¿Un Misil de Crucero Argentino?
LA BOMBA VOLANTE SUPERSONICA DE HORTEN
Con fecha del 30 de Mayo de 1960, el Dr Reimar Horten eleva a las autoridades del instituto Aerotécnico de la Fábrica Militar de Aviones un informe titulado “Anteproyecto – Bomba Volante Supersónica”,
Si bien el mismo Horten la presentaba como una evolución lógica de la bomba volante alemana V-1 (Fieseler Fi 103) de la Segunda Guerra Mundial, por su concepción y prestaciones se encuadraba más en la categoría de los modernos misiles de crucero supersónicos, como los que en esa época ya estaban entrando en servicio en las Fuerzas Armadas de las potencias militares mundiales.
El misil propuesto por Horten era de configuración ala en delta, propulsado por una turbina Rolls Royce Soar R. Sr.2 la cual era alimentada por una toma de aire supersónica axisimetrica ubicada alrededor del cuerpo del misil en una posición bastante atrasada y poco convencional. Una toma de aire fija de este tipo está optimizada para el vuelo supersónico de crucero (Mach 2 - 2.5) en vehículos aéreos donde se ha dado prioridad a la estabilidad y el control de vuelo en crucero respecto a la maniobrabilidad. Cuando la prioridad es la maniobrabilidad, la toma de aire cuenta en su interior con elementos móviles para modificar la geometría de la entrada de aire de acuerdo con la velocidad de vuelo y las posibles maniobras.
El fuselaje del misil se dividía en tres secciones: la sección delantera donde se ubicaba un radar en la nariz seguido por los equipos de navegación, la sección central con 500 kg. de explosivos y la turbina propulsora Rolls Royce Soar en la sección trasera.
El ala en delta contenía en sus depósitos integrales el combustible (Kerosene) que alimentaba al turborreactor. Dicha ala tenía perfiles simétricos con borde de ataque agudo, diseñados para alcanzar velocidades supersónicas de hasta Mach 2.5.
Los perfiles de arcos circulares con borde de ataque agudo, clásicos de la aerodinámica supersónica, comenzaron a ensayarse en la Argentina a partir de 1953, cuando entro en servicio el túnel supersónico de la FMA. Con este fin se construyó en su momento un modelo de ala sin flecha equipado con dichos perfiles.
En los años posteriores se ensayarían diversos perfiles de este tipo, en la búsqueda de un perfil supersónico óptimo para las futuras aeronaves de caza I.A. 37 e I.A. 48, siendo el perfil supersónico seleccionado para el I.A. 37 uno con un 10% de espesor al 40% de la cuerda.
Del I.A. 37 se llegaría a ensayar en el túnel supersónico, durante el período 1958-1959, un modelo metálico pequeño compatible con las dimensiones del túnel.
Si bien el misil de Horten no llego a la etapa de ensayos en túnel, es probable que alguno de los perfiles ensayados para el I.A. 37y el I.A. 48 (este último proyecto estaba previsto para que alcanzara Mach 2 en velocidad horizontal) fuera el seleccionado para el el ala en delta de bajo alargamiento de este misil.
Por último, para controlar el misil en vuelo, en las punteras alares se ubicaban dos pequeñas derivas triangulares dotadas con pequeños timones para el control direccional, y las alas iban a estar equipadas con elevones para el control de profundidad y rolido.
OPERACIÓN Y VUELO DEL MISIL
El misil estaba concebido para ser lanzado desde una plataforma de 40 m de longitud dotada con rieles. Dicha plataforma se transportaba plegada hasta el lugar elegido para el lanzamiento, donde se armaba formando un ángulo de 20° con el suelo. Si bien no se nombra en el informe de Horten, es evidente que todo el sistema estaba concebido para tener cierta movilidad, conformando un convoy en el cual en diferentes vehículos se transportarían los misiles, la plataforma móvil, el combustible, el personal y el puesto de lanzamiento y transmisión de órdenes de comando del misil.
