Lockheed-Ventura

Lockheed X-7

Lockheed-Xfv-1 salmon

Vue du Lockheed X-7 (photo : Science et Vie Aviation 1957) Vue d'un appareil expérimental sans pilote Lockheed X-7 (X-7A-1). Cet avion était largué en vol et propulsé par un moteur-fusée à carburant solide Alleghany Ballistics Laboratories X202-C3 doté de ses propres éléments de guidage qui ne figure pas sur l'illustration (caractéristiques de ce propulseur, poussée 105.000 lbf, 47.630 kgp, poids 1.655 kg, longueur 6,10 m, envergure 6,56 m, hauteur 3,20 m.)

Le Lockheed X-7 (surnommé le "Flying Stove Pipe") était un appareil d'essai sans pilote conçu pour des expérimentations concernant les moteurs-fusée et la technologie de guidage de missile.

Cet avion était emporté sous l'aile gauche d'un bombardier quadrimoteur B-29 ou B-50 Superfortress adapté en avion porteur. Le large propulseur à carburant solide attaché à la queue était allumé quelques secondes après le largage, puis propulsait ensuite l'ensemble à une vitesse d'environ 1.000 mph (1.625 km/h). Le propulseur était alors éjecté et le statoréacteur prenait le relais à partir de ce point. Après extinction de ce moteur, le X-7 revenait vers le sol, la descente verticale, pointe vers la terre, étant freiné par un parachute à plusieurs étages. Lors de l'impact, la partie effilée du nez de l'appareil devait se planter dans le sol, en protégeant ainsi le reste de la cellule.

Cette engin atteignit une altitude d'environ de 32.320 mètres et une vitesse maximale d'environ 2.880 mph (4.640 km/h, environ Mach 4.31), établissant un record de vitesse pour un appareil à moteur alimenté par air. Un total de 130 vols put être effectué avec cet appareil et ses variantes entre avril 1951 et juillet 1960.

Le programme du X-7 répondait, début décembre 1946, à une demande de l'U.S. Air Force pour l'étude de l'aérodynamique et de la propulsion d'un appareil d'essai sans pilote capable d'attendre Mach 3. Ces études menèrent au modèle L-171 (initialement PTV-A-1), projet MX-883 pour l'U.S.A.F. Deux modèles, L-171-1 et L-171-2, furent construits, seul le deuxième étant étudié en détail pour l'aérodynamique et l'étude des méthodes de lancement. Le départ depuis le sol ou le largage depuis un avion furent considérés, la deuxième option étant préférée car l'engin pouvait être largué à la vitesse d'allumage du statoréacteur. Le propulseur à carburant solide ou liquide devait accélérer l'appareil jusqu'à environ Mach 2.4 avant d'être éjecté. Le L-171 souffrait cependant d'un manque de souplesse, sa conception compliquant l'intégration des différents statoréacteurs à tester et sa petite taille ne permettant pas l'emport d'une quantité de carburant suffisante.

La courte durée de vol limitant sévèrement le volume de données exploitables, Lockheed abandonna le projet L-171 en faveur d'un concept plus adapté. Pour répondre à deux exigences de l'U.S.A.F., pouvoir récupérer intact le statoréacteur pour examen après le vol, et si possible, pouvoir le réutiliser et également pouvoir produire et enregistrer de grandes quantités de données, le nouvel engin devait être largué depuis un avion porteur et être récupéré pour analyse et nouvelle utilisation après le vol. Aussi, le statoréacteur devait être installé en nacelle afin de faciliter les différentes installations et laisser de la place libre dans le fuselage pour le carburant et les systèmes. L'aile devait être très mince, courte et droite afin d'éviter les problèmes de flexion et de traînée. Après des essais sur des maquettes à échelle 1/3 non contrôlées et non motorisées, lancées en chute libre depuis un chasseur P-38 ou un bombardier B-29, le nouvel appareil correspondant à ces caractéristiques fut finalement désigné X-7 en 1951.

