リパブリックXF-103

 1950年代にマッハ3の性能を達成するのは困難でした。ジェットエンジンは吸入空気を圧縮し、燃料と混合して点火します。その結果生じるガスの膨張が推力を生み出します。圧縮機は通常、亜音速でしか空気を取り込むことができません。超音速で飛行するために、航空機は先進的な吸気口を使用して超音速の空気を使用可能な速度まで減速します。この過程で失われるエネルギーは空気を加熱するため、エンジンは正味推力を得るためにますます高い温度で運転する必要があります。この過程における制限要因は、エンジン内の材料、特に燃焼室のすぐ後ろにあるタービンブレードの温度です。当時入手可能な材料では、マッハ 2.5をはるかに超える速度を達成することは困難でした。

この問題の解決策はタービンの除去です。ラムジェットエンジンは主に大きなチューブで構成されており、エンジンの周囲に余分な空気を送り込むことで比較的簡単に空冷できます。当時の実験的なラムジェット機、例えばロッキードX-7などは、マッハ4もの速度に達していました。 しかし、ラムジェットエンジンには多くの問題があります。燃費、つまり航空機用語で言うところの推力比燃料消費量は非常に悪いです。そのため、ある空軍基地から別の空軍基地へ飛行するなどの一般的な運用は、費用のかかるものになります。さらに問題なのは、ラムジェットは前進速度を利用して流入する空気を圧縮するため、マッハ1以上でしか効率が良くならないという事実です 。

リパブリック社のチーフデザイナー、アレクサンダー・カルトヴェリは、これらの問題に対する解決策を考案した。彼は、ライトJ67ターボジェットエンジン（ブリストル・オリンパスのライセンス生産派生型）に、その後ろにRJ55-W-1ラムジェットエンジンを追加することを提案した。2つのエンジンは、エンジン間の空気の流れを調整できる可動式ダクトで接続されていた。低速では、J67エンジンが動力源となり、RJ55は従来のアフターバーナーとして機能し、合計で約40,000 ポンド（ 180kN）の推力を発生させた。マッハ2.2を超える高速では、ジェットエンジンは停止され、吸気口からの空気の流れはジェットエンジンを迂回して直接RJ55に送られた。ジェットエンジンを停止することで正味推力は減少したが、ラムジェットのみで飛行することで、航空機ははるかに高速に達することができた。

両エンジンは、機体下部の非常に大きなフェリ型吸気口の後ろに配置されていた。この吸気口は、前方に大きく傾斜したリップを備えており、この形状はF-105サンダーチーフの翼根吸気口にも採用されていた。J67は吸気口のすぐ後ろに設置され、吸気口が機体中心線より下になるように角度がつけられていた。RJ55は、まるで通常のエンジンの排気口のように、機体後端の胴体と一直線上に設置されていた。J67の上部には、ダクト用のかなりの空きスペースがあった。

操縦翼面はすべて純粋なデルタ翼だった。主翼は55 度の後退角を持ち、桁を中心に回転させることで迎角を可変させることができた。離着陸時には、胴体をほぼ水平に保ちながら主翼を上方に傾けて迎角を大きくした。胴体の長さから、機体全体を上方に傾けることで同じ効果を得るのは困難だった。機体全体を傾けると着陸装置に非常に長い延長部が必要になったからである。このシステムにより、様々な速度で胴体を気流に対して水平に保つことができ、迎角を機体全体とは独立して設定することができた。これによりトリム抵抗が減少し、航続距離が向上した。

翼は翼幅の約3分の2の位置で分割されていた。この分割線の外側の部分は、翼の残りの部分とは独立して回転することができた。これらの可動部分は、大型の補助翼、あるいはリパブリック社がティペロンと呼んだ翼として機能した。支点の前後の表面積をある程度同じに保つため、分割線は支点より前方の胴体側に近くなっていた。大型の従来型フラップが胴体からティペロンまで伸びていた。増槽用のハードポイントは、翼根から約3分の1の位置に設けられていた。

