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2 avril 2010 5 02 /04 /avril /2010 08:47

 

          Un projet de chasseur Morane-Saulnier le MS 640 !

                                                                    

 

                      (C) Jacques MOULIN 2010

 

           

 

 

              Voila maintenant le Morane Saulnier 640, les dessins sont extrait d'un plan d'usine de 1939/1940, mais sans dates, toutefois le plan du MS 540 c1 que je mettrais en ligne bientot est lui daté du 14/10/1941, ce qui peu laissé pensé que le 640 était de 1941/1942.

             Il est possible que ces numeros aient été pris dans un désordre savant npour tromper l'ennemi... 

             Les dessins étaient en mauvais état et ont été légèrement retouchés.

             Mais ce n'est pas un poisson d'avril, même si cela parait le 2 avril.

 

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Voila le cartouche du plan d'origine non retouché.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

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25 mars 2010 4 25 /03 /mars /2010 11:19

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).

 

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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. 
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23 mars 2010 2 23 /03 /mars /2010 10:38

Veuillez trouver ci dessous copie intégrale d'une de 1959 note émanent de ma société Sud Aviation bureau d'étude de Marignane

                           (C) Jacques MOULIN 2010

Cet appareil était pour le moins étrange mêm s'il semble avoir été simplifié au maximum, mais on peu se demander quels aurait été les conditions de vol avec le sdeux trappes ouverte ?
 A cette date les Nord 2501 étaient construit en serie (Construction des Noratlas de 1954 à 1962)

SUD-AVIATION

 

SERVICE ETUDES- MARIGNANE                                             Marignane, le 30 Juillet 1959

441 HT/6 - PF/JM. (Ed.2)

 

 

 

 

EXAMEN d’UN CARGO DE PETIT TONNAGE

 

 

Compte tenu des tendances de l'Armée de Terre sur le cargo de petit tonnage, exposées dans la Note GPé/GT. DT/EX n° 440 (23 Juin 1959} et qui peuvent se résumer dans la nécessité d’un appareil :

- de faible prix d'achat,

- et pilotable par l'Armée de Terre

La solution suivante peut-être envisagée : Monomoteur à aile haute et train fixe, qui tout en sacrifiant à la rusticité les performances de vitesse de croisière celles de décollage et d'atterrissage primordiales dans ce programme,

 

1 – CARACTERISTIQUES GENERALES - (Voir planche 1)

 

Poids total :                                                     4100 kg.

Charge marchande :                                        1300 kg sur 200 km

Surface :                                                         35 m²

Envergure :                                                      16,7 m

Allongement :                                      8

Longueur totale :                                             14,4 m.

Hauteur totale au-dessus du sol :                      5,2 m.

Moteur : 1 turbo-propulseur de la classe des 1000 ch

P/S :                                                               117 kg/m²

P/W :                                                              4,1kg/ch

 

2 – DISPOSITION PRINCIPALES.

 

2.1 – Voilure

- Aile haute de forme en plan rectangulaire et d'épaisseur relative constante 20%.

- Hyperstentateurs à recul par simple rotation autour d'un axe nettement déporté vers le bas, et s'étendant jusqu'à 70 % de l’envergure.

 

2.2 - Empennages

 

Empennages de forme en plan rectangulaire et d'épaisseur relative constante.

Les 1/2 empennages horizontaux sont les mêmes que l'empennage vertical.

 

2.3 - Train

 

Train tricycle non escamotable à boggies arrières : 5 roues identiques à pneu à basse pression (roues et pneus de 10 à 1,7 kg/cm²) permettant les évolutions sur sol peu consistant :

- Freins à freinage hydraulique direct

- Voie : 4 m

- Empattement : 3,85 m.

 

NOTA : La roue unique avant peut être remplacée par deux roues de part et d’autre du fuselage, ce qui permettrait le diminuer la voie des roues AR. ; on aurait dans ce cas la même voie pour les roues avant et arrière. Un bilan de poids serait nécessaire pour chiffrer si la diminution de la voie arrière compenserait une roue avant supplémentaire.

 

2.4 - Fuselage - (voir planche 2)

- Soute :

- Volume de soute : 2x2x4=16 m3

- Hauteur du plancher au-dessus du sol : 0,8 m.

