Le Lockheed XH-51 est un hélicoptère expérimental muni d’un rotor de sustentation rigide quadripale, d’un rotor anticouple bipale, de stabilisateurs horizontaux et de patins escamotables.
Durant les années 1950, l’ingénieur Irv Culver travaille chez Lockheed sur un concept de rotor rigide muni d’un dispositif améliorant le contrôle en tangage et en roulis. Ce système est d’abord testé sur un modèle réduit avant d’être présenté à la direction de Lockheed en 1958. Par la suite, une petite équipe constituée d’un ingénieur et de deux mécaniciens travaillent sur les essais en vol de la maquette qui ont lieu dans un hangar qui leur est spécialement attribué.
Le prototype biplace CL-475 est construit afin de tester ce nouveau système. Le cockpit est équipé de deux sièges côte-à-côte et le dessin du fuselage ressemble un peu à celui d’un avion de tourisme. Le moteur à pistons Lycoming VO-360-A1A entraine le rotor de sustentation et le rotor anticouple tous deux munis de deux pales en bois. Le train d’atterrissage tricycle est fixe.
Le CL-475 effectue son premier vol le 2 novembre 1959, mais d’importantes vibrations se font sentir et plusieurs rotors sont testés pour résoudre ce problème. La solution retenue est finalement un rotor tripale métallique muni d’un anneau de commande gyroscopique relié au plateau cyclique.
L’appareil est testé par un certain nombre d’organismes gouvernementaux et de dirigeants militaires qui sont impressionnés par sa stabilité.
Encouragé par les performances obtenues, Lockheed propose son CL595, un nouvel hélicoptère sur lequel cette technologie de rotor rigide est intégrée avec certaines améliorations aérodynamiques. L’US Army et l’US Navy acceptent de lancer un programme désigné XH-51 qui a pour but d’étudier les améliorations que peuvent apporter ce système de rotor aux grandes vitesses, ainsi qu’en stabilité et manœuvrabilité.
Également désigné Lockheed Model 186 sur le marché, son design est beaucoup plus moderne que son prédécesseur, avec un aérodynamisme du fuselage très soigné. Le nez, profilé, est entièrement vitré afin d’offrir une bonne visibilité vers l’avant, mais également vers le haut et le bas. Dans le cockpit, le pilote et le copilote prennent place sur deux sièges côte-à-côte. Derrière eux, deux autres sièges sont disponibles pour des passagers. La motorisation est assurée par une turbine Pratt & Whitney Canada PT6B-9. La poutre de queue est munie de stabilisateurs horizontaux et d’un stabilisateur vertical à son extrémité. C’est au sommet de ce dernier qu’est installé le rotor anticouple bipale. Le train d’atterrissage est constitué de deux patins escamotables.
Son rotor de sustentation rigide tripale, équipé d'un dispositif de stabilisation gyroscopique et de pales à pas variable, diffère du modèle précédent sur plusieurs points. Afin d’en diminuer la trainée, le plateau cyclique est placé à l’intérieur du fuselage et les barres de commandes sont installées à l’intérieur de l’arbre du rotor. En outre, la bague de contrôle gyroscopique du CL-475 estremplacée par trois barres montées au-dessus du rotor.
Deux prototypes désignés XH-51A sont commandés et le premier vol est effectué le 2 novembre 1962 par le N°61-51262. À noter que les deux places à l’arrière sont généralement utilisées pour emporter du matériel de mesure et d’enregistrement.
Durant les essais en vol, le XH-51A démontre une certaine instabilité à grande vitesse qui est vite résolue avec le remplacement du rotor tripale par un rotor quadripale.
En 1963, le TRECOM (Army's Technology Research and Evaluation Command) demande à Lockheed de modifier le prototype N°61-51263 afin d’en faire un girodyne. Désigné XH-51A Compound, l’objectif de cet appareil est d’étudier le comportement de l’appareil à plus hautes vitesses. Pour cela, des ailes d’une envergure d’environ 5 mètres sont ajoutées, afin d’aider la sustentation à grande vitesse, les stabilisateurs horizontaux sont agrandis et un turboréacteur Pratt & Whitney J60-2 est installé en nacelle sur l'aile gauche.
Le premier vol motorisé uniquement avec la turbine P&W Canada PT6B-9 a lieu le 21 septembre 1964. À partir du 10 avril 1965, les essais sont effectués avec également le turboréacteur d’appoint. Durant ces tests, le XH-51A Compound atteint la vitesse de 413km/h en vol horizontal et même 486,9 km/h en léger piqué le 29 novembre 1967. Cette dernière performance, bien qu’étant un record de vitesse pour cette catégorie d’appareil, n’a pas été homologué officiellement.
