Rappels

  • Premier vol :
  • Missions : Essais en vol
  • Constructeur : drapeau Doak
  • un seul appareil construit (cellule neuve)

Histoire de l'appareil

Le Doak Aircraft Company VZ-4DA est un avion expérimental biplace à décollage vertical, motorisé par une turbine entraînant deux hélices carénées pivotantes installées en bout d’ailes, d’une dérive conventionnelle et d’un train d’atterrissage tricycle fixe.

En 1940, l’entreprise Doak Aircraft Company est créée par Edmund R. Doak, Jr., ingénieur autodidacte et vice-président de Douglas Aircraft Company, avant de s’agrandir durant la guerre en fournissant de nombreuses parties d’avions pour pratiquement tous les grands constructeurs aéronautiques américains.

En 1950, E.R. Doak Jr propose un avion à décollage vertical à l’Army Transportation and Research and Engineering Command situé à Fort Eustis, en Virginie. D’après lui, l’appareil peut décoller verticalement et se diriger également en arrière comme un hélicoptère, mais sans les vibrations de ce dernier. De plus, il sera également capable de voler à l’horizontale à des vitesses équivalentes à celles d’avions classiques. Une des principales préoccupations de l’US Army à cette époque étant le risque de voir toutes les pistes d’aviation de l’Europe de l’Ouest rapidement détruites lors d’une éventuelle attaque soviétique, le concept proposé par Doak l’intéresse et un contrat est signé le 10 avril 1956 pour la conception d’un avion expérimental.

L’appareil est désigné Doak Model 16. La structure de son fuselage est en tubes métalliques soudés et celle de ses ailes et de ses empennages sont entièrement métalliques. Son fuselage est relativement étroit et le poste de pilotage accueille, sur deux sièges de P-51 Mustang disposés en tandem, le pilote et un observateur. La forme du nez et une grande verrière permettent une excellente visibilité aux occupants. L’empennage est conventionnel avec des extrémités carrées et les stabilisateurs horizontaux ont un dièdre positif, alors que les ailes sont droites et en position médiane. La propulsion est assurée par une turbine Avco Lycoming YT53 installée dans le fuselage et dont l’entrée d’air est située à l’arrière du cockpit, sur le dessus du fuselage. Les gaz qu’elle expulse sont éjectés à l’arrière du fuselage et peuvent être dirigés grâce à deux volets placés en croix pour faciliter le contrôle de l’appareil en tangage et en lacet à basse vitesse. Cette turbine entraîne, grâce à des barres de transmission en aluminium et des raccords souples, deux soufflantes installées aux extrémités des ailes. Ces soufflantes sont constituées d’un anneau dans lequel tourne une hélice munies de huit pales en fibres de verre. Elles sont également munies de quatorze ailettes en fibres de verre, en avant des pales, afin de faire varier la poussée et de neuf aubes de redressement du flux à l’arrière. Durant le vol vertical ou stationnaire, le flux des soufflantes est dirigé à 2° vers l’avant (les soufflantes étant alors orientées à 92°), pour compenser la poussée induite par les gaz expulsés de la turbine. Ces soufflantes sont ensuite lentement basculées afin de diriger la poussée vers l’arrière pour le vol horizontal, la transition pouvant s’effectuer en à peine 20 secondes. Le train d’atterrissage tricycle fixe provient d’un Cessna 182 et les vérins hydrauliques d’un T-33.

Le premier décollage est effectué le 25 février 1958 et la première transition du décollage vertical au vol horizontal est effectuée le 5 mai 1959. Le décollage s’effectue moins facilement que ce qui est prévu et lors de la transition du vol vertical en vol horizontal, le Model 16 a tendance à piquer un peu du nez. Il est également remarqué que le cadre du fuselage, constitué de tubes soudés non recouverts, interfère dans les conditions de vol. Il est par conséquent recouvert à l’avant par une coque en fibres de verre moulées et de fines feuilles d’aluminium à l’arrière. Il est également remotorisé par une turbine Avco Lycoming T53-L1 plus puissante. Plusieurs modifications sont faites sur l’appareil durant les nombreux essais de roulage, les 32 heures de vols horizontal et les 18 heures de vol stationnaire. Sa masse à vide passe alors de 900 à 1’037kg et la masse au décollage de 1'170 à 1’443kg.

En octobre 1958, l’appareil est transféré à la base aérienne d’Edwards en Californie où il effectue encore 50 heures de tests. Il atteint alors une vitesse maximale de 370km/h, une altitude d’environ 3'600 mètres avec une autonomie de 400km.

L’US Army accepte le prototype en septembre 1959, il est désigné Doak VZ-4DA et reçoit le N°56-9642. L’appareil est envoyé au Langley Research Center de la NASA à Hampton, en Virginie, pour des essais supplémentaires. À la fin de l’année 1960, Doak licencie près de 90% de ses employés en raison d'une récession dans l'industrie aéronautique. Douglas Aircraft reprend le projet et achète ses droits de brevet et ses dossiers, puis engage quatre ingénieurs de Doak pour continuer à travailler sur le VZ-4DA.

