AERCAB, los asientos eyectables voladores

Ilustración artística del sistema SAVER desarrollado por Kaman como parte del AERCAB, que fue utilizada en la portada de la revista Popular Mechanics de septiembre de 1969.
Fuente: Popular Mechanics.

Aquellos que somos entusiastas de la aviación, estamos familiarizados con el asiento eyectable. Desde su introducción, son miles los pilotos que han sido salvados gracias a este dispositivo, al punto tal que hoy son todos orgullosos miembros del Martin-Baker Fan Club.

Lo que pocos saben es que un programa conjunto entre la Armada y Fuerza Aérea estadounidense, estudió la posibilidad de hacer del asiento eyectable un sistema aún más seguro, permitiendo volar una corta distancia para permitirle al piloto escapar del area de combate. Esta es la historia del programa Aircrew Escape/Rescue Capability o AERCAB.

Uno de los mayores desafíos enfrentados por la USAF y la aviación naval estadounidense durante la Guerra de Vietnam era el rescate de aquellos pilotos y tripulaciones aéreos derribados en Vietnam del Norte. Esto daría origen a una serie de cambios doctrinarios que eventualmente darían origen al CSAR (Combat Search And Rescue) moderno. 

Mientras estos cambios maduraban, eyectarse sobre el Golfo de Tonkín bajo control de la Armada norteamericana, era una garantía de rescate; pero no siempre esto era posible y solo quedaba abandonar la aeronave sobre la tupida jungla y esperar que un Jolly Green Giant, viniese al rescate. 

Pero en este entorno, las probabilidades de ser capturado por el enemigo eran mucho mayores a la del rescate por fuerzas amigas. Es más, las propias tripulaciones de los aviones que participaban de la operación CSAR estaban en peligro de sufrir la misma suerte del aviador que debían rescatar.

Analizando datos estadísticos, se llegó a la conclusión de que un aviador que abandonaba su aeronave justo sobre las inmediaciones de su objetivo tenía una probabilidad de ser rescatado de un 8%; en cambio si el rescate se realizaba a unas 43 nmi (80 km) lejos del mismo, las probabilidades de rescate aumentaban al 80%.

Con este dato en mano, la USAF y la aviación naval, aunaron esfuerzos buscando un medio por el cual un aviador pudiera recorrer esa distancia para alejarse del peligro tras su eyección; aumentando sus probabilidades de ser rescatado y reduciendo el riesgo para los elementos CSAR. Este programa recibió el nombre de Aircrew Escape/Rescue Capability o AERCAB, por sus siglas en inglés y tuvo sus comienzos a finales de los años 60. 

Antes que nada, AERCAB debía ser automático, permitiendo así su utilización por un piloto herido; pudiendo ser comandado manualmente de manera alternativa. Segundo, de ninguna manera podía restringir las capacidades y envolventes de uso del asiento eyectable sobre el cual fuese a ser instalado, siendo posible para el piloto no utilizarlo en caso de estar realizando la eyección sobre territorio amigo. 

Envolvente de vuelo propuesta para el AERCAB, medidas indicadas en sistema métrico. 
Fuente: A Flying Ejection Seat.

En tercer lugar, la altitud máxima en la cual AERCAB se desplegaría sería de 10,000 ft (3,048 m) para evitar exponer al piloto al frío y la falta de oxigeno de las altitudes superiores. Finalmente, el sistema debía ser lo suficientemente compacto como para caber en el cockpit de un A-7 o un F-4, con todos sus componentes, incluido su propio motor y su combustible.

Siendo, en efecto, un avión dentro de otro avión; AERCAB tendría un perfil de vuelo muy particular. Operando a una altitud mínima de 1,000 ft (305 m), y tras desplegarse en segundos después de la eyección, mantendría una tasa de ascenso de 1,000 ft/min (5.1 m/s) hasta alcanzar una altitud crucero de 3,000 ft (914 m). Manteniendo así. al piloto alejado del fuego ligero desde tierra.

