Introducción
Después de la experiencia de la guerra de Corea tanto la US Navy como el Cuerpo de Marines se dieron cuenta de que necesitaban un avión de ataque capaz de operar bajo cualquier condición meteorológica, ya fuese de día o de noche. La US Navy por aquel entonces requería de un avión de ataque medio de largo alcance que pudiese llevar una mayor carga bélica que el A-4 Skyhawk y que tuviese un menor tamaño que el A-3 Skywarrior. Mientras que el Cuerpo de Marines buscaba un avión de características similares para el apoyo cercano y que eventualmente pudiese operar desde aeródromos adelantados en la cabeza de playa. Por estos motivos fue cursada a mediados de los años 50 la propuesta TS149, en la que se combinaba la demanda de la marina de un avión de ataque medio e interdicción de largo alcance, con la necesidad de los marines de un avión de apoyo aéreo cercano con capacidades STOL (despegue y aterrizaje corto). Por supuesto, el avión tenía que ser capaz de operar desde los portaaviones de la marina, tanto desde las catapultas hidráulicas de los portaaviones de tipo Essex como desde las catapultas a vapor de la clase Forrestal. La propuesta TS149 especificaba un avión de ataque medio de dos tripulantes en asientos eyectables, con un radio de 550 km para apoyo cercano y 1850 km para el ataque de largo alcance y la interdicción, que alcanzase una velocidad de crucero de 920 km/h y que fuese capaz de operar en condiciones climatológicas adversas y de escasa visibilidad.
Orígenes y diseño
A finales de 1956, ocho compañías aeronáuticas: Lockheed,
Boeing, Vought, Douglas, North American, Martin, Bell, y Grumman; presentaron
once diseños para cumplir los requerimientos de la propuesta TS 149. Boeing,
Douglas y Vought presentaron dos diseños cada una, de estos dos diseños
uno era con propulsión de turbo hélices y el otro con motores a
reacción. Mientras que Bell, Lockheed, North American, Martin y Grumman
presentaron un único diseño cada una. El primer diseño en
ser descartado fue el de Bell, que consistía en un aparato VSTOL (despegue
y aterrizaje vertical) lo que limitaba en gran medida la carga bélica y
de combustible que era capaz de transportar. Los siguientes diseños en
ser eliminados fueron todos aquellos que presentaban propulsión por turbo
hélices, lo que dejó a Grumman, Vought y Douglas como finalistas.
El 15 de mayo de 1957 la Oficina Aeronáutica de la marina estadounidense
(BUAER) solicitó a Grumman que presentase una propuesta de realización
del proyecto y de costes de su diseño G-128Q. Finalmente el 2 de enero
de 1958 se declaró como ganadora la propuesta de Grumman, y el 21 de febrero
de ese mismo año se firmó el acuerdo entre la compañía
y la marina de los Estados Unidos.
A-3 Skywarrior, el predecesor del A-6
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El diseño G-128Q de Grumman consistía en un avión bimotor con dos tripulantes sentados lado a lado en asientos eyectables, con el piloto adelantado unos centímetros respecto al navegador/bombardero; en una cabina amplia y de muy buena visibilidad. Para reducir el espacio ocupado en los hangares de los portaaviones presentaba alas plegables por su punto medio con una deflexión hacia arriba de 145º. Desde el primer momento Grumman optó por incluir los turbojets sin postcombustión de Pratt & Whitney J52-P-6 de 3860 kg de empuje, ya que estos motores eran los mismos que montaba el A-4D y ya habían demostrados sus buenas características. Los motores se situaban centrados uno a cada lado del fuselaje y en su parte baja, lo que proporcionaba al avión un mejor comportamiento a la hora del apontaje en portaaviones y el aterrizaje en pistas cortas. Como no se trataba de un avión supersónico no se requerían tomas de aire con geometría variable y formas complejas, por lo que los motores se alimentaban con dos tomas en forma de D situadas bastante adelantadas en el fuselaje. Para mejorar tanto el despegue en portaaviones como en pistas cortas, el diseño inicial incluía unas toberas orientables que podían girar 23 grados hacia abajo reduciendo de esta forma el ángulo de ataque del avión y mejorando la sustentación. Justo detrás de las toberas se encontraban dos aerofrenos convencionales, uno a cada lado del fuselaje, los cuales se desplegaban hacia adelante aumentando la resistencia aerodinámica para facilitar el bombardeo en picado y el vuelo lento a la hora de apontar y tomar tierra.
