Le Morane-Saulnier 420 C1(1931).

Documents (C) Jacques Moulin.

      Il semble que cet appareil comme le MS 520 que nous verrons plus tard, était des variantes du programme qui conduisit au MS 225(?).

Nous avons aussi un parasol (MS 225), un biplan (MS 520) et un monoplace à moteur propulsif (MS 420).

Voila ci-dessus le "cartouche" du plan, les trois vues ci-dessous, je n'en sais pas plus sur ce projet sinon qu'il ne déboucha jamais. 

Projet d’avion biplace de tourisme S.E-T-050 de 1942.

© Jacques Moulin 2010.

Début 1942, comme toutes les firmes aéronautiques encore existante, la SNCASE doit donner du travail a son Bureau d’étude. Pour cela il reste à lancer des études sur des programmes d’avion nom militaire, et qui aurait pu être réalisés, si le court du temps le permettait et que les occupants laissaient faire !

La première étude retrouvée concernait un biplace de tourisme, en tandem. Train tricycle non rétractable.

Cette étude est probablement du a des ingénieurs provenant d’un bureau d’étude Dewoitine, tant les lignes font penser à un D 520.

Voila ce que dit le texte de l’avant projet en date du 5/2/1942 :

Remarques Générales

Dans cette étude nous nous sommes imposé de réduire au minimum les frais d'achat, d'entretien, de réparation, tout en ayant de bonnes qualités de vol.

Pour cela nous ayons adopté pour le groupe moteur deux moteurs à cylindres opposés de 750 cm3 chacun équipant les motocyclettes GNOME & RHONE.

Ces moteurs produits en grande série seraient d'un prix relativement bas et d'entretien facile. Ils seraient accouplés sur un réducteur à deux vitesses permettant avec une hélice à pas fixe d'obtenir le maximum de rendement en montée et plein gaz. (En palier).

Les éléments fuselage, voilure et empennages seront métalliques et construits en faisant un grand usage des presses et de la soudure électrique.

Pour  obtenir de bonnes qualités de vol, nous avons disposé l'équipage en tandem de façon à réduire le maître-couple.

L'aile munie de volets de courbure et le train tricycle faciliteront les décollages et atterrissages.

CARACTERISTIQUES GENERALES

I - PLANEUR

Envergure maximum   ......................10,800 m.

Hauteur totale  ....................................2,600 m.

Longueur totale   ................................7,600 m

II - CELLULE

Type monoplane cantilever de forme trapézoïdale avec extrémités elliptiques.

Dièdre transversal au plan de référence profils 5°

Profondeur     (à l’encastrement)……………...1,922 m

(à l’extrémité}…........................1,068m

Surface totale…..................................................15 m²

Surface des porte-à-faux…................................12,87m²

Allongement par rapport à le surface totale……6

Longueur des ailerons……………...2 x 1,7…...3,4 m.

Surface des ailerons...................0,462 x 2……..0,920 m²

Longueur des volets de courbure 2 x 3,15……..5,250 m

Surface des volets de courbure 0,385 x 2………1,97m²

III- FUSELAGE

Section au maître couple forme elliptique

Dimensions……..0,850 x 1,200 m

Surface……….…0,950 m²

IV QUEUE -

a) Empennage horizontal

Envergure ....................................................3,75 m

Surface partie fixe…....................................1,88 m²

Surface partie mobile……….......................0,92m²

Surface totale ...............................................2,8 m²

b) Empennage vertical

Surface partie fixe .......................................0,54 m²

Surface partie mobile ..................................0,53 m²

Surface totale  .............................................1,7 m²

V – ATTERRISSEURS -

a) Atterrisseur principal

Type, fixe à roues indépendantes arec freine

Nombre de roues…………….......................2

Dimension des pneus  (diamètre…………475 mm

)largeur du boudin..170 mm

Voie…………………................................2,300 m.