Con una carga de combustible suficiente para volar por 30 minutos a 100 kn (185 km/h) lograba recorrer una distancia aproximada de 50 millas (43 nmi o 80 km) desde el punto de derribo; tras lo cual el AERCAB comenzaría una fase de descenso sin motor hasta realizar la separación del asiento y la posterior apertura del paracaídas a una altitud de 200 ft (61 m).

Este sistema debía ser capaz de operar con mal tiempo, y se anticipaba un sistema de derrota automático para que volase en un rumbo predefinido, redundando en una operación más segura.

Cuatro diseños fueron considerados bajo el programa y su evaluación quedó repartida entre los organismos de I+D de ambas fuerzas; siendo el Air Force Flight Dynamics Laboratory (AFFDL, precursor del actual Air Force Research Laboratory) con asiento en la Base Aérea Wright-Patterson en representación de la USAF y el Naval Air Development Center (NAVAIRDEVCEN), por la Armada.

Estos organismos, dividieron la evaluación de los diseños de la siguiente manera:

• Ala Rogallo (AFFDL)
• Rotor rígido (NAVAIRDEVCEN)
• Ala flexible (NAVAIRDEVCEN)
• Ala rígida  (AFFDL)

Una solución sencilla, un asiento-ala delta

A mediados de 1969, AFFDL firmó un acuerdo con la Bell Aerosystems para el desarrollo de este dispositivo basado en el ala Rogallo, diseñada durante el programa Apollo. Tras la eyección, un paracaídas desaceleraría la caída del asiento, al mismo tiempo que unos actuadores eliminaban la parte trasera del asiento. Permitiendo así la extensión de un ala Rogallo de 2.1 m de largo y unos 3.95 m de envergadura en su parte más ancha. 

Modelo del AERCAB de Bell con el ala Rogallo desplegada. El mismo fue ampliamente utilizado en pruebas de túnel de viento y derivo en un modelo a escala natural. Fuente: Bell Aerosystems.

Cada uno de los tres largueros que servían para mantener la forma del ala textil serían telescópicos. Un travesaño los mantendría en su sitio asegurando que el ala construida en Dacron adquiriese la forma adecuada. La misma tendría un ángulo de ataque de 30º y tras su despliegue, el piloto (aun asegurado a su asiento) quedaría suspendido boca abajo. En la parte trasera del asiento, un turbofan Continental, sería el medio de propulsión. 

Un pequeño joystick en el reposabrazos del asiento permitía al piloto volar su asiento eyectable, ahora convertido en lo que hoy comúnmente conocemos como ala delta. Siendo su mayor ventaja la simplicidad en su construcción.

Bell construyó un modelo a media escala que fue evaluado intensamente en el túnel de viento y en exteriores. Los resultaron fueron prometedores, por lo que un modelo a escala natural y operado por control remoto fue construido e intensamente evaluado en 1971.

En las pruebas, el modelo fue remolcado por un helicóptero a altitudes de entre 3,000 a 11,000 ft (914 a 3,352 m) y soltado para evaluar su comportamiento en un vuelo sin potencia. Al ver que los resultados eran buenos, se realizaron 5 vuelos propulsados, con una velocidad máxima de 120 kn (222 km/h) y una duración máxima de 7 minutos. 

Durante estos vuelos el modelo demostró una excelente capacidad de maniobra, realizando giros de 180º y figuras de ocho; con cargas alares de alrededor de 92 kg/m².

Diagrama del despliegue del sistema AERCAB propuesto por Bell.
Fuente: Popular Mechanics.

El autogiro jet

Bajo los auspicios del NAVAIRDEVCEN, Kaman fue la encargada de explorar la idea de incorporar un rotor a un asiento eyectable, recibiendo el contrato en diciembre de 1968. La empresa, famosa por sus diseños novedosos de aeronaves de alas rotatorias estuvo a la altura del requerimiento. Después de todo, su HH-43 Huskie era el helicóptero de rescate más utilizado en Vietnam, siendo conocido por su indicativo "Pedro".

Un equipo de ingenieros, liderados por Richard H. Hollrock y Justin J. Barzda, Ingeniero de Proyectos de Investigación y Jefe de Investigación de Kaman respectivamente, fueron capaces de crear el Stowable Aircrew Vehicle Escape Rotoseat mejor conocido como SAVER. 

