Skybolt, la sfida tecnologica e la sua storia

Lo sviluppo del missile aviolanciabile con testata nucleare Skybolt rappresentò prima di tutto una sfida tecnologica senza precedenti per l’epoca e fu anche teatro di scontro tra due fedelissimi alleati, gli Stati Uniti e l’Inghilterra.

Gli studi effettuati sul programma del GAM-87 servirono negli anni a venire a perfezionare molte tecnologie in campo missilistico.

Il suo sacrificio non è stato vano.

Introduzione

Lo sviluppo del GAM-87A Skybolt iniziò quando il modo in cui veniva gestito lo sviluppo dei sistemi d’arma stava andando incontro ad una profonda metamorfosi. Durante questo periodo infatti si manifestava una crescente tendenza ad affidare la gestione dello sviluppo allo Stato Maggiore dell’USAF oppure al Dipartimento della Difesa, centralizzando la fase di decision-making ad alti livelli. Il Dipartimento della Difesa, soprattutto sotto la guida del Segretario della Difesa Robert S. McNamara, stava prendendo un ruolo sempre più importante nella direzione dello sviluppo dei sistema d’arma. Il progetto Skybolt, tra i primi progetti dell’US Air Force ad essere sotto un crescente controllo da parte di Washington, fu un eccellente esempio di selezione, determinazione dei requisiti e controllo del programma da parte del Dipartimento della Difesa. 

Quando il Pentagono decise di sviluppare un missile balistico avanzato lanciabile in volo l’US Air Force dimostrò irritazione per essere stata sorpassata dal Dipartimento della Difesa.

Lo stesso pensiero del Dipartimento della Difesa stava mutando secondo quanto affermato dal Presidente Kennedy:

Quante volte dovete bombardare un obiettivo con un arma nucleare?

John Fitzgerald Kennedy, Presidente degli Stati Uniti d’America dal 1961 al 1963

L’elemento chiave divenne quindi l’efficacia costi/benefici.

L’applicazione di queste nuove dottrine portò alla cancellazione o alla riduzione di molti programmi dell’US Air Force durante i primi anni 60’ come il GAM-87A Skybolt o il bombardiere tri-sonico RS-70 Valkyrie. 

In generale

Il missile GAM-87A era un missile balistico a propulsione solida a guida inerziale composto da due stadi. I controlli di volo erano attuati da superfici aerodinamiche durante il primo stadio e la crociera e da ugelli aiutati dalla rotazione del missile stesso durante la seconda fase.

I quattro missili, trasportati attraverso due piloti a “T”, erano asserviti da due elaboratori di pre-lancio responsabili del calcolo della traiettoria.

Il bombardiere britannico Vulcan, in grado di trasportare due missili, era equipaggiato con un solo elaboratore.

Un missile poteva essere lanciato in 20 minuti dalla ricezione dell’ordine di lancio. 

Una coda attaccata al missile riduceva l’attrito durante il volo come “parassita”.

In volo

All’arrivo dell’ordine di lancio il missile cadeva per 2 secondi dopo i quali le cariche poste nelle valvole del primo stadio venivano detonate dando il via all’iniezione di combustibile.

Il primo stadio si consumava approssimativamente in 40 secondi e il missile seguiva il volo programmato ottimizzato per una traiettoria balistica.

Dopo che il primo stadio si era consumato il missile veleggiava fino a quando la pressione dinamica non fosse scesa a circa 1.460 kg/m² necessaria per la separazione del primo stadio.

Il secondo stadio veniva quindi acceso e i dati della traiettoria, ricevuti dall’elaboratore del velivolo, venivano inviati al computer dei controlli di volo per correggere la rotta.

Quando una certa velocità era raggiunta e il missile si trovava nella rotta corretta veniva trasmesso un segnale al sistema di armamento della testata.

Il secondo stadio si separava grazie a degli inversori di spinta e il veicolo di rientro continuava con una traiettoria balistica.

Prima del rientro, le forze di decelerazione fornivano le informazioni per completare l’armamento della testata di guerra che ad una altitudine preselezionata esplodeva.

Il ruolo assegnato dal Comando Strategico era: “la preservazione della pace attraverso il mantenimento di un forte deterrente”. Quando operativo, lo Skybolt avrebbe aggiunto in modo significativo flessibilità al Comando assicurando un aumento della potenza di fuoco e dell’efficacia dei suoi “manned bombers”. 

Vettori e vettori

Diversi velivoli erano candidati a lanciare lo Skybolt durante i primi tempi dello sviluppo.

Inizialmente venne scelto il B-58 ma con la cancellazione il 30 luglio 1959 della versione -B il Boeing B-52 divenne il primo ed unico vettore di lancio statunitense.

L’impiego dei B-47 come potenziali vettori per lo Skybolt era tecnicamente fattibile ma non pratica. L’impiego dei piloni alari per montare il missile da crociera avrebbe tolto le taniche esterne limitando la capacità di penetrazione del bombardiere.

Diversi velivoli cargo vennero visti come potenziali piattaforme per il missile, in particolare i C/KC-135 ed i C-141 ma entrambi vennero scartati.

I C/KC-135 avrebbero dovuto ricevere modifiche a partire dalla fase produttiva per poter ricevere gli Skybolt. Il lavoro era fattibile ma assolutamente anti-economico.

Il C-141 senza nessuna modifica strutturale, con quattro missili, avrebbe risentito molto in autonomia che si sarebbe potuta compensare installando un serbatoio nel compartimento di carico. La vita operativa delle ali si sarebbe però ridotta enormemente e le modifiche necessarie per dotare il velivolo di un sistema di rifornimento in volo avrebbe richiesto un completo ridisegno del sistema di alimentazione del carburante.

Da parte inglese venne selezionato il bombardiere Avro Vulcan, punta di diamante della RAF.

