Los
esquís reforzados y las puntas de las alas tenían que deslizarse en los rieles
guía de la rampa de lanzamiento que pivotaba sobre su base para permitir que el
avión se "cargara" en posición horizontal. Los propulsores Schmidding
se liberaron automáticamente después de su uso y la aceleración inicial no
debía exceder los 2 g.
Un
piloto automático de tres ejes guiaba automáticamente al interceptor tan pronto
como se soltaban los propulsores. El piloto debía desconectar el piloto
automático y cambiar a control manual a unos dos o tres kilómetros de la
formación de bombarderos que debía atacar.
Este
piloto automático también se usó para dirigir la aeronave en la trayectoria
correcta en caso de que el piloto se desmayara en el despegue mientras el
piloto recuperaba sus sentidos. El armamento consistía en dos cañones
especiales MG 151/20. La embarcación de madera medía 6,98 metros de largo, 4,6
metros de ancho y 2,0 metros de alto.
El 8 de
septiembre de 1944, el Ministerio de Aviación alemán (RLM) ordenó la
construcción de 20 prototipos. Heinkel luego transfierió la construcción de los
prototipos a los talleres en Viena. Además de técnicos, obreros y carpinteros,
el equipo del P.1077 estuvo integrado por el piloto jefe Ludwig Hoffman, cuyo
diseño estuvo a cargo del profesor Schrenk y el ingeniero Kottner bajo la
dirección de W. Benz.
En
octubre de 1944, se dieron órdenes para construir 300 máquinas por mes. Heinkel
ofreció varias versiones del Julia, por ejemplo, una versión con cuatro
propulsores unidos a los lados del fuselaje, un motor cohete Walter mejorado y
cuatro cañones MG 151/20 montados en cápsulas en lugar de los Mk-108.
Otra
variante, codificada como "Julia II", tenía dos esquís para aterrizar
y un piloto en posición sentada normal. También se consideró una versión
simplificada del "Julia", codificada como "Romeo", con un
motor a reacción en lugar del motor cohete. El Julia era un monoplaza con una
estructura de madera extremadamente simple y una envergadura de solo 4,6 metros
(área alar de 7,21 m2). El Julia I tenía una masa de 1800 kg en el despegue
(después de soltar los propulsores) y una carga alar de 249 kg/m2.
En
cuanto al "Julia II", con el piloto sentado de forma convencional,
tenía una masa en vuelo ligeramente superior con 1840 kg. El dispositivo
transportaba 222 kg de C-Stoff (una mezcla de metanol e hidracina) y 700 kg de
T-Stoff (un potente oxidante: peróxido de hidrógeno al 80 %). Después de que se
consumían el combustible y las municiones, el vuelo de regreso a la base se
llevaba a cabo con una masa de aproximadamente 725 kilogramos. El aterrizaje se
realizaba sobre un tren de esquí equipado con amortiguadores oleoneumáticos, la
parte delantera de los esquís, situada bajo la cabina, se desplegaba para
absorber el impacto inicial.
El
armamento consistía en dos cañones Mk 108 de 30 mm, montados a los lados del
fuselaje delantero con sesenta proyectiles por cañón, y que disparaban en un
ángulo de +8,6 grados con respecto a la horizontal. Los cálculos de rendimiento
predijeron una velocidad máxima de 980 km/h a 5.000 metros y una velocidad de
ascenso inicial de 12.000 metros por minuto. Se podía alcanzar una altitud de
5.000 metros en 31 segundos y una altitud de 15.000 metros en 72 segundos. El
rango de empuje de la cámara de crucero era de unos 65 kilómetros a 800 km/h.
El 26
de octubre de 1944, Heinkel decidió construir la versión con el piloto
instalado en posición acostada. En comparación con los estudios preliminares,
el fuselaje no cambió, las alas mantuvieron su forma rectangular para facilitar
la producción en masa. Por otro lado, el estabilizador vertical de doble orza
se abandonó en favor de una orza clásica.
El
despegue del “Julia” se realizaba en forma vertical luego la aeronave aterrizaba
en vuelo planeado sobre esquíes a diferencia del Bachem “Natter” que era
parcialmente recuperado por paracaídas para una posible recuperación de ciertos
elementos. Heinkel también propuso una versión del "Julia" con
despegue convencional que utilizaba un carro abatible de tres ruedas muy similar
al propuesto para el Junkers EF 127 y que, con los cuatro propulsores
Schmidding, permitía despegar en menos de 350 metros.