Autre point intéressant : son rotor fixe lui permet d’effectuer des tonneaux, looping et également voler sur le dos durant un temps assez long.
Durant les vols à grande vitesse, le rotor de sustentation est déchargé et la portance est en très grande partie assurée par les ailes. En cas de panne de la turbine responsable de la sustentation, un dispositif est installé afin de diminuer la portance des ailes pour permettre d’augmenter la charge sur le rotor de sustentation et permettre ainsi une descente en autorotation.
Entre temps, en 1964, la NASA commande un exemplaire muni d’un rotor tripale pouvant transporter cinq personnes. Utilisé comme hélicoptère d’essai, il est désigné XH-51N. Les pales de ses rotors sont modifiées afin de pouvoir être lestées. Une grande partie des essais qu’il effectue consiste justement à mettre au point des dispositifs permettant de diminuer les vibrations et le volume sonore dans le poste de pilotage et la cabine des hélicoptères.
Deux autres appareils de démonstration pour le marché civil sont construits par Lockheed sous la désignation de Model 286. Ils sont équipés de la cabine à cinq places du XH-51N et du rotor quadripale de l’XH-51A. Immatriculés N286L et N265LC, ils sont certifiés par la FAA le 30 juin 1966.
Malgré sa grande maniabilité et sa vitesse de pointe de 331km/h, soit nettement plus que les 210km/h de son concurrent direct l’Alouette III, peu de clients sont intéressés par le Model 286. Les Pays-Bas désirent en commander une douzaine d’exemplaires pour la lutte anti-sous-marine, mais ce nombre est trop faible pour lancer une production en série avec des coûts acceptables pour le client. Par la suite, les deux Model 286 sont utilisés durant plusieurs années pour le transport d’affaire par le constructeur, puis ils sont vendus à un collectionneur. Un incendie en 1988 détruira les deux appareils.
Le programme d’acquisition AAFSS (Advanced Aerial Fire Support System) concernant un nouvel hélicoptère de combat pour l’US Army est lancé en 1964. Lockheed propose son CL-840, un hélicoptère muni du même rotor rigide que le XH-51A. Également équipé de petites ailes, sa propulsion est assurée par une turbine General Electric T64-GE-16 qui actionne les rotors de sustentation et anticouple, mais également une hélice propulsive lui permettant des vitesses supérieures à 390 km/h. Connu sous la désignation officielle d’AH-56 Cheyenne, son programme est annulé en 1972 avant qu’il ne puisse être produit en série.
Les deux XH-51A (61-51262 et 61-51263) se trouvent à l’United States Army Aviation Museum de Fort Rucker.
Versions :CL-475 : Désignation d’un prototype biplace équipé du nouveau rotor fixe gyrostabilisé de chez Lockheed et motorisé par un moteur à pistons Lycoming VO-360-A1A de 104kW (140ch).
Sa structure est en acier et le revêtement en aluminium. Le cockpit équipé de deux sièges côte-à-côte est muni de larges vitres au-dessus du nez semblable à celui d’un avion de tourisme. Le train d’atterrissage est tricycle, avec une roue avant sous le poste de pilotage et le train principal à l’arrière du fuselage. Ce dernier s’affine pour constituer une queue munie d’une longue dérive rectangulaire. Le rotor anticouple est installé au sommet de cette dernière. Au-dessus du fuselage se trouve une entrée d’air semi-circulaire pour le moteur à pistons Lycoming VO-360-A1A. Le rotor de sustentation est muni de deux pales en bois.
Construit à Burbank, il est ensuite transporté à Rosamond Lake, sur la base aérienne d’Edwards, où il effectue son premier vol le 2 novembre 1969. Durant ce vol, le pilote ressent d’importantes vibrations et différentes configurations avec trois et quatre pales sont testées, mais après six mois la solution est finalement trouvée avec un rotor tripale métallique sur lequel un anneau de commande gyroscopique relié au plateau cyclique est rajouté.
Par la suite, le CL-475 est testé par un certain nombre d’organismes gouvernementaux et de dirigeants militaires. Sa stabilité obtenue grâce à son système de contrôle et son rotor rigide en font un appareil facile à piloter.
Au vu des résultats encourageants, il est décidé de continuer les essais sur un autre appareil répondant aux besoins de l’US Army et l’US Navy qui désirent un hélicoptère capable de voler à grande vitesse tout en restant très manœuvrable. Ce système de rotor sera donc utilisé par la suite sur le XH-51 et l’AH-56 Cheyenne.
CL-595 : Désignation du concept d’hélicoptère équipé d'un rotor fixe gyrostabilisé étudié pour diminuer la trainée, avec le plateau cyclique installé à l’intérieur du fuselage, les barres de commandes à l’intérieur de l’arbre du rotor et trois barres lestées montées au-dessus du rotor pour remplacer la bague de contrôle gyroscopique.
