グラマン XF10F ジャガー
| XF10F ジャガー | |
|---|---|
 | |
| 一般情報 | |
| タイプ | 試作可変翼戦闘機 |
| メーカー | グラマン |
| 状態 | 1953年4月にキャンセル |
| 建造数 | 1 |
| 歴史 | |
| 初飛行 | 1952年5月19日 |
グラマンXF10Fジャガーは、1950年代初頭にアメリカ海軍に提案された可変翼戦闘機の試作機 でした。実戦配備されることはありませんでしたが、その研究は後のジェネラル・ダイナミクスF-111やグラマン独自のF-14トムキャットへの道を開きました。
設計と開発
海軍が可変翼構造に関心を寄せたのは、ジェット戦闘機の重量が増大し続け、空母運用に支障をきたしているという懸念があった。既存の航空機の多くは既に空母運用に限界的な性能しかなく、重量増加の傾向は明らかだった。同時に、高速性能への要求は、離陸特性に適さない後退翼レイアウトを必要としていた。この2つの要素を1機の航空機に統合するという構想は魅力的だった。
1948年2月から3月にかけて、当初は初期のF9Fパンサーの後退翼版として構想されたが、T字型尾翼、そして最終的には可変翼へと設計が再構成された。 [ 1 ]水平安定装置を備えたT字型尾翼、機首にデルタサーボを備えた小型旋回式中央胴体、そして垂直尾翼の上に搭載された大型のデルタ型主翼を特徴としていた。単発ターボジェットエンジンは頬の吸気口から燃料を供給された。肩に取り付けられた高い主翼は、離着陸時の13.5°後退角と高速飛行時の42.5°後退角の2つの位置に可動式であった。
独特な水平安定板の設計は自由浮遊式で、取り付けられた小さな前翼はパイロットによって直接操作され、安定板を上下に引っ張った。つまり、機械的な制御ではなく空気力学的に制御されていたため、ピッチ制御が鈍く、特に低速時には小さな前翼上の気流が少なくなるため、その傾向が顕著だった。もしこの計画がさらに進展していたら、おそらく従来の全速力水平安定板に置き換えられていただろう。この設計の予測不可能な挙動はパイロットによる振動を頻繁に引き起こし、前縁スラットが突然不規則に展開することで、機体はほとんど制御不能な状態になることが多々あった。[ 2 ]
XF10F-1 には武装がなかったが、量産機には同時代の海軍戦闘機と同様に 20 mm (0.79 インチ) 砲 4 門と爆弾およびロケット用のパイロンが搭載されていたと思われる。
テスト
ジャガーの構成は、初期のベル X-5実験機と同じような操縦上の問題を多く抱えており、ひどいスピン特性もいくつかありました。
ジャガーの開発は、慢性的に信頼性の低いウェスティングハウス社製J40ターボジェットエンジンの採用によって阻害された。このエンジンは、当時の他の航空機と同様に、ジャガーを危険なほど出力不足に陥れ、エンジン関連の様々な問題を引き起こしやすかった。J40の推力は、当初の想定である11,000 lbf (49 kN) に対してわずか6,800 lbf (30.2 kN) にとどまり、最終的に克服不可能な問題となってしまった。[ 3 ]
ジャガーを操縦した唯一のパイロットであるテストパイロットのコーウィン・「コーキー」・マイヤーは[ 4 ] 、ジャガーを操縦するのは「非常に多くの欠点があったから」楽しかったと述べている。[ 5 ] マイヤーがテスト飛行プログラム中に遭遇した「欠点」の例は以下の通りである。
- 整備不良により作動油がゼラチン状に凝固し、「ゼリー状」の物質となったことで、翼のスイープ機構が故障した。この故障にもかかわらず、機械的な故障が発生した場合、翼は自然にスイープ状態に戻るという空気力学者の主張は完全に正しかったことが証明され、マイヤーは安堵した。