Ya armada la plataforma, el misil se montaba en un carro de transporte dotado de dos cohetes de combustible sólido de 2.300 kg de empuje unitario que impulsaban al conjunto carro/misil durante los 1,6 segundos que tardaba en recorrer los rieles de la plataforma, momento en el cual la turbina Rolls Royce Soar ya estaba encendida a pleno régimen, permitiéndole al misil abandonar la plataforma a una velocidad de 200 Km/h.
En ese momento comenzaba el ascenso a una velocidad ascensional de 55 m/seg, alcanzando en 4 minutos 11.000 m de altura, su techo óptimo para vuelo de crucero, y una velocidad horizontal de 1000 km/h. A partir de ese momento aumentaba su velocidad hasta los 1400 Km/h luego de haber recorrido 170 Km. Alcanzada esa velocidad y a cota constante el misil recorría otros 250 Km durante 11 minutos. En la última etapa de vuelo, el misil picaba desde esa altura en trayectoria parabólica a una velocidad máxima de 2000 Km/h en la corrida final de 20 Km hasta impactar en el blanco, asegurando la precisión necesaria gracias al radar de nariz.
Con este perfil de vuelo, la distancia horizontal recorrida era de 450 Km, aunque el alcance máximo teórico del misil era de 500 km. Horten en su informe proponía extender el alcance colocando una carga menor de explosivos. Los cálculos iniciales daban un alcance de 1000 Km volando a 1.400 Km/h con una carga explosiva de 300 Kg en lugar de los previstos 500 Kg.
Horten también proponía una versión del misil lanzable en vuelo desde una aeronave, para así lograr 1000 km de alcance con 500 kg de carga explosiva, gracias al ahorro del combustible consumido desde el lanzamiento hasta alcanzar el techo de crucero. Para 1960, las únicas aeronaves en servicio con la FAA que tenían la probable capacidad de portar un misil de casi 5 m de largo, eran los bombarderos de la IIGM Avro Lancaster y Lincoln. Sin embargo, hubiera sido necesario introducir algunas modificaciones a la estructura de estos viejos bombarderos para poder portar un moderno misil de crucero, sin contar las modificaciones asociadas a la instalación de los equipos y el cableado relacionados con el lanzamiento y guía del misil, o pensar en adquirir una plataforma más moderna para su lanzamiento.
Los Lancaster portaron durante la IIGM las bombas Tallboy (de 6 m de longitud y 5.5 tn de peso) y Grand Slam (8 m de longitud y 10 tn de peso), por lo que su estructura convenientemente modificada podía llevar un misil de más de 4 m de largo y 1.5 tn de peso, siendo sus velocidades y techo de servicio no las óptimas pero si suficientes para el lanzamiento aéreo del misil, quedando supeditada la decisión de tal modificación solo a temas de costos.
Para comienzos de los años 60, los bombarderos Lancaster y Lincoln ya se consideraban anticuados para enfrentarse a los cazas a reacción de otros países de la región y su mantenimiento se volvía cada vez más complejo y oneroso, razón por la cual finalmente serian dados de baja en 1967, llegando el reemplazo recién en noviembre de 1970 bajo la forma de los BAC Canberra, sin embargo un misil de este tipo les habría dado una interesante capacidad de ataque en condiciones seguras a los Lancaster y Lincoln.
SISTEMAS DE GUÍA
Una vez lanzado, el misil era guiado en la primera parte de su trayectoria por radio (dirección) y giróscopos (profundidad y rólido). A la altura de crucero, la trayectoria se fijaba mediante giróscopos y capsulas aneroides combinadas con cronómetros para obtener alturas óptimas y en proximidades del blanco mediante el equipo de radar de a bordo.
El informe de Horten no especifica qué tipo de equipo de radar llevaría el misil ni quién podría ser el proveedor del mismo. En esos años no había desarrollos de ese tipo en nuestro país y se tendría que haber recurrido a un proveedor extranjero de radares o comenzar de cero con un desarrollo de este tipo. Lo primero hubiera sido poco probable ya que las grandes potencias occidentales no hubieran permitido la existencia de un misil de tal tipo, que alterara el balance estratégico de la región, sobre todo Gran Bretaña y EE.UU. que tenían diversos intereses en este hemisferio.