Model 186 : Désignation civile du CL-595 équipé de quatre places et d’un rotor de sustentation quadripale et motorisé par une turbine Pratt & Whitney Canada PT6B-9 de 410kW (558ch).
Model286 : Désignation civile du CL-595 équipé de cinq places, d’un rotor de sustentation quadripale et motorisé par une turbine Pratt & Whitney Canada PT6B-9 de 410kW (558ch), deux exemplaires construits.
XH-51 : Désignation du programme d’hélicoptère expérimental de Lockheed, muni d’un rotor fixe gyrostabilisé lui permettant une grande maniabilité et des vitesses importantes.
XH-51A : Désignation militaire du CL-595, deux exemplaires construits (N°61-51262 et 61-51263).
XH-51A Compound : Désignation du XH-51 (N°61-51263) modifié avec des stabilisateurs horizontaux agrandis, l’ajout d’ailes d’environ 5m d’envergure et d’un turboréacteur Pratt & Whitney J60-2 en nacelle sur l'aile gauche ; un exemplaire modifié.
XH-51N : Version cinq places destinée à la NASA, munie d’un rotor de sustentation tripale et d’un rotor anticouple bipale qui peuvent être lestés afin de tester des systèmes anti-vibrations dans la cabine, un exemplaire construit.
Utilisateurs militaires :Pays-Bas : 12 Model 286 commandés par la Marine Néerlandaise, puis annulés.
USA : Deux XH-51A en évaluation au sein de l’US Army et de l’US Navy et un XH-51N utilisé par la NASA, plus en service.
Caractéristiques CL-475 :Equipage : 2
Passagers : 0
Hauteur : 2,82m
Diamètre du rotor principal : 9,75m
Surface du rotor principal: 74,6m2
Masse à vide : 737kg
Masse au décollage : 907kg
Points d’attache : 0
Moteurs :Un moteur à pistons Lycoming VO-360-A1A de 104kW (140ch).
Performances :Vitesse max : 145km/h
Plafond opérationnel sans effet de sol : 610m
Autonomie : 120km
Distance franchissable : 120km
Distance de décollage : 0m
Distance d’atterrissage : 0m
Armement :Sans.
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Caractéristiques XH-51A :Equipage : 2
Passagers : 2
Longueur du fuselage : 9,69m
Longueur hors tout : 12,40m
Hauteur : 2,50m
Diamètre du rotor principal : 10,67m
Surface du rotor principal: 89,4m2
Masse à vide : 1’265kg
Masse maximale au décollage : 1’864kg
Volume des réservoirs de carburant : 303L
Points d’attache : 0
Moteurs :Une turbine Pratt & Whitney Canada PT6B-9 de 410kW (558ch).
Performances :Vitesse max : 280km/h
Vitesse de croisière : 257km/h
Vitesse ascensionnelle : 10m/s
Plafond opérationnel (avec effet de sol) : 4’976m
Endurance : 1h40
Distance franchissable : 418km
Distance de décollage : 0m
Distance d’atterrissage : 0m
Armement :Sans.
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Caractéristiques XH-51A Compound :Equipage : 2
Passagers : 2
Longueur du fuselage : 10,41m
Longueur hors tout : 12,40m
Envergure : 4,88m (5,18m pour certaines sources)
Hauteur : 2,50m
Diamètre du rotor principal : 10,67m
Surface du rotor principal: 89,4m2
Masse à vide : 1’400kg
Masse maximale au décollage : 2’005kg
Volume des réservoirs de carburant : 303L
Points d’attache : 0
Moteurs :Une turbine Pratt & Whitney Canada PT6B-9 de 410kW (558ch) et un turboréacteur Pratt & Whitney J60-P-2 de 1’170kgp.
Performances :Vitesse max : 487km/h
Vitesse de croisière : 370km/h
Plafond opérationnel : 6’200m
Distance franchissable : 440km
Distance de décollage : 0m
Distance d’atterrissage : 0m
Armement :
Sans.
Liens internet :https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_XH-51https://en.wikipedia.org/wiki/Lockheed_CL-475http://www.aviastar.org/helicopters_eng/lok_xh-51.phphttp://www.globalsecurity.org/military/systems/aircraft/h-51.htmhttp://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/675445.pdfhttp://www.airwar.ru/enc/xplane/xh51.htmlhttp://all-aero.com/index.php/35-helicopters/copters/6212-lockheed-cl-595--model-186-aerogyro--model-286--xh-51a-aerogyro-http://www.helistart.com/helicopters/Lockheed/XH-51(A)http://www.aero-web.org/specs/lockheed/xh-51a.htmhttp://www.aero-web.org/specs/lockheed/xh-51n.htm
Général de corps aérien
