alquimista112

Avro Canadá CF-105 Arrow El Avro Canada CF-105 Arrow fue un avión interceptor de ala delta diseñado y construido por Avro Canada . El CF-105 prometía velocidades de Mach 2 a altitudes superiores a los 50 000 pies (15 000 m) y estaba destinado a servir como interceptor principal de la Royal Canadian Air Force (RCAF) en la década de 1960 y más allá. [3] El Arrow fue la culminación de una serie de estudios de diseño iniciados en 1953 que examinaron versiones mejoradas del Avro Canada CF-100 Canuck . Después de un estudio considerable, la RCAF seleccionó un diseño mucho más poderoso y el desarrollo serio comenzó en marzo de 1955. El avión estaba destinado a ser construido directamente desde la línea de producción, omitiendo la fase tradicional de prototipo construido a mano. El primer Arrow Mk. 1, RL-201, se presentó al público el 4 de octubre de 1957, el mismo día del lanzamiento del Sputnik I. Las pruebas de vuelo comenzaron con el RL-201 el 25 de marzo de 1958 y el diseño demostró rápidamente un excelente manejo y rendimiento general, alcanzando Mach 1,9 en vuelo nivelado. Impulsado por Pratt & Whitney J75 , otros cuatro Mk. Se completaron 1s, RL-202, RL-203, RL-204 y RL-205. El motor Orenda Iroquois , más liviano y potente , pronto estuvo listo para las pruebas, y el primer Mk 2 con el Iroquois, RL-206, estuvo listo para las pruebas de rodaje en preparación para las pruebas de vuelo y aceptación por parte de los pilotos de RCAF a principios de 1959. El 20 de febrero de 1959, el primer ministro de Canadá, John Diefenbaker , detuvo abruptamente el desarrollo tanto del Arrow como de sus motores Iroquois antes de que pudiera llevarse a cabo la revisión del proyecto programada para evaluar el programa. [4] Canadá intentó vender el Arrow a EE. UU. y Gran Bretaña, pero no se llegó a ningún acuerdo. [5] Dos meses después, se ordenó la destrucción de la línea de montaje, las herramientas, los planos, los fuselajes existentes y los motores. La cancelación fue tema de considerable controversia política en ese momento, y la posterior destrucción del avión en producción sigue siendo un tema de debate entre historiadores y expertos de la industria. "Esta acción puso efectivamente a Avro fuera del negocio y su personal de ingeniería y producción altamente calificado se dispersó". [6] Lanzamiento del primer CF-105 Arrow Role Interceptador origen nacional Canadá Fabricante Canadá Primer vuelo 25 de marzo de 1958 Estado Cancelado (20 de febrero de 1959) Usuario principal Real Fuerza Aérea Canadiense producido 1957-1959 (el trabajo de diseño comenzó en 1953) Número construido 5 [1] [2] Diseño y desarrollo [ editar ] Antecedentes [ editar ] Réplica de tamaño completo del CF-105 Arrow en el Museo Canadiense del Aire y el Espacio , Toronto En el período posterior a la Segunda Guerra Mundial, la Unión Soviética comenzó a desarrollar una flota capaz de bombarderos de largo alcance con la capacidad de lanzar armas nucleares en América del Norte y Europa. [7] La principal amenaza provino principalmente de los bombardeos de alta velocidad y gran altitud lanzados desde la Unión Soviética que viajaban sobre el Ártico contra bases militares y centros industriales construidos en Canadá y Estados Unidos. [8] Para contrarrestar esta amenaza, los países occidentales desarrollaron interceptores que podían atacar y destruir estos bombarderos antes de que alcanzaran sus objetivos. [9] [10] A. V. Roe Canada Limited se había establecido como una subsidiaria de Hawker Siddeley Group en 1945, inicialmente manejando trabajos de reparación y mantenimiento de aeronaves en el Aeropuerto de Malton, Ontario , hoy conocido como Aeropuerto Internacional Toronto Pearson . Al año siguiente, la compañía comenzó el diseño del primer caza a reacción de Canadá para la Royal Canadian Air Force (RCAF), el interceptor para todo clima Avro CF-100 Canuck. [11] El Canuck pasó por una larga y problemática etapa de prototipo antes de entrar en servicio siete años después, en 1953. [12] Sin embargo, se convirtió en uno de los aviones más duraderos de su clase, sirviendo en una variedad de funciones hasta 1981. [13] Reconociendo que los retrasos que afectaron el desarrollo y el despliegue del CF-100 también podrían afectar a su sucesor, y el hecho de que los soviéticos estaban trabajando en nuevos bombarderos a reacción que harían que el CF-100 fuera ineficaz, la RCAF comenzó a buscar un reemplazo supersónico armado con misiles para el Canuck incluso antes de que entrara en servicio. [14] En marzo de 1952, el informe final de la RCAF del equipo de requisitos del interceptor para todo clima se presentó a Avro Canada. [15] Mayores velocidades [ editar ] La ingeniería de Avro ya había estado considerando problemas supersónicos en este punto. El vuelo supersónico funciona de una manera muy diferente y presenta una serie de problemas nuevos. Uno de los más críticos y sorprendentes fue la aparición repentina de una nueva forma de arrastre , conocida como arrastre de olas . Los efectos del arrastre de las olas eran tan fuertes que los motores de la época no podían proporcionar suficiente potencia para superarlo, lo que llevó al concepto de " barrera del sonido ". [dieciséis] La investigación alemana durante la Segunda Guerra Mundial había demostrado que la aparición de la resistencia de las olas se redujo en gran medida mediante el uso de superficies aerodinámicas que variaban en curvatura lo más gradualmente posible. Esto sugirió el uso de superficies aerodinámicas más delgadas con una cuerda mucho más larga que la que los diseñadores habrían usado en aviones subsónicos. Estos diseños no eran prácticos porque dejaban poco espacio interno en el ala para armamento o combustible. [17] Los alemanes también descubrieron que era posible "engañar" el flujo de aire para que tuviera el mismo comportamiento si se usaba un perfil aerodinámico convencional más grueso barrido hacia atrás en un ángulo agudo, creando un ala en flecha . Esto proporcionó muchas de las ventajas de un perfil aerodinámico más delgado y al mismo tiempo retuvo el espacio interno necesario para la resistencia y el almacenamiento de combustible. Otra ventaja fue que las alas estaban libres de la onda de choque supersónica generada por la nariz del avión. [17] Casi todos los proyectos de cazas en la era de la posguerra aplicaron inmediatamente el concepto, que comenzó a aparecer en los cazas de producción a finales de la década de 1940. Los ingenieros de Avro exploraron las modificaciones del ala en flecha y la cola del CF-100 conocido como CF-103 , que había pasado a la etapa de maqueta de madera. El CF-103 ofreció un rendimiento transónico mejorado con habilidades supersónicas en una inmersión. El CF-100 básico continuó mejorando durante este período y las ventajas se erosionaron continuamente. [18] Cuando un CF-100 rompió la barrera del sonido el 18 de diciembre de 1952, el interés por el CF-103 se desvaneció. Alas delta [ editar ] En el momento en que establecimos el diseño del CF-105, había una controversia un tanto emocional en los Estados Unidos sobre los méritos relativos de la forma del plano delta versus el ala recta para aviones supersónicos... nuestra elección de un avión sin cola delta se basó principalmente en el compromiso de intentar lograr la eficiencia estructural y aeroelástica, con un ala muy delgada y, al mismo tiempo, lograr la gran capacidad interna de combustible requerida para el rango especificado. —Diseñador James C. Floyd [19] Otra solución al problema de la alta velocidad es el ala delta . El ala delta tenía muchas de las mismas ventajas que el ala en flecha en términos de rendimiento transónico y supersónico, pero ofrecía mucho más espacio interno y área de superficie general. Esto proporcionó más espacio para el combustible, una consideración importante dados los primeros motores a reacción ineficientes de la época, y la gran área del ala proporcionó una amplia sustentación a grandes altitudes. El ala delta también permitió aterrizajes más lentos que las alas en flecha en ciertas condiciones. [20] Las desventajas del diseño fueron un mayor arrastre a velocidades y altitudes más bajas, y especialmente un mayor arrastre durante las maniobras. Para la función de interceptor, estas eran preocupaciones menores, ya que la aeronave pasaría la mayor parte de su tiempo volando en línea recta a grandes altitudes y velocidades, mitigando estas desventajas. [20] Otras propuestas basadas en el ala delta dieron como resultado dos versiones del diseño conocido como C104: el monomotor C104/4 y el bimotor C104/2. [15] Por lo demás, los diseños eran similares, utilizando un ala delta de montaje bajo y un estabilizador vertical muy inclinado. Las principales ventajas del C104/2 eran la confiabilidad de su bimotor y un tamaño general más grande, lo que ofrecía una bahía de armas interna mucho más grande. [21] Las propuestas se presentaron a la RCAF en junio de 1952. [22] AIR 7-3 y C105 [ editar ] Las intensas discusiones entre Avro y la RCAF examinaron una amplia gama de tamaños y configuraciones alternativas para un interceptor supersónico, que culminó en la especificación AIR 7-3 de la RCAF en abril de 1953. AIR 7-3 pidió específicamente un avión bimotor de dos tripulantes con un rango de 300 millas náuticas (556 km ) para una misión de baja velocidad normal y 200 nmi (370 km) para una misión de intercepción de alta velocidad. También especificó la operación desde una pista de 6.000 pies (1.830 m) ; una velocidad de crucero Mach 1,5 a una altitud de 70.000 pies (21.000 m) ; y maniobrabilidad para giros de 2 g sin pérdida de velocidad o altitud a Mach 1,5 y 50 000 pies. La especificación requería cinco minutos desde el arranque de los motores de la aeronave hasta alcanzar una altitud de 50.000 pies y Mach 1,5. También debía tener un tiempo de respuesta en tierra de menos de 10 minutos . [23] Un equipo de la RCAF dirigido por Ray Foottit visitó a los fabricantes de aeronaves estadounidenses y encuestó a los fabricantes británicos y franceses antes de concluir que ninguna aeronave existente o planificada podría cumplir con estos requisitos. [24] En 1955, Avro estimó el desempeño del Arrow Mk 2 (con Iroquois) de la siguiente manera, a partir de la evaluación británica de enero de 1955 titulada Evaluación del CF.105 como caza para todo clima para la RAF: "Velocidad máxima Mach 1.9 a 50,000 pies, combate velocidad de Mach 1,5 a 50.000 pies y 1,84 G sin energía de sangrado, tiempo a 50.000 pies de 4,1 minutos, techo de ascenso de 500 pies por minuto de 62.000 pies, radio de 400 millas náuticas en una misión de alta velocidad, radio de 630 millas náuticas en una misión de baja misión de velocidad, no se proporciona el alcance del transbordador, pero se estima en 1500 millas náuticas". [25] Avro presentó su diseño C105 modificado en mayo de 1953, esencialmente una versión para dos personas del C104/2. Un cambio a un ala "montada en el hombro" permitió un acceso rápido a las partes internas, la bahía de armas y los motores de la aeronave. El nuevo diseño también permitió que el ala se construyera como una estructura única asentada en la parte superior del fuselaje, simplificando la construcción y mejorando la resistencia. El diseño y el posicionamiento del ala requerían un tren de aterrizaje principal largo que aún tenía que caber dentro del ala delta delgada, lo que presentaba un desafío de ingeniería. En el informe se describieron cinco tamaños de alas diferentes, que oscilan entre 1000 pies 2 y 1400 pies 2 (93 m 2 a 130 m 2 ) ; los 1.200 pies 2 (111 m 2) finalmente se seleccionó la versión de tamaño. [26] La selección de motor principal fue el Rolls-Royce RB.106 , un diseño avanzado de dos carretes que ofrece alrededor de 21 000 libras de fuerza (93 kN). Los diseños de respaldo fueron el Bristol Olympus OL-3 , la versión Curtiss-Wright J67 fabricada en EE. UU. Del OL-3 o los motores Orenda TR.9 . [27] El armamento se almacenó en una gran bahía interna ubicada en una posición de "vientre", ocupando más de un tercio del fuselaje del avión. Se podría desplegar una amplia variedad de armas desde esta bahía, como el misil guiado Hughes Falcon , el misil aire-aire CARDE Velvet Glove o cuatro bombas de propósito general de 1,000 libras. [28] El misil guiado por radar Velvet Glove había estado en desarrollo con la RCAF durante algún tiempo, pero se creía inadecuado para velocidades supersónicas y carecía de potencial de desarrollo. En consecuencia, el trabajo adicional en ese proyecto se canceló en 1956. [29] En julio de 1953, se aceptó la propuesta y se dio luz verde a Avro para iniciar un estudio de diseño completo bajo el nombre del proyecto: "CF-105". [30] En diciembre, se proporcionaron 27 millones de dólares canadienses para iniciar el modelado de vuelos. Al principio, el proyecto tenía un alcance limitado, pero la introducción del bombardero a reacción soviético Myasishchev M-4 Bison y la prueba de la bomba de hidrógeno por parte de la Unión Soviética el mes siguiente cambiaron drásticamente las prioridades de la Guerra Fría . [31] En marzo de 1955, el contrato se actualizó a CA $ 260 millones para cinco aviones de prueba de vuelo Arrow Mk.1, seguidos por 35 Arrow Mk. 2s con motores de producción y sistemas de control de incendios . [32] Producción [ editar ] Para cumplir con el cronograma establecido por RCAF, Avro decidió que el programa Arrow adoptaría el plan Cook-Craigie . Normalmente, una pequeña cantidad de prototipos de un avión se construyeron y volaron a mano para encontrar problemas, y cuando se encontraron soluciones, estos cambios se trabajaron en el diseño y luego se estableció la línea de producción. En un sistema Cook-Craigie, la línea de producción se instaló primero y se construyó una pequeña cantidad de aviones como modelos de producción. [33] [34]Cualquier cambio se incorporaría a las plantillas mientras continuaban las pruebas, y la producción completa comenzaría cuando se completara el programa de prueba. Como señaló Jim Floyd en ese momento, se trataba de un enfoque arriesgado: "Se decidió asumir los riesgos técnicos involucrados para ahorrar tiempo en el programa... No pretenderé que esta filosofía de construcción tipo producción desde el principio no causó nos dio muchos problemas en Ingeniería. Sin embargo, logró su objetivo". [19] Para mitigar los riesgos, se inició un programa de pruebas masivas. A mediados de 1954, se emitieron los primeros planos de producción y se inició el trabajo en el túnel de viento, junto con extensos estudios de simulación por computadora llevados a cabo tanto en Canadá como en los Estados Unidos utilizando sofisticados programas informáticos. [35] En un programa relacionado, se montaron nueve modelos de vuelo libre instrumentados en propulsores de cohetes Nike de combustible sólido y se lanzaron desde Point Petre sobre el lago Ontario, mientras que se lanzaron dos modelos adicionales desde las instalaciones de la NASA en Wallops Island , Virginia, sobre el océano Atlántico. . Estos modelos fueron para pruebas de estabilidad y resistencia aerodinámica, volados a una velocidad máxima de Mach 1.7+ antes de estrellarse intencionalmente contra el agua. [36] [37] Los experimentos mostraron la necesidad de solo una pequeña cantidad de cambios de diseño, principalmente relacionados con el perfil y el posicionamiento del ala. Para mejorar el rendimiento de alto alfa , se inclinó el borde de ataque del ala, especialmente en las secciones exteriores, se introdujo un diente de perro en aproximadamente la mitad de la envergadura para controlar el flujo en toda la envergadura, [38] y se le dio a todo el ala una ligera inclinación negativa que ayudó a controlar el arrastre y el cabeceo del trim. [39] El principio de la regla del área , hecho público en 1952, también se aplicó al diseño. Esto resultó en varios cambios, incluida la adición de un cono de cola, el perfil de la punta del radar, el adelgazamiento de los labios de admisión y la reducción del área de la sección transversal del fuselaje debajo del dosel.[19] La construcción del fuselaje era bastante convencional, con una estructura semi- monocasco y un ala de varios largueros. La aeronave utilizó una medida de magnesio y titanio en el fuselaje, este último limitado en gran medida al área alrededor de los motores y los sujetadores. El titanio todavía era caro y no se usaba mucho porque era difícil de mecanizar. [40] El ala delgada de Arrow requirió el primer sistema hidráulico de aviación de 28 MPa ( 4,000 lb/in 2 ) para suministrar suficiente fuerza a las superficies de control, [ cita requerida ] mientras se usaban pequeños actuadores y tuberías. Un fly-by-wire rudimentarioSe empleó un sistema, en el que la entrada del piloto era detectada por una serie de transductores sensibles a la presión en la palanca, y su señal se enviaba a un servo de control electrónico que operaba las válvulas en el sistema hidráulico para mover los diversos controles de vuelo. Esto resultó en una sensación de falta de control; Debido a que la entrada de la palanca de control no estaba conectada mecánicamente al sistema hidráulico, las variaciones en la contrapresión de las superficies de control de vuelo que normalmente sentiría el piloto ya no podrían transmitirse de regreso a la palanca. Para recrear una sensación de tacto, la misma caja de control electrónico respondió rápidamente a las fluctuaciones de contrapresión hidráulica y activó actuadores en la palanca, haciendo que se moviera ligeramente; este sistema, llamado "sensación artificial", también fue el primero. [41] En 1954, se canceló el programa RB.106 , lo que requirió el uso del motor de respaldo Wright J67 en su lugar. En 1955, este motor también fue cancelado, dejando el diseño sin motor. En este punto, se seleccionó el Pratt & Whitney J75 para los modelos iniciales de vuelo de prueba, mientras que el nuevo motor TR 13 se desarrolló en Orenda para los Mk 2 de producción. [42] Después de evaluar las maquetas de ingeniería y la maqueta de madera a gran escala en febrero de 1956, la RCAF exigió cambios adicionales, seleccionando el avanzado sistema de control de fuego RCA-Victor Astra disparando el igualmente avanzado United States Navy Sparrow II en lugar del Combinación MX-1179 y Falcon. Avro se opuso verbalmente con el argumento de que ninguno de estos estaba siquiera en prueba en ese momento, mientras que tanto el MX-1179 como el Falcon estaban casi listos para la producción y habrían sido casi tan efectivos para "un gran ahorro en costos". [43] El Astra demostró ser problemático ya que el sistema tuvo un largo período de retrasos, y cuando la USN canceló el Sparrow II en 1956, Canadairfue contratado rápidamente para continuar con el programa Sparrow en Canadá, aunque también expresaron su gran preocupación por el proyecto y la mudanza agregó aún más gastos. [44] Lanzamiento y pruebas de vuelo [ editar ] RL-204, finales de 1958 El visto bueno para la producción se dio en 1955. [45] El lanzamiento del primer CF-105, marcado como RL-201, tuvo lugar el 4 de octubre de 1957. La compañía había planeado capitalizar el evento, invitando a más de 13.000 invitados a la ocasión. [46] Desafortunadamente para Avro, la atención de los medios y el público por el lanzamiento de Arrow se vio empequeñecida por el lanzamiento del Sputnik el mismo día. [9] [47] El motor J75 era un poco más pesado que el PS-13 y, por lo tanto, requería que se colocara lastre en la nariz para devolver el centro de gravedad a la posición correcta. Además, el sistema de control de tiro del Astra no estaba listo y también fue reemplazado por lastre. La bahía de armas que de otro modo no se usaría se cargó con equipo de prueba. [48] El avión, a velocidades supersónicas, era agradable y fácil de volar. Durante la aproximación y el aterrizaje, las características de manejo se consideraron buenas... En mi segundo vuelo... las características generales de manejo del Arrow Mark 1 mejoraron mucho... En mi sexto y último vuelo... el control errático en el El avión rodante, encontrado en el último vuelo, ya no estaba allí... Se estaba haciendo un progreso excelente en el desarrollo... Desde donde yo estaba sentado, el Arrow funcionaba como se predijo y cumplía con todas las garantías. —Jack Woodman, el único piloto de la RCAF que voló el Arrow [49] El RL-201 voló por primera vez el 25 de marzo de 1958 con el piloto principal de pruebas de desarrollo S/L Janusz Żurakowski a los mandos. [50] En los siguientes 18 meses se entregaron cuatro Mk 1 con motor J75 más. Los vuelos de prueba, limitados a la "prueba de concepto" y la evaluación de las características del vuelo, no revelaron fallas graves de diseño. [51] [52] El CF-105 demostró un excelente manejo durante todo el vuelo, en gran parte debido a las cualidades naturales del ala delta, pero la responsabilidad también se puede atribuir al sistema de aumento de estabilidad de Arrow . [53] El avión se volvió supersónico en su tercer vuelo y, [50] en el séptimo, rompió 1,000 mph (1,600 km / h) en50.000 pies (15.000 m) mientras asciende. Se logró una velocidad máxima de Mach 1,98, y esto no estaba en los límites de su rendimiento. [54] Un informe de Avro hecho público en 2015 aclara que durante el vuelo de mayor velocidad, el Arrow alcanzó Mach 1,90 en un vuelo de nivel constante, y se registró un número de Mach indicado de 1,95 en una inmersión. [55] Las estimaciones de hasta Mach 1,98 probablemente se originaron en un intento de compensar el error de retraso , que se esperaba en el vuelo de buceo. [56] Aunque no se encontraron problemas importantes durante la fase de prueba inicial, hubo que corregir algunos problemas menores con el tren de aterrizaje y el sistema de control de vuelo. El problema anterior se debió en parte a que el tren de aterrizaje principal en tándem [Nota 1] era muy estrecho para encajar en las alas; la pierna se acortó en longitud y giró mientras estaba guardada. [57] Durante un incidente de aterrizaje, el mecanismo de cadena (utilizado para acortar el tren) en el tren Mark 1 se atascó, lo que resultó en una rotación incompleta. [54] En un segundo incidente con Arrow 202 el 11 de noviembre de 1958, el sistema de control de vuelo comandó elevonscompletamente hacia abajo en el aterrizaje; la reducción resultante del peso en los engranajes redujo la fricción efectiva de los neumáticos, lo que finalmente resultó en el bloqueo de los frenos y el posterior colapso del engranaje. [58] Una fotografía tomada del incidente demostró que la activación inadvertida del control de vuelo había causado el accidente. [59] La única ocasión en que se desvió un vuelo de prueba ocurrió el 2 de febrero de 1959, cuando un TCA Viscount se estrelló en Toronto, lo que requirió un aterrizaje en CFB Trenton . [60] El sistema de aumento de la estabilidad también requirió muchos ajustes. [54] Aunque el CF-105 no fue el primer avión en usar un sistema de este tipo, [Nota 2] fue uno de los primeros de su tipo y resultó problemático. Para febrero de 1959, los cinco aviones habían completado la mayor parte del programa de prueba de la compañía y estaban avanzando hacia las pruebas de aceptación de RCAF. [1] Cuestiones políticas [ editar ] A partir de 1953, algunos oficiales militares canadienses de alto rango en los jefes de estado mayor comenzaron a cuestionar el programa. [62] Los jefes de estado mayor del ejército y la marina se opusieron firmemente al Arrow, ya que "se estaban desviando fondos sustanciales a la fuerza aérea", mientras que el mariscal del aire Hugh Campbell, jefe de estado mayor de la RCAF, lo respaldó hasta su lanzamiento. cancelación. [63] En junio de 1957, cuando los gobernantes liberales perdieron las elecciones federales y un gobierno conservador progresista bajo John Diefenbakertomó el poder, las perspectivas de la aeronave comenzaron a cambiar notablemente. Diefenbaker había hecho campaña sobre una plataforma de controlar lo que los conservadores afirmaban que era un "gasto liberal desenfrenado". No obstante, en 1958, la empresa matriz se había convertido en la tercera empresa comercial más grande de Canadá y tenía intereses principales en material rodante, acero y carbón, electrónica y aviación con 39 empresas diferentes bajo la bandera de AV Roe Canada. [64] En agosto de 1957, el gobierno de Diefenbaker firmó el Acuerdo NORAD (Defensa Aérea de América del Norte) [65] con los Estados Unidos, convirtiendo a Canadá en socio del comando y control