PLANTA MOTRIZ
El turborreactor Rolls Royce Soar R.Sr.2/R.B. 82 fue un pequeño turborreactor de flujo axial, del tipo descartable, desarrollado en el Reino Unido en la década de 1950 con el objetivo de propulsar a los futuros bombarderos sin piloto británicos (en realidad eran grande misiles sin guía final, de concepción similar a las V-1 de la IIGM).
Como todos los motores destinados a misiles, era simple y de relativamente fácil construcción, podía estar almacenado por largos períodos con poco mantenimiento y la vida útil establecida era de solo 10 horas.
El Soar iba a propulsar al misil Vickers Red Rapier. Este misil subsónico llevaría tres turborreactores dispuestos de a uno en las punteras de los empenajes horizontales y el vertical. El Red Rapier, que no paso de la etapa de prototipo, tenia 13 m de largo, 10 m de envergadura, una velocidad máxima de 966 Km/h (Mach 0.83 a 15.000 m) y un alcance de 740 Km. La carga bélica era una bomba de 2300 kg de alto explosivo y más tarde se esperaba dotarlos de una cabeza nuclear.
Como muchos proyectos británicos de la época, este misil seria cancelado en julio de 1953. Esto no afecto al programa Soar y el motor continuo su desarrollo ofreciéndose como motor auxiliar de aeronaves ligeras, o JATO para asistencia al despegue. En su momento el Soar fue ofrecido a los EEUU para su uso en los misiles señuelo Fairchild XSM-73 y Mc Donnell ADM-520 Quail, de los cuales solo el segundo entro en producción pero equipado con el motor GE J-85.
Finalmente, el proyecto Rolls Royce Soar sería cancelado en 1965. De nuevo para este motor de origen británico, valen las mismas consideraciones realizadas respecto al sistema de radar del misil
CONSIDERACIONES FINALES
Indudablemente este proyecto era muy revolucionario y su desarrollo bastante oneroso para nuestro país, por lo que no prospero más allá de la propuesta presentada por el Dr Horten.
En esa época la FMA se hallaba inmersa en el desarrollo de los proyectos I.A. 37, I.A. 38 e I.A. 48 a cargo del Dr Horten, la fabricación de los I.A. 35 Huanquero y el montaje de los Beechcraft Mentor y Morane Saulnier Paris. El desarrollo de un misil de crucero desde cero, para el que probablemente se deberían haber desarrollado las tecnologías asociadas tanto para los ensayos como para la fabricación en serie (por ejemplo las aleaciones capaces de soportar el calentamiento cinético, el radar/ sistemas de guía y motor), escapaba de las capacidades técnicas y económicas de nuestro país en ese momento, razón por la cual quizás no paso de la etapa de anteproyecto.
Con anterioridad, los únicos desarrollos de este tipo en la FMA fueron los proyectos de los misiles aire-superficie PAT 1 y superficie-superficie PAT 2 , que en realidad eran continuación de los proyectos realizados en Alemania en la IIGM y fueron llevados a cabo por los técnicos de ese país que llegaron a la Argentina durante el primer gobierno de Perón. Los misiles de la serie PAT eran, respectivamente, las versiones locales del misil aire- superficie guiado por radio Henschel HS 293A y de la bomba voladora Fieseler FI 103 (V-1). El PAT 1 sería ensayado en 1956, siendo lanzado desde un Avro Lancaster de la FAA. Finalmente estos proyectos serian cancelados por razones técnicas y presupuestarias, luego de una serie de accidentes fatales.
A nivel mundial no había en ese momento misiles de esta categoría, ya que los empleados por EEUU como el Martin Mace/Matador eran subsónicos pero de mayor tamaño y alcance e impulsados por motores cohete y a reacción mucho más potentes, otros como el Northrop Snark y el North American Navaho entraban directamente en la categoría de misiles de crucero intercontinentales. Lo más parecido al proyecto de Horten eran los misiles de crucero de lanzamiento submarino de los proyectos Rigel, Triton y Regulus, aunque también en estos casos sus pesos y dimensiones empequeñecían al misil de Horten. Los mismo pasaba con los misiles soviéticos impulsados por turborreactores como los Raduga KS-1/AS-1 Kennel, K-10S/AS-2 Kipper y Kh-20/AS-3 Kangaroo.
