Lockheed NF-104A

Avec l'avènement du vol spatial habité au début des années 1960, l'Experimental Flight Test Pilot's School (école des pilotes des vols d'essais expérimentaux) de l'US Air Force, implantée sur la base aérienne d'Edwards, fut renommée Aerospace Research Pilots School (ARPS)^[1]. À cette occasion, les objectifs de formation de cette école furent révisés pour inclure une orientation plus « spatiale » dans leur entraînement^[1],[2],[3].

L'ARPS parvint à obtenir plusieurs F-104 de production (parmi lesquels quelques F-104D biplaces)^[4], et les utilisa pour simuler les profils des trajectoires d'approche à faible portance et forte traînée caractéristiques des X-15 et du Dyna-Soar.

Ces manœuvres débutaient à une altitude de 12 000 pieds (3 700 m), à laquelle la puissance du moteur était réduite à 80 % et les volets, aérofreins et train d'atterrissage étaient déployés. Avec une finesse volontairement dégradée^[5], l'avion était ensuite lancé dans une plongée à un angle de 30° et commençait à redresser à 1 500 pieds (500 m) d'altitude pour effectuer un « arrondi » (dernière manœuvre avant l'atterrissage, permettant de relever le nez de l'avion et de toucher d'abord le sol avec le train principal). Ces approches rapides en vol plané ressemblaient un peu à la chute incontrôlée d'un fer à repasser et ne laissaient que peu de place à l'erreur. Elles furent toutefois jugées très utiles pour permettre aux pilotes d'atterrir avec une certaine aisance sur le lac asséché de Rogers Dry Lake (en) avec le X-15^[5].

Les ingénieurs de la NASA réalisèrent assez rapidement que les surfaces de contrôle classiques d'un avion n'avaient que peu ou pas d'effet dans l'atmosphère ténue de la haute stratosphère, et que n'importe-quel avion opérant à une altitude très élevée devrait logiquement être équipée d'un système de contrôle par réaction (Reaction Control System, ou RCS) pour pouvoir contrôler son orientation. Une version modifiée du Bell X-1 (le premier avion à franchir le mur du son) fut utilisée pour les tests initiaux du système RCS, mais il fut cloué au sol après avoir fait face à des problèmes techniques. Il fut ensuite remplacé, en 1959, par un F-104A modifié par la NASA (le 55-2961), qui embarquait un système RCS logé en bouts d'ailes et dans son nez^[6]. Cet appareil, désigné JF-104 atteignit l'altitude de (25 300 m) pendant le programme d'essais.

Parmi les pilotes qui volèrent à bord de cet appareil figurait Neil Armstrong, qui emmagasina une précieuse expérience dans l'utilisation du RCS. Les pilotes se plaignaient cependant que l'affichage des instruments était difficile à lire et pas assez précis pour les profils de montée rapide critiques que devait effectuer l'avion pour atteindre les hautes altitudes^[7].

En 1962, Lockheed se vit attribuer un contrat par l'US Air Force pour la modification de trois exemplaires du F-104A devant servir d'avion d'entraînement spatial (en anglais : « Aerospace Trainer », ou AST)^[8]. Les cellules de ces avions, qui étaient stockées à l'AMARG^[8], furent sorties de leur local de stockage et modifiées dans l'usine du constructeur.

Le F-104A avait été conçu pour être un avion léger aux performances élevées. Pour le projet AST, les équipes retirèrent tout l'équipement interne qui n'était pas nécessaire pour sa nouvelle mission de l'avion et ajoutèrent un moteur-fusée qui, à partir d'une certaine altitude, devait prendre le relais du moteur à réaction existant^[9]. L'avion fut également équipé d'un système RCS et l'instrumentation de bord fut améliorée. Les détails décrits ci-dessous donnent les principales différences entre l'appareil de série et ceux du projet AST.

L'envergure du NF-104A fut augmentée de 1,22 m (4 ft) par l'ajout d'extensions au bout des ailes^[10]. Cette modification était nécessaire pour héberger les tuyères de contrôle en roulis du système RCS, permettait aussi de réduire la charge alaire de l'avion et d'augmenter la portance à haute altitude^[9].