estadounidense. La USAF estaba en proceso de automatizar completamente su sistema de defensa aérea con el proyecto SAGE y ofreció a Canadá la oportunidad de compartir esta información confidencial para la defensa aérea de América del Norte. [66] Un aspecto del sistema SAGE fue el Bomarcmisil antiaéreo de cabeza nuclear. Esto condujo a estudios sobre la base de Bomarcs en Canadá para empujar la línea defensiva más al norte, aunque se descubrió que el despliegue era extremadamente costoso. Se esperaba que el despliegue de los misiles costara 164 millones de dólares canadienses, mientras que SAGE absorbería otros 107 millones de dólares canadienses, sin contar el costo de las mejoras al radar; en total, se proyectó aumentar el gasto de defensa de Canadá "hasta en un 25 o 30%", según George Pearkes , ministro de defensa nacional. [67] La defensa contra los misiles balísticos también se estaba convirtiendo en una prioridad. La existencia del Sputnik también había planteado la posibilidad de ataques desde el espacio y, a medida que avanzaba el año, comenzó a correr la voz de una " brecha de misiles ". Un informe estadounidense de la reunión con Pearkes registra su preocupación de que Canadá no pueda permitirse sistemas defensivos contra misiles balísticos y bombarderos tripulados. [68] También se dice que Canadá podría permitirse el Arrow o el Bomarc/SAGE, pero no ambos. [69] El 11 de agosto de 1958, Pearkes solicitó la cancelación del Arrow, pero el Comité de Defensa del Gabinete (CDC) se negó. Pearkes lo volvió a presentar en septiembre y recomendó la instalación del sistema de misiles Bomarc. Este último fue aceptado, pero nuevamente el CDC se negó a cancelar todo el programa Arrow. El CDC quería esperar hasta una revisión importante el 31 de marzo de 1959. Cancelaron el sistema Sparrow/Astra en septiembre de 1958. [70] Luego se exploraron los esfuerzos para continuar el programa a través de costos compartidos con otros países. En 1959, Pearkes diría que el misil balístico era la mayor amenaza y Canadá compró Bomarc "en lugar de más aviones". [71] Historial operativo [ editar ] Interés extranjero [ editar ] Canadá intentó sin éxito vender el Arrow a Estados Unidos y Gran Bretaña. La industria aeronáutica en ambos países se consideraba de interés nacional y la compra de diseños extranjeros era rara. [5] Sin embargo, desde 1955 en adelante, el Reino Unido mostró un interés considerable en Arrow. Deseando un interceptor de alto rendimiento como el Arrow, la RAF comenzó el programa F.155 en 1955, proyectando una fecha de entrada en servicio de 1962. A medida que avanzaba el programa, estaba claro que el avión no estaría listo para esa fecha, y la atención se centró en a diseños provisionales que podrían estar en servicio a fines de la década de 1950 para cubrir este período. Al principio, se consideró una versión de "ala delgada" del Gloster Javelin que proporcionaría un rendimiento supersónico moderado, junto con el Saunders-Roe SR.177 de rendimiento extremadamente alto pero de corto alcance . En abril de 1956, el Air Council del Reino Unido recomendó la compra de 144 Arrows para desempeñar el papel del Javelin de ala delgada. Estos estarían propulsados por motores del Reino Unido; el Bristol Olympus 7R : 17 000 lbf (76 kN) de empuje en seco, 23 700 lbf (105 kN) con recalentamiento , el Rolls-Royce Conway Stage 4 : 18 340 lbf (81,6 kN) de empuje en seco, 29 700 lbf (132 kN) con recalentamiento, o de Havilland Gyron : 19 500 lbf (87 kN) de empuje en seco, 28 000 lbf (120 kN) con recalentamiento. Se estudió la adquisición del Arrow de Canadá y la creación de una línea de producción en el Reino Unido; el precio unitario por avión construido en el Reino Unido se estimó en £ 220,000 cada uno para una producción de 100 aviones, a diferencia del estimado de £ 150.000 por avión para el Javelin de ala delgada. [72] El CF-105 serviría como un recurso provisional hasta que el proyecto F.155 del Reino Unido se concretara, pero dado que el F.155 vencía en 1963 y no era probable que el Arrow llegara a la RAF antes de 1962, no tenía mucho sentido continuar. . [73] El infame Libro Blanco de Defensa de 1957 , [74] descrito como "el mayor cambio en la política militar jamás realizado en tiempos normales", condujo a la cancelación de casi todos los aviones de combate británicos tripulados en desarrollo, [75] y redujo por completo cualquier probabilidad de una compra. En enero de 1959, la respuesta final del Reino Unido fue no; Gran Bretaña respondió con una oferta para vender a Canadá el English Electric Lightning . [76] El gobierno francés expresó interés en el motor Iroquois para una versión ampliada del bombardero Dassault Mirage IV , el Mirage IVB. Este fue uno de varios motores que se consideraron, incluido el Olympus, y se consideró un pedido de 300 Iroquois. Actuando sobre la especulación de los medios de que el programa del motor iroqués también estaba en peligro de ser cancelado, el gobierno francés decidió finalizar las negociaciones en octubre de 1958 [ 77] y optó por una versión mejorada del autóctono Snecma Atar , en su lugar. [78] Nunca hubo una explicación para esta decisión ofrecida por el gobierno francés, incluso después de que Avro intentara ofrecer a los iroqueses como una empresa privada. [78] En los EE. UU., el interceptor de 1954 estaba en marcha y finalmente presentaría el Convair F-106 Delta Dart , un avión con muchas similitudes con el Arrow. También se estaban considerando diseños más avanzados, en particular el Mach 3 Republic XF-103 , y cuando el Arrow estaba volando, el mucho más avanzado North American XF-108 . Ambos programas se cancelaron durante la etapa de simulación, ya que se creía que la necesidad de un interceptor tripulado de muy alto rendimiento simplemente no existía, ya que los soviéticos claramente estaban trasladando su fuerza estratégica a los misiles balísticos intercontinentales. Este argumento agregó peso a la justificación de cancelar la Flecha. [79] [80] En 1958, el presidente y gerente general de Avro Aircraft Limited, Fred Smyeobtuvo una promesa de la USAF de "suministrar, gratis, el sistema de control de fuego y los misiles y si permitirían el uso gratuito de su centro de pruebas de vuelo en ... Edwards AFB". [81] Cancelación [ editar ] La cancelación de Arrow se anunció el 20 de febrero de 1959. El día se conoció como "Viernes Negro" en la industria de la aviación canadiense. [82] Diefenbaker afirmó que la decisión se basó en "un examen exhaustivo" de las amenazas y las medidas defensivas, y el costo de los sistemas defensivos. [83] Más específicamente, habría sido necesario amortizar el costo en cientos de modelos fabricados. En ese momento, la tendencia era "lejos de los bombarderos convencionales" que el Avro Arrow podría interceptar y "hacia armas atmosféricas como misiles balísticos intercontinentales", según Global News. [84] Como resultado, la demanda extranjera del Avro Arrow había disminuido sustancialmente. [85] Canadá'Interceptores McDonnell F-101 Voodoo y misiles Bomarc B. [84] [86] [87] La decisión dejó inmediatamente sin trabajo a 14 528 empleados de Avro, así como a casi otros 15 000 empleados en la cadena de suministro de Avro de proveedores externos. [88] Los registros desclasificados muestran que la administración de Avro no estaba preparada por lo repentino del anuncio del gobierno; Si bien los ejecutivos sabían que el programa estaba en peligro, esperaban que continuara hasta la revisión de marzo. Durante este período previo a la revisión, se creía ampliamente que el primer Arrow Mk 2, RL-206, estaría preparado para intentar batir récords mundiales de velocidad y altitud. [89] Se hizo un intento de proporcionar las flechas completas al Consejo Nacional de Investigación de Canadá como avión de prueba de alta velocidad. [90] La NRC se negó, señalando que sin suficientes repuestos y mantenimiento, así como pilotos calificados, la NRC no podría hacer uso de ellos. Un proyecto similar iniciado por Royal Aircraft Establishment (Boscombe Down) dio como resultado que el vicepresidente (ingeniería) de Avro, Jim Floyd, preparara una operación de transbordador transatlántico. Esta propuesta, como otras de Estados Unidos, nunca se concretó. [91] Consecuencias [ editar ] Dentro de los dos meses posteriores a la cancelación del proyecto, se ordenó el desguace de todos los aviones, motores, herramientas de producción y datos técnicos. [92] Oficialmente, la razón dada para la orden de destrucción del gabinete y los jefes de personal fue destruir materiales clasificados y "secretos" utilizados en los programas Arrow e Iroquois. [93] La acción ha sido atribuida a los temores de la Real Policía Montada de Canadá de que un "topo" soviético se había infiltrado en Avro, más tarde confirmado hasta cierto punto en los archivos de Mitrokhin . [94] Habían circulado rumores de que el mariscal del aire W. A. Curtis , un as de la Primera Guerra Mundial que encabezó Avro, había ignorado a Diefenbaker y se había llevado uno de los Arrows para guardarlo para la posteridad. Estos rumores cobraron vida en una entrevista de 1968, cuando se le preguntó directamente a Curtis si el rumor era cierto. Él respondió: "No quiero responder eso". Procedió a cuestionar la sabiduría de imprimir la historia de un Arrow desaparecido y se preguntó si sería seguro revelar la existencia de un fuselaje sobreviviente solo nueve años después. "Si existe, puede que tenga que esperar otros 10 años. Políticamente puede causar muchos problemas". [95] Perdura la leyenda de que uno de los prototipos permanece intacto en alguna parte. [96] Sección de punta de flecha en exhibición en el Museo del Espacio y la Aviación de Canadá . Luego de la cancelación del proyecto Avro Arrow, el jefe de aerodinámica del CF-105, Jim Chamberlin, dirigió un equipo de 25 ingenieros al Grupo de trabajo espacial de la NASA para convertirse en ingenieros principales, gerentes de programas y jefes de ingeniería en los programas espaciales tripulados de la NASA: proyectos Mercury , Géminis y Apolo . [97] El equipo del Space Task Group finalmente creció a 32 ingenieros y técnicos de Avro, y se convirtió en un emblema de lo que muchos canadienses vieron como una " fuga de cerebros " a los Estados Unidos. [97] Entre los antiguos ingenieros del equipo Arrow que se dirigieron al sur se encontraba Tecwyn Roberts (el primer ingeniero de la NASA).oficial de dinámica de vuelo en el Proyecto Mercury y más tarde director de redes en el Centro de Vuelo Espacial Goddard ), John Hodge (director de vuelo y gerente en el proyecto cancelado Space Station Freedom), Dennis Fielder (director de la Fuerza de Tarea de la Estación Espacial, más tarde la Estación Espacial ), Owen Maynard (jefe de la oficina de ingeniería de LM en la Oficina del Programa Apolo), Bruce Aikenhead y Rod Rose (asistente técnico del programa del transbordador espacial). [98] [99]Muchos otros ingenieros, incluido Jim Floyd, encontraron trabajo en el Reino Unido o en los Estados Unidos. El trabajo realizado por Avro Canada y Floyd benefició la investigación supersónica en Hawker Siddeley, la empresa matriz de Avro Aircraft en el Reino Unido, y contribuyó a programas como los estudios de diseño de transporte supersónico HSA.1000, influyentes en el diseño del Concorde . [100] [101] En 1961, la RCAF obtuvo 66 aviones McDonnell CF-101 Voodoo , uno de los diseños estadounidenses que la RCAF rechazó originalmente, [102] [Nota 3] para desempeñar la función originalmente prevista para el Avro Arrow. La controversia en torno a esta adquisición y la adquisición de armas nucleares por parte de Canadá para los vudúes y los bomarcs finalmente contribuyeron al colapso del gobierno de Diefenbaker en 1963. [103] Aunque se destruyó casi todo lo relacionado con los programas CF-105 y Orenda Iroquois, la cabina y el tren de morro del RL-206, el primer Mk 2 Arrow y dos paneles exteriores de las alas del RL-203 se salvaron y se exhiben en el Canada Museo de la aviación y el espacio en Ottawa, junto a un motor iroqués. [104] Con especificaciones comparables a las ofertas actuales de las oficinas de diseño estadounidenses y soviéticas, en el momento de su cancelación, un observador de la industria de la aviación consideraba que Arrow era uno de los aviones más avanzados del mundo. [9] La cancelación de Arrow finalmente llevó al final de Avro Aircraft Limited (Canadá) y su presidente y gerente general, Crawford Gordon Jr. , fue despedido poco después. En 1962, Hawker Siddeley Group disolvió formalmente A. V. Roe Canada y transfirió todos sus activos a la recién formada subsidiaria de Hawker Siddeley, Hawker Siddeley Canada . [105] Según Bill Gunston: Paneles exteriores del ala del prototipo No. 3 en el Museo del Espacio y la Aviación de Canadá. La sección del cono de la nariz del Avro Arrow RL-206, actualmente en exhibición en el Museo del Espacio y la Aviación de Canadá en Ottawa, fue sacada de contrabando de la planta de Avro Aircraft en Malton por miembros del RCAF Flying Personnel Medical Establishment, un destacamento de la RCAF Station Downsview en Avenue Road en Toronto, donde residió durante muchos años y se empleó en trabajos de altura. El oficial al mando del Establecimiento Médico del Personal Volador, Wing Commander Roy Stubbs, proporciona este prólogo al antiguo avión: En 2012, se propuso de forma privada una nueva versión del Avro Arrow como alternativa a la compra canadiense de aviones F-35 . [107] La propuesta, promovida por el ex oficial de infantería de las Fuerzas Canadienses Lewis MacKenzie , fue rechazada por Ottawa por ser demasiado arriesgada, costosa y lenta dada la necesidad de rediseñar el avión de la década de 1950 con comunicaciones modernas, orientación y características de sigilo. [108] La miembro del Parlamento y ex piloto de combate de las Fuerzas Canadienses, Laurie Hawn, describió el CF-105 como avanzado 50 años antes, pero "irremediablemente atrasado en su tiempo" en 2012. [109] Variantes [ editar ] Marca 1 [ editar ] El Arrow Mark 1 fue la versión inicial propulsada por dos motores turborreactores Pratt & Whitney J75 que producían 23.500 libras-fuerza (105 kN) de empuje cada uno. El Mk 1 se utilizó para el desarrollo y las pruebas de vuelo. Se completaron cinco. [110] Marca 2 [ editar ] La versión Mk 2 debía estar equipada con los motores Orenda PS-13 Iroquois y sería evaluada por los pilotos de aceptación de RCAF y los pilotos de prueba de Avro. Los nuevos motores PS-13S fueron diseñados para producir 30 000 lbf (130 kN) cada uno. El sistema de control de incendios Astra/Sparrow había sido cancelado por el gobierno en septiembre de 1958 y todos los aviones emplearon la combinación Hughes/Falcon. En el momento de la cancelación de todo el programa, el primer Arrow Mk 2, RL-206, estaba listo para las pruebas de rodaje; [53] Avro esperaba que rompiera el récord mundial de velocidad, pero nunca voló. La velocidad máxima habría estado limitada por el calentamiento por fricción atmosférica, según el ingeniero del proyecto James Floyd, "[l] a estructura de aleación de aluminio que favorecíamos era buena para velocidades superiores a un número de Mach de 2". [111] Otros diseños [ editar ] Avro Canada tenía una amplia gama de variantes avanzadas de Arrow en desarrollo en el momento de la cancelación del proyecto. Se hace mención frecuente de un Arrow que podría haber sido capaz de Mach 3, similar al Mikoyan-Gurevich MiG-25 . Esta no era la versión de producción, sino uno de los estudios de diseño, y habría sido una versión muy modificada del Arrow Mk 2, con entradas de motor revisadas y un uso extensivo de acero al carbono y titanio para resistir el calentamiento del fuselaje. [112] El Mark 2A y el Mark 3 también tendrían motores actualizados, capaces de producir 39 800 lbf (177 kN) cada uno, aumentando el peso máximo de despegue en 7700 kg (17 000 lb) y el techo de vuelo a 70 000 pies [113 ] Réplicas [ editar ] Una réplica de Arrow construida por Allan Jackson se utilizó en The Arrow , una producción de Canadian Broadcasting Corporation (CBC). Comenzó a construir una réplica a gran escala de Arrow en 1989, y los productores de la miniserie Arrow se acercaron a él en 1996, que entonces estaba completa en un 70 %, y le ofrecieron completar la construcción si la réplica podía usarse para la producción. . Se utilizó en la miniserie y en varias apariciones públicas en espectáculos aéreos. La réplica fue posteriormente donada al Museo Reynolds-Alberta en su ciudad natal de Wetaskiwin , Alberta . Mientras estaba en una colección temporal al aire libre, fue dañado por una tormenta de viento en 2009. Desde entonces ha sido reparado, pero ya no está en exhibición pública.[114] [115] Réplica de Avro Arrow en el lanzamiento de CASM Arrow, 8 de octubre de 2006 El Museo Avro, con sede en el aeropuerto de Calgary/Springbank (CYBW) al oeste de Calgary, Alberta, Canadá, está construyendo una réplica voladora de alto rendimiento, tripulada y a escala 2/3 del Avro Arrow (oficialmente conocido como ARROW II) [116 ] a las Regulaciones de Aeronaves Experimentales de Aviación Canadiense para convertirse en una aeronave de exhibición aérea. La construcción comenzó en octubre de 2007 y en 2012 el fuselaje se completó y pasó su primera inspección MDRA, y ahora tiene un número de serie. Impulsado por un par de Pratt & Whitney JT-15D-4, el ARROW II tendrá una velocidad máxima de aproximadamente 500 nudos y un alcance de 1,800 millas. Las proyecciones actuales muestran un costo final del proyecto de aproximadamente un millón de dólares y se esperaba que las pruebas en tierra comenzaran alrededor de 2016 con el primer vuelo a seguir.[117] El informe anual de 2018 del museo [118] actualiza las predicciones anteriores y afirma El Museo Canadiense del Aire y el Espacio (CASM), anteriormente ubicado en el Aeropuerto de Toronto/Downsview (CYZD), presentaba una réplica de tamaño real de Arrow construida por voluntarios con materiales suministrados por empresas aeroespaciales locales. Con una estructura de metal, la réplica presenta muchos componentes que parecen auténticos, incluido el tren de aterrizaje construido por Messier-Dowty , el subcontratista original del tren de aterrizaje principal de Arrow. Pintada por Bombardier Inc. en su planta de Downview con los colores de Arrow 25203, la réplica de Arrow se presentó para un evento mediático el 28 de septiembre de 2006 y estuvo en exhibición pública del 8 al 9 de octubre de 2006 para conmemorar el 49.° aniversario de la aeronave original. lanzamiento en 1957. [119]CASM se cerró en 2011 cuando se reconstruyó el hangar para que lo usara una universidad. Esta réplica estaba almacenada en el Aeropuerto Internacional Pearson de Toronto (CYYZ) después de exhibirse en el Centro Internacional de Toronto (al otro lado de la calle donde se construyó el avión real) para una feria comercial de tecnología que se llevó a cabo del 30 de septiembre al 4 de octubre de 2013. En 2019, Milan Kroupa llevó la réplica al aeropuerto de Edenvale (CNV8), al sur de Georgian Bay en el sur de Ontario. Actualmente se encuentra en exhibición en un hangar, con proyecciones semanales al público. Modelos a escala [ editar ] Entre 1954 y 1957, se cree que se lanzaron nueve modelos Avro Arrow, a escala de un octavo de tamaño o aproximadamente 3 m (9,8 pies) de largo, utilizando cohetes, sobre el lago Ontario desde Point Petre en el condado de Prince Edward , Ontario como parte del proceso de prueba del diseño del casco. (Otros dos fueron lanzados en Virginia). Viajaron a velocidades supersónicas mientras los sensores a bordo enviaban datos a la costa. [120]Después de muchos intentos de encontrar los modelos, se inició una nueva búsqueda a fines de julio de 2017. El proyecto Raise the Arrow, operado por OEX Recovery Group Incorporated, fue una empresa conjunta de varias empresas, la Guardia Costera de Canadá y el Instituto Militar Real de Canadá. Se estaba utilizando un submarino autónomo Thunderfish, equipado con un sonar interferométrico de apertura sintética AquaPix, para inspeccionar el área relevante del fondo del lago. [121] Cualquier modelo a escala que se encuentre será restaurado y exhibido en el Museo del Espacio y la Aviación de Canadá en Ottawa y en el Museo de la Fuerza Aérea Nacional de Canadá en Trenton, Ontario . [122] En septiembre de 2017, el proyecto Raise the Arrow confirmó el descubrimiento de uno de los modelos Delta Test Vehicle (DTV) a escala 1/8 [123] en el fondo del lago Ontario. [124] Se recuperó en agosto de 2018. [125] El modelo se restauró y ha estado en exhibición en el Museo Canadiense de la Aviación y el Espacio desde 2019. La búsqueda de uno de los modelos de prueba Arrow más avanzados, en cooperación con la Royal Canadian Fuerza Aérea, continuó. [126] En septiembre de 2020, OEX anunció que se había descubierto una pieza de otro modelo de prueba; el Proyecto estaba trabajando en un método para recuperar esa pieza y encontrar otras piezas del mismo naufragio. [127] Planes "destruidos" redescubiertos [ editar ] El 6 de enero de 2020, CBC News anunció que se mantuvieron los planes de Arrow, que durante mucho tiempo se pensó que habían sido destruidos. Ken Barnes, un dibujante principal del proyecto en 1959, recibió la orden de destruir todos los documentos relacionados con el proyecto Avro Arrow. En cambio, se llevó los planos a casa en silencio, donde permanecieron almacenados durante décadas. [128] Los planos se exhibieron en la exhibición "Touch the Sky: The Story of Avro Canada" en el Diefenbaker Canada Center de la Universidad de Saskatchewan hasta abril de 2020. En 2021, el Consejo Nacional de Investigación de Canadá digitalizó y publicó 595 informes de Avro Arrow almacenados en su sala de libros raros y los Archivos de la NRC, ambos ubicados en Ottawa . [129] Legado [ editar ] El nombre de la calle "Avro Arrow Private" conmemora el avión en el Aeropuerto Internacional Macdonald-Cartier de Ottawa . Operador potencial [ editar ] Canadá Royal Canadian Air Force : cancelado antes de entrar en servicio. [1] Especificaciones (Arrow Mk 1) [ editar ] imagen externa Corte de flecha Avro CF-105 Corte del Avro CF-105 Arrow de Flight Global . Datos de The Great Book of Fighters , [130] El enfoque canadiense para el desarrollo de interceptores para todo clima , [111] Avro Arrow: la historia de Avro Arrow desde su evolución hasta su extinción [131] Características generales Tripulación: 2 Longitud: 77 pies 9 pulgadas (23,70 m) Envergadura: 50 pies (15 m) Altura: 21 pies 2 pulgadas (6,45 m) Área del ala: 1225 pies cuadrados (113,8 m 2 ) Perfil aerodinámico : raíz: NACA 0003.5 (modificado) ; consejo: NACA 0003.8 (modificado) [132] Peso vacío: 49 040 lb (22 244 kg) Peso bruto: 56.920 libras (25.818 kg) Peso máximo al despegue: 68.605 lb (31.119 kg) Planta motriz: 2 motores turborreactores de postcombustión Pratt & Whitney J75-P-3 , 16 500 lbf (73 kN) de empuje cada uno [Nota 4] en seco, 23 500 lbf (105 kN) con postquemador Actuación Velocidad máxima: 1136 nudos (1307 mph, 2104 km/h) a 50 000 pies (15 000 m) máx. velocidad registrada (potencial Mach 2+) [131] Velocidad máxima: Mach 1,98 Velocidad de crucero: 527 nudos (606 mph, 976 km / h) / M0.91 a 36 000 pies (11 000 m) Rango de combate: 360 nmi (410 mi, 670 km) Techo de servicio: 53 000 pies (16 000 m) Carga alar: 46,5 libras/pies cuadrados (227 kg/m 2 ) Empuje/peso : 0,825 con peso cargado Armamento Misiles: * 2 × cohetes nucleares no guiados AIR-2A Genie [133] o Hasta 4 × Canadair Velvet Glove (cancelado en 1956) u 8x AIM-4 Falcon o 3 misiles de guía activa AIM-7 Sparrow II 2D (cancelados) aviónica Sistema de control de incendios Hughes MX-1179 Apariciones notables en medios [ editar ] Artículo principal: Avro Canada Arrow en la ficción En 1997, la CBC transmitió su miniserie de dos partes, The Arrow . [Nota 5] La producción utilizó una combinación de película de archivo, modelos voladores a control remoto y animación por computadora para las secuencias estáticas, terrestres y voladoras. Aunque fue muy aclamada, recibió elogios del historiador de cine y ex empleado de Avro Elwy Yost [134] y ganadora de numerosos premios, incluido el Gemini ese año, [135] la miniserie también fue criticada por su estilo "docu-drama" y por apartarse de un estricto relato fáctico. [96] Las retransmisiones continuas y los lanzamientos de DVD que las acompañan han reanimado la controversia sobre la cancelación de Arrow y presentan la historia a una nueva generación.[136]