- Hauteur de passage sous queue au point le plus bas : 2,5m.

- Accès principal par porte arrière en deux parties : l'inférieure se rabattant sur le sol en formant rampe d'accès ; la supérieure se rabattant à la partie supérieure interne du fuselage.

- Portes auxiliaires avant de part et d’autre du train principal permettant enlevées, le transport de charges de longueur importante.

- Poste de pilotage :

- En  cote-à-cote (permettant même 3 hommes de front)

- Verrière à grande visibilité.

 

3 – FACILITES DE CONSTRUCTION

- Voilure :

- Nervures toutes identiques

- Hypersustentateurs et ailerons identiques (droites et gauches)

- Gouvernes et hypersustentateurs entoilés (aile haute non exposée)

 

- Empennage :

- Empennage vertical identique à chaque demi-empennage horizontal et rectangulaire

- Par suite de leur identité, un seul outillage de fabrication ; de plus, nervures identiques.

- Toutes les gouvernes sont entoilées

 

            - Fuselage :

- Panneaux rectangulaire faiblement galbés pour faciliter la tenue des tôles et pouvant se monter à part, Construction tubes soudés permettant l'entoilage des superstructures.

 

4 – DEVIS DE POIDS

 

- Voilure :                                460 kg

- Fuselage :                              575 kg

- Empennages :                        100 kg

- Commandes de vol : 60 kg

- Atterrisseur :              220 kg

- Fuseau moteur :                     40 kg….

- A - Planeur :              1455 kg

- B - G.T.P. (Bastan) :             500 kg

- C - Equipements fixes :          300 kg

- D – Equipement mobiles :      150 kg…

- P.V.E. (A + B + C + D)       2405 kg

- Equipage (2 hommes )           150 kg…

P.O.E.                         2.555 kg

 

Missions                      200 km                        500 km                        1.000 km

Carburant                    240 kg                         425 kg                         730 kg

Charge marchande       1.305 kg                      1.110 kg                      805 kg

Poids total                   4.100 kg                      4.100 kg                      4.100 kg

 

5 - PERFORMANCES,

 

- Vitesse de croisière à 750 CV.          169 kt. à 10.000 ft.

- Vitesse de décrochage à 4000 kg.

- Configuration lisse : Hypers, rentrés     70 kt,

- Configuration décollage i Hypers, à 30°   55 kt

- Configuration atterrissage : Hypers, à 45° 52 kt.

 

-Décollage à 4.100 kg :

Piste                                                    en herbe                       en ciment

Vitesse de décollage à 1,1 Vsi 62 kt.                           62 kt.

Longueur de roulement             250 m.                         165 m.

Passage des 15 mètres             350 m.                         265 m.

 

- Atterrissage à 4.000 kg. :

Vitesse de présentation à         1,15 Vso        60 kt.

Vitesse d'impact à                    1,05 Vso        55 kt.

Passage des 15 mètres 341 m.

Roulement        162 m.

 

- Vitesse ascensionnelle au sol à 750 ch et 4000 kg                 7,5 m/s

- Temps de montée à 10.000 ft            à 750 ch                      8 mn

 

6 - MISSIONS,

 

Calculées avec : Vent contraire de 20 kt.

½ h d’attente au sol

5% de réserve.

 

A 10.000 ft et à la vitesse de croisière de  155 kt. (600 ch au sol)

 

sur       200 km :          Charge marchande                   1.305 kg combustible nécessaire 240 kg

500km :           Charge marchande                   1.110kg combustible nécessaire 425 kg

1.000km :        Charge marchande                   805kg combustible nécessaire 730 kg

 

Nota : Le parcours de 200 km effectué au sol (sic) nécessite 10 kg de plus de combustible



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Exemple de charge utilisé....
Ces plans étaient ceux de la notice, ils étaient en très mauvais état... 




 

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20 mars 2010 6 20 /03 /mars /2010 15:57

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

 

© Jacques Moulin 2010.


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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.

 

 

 

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4 mars 2010 4 04 /03 /mars /2010 14:02


Le ROB "GAMMA".