La razón de estas diferencias de tamaño se debe a que Horten esperaba obtener velocidades supersónicas con el empuje disponible, en el que para él era en ese momento el único reactor de ese tipo disponible en el mercado mundial (ante la falta de desarrollos locales de motores cohete o estratoreactores para vuelo en crucero), por lo que la célula del misil debía encontrarse dentro de los parámetros adecuados de peso, geometría y configuración aerodinámica para obtener velocidades supersónicas con una carga bélica y un alcance razonables.
Del lado occidental, todos estos programas de misiles ya habían sido cancelados o estaban camino a ser dados de baja a comienzos de los 60, debido a la errónea concepción de esa época de que los misiles de crucero estaban obsoletos y que el futuro eran los misiles balísticos lanzados desde tierra o submarinos.
Quizás, esta también fue una de las razones por las que este novedoso misil de crucero argentino nunca viera la luz.
DIMENSIONES
Longitud: 4,80 m
Envergadura: 2,80 m
Diámetro Fuselaje Delantero: 0,45 m
Diámetro Fuselaje Trasero: 0,60 m
Ángulo de Flecha en B.A.: 66.5°
PESOS
Vacío: 200 Kg
Turbina: 150 Kg
Instrumental: 150 Kg
Explosivos: 500 Kg
Peso Mínimo: 1000 Kg
Combustible: 200 Kg
Carro con Cohetes: 400 Kg
Peso de Decolaje: 1600 Kg
PLANTA MOTRIZ
Turborreactor Rolls Royce Soar R.Sr.2 de 820 Kg de empuje estático
PRESTACIONES
Velocidad de Despegue: 200 Km/h
Velocidad de Crucero a 12 Km de Altura: 1600 Km/h
Velocidad Máxima de Picada (aproximación al blanco): 2000 Km/h
Techo de Vuelo en Crucero: 15 Km
Alcance: 500 Km
Ilustraciones de @aleklicho
LA BOMBA VOLANTE SUPERSONICA DE HORTEN
Con fecha del 30 de Mayo de 1960, el Dr Reimar Horten eleva a las autoridades del instituto Aerotécnico de la Fábrica Militar de Aviones un informe titulado “Anteproyecto – Bomba Volante Supersónica”,
Si bien el mismo Horten la presentaba como una evolución lógica de la bomba volante alemana V-1 (Fieseler Fi 103) de la Segunda Guerra Mundial, por su concepción y prestaciones se encuadraba más en la categoría de los modernos misiles de crucero supersónicos, como los que en esa época ya estaban entrando en servicio en las Fuerzas Armadas de las potencias militares mundiales.
El misil propuesto por Horten era de configuración ala en delta, propulsado por una turbina Rolls Royce Soar R. Sr.2 la cual era alimentada por una toma de aire supersónica axisimetrica ubicada alrededor del cuerpo del misil en una posición bastante atrasada y poco convencional. Una toma de aire fija de este tipo está optimizada para el vuelo supersónico de crucero (Mach 2 - 2.5) en vehículos aéreos donde se ha dado prioridad a la estabilidad y el control de vuelo en crucero respecto a la maniobrabilidad. Cuando la prioridad es la maniobrabilidad, la toma de aire cuenta en su interior con elementos móviles para modificar la geometría de la entrada de aire de acuerdo con la velocidad de vuelo y las posibles maniobras.
El fuselaje del misil se dividía en tres secciones: la sección delantera donde se ubicaba un radar en la nariz seguido por los equipos de navegación, la sección central con 500 kg. de explosivos y la turbina propulsora Rolls Royce Soar en la sección trasera.
El ala en delta contenía en sus depósitos integrales el combustible (Kerosene) que alimentaba al turborreactor. Dicha ala tenía perfiles simétricos con borde de ataque agudo, diseñados para alcanzar velocidades supersónicas de hasta Mach 2.5.