Type de l’amortisseur……................oléopneumatique

Course de 1’amortisseur…………............0,225 m

b)  Atterrisseur avant

Dimension des pneus  (diamètre…………355 mm

) largeur du boudin    150 mm

Type de 1'amortisseur ......................oléopneumatique

Course de l’amortisseur ……....................0,225

VI – RESERVOIR d’ESSENCE -

Nombre………….........................................1

Capacité……………………........................85 litres

Réservoir huile dans les blocs-moteurs

CARACTERISTIQUES GENERALES DES MOTEURS

GNOME & RHONE de Motocyclette type X

Nombre de moteurs.................................................2

Alésage………………………………………………..80 mm

Course……………………………………..……….…72 mm

Cylindrée ……………………………………...........750 cm3

Nombre de cylindres………………………………….2

Disposition des cylindres :………………………....opposés

Puissance maximum au sol (estimée)……………..50 ch

Régime maximum à pleine puissance (estimé) ……4000 t/m.

Régime hélice en palier…………………................1900 t/m

Régime hélice en montée……................................1550 t/m

Consommation essence ………………...................230 g/ch/h

Consommation huile…………………......................2 g/ch/h

Démarrage à main

CARACTERISTIQUES GENERALES DE L’HELICE

Type à pas fixe

Diamètre….........................................................2,250 m

PERFORMANCES

1° - Caractéristiques des moteurs et de l'avion -

Puissance maximum au sol .......... 50 x 2 = 100 ch

Poids total de l'avion ..................................806 kg

Surface totale de la voilure  ......................15 m²

Poids au m² ………………………..806/15=53,7 kg/m²

Poids par ch au sol ………..……..806/100 = 8,06 kg/ch

2° - Vitesse horizontale -

Vitesse au sol plein gaz…….......................205 km/h

Vitesse à 1000 m plein gaz…………...........202 km/h

Vitesse à 2000 m plein gaz…………...........197 km/h

Vitesse de croisière au sol à 7/10 de la puissance ………..178 km/h

Vitesse de croisière à 1000 m à 7/10 de la puissance…… 172 km/h.

Vitesse de croisière à 2000 m à 7/10 de la puissance…… 164 km/h.

3° - Plafond –

Plafond théorique plein gaz.............................. 4700 m.

4° - Montée plein gaz -

Vitesse ascensionnelle au sol ..........................3,32 m/sec

à 1000 m…………........2,66 m/sec.

A 2000 m………….......1,23 m/sec

A 3000 m……………….1,3 m/sec

A 4000 m……………....0,56 m/sec

Temps de montée à    1.000 m…………………5 mi 20 s.

2.000 m........................12 m 56 s.

3.000 m………………..23 m 42 a.

4.000 m……………….41 m 40 s.

5° - Décollage et atterrissage

a) Décollage

Longueur de roulement.. ........................ 169 m.

Distance parcourue pour franchir 8m….244 m.

b) Atterrissage

Longueur de roulement frein serres…… 107 m.

6e - Distance franchissable –

à la vitesse de croisière .........................600 km.

Montage du Groupe MOTO-PROPULSEURS

A – Accouplement des moteurs-

Les moteurs utilisés sont des moteurs de motocyclette Gnome & Rhône type X à cylindres opposés.

Ces moteurs sort accouplés sur un réducteur a deux régimes portent l’hélice.

Le réducteur est constitué par deux jeux de pignons coniques à denture Gleason constamment en prise.

Pour chaque réduction un pignon solidaire de chaque arbre moteur engrène sur on pignon monté libre sur l'arbre porte hélice. Ce dernier est rendu solidaire du pignon par l'intermédiaire d'un embrayage conique.

Le changement de régime se fera en embrayant sur l'un ou l'autre réducteur.

La pression pour maintenir l'embrayage en prise sera assurée par un dispositif à masselotte fonctionnant par force centrifuge,

Ce dispositif permettra d'assurer une progressivité dans l’embrayage et évitera les chocs au moment du changement de réducteur.

B – INSTALLATION DU GROUPE MOTOPROPULSEUR.

Le groupe motopropulseur est placé à l’avant du fuselage.

Il est supporté par un berceau da construction coque formant l'extrémité de ce dernier.

Deux demi-capots carénant l'avant portent les entrées d'air et les déflecteurs pour le refroidissement des cylindres et l'alimentation du carburateur.

C - DEMARRAGE

Le démarrage se fera à la manivelle de l'extérieur.

Pour faciliter ce dernier, les décompresseurs des moteurs seront rendus solidaires de la dent de loup, et l'hélice pourra être débrayée.