- 同じく実験的なウェスティングハウス社製XJ-40ターボジェットエンジンは、飛行中に頻繁に故障を起こした。ジャガー機内での信頼性の低さの原因は、結局のところ、並外れたずさんな製造工程にあった。エンジン電子ボックスのアクセスパネルには、長さ約127mmのネジが1本取り付けられており、内部の繊細な回路を壊していた。一方、パネルの他の3本のネジはわずか10mmだった。
- 「空力的にバランスの取れた」カナード駆動式振り子式エレベーターは、その効果のなさと安定性への貢献度の低さが、自由飛行開発モデルにおいて既に明らかでした。この不安定性は「モデル効果」として片付けられましたが、これは誤った判断であることが判明しました。当初の解決策は胴体後部に三角形の水平尾翼を取り付けることでしたが、最終的にグラマン社は敗北を認め、先行機であるグラマンF-9クーガー後退翼戦闘機の水平面を遡及的に取り付けました。この頃にはプログラムは終焉に近づき、アメリカ海軍がジャガーを採用する可能性は低いとされていました。
- 飛行中にキャノピーが開き、閉じることも射出することもできなくなりました。同時に、信頼性の低いエンジンは驚くべき速さで出力を失い始めましたが、キャノピーの不具合により、コーキー・マイヤーは射出成形機から脱出することができませんでした。彼はなんとか無事に着陸しました。この飛行の直後、前述の極端に大きすぎるスクリューが発見されました。
彼は、ベルX-5に似た（後にF-111、F-14、パナビア・トーネードなどに採用された機構よりもはるかに複雑な）平行移動式翼後退機構が、唯一完璧に機能する機構であることを発見した。海軍はこの結果に落胆し、角度付き飛行甲板と蒸気駆動カタパルトを備えた大型空母の開発により、可変翼構造は不要になった。[ 1 ]
XF10F-1試作機は1952年5月19日に初飛行した。同年中に約32回の試験飛行に使用されたが[ 1 ]、1953年4月に海軍は計画を中止し、発注されていた112機の量産機も中止した。唯一の飛行可能な機体と未完成の試作2号機はバリケード試験のためフィラデルフィアの海軍航空資材センターに送られ、静止試験機は後に砲撃標的として使用された[ 1 ] 。
仕様（XF10F-1）
一般的な特徴
- 乗員:パイロット1名
- 長さ: 55フィート9.6インチ (17.008メートル)
- 翼幅: 50フィート8インチ (15.44 m)
- 後退翼幅： 36フィート8インチ（11.18メートル）
- 高さ: 16フィート3インチ (4.95 m)
- 翼面積： 466.9平方フィート（43.38平方メートル）、450平方フィート（42平方メートル）の後退角
- 空車重量: 20,425ポンド (9,265 kg)
- 最大離陸重量: 35,450ポンド (16,080 kg)
- 動力源:ウェスティングハウスXJ40-WE-8ターボジェットエンジン1基、推力6,800lbf (30kN)
パフォーマンス
- 最高速度: 710 mph (1,140 km/h、620 kn)
- 範囲: 1,670 マイル (2,690 km、1,450 海里)
- 推力/重量： 0.19
参照
関連開発
同等の役割、構成、時代の航空機
関連リスト
参考文献
注記
参考文献
- デメイス、リチャード. 「猫を振り回す余地はない」.ウィングス誌、第6巻第4号、1976年8月.
- フランシロン、ルネ『グラマン航空機 1929年以降』アナポリス、メリーランド州：海軍研究所出版、1989年。ISBN 0-87021-246-X。
- ジョーンズ、ロイド・S. 『アメリカ海軍戦闘機 1922年から1980年代』カリフォルニア州フォールブルック：エアロ出版社、1977年。ISBN 978-0-8168-9254-9。
- ウィンチェスター、ジム著『世界最悪の航空機：先駆的な失敗から数百万ドル規模の大惨事まで』ロンドン：アンバー・ブックス社、2005年。ISBN 1-904687-34-2。
外部リンク
ウィキメディア・コモンズのグラマン XF10F ジャガー関連メディア