La dérive verticale et la gouverne de lacet furent remplacées par les modèles à plus grande surface équipant les versions biplaces du F-104, puis furent structurellement modifiées pour permettre l'installation du moteur-fusée supplémentaire.

Le radôme de nez en fibre de verre, qui servait initialement de logement au radar de l'avion, fut remplacé par un revêtement en aluminium, qui abritait les tuyères de contrôle en tangage et lacet du RCS.

Les entrées d'air du moteur, conçues à l'origine par Ben Rich (en), étaient toujours à géométrie fixe, mais des extensions des cônes d'entrée d'air furent installées pour un fonctionnement optimal du turboréacteur à un nombre de Mach élevé. Les modifications internes du fuselage incluaient l'installation des réservoirs d'oxydant du moteur-fusée, la suppression du canon interne de 20 mm M61 Vulcan, de l'équipement radar et de l'avionique non nécessaires. Un réservoir d'azote fut installé pour assurer la pressurisation du poste de pilotage de l'avion. Cette dernière modification fut rendue nécessaire par le fait qu'il n'y aurait plus d'air comprimé disponible en provenance du turboréacteur après son arrêt prévu durant la phase de vol à haute altitude.

En plus du turboréacteur standard General Electric J79, un moteur-fusée Rocketdyne AR2-3 fut installé à la base de la dérive de l'avion^[5]. Produisant une poussée de 27,2 kN, ce moteur brûlait un mélange de carburant réacteur JP-4 et de peroxyde d'hydrogène (oxydant). Le NF-104 embarquait assez d'oxydant pour une durée de fonctionnement de 100 secondes. La puissance du moteur-fusée pouvait être modulée par le pilote entre 50 % et 100 % de poussée, grâce à une manette supplémentaire placée sur le côté gauche du cockpit.

Le RCS comprenait huit tuyères de contrôle en tangage et lacet (quatre pour chaque axe) et quatre tuyères de contrôle du roulis. Elles utilisaient le même type de peroxyde d'hydrogène que le moteur-fusée principal, stocké dans un réservoir dédié de 70 kg, et étaient contrôlées par le pilote à l'aide d'une manette située sur le panneau d'instrumentation. Les tuyères de contrôle en tangage et lacet produisaient une poussée de 500 N chacune et celles de contrôle en roulis 190 N.

Le NF-104A était capable d'atteindre une altitude élevée en combinant une technique de vol avec son moteur à réaction aérobie appelée « zoom climbing » et la propulsion par moteur-fusée. Le « zoom climbing » consiste à prendre de la vitesse en vol horizontal, ou en léger piqué, puis redresser pour grimper rapidement avec un angle d'incidence élevé, convertissant ainsi la vitesse acquise en une vitesse ascensionnelle rapide. Le moteur-fusée avait pour but de maintenir la vitesse et le taux de montée durant la phase de zoom climbing, jusqu'à épuisement des ergols.

Une mission typique comprenait une phase d'accélération à Mach 1,9 (2 030 km/h)^[5] à une altitude de 10 700 m, à partir de laquelle le moteur-fusée était allumé, et lorsque l'avion atteignait Mach 2,1 (2 240 km/h), il était cabré vers un angle de montée de 50 à 70°, en lui appliquant avec précaution un facteur de charge égal à 3,5 g. La postcombustion du J79 était alors progressivement réduite à partir de 21 300 m, suivie rapidement par un arrêt manuel de l'alimentation en carburant du turboréacteur lui-même, vers environ 25 900 m, afin d'éviter la montée rapide en température du moteur et d'endommager les étages de turbine de celui-ci. Parfois, le moteur s'étouffait tout seul en raison du manque d'air. Après avoir atteint le sommet de sa trajectoire balistique, le NF-104 redescendait vers les couches les plus denses de l'atmosphère. À une altitude d'environ 18 000 m^[5] le turboréacteur était remis en route grâce à la pression du vent relatif s'engouffrant dans les entrées d'air de l'avion. L'avion pouvait ensuite effectuer un atterrissage classique en sécurité^[11].