En 1954, une version modifiée de manière significative, désignée X-7A-3 (le X-7 d'origine ayant été renommé X-7A-1), fut présentée. Plus long d'environ 90 cm, d'une structure plus robuste, ce modèle était équipé d'une aile nouvelle et était doté d'une nouvelle installation des propulseurs, avec deux petits moteurs-fusée logés sur les côtés du fuselage, sous les ailes. Ces moteurs étaient des Thiokol XM-45-5KS à carburant solide (poids environ 770 kg, longueur environ 4,90 mètres, diamètre environ 37 cm) d'une poussée de 50.000 lbf (22.680 kgp) capables de fonctionner pendant cinq secondes. Cette version améliorée également au niveau des commandes de vol et d'une capacité de mesure supérieure était plus compacte, aussi son montage fut possible dans la soute à bombe d'un bombardier B-50, appareil ayant une meilleure capacité d'emport et capable d'atteindre un plafond opérationnel plus élevé que le B-29 initial. Le plan d'aile avait été revu, celui-ci étant d'une envergure réduite, plus large au niveau de l'emplanture et plus court à l'extrémité, sa surface étant augmentée. L'épaisseur des ailes avait été réduite et elles étaient équipées de nacelles pour l'emport de caméras lumière visible et infrarouge.

A partir de mai 1955, jusqu'au vol final, en juillet 1960, environ 100 missions purent être réalisées. Les recherches portèrent sur les statoréacteurs, la technique de guidage, certains composants d'avion, des carburants nouveaux (additifs, carburants à haute énergie) et les conditions de vol à vitesse et altitude élevées.

Les X-7A-1 et X-7A-3 furent suivis par cinq appareils désignés X-7B. Ces engins basés sur le dernier modèle étaient destinés aux essais de systèmes de guidage et de commandes de vol, mais seulement douze vols furent réalisés, le programme étant arrêté très rapidement pendant la phase d'essais en vol.

Aussi, le Kingfisher fut une version cible, relativement peu modifiée du X-7A-3, destinée à l'U.S. Air Force. Cet appareil désigné XQ-5 (projet SS 427L de l'U.S.A.F.) fut transféré rapidement à l'U.S. Army et fut finalement nommé AQM-60A en juin 1963. Cet engin de haute performance devait servir aux essais des missiles sol-air Bell SAM-A-7/MIM-3 Nike Ajax, Western Electric SAM-A-25/MIM-14 Nike Hercules et Boeing IM-99/CIM-10 Bomarc. Cependant le niveau atteint par le Kingfisher était sensiblement plus élevé que celui des missiles intercepteurs et il semble que peu de XQ-5 furent abattus. Les militaires et les fabricants des missiles SAM (Surface-to-Air Missile) furent évidemment très embarrassés et des pressions politiques conduisirent à l'arrêt de l'utilisation des XQ-5 au milieu des années 1960.

La production totale de la série X-7/XQ-5, terminée en 1959, atteignit 61 exemplaires dont 28 X-7A-1. Sur les 130 vols réalisés, 80 furent réussis partiellement ou complètement. La contribution du programme aux progrès des recherches en matière de grande vitesse fut élevée et les données acquises avec le X-7 au niveau aérodynamique, structure et contrôle du phénomène de flutter (battement des ailes ou couplage aéroélastique) servirent au programme du chasseur F-104, les ailes de cet avion étant très proches de celles de l'appareil expérimental.


Source partielle : site web Wikipedia et site de JP Colliat consacré aux projets et aux prototypes.

X-7                 
Moteurs(s)/Engine(s)   1 moteur-fusée et 1 statoréacteur                  Alleghany Ballistics Lab X202-C3 ou Marquardt MA20
Envergure/Span 3,66 m     Longueur/Length 9,98 m     Hauteur/Height 2,1 m      Poids total/Weight 3.600 kg       
Vitesse/Speed 4.640 km/h           Plafond/Ceiling 32.320 m   Autonomie/Range           


Retour à la page d'accueil Retour page d'accueil/return to the home page Retour à la page aviation Retour partie aviation/return to the airplane part IndexTable des matièresAvions expérimentauxAvions expérimentaux