Los perfiles de arcos circulares con borde de ataque agudo, clásicos de la aerodinámica supersónica, comenzaron a ensayarse en la Argentina a partir de 1953, cuando entro en servicio el túnel supersónico de la FMA. Con este fin se construyó en su momento un modelo de ala sin flecha equipado con dichos perfiles.
En los años posteriores se ensayarían diversos perfiles de este tipo, en la búsqueda de un perfil supersónico óptimo para las futuras aeronaves de caza I.A. 37 e I.A. 48, siendo el perfil supersónico seleccionado para el I.A. 37 uno con un 10% de espesor al 40% de la cuerda.
Del I.A. 37 se llegaría a ensayar en el túnel supersónico, durante el período 1958-1959, un modelo metálico pequeño compatible con las dimensiones del túnel.
Si bien el misil de Horten no llego a la etapa de ensayos en túnel, es probable que alguno de los perfiles ensayados para el I.A. 37y el I.A. 48 (este último proyecto estaba previsto para que alcanzara Mach 2 en velocidad horizontal) fuera el seleccionado para el el ala en delta de bajo alargamiento de este misil.
Por último, para controlar el misil en vuelo, en las punteras alares se ubicaban dos pequeñas derivas triangulares dotadas con pequeños timones para el control direccional, y las alas iban a estar equipadas con elevones para el control de profundidad y rolido.
OPERACIÓN Y VUELO DEL MISIL
El misil estaba concebido para ser lanzado desde una plataforma de 40 m de longitud dotada con rieles. Dicha plataforma se transportaba plegada hasta el lugar elegido para el lanzamiento, donde se armaba formando un ángulo de 20° con el suelo. Si bien no se nombra en el informe de Horten, es evidente que todo el sistema estaba concebido para tener cierta movilidad, conformando un convoy en el cual en diferentes vehículos se transportarían los misiles, la plataforma móvil, el combustible, el personal y el puesto de lanzamiento y transmisión de órdenes de comando del misil.
Ya armada la plataforma, el misil se montaba en un carro de transporte dotado de dos cohetes de combustible sólido de 2.300 kg de empuje unitario que impulsaban al conjunto carro/misil durante los 1,6 segundos que tardaba en recorrer los rieles de la plataforma, momento en el cual la turbina Rolls Royce Soar ya estaba encendida a pleno régimen, permitiéndole al misil abandonar la plataforma a una velocidad de 200 Km/h.
En ese momento comenzaba el ascenso a una velocidad ascensional de 55 m/seg, alcanzando en 4 minutos 11.000 m de altura, su techo óptimo para vuelo de crucero, y una velocidad horizontal de 1000 km/h. A partir de ese momento aumentaba su velocidad hasta los 1400 Km/h luego de haber recorrido 170 Km. Alcanzada esa velocidad y a cota constante el misil recorría otros 250 Km durante 11 minutos. En la última etapa de vuelo, el misil picaba desde esa altura en trayectoria parabólica a una velocidad máxima de 2000 Km/h en la corrida final de 20 Km hasta impactar en el blanco, asegurando la precisión necesaria gracias al radar de nariz.
Con este perfil de vuelo, la distancia horizontal recorrida era de 450 Km, aunque el alcance máximo teórico del misil era de 500 km. Horten en su informe proponía extender el alcance colocando una carga menor de explosivos. Los cálculos iniciales daban un alcance de 1000 Km volando a 1.400 Km/h con una carga explosiva de 300 Kg en lugar de los previstos 500 Kg.
Horten también proponía una versión del misil lanzable en vuelo desde una aeronave, para así lograr 1000 km de alcance con 500 kg de carga explosiva, gracias al ahorro del combustible consumido desde el lanzamiento hasta alcanzar el techo de crucero. Para 1960, las únicas aeronaves en servicio con la FAA que tenían la probable capacidad de portar un misil de casi 5 m de largo, eran los bombarderos de la IIGM Avro Lancaster y Lincoln. Sin embargo, hubiera sido necesario introducir algunas modificaciones a la estructura de estos viejos bombarderos para poder portar un moderno misil de crucero, sin contar las modificaciones asociadas a la instalación de los equipos y el cableado relacionados con el lanzamiento y guía del misil, o pensar en adquirir una plataforma más moderna para su lanzamiento.