Era stato anche ipotizzato di modificare il Vulcan per consentirgli di portare ben 6 Skybolt.

Lo Skybolt sul Buff

Il GAM-87 avrebbe dunque dovuto equipaggiare i B-52 nello stato di allerta di attacco iniziale contro obiettivi strategici come forze di contrattacco, obiettivi pesatamene difesi e installazioni difensive di primaria importanza.

Il missile sarebbe stato lanciato ad una altitudine molto elevata al di fuori delle aree di difesa nemiche prima della penetrazione del velivolo oppure poteva essere usato a gravità.

Lo Skybolt sarebbe dovuto essere assegnato a 23 gruppi equipaggiati con B-52 F o G o H con circa 46 missili per gruppo di volo. La prima unità programmata per impiegarli era la 4135th Strategic Wing^[3]. I primi 12 missili prodotti sarebbero stati usati per svolgere attività “sperimentale” mentre il 13° sarebbe dovuto essere il primo ad entrare in servizio.

La conversione da due missili GAM-77 Hound Dog (in servizio dal 1960 al 1975) dei B-52G a quattro GAM-87 Skybolt avrebbe richiesto due/tre settimane con una forza lavoro composta da 9 uomini. Per il B-52C e -D era necessario aggiornare il sistema di bombardamento navigazione per ottenere la precisione prevista oltre ad una massiccia modifica della struttura alare per poter montare i piloni.

La conversione avrebbe dovuto riguardare 192 B-52C e -D con due missili ognuno, 187 -E e -F sempre con due missili mentre 193 -G e 62 -H avrebbero dovuto ricevere i quattro missili.

Nel marzo 1960 la modifica dei -C e -D non venne considerata più fattibile. Il mese seguente l’US Air Force annunciò alla Douglas che le versioni che avrebbero ricevuto le modifiche sarebbero state i modelli -F, -G ed -H così come il bombardiere britannico Vulcan. Il B-52 avrebbe effettuato il lancio a 40.000 piedi ad una velocità di 0.8 mach mentre il Vulcan a 50.000 piedi a 0.9 mach. 

Il programma di modifica dei B-52 era basato sulla vita residua del velivolo, il tempo in cui ha impiegato i GAM-77, la capacità del velivolo ed la posizione tattica dei gruppi di volo assegnati. Tutti quelli equipaggiati con i -G avrebbero avuto la massima priorità, seguiti dagli -H e infine dagli -F. Durante l’ottobre 1960 la Boeing ricevette dall’US Air Force il contratto per equipaggiare gli ultimi 45 B-52H con l’opzione per impiegare gli Skybolt. 

Così come per il Vulcan anche per il B-52 era stata ipotizzata una versione in grado di trasportare otto Skybolt.

Gli antenati

Lo sviluppo dello Skybolt ha beneficiato in alcuni aspetti della pregressa esperienza (positiva e negativa) maturata nel campo dei missili ALBM da parte degli Stati Uniti nei programmi WS-199B Bold Orion (1957-59) e WS-199C High Virgo (1958-59).

L’High Virgo della Lockheed Martin e Convair fu un buco nell’acqua con problemi al sistema di guida che ne compromisero la gittata a meno di 500 km.

Il Bold Orion della Martin invece ebbe prestazioni di tutto rispetto raggiungendo una gittata di oltre 1.600 km con una buona affidabilità.

Sviluppo

L’approvazione della fase di ricerca e sviluppo dello Skybolt nel febbraio 1960 pose l’attenzione sul design del missile. Le considerazioni di ogni aspetto dello sviluppo erano motivate dalla necessità di introdurre il missile nella prima parte del 1964. Gli stringenti requisiti di decolli, atterraggi e voli imposti dall’utilizzo di aerei in stato di allerta furono fattori significativi nello sviluppo dei vari sottosistemi del missile oltre che il problema di lanciare il missile da una piattaforma mobile.

Gli ingegneri considerarono due approcci base per lo sviluppo: un missile balistico come favorito dall’USAF oppure un missile boost-glide.  I vantaggi del primo includevano una maggiore semplicità con un incremento dell’affidabilità. Un missile boost-glide, seppur molto più manovrabile in area nemica durante la fase intermedia e la fase terminale, avrebbe provocato una traccia infrarossi molto elevata durante il volo ed era più indicato per una esplosione nucleare ad alta quota. Era però possibile aumentare il raggio di azione a lungo raggio con un minimo aumento del peso massimo. Il missile balistico era maggiormente compatibile con un lancio mediante velivolo, più facile da mantenere e supportare logisticamente, più economico e soprattutto richiedeva uno sviluppo più breve di circa un anno con una maggiore affidabilità.

Le valutazioni operative vennero eseguite nell’ottobre 1963. I costi fiscali stimati per lo sviluppo si riassumevano in un totale di 184 milioni di dollari così ripartiti:

Scelta del design

L’US Air Force e gli ingegneri compararono numerosi design per scegliere quello che meglio si adattava agli obiettivi prefissati.

I progettisti della Douglas suggerirono l’adozione di una configurazione chiamata “Able III”, risultato di una serie di valutazioni step-by-step attraverso l’ottimizzazione dello studio sui sistemi.

Identificata ufficialmente nell’agosto 1959, la proposta della Douglas utilizzava un canard come controllo principale di volo e consentiva di controllare il missile anche durante la fase di volo extra-atmosfera. Il controllo era attuato dalla propulsione del motore del secondo stadio. Dopo la separazione dall’aereo, il missile si sarebbe controllato grazie a quattro ugelli posizionati nei controlli aerodinamici in coda. Il cambio di controllo di volo da canard a ugelli di coda era effettuato tramite il sistema di controllo.