En
octubre de 1944, el desarrollo continuó en un modelo volador a l/20. Al mismo
tiempo, Heinkel propuso producir el P-1077 con el piloto sentado de la manera
convencional, un empenaje modificado, alas más gruesas y menor envergadura. Al
final, se decidió producir ambas versiones. Hacia fines de 1944 se completaron
las pruebas de velocidad y aterrizaje con los modelos a escala, así como las
pruebas de diferentes configuraciones de cola.
Después
de un ataque aéreo a los talleres en Viena y la destrucción del modelo de
diseño y varios componentes de los prototipos, Heinkel decidió instalar el
taller para la construcción de los primeros cinco prototipos en Krems Monau,
donde personal altamente calificado acababa de terminar el primer He 162. .
Heinkel
decidió mejorar la aeronave cambiando la configuración del equipo de esquí,
instalando un asiento eyectable y alargando el fuselaje para acomodar un tanque
de combustible más grande. Eventualmente, Heinkel pudo lanzar la fabricación de
dos prototipos sin motor y dos equipados con su motor cohete Walter. Los dos
prototipos sin motor estaban completos en un 90% cuando se abandonó el programa.
Especificaciones
técnicas del Heinkel P.1077 "Julia"
- Envergadura: 4,6 metros
- Superficie alar: 7,21 m2
- Largo total: 6,98 metros
- Altura: 2 metros
- Peso vacío: 725 kg
- Con carga: 1800 kg
- Combustible: 222 kg de C-Stoff (metanol e hidracina) y 700 kg de T-Stoff (peróxido de hidrógeno al 80 %)
- Velocidad máxima: 980 km/h
- Radio de acción: 60 kilómetros
- Motorización: 1 motor cohete Walter HWK 109-509C con cámaras de combustión de despegue (1700 kg de empuje) y crucero (300 kg de empuje) y dos o cuatro propulsores Schmidding 533 (1000 kg de empuje cada uno durante 12 segundos)
- Armamento: 2 cañones MG 151/20
- Tripulación: 1
Junkers
EF-127 y Messerschmitt P.1104
En la
primavera de 1944, el RLM publicó las especificaciones para un interceptor de
defensa de área pequeña. Messerschmitt ofreció el P.1104, Heinkel el P1077
"Julia" y Junkers el EF 127 "Dolly". Por su parte, Bachem
propuso un interceptor semi-consumible intermedio entre un interceptor real y
un misil tierra-aire. La propuesta de Bachem fue rechazada primero por su
carácter extremo y luego aceptada tras maniobras de cabildeo con Himmler.
El RLM
había rechazado poco antes el Junkers EF126 con motor de impulsos Argus y
Junkers propuso un dispositivo propulsado por un motor cohete Walter HWK que
estaba integrado en el fuselaje. Este nuevo diseño se llamó EF127 y se presentó
al RLM como respuesta al programa de adquisición "Jager-Notprogramm".
Sin
embargo, al final de la Segunda Guerra Mundial solo se había construido un
modelo del dispositivo. En octubre de 1945, los soviéticos habían tomado Dessau
y ordenaron la construcción del prototipo del EF126. En enero de 1946, los
rusos inspeccionaron un modelo de tamaño completo y le pidieron a Junkers que
construyera cinco prototipos.
En mayo
de 1946, se completó el primer prototipo sin motor y el mismo mes, el EF126-V1
realizó su primer vuelo remolcado por un Ju88 G6 y pilotado por Heinz
Schreiber. En el segundo vuelo sin motor, el 21 de mayo de 1946, el EF126-V1 se
rompió al aterrizar en Dessau. Matthies, el piloto de pruebas de Junkers, murió
en este accidente.
Luego
se realizaron algunas modificaciones en los otros cuatro EF126 y, en junio de
1946, estos aparatos estaban listos para volar. En el verano de 1946, el EF126
fue inspeccionado por una comisión del gobierno ruso, pero debido al pequeño
alcance, la baja potencia de fuego y la falta de armadura protectora, el EF126
fue rechazado.
