El prototipo naval XF10F de Grumman ensayó alas móviles, pero el motor J40 y los problemas de control provocaron su cancelación.
Primer vuelo del XF10F Jaguar con alas de geometría variable
El 19 de mayo de 1952, desde la Base de la Fuerza Aérea Edwards, en California, Corwin Meyer despegó a bordo del prototipo Grumman XF10F-1 Jaguar con matrícula militar naval 128311. Ese vuelo marcó el inicio de las pruebas de un caza de la Armada de los Estados Unidos equipado con alas de geometría variable.
Para modificar la flecha del ala durante el vuelo, el sistema hidráulico interno operó a 3000 libras por pulgada cuadrada. Ese mecanismo desplazó los paneles exteriores desde una posición extendida de 13,5 grados, necesaria para maximizar la sustentación durante el despegue, hasta un ángulo de 42,5 grados, previsto para reducir la resistencia aerodinámica en régimen transónico.
La maniobra mecánica completa de barrido angular requirió 10 segundos continuos para pasar de una configuración extrema a la otra. Tras el requerimiento original de la Oficina de Aeronáutica de la Armada, emitido en 1947 bajo la designación de proyecto G-83, las especificaciones técnicas definieron un caza interceptor diurno capaz de operar desde portaviones Essex y Midway.
A partir de ese requisito, los ingenieros de Grumman Aircraft Engineering Corporation seleccionaron la geometría variable porque permitía conciliar una velocidad de aproximación de 90 nudos para el apontaje en cubiertas cortas con la exigencia de alcanzar Mach 0,9 en misiones de interceptación a gran altitud. La Marina autorizó dos prototipos y una célula para pruebas de fatiga estática.
Datos clave del diseño y las pruebas del XF10F Jaguar
- El sistema hidráulico interno trabajó a 3000 libras por pulgada cuadrada.
- Las alas pasaban de 13,5 grados a 42,5 grados en 10 segundos.
- La Marina autorizó los prototipos 128311 y 128312.
- Corwin Meyer completó 32 vuelos y 43 horas operativas.
- El segundo prototipo tenía un avance del 90 por ciento al ser cancelado.
Estructura alar, sustentación y equilibrio longitudinal del Jaguar
En la raíz del fuselaje, el sistema de pivotes alares soportó las cargas aerodinámicas mediante una caja central de torsión fabricada en aleación de aluminio extruido. Como parte de esa solución estructural y aerodinámica, Grumman instaló ranuras de borde de ataque a lo largo de toda la envergadura y superficies hipersustentadoras Fowler de doble ranura.
Esos dispositivos ubicados en los bordes de salida proporcionaban un coeficiente de sustentación máximo cuando las alas mantenían su ángulo mínimo de 13,5 grados. Al pasar al ángulo máximo de 42,5 grados, la transición mecánica desplazó el centro de presión aerodinámica hacia la sección de popa del avión.
Por esa razón, el mecanismo debía introducir compensaciones mecánicas simultáneas en el empenaje para conservar el equilibrio longitudinal de la aeronave. Para los ensayos iniciales en Edwards, Westinghouse Electric Corporation suministró el motor turborreactor J40-W-8, una planta motriz de flujo axial que generó 6800 libras de empuje en seco.
El motor incumplió de forma reiterada el valor contractual de 11 600 libras con el uso del posquemador. El Jaguar registró un peso máximo de despegue de 35 450 libras y un peso en vacío de 22 830 libras; por ello, la relación de empuje a peso fue de 0,19 con la máxima capacidad de combustible interno.
Limitaciones del motor J40 y problemas de control en vuelo
Esa cifra quedó muy por debajo de los parámetros de diseño proyectados. La limitación de empuje del turborreactor J40 restringió la velocidad máxima verificada del prototipo a 710 millas por hora a 20 000 pies de altitud e impidió que el fuselaje alcanzara velocidades supersónicas incluso en trayectorias de picado poco profundo.
Entre mayo de 1952 y abril de 1953, Corwin Meyer completó 32 vuelos de prueba y registró 43 horas operativas sobre los polígonos del desierto de Mojave. Durante ese periodo, el engranaje central de geometría variable completó los ciclos de barrido sin bloqueos asimétricos ni caídas de presión hidráulica en las salidas registradas.
Sin embargo, el flujo de aire turbulento desprendido por las alas en su configuración de flecha máxima incidió directamente sobre la superficie de control de cola original del avión. Como consecuencia, aparecieron cabeceos parásitos y disminuyó la efectividad del control de balanceo a velocidades superiores a Mach 0,85.