North American XF-108 Rapier El North American XF-108 Rapier fue un avión interceptor de alta velocidad y largo alcance propuesto diseñado por North American Aviation con la intención de defender a los Estados Unidos de los bombarderos estratégicos supersónicos soviéticos . La aeronave habría navegado a velocidades de alrededor de Mach 3 (3200 km / h; 2000 mph) con un radio de combate sin reabastecimiento de combustible de más de 1000 millas náuticas (1900 km; 1200 mi), y estaba equipado con radar y misiles que ofrecen rangos de combate de hasta 100 millas. (160 km) contra objetivos del tamaño de un bombardero. Para limitar los costos de desarrollo, el programa compartió el desarrollo del motor con el programa de bombarderos estratégicos North American XB-70 Valkyrie y utilizó una serie de elementos de proyectos de interceptores anteriores. El programa había progresado solo hasta la construcción de una sola maqueta de madera cuando se canceló en 1959, debido a la escasez de fondos y la adopción de misiles balísticos por parte de los soviéticos como su principal medio de ataque nuclear. Si hubiera volado, el F-108 habría sido el caza más pesado de su época. Antes de la cancelación del proyecto, el presidente de EE. UU., Dwight D. Eisenhower, señaló que aumentar la fuerza del interceptor F-108 le habría costado al contribuyente estadounidense $ 4 mil millones (equivalente a $ 37 mil millones en la actualidad). [1] Desarrollo [ editar ] LRI-X [ editar ] A principios de la década de 1950, la USAF propuso un interceptor de largo alcance y muy alto rendimiento. El 20 de julio de 1955, se aprobó el desarrollo formal de lo que se conoció como Interceptor de largo alcance, Experimental (LRI-X), planificado como un reemplazo del F-102 Delta Dagger / F-106 Delta Dart . [2] La especificación se estableció el 6 de octubre de 1955, solicitando un interceptor que pudiera volar a 60 000 pies (18 000 m) a una velocidad de Mach 1,7 (1122 mph (1806 km/h), con un alcance de 1000 millas ( 1.600 km). [2] Debía tener una tripulación de dos hombres y al menos dos motores. [2] Otra consideración fue que un sistema integrado de control de incendiosse instalaría, lo que permitiría la interceptación de un bombardero a 60 millas náuticas (110 km) y la destrucción de tres objetivos durante una sola misión. [3] De las ocho empresas interesadas, los contratos para estudios preliminares se emitieron a North American Aviation , Lockheed y Northrop el 11 de octubre de 1955, cinco días después de la publicación de la especificación. [2] De los diseños de papel, la propuesta norteamericana, denominada "NA-236", parecía la más prometedora. El NA-236 compartía algunas similitudes con el XF-108, aunque las diferencias más obvias eran las adiciones de dos finlets en el medio de los estabilizadores horizontales y canards. [4] Dificultades políticas y presupuestarias provocaron la cancelación del programa el 9 de mayo de 1956. WS-202A [ editar ] Después de una confusión considerable, el programa se restableció el 11 de abril de 1957 y North American obtuvo un contrato para dos prototipos. Se emitió la designación F-108, también conocida como "Sistema de armas 202A" (WS-202A). La designación de la empresa de América del Norte era "NA-257", aunque era básicamente idéntica a la NA-236. En ese momento, el Comando de Defensa Aérea anticipó un pedido de 480 aviones. [5] El diseño resultante experimentó una evolución considerable, debido tanto a su tecnología de punta como a la redefinición continua de los requisitos de la USAF. Las primeras revisiones presentaban canards de manera prominente, con una envergadura de 19 pies y 10 pulgadas (6,05 m) y un ala de 53,5 ° de barrido. [6] La aeronave en esta configuración habría tenido un peso máximo de despegue de 99 400 libras (45 100 kg) con un techo operativo de 72 550 pies (22 110 m). [6] Además del papel de interceptor del F-108, North American lo propuso como caza de penetración para ayudar a su propio prototipo de bombardero supersónico B-70 Valkyrie . [7] La coincidencia entre el bombardero B-70 y el F-108 incluía la cápsula de escape y el General Electric YJ93motores Otro papel considerado fue que el F-108 fuera "llenador de brechas" para el sistema Distant Early Warning (DEW); debido a su gran velocidad, el F-108 podría haber escaneado hasta 278 000 millas cuadradas (720 000 km 2 ) por hora. [8] A partir de septiembre de 1958, se implementaron cambios sustanciales de ingeniería y diseño; sin embargo, SAC había perdido interés en el concepto de caza de escolta. Para acompañar al B-70 hasta su objetivo y de regreso, el F-108 en su concepto inicial tendría, en el mejor de los casos, un alcance marginal. [9] El 30 de diciembre de 1958, el pedido de aviones de preproducción YF-108A se redujo de 31 a 20 aviones de prueba y el primer vuelo de prueba se retrasó de febrero a abril de 1961. [10] El diseño final, que se construyó como un modelo completo maqueta XF-108 de tamaño , se mostró a los oficiales de la Fuerza Aérea del 17 al 20 de enero de 1959. [9] El proyecto recibió el nombre de "Estoque" el 15 de mayo de 1959, luego de un concurso del Comando de Defensa Aérea que pedía sugerencias a los aviadores. [10] Cancelación [ editar ] Incluso cuando el programa XF-108 estaba progresando bien, había señales que finalmente conducirían a su eventual cancelación. Las amenazas de bombarderos soviéticos no confirmadas , la abrumadora tendencia hacia los misiles nucleares ofensivos y defensivos a fines de la década de 1950 y principios de la de 1960, así como el aumento de los costos, contribuyeron a la terminación del XF-108. [8] [11] La cancelación se anunció el 23 de septiembre de 1959. [8] North American continuó refinando el diseño hasta 1960 con la esperanza de que el programa pudiera revivir. [12] A pesar del dinero extra y el tiempo invertido en el Rapier, no fue del todo en vano; el vigilante norteamericano A-5El bombardero de ataque nuclear supersónico basado en portaaviones desarrollado para la Marina de los EE. UU., que luego se modificó en un avión de reconocimiento basado en portaaviones, retuvo el paquete de fuselaje / armas y el diseño de sistemas del Rapier. En muchos sentidos, Vigilante podría verse como la aplicación exitosa de los principios de diseño Rapier en un diseño supersónico Mach 2. [13] Hughes Aircraft continuaría con el desarrollo del sistema avanzado de control de incendios y el misil GAR-9. [N 1] La USAF continuó con el desarrollo del radar y los misiles F-108 y el sistema finalmente se utilizó en el programa Lockheed YF-12 . [14] La configuración final de la cabina trasera del YF-12A se parecía a la del F-108, ya que incorporaba las mismas pantallas y controles necesarios para el sistema de control de incendios Hughes AN/ASG-18 . [15] Diseño [ editar ] La configuración inicial del F-108 presentaba un ala delta "acodada" muy grande . Había estabilizadores ventrales fijos en las alas, montados en la mitad de la envergadura, y una aleta de cola vertical alta y en movimiento, complementada por dos estabilizadores ventrales que se extendían cuando el tren de aterrizaje se retraía. Aunque algunas versiones anteriores del diseño tenían planos de cola separados o canards delanteros , ambos fueron abandonados en el diseño final. [16] El gran fuselaje y el ala tenían dos y cinco tanques de combustible, respectivamente, dando un radio de combate estimado de unas 1100 millas náuticas (2000 km). [6] La velocidad máxima se estimó en 1980 millas por hora (3190 km/h), alrededor de Mach 3, a 81 800 pies (24 900 m). [5]El avión estaba propulsado por dos motores turborreactores General Electric J93 , también utilizados en el bombardero norteamericano XB-70 Valkyrie, en el fuselaje. [17] El F-108 estaba destinado a llevar el radar Hughes AN / ASG-18 , el primer equipo de radar Doppler de pulso de los EE. UU. [18] Debía tener la capacidad de mirar hacia abajo/derribar , pero solo podía rastrear un objetivo a la vez. El radar se combinó con un sistema de búsqueda y seguimiento por infrarrojos (IRST) en los bordes de ataque de las alas. El radar se usó para guiar el misil aire-aire Hughes GAR-9 (más tarde redesignado como AIM-47) , tres de los cuales se transportarían en un lanzador giratorio en una bahía de armas interna. [8]El GAR-9 era un arma muy grande y de largo alcance con su propio equipo de radar para localización de terminales. Estaba destinado a volar a Mach 6, con un alcance de casi 112 millas (180 km). [19] Dron objetivo XQ-11 [ editar ] Como parte de WS-202A, se propuso un diseño para un objetivo aéreo de alta velocidad (Mach 3+) para probar el sistema de armas del F-108. El Centro de Desarrollo de Wright Air solicitó la designación XQ-11 para el diseño del objetivo; la solicitud fue denegada debido a la etapa inicial de desarrollo y el programa F-108 se canceló antes de que se realizaran más trabajos. [20] Especificaciones (XF-108) [ editar ] Datos del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos [7] y Características de aeronaves estándar de EE. UU. [21] Características generales Tripulación: dos Longitud: 89 pies 2 pulgadas (27,2 m) Envergadura: 57 pies 5 pulgadas (17,5 m) Altura: 22 pies 1 pulgada (6,7 m) Área del ala: 1.865 pies cuadrados (173,4 m 2 ) Relación de aspecto: 1,68 Peso vacío: 50,907 lb (23,098 kg) Peso bruto: 76.118 libras (34.527 kg) Peso máximo al despegue: 102 533 lb (46 508 kg) Planta motriz: 2 × turborreactores de postcombustión General Electric J93-GE-3AR , 20 900 lbf (93 kN) de empuje cada uno en seco, 29 300 lbf (130 kN) con postquemador Actuación Velocidad máxima: 1980 mph (3190 km / h, 1721 nudos) Velocidad de pérdida: 105 mph (169 km / h, 91 nudos) Rango de combate: 1,162 mi (1,870 km, 1,010 nmi) Alcance del ferry: 2487 mi (4002 km, 2161 nmi) Techo de servicio: 80.100 pies (24.400 m) Velocidad de ascenso: 45 000 pies/min (230 m/s) Carga alar: 40,8 lb/pies cuadrados (199,2 kg/m 2 ) Empuje/peso : 0,77 Armamento Misiles: 3 × misiles aire-aire Hughes GAR-9A en una bahía de armas giratoria aviónica Radar de control de incendios Hughes AN / ASG-18 de observación / derribo