Parece
que al menos tres EF126 (prototipos V2, V3 y V4) fueron transferidos, en
septiembre de 1946, a Rusia para realizar más pruebas de vuelo. El desarrollo
del EF126 parece haber continuado en Rusia, con el EF126-V5 realizando su
primer vuelo el 16 de marzo de 1947 remolcado por un Ju-88 como en Dessau. Un
total de 12 vuelos con un tiempo total de vuelo de 3 horas y 15 minutos fueron
realizados en 1947 por el V3 y el V5 cuando el 20 de junio de 1948, el
Ministerio de Aviación de Rusia ordenó el cese de todo desarrollo en el 'EF126.
Especificaciones
técnicas del Junkers EF-126
- Envergadura: 6,65 metros
- Superficie alar: 8,9 m2
- Largo total: 8,5 metros
- Peso vacío: 1100kg
- Peso con carga: 2800 kg
- Combustible: 1320 litros
- Velocidad Máxima: 780 km/h
- Rango de potencia completa: 23 minutos
- Alcance potencia 60%: 45 minutos
- Motorización: 1 Argus 109-014 de 350 kgp (EF-126 V1) puis 1 Argus 109-044 de 500 kgp
- Armamento: 2 cañones MG-151/20 con 180 proyectiles cada uno + cohete en vaina
- Tripulación: 1
Messerschmitt
Me P.1104
El
Messerschmitt Me P.1104 fue el cuarto competidor en el programa de
interceptores de corto alcance propulsados por cohetes. Al igual que con los otros
dispositivos, la construcción era extremadamente
simple y estaba hecha de materiales no estratégicos para que
pudiera ser ensamblada por trabajadores no calificados. Las alas derechas
estaban montadas en la posición media del fuselaje.
Para
despegar, el Me P.1104 tenía que ser remolcado por un Bf-109G o Me-262, luego
encendía su motor cohete Walter HWK 109-509A-1. El piloto estaba instalado en
la cabina en una posición convencional y el armamento consistía en un cañón Mk
108 de 30 mm montado debajo de la cabina. Después del ataque, el Me P.1104 se
deslizaba hasta una pista y aterrizó sobre un esquí retráctil. Todo el trabajo
de diseño cesó cuando se eligió el Ba-349 para la producción en serie.
El DFS
228 no era un interceptor de cohetes, sino un avión cohete de investigación de
vuelo a gran altitud y la primera parte de un ambicioso programa de estudio de
alta velocidad que culminaría en el DFS 346, un avión supersónico. Un poco más
tarde, las autoridades alemanas exigieron una versión de reconocimiento a gran
altura que recuerda inequívocamente al Lockheed U-2. Sin embargo, en 1944, los
únicos motores lo suficientemente potentes como para alcanzar grandes altitudes
o altas velocidades eran los motores de cohetes, aunque tenían la desventaja de
su corto alcance.
El
programa de investigación del DFS (Deutsches Forschungsinstitut für Segelflug o
German Glider Research Institute) constaba de tres partes:
- Estudio y desarrollo de una cabina presurizada, un sistema de evacuación de pilotos y estudio del comportamiento de motores cohete a gran altura.
- Estudio del rendimiento obtenido con varias configuraciones de ala en flecha.
- Construcción de un avión supersónico a partir de los datos obtenidos en las etapas anteriores.
En
1941, la DFS decidió diseñar un nuevo avión para la primera parte de su programa.
El RLM asignó el número 228 a la aeronave y solicitó que una versión de
producción del DFS 228 pudiera realizar misiones de reconocimiento a gran
altura.
El DFS
228 fue construido en tres copias por el DFS con los controles de vuelo y el
sistema de aterrizaje provistos por Schmetz. El fuselaje del DFS 228 estaba
compuesto por tres secciones circulares:
- El morro que contiene la cabina presurizada.
- Una sección central que contiene el tren de aterrizaje deslizante, los tanques de combustible y una cámara.
- La sección de cola con el motor cohete Walter HWK 109-509D.
El ala
era recta, instalada a media altura, con un espesor relativo del 13,5% en la
raíz y un diedro de 4,5°. Este ala era enteramente de madera con un larguero,
también de madera, que iba de una punta a la otra atravesando todo el fuselaje,
y un revestimiento de madera contrachapada.