Les essais continuent jusqu’en 1963, date à laquelle l’US Army décide que la nouvelle génération d’hélicoptères qui vient d’être développée répond entièrement aux exigences du programme VTOL. Le financement de ce programme est alors investi dans l’acquisition de nouveaux hélicoptères. Le VZ-4DA est acquis par la NASA. En 1973, il est transféré à Fort Eustis pour y être exposé.

Texte de Jéricho, avec son aimable autorisation.

Versions référencées

  • Doak Model 16 : Désignation d'usine du VZ-4.
  • Doak VZ-4DA : Avion expérimental ADAV, un exemplaire.

Pays exploitant actuellement cet appareil

  • Aucun pays utilisateur n'a été enregistré.

Doak VZ-4DA voir la fiche complète

Principales caractéristiques

  • Masse maxi au décollage : 1 443 kg (3 181 lbs)
  • Masse à vide : 1 037 kg (2 286 lbs)
  • Surface alaire : 8,92 m² (96,014 sq. ft)
  • Hauteur : 3,05 m (10,007 ft)
  • Envergure : 7,77 m (25,492 ft)
  • Longueur : 9,75 m (31,988 ft)

Performances

  • Vitesse maximum : 370 km/h (230 mph, 200 kts)
  • Vitesse de croisière : 282 km/h (175 mph, 152 kts)
  • Endurance maximale : 1 h 20 mn
  • Distance franchissable : 403 km (250 mi, 218 nm)
  • Plafond opérationnel : 1 829 m (6 000 ft)
  • Vitesse ascensionnelle : 30 m/s (98 ft/s)
  • Charge alaire, à vide : 116,256 kg/m² (23,811 lbs/sq. ft)
  • Charge alaire, au décollage : 161,771 kg/m² (33,133 lbs/sq. ft)

Motorisation

  • 1 turbine Lycoming YT53-L-1
  • Puissance unitaire : 630 kW (857 ch, 845 hp)

Records FAI enregistrés

Liste des records enregistrés pour cet appareil par la Fédération Aéronautique Internationale.

Aucun record n'a été enregistré pour cet appareil.

Accidents enregistrés

  • Aucun Accident n'a été enregistré pour cet appareil.

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Sujet complet »
Doak VZ-4DA à 20/12/2016 09:18 Jericho
Le Doak Aircraft Company VZ-4DA est un avion expérimental biplace à décollage vertical, motorisé par une turbine entraînant deux hélices carénées pivotantes installées en bout d’ailes, d’une dérive conventionnelle et d’un train d’atterrissage tricycle fixe.

En 1940, l’entreprise Doak Aircraft Company est créée par Edmund R. Doak, Jr., ingénieur autodidacte et vice-président de Douglas Aircraft Company, avant de s’agrandir durant la guerre en fournissant de nombreuses parties d’avions pour pratiquement tous les grands constructeurs aéronautiques américains.

En 1950, E.R. Doak Jr propose un avion à décollage vertical à l’Army Transportation and Research and Engineering Command situé à Fort Eustis, en Virginie. D’après lui, l’appareil peut décoller verticalement et se diriger également en arrière comme un hélicoptère, mais sans les vibrations de ce dernier. De plus, il sera également capable de voler à l’horizontale à des vitesses équivalentes à celles d’avions classiques. Une des principales préoccupations de l’US Army à cette époque étant le risque de voir toutes les pistes d’aviation de l’Europe de l’Ouest rapidement détruites lors d’une éventuelle attaque soviétique, le concept proposé par Doak l’intéresse et un contrat est signé le 10 avril 1956 pour la conception d’un avion expérimental.

L’appareil est désigné Doak Model 16. La structure de son fuselage est en tubes métalliques soudés et celle de ses ailes et de ses empennages sont entièrement métalliques. Son fuselage est relativement étroit et le poste de pilotage accueille, sur deux sièges de P-51 Mustang disposés en tandem, le pilote et un observateur. La forme du nez et une grande verrière permettent une excellente visibilité aux occupants. L’empennage est conventionnel avec des extrémités carrées et les stabilisateurs horizontaux ont un dièdre positif, alors que les ailes sont droites et en position médiane. La propulsion est assurée par une turbine Avco Lycoming YT53 installée dans le fuselage et dont l’entrée d’air est située à l’arrière du cockpit, sur le dessus du fuselage. Les gaz qu’elle expulse sont éjectés à l’arrière du fuselage et peuvent être dirigés grâce à deux volets placés en croix pour faciliter le contrôle de l’appareil en tangage et en lacet à basse vitesse. Cette turbine entraîne, grâce à des barres de transmission en aluminium et des raccords souples, deux soufflantes installées aux extrémités des ailes. Ces soufflantes sont constituées d’un anneau dans lequel tourne une hélice munies de huit pales en fibres de verre. Elles sont également munies de quatorze ailettes en fibres de verre, en avant des pales, afin de faire varier la poussée et de neuf aubes de redressement du flux à l’arrière. Durant le vol vertical ou stationnaire, le flux des soufflantes est dirigé à 2° vers l’avant (les soufflantes étant alors orientées à 92°), pour compenser la poussée induite par les gaz expulsés de la turbine. Ces soufflantes sont ensuite lentement basculées afin de diriger la poussée vers l’arrière pour le vol horizontal, la transition pouvant s’effectuer en à peine 20 secondes. Le train d’atterrissage tricycle fixe provient d’un Cessna 182 et les vérins hydrauliques d’un T-33.