Republic XF-103 El Republic XF-103 fue un proyecto estadounidense para desarrollar un poderoso avión interceptor armado con misiles capaz de destruir bombarderos soviéticos mientras volaba a velocidades tan altas como Mach 3. A pesar de un desarrollo prolongado, nunca pasó de la etapa de maqueta . Desarrollo [ editar ] En 1949, la USAF emitió una solicitud de un interceptor supersónico avanzado para equipar el Comando de Defensa Aérea . Conocido formalmente como Sistema de armas WS-201A, pero más conocido informalmente como el interceptor de 1954 , requería un avión supersónico con capacidad para todo clima, un potente radar de intercepción aerotransportado y armamento de misiles aire-aire . Republic fue una de las seis empresas que presentaron propuestas. El 2 de julio de 1951, se seleccionaron tres de los diseños para un mayor desarrollo, el XF-92 ampliado de Convair que evolucionó hasta convertirse en el F-102 , un diseño de Lockheed que condujo al F-104., y AP-57 de República. AP-57 era un concepto avanzado que se construiría casi en su totalidad de titanio y con capacidad Mach 3 a altitudes de al menos 60,000 pies (18 km). En marzo de 1953 se construyó e inspeccionó una maqueta a gran escala del AP-57. En junio de 1954 se firmó un contrato para tres prototipos. [1] El trabajo en los prototipos se retrasó debido a problemas continuos con la construcción de titanio, y más problemas continuos con el motor Wright J67 propuesto . Posteriormente, el contrato se redujo a un solo prototipo. [1] Al final, el J67 nunca entró en producción y el avión para el que había sido elegido se vio obligado a cambiar a otros diseños de motor, o fue cancelado por completo. Republic sugirió reemplazar el J67 con el Wright J65 , un motor mucho menos potente. El proyecto finalmente se canceló el 21 de agosto de 1957 y nunca se completaron prototipos voladores. [1] El diseño recibió un breve respiro como parte del proyecto Interceptor de largo alcance - Experimental (LRI-X) que finalmente condujo al North American XF-108 Rapier . Parte de este proyecto fue el desarrollo del avanzado radar de pulso doppler Hughes AN/ASG-18 y el misil GAR-9 . Republic propuso adaptar el F-103 como un banco de pruebas para estos sistemas con tanques de combustible adicionales ocupando gran parte de los espacios originales de la bahía de armas, aunque no podría acercarse a cumplir con los requisitos de alcance de LRI-X. Se llevó a cabo un trabajo de adaptación de la maqueta para albergar la antena de 40 pulgadas, lo que requirió que la sección de la nariz se ampliara considerablemente. Nunca salió nada de la propuesta, [2]y la prueba del ASG-18/GAR-9 se llevó a cabo en un Convair B-58 Hustler modificado . [3] Diseño [ editar ] Se construyó una maqueta del F-103 en la fábrica de Republic. En esta imagen, la cápsula del piloto se muestra en su posición baja. Propulsión [ editar ] El rendimiento de Mach 3 en la década de 1950 era difícil de lograr. Los motores a reacción comprimen el aire entrante, luego lo mezclan con combustible y encienden la mezcla. La expansión resultante de los gases produce empuje. Los compresores generalmente pueden tomar aire solo a velocidades subsónicas. Para operar de manera supersónica, las aeronaves utilizan entradas avanzadas para reducir la velocidad del aire supersónico a una velocidad utilizable. La energía perdida en este proceso calienta el aire, lo que significa que el motor tiene que funcionar a temperaturas cada vez más altas para proporcionar un empuje neto. El factor limitante en este proceso es la temperatura de los materiales en los motores, en particular, los álabes de la turbina justo detrás de las cámaras de combustión. Usando los materiales disponibles en ese momento, las velocidades mucho más allá de Mach 2.5 fueron difíciles de lograr. La solución a este problema es la eliminación de la turbina. El motor estatorreactor consta principalmente de un tubo grande y es relativamente fácil de enfriar con aire forzando aire adicional alrededor del motor. Los aviones estatorreactores experimentales de la época, como el Lockheed X-7 , alcanzaban velocidades de hasta Mach 4. Sin embargo, existen numerosos problemas con el motor estatorreactor. La economía de combustible, o el consumo de combustible específico de empuje en términos de aviones, es extremadamente pobre. Esto hace que las operaciones generales, como volar de una base aérea a otra, sean propuestas caras. Más problemático es el hecho de que los estatorreactores dependen de la velocidad de avance para comprimir el aire entrante y solo se vuelven eficientes por encima de Mach 1. Alexander Kartveli , diseñador jefe de Republic, ideó una solución a estos problemas. Propuso usar un turborreactor Wright J67 (un derivado del Bristol Olympus fabricado bajo licencia ) complementado con un estatorreactor RJ55-W-1 detrás. Conectando los dos había una serie de conductos móviles que podían enrutar el aire entre los motores. A bajas velocidades, la aeronave sería propulsada por el J67, con el RJ55 actuando como un dispositivo de poscombustión tradicional, produciendo un empuje total de aproximadamente 40 000 lbf (180 kN). A altas velocidades, comenzando por encima de Mach 2.2, el motor a reacción se apagaría y el flujo de aire de la entrada se enrutaría alrededor del motor a reacción y directamente al RJ55. Aunque el empuje neto se redujo al apagar el avión, operar solo con el estatorreactor permitió que la aeronave alcanzara velocidades mucho más altas. Ambos motores estaban ubicados detrás de una sola entrada ventral muy grande de tipo Ferri , que usaba un labio prominente y inclinado hacia adelante, una configuración que también se usa para las entradas de la raíz del ala en el F-105 Thunderchief . El J67 se instaló justo detrás de la entrada, en ángulo con su entrada por debajo de la línea central de la aeronave. El RJ55 se instaló en línea con el fuselaje en el extremo trasero, como si fuera el escape de una instalación de motor convencional. Había un espacio vacío significativo sobre el J67 para conductos. Alas y superficies de control [ editar ] Todas las superficies de control eran alas delta puras . El ala principal se barrió a 55 grados y se podía girar alrededor del larguero para proporcionar una incidencia variable. Para el despegue y el aterrizaje, el ala se inclinó hacia arriba para aumentar el ángulo de incidencia mientras se mantenía el fuselaje casi horizontal. La longitud del fuselaje dificultaba lograr el mismo fin al inclinar todo el avión hacia arriba, lo que habría requerido una extensión muy grande en el tren de aterrizaje . El sistema también permitió que el fuselaje volara plano al flujo de aire a varias velocidades, estableciendo el ángulo de compensación independiente del avión en su conjunto. Esto disminuyó la resistencia al ajuste, mejorando así el rango. El ala se partió en aproximadamente dos tercios de la envergadura. La porción fuera de esta línea capaz de rotar independientemente del resto del ala. Estas partes móviles actuaban como grandes alerones , o como Republic los llamó, tiperons . Para mantener el área de la superficie delante y detrás del punto de pivote algo similar, la línea dividida estaba más cerca del fuselaje delante del pivote. Grandes flaps convencionales iban desde el fuselaje hasta los tiperons. Los puntos duros para los tanques de caída estaban disponibles a aproximadamente 1 ⁄ 3 de la salida desde la raíz del ala. Los estabilizadores horizontales aparentemente eran demasiado pequeños y estaban montados debajo de la línea del ala. La aleta vertical más grande se complementó con una aleta ventral para la estabilidad a alta velocidad. Esta aleta se dobló hacia la derecha, vista desde atrás, durante el despegue y el aterrizaje para evitar tocar el suelo. Se montaron dos frenos de aire tipo pétalo directamente detrás de las superficies horizontales, abriéndose hacia afuera y hacia arriba en un ángulo de aproximadamente 45° en el espacio entre las superficies horizontal y vertical. La disposición de un paracaídas de frenado no es evidente en la maqueta o en las diversas obras de arte, aunque esto era común para los aviones de la época. Fuselaje [ editar ] El fuselaje era completamente liso, con una alta relación de finura para una baja resistencia a velocidades supersónicas. El diseño se desarrolló antes del descubrimiento de la regla del área y no muestra ninguna de las arrugas de avispa comunes a las aeronaves desarrolladas principalmente después de 1952. Los contornos del fuselaje eran principalmente cilíndricos, pero se mezclaban con la admisión comenzando alrededor de la raíz del ala, dándole un perfil rectangular redondeado en el medio, antes de volver a una forma de cilindro puro nuevamente en la boquilla del motor. Cabina [ editar ] El diseño de la cabina originalmente presentaba un dosel, pero los requisitos de baja resistencia para alta velocidad sugirieron que se quitara. La idea de utilizar una disposición de periscopio para la visualización frontal en aviones de alta velocidad estaba entonces de moda, y el Avro 730 seleccionó un sistema muy similar. La Fuerza Aérea exigió que se utilizara en el F-103. Kartveli se opuso a este diseño y continuó presionando por el uso de un dosel "real". Los documentos de diseño a lo largo del programa continuaron incluyendo esto como una característica opcional, junto con estimaciones de rendimiento que sugerían que la diferencia sería mínima. [2] El sistema que se muestra en las maquetas usaba dos grandes ventanas ovaladas en los lados de la cabina y un sistema de periscopio que proyectaba una imagen en una disposición de lentes Fresnel directamente en frente del piloto. En 1955, el concepto de periscopio se probó en un F-84G modificado , que se realizó en un largo vuelo a campo traviesa con la visión delantera del piloto bloqueada. [1] [N 1] Una cápsula de escape supersónica únicafue diseñado para el XF-103. El asiento del piloto estaba ubicado en un caparazón con un gran escudo móvil en el frente que normalmente se deslizaba hacia el área frente a las piernas del piloto. En el caso de despresurización, el escudo se deslizaría frente al piloto, sellando el asiento en una cápsula presurizada. Los instrumentos de vuelo básicos dentro de la cápsula permitieron que la aeronave volara de regreso a la base, y una ventana en el frente del escudo permitió usar el sistema de periscopio. En caso de emergencia, toda la cápsula sería expulsada hacia abajo, junto con una pequeña parte del fuselaje de la aeronave que proporcionaba una forma aerodinámica estable. Para entrar y salir de la aeronave, el módulo de eyección se bajó sobre rieles desde la parte inferior de la aeronave, lo que permitió que el piloto simplemente caminara hacia el asiento, se sentara y elevara el módulo hacia la aeronave.[5] Aviónica y armamento [ editar ] Todo el morro de la aeronave fue ocupado por el gran equipo de radar Hughes, que (en ese momento) ofrecía largos rangos de detección. El mismo paquete MX-1179 que se estaba desarrollando para todos los diseños WS-201 proporcionaría orientación y control de tiro. Hughes había ganado este contrato con su sistema de control de incendios Hughes MA-1, que estaba en desarrollo. Las armas se transportaban en bahías ubicadas a los lados del fuselaje detrás de la cabina, que se abría al voltearse hacia arriba, girando así los misiles fuera de sus bahías. Iba a estar armado con seis GAR-1/GAR-3 Falcon (entonces conocido como MX-904), con una disposición probable de tres o cuatro de cada GAR-1 y GAR-3, disparados en pares (uno de radar y uno de infrarrojos). guiado) para mejorar las probabilidades de acierto. El XF-103 también contaría con 36 FFAR "Mighty Mouse" de 2,75 pulgadas.. Especificaciones (XF-103, según diseño) [ editar ] Características generales Tripulación: un piloto Longitud: 77 pies 0 pulgadas (23,5 m) Envergadura: 34 pies 5 pulgadas (10,5 m) Altura: 16 pies 7 pulgadas (5,1 m) Área del ala: 401 pies cuadrados (37,2 m 2 ) Peso vacío: 24,949 lb (11,317 kg) Peso bruto: 38.505 libras (17.466 kg) Peso máximo al despegue: 42.864 lb (19.443 kg) Planta motriz: 1 × turborreactor Wright XJ67 -W-3 , 15.000 lbf (67 kN) de empuje Planta motriz: 1 × estatorreactor Wright XRJ55-W-1 , 18,800 lbf (84 kN) de empuje Actuación Velocidad máxima: Mach 3 (como turborreactor) / Mach 5 (solo estatorreactor) Techo de servicio: 80.000 pies (24.390 m) Tasa de ascenso: 19 000 pies/min (97 m/s) Carga alar: 96 libras/pies cuadrados (470 kg/m 2 ) Empuje/peso : 0,57 (solo poscombustión); 0,95 (poscombustión y estatorreactor) Radio de combate: 245 mi (394 km) Rango de ferry: 1,545 mi (2,486 km) Armamento 36 cohetes FFAR de 2,75 pulgadas (70 mm) y 6 GAR-1/GAR-3 AIM-4 Halcón o 4 misiles GAR-1/GAR-3 AIM-4 Falcon 2 misiles aire-aire con punta nuclear

Parece un diseño de lo mas extraño pero hay que ponerle en contexto con la época en que se diseña, los primeros reactores, y hay diseños de lo mas extrafalario.