Nella configurazione Able III, tutto il sistema di guida ed il sottosistema di controllo era concentrato in un’unica unità permettendo una rapida disconnessione dalla propulsione dai sistemi di rientro..

Tutti le configurazioni a motore singolo studiate per il GAM-87A da Douglas erano in qualche modo deficitarie in alcuni punti. Per correggere i problemi evidenziati era necessarie modifiche complesse che avrebbero reso vana l’eliminazione di uno stadio. La configurazione Delta II, a due stadi, fu anch’essa considerata, dove il controllo aerodinamico era assicurato da pinne poste in coda mosse da gas caldi. Il secondo stadio era invece controllato da quattro ugelli azionati da una separata pompa idraulica. Anche se questa configurazione offriva minori problemi e un aumento di circa il 10% di autonomia rispetto all’Able III i sistemi di guida e i meccanismi di controllo era separati in diverse aree. Inoltre sarebbe stato più costoso da mantenere con penalizzazioni nell’affidabilità. 

I laboratori dell’US Air Force, inclusi quelli del Wright Field, avevano esposto diverse critiche rispetto alla configurazione proposta dalla Douglas in considerazione di limitazioni tecniche e degradazione delle prestazioni e seppur ci fossero alcuni vantaggi relativi al supporto logistico.

Capace di trasportare 748 kg di testa di guerra, la configurazione Able III, aveva alcuni problemi con il centro di gravità. Mentre lo stage uno era ormai prossimo ad esaurirsi il centro di gravità si sarebbe spostato oltre il centro di pressione del canard causando una inversione della polarità dei controlli longitudinali e direzionali. L’ottimizzazione degli studi condotti su richiesta del Dipartimento della Difesa, alla metà del 1959, portò alcune modifiche nella configurazione. La resistenza durante il volo libero venne ridotta del 50% diminuendo il diametro del primo stadio da 1,1 metri a 0,91 metri. Il ricollocamento del sistema di navigazione stellare aumentò inoltre l’efficienza del sistema.

Comunque, alla fine del 1959, le analisi degli studi effettuati da agosto indicarono che era necessario un cambiamento nella configurazione del missile malgrado l’apparente decisione della Douglas di proseguire con la configurazione Able III. Il 1° febbraio 1960 il Dipartimento della Difesa indicò che la configurazione Delta II avrebbe dovuto essere selezionata al posto della Able III. 

Testa di Guerra

Nell’agosto 1959 la General Electric venne selezionata come subappaltatore per lo sviluppo del veicolo di rientro con l’approvazione dell’US Air Force.

Il peso della testa di guerra costituiva dal 50 all’85% del peso totale del veicolo di rientro. Gli ingegneri proposero inizialmente l’installazione del veicolo di rientro del Minuteman nello Skybolt ma ciò rappresentava un rischio troppo grosso rispetto ad una progettazione ex-novo.

Tra il 14 ed il 15 maggio 1960, Douglas e General Electric effettuarono un briefing con la Wright Air Development Division (WADD) presso l’Air Force Special Weapons Center (AFSWC) circa il design del veicolo di rientro. La rappresentanza del WADD raccomandò di sviluppare un veicolo di rientro che potesse essere compatibile con diverse teste di guerra sottolineando che mantenere il cronoprogramma era più importante piuttosto che ottenere un design ottimale. Douglas e General Electric obbiettarono, basandosi su dati tecnici, che con questi requisiti non era possibile installare diverse tipologie di testate di guerra. Il problema venne risolto più tardi con l’adozione di una testa di guerra più leggera e singola. 

Nel marzo 1960 il personale della WADD richiese lo sviluppo di un concept di un cluster (CLAW) in grado di trasportare due o più testate nucleari per massimizzare il potenziale di attacco senza limitazioni di peso. I risultati degli studi indicarono che non c’era un reale vantaggio nell’impiegare più testate nell’attacco contro un obiettivo singolo e che la modifica avrebbe aggiunto allo Skybolt ulteriori complessità e costi maggiori a danno dell’affidabilità. L’AFSWC concordò con tale decisione. Una singola testata nucleare con i vantaggi di maggiore affabilità e di minor peso avrebbero eguagliato il CLAW con minore spesa di sviluppo e minor complessità. 

Le considerazioni iniziali dell’AFSWC durante l’primavera del 1960 richiedevano un vettore in grado di trasportare una testata di guerra nella classe dei 725 kg e 317 kg . Lo sviluppo si concentrò quindi su un veicolo di rientro per una testata di guerra leggera. Ciò portò alla restrizione delle testate disponibili al solo modello XW-56X1 Mod.2 da 1,2 MT, restando comunque possibile installare altre testate leggere con alcuni piccoli aggiustamenti tecnici.

Dati tecnici della testata di guerra:

Lo Skybolt avrebbe dovuto essere compatibile anche con la testata, in corso di sviluppo presso il Los Almos Scientific Laboratory, J-21. Il risultato delle riunioni tra il Dipartimento della Difesa e la Commissione l’Energia Atomica fu che le modifiche per adattare la J-21 allo Skybolt non avrebbero avuto, se non minimamente, impatto nello sviluppo della testata originariamente prevista per i Minuteman I/Mk 5 RV. La J-21 (poi designata XW-59) avrebbe potuto essere pronta in tempo ed assicurare una buona affidabilità. Con il suo peso e dimensioni minori la J-21 avrebbe inoltre potuto offrire una maggiore autonomia.

Successivamente alla decisione di impiegare la J-21 la Commissione per l’Energia Atomica ricevette l’autorizzazione a proseguire alla fase III dello sviluppo. La Commissione diede al Los Alamos Scientific Laboratory la responsabilità dello sviluppo del dispositivo nucleare mentre la Sandia Corporation di Albuquerque si sarebbe concentrata sull’applicazione della testa di guerra sui due sistemi, Minuteman e Skybolt, usando lo stesso dispositivo per entrambi. Il laboratorio avrebbe dovuto completare lo sviluppo in tempo per l’immissione in servizio del Minuteman, due anni prima dello Skybolt. La testa di guerra prese ufficialmente la designazione di XW-59X1.