D) Alimentation

Le réservoir sera placé dans le fuselage derrière le groupe motopropulseur. Il sera en charge sur les carburateurs et alimentation ces derniers par granité.

E) Graissage

Le graissage se fait comme sur la motocyclette. Le réservoir d'huile est constitué par le carter du moteur et la circulation est assurée par une pompe.

Le carter du moteur étant muni d'ailettes, le refroidissement de l'huile se fait par ventilation de ce dernier.

Deux manomètres sur la planche de bord indiquent la pression d’huile dans chaque moteur.

F) REFROIDISSEMENT

Les moteurs étant à refroidissement par air, les prisée d’air et les déflecteurs situés sur le capot assurent ce refroidissement.

L’avion « Demaizière et Joffrin »

D.J.12 C 2/ BA 2

Par Jacques MOULIN (C).

Un programme technique pour un chasseur lourd, d'abord C 1 (monoplace), puis C 2  (biplace) fut établi en septembre 1939, divers constructeurs démarrent immédiatement des études, Demaizière et Joffrin, ingénieurs Supaéro démarre aussitôt un projet, qui est remis au STAé début janvier 1940. L’avion ne bénéficiera pas d’une commande d'un prototype comme certains de ses concurrents, et le projet retournera dans l’oubli.

Les demandes du programme étaient :

a)     Protection du bombardement léger et moyen : armement complet, essence pour 1350 km à 520 km/h à l'altitude de rétablissement.

b)    Destruction (d'avions) en territoire ennemi : pas d'armement arrière, palier de 60 minutes à toutes altitudes vitesse maximum : 650 km/h, ne doit pas être inférieur à 600 km/h entre 3000 et 7000 m.

Montée à 8000 m en moins de 12 minutes.

Décollage et atterrissage en moins de 400 mètres avec chargement complet.

Mais qui était ses deux personnages ? Louis Demaizière était alors ingénieur chez Solex et Pierre Joffrin était un ancien ingénieur de chez Bloch, ces deux compères sortaient de l’école supérieure d’aéronautique (Supaéro) de Toulouse.

Par la suite Pierre Joffrin sera pendant plus de dix ans PDG des Carburateur Zenith à Lyon.

Projet :

Le projet répondant bien au programme, mais nous pouvons penser que le manque d’infrastructure des deux ingénieurs, aussi bien pour l’étude que pour la réalisation, ne permis pas au projet, pourtant séduisant, de faire pencher la balance en leur faveur.

Alors que disais le mémoire descriptif de janvier 1940 ?

C’était un bimoteur à aile médiane équipés de moteur Hispano-Suiza qui étaient d’ailleurs les mêmes que sur les autres appareils répondant au programme. Le D.J. 12 étaient bien dans l’épure de ce programme, mais pour cette réalisation il y avait des points très remarquables par rapport à leurs concurrents :

Le poste de pilotage à deux places en tandem était à double commande, les deux pilotes regardant vers l’avant. Evidemment cela permettait une visibilité parfaite vers l’avant pour l’équipage (pilote et tireur ?), mais compliquait la défense vers l’arrière.

Les deux moteurs en tandem entraînaient deux hélices contrarotatives propulsives, placé dans le fuselage le moteur était ainsi protégé du tir du sol par le blindage inférieur.

La construction intégrait dans ses structures le blindage de l’équipage du moteur et des réservoirs centraux.

Les hélices étaient aussi spéciale, une était réglable au sol et l’autre réglable en vol…

Le tir arrière était effectué grâce à un collimateur rétroviseur pour le 2^ème pilote, qui avait un redressement d’image pour ne pas fausser la vision et les réflexes pour le tir arrière.

On peut remarqué que la concentrations des masses est évidemment bien meilleurs que sur les bimoteurs classiques, puisque moteur, équipage armement, et même éventuellement appareils photos, et même les bombes sont regroupées dans le fuselage est donc situé très près du centre de gravité de l’appareil, cette concentration permet le réchauffage des armes ce qui était bien nécessaire pour le vol à haute altitudes. Avec cette conception le pilotage sur un seul moteur était évidemment facilité.