Esta
ala contenía tanques de combustible adicionales. El borde de fuga recto del ala
estaba equipado con alerones divididos en dos partes, cuyo elemento interior
servía como flap de aterrizaje. También había spoilers en la parte inferior y
en la parte inferior. El empenaje era todo bastante convencional y también
construido íntegramente en madera.
El tren
de aterrizaje era un simple patín provisto de amortiguadores y retráctil en la
parte central del fuselaje así como un pequeño patín en la cola de la aeronave.
Dado que el DFS 228 tenía que volar a altitudes extremadamente altas, la
primera cabina presurizada para aviones a reacción se diseñó para proteger al
piloto.
Para
ello, el morro de la aeronave era de construcción metálica con doble pared de
aluminio aunque parece que la cabina se construyó inicialmente con un
revestimiento de madera contrachapada. En el prototipo V1, el piloto estaba
sentado de manera convencional, pero esta disposición generó dificultades en el
diseño de una cabina sellada. A partir del prototipo V2, el conductor debía
instalarse en posición tumbada sobre un soporte regulable horizontalmente.
También había cuatro ojos de buey laterales de plexiglás de doble espesor con
circulación interna de aire caliente para evitar la formación de hielo.
Los mandos y equipos de vuelo, como el sistema de suministro de oxígeno, estaban fijados a la estructura tubular de acero que formaba la cabina. Este se adjuntó directamente al mamparo principal estanco de la sección central.
La
propulsión del DFS 228 fue proporcionada por un motor cohete Walter HWK
109-509D, una versión ligeramente modificada del HWK 109-509 A-2, con un empuje
máximo de 1700 kgp y una masa de 170 kg. En cuanto al Ba-349 , el P.1077 o el
Me-163 , todos equipados con un motor de la misma familia, los propulsores eran
peróxido de hidrógeno y una mezcla de hidrazina/metanol.
El peróxido de hidrógeno se descompuso sobre un catalizador para producir gases calientes (oxígeno/vapor de agua) que impulsaban una turbina para bombear combustible. Parece que en el HWK 109-509D, esta turbobomba se modificó para proporcionar suficiente potencia a altitudes muy altas.
Otra
especificidad del HWK 109-509D fue la consecuencia del perfil de vuelo del
reconocimiento DFS 228. De hecho, el motor del cohete tuvo que usarse de forma
intermitente durante la misión del dispositivo. Debido a las temperaturas
extremadamente bajas a gran altura, los ingenieros temían que el combustible se
congelara y bloqueara ciertos elementos, como las válvulas, que impedían que el
motor funcionara.
Parece
que Walter estudió un sistema de calefacción para su motor así como el uso de
combustible líquido remanente a baja temperatura como la pareja metanol/oxígeno
líquido. La longitud de la tobera del motor también se alargó por razones de
centrado del aparato.
En
marzo de 1944 se estaban construyendo los primeros elementos del dispositivo y
en abril se había iniciado el montaje final del DFS 228 V1. Sin embargo, el
avión solo estará listo para volar en agosto de 1944 y sin motor. Las pruebas
de vuelo del DFS 228, con registro civil D-IBFQ, fueron realizadas por el DFS
en Hörsching a finales de 1944 con unos cuarenta vuelos sin motor de un Dornier
Do-217K-3.
Los vuelos motorizados debían comenzar en febrero de 1945, pero no se realizó ninguno y el avión nunca superó una altitud de 11.000 metros. Durante estas pruebas, los ingenieros descubrieron que la posición convencional del piloto dificultaba el desarrollo de una cabina debidamente presurizada.
Por lo
tanto, el DFS 228 V2 se construyó con una cabina diferente en la que el piloto
estaba acostado boca abajo. El DFS 228 V2 también fue probado en vuelo por el
DFS y también resultó dañado durante un aterrizaje. El tercer prototipo del DFS
228, el V3, nunca se completó. Las principales fallas observadas en el DFS 228
fueron la eficiencia insuficiente y/o la sensibilidad excesiva de las
superficies de control. Estas fallas y los problemas de presurización
requirieron una puesta a punto del dispositivo, pero el comportamiento general
fue satisfactorio y el dispositivo pudo cumplir su función.
El
reconocimiento DFS 228 tenía un plan de vuelo muy particular. Debía montarse en
la parte trasera de un avión portaaviones (en principio un Do-217) luego el
conjunto ascendía hasta aproximadamente 10.000 metros de altitud. Después del
lanzamiento, el DFS 228 usaría su motor cohete (de 1000 kgp) hasta alcanzar una
altitud de aproximadamente 22.500 metros.
