Republic XF-103

Une performance de type « Mach 3 » était un objectif très difficile à atteindre pendant les années 1950. Les turboréacteurs compriment l'air arrivant par l'avant, le mélangent avec du carburant et enflamment le mélange ainsi obtenu. Les gaz en expansion qui en résultent sont expulsés vers l'arrière et créent la poussée qui permet à l'avion d'avancer. Généralement, les compresseurs de ces moteurs ne peuvent aspirer l'air qu'à des vitesses subsoniques. Afin d'obtenir ce flux d'air subsonique, les avions font alors appel à des entrées d'air au dessin particulier ou dotées de pièces mobiles, permettant de ramener la vitesse de l'air entrant dans le moteur à une valeur subsonique convenable. Ce procédé possède toutefois des limitations, car l'énergie perdue dans le processus de ralentissement de l'air le réchauffe également. Le principal facteur limitant est alors évidemment la température des organes internes du moteur, en particulier les turbines, placées juste derrière la chambre de combustion. Avec les matériaux disponibles à l'époque de la conception du XF-103, des vitesses dépassant Mach 2,5 étaient encore difficiles à atteindre.

La solution à ce problème est le retrait de la turbine. Le statoréacteur consiste essentiellement en un gros tube vide, et est relativement facile à refroidir en forçant de l'air supplémentaire à venir circuler le long de ses parois extérieures. Les statoréacteurs de l'époque, comme celui du Lockheed X-7 parvenaient à atteindre des vitesses de Mach 4. Il existe toutefois de nombreux désavantages à l'emploi du statoréacteur. Tout d'abord, la consommation de carburant de ces moteurs est extrêmement élevée, ce qui rend les opérations aéronautiques conventionnelles — comme un vol d'une base vers l'autre — inutilement coûteuses. Enfin, le plus gros problème vient du fait que les statoréacteurs ont besoin d'une vitesse relative importante pour compresser l'air, et ils ne deviennent réellement efficaces qu'au-dessus de Mach 1.

Alexander Kartveli, l'ingénieur en chef de Republic, conçut une solution pour ces problèmes. Il proposa l'utilisation d'un turboréacteur Wright XJ67-W-1 à postcombustion[2], associé à un statoréacteur RJ55-W-1, la connexion entre les deux étant assurée par une série de conduits mobiles dirigeant l'air vers l'un ou l'autre des moteurs. Aux faibles vitesses, l'avion serait propulsé par le J67, le RJ-55-W-1 agissant alors comme un système de postcombustion classique, produisant une puissance totale de 180 kN. À haute vitesse, démarrant à partir de Mach 2,2, le turboréacteur serait éteint et le flux d'air d'admission l'alimentant serait entièrement dérivé autour de lui pour alimenter directement le statoréacteur. Même si la poussée nette était réduite par l'arrêt du turboréacteur, l'utilisation du statoréacteur seul permettait à l'avion d'atteindre des vitesses bien plus importantes.

Les deux moteurs étaient situés derrière une unique entrée d'air ventrale Ferri de très grandes dimensions[2], qui incorporait une lèvre avant prohéminente, une caractéristique de conception également utilisé sur le Republic RF-84F Thunderflash puis le F-105 Thunderchief. Le turboréacteur J67 était installé juste derrière l'entrée d'air avec un léger angle de décalage, son entrée d'air étant alors située juste en dessous de l'axe central de l'avion. Le statoréacteur XJ55 était installé dans l'alignement du fuselage à l'extrémité arrière de l'avion, comme s'il s'agissait de l'échappement d'une installation moteur conventionnelle. Il y avait un espace significativement important au-dessus du J67 pour la canalisation amenant l'air au statoréacteur. Le carburant était contenu dans cinq réservoirs séparés pressurisés[2].

Toutes les surfaces de contrôle étaient des ailes delta pures. L'aile principale avait un angle de flèche de 55° et pouvait pivoter autour de son longeron, afin de créer une incidence variable[2]. Pour le décollage et l'atterrissage, l'aile était basculée vers le haut pour augmenter son angle d'attaque, tout en gardant le fuselage quasiment horizontal (un système notamment rendu célèbre par le Vought F-8 Crusader). La longueur importante du fuselage rendait difficile l'obtention d'un angle d'attaque élevé par le basculement entier de l'appareil, qui aurait nécessité l'adaptation d'un train d'atterrissage aux jambes très longues. Le système permettait également au fuselage de voler idéalement « à plat » dans le vent relatif à différentes vitesses, avec des compensateurs réglés à un angle indépendant du reste de l'avion. Cet artifice réduisait la traînée de compensation et améliorait donc ainsi le rayon d'action de l'avion.