Le premier décollage est effectué le 25 février 1958 et la première transition du décollage vertical au vol horizontal est effectuée le 5 mai 1959. Le décollage s’effectue moins facilement que ce qui est prévu et lors de la transition du vol vertical en vol horizontal, le Model 16 a tendance à piquer un peu du nez. Il est également remarqué que le cadre du fuselage, constitué de tubes soudés non recouverts, interfère dans les conditions de vol. Il est par conséquent recouvert à l’avant par une coque en fibres de verre moulées et de fines feuilles d’aluminium à l’arrière. Il est également remotorisé par une turbine Avco Lycoming T53-L1 plus puissante. Plusieurs modifications sont faites sur l’appareil durant les nombreux essais de roulage, les 32 heures de vols horizontal et les 18 heures de vol stationnaire. Sa masse à vide passe alors de 900 à 1’037kg et la masse au décollage de 1'170 à 1’443kg.

En octobre 1958, l’appareil est transféré à la base aérienne d’Edwards en Californie où il effectue encore 50 heures de tests. Il atteint alors une vitesse maximale de 370km/h, une altitude d’environ 3'600 mètres avec une autonomie de 400km.

L’US Army accepte le prototype en septembre 1959, il est désigné Doak VZ-4DA et reçoit le N°56-9642. L’appareil est envoyé au Langley Research Center de la NASA à Hampton, en Virginie, pour des essais supplémentaires. À la fin de l’année 1960, Doak licencie près de 90% de ses employés en raison d'une récession dans l'industrie aéronautique. Douglas Aircraft reprend le projet et achète ses droits de brevet et ses dossiers, puis engage quatre ingénieurs de Doak pour continuer à travailler sur le VZ-4DA.

Les essais continuent jusqu’en 1963, date à laquelle l’US Army décide que la nouvelle génération d’hélicoptères qui vient d’être développée répond entièrement aux exigences du programme VTOL. Le financement de ce programme est alors investi dans l’acquisition de nouveaux hélicoptères. Le VZ-4DA est acquis par la NASA. En 1973, il est transféré à Fort Eustis pour y être exposé.


Versions :
VZ-4DA : Avion expérimental ADAV motorisé par une turbine Avco Lycoming YT53, puis T53-L-1, actionnant des soufflantes situées aux extrémités des ailes ; un appareil construit.


Utilisateurs militaires :
USA : En évaluation par la NASA d’octobre 1958 à 1973 et par l’US Army (conjointement avec la NASA) de 1959 à 1963.


Caractéristiques :
Equipage : 2
Passagers : 0
Longueur : 9,75m
Envergure : 7,77m
Hauteur : 3,05m
Surface alaire : 8,92m2
Diamètre des hélices : 1,22m
Surface des hélices (chacune): 1,17m2
Diamètre des carénages des hélices : 1,52m
Masse à vide : 1’037kg
Masse au décollage : 1’443kg
Points d’attache : 0

Moteurs :
Une turbine Avco Lycoming YT53-L-1 de 626kW (851ch).

Performances :
Vitesse max : 370km/h
Vitesse de croisière : 282km/h
Vitesse ascensionnelle : 30m/s
Plafond opérationnel : 1’830m
Endurance : 1h20
Distance franchissable : 403km
Distance de décollage : 0m
Distance d’atterrissage : 0m

Armement :
Sans.


Liens internet :
https://en.wikipedia.org/wiki/Doak_VZ-4
http://www.aviastar.org/helicopters_eng/doak_vz-4.php
http://www.diseno-art.com/encyclopedia/strange_vehicles/doak_model_16_vz-4.html
http://www.aero-web.org/specs/doak/vz-4.htm
http://www.transportation.army.mil/museum/transportation%20museum/doak.htm
http://www.airwar.ru/enc/xplane/vz4.html
http://jpcolliat.free.fr/doak/doak-1.htm
Re: Doak VZ-4DA à 20/12/2016 11:03 Clansman
La fiche sur le site
Re: Doak VZ-4DA à 20/12/2016 13:58 Jericho
Merci Clans'! :)
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Texte de , créé le Dec. 20, 2016, 10:42 a.m., modifié le . ©AviationsMilitaires