Ora che la testata di guerra era stata selezionata fu necessario modificare la forma del veicolo di rientro. Durante lo studio la forma sferica-conica-cilindrica venne abbandonata in favore della sfera-cono suggerita dalla General Electric. Questo comportò un aumento da 37 a 55 km dell’autonomia ed il costo di produzione si sarebbe dovuto ridurre poiché presentava un disegno più semplice.

Questo cambiamento nel veicolo di rientro rese praticamente inutilizzabili e limitate la maggior parte dei dati di volo della Boeing. Simultaneamente, con il cambio di configurazione, il programma del missile venne limitato economicamente.

La divisione Aeronautical System di Douglas trovò in-house la capacità di progettare e fabbricare il simulacro del veicolo di rientro di nuova generazione. Vennero fabbricati quattro veicoli consegnati alla Boeing nei tempi previsti. Non vennero segnali problemi gravi e il programma proseguì. La versione Mark VII impiegata nello Skybolt era leggermente più complessa rispetto a quella impiegata sui Minuteman Mark V. Il sistema di armamento e spoletta era più sofisticato a causa della possibilità di scegliere una differente quota di esplosione e l’opzione di utilizzo come bomba a gravità. La separazione degli stadi era anch’essa più complessa. 

Alla fine del luglio 1962 i simulacri dei veicoli di rientro erano senza il materiale ablativo. Il 15 agosto il primo veicolo di rientro venne consegnato al Regno Unito. Regno Unito/General Electric e Sandia/General Electric eseguirono nell’ottobre i test per valutarne la compatibilità con la testata di guerra. Quando il contratto terminò, il 31 dicembre, il processo di qualificazione del sistema di armamento e spoletta era completato al 75%.

Propulsione

La specificità del progetto GAM-87 portava il sistema a funzionare in condizioni operative a temperature e vibrazioni più severe rispetto a motori a razzo a propellente solido di più grandi dimensioni. 

Il primo problema da risolvere riguardava il propellente solido. Vennero definiti tre diversi tipi di approccio diversi: un riscaldatore, un diverso design dei grani del combustibile solido per ridurre lo stress oppure l’adozione di un propellente con migliori caratteristiche dal punto di vista meccanico per resistere agli effetti ambientali. Il riscaldatore avrebbe dovuto mantenere il propellente a -34° C in un ambiente a -54° C senza richiedere grandi quantità di energia. Questo sistema avrebbe potuto portare il missile a raggiungere la temperatura di esercizio di -54° C (i limiti operativi erano compresi tra i -34° C e i +60° C). Nel 1960, un nuovo design dei grani, a “conocyl”, venne sviluppato per l’utilizzo nel GAM-87 per evitare concentrazioni di stress. 

Lo sviluppo dei motori iniziò presso la Aerojet-General nell’agosto 1959 per poi arrivare nel marzo 1960 all’ottimizzazione del progetto. A questo punto venne costruito un motore in scala reale. Durante i test vennero impiegati nove motori del primo stadio e tredici del secondo stadio. L’Aerojet-General accese il primo motore completo il 29 luglio 1960.  Al 31 dicembre 1960 l’Aerojet-General accese i motori 11 volte (sei il primo stadio e cinque il secondo) ottenendo un totale di 2 malfunzionamenti. Durante la fase di test, conclusa nel maggio 1961, i motori del primo stadio vennero accesi con successo per otto volte e quelli del secondo per dieci.

I test dimostrarono che i grani a forma di “conocyl” soddisfacevano i requisiti. All’autunno del 1960 il costo stimato per il sistema di propulsione scese da 42.2 milioni di dollari a 37.5 milioni di dollari. Il requisito per lo sviluppo di un propellente a impulso specifico di 255 venne cancellato così come il numero di test venne ridotto. L’elemento più problematico del sistema propulsivo era rappresentato dall’ugello mobile del secondo stadio. 

L’US Air Force concluse i test dei motori nel novembre 1961 presso l’Edwards Air Force Base, California. La fase finale dei test effettuata presso l’Air Force Flight Center consisteva nell’impatto di un proiettile nel primo stadio del motore. Un proiettile calibro .30 venne sparato nel motore causando l’incendio del combustibile ma nessuna esplosione. 

Durante le prime fasi dello sviluppo venne registrata una anomalia nella frantumazione dei grani nei motori in scala quando essi si trovavano a -17 ° C per diversi giorni e poi raffreddati. Il problema venne risolto con la sostituzione del polimero. Un’altra difficoltà venne incontrata nell’agosto 1961 quando i tecnici scoprirono che la resistenza ad alta temperatura non era soddisfacente. Vennero effettuati piccoli cambiamenti nelle specifiche dei materiali e nel ciclo di miscelazione.

Un problema più serio venne identificato nell’agosto 1961 quando ispezioni radiografiche al motore rilevarono un problema nell’isolante dopo un ciclo di esposizione ad alte temperature. Inizialmente sembrò che il problema fosse nella fase di produzione ma l’avanzamento delle analisi evidenziò come il problema fosse più complesso. Tutti i motori, sia al primo che al secondo stadio, presentavano tale difetto in modo più o meno evidente dopo essere stati esposte a temperature di oltre 65° C per oltre 10 giorni. Venne eseguita una ispezione ai raggi X ai motori più datati e si evidenziò la presenza di molte piccole bolle. Il 12 ottobre, il monitoraggio dei motori fu fermato e iniziò l’ispezione radiografica a tutti i motori. Tra il 17 ed il 18 ottobre la Douglas, l’Aerojet e l’US Air Force condussero una revisione tecnica dove venne stilato un programma di test in laboratorio. I test avrebbero richiesto motori aggiuntivi per dimostrare l’adeguatezza della riparazione.