Tal como su nombre lo indica, se trataba de un autogiro con palas telescópicas que era impulsado por un pequeño turbojet que se plegaba totalmente, cabiendo fácilmente en el limitado espacio del cockpit de un caza.

Secuencia de despliegue del SAVER. (a) Inicio del proceso, (b) Eyección, (c) Despliegue del paracaídas de arrastre, (d) Despliegue del rotor y (e) Despliegue completo, referido como: "Modo autogiro". 
Fuente: A Flying Ejection Seat.

Tras realizar una eyección de manera convencional, se desplegaba un paracaídas de arrastre que extendía las palas, junto con su brazo de control, para ubicarlos en la corriente de aire. Seguidamente, unos resortes separaban las palas para que adoptaran un forma de cono y comenzaran a girar con la corriente de aire, lo que gracias a la fuerza centrífuga, ayudaba a desplegar de manera completa las palas del rotor hasta alcanzar un diámetro de 4.27 m.

Con el rotor girando a una velocidad optima, el paracaídas de arrastre se descartaba; mientras una carga pirotécnica cortaba los seguros del brazo actuador del rotor, permitiéndole avanzar y asegurarse a su posición de vuelo. Al mismo tiempo, otro juego de brazos desplegaban dos superficies estabilizadoras que se encontraban plegadas a los lados del asiento y las fijaban en su posición. Esta parte, también estaba conectada por medio de unos brazos con el motor el cual era puesto en posición y encendido automáticamente. 

Plegado, el SAVER, media 56 cm de ancho, 95 cm de profundidad y 1.37 m de altura. Su peso era de 290 lb (130 kg) vacío y 600 lb (270 kg) con piloto, motor y combustible. 

Kaman construyó un modelo a escala natural, el cual fue extensamente evaluado en el túnel de viento de 12 x 24 m del centro Ames de la NASA, en septiembre de 1972. Estas pruebas demostraron que su sistema de despliegue funcionaba correctamente; logrando desacelerar desde los 93 m/s tras la eyección hasta unos 56 m/s en vuelo horizontal, en modo autogiro. Estas evaluaciones también demostraron que la transición desde la eyección hasta el vuelo horizontal en modo autogiro se realizaba sin percances y totalmente bajo control.

Entusiasmados con los resultados, se decidió adaptar el modelo para convertirlo en un test bed con plena capacidad de vuelo. Esto se realizó fijando el modelo en modo autogiro, a una estructura de perfiles de acero soldados que incluía un tren de aterrizaje triciclo, instrumentos y controles de vuelo, un tanque de combustible y uno timones de mayores dimensiones para mejorar el control a baja velocidad.

Se instaló un turbofan Williams WR-19 de 420 lb (1.9 kN) de empuje, el mismo motor utilizado en el misil crucero BGM-109 Tomahawk. El motor era demasiado potente, Kaman planeaba utilizar una planta motriz de alrededor de 200 lb de empuje en el SAVER de serie, pero se eligió el WR-19 por su disponibilidad.

El piloto de pruebas en jefe de Kaman, Andrew Foster, realizó el primer vuelo cautivo del SAVER el 29 de diciembre de 1971. La aeronave de 700 lb (317 kg) fue remolcada por una camioneta a lo largo de la pista de pruebas y tras un breve rodaje, despegó exitosamente, permaneciendo unido a la camioneta. Para este primer vuelo, se le instaló un rotor de 4.9 m de diámetro.

Dos semanas más tarde, el 10 de enero de 1972, se realizó el primer vuelo libre de la aeronave. El SAVER con Foster a los mandos, realizó nuevamente su rodaje siendo remolcado, antes de elevarse utilizando su propia potencia. Una vez en el aire, se cortó el cable cautivo y la aeronave voló una distancia de 2,740 m a una velocidad de 54 kn (100 km/h). 

Este "artilugio" de Kaman, se volvió el primer autogiro impulsado por un motor a reacción en volar y Foster comparó su manejo con el de una aeronave ligera. 

De manera paralela a Kaman, la Catholic University de Washington D.C. trabajó en unos diseño muy similar entre noviembre de 1968 y junio de 1969, siendo un trabajo teórico y con algunos modelos de túnel de viento.

