Hacia el otoño de 1970, las pruebas del CH-53A realizadas por el Cuerpo de Marines de EE. UU. revelaron la necesidad de un helicóptero capaz de levantar una carga 1,8 veces mayor que la del Sea Stallion. El primer paso hacia la creación de una máquina así fue la elaboración, el 24 de octubre de 1967, de requisitos especiales para un helicóptero con una capacidad de carga de 18 toneladas, pero lo suficientemente pequeño como para despegar de un portahelicópteros de asalto. La Armada y la aviación del ejército de EE. UU. también deseaban un nuevo helicóptero de transporte de gran capacidad de carga.
El desarrollo del helicóptero pesado de asalto y transporte CH-53E para el Cuerpo de Marines de EE. UU. comenzó en 1971. El helicóptero CH-53E Super Stallion es una evolución del CH-53A, compartiendo el 50% de sus componentes y piezas, pero se distingue por una mayor capacidad de carga, una planta motriz de tres motores y mayores dimensiones en la cabina de carga, así como en el diámetro de los rotores principal y de cola. Los requisitos para el CH-53E incluían el transporte de una carga externa de 16 toneladas con un radio de acción de 92 km y despegue a nivel del mar, para poder competir con el helicóptero grúa S-64B del ejército, con una carga útil máxima de 18 toneladas transportada mediante cable. Otras tareas contemplaban el transporte interno de una carga de 3630 kg con un radio de acción de 185 km y despegue desde una plataforma a 915 m de altura a 33 °C, o el transporte de 37 infantes de marina a una distancia de 536 km. Su alcance de transbordo era de 1870 km.
Desarrollo y Producción
El primero de los dos helicópteros experimentales YCH-53E realizó su primer vuelo el 1 de marzo de 1974, pero pronto se destruyó durante pruebas en tierra. Las pruebas de vuelo continuaron a partir del 24 de enero de 1975 con el segundo helicóptero experimental. El primero de los dos helicópteros de preproducción realizó su primer vuelo el 8 de diciembre de 1975. La producción en serie comenzó en 1980, y las entregas al Cuerpo de Marines en 1981.
Se preveía la adquisición por parte del Cuerpo de Marines de 172 helicópteros CH-53E y 50 helicópteros MH-53E, totalizando 222 unidades. El coste total del programa y la adquisición de estos 222 helicópteros se estimó en 4850 millones de dólares, con un precio de 24,36 millones de dólares por helicóptero CH-53E.
Variantes y Modernización
En 1980, comenzó el desarrollo del helicóptero cazaminas MH-53E Sea Dragon para la Armada de EE. UU. En 1981 se completó la construcción del helicóptero experimental, que realizó su primer vuelo el 18 de diciembre de 1981, e inició un programa de pruebas de vuelo de dos años que incluía pruebas de remolque con un arrastre Mk.106 de hidroala. El helicóptero MH-53E se diferencia del CH-53E por sus mayores carenados laterales, sus grandes depósitos de combustible con una capacidad total de 12110 litros y un gancho de carga para remolque con una capacidad de 13600 kg. El primer vuelo del helicóptero experimental de preproducción MH-53E tuvo lugar el 1 de septiembre de 1983.
Los helicópteros CH-53E se ofrecen para exportación bajo la designación S-80E. Las Fuerzas de Autodefensa de Japón encargaron 10 helicópteros CH-53E bajo la designación S-80M Sea Dragon. El programa de mejora de los helicópteros CH-53E contempla el uso de turbinas T64-416 de mayor potencia, palas de rotor principal y de cola de materiales compuestos, sistema de navegación Omega, sistema de visión nocturna para la tripulación y sistema de advertencia de radar terrestre. Se prevé armar los helicópteros para autodefensa con misiles aire-aire AIM-9 Sidewinder, equiparlos con dispensadores de señuelos o bengalas IR, y utilizar gas inerte en el sistema de combustible. Además, se planea equipar la cabina con un sistema mejorado de elevación y movimiento de cargas.
Diseño Técnico y Sistemas
El helicóptero es de diseño monorrotor con rotor de cola, tres turbinas y tren de aterrizaje triciclo. El fuselaje, impermeable y de tipo semimonocasco, está fabricado con aleaciones ligeras, acero y titanio. Algunas secciones de la cabina de la tripulación están hechas de materiales compuestos a base de plástico epoxi-fibra de vidrio. Los carenados del buje del rotor principal, el reductor y la cubierta del motor están fabricados en Kevlar. El fuselaje está diseñado para soportar sobrecargas de hasta 20g verticales y hasta 10g laterales. La cabina de la tripulación es de tres plazas, con asientos adyacentes.
En la cabina de carga, con un tamaño de 3,15 x 2,3 x 1,38 m, se pueden alojar hasta 55 infantes de marina o hasta 13 toneladas de carga en siete plataformas estándar de 1 x 1,2 m, que se cargan a través de una rampa de carga trasera con accionamiento hidráulico. Para remolque, dispone de un gancho con capacidad de 16330 kg.
El empenaje horizontal está instalado en el lado derecho del pilón del rotor de cola y reforzado con un puntal. Tanto el empenaje horizontal como el pilón están fabricados en Kevlar. El tren de aterrizaje es retráctil, triciclo y con pata de morro. La pata de morro se retrae en un hueco en la parte inferior del fuselaje, y las patas de las ruedas principales en los carenados laterales. La base del tren de aterrizaje es de 8,31 m y la trocha de 3,96 m.