Il completamento del programma di qualificazione slittò da ottobre 1963 ad aprile 1964. Furono richiesti 6 mesi di sforzi per replicare il fenomeno. Il problema venne ricondotto all’umidità presente nella gomma e che i motori dovevano essere accuratamente asciugati prima dell’applicazione dell’isolante. Nell’aprile 1962 gli ingegneri riportarono che il problema era sotto controllo. 

Il costo totale di sviluppo dei motori costituiva meno del 5% dei costi totali di sviluppo. 

Sistema di navigazione

Alla cancellazione del programma erano stati effettuati numerosi progressi nel sistema di guida del missile.

Diversamente da quanto pensato all’inizio, il sistema di guida rappresentò la parte più problematica con problemi di diversa importanza. Il primo prime-contractor ad essere scelto per il sistema di guida fu il Weapon Guidance Laboratory di Wright Field che espresse però la mancanza di esperienza e competenza nel sistema inerziale proposto dalla Douglas. 

Mentre i missili erano attaccati al pilone il sistema di guida dipendeva dalle informazioni passate dal B-52. Il sistema di navigazione/bombardamento AN/ASQ-38(V) forniva informazioni circa la prua, l’angolo di deriva, il nord vero, l’est vero, l’altitudine sopra il livello del mare e la velocità al suolo. Questi segnali venivano inviati ad un convertitore da analogico e digitale per poi essere inviati al computer di pre-lancio del missile.

Il sistema di guida impiegato nello Skybolt era un sistema che non emetteva raggi, completamente inerziale e con un sistema di allineamento stellare prima del lancio.

Il “concetto base” del sistema era logicamente corretto per un lancio ad alta quota mentre per uno a bassa quota la presenza di nubi avrebbe potuto presentare problemi al sistema di tracciamento delle stelle. Sotto queste condizioni si sarebbe potuto avere un aumento del circular probable error (CEP) se l’errore non fosse stato corretto durante la fase di accelerazione e crociera dal sistema di tracciamento stellare.

La complessità del sistema di lancio del GAM-87A era di gran lunga più complessa rispetto a quella del Minuteman dove i componenti erano circa 50.000 rispetto a quasi il doppio di quello dello Skybolt. L’intero sistema di guida pesava 103 kg.

All’inizio dello sviluppo era inoltre previsto un sistema di guida terminale per il GAM-87A ma il 2 febbraio 1960 il componente venne definitivamente accantonato come un inutile “abbellimento” che avrebbe molto probabilmente creato ritardi nel progetto.

Il personale tecnico del Wright Field e la divisione Missili Balistici modificarono il programma di base tra l’11 ed il 12 agosto 1960. L’interfaccia con il B-52 era un compito complesso ed il tempo per i test di compatibilità del sistema che la Nortronics poteva effettuare prima di consegnare il dispositivo alla Douglas era estremamente limitato. Il design di base venne definitivamente completato nei primi mesi del 1961 con la disponibilità di unità sperimentali dal marzo 1961. La Nortronics assemblò il primo modello sperimentale il 28 aprile. La General Electric consegnò il computer del missile nella stessa data.

Il “Washington Plan” tolse ancora più fondi al programma riducendo i test in programma. Il programma di volo B-52H/GAM-87A venne eliminato, il numero di lanci programmati ridotti a quattro così come i test da effettuare sui motori. Anche i test su come avrebbe reagito l’unità di guida durante una forte accelerazione vennero accantonati. L’esperienza alla divisione dei Missili Balistici rivelò che erano necessari degli accorgimenti prima di poter eseguire un lancio con successo. L’eliminazione di tali test sarebbe risultata in test di volo fallimentari poiché tali difetti non sarebbero stati scoperti e risolti.

La Douglas affermò che le condizioni si sarebbero potute simulare in test in laboratorio. Venne creata una lista di circa 50 problemi rilevati durante i test in laboratorio di cui la maggior parte non associata all’accelerazione lineare provocata dalla massiccia accelerazione del missile. Il Maggior Generale W.A Devis, comandante del ASD, supportò attivamente lo stanziamento di 3.500.000 dollari per svolgere i testi di “slittamento” e 482.000 dollari per l’Air Force Missile Development Center per la propria parte di programma. Il primo test consistette in quattro lanci per progettare al meglio l’ambiente di sperimentazione ideale. Nella seconda serie di test, composta da 8 lanci, venne analizzata la tenuta meccanica, la performance generale del sistema di guida e la complessa telemetria che sarebbe stata richiesta durante i test da effettuare nella Fase III. 

I testi di integrità meccanica e di accuratezza dimostrarono problemi, risolti, che avrebbero pregiudicato il lancio se la serie di test non fosse stata eseguita. L’obiettivo della Fase III, di valutazione dell’accuratezza dei dati telemetrici, risultò in una percentuale del 90%, con data di completamento prevista per la primavera del 1963.

Test successivi vennero effettuati avvalendosi di un C-131B cercando di riprodurre lo scenario tattico di funzionamento del GAM-87A. A seguito di tali sperimentazioni venne ridisegnato il circuito del fototubo a causa dei cambiamenti di temperatura, il circuito di tracciamento per eliminare gli effetti di interferenze elettriche e l’ottimizzazione dell’amplificatore del fototubo per ridurre il tempo di acquisizione.

Il sistema di guida volò per la prima volta su un C-131B il 28 aprile 1962. Il sistema acquisì la prima stella. Tre differenti stelle vennero acquisite su un totale di 30 rilevamenti su un volo da Hawthrone (California) a Phoenix (Arizona) e ritorno. Test effettuati presso l’osservatorio di Monte Palomar, iniziati il 6 novembre 1961, dimostrarono che sotto un cielo limpido il sistema di tracciamento delle stelle era perfettamente funzionante.