Los Lancaster portaron durante la IIGM las bombas Tallboy (de 6 m de longitud y 5.5 tn de peso) y Grand Slam (8 m de longitud y 10 tn de peso), por lo que su estructura convenientemente modificada podía llevar un misil de más de 4 m de largo y 1.5 tn de peso, siendo sus velocidades y techo de servicio no las óptimas pero si suficientes para el lanzamiento aéreo del misil, quedando supeditada la decisión de tal modificación solo a temas de costos.
Para comienzos de los años 60, los bombarderos Lancaster y Lincoln ya se consideraban anticuados para enfrentarse a los cazas a reacción de otros países de la región y su mantenimiento se volvía cada vez más complejo y oneroso, razón por la cual finalmente serian dados de baja en 1967, llegando el reemplazo recién en noviembre de 1970 bajo la forma de los BAC Canberra, sin embargo un misil de este tipo les habría dado una interesante capacidad de ataque en condiciones seguras a los Lancaster y Lincoln.
SISTEMAS DE GUÍA
Una vez lanzado, el misil era guiado en la primera parte de su trayectoria por radio (dirección) y giróscopos (profundidad y rólido). A la altura de crucero, la trayectoria se fijaba mediante giróscopos y capsulas aneroides combinadas con cronómetros para obtener alturas óptimas y en proximidades del blanco mediante el equipo de radar de a bordo.
El informe de Horten no especifica qué tipo de equipo de radar llevaría el misil ni quién podría ser el proveedor del mismo. En esos años no había desarrollos de ese tipo en nuestro país y se tendría que haber recurrido a un proveedor extranjero de radares o comenzar de cero con un desarrollo de este tipo. Lo primero hubiera sido poco probable ya que las grandes potencias occidentales no hubieran permitido la existencia de un misil de tal tipo, que alterara el balance estratégico de la región, sobre todo Gran Bretaña y EE.UU. que tenían diversos intereses en este hemisferio.
PLANTA MOTRIZ
El turborreactor Rolls Royce Soar R.Sr.2/R.B. 82 fue un pequeño turborreactor de flujo axial, del tipo descartable, desarrollado en el Reino Unido en la década de 1950 con el objetivo de propulsar a los futuros bombarderos sin piloto británicos (en realidad eran grande misiles sin guía final, de concepción similar a las V-1 de la IIGM).
Como todos los motores destinados a misiles, era simple y de relativamente fácil construcción, podía estar almacenado por largos períodos con poco mantenimiento y la vida útil establecida era de solo 10 horas.
El Soar iba a propulsar al misil Vickers Red Rapier. Este misil subsónico llevaría tres turborreactores dispuestos de a uno en las punteras de los empenajes horizontales y el vertical. El Red Rapier, que no paso de la etapa de prototipo, tenia 13 m de largo, 10 m de envergadura, una velocidad máxima de 966 Km/h (Mach 0.83 a 15.000 m) y un alcance de 740 Km. La carga bélica era una bomba de 2300 kg de alto explosivo y más tarde se esperaba dotarlos de una cabeza nuclear.
Como muchos proyectos británicos de la época, este misil seria cancelado en julio de 1953. Esto no afecto al programa Soar y el motor continuo su desarrollo ofreciéndose como motor auxiliar de aeronaves ligeras, o JATO para asistencia al despegue. En su momento el Soar fue ofrecido a los EEUU para su uso en los misiles señuelo Fairchild XSM-73 y Mc Donnell ADM-520 Quail, de los cuales solo el segundo entro en producción pero equipado con el motor GE J-85.
Finalmente, el proyecto Rolls Royce Soar sería cancelado en 1965. De nuevo para este motor de origen británico, valen las mismas consideraciones realizadas respecto al sistema de radar del misil
CONSIDERACIONES FINALES
Indudablemente este proyecto era muy revolucionario y su desarrollo bastante oneroso para nuestro país, por lo que no prospero más allá de la propuesta presentada por el Dr Horten.
