Autor: ek

SNCASO SO.95 Corse

SNCASO SO.95 Corse (Archiv: Eberhard Kranz)

SNCASO SO.95 Corse (Archiv: Eberhard Kranz)

Bei der SNACO SO.95 handelt es sich um ein zweimotoriges Verkehrsflugzeug, das schon während dem Zweiten Weltkrieg entwickelt wurde. Die Serienfertigung erfolgte erst nach dem Krieg, von dem Flugzeug wurden 63 Serienflugzeuge gebaut.


Entwicklungsgeschichte der SNCASO SO.95 Corse

Nach der Kapitulation Frankreichs am 22. Juni 1940 und der Unterzeichnung des Waffenstillstandes in Compîègne setzte eine Gruppe von Konstrukteuren und Ingenieuren die Arbeit an der Entwicklung eines zweimotorigen Verkehrsflugzeuges, das vor der Kapitulation im Auftrag der Air France entworfen werden sollte, fort. In Cannes nannten sie sich Groupe Technique de Cannes und arbeiteten dort bis Mai 1941 an dem Projekt SO.90 Cassiopèe weiter. Die Cassiopèe war eine Ganzmetallkonstruktion, deren Bau ab Dezember 1942 mit Genehmigung der deutschen Besatzungsbehörden begann. Im Frühsommer 1943 war die Maschine fertiggestellt und startete am 16. August 1943 zu ihren Erstflug. Pilot war Maurice Hurel, der später 1947 zusammen mit Jaques Dubois die Firma Hurel-Dubois gründete, die durch ihre Flugzeuge mit extremer Streckung, wie die HD.31 und HD.32 als zweimotorige Transportflugzeuge, bekannt wurde. Zu einer systematischen Erprobung kam es wegen der Besetzung des unbesetzten Restfrankreichs durch deutsche Truppen nicht mehr. Die Maschine wurde von Hurel in einem abenteuerlichen Flug aus dem besetzten Frankreich schließlich nach Philippeville in Algerien geflogen. An Bord befanden sich unter anderem der von der Gestapo gesuchte General Jean Mallard, der Konstrukteur der Gleitbombe BHT-38, einer Ableitung der deutschen Hs 293, die bei SNCASO gebaut wurde, Jean Turck, sowie drei Brüder von Maurice Hurel. In Algerien übernahm dann die Freifranzösische Luftwaffe die Maschine. Über ihr weiteres Schicksal ist nichts bekannt.

In Cannes wurde die SO.93 Corse weiter verfeinert

In Cannes begann man ab 1944 die SO.90 konstruktiv zu überarbeiten, da man erkannte, daß sieben Passagierplätze in dem zu erwartenden zukünftigen Flugverkehr nach Kriegsende einfach zu wenig für Zubringerflugzeug waren. So entstand ein überarbeiteter Entwurf SO.93 Corse, ein freitragender zweimotoriger Ganzmetall-Mitteldecker mit einziehbarem Heckradfahrwerk und Normalleitwerk für mindestens 10 Passagiere. Als Triebwerke werden zwei deutsche Argus As 411 A-1 vorgesehen. Die As 411 waren luftgekühlte, hängende 12 Zylinder Reihenmotoren mit einer Startleistung von je 465 PS (342 kW). Die As 411 Motoren wurden von 1940 an in Serie gebaut, bis zum Kriegsende am 8. Mai 1945 wurden etwa 14.000 Exemplare fertiggestellt. Nach dem Krieg wurde der Motor mit verschiedenen Modifikationen von Renault, später von SNECMA bis Anfang der 60iger Jahre des letzten Jahrhunderts als Renault 12S oder SNECMA 12S oder 12T in Serie gefertigt. Insgesamt baute man in Frankreich über 3.000 Einheiten des Triebwerks. Ende 1944 begann man mit dem Bau der ersten beiden Prototypen SO.93 und SO.94. Der Unterschied war, daß die SO.94 bereits die leistungsgesteigerten Renault 12S Triebwerke erhalten sollte, die dem As 411 TA-1 entsprachen und 580 PS (426 kW) Startleistung brachten.

Erprobung der SO.93

Die SO.93 war im April 1945 fertiggestellt und ab Mitte Mai begann die Bodenerprobung. Nach einigen Änderungen in der Kraftstoffversorgung und im Bremssystem, die Bremsen hatten sich als zu schwach erwiesen und neigten zum Blockieren, startete das Flugzeug mit der zivilen Kennung F-BBAP am 17. August 1945 zu seinem Erstflug. Nach dem Erstflug rüstete man die Maschine auf ein Bugradfahrwerk um, da diese Ausführung wesentlich bessere Sichtverhältnisse für die Piloten bot und auch bei Start und Landung einfacher zu handhaben war.