La voilure –

C’était celle du Breguet 691, récupéré tel qu’elle, pour éviter l’étude est la construction d’une voilure nouvelle, impossible a réaliser rapidement. Chaque aile étant raccordée par quatre attaches à un plan central traversant la partie médiane du fuselage.

Sur les ailes, venaient se fixer deux poutres supports d’empennages constituées en deux demi coquilles en tôle ondulée, assemblées par boulons et colonnettes, lesquelles prennent appui sur les traverses servant de support aux bâtis moteurs sur le Breguet 691.

Empennages –

Ils sont fabriqués en bois, L’empennage horizontal est supporté par les poutres précitées.

Le plan fixe est constitué par deux longerons caissons avec semelle de spruce ou d’acacia et âmes en contreplaqué.

Le revêtement est en contreplaqué entoilé.

Le gouvernail de profondeur est formé d’un longeron et de nervures en bois. Il est entoilé.

Fuselage –

Il se compose d’un corps fuselé de section ovale ayant les dimensions maxima suivantes :

Longueur                                                         8 m.

Hauteur au maître-couple                              2,25 m.

Largeur au maître-couple                              1,20 m.

Son armature est composée longitudinalement d’une double poutre formant caisson partageant le fuselage en deux parties :

1)                la partie supérieure surmontée à l’avant d’une conduite intérieur comprend :

A l’avant, le logement de l’équipage, des munitions et des équipements, (le plancher de cet habitacle prend appui sur ce caisson, lequel sert de protection à l’équipage en cas de capotage).

A l’arrière, le groupe motopropulseur composé de deux moteurs en tandem prenant appui sur ladite poutre.

2)                La partie inférieure comprend :

A l’avant, le logement du radiateur, des armes de fuselage et du système atterrisseur mono roue avant.

A l’arrière le réservoir de combustible.

Atterrisseur – Système tricycle composé :

A l’avant, d’une roue de 07 escamotable dans le fuselage et orientable. Course de l’amortisseur de 150 à 200 m/m de course. Les changements de direction sont commandés mécaniquement.

A l’arrière : de deux roues de 14 à basse pression s’escamotant dans les poutres d’empennage, amortisseur de 100 m/m de course. Elles comportent chacune deux tambours de frein (Freinage sur les roues arrières) ces roues sont munies de pare-boue.

Malheureusement les fonctionnaires du STAé, n’en était pas encore a accepter des solutions bien trop nouvelles et imaginatives, ils en était resté au formules plus ordinaire, même si certaines furent bien novatrice, mais la autant de nouveautés sur un appareil c’était trop pour eux, voila ce que répondit le service :

« Du point de vue technique, l’étude ne fait qu’effleurer les graves difficultés qui résulteraient pour la mise au point des qualités de vol de la situation des empennages. »

Mais c’est surtout les difficultés de guet arrière qui furent un des principaux motifs du refus de l’appareil, il faut dire que l’étude si elle était très au point sur le plans calcul était sommaire sur les détails du fuselages, aucun tracé même sommaire de la disposition des armement et des personnes à l’intérieur du fuselage n’avait été réalisé.

Il semble toutefois que la position des hélices et des empennages arrière était a modifier, l’inter correspondance des effets de vent relatifs sur la queue semble avoir été sous estimé.

Voila ce que répondaient les concepteurs sur le mémoire descriptif proposé au STAé.

Position de l’équipage :

L’équipage comprend deux pilotes placés en tandem dans la partie avant du fuselage avec le rapprochement maximum que permet la double commande.

Les arguments suivants ont milité en faveur de cette solution :

a) – sur un avion bimoteur, dont le poids atteint obligatoirement 5 tonnes, le poids d'un équipier est relativement négligeable.

b)- Cet équipier, placé près du pilote, est capable de le seconder considérablement dans sa tache -{guet avant et arrière, service des canons, des mitrailleuses arrière, de la radio, surveillance des appareils de contrôle de vol ou des moteurs). Il le relaie, éventuellement, à l'aide de la double commande, dans la conduite de l'appareil.

c)- Une telle disposition peut dispenser l’équipage d’appareils téléphonique de bord ou laryngophone (le bruit des moteurs placés à l'arrière est moins perceptible).

d)- II y a lieu de faire entrer en ligne te compte l'argument moral de prix qui veut que, dans le combat, la cohésion de l’équipage soit maximum.

e)- Une défaillance physique passagère d’un membre de l'équipage - fait qui se produira de plus en plus sur des avions rapides - ne conduira pas, de la sorte, à une catastrophe

Hélices coaxiales inversées.