El DFS
228 luego llevaría a cabo su misión de reconocimiento utilizando el motor del
cohete de forma intermitente. Esta altitud podría mantenerse durante
aproximadamente una hora y luego la aeronave regresaría a la base en vuelo
planeado. La distancia de planeo desde una altitud de 22.500 metros fue de 900
km.
La duración total de un vuelo era de cuatro horas, incluyendo 1 hora 40 minutos de ascenso, 1 hora 20 minutos de descenso hacia la base, lo que dejaba una hora de reconocimiento a gran altura. En el caso de un problema a gran altura, la nariz presurizada completa podría desecharse mediante cuatro pernos explosivos.
Entonces
se desplegaría un paracaídas automático para estabilizar y frenar el descenso
del compartimento. Al llegar a una altitud más segura, el piloto era expulsado
del avión con un dispositivo de aire comprimido y luego aterrizaba bajo su
paracaídas.
El dispositivo
salvavidas fue probado con éxito después de la guerra por los soviéticos, en el
avión "346-3" que tenía un sistema de rescate similar. Este avión fue
la tercera copia del DFS 346 cuyo desarrollo se había llevado a cabo en la URSS
bajo la dirección de G. Rosling. Se eliminó la designación DFS y se hizo
referencia a la aeronave simplemente como “346”.
Durante
un vuelo el 14 de septiembre de 1951, el piloto de pruebas Wolfgang Ziese
encendió el motor del cohete a 8.500 metros, comenzando un ascenso muy rápido.
A más de 12.000 m, la velocidad superó los 950 km/h y el piloto perdió el
control de su máquina.
Después
de rodar, sumergirse y luego girar automáticamente, Ziese se resignó a
desencadenar la separación de la cabina gracias a los pernos explosivos. El
dispositivo de estabilización y eyección de la cabina funcionó perfectamente y
Ziese aterrizó sano y salvo bajo su paracaídas.
Según algunas fuentes, se hizo un pedido de 10 aviones DFS 228A-1 de serie a la firma Schmetz para entrega programada entre marzo y noviembre de 1945. Sin embargo, el final de la guerra era inminente y el DFS 228 V2 fue destruido en mayo de 1945 en Horsching. El DFS 228 V1 fue capturado en la zona de ocupación estadounidense y enviado el 18 de junio de 1945 a la Unidad de Inteligencia Técnica Aérea de los EEUU en Stuttgart. Esta aeronave fue luego estudiada por la RAE (Royal Aircraft Establishment) sin que se supiera su destino posterior.
Especificaciones
técnicas del DFS-228
- Envergadura: 17,56 metros
- Superficie alar: 30 m2
- Largo total: 10,58 metros
- Altura: 2,92 metros
- Peso vacío: 1650 kg
- Peso cargado: 4200kg
- Velocidad máxima al nivel del mar: 900 km/h
- Velocidad máxima a 23.000 metros: 700 km/h
- Techo operativo: 22.500 metros
- Radio de acción: 1000 kilómetros
- Motorización: 1 motor cohete Walter HWK 109-509D con un empuje de 1700 kgp
- Armamento: Ninguno
- Tripulación: 1
Paralelamente
a las pruebas de vuelo del DFS 228, los ingenieros alemanes del DFS lanzaron la
tercera parte de su programa de investigación sobre aviones supersónicos. El
objetivo final de este programa era extremadamente ambicioso ya que implicaba
hacer un dispositivo capaz de alcanzar la velocidad de Mach 2.
Sin
embargo, el final de la guerra supuso la cancelación de esta investigación y el
DFS 346 estaba en los estudios y la construcción de unas maquetas y un
prototipo de túnel de viento, cuando los americanos descubrieron el programa. A
estos últimos no les interesó y se creyó hasta la década de 1990 que el DFS 346
no había pasado de la etapa de estudio.
De
hecho, los soviéticos tenían en sus manos el archivo DFS 356 y especialmente a
los ingenieros que habían diseñado este programa. En cuanto al OKB-1, dirigido
por Brunolf Baade para desarrollar el Junkers Ju-287, crearon una segunda
oficina de diseño, la OKB-2, dirigida por Hans Rossing y el ruso A Bereznyak,
para desarrollar el DFS-346.