De chaque côté, l'aile était séparée en deux à environ deux tiers de son envergure. Les parties extérieures à cette ligne de séparation étaient capables de pivoter indépendamment du reste de l'aile, jouant le rôle d'ailerons de grande taille, désignés « tiperons » par Republic : un mot-valise constitué des mots anglais « tip » (extrémité) et « aileron ». Afin de garder la surface des tiperons en avant et en arrière des pivots à peu-près similaires, la ligne de séparation avec l'aile était plus proche du fuselage en avant des pivots. Des pylônes d'emport pour réservoirs largables étaient disponibles à environ un tiers de la longueur en partant de l'emplanture des ailes.

Les stabilisateurs horizontaux avaient un angle de flèche de 60°[2] étaient apparemment sous-dimensionnés et disposés sous la ligne de l'aile. La dérive verticale était plus grande et complétée par une dérive ventrale, pour améliorer la stabilité à grande vitesse. Cette dérive ventrale se repliait vers la droite (vu de derrière l'avion), afin d'éviter de toucher le sol pendant les phases de décollage et d'atterrissage. Deux aérofreins de type « pétales » étaient montés directement derrière les stabilisateurs horizontaux, s'ouvrant à un angle d'environ 45° à l'intérieur de l'espace entre les surfaces horizontales et verticale. Il n'y avait aucune marque évidente d'un emplacement prévu pour un parachute de freinage sur la maquette réalisée ou les différents dessins d'artistes, bien que ce système était très fréquemment installé sur les avions de cette période.

Le fuselage était totalement lisse, avec un fort rapport de finesse (en) pour une traînée faible aux vitesses supersoniques. Le dessin de l'avion fut développé avant la découverte de la loi des aires, et il ne présente aucune des « tailles de guêpes » caractéristiques des avions essentiellement développés après l'année 1952, qui respectent cette loi aérodynamique importante. Les contours du fuselages étaient essentiellement cylindriques, mais se fondaient avec l'entrée d'air du moteur au niveau de la racine des ailes, lui donnant un profil arrondi, puis rectangulaire vers le milieu, avant de finir par une forme cylindrique pure au niveau de la tuyère du moteur.

Une maquette du F-103 fut construite à l'usine du constructeur Republic. Sur cette photographie, la capsule du pilote est visible en position abaissée.

Le dessin du cockpit comprenait initialement une verrière, mais les nécessités de faible traînée pour les hautes vitesses suggérèrent de la retirer. L'idée d'utiliser un système de périscope pour la vision vers l'avant sur les avions rapides était alors en vogue, l'Avro 730 sélectionnant un système très similaire. L'US Air Force demanda que ce système soit utilisé sur le F-103. Kartveli était opposé à l'emploi de ce système, et fit pression pour l'utilisation d'une « vraie » verrière. Les documents liés à la conception de l'avion pendant toute la durée du programme continuèrent à inclure cet élément comme un équipement optionnel, en parallèle avec des estimations indiquant que la différence serait minimale[4].

La conception montrée sur les maquettes et les dessins faisait appel à deux grandes fenêtres ovales sur les côtés du cockpit, et un système de périscope projetant une image sur un système à lentille de Fresnel installé directement devant le pilote. En 1955, le concept de périscope fut testé sur un F-84G modifié, qui réalisa un long vol à travers le continent avec la vision avant du pilote obstruée[3]. Le banc d'essais F-84G, portant le numéro de série 51-843, accumula près de 50 heures de vols d'essais, avec les pilotes rapportant que le système fonctionnait extrêmement bien[6].