L’emploi de deux hélices coaxiales inversées présente un avantage de rendement du fait que, dans ce système, l'hélice arrière constitue un aubage redresseur du courant de l'hélice avant. Une grande partie de l’énergie fournie à une hélice simple est, en effet, de l'avis des spécialistes, dissipée par la mise en rotation des Molécules d’air brassées par l'hélice. L’hélice arrière, servant de contre-hélice, permet de récupérer une portion notable de cette énergie perdue.

En outre, les couples de renversement de chaque moteur sont opposés, et des systèmes existent déjà qui permettent de l’annuler à tout moment.

De plus, la possibilité d'obtenir des écoulements à trajectoire pratiquement rectiligne en aval du système propulseur procure une amélioration des qualités de vol, car elle permet un comportement plus rationnel des empennages.

Enfin, les efforts de torsion auxquels peuvent être soumises en vol les poutres d'empennage sont notablement réduits.

Quand à l’emploi des hélices en propulsion, il doit permettre un rendement au moins égal à celui que l'on obtient avec des hélices tractives.

La condition essentielle de bon rendement réside dans le fait d'éviter le plus possible aux hélices de travailler en atmosphère perturbée.

La disposition du fuselage et des parties situées en avant du champ des hélices a été étudiée pour que son incidence sur le rendement des propulseurs soit réduite au minimum.

Une étude poussée sur maquette motorisée permettrait d’ailleurs, seule de formuler un avis définitif sur les formes de carénage optimum.

Stabilité de vol- maniabilité.

Ces qualités semblent être acquises à l’appareil, toutes les masses élémentaires importantes ayant leur centre de gravitée dans le plan vertical passant par son axe.

De plus, un certain dièdre est donné à la voilure.

Il y à lieu d’ajouter que :

a)                  la propulsion axiale libère le pilote des ennuis pouvant résulter d'une différence de régime des moteurs. En cas de panne de l’un d’eux, il n’en résulte aucun déséquilibre sensible.

b)                 Le vol avec un seul moteur peut être d’un emploi courant.

c)                  Pour l’atterrissage, une manoeuvre, qui peut être rendue automatique, permet à l’un des moteurs, muni d’une hélice à pas réversible, d’agir comme frein à l’arrière du centre de gravité de l’appareil, et l’on peut, de la sorte, immobiliser rapidement celui-ci lorsqu’il court au sol.

Atterrisseur.

Le système tricycle avec roue avant orientable a été retenu. Ses principaux avantages sont les suivants :

a)       Impossibilité de capoter».

b)       Meilleure visibilité pour le pilote.

c)       Plus grande sécurité pour l'empennage,

d)       Pendant la période de roulement qui précède le décollage, la roue avant, orientable et stable, ne donne pas à l'appareil de trajectoire en lacets,

e)       À l’atterrissage, le roulement est plus court. Il n’y a pas d’embardées au sol.

- Les trois roues sont entièrement escamotable»

C’est donc rapidement que ce projet peut-être trop en avance, sur certains points, fut abandonné pourtant diverses variantes avaient été envisagé.

1) Amélioration des performances avec la possibilité de monter des moteurs H & S 12 Z 89 (4 soupapes par cylindres) (1), la vitesse prévu était alors de 680 Km/h à 5000 mètres.

2) Appareil en C1 en rendant fixe les armes arrière tirant sous le fuselage.

3) Appareil en C3, en prévoyant dans la partie inférieure avant du fuselage un siège tourné vers l’arrière, placé a la verticale du siège du second pilote, ce serait un mitrailleur affecté en permanence à la surveillance de l’arrière sous le fuselage.

4) en AB 2 ou BP 2  en disposant dans l’emplacement laissé libre pour la circonstance par le réservoir d’essence central du fuselage, une bombe de 500 kg, dont les ailettes seraient légèrement en saillie derrière le fuselage, mais qui au cours du lancement, devrait échapper très facilement aux hélices.