Le prime tre fasi dei test sul C-131 risultarono in dozzine di voli preparativi per più avanzati test di valutazione delle performance di volo e vennero conclusi nel luglio 1962.  Il sistema acquisì stelle sia di notte che di giorno. I primi due voli il 24 luglio marcarono l’inizio della quarta fase del programma. Al 31 dicembre 1962 vennero effettuati 48 voli per oltre 150 ore di volo. I dati di volo ottenuti vennero usati come indicatore per l’affidabilità del sistema nell’attesa di ottenere i dati dei lanci da parte dei B-52. I dati ottenuti dai C-131 indicarono un tempo tra guasti di 38 ore vicino alle 41 ore previste nel 1961 ma lontane delle 70 ore previste per l’utilizzo operativo (corrispondente un rateo di successo del 94%). 

Il sistema di guida gioca un ruolo fondamentale nella determinazione dell’accuratezza del sistema così come le caratteristiche del veicolo di rientro. Tra il 24 luglio e il 7 dicembre 1962 l’errore del sistema trasportato sul C-131 calò da 25.000 piedi (+/- 5.000 piedi) a 3.000 piedi (+/- 2.000 piedi). Le performance del sistema di tracciamento delle stelle superarono i requisiti di progetto con oltre 4.300 stelle acquisite.

I test di interferenza elettromagnetica effettuati a ottobre e novembre 1961 presso l’ AFB di Castle con B-52F e B-52G seguiti da quelli effettuati dagli analisti della Boeing-Wichita evidenziano gravi problemi. La suscettibilità del sistema di guida dell’interferenza elettromagnetica generata da un B-52H venne misurata da un C-131 usando un B-52 nell’aprile del 1962. Gli ingegneri della Nortronics testarono il sistema di guida in un ambiente simulato nel gennaio 1962 mentre gli ingegneri della Douglas stavano testando il sottosistema di lancio e il convertitore analogico/digitale per il Vulcan.

Per ovviare ai problemi di schermatura elettromagnetica durante un meeting svoltosi nel giugno 1962 presso l’AFB Wright Field venne pensato di utilizzare cavi schermati, triassiali e accorciare il più possibile quelli di massa.

Test di volo

Sotto la nuova organizzazione dei comandi avvenuta nel tardo 1959, l’ufficio di progettazione del sistema divenne l’unico responsabile del programma di volo sperimentale. La direzione del programma di test sarebbe stato attuato dall’ufficio progetto del Wright Air Development Division fino a quando il sistema non avesse ricevuto l’operatività. Tenendo conto di questa politica, l’ufficio GAM-87A pianificò di assegnare la sperimentazione di volo attraverso il “Test Director”presso l’Air Providing Ground Center di Eglin, Florida. 

In risposta alla direzione intrapresa dai comandi dell’US Air Force, il maggiore H. Maynard del Wright Air Development Division nell’aprile 1960 condusse una valutazione dei costi con la responsabilità di giustificare la scelta dell’Eglin/Patrick Missile Test Range Complex per effettuare i test di volo del GAM-87A. Nella corso della valutazione vennere considerati anche Edwards e Holloman come possibili siti. Eglin aveva già fatto sapere che il programma sarebbe slittato se i fondi necessari a costruire le strutture mancanti non sarebbero stati disponibili immediatamente.

Lo Strategic Air Command si oppose e non considerò altri siti se non Eglin per effettuare i test tenuto conto che vi era l’opportunità di utilizzare il personale che al momento lavorava sul progetto GAM-77 Hound Dog e le strutture presenti come l’Eglin Test Range e l’Atlantic Missile Range.

L’Air Materiel Command supportò l’opinione del SAC tenendo conto che a Holloman vi erano una scarsità di supporto e parti di ricambio e non vi era attività di supporto per i B-52. Il 17 giugno 1960 l’US Air Force autorizzò a procedere con la progettazione e la modifica delle strutture richieste presso l’Air Porviding Ground Center di Eglin per supportare l’attività del GAM-87A. Il 14 novembre 1960, il personale addetto alla sperimentazione in volo dell’Eglin AFB iniziò a ricevere presso la Douglas l’addestramento necessario ad operare sullo SkyBolt.

Il primo B-52G selezionato per scopi di sviluppo decollò dall’Air Providing Ground Center alla fabbrica Boeing-Wichita il 10 ottobre 1960. I lavori di modifica iniziarono 15 giorni dopo. Durante la prima settimana del dicembre 1960 il primo GAM-87° venne montato su un B-52G, rispettando la tabella di marcia.

Il personale condusse il 27 febbraio 1961 un test di caduta con un simulacro da un B-52G alla quota di 40.000 piedi a 0.8 mach. Il missile impattò il suolo 91 metri dal punto di impatto previsto indicando una eccellente stabilità durante la caduta libera. Un secondo test, effettuato a marzo, indicò che la caduta libera era prevedibile per lanci da alta quota. Il controllo e la stabilità del velivolo erano soddisfacenti.

Il 12 gennaio 1961 un B-52 trasportò per la prima volta quattro missili, la settimana seguente il GAM-87A venne esposto al pubblico per la prima volta. Le prime cinque ore di volo venne effettuate con successo e i piloti non riportarono alcun comportamento inusuale del velivolo. Fu il primo di una serie di test di Categoria I per dimostrare l’aerodinamicità e la compatibilità strutturale. I missili, equipaggiati con particolari strumenti, strumenti vennero iniziati ad essere testati dalla Douglas a partire dal 25 luglio 1961 seguiti da due lanci di simulacri effettuati dalla Boeing. Vennero testati innanzitutto i giroscopi e gli accelerometri per stabilire le dinamiche durante la separazione in diverse condizioni. Questi lanci vennero completati con successo e provarono che i controlli di volo erano in grado di controllare il missile dopo il lancio. Il terzo e ultimo test sui sistemi venne effettuato il 6 ottobre 1961.