Ese comportamiento llegó al punto de inutilizar los alerones convencionales del borde de salida. En la novena salida del programa de pruebas, los técnicos de la planta de Bethpage reemplazaron el estabilizador horizontal inferior con forma de delta por una cola en T basada en una superficie de estabilización completamente móvil.
Cambios en la cola, barrenas y armamento previsto del XF10F
La modificación estructural eliminó los elevadores articulados tradicionales e introdujo un plano integral accionado por un servo-compensador situado en su borde de fuga. La palanca de control de la cabina actuaba mecánicamente sobre el servo mediante un sistema directo de cables tensores y poleas conectado con la superficie de control.
A su vez, las fuerzas de la corriente de aire sobre esta pequeña pestaña articulada hacían rotar todo el estabilizador horizontal sobre su eje transversal, lo que permitía controlar la actitud de cabeceo del caza. Como el XF10F-1 carecía de sistemas computarizados de aumento artificial de estabilidad, dependió del esfuerzo físico directo del piloto.
Durante la evaluación del comportamiento aerodinámico en barrena, realizada a 20 000 pies a finales de diciembre de 1952, la aeronave entró en configuraciones de pérdida plana. La recuperación exigió timón de dirección máximo y hasta tres rotaciones completas de 360 grados sobre su eje vertical antes de recuperar el vuelo nivelado controlado.
Después de esos ensayos, Grumman añadió aletas ventrales gemelas bajo la tobera de escape del motor y deflectores de flujo en la sección posterior del fuselaje, aunque esas alteraciones geométricas no corrigieron la inestabilidad direccional propia del diseño. El volumen interno del morro quedó configurado para cuatro cañones automáticos T-160 de 20 milímetros.
Cancelación del programa G-83 y destino final del prototipo
Detrás del carenado inferior del radar de control de tiro, el compartimento ventral retráctil albergó puntos de anclaje mecánicos diseñados para transportar dos bombas de caída libre de 1000 libras o cilindros lanzadores de aluminio con capacidad total para seis cohetes no guiados de aletas plegables y cinco pulgadas de diámetro.
El tren de aterrizaje triciclo integró un amortiguador telescópico de carrera larga de 40 pulgadas en el tren delantero, diseñado para absorber tasas de descenso de 20 pies por segundo durante los apontajes. También incorporó un gancho de parada de retracción hidráulica montado en el cono de cola del avión.
El 1 de abril de 1953, el secretario de Marina ordenó la cancelación formal del proyecto G-83 y de los contratos de prueba en vuelo del XF10F-1. A continuación, la Armada detuvo el ensamblaje del segundo prototipo, 128312, en Nueva York, cuando la estructura física tenía un avance del 90 por ciento.
Debido al rendimiento insuficiente del motor Westinghouse J40 y a las deficiencias de control de vuelo que las modificaciones del empenaje no resolvieron, la Oficina de Aeronáutica reasignó los presupuestos de adquisición de interceptores a aeronaves de ala en flecha fija con motores Pratt & Whitney J48 y Allison J71.
Uso del fuselaje en pruebas estáticas tras el cierre del programa
Entre esos programas quedaron el Grumman F9F Cougar y el McDonnell F3H Demon. Durante la segunda semana de julio de 1953, la Marina trasladó por vía terrestre el fuselaje sobreviviente 128311 al Centro de Material Aéreo Naval, dentro de los límites del Astillero Naval de Filadelfia.
Allí, los ingenieros de la División de Catapultas y Equipos de Detención anclaron el avión a los raíles de la estación de prueba estática. El objetivo fue evaluar las tensiones estructurales producidas por el choque de barricadas de emergencia de lona y cable contra radomos de gran diámetro.
Las pruebas se dirigieron a aviones de la categoría de las 35 000 libras, una clase coherente con el peso máximo de despegue registrado por el Jaguar. Finalmente, el fuselaje fue transferido al Campo de Pruebas de Aberdeen, en el estado de Maryland, bajo control del Ejército de los Estados Unidos.
En Aberdeen, el Ejército destruyó progresivamente el fuselaje como blanco estático para detonaciones de artillería experimental de fragmentación. Así terminó el único prototipo que había volado con la geometría variable del proyecto G-83, después de un programa breve condicionado por el motor, la estabilidad y el control.