El rotor principal es de siete palas, con fijación articulada de las palas al buje. Las palas son de nueva construcción, con perfil mejorado y torsión aumentada a -14°. El larguero de sección ovalada está fabricado en aleación de titanio, el relleno de nido de abeja de la pala es de fibra de vidrio «Nomex», y el revestimiento de materiales compuestos a base de fibra de vidrio epoxi. Incorpora un sistema de detección de fallos en las palas que utiliza la presión excesiva creada dentro del larguero. El buje, fabricado en titanio y acero, tiene rodamientos elastoméricos. El plegado de las palas se realiza mediante un sistema hidráulico.
El rotor de cola es de cuatro palas, con un diámetro de 6,1 m y fijación articulada de las palas. La pala es de construcción convencional, con un larguero en forma de D de aleación de aluminio con nervaduras. El plano de rotación del rotor de cola está desviado 20° hacia la izquierda para obtener una componente vertical de empuje que compense la posición trasera del centro de gravedad debido a la instalación del tercer motor.
La planta motriz consiste en dos motores ubicados en góndolas separadas, con tomas de aire laterales, en la parte superior del fuselaje. El tercer motor está situado detrás del reductor principal y cubierto por un carenado. Paneles extraíbles y abatibles facilitan la inspección de los motores. El sistema de combustible incluye dos tanques protegidos con una capacidad total de 2385 litros, ubicados en los carenados laterales, y dos bombas situadas directamente junto a los motores. Con tanques adicionales, la capacidad total de combustible dentro del fuselaje alcanza los 12110 litros. Bajo los carenados se pueden colgar tanques de combustible desechables de 4920 litros. En la parte delantera hay una barra telescópica extensible para reabastecimiento en vuelo. Además, el reabastecimiento puede realizarse desde un barco mediante una manguera de repostaje cuando el helicóptero está en modo de vuelo estacionario.
La transmisión consta de reductores de los motores, ejes intermedios, reductores angulares, reductor principal, eje y reductor de la unidad de potencia auxiliar, eje del reductor angular intermedio y reductor del accionamiento del rotor de cola. Mediante el reductor angular, la velocidad de rotación del eje de salida del motor se reduce de 14280 a 6320 rpm. El reductor principal reduce la velocidad angular de rotación del rotor principal a 177 rpm. La velocidad de rotación del eje de la transmisión del rotor de cola es de 4270 rpm. El reductor del rotor de cola reduce la velocidad de rotación de su eje a 700 rpm.
El reductor principal, situado en el carenado sobre la cabina de carga, está fabricado con aleaciones de magnesio, aluminio y titanio, y pesa 1746 kg. Los engranajes, rodamientos y el eje de accionamiento del rotor principal (de 0,28 m de diámetro) están hechos de acero. La transmisión está diseñada para transmitir una potencia de 10060 kW.
El sistema de control es asistido, duplicado, e incluye un sistema de estabilización automática con una unidad de cálculo digital y un piloto automático de cuatro canales de la firma «Hamilton Standard». Cinco servomotores hidráulicos están ubicados en un bloque separado detrás del asiento del piloto. El sistema eléctrico incluye tres generadores de corriente alterna de 40-60 kVA (115V, 400 Hz) y dos generadores de corriente continua (28V, 200A).
El sistema hidráulico incluye cuatro bombas con una presión de trabajo de 20,7-27,6 MPa, asegurando el funcionamiento de los servomotores del sistema de control, la retracción y extensión del tren de aterrizaje, el plegado de las palas y la viga de cola, y los cabrestantes de carga. Un sistema hidráulico separado está destinado al accionamiento del arrastre de minas.
El equipo especial incluye un sistema automático de control de vuelo con dos ordenadores digitales de a bordo y piloto automático, un sonar sumergible AN/ASQ-14, un arrastre remolcado AN/ALQ-166 con hidroalas para la detonación de minas magnéticas, un arrastre de minas remolcado AN/AQS-17 y un arrastre electrónico AN/ALQ-141.
Especificaciones Técnicas
| Modificación | CH-53E |
| Diámetro del rotor principal, m | 24.08 |
| Diámetro del rotor de cola, m | 4.88 |
| Longitud, m | 22.35 |
| Altura, m | 8.66 |
| Peso vacío | 15071 |
| Peso máximo al despegue | 33339 |
| Combustible interno, l | 2385 |
| Tanques de combustible externos, l | 2 x 1703 |
| Tipo de motor | 3 Turbinas de gas General Electric T64-GE-416 |
| Potencia, kW | 2 x 3266 |
| Velocidad máxima, km/h | 315 |
| Velocidad de crucero, km/h | 278 |
| Alcance práctico, km | 2075 |
| Radio de acción, km | 878 |
| Tasa de ascenso, m/min | 631 |
| Techo de servicio, m | 6220 |
| Techo estático, m | 3565 |
| Tripulación | 2 |
| Carga útil | 37-64 soldados o 24 camillas o 13608 kg de carga en cabina o 9072 kg en eslinga dos o tres ametralladoras de seis cañones GAU-2B/A Minigun de 7.62 mm |
Galería de imágenes del CH-53E Super Stallion