Video promocional donde podemos ver los vuelos de prueba del Kaman SAVER y del Fairchild Model 616. Fuente: Southeastern Pennsylvania Cold War Historical Society vía Youtube.

Ala flexible plegable

Desarrollado en conjunto entre la Universidad de Princeton y Fairchild Stratos Western Group (una división de Fairchild dedicada a la producción de válvulas y reguladores para la industria espacial), y con un contrato del NAVAIRDEVCEN; el Model 616 era una aeronave de alas flexibles impulsada por un turbofan. 

La configuración del Model 616 se la conoce como "sailwing", es decir, que sus superficies de sustentación solo asumen un perfil alar al ser expuestas a una corriente de aire; de la misma manera que las velas de un barco.

Tras la eyección, un paracaídas de arrastre, tiraría de un botalón de cola telescópico de la parte de atrás del asiento eyectable; una vez que este se encuentra totalmente desplegado, las superficies de cola (construidas en un material textil, con un borde de ataque en aluminio y un cable como borde de salida) se despliegan y traban en su posición. 

Al mismo tiempo, un juego de brazos articulados posicionaban el motor debajo del asiento, encendiéndose automáticamente. Junto con el motor, un tren de aterrizaje se desplegaba y trababa en su sitio. Fairchild y Kaman fueron los únicos dos fabricantes que propusieron un AERCAB que fuese capaz de aterrizar por sus propios medios.

Secuencia de despliegue del Model 616. 

Las alas tenían una construcción muy similar a los planos de cola, con un larguero de borde de ataque en aluminio, un revestimiento textil de Dacron y un cable en tensión que formaba el borde de salida. Plegadas a los laterales del asiento, su despliegue comenzaba con el despliegue del borde de ataque, el cual tensaba el cable del borde de salida y el revestimiento textil.

Finalmente, una estructura tubular inflable formaba la "nariz" delante de los pies del piloto mejorando la aerodinámica del Model 616. 

Para pilotearlo, un columna de mando instalada en el piso actuaba sobre unas vejigas con aire las cuales eran infladas o desinfladas combando las alas, dando control sobre el eje de rolido y de cabeceo. Un mando de gases instalado sobre el reposabrazos servía para regular la potencia del motor.

Con respecto a los pesos, el Model 616 tenía un peso en vacío de 304 lb (138 kg), con un peso operativo de 600 lb (270 kg). En cuanto a sus dimensiones, totalmente desplegado, la envergadura era de 4.87 m, el largo era 4.6 m y la altura total de 78 cm.

El trabajo comenzó en diciembre de 1968, y para junio de 1969  una maqueta a escala natural del Model 616 fue evaluada en el túnel de viento de grandes dimensiones del Centro Ames de la NASA, probando su aerodinámica a 150 kn (278 km/h) y su despliegue a 70 kn (130 km/h). 

A 120 kn (222 km/h) el ala experimentó una reversión en su curvatura, debiendo suspender la prueba producto de la falla del cable de despliegue del ala. 

Por ese motivo, se deicidio montar el modelo en un semirremolque y simular su despliegue en la pista de la Naval Aerospace Recovery Facility, para recolectar datos aerodinámicos adicionales que complementaran los obtenidos en el túnel de viento.

Estas pruebas fueron seguidas por vuelos libres, con el modelo suspendido desde un helicóptero y control remoto. Pero lamentablemente, la aeronave demostraba mantenerse estable durante un corto período antes de entrar en picada excediendo la velocidad de diseño, provocando una falla estructural catastrófica. Mientras se resolvían estos problemas, el desarrollo del Model 616 se dio por concluido en febrero de 1971.

Modelo de prueba del Fairchild Stratos Model 616 en configuración de vuelo, notar la parte delantera realizada en material transparente. Créditos de la imagen a quien corresponda.

Ala rígida desplegable

Este último concepto, tutelado por la AFFDL, fue abandonado en la etapa de pruebas de túnel de viento con modelos a escala natural. En cuanto a su configuración era similar a los diseños anteriores, diferenciándose en las superficies de sustentación y en la planta motriz.