Durante un volo di sette ore, il 30 novembre, venne effettuato il primo test durante il quale vennero analizzate le temperature del motore. Il volo consentì anche di controllare i sistemi telemetrici Azusa e Banda-C dell’Atlantic Missile Range. Il riscaldatore mantenne il propellente alla giusta temperatura. Altri voli permisero di registrare i livelli di vibrazioni, pressione sonora a livello del mare, performance della telemetria e misurazioni delle forze che si sviluppano nella struttura del missile durante varie condizioni di trasporto. Grazie alla grande mole di dati ottenuti l’US Air Force non ritenne necessario richiedere una seconda fase di test meccanici. 

In Gran Bretagna il primo test venne effettuato il 7 luglio 1962 su un Vulcan MK II. Test addizionali di compatibilità proseguirono per tutti i mesi di luglio ed agosto. Una seconda serie di test venne inaugurata il 16 ottobre usando un bombardiere Vulcan opportunamente modificato strutturalmente permettendo al velivolo di effettuare manovre ad accelerazioni maggiori. Il personale inglese completò i test di caduta libera già l’8 febbraio 1962 con otto lanci sopra West Freugh, Scozia. 

Nelle parole di un pilota di B-52 il missile:

 […] presented a beautiful sight.

Pilota di B-52

Lo Skybolt effettuò il suo primo volo con accensione del motore sopra l’Atlantic Missile Range il 19 aprile 1962. Il test venne condotto da personale della Douglas supportato dall’US Air Force. Tutti i sottosistemi del missile vennero controllati ad eccezione del veicolo di rientro e del sistema di navigazione. 

Dopo lo sgancio il missile venne orientato in modo corretto da un sistema di controllo ad-interim. Il primo stadio si accese e funzionò correttamente ma dopo la separazione il secondo stadio non si accese. Il sistema di controllo tentò di controllare la traiettoria del missile e il veicolo di rientro si separò dopo il tempo stabilito impattando il mare a 279 km dal punto di lancio. Il lancio venne effettuato ad una altitudine di 40.6000 piedi ad una velocità di 0.8 mach. L’apogeo del lancio fu di 255.000 piedi. Non venne stabilito il motivo per il quale il secondo stadio non si accese.

Il 29 giugno 1962 venne tentato un secondo lancio. Il missile si separò correttamente dall’aereo ma il primo stadio non si accese.

Gli errori di ignizione dei primi due lanci portarono la creazione di un gruppo di lavoro che lavorasse sull’argomento. Venne ridisegnato il sistema di ignizione con una versione più potente ed efficiente.

Il 13 settembre viene effettuato un terzo lancio che si risolse in modo fallimentare: il lancio il secondo stadio si accese con il primo a causa di un errore nel circuito del timer.

Il quarto fu lanciato da un B-52G il 25 settembre 1962. Seppur il primo stadio si accese correttamente i dati di telemetria vennero persi con l’accensione del secondo stadio. Il missile, a causa di un piccolo problema al secondo stadio, risultò leggermente meno performante in autonomia e traiettoria. 

Il risultato dei lanci programmati indicarono che l’80% dell’obbiettivo primario era stato raggiunto. Gli obiettivi relativi al primo stadio vennero eseguiti al 60%. Altri problemi relativi all’instabilità dell’autopilota (nel primo lancio) e dell’instabilità dei controlli di volo (primo e ultimo lancio) vennero risolti mediante ulteriori test.

L’obiettivo primario dei primi test era di verificare l’operatività del sistema di navigazione sia nelle fasi di pre-lancio che in post-lancio e verificarne la compatibilità con i sistemi di volo.

Il quinto e sesto lancio in programma vennero effettuati con il sistema di navigazione pienamente operativo. Il 28 novembre 1962 l’allineamento di pre-lancio e navigazione funzionò correttamente per quattro ore e mezza. Il 22 dicembre il sistema funzionò correttamente per altre tre ore. I test si conclusero con l’acquisizione di 292 stelle fino ad una magnitudine di 2.75 in pieno giorno. Mentre le operazioni di pre-lancio e del sistema di guida vennero concluse con successo il test del 28 novembre si concluse prematuramente.

Il primo guasto in volo avvenne durante il funzionamento del primo stadio e coinvolse l’unità idraulica. Il computer balistico si guastò dopo 37 secondi durante i quali, per 23 secondi, i livelli di vibrazione superarono tre volte i valori di progetto del sistema. Una riunione di analisi venne tenuta presso Eglin il 29 novembre dove venne convenuto che il missile perse stabilità 14 secondi dopo il lancio a causa di un malfunzionamento al generatore del gas e del sottosistema idraulico. Tutti gli altri sottosistemi operarono correttamente e gli eventuali guasti sono da ricondurre alle sollecitazioni non previste prima dell’impatto del missile nel mare.

Il lancio successivo venne tenuto il 22 dicembre 1962, il giorno dopo la riunione tra il Presidente Kennedy e il primo ministro Macmillan dove gli inglesi si sentirono oltremodo oltraggiati per la decisione del governo statunitense di cancellare il programma. Un portavoce del Dipartimento della Difesa riportò che il 21 dicembre il sottosegretario dell’Air Force Dr. Joseph V. Charyk discusse il programma di test con il Segretario della Difesa Roswell L. Gilpatric “che decise di non ordinare all’US Air Force di cancellare o posticipare il test del 22 dicembre”. 