En esa época la FMA se hallaba inmersa en el desarrollo de los proyectos I.A. 37, I.A. 38 e I.A. 48 a cargo del Dr Horten, la fabricación de los I.A. 35 Huanquero y el montaje de los Beechcraft Mentor y Morane Saulnier Paris. El desarrollo de un misil de crucero desde cero, para el que probablemente se deberían haber desarrollado las tecnologías asociadas tanto para los ensayos como para la fabricación en serie (por ejemplo las aleaciones capaces de soportar el calentamiento cinético, el radar/ sistemas de guía y motor), escapaba de las capacidades técnicas y económicas de nuestro país en ese momento, razón por la cual quizás no paso de la etapa de anteproyecto.
Con anterioridad, los únicos desarrollos de este tipo en la FMA fueron los proyectos de los misiles aire-superficie PAT 1 y superficie-superficie PAT 2 , que en realidad eran continuación de los proyectos realizados en Alemania en la IIGM y fueron llevados a cabo por los técnicos de ese país que llegaron a la Argentina durante el primer gobierno de Perón. Los misiles de la serie PAT eran, respectivamente, las versiones locales del misil aire- superficie guiado por radio Henschel HS 293A y de la bomba voladora Fieseler FI 103 (V-1). El PAT 1 sería ensayado en 1956, siendo lanzado desde un Avro Lancaster de la FAA. Finalmente estos proyectos serian cancelados por razones técnicas y presupuestarias, luego de una serie de accidentes fatales.
A nivel mundial no había en ese momento misiles de esta categoría, ya que los empleados por EEUU como el Martin Mace/Matador eran subsónicos pero de mayor tamaño y alcance e impulsados por motores cohete y a reacción mucho más potentes, otros como el Northrop Snark y el North American Navaho entraban directamente en la categoría de misiles de crucero intercontinentales. Lo más parecido al proyecto de Horten eran los misiles de crucero de lanzamiento submarino de los proyectos Rigel, Triton y Regulus, aunque también en estos casos sus pesos y dimensiones empequeñecían al misil de Horten. Los mismo pasaba con los misiles soviéticos impulsados por turborreactores como los Raduga KS-1/AS-1 Kennel, K-10S/AS-2 Kipper y Kh-20/AS-3 Kangaroo.
La razón de estas diferencias de tamaño se debe a que Horten esperaba obtener velocidades supersónicas con el empuje disponible, en el que para él era en ese momento el único reactor de ese tipo disponible en el mercado mundial (ante la falta de desarrollos locales de motores cohete o estratoreactores para vuelo en crucero), por lo que la célula del misil debía encontrarse dentro de los parámetros adecuados de peso, geometría y configuración aerodinámica para obtener velocidades supersónicas con una carga bélica y un alcance razonables.
Del lado occidental, todos estos programas de misiles ya habían sido cancelados o estaban camino a ser dados de baja a comienzos de los 60, debido a la errónea concepción de esa época de que los misiles de crucero estaban obsoletos y que el futuro eran los misiles balísticos lanzados desde tierra o submarinos.
Quizás, esta también fue una de las razones por las que este novedoso misil de crucero argentino nunca viera la luz.
DIMENSIONES
Longitud: 4,80 m
Envergadura: 2,80 m
Diámetro Fuselaje Delantero: 0,45 m
Diámetro Fuselaje Trasero: 0,60 m
Ángulo de Flecha en B.A.: 66.5°
PESOS
Vacío: 200 Kg
Turbina: 150 Kg
Instrumental: 150 Kg
Explosivos: 500 Kg
Peso Mínimo: 1000 Kg
Combustible: 200 Kg
Carro con Cohetes: 400 Kg
Peso de Decolaje: 1600 Kg
PLANTA MOTRIZ
Turborreactor Rolls Royce Soar R.Sr.2 de 820 Kg de empuje estático
PRESTACIONES
Velocidad de Despegue: 200 Km/h
Velocidad de Crucero a 12 Km de Altura: 1600 Km/h
Velocidad Máxima de Picada (aproximación al blanco): 2000 Km/h
Techo de Vuelo en Crucero: 15 Km
Alcance: 500 Km
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