Su ala estaba compuesta por tres secciones de igual largo (que comprendían la raíz, sección central y la punta alar), cada una estaba compuesta por dos partes, un larguero de sección "D" que hacía las veces de borde de ataque y un borde de salida de varias secciones plegables. Estas secciones se plegaban hacia el borde de ataque, para luego irse plegando hacía la raíz alar.

De esta manera, un ala de 2.13 m de envergadura y 76 cm de cuerda quedaba reducida a tan solo 1.2 m y 35 cm respectivamente; siendo su despliegue realizado por actuadores neumáticos. 

Otra solución única de este diseño, era la inclusión de alerones operados mecánicamente en las puntas alares, con un rango de movimiento de +/- 25º.

Con respecto a la planta motriz, este diseño utilizaba un motor a pistón refrigerado por líquido que movía una hélice tripala plegable en configuración propulsora. Dicho motor contaba con un freno que detenía el giro de la misma al momento de separarse el piloto del asiento.

Los planos de cola tenían una configuración de "V" invertida y estaban construidos en una manera similar a las alas, siendo totalmente móviles pudiendo moverse asimétrica o simétricamente para el control de guiñada o cabeceo.

Un botalón de cola telescópico se extendía hacía atrás conteniendo el empenaje, junto con un carenado textil detrás del asiento que mejoraba la eficiencia de la hélice al mismo tiempo que reducía la resistencia aerodinámica del conjunto.

Las pruebas realizadas en el túnel de viento del Centro Ames de la NASA, realizadas entre febrero de 1972 y junio de 1973 con un modelo a escala natural demostraron que el concepto tenía validez, logrando despliegues de manera efectiva con velocidades de hasta 150 kn (278 km/h). 

Se planeó un estudió más detallado de este diseño para el año fiscal de 1973, pero en este momento la Guerra de Vietnam estaba llegando a su fin y con ello comenzaron los recortes presupuestarios, por lo que tanto la USAF como la Armada perdieron rápidamente el interés en el programa AERCAB.

Test bed del Kaman SAVER con el piloto de pruebas de la compañía Andrew Foster a los mandos. 
Fuente: Kaman.

¿Vale la pena el AERCAB?

Esta es la pregunta que quedó en la mente de la USAF y de la Armada (y seguramente en la suya también, querido lector) después de todos los estudios, modelos de túnel de viento y prototipos. Estando las conclusiones en un informe de la AFFDL (AFFDL-TR-74-22, ver fuentes más abajo).

Desde un punto de vista operativo, se estimaba que la utilización del AERCAB (cualquiera sea la configuración final) en conjunto con los medios SAR disponibles aumentaba los rescates exitosos en un 47%. Asimismo, se preveía que si las capacidades de rescate no eran mejoradas de alguna manera en el futuro, las bajas entre las tripulaciones de vuelo podían llegar al 90%. 

Otro punto a considerar era su aplicación práctica. Aquí, el informe oficial es medio ambiguo. Por un lado reconoce que el AERCAB agregaría peso y complejidad a las aeronaves existentes, reduciendo su radio de acción. Pero esto se minimiza al afirmar que la mayoría de las misiones no requieren el radio de acción máximo o se prevé el reabastecimiento en vuelo para aumentarlo.

Se omite mencionar la predisposición de los fabricantes aeronáuticos de incorporar este dispositivo dentro de sus aviones. Tampoco se hace referencia a la voluntad de los fabricantes de los asientos eyectables a incorporar al AERCAB a sus productos.

Un punto que resulta interesante, y que es reconocido por el informe, es que el AERCAB agregaría un riesgo adicional tener combustible dentro del cockpit y en proximidad con el piloto. Sobre esto el informe dice lo siguiente: "Tener combustible en la cabina para el sistema AERCAB no cambia significativamente el area vulnerable de una aeronave F-4. Si requiere que se preste especial atención a minimizar el potencial de incendios o explosiones en la cabina. Tanques autosellantes y rellenos de espuma, vaciado de los tanques, y un sistema de supresión de incendios en la cabina son soluciones potenciales". Solo se puede especular sobre lo que opinaría un piloto al sobrevolar una zona de guerra con un tanque de combustible en el respaldo de su asiento.