Il missile “20032” volò sopra il cielo blu dell’Atlantico con successo e cadde dopo un volo di circa 700 secondi a 1568 km di distanza dal punto di lancio. Tutti gli obiettivi del test vennero raggiunti con successo. 

Alcune ore dopo il test, Mr. Gilpatric, affermò che la decisione di lanciare il missile vene presa prima del meeting tra Kennedy e Macmillan. Nei suoi appunti annotò:

Il singolo test effettuato oggi non dimostra in modo conclusivo la capacità del missile di raggiungere la precisione per la quale lo Skybolt era stato progettato. Succede sempre che questo tipo di test possano concludersi con successo ed altri con un fallimento…i dubbi relativi al sistema Skybolt ed alla sua affidabilità quando operativo erano tra i fattori responsabili della raccomandazione del Segretario alla Difesa di non concedere altri fondi al programma. Il risultato odierno del test non ha causato nessun cambiamento in tale posizione

Appunti di Roswell L. Gilpatric, sottosegretario all’Air Force

Alcuni media diedero molto risalto al successo del test prevedendo una possibile revisione della decisione di cancellazione del programma. A parte i clamori il programma era diretto verso una relativamente pacifica morte.

Ragioni della fine

Come accennato nell’introduzione i fattori che portarono alla cancellazione del Programma Skybolt sono stati diversi. Innanzitutto le basse performance di affidabilità e l’esplosione dei costi e poi perché in quel periodo stava emergendo una nuova arma di deterrenza nucleare, gli SLBM o Submarine Launched Ballistic Missile.

I missili SLBM Polaris secondo il Segretario per la Difesa Robert S. McNamara erano una “capacità unica” rispetto agli ALBM a medio raggio. Skybolt, Polaris e Minuteman avrebbero dunque rischiato di sovrapporsi creando una ridondanza che per le casse del Governo non venne giudicata in modo positivo.

Attriti Washington – Londra

Gli inglesi non preso in modo positivo la cancellazione dello Skybolt, giunta quasi a senza preavviso e come una pugnalata alle spalle, che era di fatto la loro unica possibilità di mantenere una forte capacità di deterrenza nucleare.

I Vulcan avrebbero dovuto fare affidamento sui missili Avro Blue Steel armati con una testata nucleare Red Snow (W28) da 1,1 megatoni. La progettazione del missile iniziò a metà anni 50′ con lo scopo di creare un vettore nucleare che potesse permettere all’aereo madre di non essere ingaggiato dalle crescenti capacità SAM sovietiche. Il risultato però non fu soddisfacente: una gittata massima tra i 240 ed i 300 km ed una affidabilità generale scarsa. I sistemi missilistici antiaerei sovietici nel frattempo avevano raggiunto capacità tali da rendere il Blue Steel obsoleto.

Nel 1960 Londra decise quindi di partecipare allo Skybolt e di cancellare il programma di sviluppo dell’IRBM Blue Streak. Nell’accordo, gli Stati Uniti acconsentirono a fornire lo Skybolt in cambio dall’autorizzazione a stabilire a Holy Loch, vicino Glasgow una base per sottomarini balistici.

La scure di McNamara lasciò dunque gli inglesi orfani di una capacità di deterrenza nucleare ma fu anche un momento di riflessione per Londra circa la sua dipendenza in termini di difesa dagli Stati Uniti.

Kennedy propose all’Inghilterra l’intero progetto dello Skybolt impegnandosi anche a finanziare 100 milioni di dollari per la fine dello sviluppo. Gli inglesi ritennero però troppo oneroso portare avanti lo sviluppo, più del doppio dell’aiuto americano, e rifiutarono l’offerta.

Il tempo stringeva e bisognava fare in fretta. Nel 1962 il Blue Steel era pronto ad in servizio ma i limiti intrinseci del sistema lo rendevano indatto al ruolo. Crescevano nel paese le polemiche sui costi e sulle prestazioni.

Il 21 dicembre 1962 a Nassau, Bermuda il Presidente Kennedy incontrò il Primo Ministro inglese Macmillan. Le due parti trovano l’accordo: la crisi Skybolt era finita. Londra avrebbe ricevuto i missili Polaris.

La capacità di deterrenza nucleare passava dunque dalla Royal Air Force alla Royal Navy.

Costi

Al momento della cancellazione del programma l’esborso per il contribuente americano era stato di circa 440 milioni di dollari mentre gli inglesi investirono 23 milioni di dollari.

Riassunto voli

Specifiche Tecniche

Cronologia del programma

Note

• L’International Business Machines (IBM) lavorò come subcontractor della Boeing. Boeing e Douglas lavorarono insieme per i test in laboratorio presso l’IBM del sistema di controllo armi AN/ASQ-38(V) per essere adattato ad operare con il GAM-87A. Le modifiche riguardarono solamente un amplificatore per il radar Doppler e un sistema di relay per il sistema di bombardamento/navigazione. Il B-52G usato come banco di prova fu il secondo velivolo consegnato all’AFB di Eglin. 
• Lo Skybolt ebbe come sigla GAM-87 dalla nascita fin praticamente alla chiusura del programma alla fine del 1962. Nel 1963 Pentagono cambiò le regole per la nomenclatura dei sistemi d’arma e lo Skybolt acquisì, solo sulla carta ormai, la designazione ufficiale di AGM-48.

Video

Fonti / Per approfondire

• Relazione post incontro di Nassau tra USA e GB sullo Skybolt
• “History of the GAM-87 Skybolt Air to Surface Ballistic Missile“, ASFC Historical Publication Series 67-50-1
• Skybolt – At Arm’s Length, Nicholas Hill (ASIN: B07ZRYNQGN)
• Failures in Communication During the Skybolt Crisis September-December 1962
• Vulcan to the sky trust

Foto (dove non specificato): BluePrint, NASA, Global Security, USAF, SecretProjects.Uk