 

Jacques MOULIN (AGPPA)

 

 

Le projet que nous allons vous narrer aujourd'hui est dû au célèbre aérodynamicien Marcel Riffart et l'étude, la construction tous les composants tout comme les moteurs, étudiés par Rateau, devaient être strictement français.
File7535 WEB
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Voila une copie compléte de la note envoyée par Marcel Riffard à G. Bourdin (probablemnet Georges Bourdin) le 10 juin 1947. (original en ma possession).



            Nous sommes alors au début de 1947, l'industrie aéronautique française reprend peu à peu et non sans mal sa marche en avant. Mais le tournant vers les appareils à réactions est commencé depuis déjà quelques années à l'étranger, la France est en retard, les industriels français cherchent leur voie, la société Rateau Figeac étudie depuis déjà un certain temps, en fait depuis 1939, des moteurs à réactions qui semblent très prometteurs…

Pour tout le monde, la première échéance importante était alors le passage du mur du son… A cette date le Bell X1 n'avait pas encore réussit à le franchir, ce ne sera fait que le 14 octobre 1947.

Pour explorer cette voie, le Ministère envisage alors de construire un "avion transsonique".

Pour finaliser ce projet une première conférence est organisée au Ministère de l'Air, début 1947, avec comme sujet "L'avion de prestige". Etaient présent à cette réunion :

M. Deglise, conseiller technique, représentant direct du Ministre retenu à un conseil de cabinet (sous la 4ème république les conseils de cabinet étaient des conseils des ministres sans la présence du Président de la République)

M. Pellenc Inspecteur général, commissaire du gouvernement.

M. Mehuer chargé des liaisons entre le Ministère de l'Air et le STAé.

M. Imbert Représentant la société Rateau.

M. Riffart ingénieur prévu pour coordonner la construction du planeur.

 

A cette conférence, il fut décidé la construction d'un appareil expérimental transsonique.

- Le prototype devait être construit par l'atelier des prototypes de la Société Nationale de Construction Aéronautique du Nord (SNCAN) d'Issy les Moulineaux d'où sortiront tant d'autres prototypes.

- Le bureau d'étude devait être organisé par Marcel Riffart, par prélèvement dans les bureaux d'étude des diverses sociétés nationalisées et confiées à G. Bourdin, avec l'aide de M. Otfinovsky, collaborateur habituel de Marcel Riffart.

 

Une étude fut immédiatement débutée par Bourdin et Riffart et un lot de plans projets fut établi, l'appareil était dénommé "AVION TRANSSONIQUE EXPERIMENTAL", par la suite il fut dénommé R.O.B. "Gamma". Sans que nous en ayons la certitude il semble évident que R.O.B. signifiait : Riffart, Otfinovsky, Bourdin…

 

L'appareil :

 

Il s'agissait d'un monoplan biplace à aile médiane avec un fuselage circulaire, équipé de deux réacteurs Rateau SRA-2 insérés dans l'épaisseur de l'aile. La voilure prévue avait une légère flèche, mais plusieurs autres types de configurations différentes furent aussi envisagés.

Les deux postes d'équipages, équipés de siège éjectable, étaient le 1er dans l'axe à l'extrême avant, le 2ème décalé sur le coté droit et en hauteur (le coté gauche était occupé par la place de la roulette avant du train) en position rentrée.

La version de base avait les dimensions suivantes :

Envergure                             15 m.

Longueur                               18 m.

Surface                          33 m², une variante avec les logements des moteurs avancés avait une surface de 32 m²

Voie du train                         4,65 m.

Roue Principale                   905x 260

Course du train                     250 m/m.

Poids total                             12000 kg.


Plan n° 2 du ROB WEB


Plan n° 3 du ROB WEB



Plan n° 5 du ROB WEB
 Documents extrait d'un plan provisoire daté de mai 1947.



File7542 WEB


             Deux réservoirs de carburant, un de 4000 litres et un deuxième de 2900 litres étaient logés dans le fuselage.

Le train tricycle était simple, la roulette décalée sur le coté gauche rentrait vers l'arrière, le train principal se rétractait vers l'intérieur, les roues dans le fuselage. Tout semblait devoir être étudié par les concepteurs du projet, y compris les sièges éjectables et le train.

Ce train était composé de deux jambes principales, équipées de roues n°19 avec pneus 905x260. la roulette de nez, était équipé de roue n°06 avec pneus 560x190.