SNCASE SE.212 Durandal El SNCASE SE.212 Durandal fue un avión de combate experimental francés de potencia mixta a reacción y cohetes de mediados de la década de 1950. Fue diseñado por el fabricante de aviones francés SNCASE a principios de la década de 1950, que estaba ansioso por explotar las ventajas potenciales de un sistema de propulsión de potencia mixta. Paralelamente, como parte de un esfuerzo más amplio para reconstruir el poder militar francés y proporcionar a Francia nuevos diseños avanzados de producción nacional, la Fuerza Aérea Francesa buscó un avión interceptor de defensa puntual con capacidad supersónica con el que equiparse. En consecuencia, el diseño resultante, designado SE.212 Durandal por la empresa, se especializó en una etapa hacia su aplicación como un avión interceptor de defensa puntual dedicado . El desarrollo del Durandal fue paralelo a una serie de proyectos de cazabombarderos ligeros que se promovieron en respuesta a los requisitos militares básicos de la OTAN 1 . Si bien SNCASE optó por enviar su diseño para que se evaluara con el fin de satisfacer este requisito, el Fiat G.91 más convencional fue elegido como el ganador de la competencia, y posteriormente se fabricó en cantidad para numerosos países. En consecuencia, Durandal se convirtió en uno de varios "también-rans". El primer prototipo realizó su vuelo inaugural el 20 de abril de 1956. A pesar de los resultados prometedores demostrados por los prototipos durante las pruebas, el proyecto finalmente no se ordenó y la empresa terminó todo el trabajo durante 1957.[1] Diseño y desarrollo [ editar ] A fines de la década de 1940, luego del final de la Segunda Guerra Mundial , Francia rápidamente emprendió la recuperación y la reconstrucción de su ejército, particularmente la Fuerza Aérea Francesa . Durante este tiempo, el Estado Mayor del Aire francés buscó volver a convertirse en una fuerza militar fuerte y fomentar el desarrollo autóctono de aviones militares avanzados. A este respecto, un área de gran interés para el desarrollo prospectivo fue el campo relativamente nuevo de los aviones propulsados por cohetes . [2] Según el autor Michel van Pelt, los oficiales de la Fuerza Aérea Francesa estaban en contra de una lucha puramente propulsada por cohetes, similar al Messerschmitt Me 163 Komet de la era de la guerra , pero en cambio favorecían un enfoque de propulsión mixta, utilizando una combinación de cohete ymotores turborreactores . Durante 1944, se fundó una nueva empresa, Société d'Etudes pour la Propulsion par Réaction (SEPR), con el propósito de desarrollar los propios motores de cohetes domésticos de Francia . [2] El fabricante de aviones francés SNCASE no solo estaba interesado en desarrollar y producir diseños de vanguardia, sino que también sabía que la Fuerza Aérea francesa estaba interesada en que las compañías de aviación investigaran el desarrollo de un avión interceptor de defensa puntual avanzado y capaz , con miras a incorporar tal avión en sus escuadrones. [2] En consecuencia, ya a fines de 1951, SNCASE comenzó a trabajar en estudios de diseño para un avión interceptor liviano que aprovechaba múltiples sistemas de propulsión; Posteriormente, la empresa encargó a su equipo de diseño, encabezado por el ingeniero aeronáutico Pierre Satre, que se encargara del desarrollo de dicho avión. [3]El desarrollo formal de lo que sería designado SE.212 Durandal por SNCASE se inició durante diciembre de 1963. [4] El equipo de diseño produjo un avión compacto equipado con un ala delta de 60° y propulsado por un solo motor turborreactor SNECMA Atar 101F , equipado con poscombustión . Estaba destinado a que el Durandal despegara mientras funcionaba únicamente con este motor convencional; una vez que había alcanzado una gran altitud, la velocidad de la aeronave podría ser impulsada por el encendido de su motor auxiliar, un solo motor cohete SEPR 75 . [3] Las bombas de combustible para el motor del cohete eran impulsadas por el motor a reacción, por lo que este último tenía que mantenerse en funcionamiento para que el primero se encendiera o siguiera impulsando la aeronave. [4] En comparación con otros aviones experimentales franceses de potencia mixta, como el prototipo de interceptor SNCASO Trident de la competencia , era un avión más pesado, destinado a volar principalmente con su motor a reacción en lugar de su motor de cohete. [5] Su armamento consistiría en un solo misil aire-aire AA.20 , que se llevaría debajo de la línea central del fuselaje; una configuración alternativa de armamento involucró un par de cañones DEFA de 30 mm o 24 cohetes SNEB de 68 mm . [1] Según el autor de aviación Michel van Pelt, el armamento de misiles limitado de un solo AA.20 fue un punto importante de crítica al Durandal y contribuyó a su cancelación. [4] Se construyeron un par de aviones prototipo; el 20 de abril de 1956, el primero realizó su vuelo inaugural en Istres , inicialmente volando solo con propulsión a chorro, el motor del cohete no estaba instalado en absoluto. [4] El 30 de marzo de 1957, el segundo Durandal realizó su primer vuelo, uniéndose al programa de prueba poco después. Fue el segundo prototipo que utilizó por primera vez el motor cohete durante abril de 1957. [4]Durante las pruebas de vuelo, se alcanzó una velocidad máxima de 1.444 kilómetros por hora (897 mph) a una altitud de 12.300 metros (40.400 pies), incluso sin utilizar la potencia adicional del motor del cohete; esto aumentó a 1667 km / ha 11,800 m mientras el cohete estaba activo. Estas pruebas se realizaron sin que se instalara ningún armamento. Se realizaron un total de 45 vuelos de prueba antes de que se terminara el trabajo en el programa. [4] El segundo Durandal, el avión No.02, se exhibió estáticamente en el Salón Aeronáutico de París en el aeropuerto de París Le Bourget durante mayo de 1957 con el misil AA.20 debajo del avión. [ cita requerida ] Cancelación [ editar ] Durante mayo de 1957, se tomó la decisión de terminar el desarrollo del Durandal antes de que se construyera cualquier avión de producción; nunca se realizó ninguna actividad adicional en el programa. [4] van Pelt señala que los críticos del programa se habían burlado de la capacidad de llevar solo un AA.20 por dar a un interceptor de este tipo solo una oportunidad de atacar, después de lo cual estaría indefenso; esta crítica se aplicó igualmente al Dassault Mirage I , el precursor de la exitosa familia de aviones de combate Dassault Mirage III . Además, supuestamente se sintió en ese momento que tal capacidad sería apenas mayor que la de los misiles tierra-aire . [6] Según el autor de aviación Bill Gunston, la cancelación de varios aviones franceses de potencia mixta en esta época estuvo fuertemente influenciada por los acontecimientos políticos en el vecino Reino Unido , específicamente el anuncio del Libro Blanco de Defensa de 1957 por parte del Ministro de Defensa británico , Duncan Sandys , en el que un gran número de los programas avanzados de desarrollo de aeronaves, incluido su propio programa de interceptores de potencia mixta, se habían abortado abruptamente a favor de concentrarse en el desarrollo de misiles . [7] Preservación [ editar ] El Musée de l'Air et de l'Espace en Le Bourget ha guardado secciones del primer avión . [8] [4] Especificación [ editar ] Datos de [9] Características generales Tripulación: 1 Longitud: 12,07 m (39 pies 7 pulgadas) Envergadura: 7,44 m (24 pies 5 pulgadas) Área del ala: 29,60 m 2 (318,6 pies cuadrados) Peso vacío: 4575 kg (10 086 libras) Peso bruto: 6.700 kg (14.771 libras) Planta motriz: 1 × turborreactor SNECMA Atar 101F , 43 kN (9700 lbf) con postquemador Planta motriz: 1 × motor cohete SEPR 75 , 7,35 kN (1653 lbf) de empuje Actuación Velocidad máxima: 1.667 km / h (1.036 mph, 900 nudos) con cohete a 11.800 m (36.300 pies) Velocidad máxima: Mach 1,57 Velocidad de ascenso: 200 m/s (39 000 pies/min) Armamento Un Nord AA.20 o Dos cañones DEFA de 30 mm o Cohetes SNEB de 24 x 68 mm

Nord 1500 Griffon El Nord 1500 Griffon fue un avión interceptor propulsado por ramjet experimental diseñado y construido por el fabricante de aviones de propiedad estatal francesa Nord Aviation . El Griffon fue desarrollado para convertirse en una continuación Mach 2 del avión de investigación supersónico Nord Gerfaut . El desarrollo de la aeronave comenzó en serio después de recibir una carta de intención en 1953 para un par de aviones de investigación desarmados. El diseño presentaba una innovadora configuración turborreactor de doble propulsión - estatorreactor ; el primero se usa para despegar y alcanzar la velocidad suficiente para iniciar el segundo. El primer prototipo , llamado Griffon I, realizó su primer vuelo en 1955 y finalmente alcanzó una velocidad de Mach 1,3. Debido a que carecía del motor estatorreactor, se utilizó principalmente para explorar las propiedades aerodinámicas de la aeronave y sus sistemas. Su prueba de vuelo terminó poco después de que el Griffon II equipado con estatorreactor realizara su primer vuelo dos años después. Este avión alcanzó una velocidad máxima de Mach 2,19 y estableció un récord mundial para un circuito cerrado pequeño en 1959. Voló por última vez en 1961 y actualmente reside en el Musée de l'air et de l'espace en las afueras de París , Francia. Desarrollo y descripción [ editar ] El Nord 1500 Griffon se originó a partir de un estudio patrocinado por el estado sobre alas delta y en flecha. Para proporcionar datos para estos estudios, el Arsenal de l'Aéronautique (el predecesor nacionalizado de SFECMAS) construyó un planeador de madera, el Arsenal 1301 , que podía equiparse con alas delta y en flecha y con y sin canards . [1] Remolcado hasta el punto de liberación por aviones de transporte SNCAC Martinet , Douglas DC-3 o SNCASE Languedoc , el planeador proporcionó datos valiosos para el diseño del Gerfaut. [2] Para utilizar estos datos, el diseñador jefe de SFECMAS, Jean Galtier, inició los proyectos de interceptor 1400, 1500 y 1910 con alas delta y diferentes tipos de sistemas de propulsión. El 1400 se convirtió en la serie Nord Gerfaut , el 1500 se convirtió en el Griffon, mientras que el 1910, especificado ambiciosamente con dos grandes motores estatorreactores , nunca se persiguió. Galtier imaginó al Griffon como el sucesor Mach 2 del supersónico Gerfaut. Para entonces, el Arsenal había sido privatizado como SFECMAS - Société Française d'Etude et de Construction de Matériel Aéronautiques Spéciaux . Propulsado por un gran estatorreactor con turborreactor sustentador, el Griffon pasó a llamarse SFECMAS 1500 Guépard (Cheetah) después de que SFECMAS se fusionara conSNCAN para formar Nord Aviation . [3] [4] El 24 de agosto de 1953, se ordenaron un par de prototipos, aunque el contrato final (No. 2003/55) no se emitiría hasta 1955. Aunque Nord tenía la intención de cumplir con el requisito de un interceptor ligero capaz de utilizar aeródromos de hierba , estos Se ordenaron dos aviones sin ningún equipo militar instalado, destinados únicamente a fines de investigación. [5] Al igual que hizo con el Gerfaut, Gaultier optó por un conducto de aire recto para mantener el aire que entra en los motores lo más tranquilo posible y colocó la cabina de un solo asiento inmediatamente encima de la entrada de aire ventral semicircular. El gran fuselaje tubular sostenía el mismo ala delta que se usaba en el Gerfaut y el estabilizador vertical barrido con timón . El fuselaje delantero tenía pequeños canards triangulares colocados a ambos lados de esta cabina para contrarrestar la tendencia del centro de presión del ala delta a hundir el morro cuando la aeronave se acercaba a velocidades transónicas . El avión estaba equipado con un tren de aterrizaje triciclo.que se retrajo en las alas y la parte inferior de la toma de aire. [6] Una innovación clave del Griffon fue su disposición de doble propulsión, que incorporó un motor turborreactor - estatorreactor . [7] El turborreactor permitiría a la aeronave realizar despegues sin asistencia (los estatorreactores no pueden producir empuje a velocidad aerodinámica cero y, por lo tanto, no pueden mover una aeronave desde un punto muerto) mientras que el estatorreactor proporcionaría empuje adicional una vez que la aeronave haya alcanzado una velocidad aerodinámica superior a 1000 km/h (600 mph). Para reducir los riesgos en el uso del motor turbo-estatorreactor, se construyó el primer Griffon (Nord 1500-01 Griffon I) con solo el SNECMA Atar 101 de 37,3 kilonewton (8400 lbf ) de postcombustión .Motor turborreactor G21 instalado con el estatorreactor que se agregará en una fecha posterior. [8] Pruebas de vuelo [ editar ] El Griffon I durante un vuelo de prueba, c. 1956 El Griffon I realizó su vuelo inaugural el 20 de septiembre de 1955, pilotado por André Turcat. Las pruebas de vuelo demostraron rápidamente que la aeronave tenía poca potencia, una determinación que se vio agravada por la cancelación de los planes para instalar el sistema de propulsión ramjet planificado. A pesar de esta supuesta falta de potencia, el Griffon I logró alcanzar una velocidad máxima de Mach 1,15 en su primer vuelo supersónico el 11 de enero de 1956. En algún momento de su vida, la entrada de aire se amplió, probablemente cuando el motor Atar 101E, que era más potente. se instaló y antes de que la aeronave alcanzara su velocidad máxima de Mach 1,3 a una altitud de 8.560 m (28.080 pies). Aunque las pruebas de vuelo iniciales mostraron que el rendimiento del motor por encima de los 9.144 m (30.000 pies) se vio afectado, las cualidades de manejo de la aeronave fueron excelentes. Su tren de morro colapsó el 19 de junio cuando Turcat estaba rodandoatravesó un campo de hierba y la aeronave no volvió a volar hasta el 26 de julio. El Griffon I era en gran medida similar al posterior Griffon II equipado con estatorreactor; entre las pocas diferencias visibles entre los dos aviones se encontraban la entrada más pequeña y la tobera de escape de dos posiciones utilizada solo en el Griffon I. Se retiró el 16 de abril de 1957. [8] El Griffon II estaba equipado con la combinación de un turborreactor Atar 101E-3 y un estatorreactor Nord. Para acomodar el diámetro de 1,5 metros (4 pies 11 pulgadas) de este último, el fuselaje de popa se alargó y ensanchó y su mayor requerimiento de aire significó que la entrada de aire ventral tuvo que ampliarse. El avión realizó su primer vuelo el 23 de enero de 1957 y su primer vuelo supersónico se produjo el 6 de abril. El rendimiento fue decepcionante ya que no logró superar el Mach 1.3 del Griffon I ya que el estatorreactor aún no recibía suficiente aire para alimentarlo por completo. Posteriormente, al Griffon II se le amplió la admisión una vez más y alcanzó Mach 1,85 en su primer vuelo de prueba posterior. [9] El Griffon II estableció un récord de velocidad de 2320 kilómetros por hora (1440 mph) el 5 de octubre de 1959. [10]Alcanzó una velocidad máxima de Mach 2,19 a 15.240 m (50.000 pies) mientras estaba pilotado por Turcat el 13 de octubre. Turcat había batido anteriormente el récord mundial para el circuito cerrado de 100 km (62 millas) por más de 400 km / h (250 mph) con una velocidad de 1.643 km / h (1.021 mph) el 25 de febrero, un logro por el cual él fue honrado con el Trofeo Harmon . La Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF) contribuyó con algo de dinero para las pruebas de vuelo hasta 1960. No se realizaron vuelos entre febrero y julio de ese año y el Griffon II realizó su último vuelo el 5 de junio de 1961. [11 ] El programa de pruebas de vuelo había revelado que la aeronave presentaba varias dificultades técnicas, incluidas preocupaciones sobre el calor generado cinéticamente . Un área particular de preocupación era la temperatura del escape del estatorreactor que con frecuencia dañaba el tubo de escape, otra era la temperatura superficial de la cubierta de aleación de duraluminio del fuselaje . Las pruebas de vuelo también se centraron en tratar de controlar el estatorreactor, que no se podía acelerar hacia arriba o hacia abajo, solo encenderlo o apagarlo, mediante el ajuste de la relación aire/combustible. Los pilotos informaron que las características de vuelo del Griffon II eran excelentes a todas las velocidades: el estatorreactor podía encenderse en una banda muy amplia de velocidades y su entrada de aire era insensible al ángulo de ataque.asuntos. Además, su capacidad para mantener la aceleración en un giro fue fundamental para su éxito en el rendimiento récord de circuito cerrado. [12] Variantes [ editar ] SFECMAS 1500 Guépard Denominación y denominación original de los estudios iniciales de diseño realizados en SFECMAS. [13] Nord 1500-01 Grifón I El primer avión se completó con solo el componente turborreactor de postcombustión SNECMA Atar 101F del motor turbo-estatorreactor planificado. [8] Nord 1500-02 Grifón II El segundo avión equipado con el motor turbo-estatorreactor definitivo. [14] Operadores [ editar ] Francia Aeronaves en exhibición [ editar ] Vista frontal del Griffon II conservado El Nord 1500 Griffon II se encuentra actualmente en exhibición en el Museo Francés del Aire y el Espacio , en Le Bourget , cerca de París. [15] Especificaciones (Nord 1500-2 Griffon II) [ editar ] Motor turborreactor SNECMA ATAR 101E-3 y estatorreactor Nord Stato-Réacteur en exhibición estática Datos de X-Planes of Europe: Secret Research Aircraft From the Golden Age 1946–1974; [16] Aeronaves conceptuales: prototipos, X-Planes y aeronaves experimentales; [17] Les oubliés du Salon de l'Aeronautique (5): les experimentaux [10] Características generales Tripulación: 1 Longitud: 14,54 m (47 pies 8 pulgadas) Envergadura: 8,1 m (26 pies 7 pulgadas) Altura: 5,0 m (16 pies 5 pulgadas) Área del ala: 32 m 2 (340 pies cuadrados) Peso máximo al despegue: 6.745 kg (14.870 lb) Planta motriz: 1 × motor turborreactor SNECMA Atar 101 E-3 , 34,3 kN (7700 lbf) de empuje Planta motriz: 1 × estatorreactor Nord Stato-Réacteur , 67,8 kN (15.200 lbf) de empuje Actuación Velocidad máxima: 2320 km/h (1440 mph, 1250 nudos) a 3300 m (10 800 pies) Velocidad máxima: Mach 2.19 Velocidad de ascenso: 86,67 m/s (17 061 pies/min)