Por último, y sin lugar a dudas la característica más avanzada del diseño de Grumman, estaba el sistema electrónico todo tiempo DIANE (equipo digital integrado de ataque y navegación). Los pilares fundamentales del sistema DIANE eran las dos antenas de radar que se ocultaban bajo el gran radomo del avión: un radar de búsqueda Norden AN/APQ-92 y el radar de seguimiento Naval Avionics Facility AN/APQ-88, que posteriormente durante la guerra de Vietnam sería sustituido por el Naval Avionics Facility AN/APQ-112 de mejores prestaciones. El resto del sistema DIANE lo completaban: un computador de datos del aire CP-729A, un sistema de navegación inercial AN/ASN-31, un ordenador balístico Litton AN/APQ-61, un radar altímetro AN/APN-141, un presentador vertical AN/AVA-1, un control electrónico integrado AN/ASQ-57, un sistema de navegación doppler AN/APN-153, un sistema de comunicación entre tripulantes AN/AIC-4, un piloto automático en tres ejes AN/ASW-16, un buscador automático de dirección (ADF), un sistema de navegación aérea táctica (TACAM) y un identificador amigo-enemigo (IFF).
VERSIONES DEL A-6
Primeros prototipos y aviones de preserie
Los primeros cuatro prototipos fueron encargados en marzo de 1959 con la designación
A2F-1 (nº 147864/147867) y posteriormente, en 1960, se amplió el pedido
en otros cuatro aparatos (nº 148615/148618). A mediados de 1959 Grumman comenzó
la construcción del primer prototipo y de una maqueta a tamaño real.
En esta primera etapa se produjo el primer cambio en el diseño, que consistió
en aumentar la envergadura del avión 0,6 metros hasta alcanzar los 16,15
m de envergadura. Este cambio de envergadura permitió una mejora en el
pilotaje del avión así como un aumento de 454 kg en el combustible
que era capaz de cargar el avión, lo que supuso un alcance total de 2900
km en configuración limpia.
Primer prototipo del avi�n A-2F1 n�147864
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El 14 de abril de 1960, el primer A2F-1 (nº 147864) salió de la fábrica nº4 de Grumman en Bethpage, Long Island. Este primer prototipo montaba dos motores J52-P-6 y carecía de los sistemas de radar, los únicos componentes electrónicos que transportaba era los esenciales para el vuelo del avión. Las primeras pruebas de rodaje en pista se realizaron ese mismo día en las instalaciones de la propia fábrica, una vez realizadas las pruebas el avión fue trasladado por carretera hasta Calverton, donde el 19 de abril realizaría el primer vuelo con el piloto de pruebas Robert Smyth a los mandos. En estos primeros vuelos se descubrió que los aerofrenos causaban turbulencias graves en el flujo de aire que debía llegar a las superficies de control de la cola del avión, estas turbulencias podían llegar a ser peligrosas durante las últimas etapas de apontaje en portaaviones.
El 28 de julio de 1960 el segundo prototipo (nº 147865) se unió
en los vuelos de prueba al primer aparato, este segundo prototipo aún
no montaba los sistemas de radar y se le habían realizado perforaciones
en los aerofrenos para intentar eliminar las turbulencias que se habían
detectado durante los primeros vuelos. Tras las primeras pruebas se pudo comprobar
que las perforaciones de los aerofrenos no mejoraban significativamente el problema
de las turbulencias y que estas seguían siendo potencialmente peligrosas.
Segundo prototipo del avi�n A-2F1 n�147865
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Para intentar paliar el problema con los aerofrenos se llevaron a cabo una serie de pruebas en el túnel de viento transónico del centro de investigación Langley perteneciente a la NASA. Se ensayaron distintas configuraciones y modificaciones en una maqueta a escala del avión, tras las primeras pruebas se llegó a la conclusión de que había que retrasar las superficies de control horizontales de cola para conseguir disminuir el efecto de las turbulencias causadas por los aerofrenos. Otras pruebas también muy importantes que se realizaron en las instalaciones de la NASA, esta vez en el túnel de viento vertical, fueron las pruebas de recuperación de barrenas. Con estas pruebas se pretendía determinar dos cosas: la capacidad del avión para salir de una caída en barrena y el tamaño del paracaídas que deberían llevar los primeros prototipos para recuperarse de una posible entrada en barrena. Tras los ensayos se determinó que tanto un aumento en el tamaño del timón como un aumento en el ángulo de deflexión de los alerones y el timón, mejorarían notablemente la capacidad del avión para conseguir salir de una caída en barrena.