El 22
de octubre de 1946, un segundo grupo de ingenieros alemanes fue trasladado a
Podberezié. Los modelos a escala y el túnel de viento prototipo construido en
Alemania se probaron en TsAGI y se equipó un B-25 con una nariz desechable para
desarrollar el sistema de rescate. Además, el avión pasó a llamarse
"346" en lugar de DFS-346 para eliminar cualquier referencia a su
origen alemán.
Al igual que su contraparte estadounidense Bell XS-1, el 346 era un monoplano de metal que presentaba un fuselaje perfectamente aerodinámico con alas medias. La construcción era casi toda de metal con el uso de aleación ligera y remaches incrustados para mejorar la resistencia. El fuselaje era de sección circular y estaba compuesto por tres elementos:
La
sección ojival delantera tenía un morro diseñado para deslizarse hacia adelante
para permitir que el piloto accediera a la cabina y se desechara en caso de
emergencia. Esta sección formaba una cabina presurizada en la que el piloto
yacía boca abajo y observaba el exterior a través de un morro de plexiglás
transparente. Esta posición, muy incómoda, había sido elegida con el único
propósito de reducir al máximo la resistencia.
El compartimiento del piloto estaba seguido por una parte cilíndrica corta, conectada a una parte trasera, cuya sección se convertía gradualmente en rectangular con esquinas redondeadas.
El
sistema de rescate era el mismo que el del DFS 228 y por tanto constaba de una
parte delantera liberable mediante pernos explosivos. Después de caer, un
paracaídas estabilizaba la trayectoria y luego el piloto era expulsado a su vez
con un sistema de aire comprimido. El piloto luego aterrizaba bajo su
paracaídas.
Inmediatamente detrás del compartimento de descarga había un tanque de peróxido de hidrógeno concentrado al 80% (llamado T-Stoff en Alemania) seguido de tanques de metanol/hidrazina (C-Stoff).
El tren
de aterrizaje constaba de un patín retráctil debajo del fuselaje y un pequeño
parachoques de acero debajo de la parte trasera del fuselaje. Los cilindros de
aire comprimido proporcionaron la presión para retraer el patín de aterrizaje
en un compartimento ventral, así como para operar los alerones.
Las
alas tenían una deflexión de 45°, un espesor relativo del 12% y una superficie
de 19,87 m2. El borde de fuga estaba ocupado por flaps de aterrizaje simples y
alerones de dos piezas, interior y exterior, que se acoplaban o desacoplaban
según la velocidad. A baja velocidad, los dos elementos se dirigieron juntos
mientras que a alta velocidad, solo se utilizaron los elementos externos.
Tras
las pruebas en túnel de viento, se instalaron dos mamparas de extradós que
conectan los flaps del borde de ataque con los del borde de salida para
combatir la separación de las corrientes de aire en alta incidencia. Este
fenómeno provocaba una pérdida de estabilidad longitudinal de la aeronave. La
solución de mamparo también se usó en la mayoría de los aviones soviéticos de
ala en flecha de las décadas de 1950 y 1960.
La
aeronave estaba equipada con una cola trasera en T. Las superficies
horizontales tenían un plano fijo regulable de –2° a +2 y superficies móviles
en dos elementos que, al igual que las aletas, se desviaban de forma diferente
según la velocidad. La orza tenía una deflexión de 35° y el timón también era
de dos elementos. Había una pequeña superficie vertical que superaba la aleta
por encima de las superficies horizontales que se usaba para velocidades bajas.
A altas velocidades, el timón se utilizaba de forma convencional. Sin embargo,
este sistema de timón era ineficiente y solo se usó en el primer prototipo, el
346P.
El '346' estaba propulsado por un motor cohete Walter HWK 109-509C que, de hecho, era el motor previsto originalmente para el Me-263, una versión evolucionada del Me-163 Komet. Este motor, llamado ZhRD-109-510 en la URSS, tenía dos cámaras de combustión superpuestas, una para crucero y otra utilizada solo para el despegue o durante breves períodos cuando se necesitaba el máximo empuje.