Tridente SNCASO SO.9000 El SNCASO SO.9000 Trident fue un avión interceptor francés de potencia mixta construido por el fabricante de aviones SNCASO durante la década de 1950. Como parte de un esfuerzo más amplio para reconstruir el poder militar francés a fines de la década de 1940 y para proporcionar a Francia nuevos diseños avanzados producidos en el país, se emitió una solicitud de un avión interceptor de defensa puntual con capacidad supersónica para equipar a la Fuerza Aérea francesa a SNCASO. En respuesta, la empresa diseñó el Trident de propulsión mixta, propulsado por un solo motor de cohete SEPR , que se complementó con motores turborreactores montados en las puntas de las alas , y la Fuerza Aérea ordenó dosprototipos _ Los dos SO.9000 Trident I demostraron la viabilidad del concepto de diseño a pesar de la pérdida de un avión durante las pruebas de vuelo y la Fuerza Aérea ordenó un lote de tres prototipos de cazas SO.9050 Trident II en 1954, y un lote de seis aviones de preproducción. avión en 1956 para desarrollar aún más el avión para que pudiera servir como un interceptor de corto alcance. Solo seis de estos nueve aviones finalmente se completaron, de los cuales los tres prototipos resultaron dañados o destruidos en accidentes antes de que el programa fuera cancelado en 1958 a pesar de su desempeño récord. Antecedentes y descripción [ editar ] A fines de la década de 1940, luego del final de la Segunda Guerra Mundial , Francia rápidamente emprendió la recuperación y la reconstrucción de su ejército, particularmente la Fuerza Aérea Francesa con el desarrollo autóctono de aviones militares avanzados. A este respecto, un área de gran interés fue el campo relativamente nuevo de los aviones propulsados por cohetes . Según el historiador de aviación Michel van Pelt, los oficiales de la Fuerza Aérea Francesa estaban en contra de un caza propulsado por cohetes puro, similar al Messerschmitt Me 163 Komet de la era de la guerra , pero en cambio favorecían un enfoque de propulsión mixta, utilizando una combinación de cohetes y motores turborreactores. Durante 1944, una nueva empresa, Société d'Etudes pour la Propulsion par Réaction(SEPR), se había fundado con el propósito de desarrollar los propios motores de cohetes domésticos de Francia. [1] En consecuencia, SNCASO recibió una solicitud del Estado Mayor Aéreo para comenzar estudios para interceptores de defensa puntual propulsados por cohetes con turborreactores auxiliares en 1948. [1] Durante octubre, SNCASO comenzó a trabajar en una serie de estudios de diseño en respuesta. [2] La empresa favoreció un diseño particular del diseñador de aviones Lucien Servanty . Este era un monoplano de ala de hombro capaz de alcanzar velocidades supersónicas utilizando un solo motor de cohete construido por SEPR en el fuselaje aumentado con un conjunto de turborreactores montados en la punta del ala; Operacionalmente, ambos tipos de motores debían usarse para realizar un ascenso rápido e intercepción a gran altura, mientras que los motores a reacción solos se usarían para regresar a la base.[3] Servanty persuadió a la Fuerza Aérea para financiar un estudio de diseño y una maqueta el 7 de julio de 1950. [4] El motor cohete seleccionado se basó en el utilizado por el misil Matra M.04 . Fue alimentado por una mezcla de Furaline (C 13 H 12 N 2 O) y ácido nítrico (HNO 3 ); según Pelt, la decisión de utilizar ácido nítrico como agente oxidante planteó algunos desafíos, ya que era corrosivo tanto para la estructura del avión como para el motor. La combinación de Furaline, que era relativamente difícil de fabricar en comparación con el queroseno convencional , y el ácido nítrico funcionó como un propulsor hipergólico., que no requiere ningún agente de ignición. Sin embargo, como los aviones cohete tripulados eran un producto completamente desconocido en Francia, la Fuerza Aérea decidió modificar un avión existente, el Sud-Ouest Espadon , para que sirviera como banco de pruebas aéreas para probar la disposición de propulsión. Durante marzo de 1951 se realizaron las primeras pruebas en tierra del motor cohete; el 10 de junio de 1952, el banco de pruebas de Espadon modificado realizó su vuelo inaugural . [3] Durante su programa de prueba, se probaron motores cohete mejorados y el avión se convirtió en el primer avión europeo en alcanzar Mach 1 durante el vuelo nivelado. [5] Animada por el éxito del Espadon, la Fuerza Aérea solicitó a las compañías aeronáuticas francesas una aeronave interceptora liviana y de alta velocidad que aprovechara la propulsión de turborreactores o cohetes, o alguna combinación de ambas. Entre los requisitos especificados se encontraban la capacidad de alcanzar Mach 1.3, una tasa de ascenso relativamente alta y la posibilidad de desplegar la aeronave desde pistas de aterrizaje austeras. Entre las diversas respuestas de la industria francesa estuvo SNCASO con su propia propuesta, que se basó en sus estudios de diseño anteriores; su diseño fue designado más tarde como SO.9000 Trident . [5] El Trident era un avión con forma de bala de aspecto rápido , equipado con un fuselaje aerodinámicamente limpio y alas delgadas y rectas para minimizar la resistencia . Estaba equipado con un tren de aterrizaje triciclo de vía estrecha con las ruedas principales retraídas en el fuselaje. El diseño era inusual por algo más que su disposición de propulsión mixta. En lugar de un asiento de eyección convencional , se podría desechar toda la sección de la nariz. Se prestó especial atención al sistema de control para garantizar que fuera adecuado en las etapas transónica y supersónica del vuelo; mientras que los alerones convencionalesse usaron cuando volaban a velocidades bajas, estos se bloquearían fuera de uso a velocidades más altas para evitar la formación de ondas de choque; en cambio, el plano de cola controlaba el balanceo moviéndose en direcciones opuestas. Las tres superficies de la cola se movían por completo, lo que eliminaba la necesidad de ascensores y timones separados y evitaba bloqueos de control a altas velocidades. [6] Adecuadamente impresionado con el diseño y su desempeño proyectado, SNCASO recibió un contrato por dos prototipos el 8 de abril de 1951. [4] SO.9000 Tridente I [ editar ] El Tridente I en vuelo, c. 1956 El 2 de marzo de 1953, el primer prototipo Trident I realizó el vuelo inaugural del tipo; pilotado por el piloto de pruebas Jacques Guignard, el avión usó toda la longitud de la pista para despegar, siendo propulsado solo por sus dos motores turborreactores Turbomeca Marboré de 4 kN (900 lbf) . [2] Inicialmente voló sin ningún motor de cohete instalado, basándose únicamente en sus motores turborreactores para evaluar su manejo a baja velocidad. [7] Según el historiador de aviación Bill Gunston , los primeros vuelos de prueba del SO.9000 fueron "peludos" antes de la instalación del motor cohete [2]en septiembre de 1954. Durante el primer vuelo del segundo prototipo Trident I el 1 de septiembre de 1953, la aeronave se estrelló después de luchar para ganar altitud después del despegue y chocó con un poste de electricidad , lo que provocó la separación de la sección de la nariz y Guignard sufrió heridas graves. [8] [9] [10] El 16 de enero de 1954, se reanudaron los vuelos de prueba utilizando el prototipo Trident I restante, pilotado por el piloto de pruebas Charles Goujon. [8] En lo que habría sido su sexto vuelo propulsado por cohete el 26 de octubre, el cohete falló durante el despegue y la aeronave apenas pudo regresar a la pista y aterrizar de manera segura. [11] Este incidente demostró gráficamente que el Trident necesitaba más potencia de sus turborreactores y la aeronave fue puesta a tierra hasta motores Dassault MD.30 Viper de 7,34 kN (1654 lbf) más potentes , un motor producido bajo licencia .Se instaló la versión británica del Armstrong Siddeley Viper. La aeronave realizó su primer vuelo con sus nuevos motores en marzo de 1955. Propulsada por estos motores, la aeronave pronto demostró su capacidad para superar Mach 1 durante una inmersión poco profunda, incluso sin el empuje adicional del motor del cohete. [8] En abril de 1956, se decidió finalizar las pruebas de vuelo con el Trident I superviviente. [8] Durante el programa de pruebas de vuelo de 18 meses, el Trident I completó más de 100 vuelos y finalmente alcanzó una velocidad máxima registrada de Mach 1,8. y una altitud máxima de 20.000 metros (65.000 pies). [2] Un total de 24 de estos vuelos se realizaron utilizando el motor cohete. Según Pelt, la Fuerza Aérea Francesa quedó impresionada por el rendimiento del Trident y estaba ansiosa por adoptar un modelo mejorado con capacidad operativa para ponerlo en servicio. [12] SO.9050 Tridente II [ editar ] En 1954 se encargaron dos prototipos SO.9050 Trident II y se diferenciaban principalmente de sus predecesores por el uso de un cohete más potente, ya que un cohete SEPR 631 de dos cámaras de 29,3 kN (6600 lbf) reemplazó al SEPR 431. Otros cambios incluyeron la eliminación de los alerones, un ala más pequeña, una cabina ampliada , la transferencia de los frenos de velocidad de las alas al fuselaje y el alargamiento del tren de aterrizaje para acomodar un gran misil aire-aire (AAM) debajo del fuselaje. [13]El primer avión realizó su vuelo inaugural el 19 de julio de 1955, aunque solo con sus turborreactores, y su primer vuelo propulsado por cohetes se produjo el 21 de diciembre. El segundo prototipo voló por primera vez el 4 de enero de 1956, pero fue destruido tres días después cuando la bomba de combustible de los turborreactores falló y los motores se incendiaron . SNCASO había construido un tercer prototipo para desarrollar un misil tierra-aire basado en el Trident, pero la Fuerza Aérea lo compró para reemplazar el avión destruido y voló por primera vez el 30 de marzo. [14] [15] El 16 de febrero de 1956, el primer prototipo alcanzó una velocidad de Mach 1,7 mientras transportaba una maqueta del Matra 052 AAM. Posteriormente alcanzó una velocidad de Mach 1,96 sin el misil a una altura de 19.100 m (62.664 pies). El 21 de mayo de 1957, la aeronave explotó en el aire durante un vuelo de práctica para el Salón Aeronáutico de París que probablemente se debió a que la altamente volátil Furaline y el ácido nítrico se mezclaron y explotaron accidentalmente, matando al piloto. El tercer prototipo continuó volando hasta que hizo un aterrizaje de panza el 19 de septiembre. [15] [16] [17] En mayo de 1956, la Fuerza Aérea hizo un pedido de un lote de seis aviones de preproducción, y siguió un contrato complementario para cuatro aviones adicionales, aunque este último contrato se canceló el 24 de octubre de 1957 debido a recortes presupuestarios. Estos aviones se diferenciaban de los primeros tres prototipos al sustituir un par de turborreactores Turbomeca Gabizo de 10,79 kN (2430 lbf) por los motores MD.30. Otros cambios incluyeron una nariz rediseñada para acomodar un radar de control de fuego y la adición de un punto fijo debajo del fuselaje para un Matra R.511 AAM. El primer avión de preproducción (el cuarto Trident II) voló por primera vez el 3 de mayo de 1957. [15] En un intento fallido de evitar la cancelación, SNACSO se esforzó por establecer nuevos récords de altura y altitud en 1958. El primer avión de preproducción estableció un récord de 2 minutos, 37 segundos a 15 000 metros (49 213 pies) el 4 abril, mientras que el tercer avión de preproducción alcanzó extraoficialmente los 22 800 metros (74 800 pies) el 17 de enero y luego alcanzó su altitud récord oficialmente observada de 24 217 metros (79 452 pies) el 2 de mayo, poco después de que se cancelara el programa el 26 de abril. . Los últimos tres fuselajes incompletosfueron desechados, pero la Fuerza Aérea continuó con las pruebas de vuelo hasta finales de año. Esto permitió que el Trident II estableciera varios registros no oficiales antes de que se desecharan los aviones supervivientes. Estos incluyeron una velocidad máxima de Mach 1,97 el 23 de julio, una altitud de 26.000 metros (85.302 pies) el 6 de octubre que fue la mayor altitud en la que voló un turborreactor y un tiempo hasta la altura de 2 minutos, 15 segundos a 15.000 metros el 8 de julio. Ninguno de estos logros posteriores se publicitó para evitar molestar a la Fuerza Aérea después de que se decidió por el Dassault Mirage III para satisfacer su requisito de interceptor. [18] [17] Variantes [ editar ] SO.9000 Tridente I Dos aviones construidos, propulsados por dos motores turborreactores Turbomeca Marboré II con un único motor cohete SEPR 481 de tres cámaras. [19] SO.9050 Tridente II Tres prototipos y seis aviones de preproducción, pero solo se completaron tres de estos últimos. Los prototipos estaban propulsados por un par de turborreactores Dassault MD.30 Viper y un motor cohete SEPR 631 de dos cámaras. Los aviones de preproducción estaban equipados con dos turborreactores Turbomeca Gabizo y un SEPR 631. [14] SO.9050 Tridente III El cuarto avión de preproducción incompleto habría servido como prototipo para la familia Trident III, todos los cuales habrían sido equipados con dos turborreactores Turbomeca Gabizo de postcombustión y un SEPR 631. El IIIB habría tenido un fuselaje alargado y un dosel revisado . La nariz del IIIC se habría agrandado para acomodar un radar de control de fuego más grande. [20] Supervivientes [ editar ] El primer prototipo del SO.9000 ha estado en exhibición pública desde 1956 en el Musée de l'Air et de l'Espace , cerca de París . [21] Especificaciones (SO.9050 Trident II (modelos de preproducción)) [ editar ] Datos de X-Planes of Europe: Secret Research Aircraft from the Golden Age 1946-1974 ; [22] Proyectos secretos franceses 1: combatientes de la posguerra [17] Características generales Tripulación: 1 Longitud: 12,7 m (41 pies 8 pulgadas) Envergadura: 6,98 m (22 pies 11 pulgadas) Área del ala: 14,5 m 2 (156 pies cuadrados) Peso bruto: 5150 kg (11 354 libras) Peso máximo al despegue: 5900 kg (13 007 lb) Planta motriz: 2 motores turborreactores Turbomeca Gabizo , 10,79 kN (2425 lbf) de empuje cada uno Planta motriz: 1 × SEPR 631 motor cohete de doble cámara de combustible líquido, 29,42 kN (6615 lbf) de empuje total Actuación Velocidad máxima: 2092 km/h (1300 mph, 1130 nudos) a 24 000 m (78 740 pies) Velocidad máxima: Mach 1,92 Techo de servicio: 24.000 m (79.000 pies) Tiempo hasta la altitud: 15 000 m (49 213 pies) 2 minutos, 15 segundos

2022 Guerra de Corea.

Hay un montón de paises del este y de china, que son totalmente desconocidas, pero no se si valen la pena para subirlas.

https://www.google.com/search?q=LOS+REBELDES+DE+PT-218+&sxsrf=APwXEdekQg8BIbWClwraGoPSokR11FfdKQ%3A1680014262775&ei=tvsiZNHqLp-fkdUP36Ov4Ak&ved=0ahUKEwjRnebq7P79AhWfT6QEHd_RC5wQ4dUDCA8&uact=5&oq=LOS+REBELDES+DE+PT-218+&gs_lcp=Cgxnd3Mtd2l6LXNlcnAQAzIFCCEQoAEyBQghEKABMgUIIRCgATIFCCEQoAEyBQghEKABOgcIIxDqAhAnOg0IABCPARDqAhC0AhgBOg0ILhCPARDqAhC0AhgBSgQIQRgAUABY2OEBYMTwAWgCcAB4AIABhgGIAYYBkgEDMC4xmAEAoAEBoAECsAEUwAEB2gEGCAEQARgK&sclient=gws-wiz-serp#fpstate=ive&vld=cid:3d1d2c8e,vid:YrA7dh-b3tw

https://www.google.com/search?q=OPERACION+OVERLORD&sourceid=chrome&ie=UTF-8#fpstate=ive&vld=cid:de2f52f4,vid:r6uEpij3SNo Zombis zombis. LA BATALLA DE SAIPAN, se ha estrenado en Febrero de este año.

LOS REBELDES DE PT-218 2021

OPERACION OVERLORD 2021

OPERACION SEAWOLF 2022

SIN NOVEDAD EN EL FRENTE 2022

BATALLA DE SAIPAN. Película del 2023

Futuro Sistema Aéreo de Combate El Futuro Sistema Aéreo de Combate o FCAS (siglas del inglés Future Combat Air System) es un sistema de sistemas de combate europeo en desarrollo por Airbus, Thales Group, Indra Sistemas y Dassault Aviación. El FCAS constará de un Sistema de Armas de Próxima Generación (en inglés, Next-Generation Weapon System, NGWS) así como otros elementos aéreos en el futuro espacio de batalla operacional.12 Los componentes del NGWS serán vehículos operadores remotos (enjambres de drones) así como el Caza de Nueva Generación (en inglés, New Generation Fighter, NGF), un caza de sexta generación3 que alrededor de los años 2035–2040 reemplazará a los Rafale de Francia y los Typhoon de Alemania y de España.45 Se esperaba un vuelo de prueba alrededor del año 2027 y entrada en servicio alrededor del año 2040.6789101112 Pero tras una fuerte desavenencia entre los fabricantes Dassault (francés) y Airbus (alemán) que estuvo a punto de dar al traste con el proyecto, lograron reconducirlo y se estima que el primer vuelo sea en 2029. Futuro Sistema Aéreo de Combate Future Combat Air System (FCAS) Maqueta del NGF y un operador remoto en el Salón de la Aeronáutica de París de 2019. Tipo Sistema de sistemas de combate Fabricante Airbus (coordinador) Indra Sistemas (coordinador) Dassault Aviación (coordinador) Introducido 2040 (estimado) Usuario Ejército del Aire Español Ejército del Aire Francés Luftwaffe N.º construidos 0 Coste del programa ver Costes Coste unitario ver Costes Contratistas[editar] Dassault será el contratista principal para el NGF, mientras Airbus dirigirá el desarrollo de vehículos operadores remotos acompañantes y la nube de combate de apoyo para todo el sistema.14 Contará con una única variante, que será embarcable y volará desde el futuro portaviones de la armada francesa.15161718 Safran Motores será el contratista principal para la motor del caza de nueva generación, liderando en diseño de motor e integración, mientras MTU Aero Motores, como socio principal para la primera fase de investigación y tecnología, liderará en servicios de motor.19 Cada país ha designado un coordinador industrial nacional, Airbus para Alemania, Indra para España y Dassault para Francia.20 Historia[editar] En el año 2017 Alemania y España solicitaron a Airbus que elaborase una propuesta para un sistema de combate nuevo bajo el nombre Future Combat Air System (FCAS).2122 En 2018 en la Exhibición Aeroespacial Internacional de Berlín, Dassault y Airbus anunciaron un acuerdo para cooperar en el desarrollo del FCAS. En diciembre de 2018, el Ministerio de Defensa Alemán dio la bienvenida a la expresión de interés de España en el programa.23 En junio de 2019 España se unió el programa.24 En diciembre de 2019 Safran y MTU Aero acordaron la creación de una empresa conjunta 50/50 que se constituirá al final del año 2021 para gestionar el desarrollo, producción, y actividades de soporte posventa del motor del NGF.25 El 12 de febrero de 2020, la primera fase (1A) del programa de investigación y desarrollo fue aprobada por el comité de presupuesto de parlamento alemán. Realizó la distribución industrial los primeros cinco subprogramas.26 En el año 2020 Airbus lanzó una fase de colaboración piloto con startups y PYMEs alemanas.27 En verano del año 2021, cuando estaba previsto el inicio de la fase 1B, surgió un conflicto entre Dassault y Airbus, ya que la primera rechazaba compartir la propiedad intelectual del software de vuelo.28 Alemania afirmaba que si no se compartía el know-how y la propiedad intelectual Alemania estaría subvencionando el desarrollo aeroespacial francés.29 Este conflicto que mantuvo el proyecto parado durante meses y estuvo a punto de poner fin al FCAS se resolvió en diciembre de 2022 con un acuerdo entre las compañías.30 Según este acuerdo se compartirá la propiedad de los trabajos realizados conjuntamente, pero no las tecnologías y el know-how de cada parte. Además se establece que Dassault será el contratista principal y arquitecto del avión.31 Desarrollo[editar] Ilustraciones del caza de nueva generación Modelo 3D interactivo de la maqueta FCAS mostrada en el Salón Aeronáutico de París 2019 Librea similar a las ilustraciones publicadas por Dassault a principios de 2021 Representación del New Generation Fighter, un componente del Future Combat Air System. Demostrador inicial[editar] Fase 1A - Contrato marco Inicial (febrero de 2020 - diciembre de 2020)[editar] Dassault y Airbus, junto con sus socios MTU Aero Engines, Safran, MBDA y Thales, recibieron el contrato marco inicial el cual marca el inicio la fase demostrador. Empezó en febrero de 2020 y está previsto que cubra un periodo de 18 meses de investigación y desarrollo. Mientras asignó funciones a las diferentes empresas anteriormente mencionadas, España quedó fuera32 Esta fase abarcaba inicialmente 5 pilares: Estudio Conjunto, donde participan los coordinadores de Francia y Alemania Caza de Nueva Generación (en inglés, Next Generation Fighter, NGF), con Dassault Aviación como socio principal y Airbus como socio Motor con Safran como principal contratista y MTU Aero Engines como socio Operador Remoto (en inglés, Remote Carrier, RC) con Airbus como contratista principal y MBDA como socio Nube de combate (en inglés, Combat Cloud, CC) con Airbus como principal contratista y Thales como socio Fase 1A modificada (diciembre de 2020 - junio de 2021)[editar] En octubre del año 2020 se incorporaron contratistas españoles al proyecto y se añadieron los pilares de sensores y baja observabilidad para acomodar los socios españoles repartiéndose en 8 pilares tecnológicos. La inclusión de empresas españolas se vio condicionada por los acuerdos que ya habían realizado previamente las empresas alemanas y francesas.33 Estudio Conjunto, donde participan los tres coordinadores nacionales Caza de Nueva Generación (en inglés, Next Generation Fighter, NGF), con Dassault Aviación como contratista principal y Airbus (España y Alemania) como socio Motor con Safran como contratista principal y MTU Aero Engines e ITP Aero como socios Operador Remoto (en inglés, Remote Carrier, RC) con Airbus (Alemania) como contratista principal y MBDA y la UTE española Satnus (GMV, SENER y Tecnobit) como socios Nube de combate (en inglés, Combat Cloud, CC) con Airbus (Alemania) como principal contratista y Thales e Indra como socios Consistencia entre pilares / Simlab, donde participan los tres coordinadores nacionales Sensores con Indra como socio principal y Thales Group y una UTE alemana como socios Baja observabilidad mejorada con Airbus (España) como socio principal y Dassault Aviación y Airbus (Alemania) como socios Fase 1B (diciembre de 2022 - 2026)[editar] Inicialmente estaba previsto que se iniciase en junio de 2021 y finalizase en 2024 pero el desacuerdo entre Dassault y Airbus provocó su retraso.30 Tiene por objetivo la creación de diferentes prototipos demostradores.34 El primer prototipo no llevará caja negra para evitar desvelar propiedad intelectual, al no alcanzarse un acuerdo en esta área. Se mantiene el mismo esquema industrial que ya quedó establecido para la Fase 1A:34 En el pilar del avión de combate de nueva generación, New Generation Fighter, liderado por Dassault Aviación, Airbus (España) y Airbus (Alemania) como socios principales. En el pilar del motor, Safran y MTU Aero Engines conformarán una joint venture que actuará de contratista principal, con la española ITP Aero como socio principal. En este demostrador se empleará el motor Safran M88 francés, tras imponerse al EJ200.35 ITP Aero desarrollará la turbina de baja presión, la tobera y otras partes del motor.36 En el pilar de remote carriers, será liderado por Airbus (Alemania), Satnus (consorcio constituido por GMV, SENER Aeroespacial y Tecnobit) y MBDA como socios principales. En el pilar de nube de combate (Combat Cloud), será liderado por Airbus (Alemania), Indra y Thales como socios principales. En el pilar de sensores, Indra es contratista principal, con Thales Group y German FCMS (consorcio constituido por Hensoldt, Rohde&Schwarz, Diehl y ESG) como socios principales. En el pilar de tecnologías de baja observabilidad (Elot), Airbus (España) es contratista principal, con Dassault Aviación y Airbus (Alemania) como socios principales. Fase 2 (2026 - 2029)[editar] Inicialmente estaba previsto que finalizase en 2027 pero el desacuerdo entre Dassault y Airbus provocó su retraso a 2029.30 Desarrollará procesos de maduración tecnológica y se construirá el demostrador tecnológico.33 Fase 3 (2030 - 2040)[editar] Se desarrollarán demostradores en vuelo.33 Costes[editar] En el año 2020 el senado francés publicó una estimación en la cual calculaba que el proyecto costará entre 50.000 y 80.000 millones de euros.37 La aportación económica de los 3 socios será igualitaria del 33%.38 El coste de la fase 1B será de 3.500 millones de euros, repartidos por igual entre los 3 países socios.39 En diciembre de 2022 se planificó gastar hasta 8000 millones de euros para su desarrollo antes de 2029, cuando debería de realizarse su primer vuelo.