Konstruktionsmerkmale der SO.93

Die SO.93 war ein zweimotoriger Ganzmetall-Mitteldecker in Schalenbauweise mit Normalleitwerk und einziehbarem Heckradfahrwerk. Der große Rumpf mit einem nach oben enger zulaufenden ovalen Querschnitt bot 10 Passagieren in bequemen Einzelsitzen Platz. Jeder Sitz hatte eine separate Warm- und Frischluftzufuhr. Die Sitze ließen sich relativ schnell und einfach ausbauen, dann konnte die Passagierkabine als Frachtraum benutzt werden. Die relativ großen rechteckigen Fenster (44 cm lang und 32 cm hoch) boten gute Sicht, die aber durch die Tragflächen der Mitteldeckerausführung behindert war. Wegen der Mitteldeckerausführung, wobei das Tragflächenmittelstück durch die Kabine verlief, was zu einer  Reduzierung der Kabinenhöhe in diesem Bereich führte, hatte man den ovalen Rumpfquerschnitt gewählt. Der Zugang zur Passagierkabine erfolgte über eine Tür (0,86 m breit und 1,50 m hoch) auf der linken Rumpfseite hinter der Tragfläche. Hinter der Passagierkabine befanden sich eine Garderobe und ein Waschraum mit Toilette. Die zweiköpfige Besatzung war im gegen die Passagierkabine abgetrennten Cockpit untergebracht. Der Zugang erfolgte über eine eigene Tür auf der rechten Seite im Cockpitbereich. Die Maschine verfügte über eine Doppelsteuerung und eine UKW Funkanlage. Eine schmale Verbindungstür stellte die Verbindung zwischen Passagierkabine und Cockpit her. Im Rumpfbug fand das einziehbare, um 60 Grad schwenkbare bremsbare Bugradfahrwerk Platz. Im eingezogenen Zustand war der Fahrwerkschacht mit zwei Klappen, die hydraulisch betätigt wurden, völlig verschlossen. Unter dem durchlaufenden Tragflächenmittelstück befand sich im Rumpfboden noch ein Frachtraum. Aus Sicherheitsgründen waren keine Kraftstofftanks im Rumpf untergebracht. Die Tragfläche in Ganzmetallbauweise war dreiteilig aufgebaut und bestand aus einem Tragflächenmittelstück das durch en Rumpf hindurchging und mit den Rumpfspanten verbunden einen stabilen Kasten bildete. Es war zweiholmig aufgebaut und trug an seinen Enden die Motoren, die vor der Tragflächenkante angebracht waren und deren Motorgondeln an der Tragflächenunterseite über die Tragflächen hinausragten und einen Steiß bildeten. In die Motorgondeln fuhren hydraulisch die Haupträder ein, wobei die Fahrwerkschächte mit Klappen völlig verschlossen wurden. Die Haupträder wurden Hydraulisch gebremst und verfügten über ölhydraulische Stoßdämpfer mit langen Federwegen. Zwischen Rumpf und Motorgondeln war an den Rückseiten des Tragflügelmittelstücks jeweils eine Landeklappe angebaut, die ebenfalls hydraulisch betätigt wurden. Das gesamte Hydrauliksystem wurde vom linken Motor angetrieben. Im Tragflächenmittelstück befand sich auf jeder Seite neben dem Rumpf ein Kraftstoffbehälter mit 200 Litern Fassungsvermögen. Die schlanken trapezförmigen Außenflügel mit großen ausgerundeten Endkappen waren ebenfalls als zweiholmige Ganzmetallschalen aufgebaut und nahmen ebenfalls je zwei Kraftstoffbehälter mit je 145 Liter Volumen aus Gummi auf. Fast über ihre gesamte Hinterkante befanden sich die Querruder mit ihren Trimmklappen. Das glockenförmige Seitenleitwerk, ebenfalls eine Ganzmetallkonstruktion, mit abgerundeter Hinterkante saß auf dem Rumpfheck auf, während der Rumpf in einen spitzen Heckkegel endete. Das Seitenruder mit einer geteilten Trimmklappe aus Leichtmetall, die auch im Flug zu betätigen war, war eine stoffbespannte Leichtmetallkonstruktion. Das freitragende Höhenleitwerk hatte zwei Holme, die durch das Rumpfheck hindurch gingen und mit den letzten Rumpfspanten und dem Hauptholm des Seitenleitwerks einen stabilen, verwindungssteifen Verbund bildeten. Die Höhenruder waren stoffbespannt, die Trimmklappen, ebenfalls zweiteilig, aus Leichtmetall.