Dans ce cas le montage d’un appareil photo standard (Planiphote Richard-Labrely avec objectif de 700 m/m de focale monté sur le support obliphote.) pouvait remplacer la bombe.

Caractéristiques prévues :

Nous avons laissé en comparaison les mensurations du projet CAPRA R.40 appareil du même programme.

                                                                     DJ 12                                       R.40

Envergure                                           15,45 m                                    14,20 m

Longueur total (queue au sol)                12,50 m                                    10,52 m

Hauteur au sol train sorti                         3,60 m                                      3,22 m

Hauteur en ligne de vol                           2,05 m                                      3,40 m

Dièdre de l’aile                                           8°                                             5°

Surface alaire                                         29,7 m²                                  27 m²

Train d'atterrissage voie du train               3,4 m                                     4,25 m

Essence                                               1505 litres                                 1360 litres

Plafond pratique                                   11500 m.

Altitude d’adaptation                             3250 m

Motorisation

                                                                     D.J 12                                   Version à moteur

                                                                                                                   plus puissant.

Deux moteurs Hispano-Suiza :               12 Y type 50/51                         12 Z type 89(1)

                                   (Tournant en sens inverse)

Puissance nominale au sol (théorique)            885 ch à 2500 t/mn               1600 ch

Puissance nominale (à l'altitude d'adaptation)   1000 ch                                   1300 ch

Puissance au décollage (avec surpression)       1100 ch                                  1800 ch

Hélices :                       Deux Ratier de Diamètre 3,1 m  (Diamètre max. admissible 3,2 m).

Poids

Poids a vide                                         3603 kg

Poids total en charge                            5599 kg

Charge utile                                         1996 kg

Performances estimées du  D.J 12

Vitesse de croisière à 3250 m :              585 km/h

Vitesse de croisière à 1000 m :              450 km/h

Vitesse maximum à 3250 m :                585 km/h

Vitesse maximum à 4000 m :                610 km/h

Vitesse maximum à 5000 m :                620 km/h

Vitesse maximum à 6000 m :                630 km/h

Temps de montée à 8000 m :                   10 mn

Plafond maximum :                              11500 m

Vitesse d'atterrissage :                          140 km/h

Rayon d'action à 1000 par vent nul :      1800 km

Armement :

Dans le nez : Six mitrailleuses MAC 1934 M 39 de 7,7 avec bandes de 1000 cartouches chacune et deux canons HS 404 de 20 mm avec chacun 180 obus dans des chargeurs rotatifs.

Six mitrailleuses MAC 1934 M 39 de 7,7 m/m avec chacune 1000 cartouches en poursuite. (Deux sur tourelle, pour le tir supérieur, deux sur support pour le tir vers le bas, avec en plus deux autres (une dans chacune des poutres arrière) tirant vers l’arrière, probablement de façon aléatoire.

Nous ne détaillerons pas les autres équipements qui sont ceux connus pour les autres appareils de l’époque.

Conclusion

Cet appareil était prometteur pour plusieurs raisons :

Il utilisait des éléments simples et une grande partie était en bois, cela aurait évidemment permis une fabrication plus rapide (comme le VG 33) mais avec les mêmes incertitudes pour la réalisation effectives de constituant en bois par des ouvriers non spécialisés.

Il semble évident que l’appareil était plus facile à piloter sur un seul moteur.

Mais les moteurs prévus n’étaient pas vraiment au point et leur construction était loin d’être lancé en grande série, et ces avions auraient probablement été fabriqué mais non livré a cause de l’approvisionnement des moteurs…

©Jacques MOULIN 2009.

Une grande partie des éléments ci dessus sont inédits, ils proviennent d'un "mémoire descriptif de présentation de l'avion D.J 12 C2/BA 2" "Dossier prototype étude préliminaire" établi en 1940. Une copie de ce dossier avait été communiquée en 1975 par Monsieur Demaizière à Pierre Leyvastre.

Nous ne pouvons pas affirmer que ces performances auraient été réalisables et réalisées. Mais, si on compare les donné du programme et les performances prévues cela semble bien correspondre.

(1) Une version du moteur 12 Z 89 sera étudié en Espagne pendant la guerre et servira après guerre à équiper la première version du Me-109 Espagnol, sans grand succès.