BAE Systems Tempest El BAE Systems Tempest (Tempestad en español) es un avión de combate a reacción de sexta generación que se está desarrollando en el Reino Unido para la Real Fuerza Aérea (RAF). El avión está destinado a entrar en servicio a partir de 2035, reemplazando gradualmente al Eurofighter Typhoon. Está siendo desarrollado como parte de un programa llamado Future Combat Air System (FCAS) -no confundir con otro programa también llamado Future Combat Air System (FCAS) liderado por Alemania, Francia y España- por un consorcio conocido como "Team Tempest", que incluye al Ministerio de Defensa Británico, BAE Systems, Rolls-Royce, Leonardo S.p.A. y MBDA UK. El gobierno británico planea gastar 2 mil millones de libras esterlinas para la fase inicial del proyecto hasta 2025.1 Tanto Italia como Suecia firmaron un Memorando de Entendimiento en 2020 comprometiéndose a explorar la colaboración en el programa FCAS.2 El Reino Unido y Japón anunciaron que están trabajando juntos en el desarrollo conjunto de motores y radares de demostración. A esto le siguió un anuncio en diciembre de 2022 del Programa Global Combat Air (GCAP); una colaboración entre Italia, Japón y el Reino Unido para un avión de combate de sexta generación. Una maqueta del Tempest en la feria DSEI de 2019. Tipo Sexta generación de cazas de reacción Fabricante BAE Systems Rolls-Royce Leonardo S.p.A. MBDA Introducido 2035 (planificado) Estado En desarrollo Usuario Reino Unido Italia Japón Suecia Desarrollo[editar] El desarrollo del Tempest comenzó en 2015.5 El 16 de julio de 2018, el Ministerio de Defensa del Reino Unido (MoD) publicó su estrategia aérea de combate. Los elementos clave de esto son:67 Continuar el desarrollo del Eurofighter Typhoon. Implementar la Iniciativa de Tecnología del Sistema Aéreo de Combate Futuro que fue establecida por la Revisión de Seguridad y Defensa Estratégica de 2015 . Estudio de programas de sustitución de Typhoons. "Construir o establecer nuevas asociaciones [internacionales] para cumplir con los requisitos futuros". Centrarse en la asequibilidad. El documento describe el aire de combate como "Una aeronave, tripulada o no tripulada, cuya función principal es realizar operaciones de combate aire-aire y/o aire-superficie en un entorno hostil y/o disputado, mientras tiene la capacidad de realizar tareas de vigilancia, reconocimiento, guerra electrónica y mando y control”.7 El mismo día, el programa Tempest se presentó en el Salón Aeronáutico de Farnborough como parte de la Estrategia Aérea de Combate para mantener las capacidades de desarrollo de aviones de combate del Reino Unido.8 El Tempest será un avión de combate de sexta generación que incorporará varias tecnologías nuevas, incluida la IA de aprendizaje profundo, la capacidad de volar sin tripulación, drones enjambre, armas de energía dirigida,9 cabina virtual en el casco1011 y armas hipersónicas.12 Se asignaron 2 mil millones de £ hasta 2025.139 Fue desarrollado por un grupo llamado "Team Tempest", formado por BAE Systems, líder del proyecto e integrador de sistemas; Rolls-Royce, trabajando en potencia y propulsión; Leonardo S.p.A, trabajando en sensores, electrónica y aviónica; MBDA, trabajando en armas;91411 y la Oficina de Capacidades Rápidas de la Royal Air Force (RAF).810 Se anticipa que el vuelo inaugural ocurrirá en 2025 antes de la entrada en servicio en 2035.1015 Tempest reemplazará al Eurofighter Typhoon en el servicio RAF.9 El caza Hawker Tempest de la Segunda Guerra Mundial de la RAF también sucedió a un caza llamado Typhoon (Hawker Typhoon).16 Parte de la tecnología desarrollada para Tempest se implementará en los cazas Typhoon.13 En 2018 se informó que el Ministerio de Defensa estaba en conversaciones con funcionarios de Suecia sobre un avión de combate común.17189 El 8 de febrero de 2019, se informó que el Ministerio de Defensa y BAE Systems planeaban acercarse al Ministerio de Defensa y la Fuerza Aérea de la India con respecto a la colaboración para el diseño y la fabricación del Tempest.19 En julio de 2019, Team Tempest reveló que planeaba usar un Boeing 757 como banco de pruebas para la tecnología desarrollada para Tempest.20 El avión, llamado Excalibur , será el único banco de pruebas de caza furtivo fuera de los Estados Unidos.21 Participación internacional[editar] El 19 de julio de 2019, Suecia y el Reino Unido firmaron un memorando de entendimiento (MoU) para explorar formas de desarrollar conjuntamente tecnologías de combate aéreo de sexta generación.2223 La televisión de servicio público sueca SVT informó que Suecia ahora es parte del proyecto Tempest,24 sin embargo , Jane's Defense Weekly aclaró más tarde que Suecia no era formalmente parte del proyecto Tempest, sino que está cooperando en el proyecto más amplio. Estrategia aérea de combate. Se esperaba una decisión sobre el compromiso total con Tempest por parte de Suecia para el tercer trimestre de 2020.25 Italia anunció su participación en Team Tempest el 10 de septiembre de 2019.2526 La declaración de intenciones fue firmada entre los organismos participantes del Reino Unido y las empresas participantes italianas (Leonardo Italia, Elettronica, Avio Aero y MBDA Italia).27 En el Farnborough Airshow virtual en julio de 2020, el secretario de Defensa, Ben Wallace , anunció que siete nuevas empresas se unirían al consorcio Team Tempest: GEUK, GKN, Collins Aerospace, Martin Baker, QinetiQ, Bombardier en Belfast (ahora Spirit Aerosystems) y Thales UK, junto con Universidades y pymes del Reino Unido. Las empresas desarrollarán más de 60 prototipos tecnológicos y actividades de demostración. Para julio de 2020, habían comenzado las discusiones trilaterales de la industria entre el Reino Unido, Suecia e Italia;28 También se anunció una inversión inicial de 50 millones de libras esterlinas en el proyecto por parte de Saab y la apertura de un centro de Future Combat Air Systems en el Reino Unido.28 Sin embargo, Saab no se comprometió explícitamente con Tempest.29 La participación de Italia y Suecia se confirmó con la firma de un memorando de entendimiento trilateral con el Reino Unido, denominado Cooperación del Sistema Aéreo de Combate Futuro (FCASC), el 21 de diciembre de 2020, "que define los principios generales para la cooperación en igualdad de condiciones entre los tres países".2 El 29 de julio de 2021, el proyecto pasó a la fase de concepto y evaluación, y BAE Systems recibió un contrato de 250 millones de libras esterlinas para avanzar en el diseño.30 En agosto de 2021, Italia anunció su intención de invertir 2000 millones de euros para 2035, comenzando con una contribución de 20 millones de euros en 2021, seguida de la misma cantidad en 2022 y 2023.31 En el presupuesto de defensa italiano de julio de 2022, el desarrollo del luchador se aceleró con Italia ahora presupuestando un gasto de 220 millones de euros en 2022 y 345 millones de euros en 2023, con una inversión total prevista de 3.800 millones de euros para 2036.32 El 22 de diciembre de 2021, se anunció que el Reino Unido y Japón desarrollarían conjuntamente un banco de pruebas de motores, y el Reino Unido contribuiría inicialmente con 30 millones de libras esterlinas para el diseño, seguido de 200 millones de libras esterlinas para la producción del banco de pruebas.33 El 15 de febrero de 2022, el Reino Unido y Japón también acordaron el desarrollo conjunto de un demostrador de radar de combate de próxima generación denominado JAGUAR (sensor RF avanzado universal de Japón y Gran Bretaña), dirigido por Leonardo UK y Mitsubishi Electric.3435 El 18 de julio de 2022, el Reino Unido anunció que volaría un avión de demostración por primera vez "en los próximos cinco años". Según el comunicado de prensa del MOD, el desarrollo del demostrador ya está en marcha en las instalaciones de BAE Systems en Preston, Inglaterra, y ya se ha volado en simuladores.36 Las discusiones para combinar esfuerzos en Tempest con el propio proyecto de caza Mitsubishi FX de Japón como un medio para reducir los costos de desarrollo comenzaron ya en 2017.37209 La decisión final se tomó a fines de 2022 para fusionar el desarrollo y el despliegue. de un avión de combate común bajo un proyecto llamado "Programa Aéreo de Combate Global" (GCAP) con desarrollo compartido con Italia.38394 GCAP[editar] El Programa Aéreo de Combate Global (Global Combat Air Programme, GCAP) es una iniciativa multinacional liderada por el Reino Unido, Japón e Italia para desarrollar un caza furtivo de sexta generación. El programa tiene como objetivo reemplazar el Eurofighter Typhoon y el avión Mitsubishi F-2 actualmente en servicio con la Royal Air Force, la Fuerza Aérea Italiana y la Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón. El 9 de diciembre de 2022, los gobiernos de Japón, el Reino Unido e Italia anunciaron conjuntamente que desarrollarían y desplegarían un avión de combate común, fusionando sus proyectos de sexta generación previamente separados; BAE Systems Tempest, liderada por el Reino Unido , y la japonesa Mitsubishi F-X.3 Alrededor de 2024, se aclarará el desarrollo detallado y los costos compartidos para cada empresa, y la producción comenzará alrededor de 2030, y el primer avión se desplegará en 2035.40 Diseño[editar] Una maqueta del Tempest en la feria DSEI de 2019 Tempest será modular, tanto para adaptarse fácilmente a funciones para adaptarse a la misión particular como para tener componentes fácilmente actualizables durante su vida útil. 41 Tiene alas delta y un par de estabilizadores verticales que apuntan hacia afuera.15 Incorporará tecnología sigilosa , podrá volar sin tripulación y usará tecnología de enjambre para controlar drones. Incorporará aprendizaje profundo de inteligencia artificial y llevará armas de energía dirigida.41912 La aeronave tendrá una capacidad de compromiso cooperativoque es la capacidad de compartir datos y mensajes con otras aeronaves y coordinar acciones.1512 Tempest contará con una cabina virtual que se muestra en la pantalla montada en el casco de un piloto [39] usando una unidad Striker II,11 y un motor de ciclo adaptativo que utiliza materiales compuestos y un proceso de fabricación mejorado para ser liviano y tener mejor gestión térmica manteniendo los costos bajos.1510 Leonardo ha propuesto un receptor de advertencia de radar que es cuatro veces más preciso a 1/10 del tamaño de las unidades actuales.42 El avión tiene una sección trasera del fuselaje ligeramente elevada, para acomodar conductos en "forma de S" detrás de las entradas de aire de su bimotor, para reducir su sección transversal de radar frontal.43 Sus dos motores están colocados en el interior del fuselaje para minimizar las señales de radar e infrarrojos. Its two engines are placed deep inside the fuselage to minimise radar and infrared signatures.15 Los dos generadores de la aeronave pueden proporcionar 10 veces más energía eléctrica que los del Typhoon.544 Uno de los generadores sirve como arranque eléctrico, eliminando la necesidad de un sistema de arranque mecánico o de aire comprimido para el motor.45 El casco del piloto monitoreará las señales cerebrales y otros datos médicos, acumulando una base de datos de información biométrica y psicométrica única para cada piloto, que crecerá cuanto más vuele el piloto. La IA de la aeronave trabajará en conjunto con la base de datos para ayudar al piloto, por ejemplo, asumiendo los controles de vuelo si el piloto se desmaya debido a la fuerza g.o aumentar su propia carga de trabajo cuando el piloto está abrumado o bajo mayor estrés, por ejemplo, hacerse cargo de la guía terminal después del despliegue del arma si la atención del piloto se centra en una amenaza más inminente para la aeronave. La IA también está destinada a actuar como un guardián que analizará la abrumadora cantidad de datos de sensores e inteligencia recopilados por la aeronave para identificar amenazas clave, mientras que se proporciona al piloto una aceleración de la tasa de datos procesados para evitar que se sobrecargue.

Curtiss XF15C El Curtiss XF15C fue un prototipo de caza de propulsión mixta de los años 40 del siglo XX. Estaba entre varios diseños similares ordenados por la Armada de los Estados Unidos antes de que los aviones a reacción puros demostraran su habilidad de operar desde portaaviones y los diseños de propulsión mixta fueran abandonados. Solo se construyeron tres prototipos, estrellándose el primero durante las pruebas, mientras que el segundo fue desguazado y el tercero perdura actualmente. Tipo Caza embarcado Fabricante Curtiss Aeroplane and Motor Company Primer vuelo 27 de febrero de 1945 N.º construidos 3 Desarrollo[editar] A finales de los años 40, la Armada estadounidense estaba interesada en el concepto de la propulsión mixta para sus cazas embarcados. Los motores a reacción de la época tenían una respuesta muy lenta, lo que representaba una preocupación de seguridad en caso de una aproximación frustrada a un portaaviones, ya que el avión no podría acelerar lo suficientemente rápido para mantenerse en el aire después de llegar al final de la cubierta. Esto condujo a órdenes de una serie de cazas de propulsión mixta, que incluían al FR Fireball. Por ello, se emitió una orden a Curtiss el 7 de abril de 1944 para la entrega de tres aviones de propulsión mixta, designados F15C. Propulsado por un motor a hélice Pratt & Whitney R-2800 Double Wasp de 1566 kW (2100 hp) y un turborreactor Allis-Chalmers J36, el avión era en teoría el caza más rápido de la Armada estadounidense en esa época. Historia operacional[editar] El primer vuelo del primer prototipo ocurrió el 27 de febrero de 1945, sin el turborreactor instalado. Cuando fue completado en abril del mismo año, el avión realizó varias pruebas de propulsión mixta, aunque el 8 de mayo se estrelló en una aproximación de aterrizaje. El segundo prototipo voló por primera vez el 9 de julio del mismo año, y pronto fue seguido por un tercer prototipo. Ambos aviones eran prometedores, pero, en octubre de 1946, la Armada había perdido el interés en el concepto de la propulsión mixta y canceló el desarrollo.1 Operadores[editar] Estados Unidos Armada de los Estados Unidos Supervivientes[editar] De los dos prototipos restantes de este inusual avión, uno fue desguazado después de la Segunda Guerra Mundial, y el otro permaneció almacenado hasta que la Armada lo liberó como pieza de museo. Más tarde fue ubicado en el Quonset Air Museum en North Kingstown, Rhode Island.23 Una parte del tejado se había desplomado por hielo y nieve en marzo de 2014, por lo que permanecía cerrado.3 El único superviviente está actualmente en exhibición estática en el Hickory Aviation Museum en Hickory (Carolina del Norte). Especificaciones[editar] Referencia datos: Jane's all the World's Aircraft 1947,4 Curtiss aircraft 1907-19475 Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 13,32 m Envergadura: 15 m (6,22 m con las alas plegadas) Altura: 4,65 m (5,2 m con las alas plegadas) Superficie alar: 37 m2 Peso vacío: 5737 kg Peso cargado: 7543 kg Peso máximo al despegue: 8481 kg Planta motriz: 1× motor radial de 18 cilindros y refrigerado por aire Pratt & Whitney R-2800-34W Double Wasp. Potencia: 1600 kW (2100 hp) Hélices: Hamilton Standard de cuatro palas de velocidad constante y abanderamiento total Diámetro de la hélice: 3,99 m Planta motriz: 1x turborreactor de flujo centrífugo Allis-Chalmers J36 de 12 kN (2700 lbf) de empuje Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 755 km/h con ambos motores a 7700 m (25 300 pies) Alcance: 2229 km Techo de vuelo: 12 700 m (41 800 pies) Régimen de ascenso: 25,5 m/s (5020 pies/min) Armamento Cañones: 4 de 20 mm montados en las alas

Ryan XF2R Dark Shark El Ryan XF2R Dark Shark fue un avión de caza experimental construido por la compañía estadounidense Ryan Aeronautical Company para la Armada de los Estados Unidos, que combinaba la propulsión de un motor turbohélice y turborreactor. Estaba basado en el Ryan FR-1 Fireball, pero este contaba en la parte frontal con un motor de pistones tripala en lugar del turbohélice General Electric T31 con una hélice Hamilton Standard de cuatro palas que equipaba el XF2R.1 El turbohélice mejoró enormemente las prestaciones con respecto al FR-1 Fireball, pero la Armada se mostró poco interesada en el modelo, acabando por abandonar la idea de cazas combinados y apuntando hacia cazas de propulsión únicamente con reactores. Ryan XF2R-1 en vuelo. La Fuerza Aérea de los Estados Unidos, sin embargo, mostró mayor interés; en ese momento estaban evaluando el Consolidated Vultee XP-81 de concepto similar, y consultaron a Ryan para modificar el XF2R para usar el turborreactor Westinghouse J-34 en lugar del General Electric J-31 usado previamente. Las modificaciones propuestas dieron lugar al XF2R-2, con las tomas de aire movidas a los lados del fuselaje delantero utilizando tomas NACA en lugar de las entradas en el borde de ataque de las alas usadas previamente. A pesar de que el Dark Shark demostró ser un avión capaz, nunca paso de la etapa de prototipo, ya que los aviones de reacción puros fueron considerados superiores. Ryan FR-1 del NACA Ames Research Center, en Moffet Field (California, 1945). Tipo Avión de caza Fabricante Ryan Aeronautical Company Estado Cancelado Usuario Armada de los Estados Unidos N.º construidos 1 prototipo Desarrollo del Ryan FR-1 Fireball Características generales Tripulación: 1 Longitud: 11 m (36 ft) Envergadura: 12,8 m (42 ft) Altura: 4,3 m (14 ft) Superficie alar: 28,3 m² (304,6 ft²) Peso cargado: 4990 kg (10 998 lb) Planta motriz: 1× turborreactor General Electric J31. Empuje normal: 7,1 kN (724 kgf; 1596 lbf) de empuje. 1× Turbohélice General Electric T31. Potencia: 1760 kW (2427 HP; 2393 CV) cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 800 km/h (497 MPH; 432 kt) a nivel del mar. Techo de vuelo: 11 900 Régimen de ascenso: 24,6 m/s (4850 ft/min) Carga alar: 176 kg/m² (36 lb/ft²) Armamento Armas de proyectiles: 4× ametralladoras Browning M2 de 12,7 mm