Die Flugerprobung wurde von einem Unfall überschattet

Am 27. Juli 1946 stürzte die SO.93 bei einer Vorführung für die argentinische Luftwaffe ab, dabei kamen der Pilot Fernand Lefèvre und der Bordingenieur und zweite Pilot Georges Sixdenier ums Leben. Zwischenzeitlich hatte die Air France einen Wettbewerb zur Schaffung eines Zubringerflugzeuges ausgeschrieben. Die Forderungen waren eine zweimotorige Ganzmetallmaschine für 13 bis 15 Passagiere mit einer Höchstgeschwindigkeit von 350 km/h und einer Reichweite von 1.250 km. Die Maschine sollte auch von Graspisten aus operieren können. Es bewarben sich SNCAC mit der NC 701 Martinet, Dassault mit der MD 315 und SNCASO reichte seine überarbeitete SO.94 Corse ein, die sich ja schon im Bau befand. Man verlängerte den Rumpf der SO.93 um 1,05 m um Platz für die zusätzlichen Passagiersessel zu schaffen und ging wegen der Forderung auf Graspisten starten und landen zu können, wieder auf die ursprüngliche Ausführung mit Spornrad zurück. Das Spornrad war ins Rumpfheck einziehbar und drehbar gelagert. Gelenkt konnte die Maschine am Boden nur mittels unterschiedlicher Drehzahl der Motoren und einseitigen Bremsen des Hauptfahrwerks. Als Triebwerke waren die stärkeren Renault 12S-00 eingebaut und die Kabine bot nun 13 Passagieren Platz. Anfang 1947 war die Maschine fertiggestellt und konnte mit der Bodenerprobung beginnen. Am 6. März 1947 fand dann der Erstflug statt, der problemlos verlief. Aus dem dritten Prototyp, der verspätet fertiggestellt wurde, entstand durch Umbau der Bugnase ein Übungsflugzeug für die Aeronavale, die französischen Marineflieger, zur Ausbildung von Radaroperateuren mit der Bezeichnung SO.94R.

Die SO.94 ging bei Air France in Betrieb

Nach Abschluss der Erprobung und Erteilung des Lufttüchtigkeitszeugnisses wurde die SO.94 für den Serienbau freigegeben. Die Serienmaschinen erhielten die Bezeichnung SO.95 Corse II. Die erste Maschine startete am 17. Juli 1947 zum Jungfernflug. Die Air France setze die Maschinen als leichte Zubringer- und Postflugzeuge ein, war aber mit deren Leistungen nicht zufrieden, so daß man nur 15 Maschinen der ursprünglich georderten 63 abnahm. Die Aeronavale war mit den universell einsetzbaren, gutmütigen Maschinen sehr zufrieden und übernahm die restlichen 48 Exemplare. Die Maschinen der Air France wurden sehr schnell an Luftfahrtgesellschaften in Afrika und Südamerika verkauft. Die letzten SO.95 Corse II wurden erst 1964 aus dem Dienst der Aeronavale ausgemustert.

Technische Daten: SO.95 Corse II

Land Frankreich

Verwendung: leichtes Verkehrs- und Postflugzeug, Zubringerflugzeug, leichtes Transportflugzeug, Schulflugzeug zur Ausbildung von Radaroperateuren

Triebwerk:  zwei luftgekühlte hängende 12-Zylinder-Reihenmotoren Renault R12S-02 mit Einstufenlader und Untersetzungsgetriebe und verstellbaren Dreiblatt-Metall-Propellern „Renault“  (System Argus)

Startleistung:  je 580 PS  (426 kW)

Dauerleistung:  je 380 PS (279 kW) in 2.800 m  

Baujahr: 1947

Besatzung: 2 Mann

Passagiere: 13

Erstflug SO.93: 17. August 1945

Abmessungen:

Spannweite: 18,01 m

Länge: 12,32 m

größte Höhe: 4,30 m

Spannweite Höhenleitwerk: 5,94 m

größte Flügeltiefe: 2,80 m

maximale Rumpfbreite: 1,84 m

maximale Rumpfhöhe: 2, 44 m

Propellerdurchmesser: 2,90 m

Propellerfläche: 6,61 m²

Spurweite: 4,85 m

Radstand: 6,80 m

Flügelfläche: 36,60 m²

V-Form der Außenflügel :  +7°

Pfeilung Tragflächenvorderkante: 5°

Streckung: 8,86

Massen:

Leermasse: 3.630 kg

Startmasse normal: 5.290 kg

Startmasse maximal: 5.610 kg

Tankinhalt: 980 Liter

Schmierstoff: 36 Liter

Flächenbelastung: 153,3 kg/m²

Leistungsbelastung: 4,84 kg/PS  (6,58 kg/kW)

Leistungen:

Höchstgeschwindigkeit in Bodennähe: 340 km/h

Höchstgeschwindigkeit in 2.800 m: 352 km/h

Reisegeschwindigkeit in  4.000 m:  306 km/h

Gipfelhöhe: 6.200 m

Steigleistung: 5,3 m/s

Steigzeit auf 1.000 m: 4,0 min

Steigzeit auf 2.800 m:  14 min

Reichweite normal: 1.080 km

Reichweite maximal:  1.300 km  mit reduzierter Nutzlast

Flugdauer:  4 h 20’

Kraftstoffverbrauch: 205 Liter/h bei 380 PS in 4.000 m 

Ölverbrauch: 6 Liter/h bei 380 PS in 4.000 m

Startstrecke: 340 m

Landestrecke: 400 m

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