Finalmente, está el tema de aquellas tripulaciones de vuelo que no tienen certificación como pilotos; tales como navegantes, ingenieros de vuelo, operadores de radar, etc. En este caso, el informe asegura que se puede solucionar fácilmente con clases de vuelo básicas, siendo suficiente capacitación para operar el AERCAB.

Un HC-130P Combat King reabastece en vuelo a un MH-53 Pave Low sobre Vietnam del Norte. La incorporación de medios especializados en CSAR como estas aeronaves volvieron al AERCAB redundante. Fuente: USAF vía Wikimedia Commons.

También se afirma que la tecnología de construcción aeronáutica estaba en condiciones de producir el AERCAB, junto con su sistema de vuelo automático, con costos y tiempos de producción razonables. Siendo dos grandes limitaciones el elevado consumo de combustible de los diseños evaluados, producto de una pobre relación sustentación/arrastre (L/D); y el limitado espacio disponible en las cabinas de los aviones en servicio; lo que obligaría a realizar costosas modificaciones en sus células para la incorporación del AERCAB. 

El informe determina que la mejor manera de solucionar esto, es logrando que el AERCAB sea más eficiente aerodinámicamente, alcanzando una relación L/D de 10:1.

Finalmente, está el tema del costo de adquisición y este es quizás el argumento más fuerte a favor del AERCAB que se tenía en ese momento. Se estimaba que el AERCAB tendría un valor individual de U$S 91,000 (U$S 608,322 actualmente) a lo largo de una vida operativa de 10 años, prorrateando el costo de I+D, mantenimiento y producción.

Un piloto de F-4 perdido, significaba para la Armada, una inversión de U$S 575,310 (U$S 3,845,869 actualmente), junto con cuatro años y medio de escuela de vuelo perdidos; por lo que si el AERCAB aumentaba las probabilidades de supervivencia entre un 25 a 60%, la inversión bien valía la pena.

De cualquier manera, para principios de los 70, EEUU comenzaba a despegarse del conflicto en el Sudeste de Asia, reduciendo paulatinamente su despliegue de tropas y con ello el presupuesto asignado a programas de investigación y desarrollo. 

Por otra parte, la incorporación de nuevos y mejores medios CSAR, como el Sikorsky MH-53 Pave Low, sumado a una mejora en la doctrina y coordinación de las misiones CSAR hicieron que el AERCAB se volviese innecesario, siendo archivado y olvidado.

Fuentes:

• Brown, K. (Septiembre, 1969). A Hot Seat to Bring 'Em Back Alive. Popular Mechanics Vol.132(3) p.90 a 93 y 197.
  Disponible en: https://www.popularmechanics.com/military/aviation/a35981431/fighter-jet-ejection-seat-history/
• (Marzo-Abril, 1971). Pilot Rescue System. Ordnance Vol.55(305) p.420.
  Disponible en: https://archive.org/details/sim_national-defense_march-april-1971_55_305/page/420/mode/1up?q=AERCAB
• Hollrock, R. H. y Barzda J. J. (Noviembre 1, 1973). A Flying Ejection Seat. The 7th Aerospace Mechanics Symposium. Lyndon B. Johnson Space Center, NASA.
  Disponible en: https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19730010163/downloads/19730010163.pdf
• Walker, H. Jr. y Mehaffie, S. R. Study of an Advanced Crew Escape and Rescue Capability (AERCAB). Volume I. Ohio, Estados Unidos: Air Force Flight Dynamics Laboratory, 1974.
  Disponible en: https://apps.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/b000144.pdf
• Every, M. G. y Parker, J. F. Jr. Problems and Alternatives in the Combat Rescue of Navy Aircrewmen. Virginia, Estados Unidos: BioTechnology, Inc; 1980.
  Disponible en: https://archive.org/details/DTIC_ADA092159/page/n1/mode/1up?q=AERCAB&view=theater
• Stroud, N. (Enero 15, 2016). The Hot Seat. The AERCAB Project. The Aviation Historian (14) p.110 a 119.
  Disponible en: https://archive.org/details/issue-31/Issue%2014/page/110/mode/1up?view=theater