Grumman XF10F Jaguar El Grumman XF10F Jaguar fue un prototipo de caza con alas de geometría variable, ofrecido a la US Navy (Marina de los Estados Unidos) a principios de la década de 1950. Aunque nunca llegó a entrar en servicio, fue un modelo en el que la US Navy y sus diseñadores experimentaron avanzadas soluciones tecnológicas y aerodinámicas para desarrollos posteriores tales como el General Dynamics/Grumman F-111B y para el F-14 Tomcat. Grumman XF10F Jaguar Tipo Caza embarcado Fabricante Grumman Aircraft Engineering Corporation Primer vuelo 19 de mayo de 1952 N.º construidos Solamente se completó un prototipo Historia, diseño y desarrollo[editar] El Departamento de Aeronáutica de la US Navy estaba interesado en el concepto de alas de geometría variable ya que estaban sumamente preocupados ante la posibilidad cada día más tangible de que las velocidades de aproximación y apontaje de sus cazas pesados de alas en flecha resultasen incompatibles con las condiciones operacionales de los portaaviones entonces en servicio. Muchos de los aviones existentes en esa época ya tenían prestaciones marginales operando desde portaaviones, y la tendencia en el incremento de peso no parecía tener solución. Al mismo tiempo, las demandas por mayores velocidades condujeron a la utilización de aviones con alas en flecha que no tenían buenas características de despegue. La perspectiva de combinar ambas características en un solo avión era simplemente irresistible. El proyecto XF10F original, del que se encargaron dos prototipos el 4 de marzo de 1948, consistía en un caza de ala en flecha fija propulsado por un Pratt & Whitney J42 (el Rolls-Royce Nene fabricado bajo licencia). Sin embargo, el diseño fue objeto de numerosas alteraciones y cambios de consideración, proponiéndose la adopción de las alas de geometría variable el 7 de julio de 1949. La configuración definitiva fue establecida en los meses finales de 1950, y la revisión del contrato, que incluía los dos prototipos, concluyó el 14 de diciembre de ese año. El Jaguar resultante era un avión grande y pesado, cuyo fuselaje era similar al del Grumman F9F Panther. Tenía una deriva en forma de T, con el estabilizador horizontal montados sobre la deriva vertical. El único turborreactor tenía las tomas de aire colocadas a los costados del fuselaje, detrás de la posición de la cabina. Provisto de unas alas que se aflechaban hidráulicamente de 13,5º para el despegue/aterrizaje y otra de 42,5º para los vuelos a alta velocidad y que incorporaba grandes avances, como slats de borde de ataque de envergadura total y flaps tipo Fowler que ocupaban el 80% del borde de fuga. El diseño solía causar oscilaciones inducidas por el piloto, provocando que el avión fuera casi incontrolable durante gran parte del vuelo. El XF10F no estaba armado, pero estaba previsto que los aviones de serie acomodasen 4 cañones automáticos de 20 mm y soportes subalares para bombas y cohetes, igual que los cazas de la US Navy de su época Pruebas[editar] A pesar de que el potencial del Jaguar era más que interesante, la configuración presentaba muchas de las dificultades que el avión experimental Bell X-5 había experimentado. El desarrollo del Jaguar se vio obstaculizado porque utilizaba el desastroso motor Westinghouse J40 que al igual que a otros aviones de ese periodo convirtió al Jaguar en un avión propenso a problemas relacionados con el motor y con poco empuje. El J40 tenía una relación normal de 3.337 kg, capaz de ser incrementada hasta los 4.944 kg mediante la poscombustión, y sus eternos problemas probaron ser insuperables. De Hecho, el único prototipo que llegó a volar estuvo propulsado por un J40-WE-6 de tan solo 3.084 kg de empuje, y el posquemador no llegó a instalarse jamás. El primer aparato fue completado en marzo de 1952, y después de algunos cortos carreteos a escasa velocidad, realizados en Bethpage , fue desmontado para su traslado en un Douglas C-124 Globemaster II a la base aérea de Edwards, en Muroc Dry Lake, el 16 de abril de ese año. El piloto de pruebas de Grumman, C.H. "Corky" Meyer, fue el encargado de tripularlo a lo largo de todo el programa, comenzando por un memorable vuelo inaugural de 16 minutos de duración realizado el 19 de mayo de 1952. En él se experimentaron problemas con los sistemas de a bordo y de control, sentando la pauta de lo que iba a ser casi todo el programa de 32 vuelos, que finalizó el 25 de abril de 1953. En él se recopiló mucha y muy valiosa experiencia, y el mecanismo de aflechamiento alar resultó un éxito, pero la anulación del desarrollo del motor J40 en marzo de 1953 representó el golpe final y después de la cancelación el 1 de abril del pedido de 100 ejemplares de serie y de los restantes 12 aparatos de preserie el 13 de junio, el proyecto fue abandonado. El XF10F-1 y el segundo prototipo, que estaba incompleto, fueron trasladados al Centro Naval de Materiales Aeronáuticos en Filadelfia para unas pruebas, y el avión utilizado para pruebas estáticas fue utilizado como blanco de prácticas. El piloto de pruebas Corwin “Corky” Meyer, que como más arriba indicabamos fue el único piloto en volar el Jaguar lo describió como divertido de volar "porque había tantas cosas mal en él". Irónicamente, Meyer encontró que el novedoso mecanismo que accionaba las alas de geometría variable, que era mucho más complicado que el que usaba el Bell X-5 , y que luego fue adoptado por el F-111, el F-14 y el Panavia Tornado ) era lo único del Jaguar que funcionaba bien. La US Navy estaba decepcionada por los resultados de las pruebas, y el desarrollo de portaaviones más grandes, con cubiertas anguladas y catapultas a vapor, hizo que la configuración de geometría variable fuese menos necesaria. Especificaciones[editar] Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 17,01 m Envergadura: 11,2 m (13,5º de flecha), 15,42 m (42,5º de flecha) Altura: 4,95 m Superficie alar: 41,8 m² (13,5º de flecha), 43,38 m² (42,5º de flecha) Peso vacío: 9265 kg Peso cargado: 16 080 kg Planta motriz: 1× Turborreactor Westinghouse J40-W-8. Empuje normal: 30 kN (6800 lbf) de empuje. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 1140 km/h Alcance: 2670 km Empuje/peso: 0,19

North American YF-93 El North American YF-93 fue un caza estadounidense desarrollado desde el F-86 Sabre, que surgió como una variante radicalmente diferente, que recibió su propia designación. Dos aparatos fueron construidos y volados antes de que el proyecto fuera finalmente cancelado. El primer YF-93A con tomas NACA. Tipo Avión de caza Fabricante North American Aviation Primer vuelo 24 de enero de 1950 Retirado 1956 Usuario Fuerza Aérea de los Estados Unidos Usuarios principales NACA N.º construidos 2 Coste del programa 11,5 millones de dólares1 Desarrollo del F-86 Sabre iseño y desarrollo[editar] Vista superior del segundo YF-93. En 1947, North American Aviation comenzó un estudio de diseño, el NA-157, para crear un verdadero "caza de penetración" y cubrir los requerimientos de una versión de largo alcance de su F-86A Sabre. Para acomodar más combustible, se pensó en un F-86A mucho mayor, finalmente capaz de llevar 7420 l, tanto internamente como en dos depósitos subalares lanzables de 760 l. La nueva variante poseía un alcance teórico sin repostar de más de 3700 km, el doble que el de un F-86A de producción estándar. El caza resultante, designado originalmente F-86C, estaba destinado a competir contra el XF-88 Voodoo y el Lockheed XF-90 para cubrir el requerimiento de Caza de Penetración de la USAF como escolta de bombarderos. El F-86C era mucho mayor y más pesado, pesando 4830 kg más que su antecedente. El peso y perímetro aumentados necesitaban un tren principal de dos ruedas, área alar aumentada y un motor más potente, el Pratt & Whitney J48 de 27,8 kN (6250 lbf) de empuje estático y 38,9 kN (8750 lbf) de empuje disponible con poscombustión. Con el radar de búsqueda SCR-720 y seis cañones de 20 mm montados en el morro, donde estaba la toma de aire del F-86A, los ingenieros diseñaron un nuevo juego de tomas NACA enrasadas. También se incorporó una "cintura de avispa" en el fuselaje. En diciembre de 1947, la Fuerza Aérea ordenó dos prototipos NA-157 y, considerando los muchos cambios respecto del F-86, los redesignó YF-93A. El primer prototipo fue construido con las tomas NACA; el segundo avión tenía unas tomas más convencionales. Seis meses más tarde, el contrato inicial fue seguido por una orden de 118 F-93A-NA. En 1949, la orden de producción fue abruptamente cancelada ya que las prioridades habían cambiado dramáticamente tras las pruebas del innovador Boeing B-47, que reputadamente no necesitaría una escolta debido a sus capacidades de alta velocidad. Estando a punto de salir los prototipos YF-93A de la línea de montaje, la USAF se hizo cargo del proyecto. Historia operacional[editar] El primer YF-93 en vuelo. Los prototipos, números de serie 48-317 y -318, comenzaron las pruebas de vuelo en 1950 y entraron en una eliminatoria contra otros proyectos de cazas de penetración, el XF-88 y el XF-90; el primero fue declarado ganador. Ninguno de los proyectos sería ordenado. Los YF-93A fueron devueltos a las instalaciones AMES del Comité Asesor Nacional para la Aeronáutica (NACA) para realizar más pruebas antes de ser utilizados como aviones de seguimiento hasta 1956. El vuelo con las tomas NACA se probó problemático a altos ángulos de ataque, restringiendo el flujo de aire a los motores. Por esta época, sin embargo, estaban disponibles aviones de mayores prestaciones y ambos aparatos fueron finalmente declarados excedentes y desguazados. Variantes[editar] F-86C Designación original para una variante remotorizada del F-86A, dos construidos. YF-93A Redesignación de los dos prototipos F-86C. F-93A Variante de producción, orden cancelada de 118 unidades. Operadores[editar] Estados Unidos Fuerza Aérea de los Estados Unidos Especificaciones (YF-93A)[editar] Referencia datos: The American Fighter2 Ilustración en corte esquemático del YF-93A. Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 13,4 m (44,1 ft) Envergadura: 11,8 m (38,7 ft) Altura: 4,8 m (15,7 ft) Superficie alar: 28,4 m² (305,7 ft²) Peso vacío: 6366 kg (14 030,7 lb) Peso cargado: 9802 kg (21 603,6 lb) Peso máximo al despegue: 12 027 kg (26 507,5 lb) Planta motriz: 1× turborreactor Pratt & Whitney J48-P-6. Empuje normal: 27 kN (2753 kgf; 6070 lbf) de empuje. Empuje con postquemador: 38,9 kN (3967 kgf; 8745 lbf) de empuje. Rendimiento Velocidad nunca excedida (Vne): 1139 km/h (708 MPH; 615 kt) a nivel del mar, 1001 km/h a 11 000 m (35 000 pies) Velocidad máxima operativa (Vno): 859 km/h (534 MPH; 464 kt) Alcance: 3166 km (1710 nmi; 1967 mi) Techo de vuelo: 14 300 m (46 916 ft) Régimen de ascenso: 60,8 m/s (11 968 ft/min) Armamento Cañones: 6x M24 de 20 mm (propuesto, no instalado en los prototipos)

Lockheed XF-90 El Lockheed XF-90 fue un avión de caza desarrollado por la compañía Lockheed Corporation en respuesta a un requerimiento de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos por un caza de largo alcance y escolta de bombarderos. El avión fue diseñado por Willis Hawkins y el equipo Skunk Works liderado por Kelly Johnson. Para el mismo requerimiento, McDonnell produjo el XF-88 Voodoo. Lockheed consiguió un contrato para la producción de dos prototipos (números de serie 46-687 y 46-688) con la designación inicial XP-90 (renombrado XF-90 en 1948). El primer vuelo de este modelo fue el 3 de junio de 1949 con el piloto de pruebas Tony LeVier a los mandos, retrasado por dificultades de desarrollo y contratiempos políticos. El rendimiento del XF-90 se consideró inadecuado debido a su poca potencia y no entró en producción. El primer prototipo XF-90 (número de serie 46-687). Tipo Avión de caza Fabricante Lockheed Corporation Primer vuelo 3 de junio de 1949 Estado Cancelado Usuario Fuerza Aérea de los Estados Unidos N.º construidos 2 Coste del programa 5,1 mil Diseño y desarrollo[editar] El XF-90 en vuelo. En respuesta a una solicitud del Ejército por un avanzado caza a reacción, Lockheed propuso un reactor propulsado inicialmente por un turborreactor de flujo axial Lockheed L-1000, y luego por el General Electric J35.2 Posteriores refinamientos de diseño incluyeron el uso de dos motores Westinghouse J34 con posquemadores. Después de que los datos mostraran que una configuración de ala en delta no resultaba adecuada, el Lockheed Model 90 fue construido como maqueta en 1947 con alas en flecha.3 El diseño final aglutinó mucha de la experiencia adquirida y compartió la disposición de la toma de aire y ala baja del anterior P-80 Shooting Star, pero con alas con una flecha de 35º, un morro puntiagudo y dos motores turborreactores de flujo axial Westinghouse J34-WE-11, proporcionando un empuje total de 27,6 kN (6200 lbf), montados lado a lado en la cola y alimentados por tomas de aire situadas en los laterales del morro.4 Las alas tenían slats de borde de ataque, flaps tipo Fowler y alerones en el borde de fuga. La cabina presurizada estaba equipada con un asiento eyectable y una cubierta de burbuja. El armamento propuesto era de seis cañones de 20 mm. El combustible interno era complementado por depósitos de punta alar, llegando a una capacidad total de combustible de 6308 l. El uso de la aleación de aluminio 75ST en lugar de la hasta entonces estándar 24ST, junto con pesadas partes forjadas y mecanizadas, resultó en una célula extremadamente bien construida y robusta. Sin embargo, estas innovaciones también resultaron en un avión con un peso en vacío de más del 50 % más pesado que sus competidores.4 El primer XF-90 usaba J34 sin poscombustión, pero carecían de empuje suficiente para despegar, por lo que fue necesario usar cohetes RATO en la mayoría de los vuelos, a menos que llevara una carga de combustible muy pequeña. El segundo (XF-90A) tenía posquemadores instalados que habían sido probados en un avión bancada F-80. Incluso así, el avión continuó falto de potencia.4 Pruebas y evaluación[editar] El primer prototipo del XF-90. Restos del segundo prototipo del XF-90. El XF-90 fue el primer reactor de la USAF con posquemador y el primer reactor de Lockheed en volar en supersónico, aunque en un picado. También incorporaba un inusual estabilizador vertical que podía moverse hacia delante y hacia atrás para ajustar el estabilizador horizontal. Debido en parte a que el diseño de Lockheed se probó falto de potencia, quedó segundo tras el McDonnell XF-88 Voodoo, que ganó el contrato en septiembre de 1950, antes de que el proyecto del caza de penetración fuera asimismo abandonado. Una vez que Lockheed perdió el contrato de producción, los dos prototipos fueron retirados a otras tareas de pruebas. El primer avión (46-687) fue transportado al Laboratorio del NACA en Cleveland (Ohio) en 1953, para realizar pruebas estructurales. Ya no estuvo más en condiciones de volar, y su extremadamente fuerte célula fue probada hasta su destrucción. El otro (46-688) sobrevivió a tres explosiones atómicas en Frenchman Flat, dentro del Emplazamiento de pruebas de Nevada, en 1952. Variantes[editar] Model 90 Designación interna de la compañía. XP-90 Designación inicial dada por las USAAF. XF-90 Designación final del proyecto. Prototipo de caza, uno construido. XF-90A Segundo prototipo, motores con posquemadores, uno construido. Operadores[editar] Estados Unidos Fuerza Aérea de los Estados Unidos Apariciones notables en los medios[editar] El XF-90 pervivió como el avión volado desde los años 50 por el popular Blackhawks Squadron en la serie de cómics del mismo nombre, publicado por primera vez por Quality Comics y más tarde por DC Comics. Los Blackhawks volaban modelos monomotores B y C, variantes de producción de ficción del bimotor XF-90 de Lockheed.5 Disposición de los aviones[editar] 46-0687: Probado hasta su destrucción en el laboratorio del NACA en Cleveland (Ohio).6 46-0688: En almacenamiento, esperando restauración en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos en Dayton (Ohio). En 2003, el muy dañado casco fue recuperado del Emplazamiento de Pruebas de Nevada y trasladado allí. Actualmente está bajo restauración menor en una de las instalaciones del Museo. Sus alas han sido desmontadas, y su morro está mutilado por las explosiones nucleares. Durante el proceso de descontaminación, todos los remaches tuvieron que ser desmontados para retirar la arena radioactiva. El avión se encuentra en exhibición en la galería de la Guerra Fría del museo, en un diorama que reproduce el Nevada Test Site.7 8 Especificaciones (XF-90A)[editar] Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 17,1 m (56,2 ft) Envergadura: 12,2 m (40 ft) Altura: 4,8 m (15,7 ft) Superficie alar: 32 m² (344,5 ft²) Peso vacío: 8204 kg (18 081,6 lb) Peso cargado: 12 363 kg (27 248,1 lb) Peso máximo al despegue: 14 118 kg (31 116,1 lb) Planta motriz: 2× turborreactor Westinghouse J34-WE-15. Empuje normal: 18 kN (1835 kgf; 4047 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 1064 km/h (661 MPH; 575 kt) Alcance: 3680 km (1987 nmi; 2287 mi) Techo de vuelo: 11 890 m (39 009 ft) Régimen de ascenso: 28,2 m/s (5551 ft/min) Carga alar: 386 kg/m² (79,1 lb/ft²) Empuje/peso: 0,3 Armamento Cañones: 6 de 20 mm Bombas: 907 kg Cohetes: 8× HVAR de 127 mm