 

L'appareil parfaitement profilé semble porter la "patte" du célèbre l'aérodynamicien Marcel Riffart.

La principale caractéristique originale de l'appareil était la forme cruciforme de la dérive et du stabilo arrière en croix légèrement aplati.

Premier modéle de voilure


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Deux autres variantes de la voilure.

La visibilité était minimum, le fuselage n'avait pas de pare-brise, seul une partie vitrée ouvrante du fuselage permettait une vue vers le haut et sur le coté, cela était peut-être une suite au profil des appareils de vitesse d'avant guerre.


 

Les Moteurs :

 

Rateau, sous la direction de René Anxionnaz avait donc commencé l'étude du SR 1 dès 1939. Les moteurs Rateau étaient comme les ATAR des réacteurs à compresseurs axiaux, ce qui leur donnaient une indiscutable ressemblance, du moins en apparence avec les réacteurs allemands.

Je vous ferais grâce de la querelle en paternité entre Rateau et la SNECMA, vous l'avez lu dans le Fana 393, mais au moment de cette polémique, en 1949, le R.O.B. était déjà oublié depuis longtemps.

 

Le Rateau S.R.A. 2 :


            Peu de chose sont connu sur ce projet de moteur, c’était une évolution de la première étude de Rateau le SRA 1 de 1943.

 

C'était un réacteur pur à simple flux à compresseur axial.

Les caractéristiques estimées par le constructeur étaient les suivantes:

 

Poussée au point fixe et au sol                              3000 kg

Consommation spécifique                                     1, 05

Vitesse prévue pour le vecteur                              900 km/h.

 

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          Vue en coupe du projet de moteur a réaction Le Rateau S.R.A. 2 d'après un plan de juin 1947.





           Une variante du R.O.B. était prévue avec le moteur:

 

Le Rateau S.R.A. 3 :

 

C'était un réacteur à grande dilution avec post combustion également à compresseur axial.

Poussée au point fixe et au sol :

Sans P.C.                  2000 kg                     Consommation spécifique             0.6

Avec P.C.                  3000 kg                     Consommation spécifique             2.

 

Les deux moteurs avaient un encombrement équivalent. Mais malheureusement si ces moteurs étaient, sur le papier, très prometteurs ils ne seront pourtant jamais réalisés…

 

La Fin :

 

Les derniers plans sont datés de juin 1947 et après plus rien, il est probable que cela s'arrêta là, peut-être suite à la défection des moteurs ou au non-déblocage des crédits nécessaires et peut-être bien les deux…

Cet appareil aurait pu amener quelques pistes d'étude à l'aéronautique française, il aurait pu devenir un avion expérimental très utile, une base d'essais en vol de voilure et/ou de moteur.


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            Evidemment le dessin soigné, de l'appareil n'était pas vraiment révolutionnaire, et était encore très proche des appareils de performance d'avant guerre, mais si les réacteurs prévus avaient donné les poussés envisagés, l'appareil aurait certainement pu ajouter un beau fleuron aux nombreux projets, ou prototypes français de l'époque.

Le mur du son en sera officiellement franchi en piqué par un avion français que le 12/11/1952 avec un Mystère II (plus de cinq ans après l'abandon du R.O.B.).

Mais bien sur avec des si… mais personne ne pourra dire si cet appareil aurait réussi à franchir le mur du son, ni si les performances espérées auraient été atteintes ou peut-être dépassées, et encore moins ce qu'il aurait pu apporter à l'industrie aéronautique française.

La seule caractéristique remarquable était son empennage arrière, une solution qui ne sera jamais utilisé par la suite, ni en France, ni ailleurs, sauf sur le projet Matra R 130 et évidemment sur les fusées et les Missiles de tous poils, cela ne semblant donc pas aberrant.

Riffart qui plus tard parlait de ce projet, lui trouvait une ressemblance avec le Gloster « Météor », mais nous pouvons aussi remarquer l'air de famille en plan de certaines versions avec le Me 262…

 

(C) Jacques Moulin   2003  

 

 

 

Remerciement : Pierre Leyvastre (+) Philippe RICCO.

                      

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9 janvier 2010 6 09 /01 /janvier /2010 14:05

 

 

L’avion « Demaizière et Joffrin »

D.J.12 C 2/ BA 2




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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 2ème 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.

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