La
cámara de crucero tenía un empuje de tierra de 300 kg y la cámara principal un
empuje de 1700 kg. El peróxido de hidrógeno se descomponía sobre un catalizador
(permanganato de potasio) para producir gases calientes que impulsaban una
turbina para bombear combustible. Luego, estos gases se mezclaban con
hidracina/metanol, lo que producía combustión y empuje. El empuje combinado a
gran altura era del orden de 2250 kg y había suficiente combustible para dos
minutos de funcionamiento a plena potencia.
En 1947, se completó el primer prototipo sin motor, designado 346P (o alternativamente 346A o 346-1). Este planeador estaba destinado a pruebas de acoplamiento y liberación con el avión de transporte, medición de estabilidad de vuelo y desarrollo de procedimientos de aterrizaje. El 346P tenía una cabina sin presión y se habían quitado las escotillas deslizantes retráctiles para limitar su masa.
El 346P
se transfirió en 1948 al campo de pruebas de Tyoplyi Stan y se colocó debajo
del ala derecha de un B-29 capturado. No fue pilotado por un ruso sino por
Wolfgang Ziese, quien anteriormente había sido piloto de pruebas jefe de la
firma alemana Siebel Flugzeugwerke. No hubo problemas durante estos vuelos y el
planeador pudo aterrizar cada vez sin romperse.
La
construcción del primer prototipo motorizado se completó en mayo de 1949 bajo
la designación 346D (o 346-II o 346-2). Sin embargo, el aparato estaba equipado
al principio con un motor inerte. El 346-2 tenía algunas diferencias con el
346P como la ausencia de flaps de aterrizaje. El empenaje se había modificado
ampliamente con una flecha más grande (45° en lugar de 35) y un perfil más
delgado para la profundidad. También se redujo el grosor relativo del timón (9%
en lugar de 12%).
El 30
de septiembre de 1949, el 346-2 se dejó caer a 9.700 metros del B-29 y realizó
su primer vuelo motorizado con Ziese a los mandos. Tras algunas dificultades
para controlar la aeronave, Ziese se vio obligado a aterrizar a una velocidad
demasiado alta (unos 310 km/h), probablemente debido a la ausencia de flaps de
aterrizaje. Tras un rebote, y la rotura del patín, la aeronave aterrizó sobre
su panza, lo que provocó daños en la aeronave y heridas al piloto.
Después
de que el avión fue reparado, las pruebas de vuelo se reanudaron con el piloto
ruso PI Kasmin en el aeródromo de Lukhovitsy en octubre de 1950. Luego el 16 de
junio en el “346-3” para su primer vuelo sin motor.
El 13
de agosto de 1951, voló el 346-3, usando el motor cohete por primera vez pero
con la cámara de crucero sola. Las pruebas en el túnel de viento habían
demostrado que las superficies de control de vuelo se volverían ineficaces a
velocidades transónicas y el 346 estaba limitado a Mach 0,9. Ziese realizó otro
vuelo el 2 de septiembre, pero en el tercer vuelo, el 14 de septiembre, perdió
el control de la aeronave. Después de rodar, sumergirse y luego girar
automáticamente, Ziese se resignó a desencadenar la separación de la cabina
gracias a los pernos explosivos. El dispositivo de estabilización y eyección de
la cabina funcionó perfectamente y Ziese aterrizó sano y salvo bajo su
paracaídas.
Tras el
accidente del 346-3, el programa se abandonó y los ingenieros alemanes fueron
repatriados a Alemania Oriental en 1953. De todos modos, los estadounidenses
habían roto la barrera del sonido con el Bell X-1 durante cuatro años y los
rusos prefirieron concentrarse en el desarrollo de turborreactores de alta
potencia y en la construcción de instalaciones de pruebas para prescindir de
aviones experimentales como el 346.
Especificaciones
técnicas del "346"
- Envergadura: 9 metros
- Superficie alar: 19,87 m2
- Largo total: 13,5 metros
- Altura: 3,54 metros
- Peso vacío: ?
- Peso cargado: 5250kg
- Velocidad máxima: 950 km/h (esperado para Mach 2)
- Techo operativo: ?
- Radio de acción: ?
- Motorización: 1 motor cohete Walter HWK 109-509C de dos cámaras con 2000 kgp de empuje (300 kgp + 1700 kgp)
- Armamento: Ninguno
- Tripulación: 1
Fuente: http://jpcolliat.free.fr