水平尾翼はやや小さめで、主翼のラインより下に取り付けられていた。大型の垂直尾翼には、高速安定性を高めるための腹部フィンが備えられていた。このフィンは、離着陸時に地面に接触しないよう、後方から見て右側に折り畳まれた。花びら型のエアブレーキが2つ、水平尾翼のすぐ後ろに取り付けられており、水平尾翼と垂直尾翼の間の隙間に向かって約45度の角度で外側上方に展開した。この時代の航空機では一般的だった制動パラシュートの装備は、模型や様々なイラストには見当たらない。

胴体は完全に滑らかで、超音速での抗力を低減するために高い細長比が採用されていた。この設計は面積法則が発見される以前に開発されたものであり、1952年以降に開発された航空機によく見られるようなくびれは一切見られない。胴体の輪郭は主に円筒形であったが、翼の付け根付近から吸気口へと滑らかに繋がり、中央部では丸みを帯びた長方形の形状となり、エンジンノズル部では再び純粋な円筒形に戻る。

当初のコックピット設計にはキャノピーが採用されていたが、高速飛行時の低抗力要件から、キャノピーは取り外されることが示唆された。当時、高速航空機の前方視界に潜望鏡を使用するというアイデアが流行しており、アブロ730は非常によく似たシステムを採用していた。空軍はF-103にこれを使用するよう要求した。カルトヴェリはこのレイアウトに反対し、「本物の」キャノピーの使用を主張し続けた。プログラム全体を通して、設計文書にはこれをオプション機能として含め続け、性能推定ではその差は最小限であると示唆されていた。^{[ 2 ]}

モックアップで示されたシステムは、コックピットの両側に2つの大きな楕円形の窓と、パイロットの真正面にあるフレネルレンズ配列に画像を投影する潜望鏡システムを使用していた。1955年、潜望鏡のコンセプトは、パイロットの前方視界を遮断した状態で長距離クロスカントリー飛行を行った改造F-84Gでテストされた。^{[ 1 ] [ N1 ]}

XF-103には独自の超音速脱出カプセルが設計されました。パイロットの座席は、前方に大きな可動式シールドを備えたシェルの中にあり、通常はパイロットの脚の前の領域にスライドして格納されます。減圧時には、シールドがパイロットの前にスライドして上昇し、座席を加圧ポッド内に密閉します。カプセル内の基本的な飛行計器により、機体を基地まで飛行させることができ、シールドの前面にある窓から潜望鏡システムを使用できました。緊急時には、安定した空力形状を提供する機体の一部とともに、カプセル全体が下方に射出されます。機体への乗り降りには、射出モジュールがレールに沿って機体下部から降ろされ、パイロットは座席まで歩いて行き、座ってモジュールを機体内に持ち上げるだけで済みます。カプセルは完全に加圧されているため、カプセルがロックされると、パイロットは与圧服なしで機体を操縦し続けることができます。^{[ 5 ]}

機首全体は大型のヒューズ・レーダー・セットで占められており、これは（当時）長距離の探知範囲を提供していた。誘導と射撃管制は、すべてのWS-201設計用に開発されていたMX-1179パッケージによって提供される予定だった。ヒューズはこの契約を、開発中のヒューズMA-1射撃管制システムで獲得した。兵器は、コックピット後方の胴体側面にあるベイに搭載され、上方に跳ね上がることでミサイルがベイから回転して出てくる仕組みになっていた。この機体には6発のGAR-1/GAR-3ファルコン（当時はMX-904として知られていた）が搭載される予定で、命中率を高めるために、GAR-1とGAR-3がそれぞれ3発か4発ずつペアで発射される（レーダー誘導と赤外線誘導がそれぞれ1発ずつ）と思われた。XF-103にはさらに36発の2.75インチ「マイティマウス」FFARも搭載される予定だった。