Une capsule de sauvetage supersonique unique fut conçue pour le XF-103. Le siège du pilote était installé dans une coquille avec un grand bouclier mobile à l'avant, qui était en temps normal glissé en position basse devant les jambes du pilote. En cas de dépressurisation, le bouclier glisserait en position haute devant le pilote, enfermant son siège dans une bulle pressurisée. Les instruments de vol basiques contenus dans la capsule devaient permettre à l'avion de retourner vers sa base, et une fenêtre présente dans le bouclier avant permettait au pilote de continuer à utiliser le périscope pour manœuvrer son appareil. En cas d'urgence, l'intégralité de la capsule aurait été éjectée par le bas de l'avion, ainsi qu'un petit bout de fuselage apportant une stabilité aérodynamique suffisante pendant la procédure d'éjection. Pour entrer et sortir de l'avion, le module d'éjection était abaissé vers le sol le long de rails de guidage télescopiques, permettant au pilote de simplement s'asseoir dans le siège et de faire remonter le module dans l'avion, comme s'il était à l'intérieur d'une cabine d'ascenseur. La capsule étant entièrement pressurisée, le pilote pouvait manœuvrer son appareil sans combinaison particulière, une fois que la capsule était en position remontée[7].

L'intégralité du nez était occupée par l'imposante installation du radar Hughes, qui — à l'époque — offrait des portées de détection importantes. Le guidage et le contrôle de tir devaient être assurés par le même package MX-1179 que celui développé pour tous les concepts WS-201. Hughes Aircraft remporta ce contrat avec son système de contrôle de tir Hughes MA-1, qui était en développement. L'installation électronique occupait la majeure partie du nez de l'avion et était d'un accès peu pratique[2], nécessitant des échelles ou le cas échéant de démonter entièrement le nez de l'avion[2].

Les armes étaient emportées dans des baies situées sur les côtés du fuselage derrière le cockpit, qui s'ouvraient en pivotant vers le haut, faisant ensuite pivoter les missiles pour les exposer à l'extérieur de l'avion, prêts à être tirés. Le XF-103 devait être armé de six missiles air-air GAR-1/GAR-3 Falcon — ensuite connus sous la désignation MX-904 —[2], avec probablement un arrangement de trois ou quatre de chacun de ces deux missiles, tirés par paires — un à guidage radar et un à guidage infrarouge — pour augmenter leur probabilité de coup au but. Le XF-103 devait également pouvoir emporter 36 roquettes de 70 mm FFAR « Mighty Mouse »[2].

• North American XF-108 Rapier
• Lockheed YF-12
• BAC TSR-2
• Douglas X-3 Stiletto
• North American XB-70 Valkyrie
• Mikoyan-Gourevitch MiG-25
• Avro Canada CF-105 Arrow

 : document utilisé comme source pour la rédaction de cet article.

• (en) Marcelle Size Knaack, Encyclopedia of US Air Force Aircraft and Missile Systems, vol. 1 : Post-World War II Fighters 1945–1973, Washington, (États-Unis), Office of Air Force History, 1978, 619 p. (ISBN 0-912799-59-5 et 978-0-91279-959-9, présentation en ligne).
• (en) Dennis R. Jenkins (auteur), Tony R. Landis (auteur), Alvin S. White (préface) et Fitzhugh L. Fulton Jr. (préface), Valkyrie : North American's Mach 3 Superbomber, North Branch, Minnesota, Specialty Press Publishers & Wholesalers, 15 janvier 2015, 1^re éd., 276 p. (ISBN 978-1-58007-072-0 et 1-58007-072-8, présentation en ligne).
• (en) Paul F. Crickmore, Lockheed Blackbird : Beyond the Secret Missions, Oxford, Royaume-Uni, Osprey Publishing, coll. « General Aviation », 11 novembre 2004, 400 p. (ISBN 1-84176-694-1 et 978-1-84176-694-2, présentation en ligne).
• (en) Steve Pace, X-Fighters : Experimental and Prototype USAF Jet Fighters, XP-59 to YF-23, St. Paul, Minnesota, États-Unis, Motorbooks International, 1^er novembre 1991, 224 p. (ISBN 0-87938-540-5 et 978-0-87938-540-8, présentation en ligne).

• (en) Dennis R. Jenkins, « Titanium Titan : The Story of the XF-103 », Airpower,‎ janvier 2004.

• Didier Vasselle, « La saga des statoréacteurs – Les premiers projets de statoréacteur combiné », Prototypes.com, 22 août 2004 (consulté le 27 septembre 2019).

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