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Caproni Campini N.1 El Caproni Campini N.11 fue un avión experimental italiano diseñado por Secondo Campini y construido por la compañía Caproni. Su característica más distintiva era el fuselaje anular, en cuyo interior se ubicaba un motor de pistón que accionaba un compresor triple. Hasta ese punto, el fuselaje hueco era parte del diseño de un motor de hélice entubada o hélice tubular2 similar al del Stipa-Caproni, pero en la sección de cola contaba con un dispositivo que inyectaba combustible al flujo de aire y lo prendía, generando impulso suplementario, pasando a ser un termorreactor. Fue el segundo avión a reacción aeronavegable en la historia, después del Heinkel He 178. Aparato expuesto en el Museo histórico de la Aeronautica Militare en Vigna di Valle, Bracciano, Italia. Tipo Avión biplaza experimental Fabricante Società Caproni e Comitti Diseñado por Secondo Campini Primer vuelo 27 de agosto de 1940 Retirado 1942 N.º construidos 2 Historial[editar] El ingeniero Secondo Campini fundó en 1931 su compañía, la Società Campini per Velivoli e Natani a Reazione, con el objeto de investigar la propulsión a reacción. En 1939 construyó una planta motriz que instaló en una célula que Caproni había fabricado para evaluar las posibilidades del nuevo motor. Designado Caproni N.1 voló por primera vez el 27 de agosto de 1940, a los mandos del piloto de pruebas y antiguo as militar italiano Mario de Bernardi. Pronto se comprobó que las prestaciones eran decepcionantes, con una velocidad máxima de tan sólo 375 km/h, inferior a la del biplano contemporáneo Fiat CR.42. Del mismo modo, el uso del posquemador para activar el termorreactor consumía gran cantidad de combustible. El 30 de noviembre de 1941, Mario de Bernardi y el ingeniero Pedace lo trasladaron desde el aeropuerto de Taliedo, en Milán, al de Guidonia Montecelio en Roma, separados por 478 kilómetros, el N.1 tuvo que hacer una escala en Pisa para repostar, alcanzando una velocidad media de 209 km/h. Activar el posquemador añadía 40/45 km/h de velocidad, permitiendo alcanzar su máximo de 375 km/h. El desarrollo fue detenido en 1942, y tras la guerra uno de los dos ejemplares existentes fue llevado al Reino Unido, analizado y posteriormente destruido. El ejemplar superviviente se expone en el Museo Storico dell’Aeronautica Militare en Vigna di Valle. Especificaciones[editar] Características generales Tripulación: 2 Longitud: 13,10 m Envergadura: 15,85 m Altura: 4,7 m Superficie alar: 36 m² Peso vacío: 3.640 kg Peso cargado: 4.195 kg Planta motriz: 1× Termorreactor. Un motor V12 Isotta Fraschini L.121RC40 de 900 cv accionaba un compresor de tres etapas. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 375 km/h Alcance: km

Convair F2Y Sea Dart El Convair F2Y Sea Dart fue un prototipo de hidrocanoa de caza diseñado y desarrollado por la firma Convair que no llegó a entrar en producción. Fue el primer y único hidroavión que ha superado la velocidad del sonido. Convair XF2Y-1 Sea Dart volando cerca de San Diego, California. Tipo Hidrocanoa de caza Fabricante Convair Primer vuelo 9 de abril de 1953 Estado Cancelado Usuario principal Armada de los Estados Unidos N.º construidos 5 Desarrollo[editar] El concepto representado por el Convair 2-2 despertó gran interés en la Armada estadounidense, hasta el punto que el 19 de enero de 1951 realizó un pedido de un prototipo del XF2Y-1 y más tarde, el 28 de agosto de 1952, encargó una serie de 12 cazas F2Y-1, además de cuatro YF2Y-1 de preserie. Sin embargo, en su primer vuelo realizado el 9 de abril de 1953, las prestaciones del prototipo resultaron inferiores a las esperadas; este factor, al que se sumaban serios problemas de vibraciones debidos a los esquíes, fue la causa de que se cancelaran los pedidos de XF2Y-1 y la serie del F2Y-1. Era precisa una potencia superior al empuje de 1.542 kg que suministraba cada uno de los turborreactores Westinghouse J34-WE-32 instalados en el prototipo y en el primer YF2Y-1. Este último fue modificado mediante la instalación de dos Westinghouse J46-WE-2, y su sección delantera del fuselaje adaptada para que pudiera contener los posquemadores del motor; esa misma planta motriz fue instalada en los otros tres YF2Y-1. El 3 de agosto de 1954, el YF2Y-1 superó la velocidad de Mach 1 en un suave picado, con lo que se convirtió en el primer hidroavión supersónico. Sin embargo, sólo dos de estos aviones fueron utilizados en un programa de pruebas limitado que finalizó en 1956. Redesignación[editar] Sorprendentemente, ya que el proyecto llevaba años cancelado, durante la unificación de designaciones realizada en las fuerzas armadas estadounidenses en 1962, recibió la designación F-7. Diseño[editar] El Sea Dart era un diseño bimotor con ala en delta de implantación media, con un ligero diedro positivo. Carecía de flotadores alares y su fuselaje de configuración hidrocanoa no seguía la típica configuración de estos hidroaviones. Aunque mantenía la sección frontal hidrodinámica en V, la altura libre era extremadamente reducida, quedando la raíz alar muy cerca del agua, mientras que los extremos, en contacto con ella, proporcionaban el equilibrio necesario. Si bien el diseño básico era de hidrocanoa, una configuración tan extrema no facilitaba en absoluto el despegue, por lo que en la parte inferior del fuselaje se ubicaban un par de hidroesquíes extensibles, que se extendían a medida que la velocidad aumentaba, funcionando inicialmente como hidroalas y posteriormente, a mayor velocidad, como los flotadores de un hidroavión convencional, siendo el punto de contacto del avión con la superficie del agua. Para evitar en lo posible la ingestión de agua, las tomas de los motores estaban ubicadas sobre el fuselaje, detrás del arranque de las alas. Ningún Sea Dart llegó a ser equipado con armamento, aunque estaba previsto dotarlos con cuatro cañones de 20 mm y una batería de cohetes.1 Operadores[editar] Estados Unidos Armada de los Estados Unidos Aparatos conservados[editar] Sea Dart en el Museo Aeroespacial de San Diego. De las cinco ejemplares construidos, tres se encuentran en exposición y otro que pertenece al Instituto Smithsoniano está a la espera de ser restaurado. El ejemplar restante se perdió en una exhibición. Especificaciones[editar] Características generales Tripulación: 1 Longitud: 16 m (52,5 ft) Envergadura: 10,3 m (33,8 ft) Altura: 4,9 m (16,1 ft) Superficie alar: 53 m² (570,5 ft²) Peso vacío: 5730 kg (12 628,9 lb) Peso cargado: 7480 kg (16 485,9 lb) Peso máximo al despegue: 9750 kg (21 489 lb) Planta motriz: 2× turborreactor Westinghouse J46-WE-2. Empuje normal: 27 kN (2753 kgf; 6070 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad nunca excedida (Vne): 1325 km/h (823 MPH; 715 kt) Alcance: 826 km (446 nmi; 513 mi) Techo de vuelo: 16 700 m (54 790 ft) Régimen de ascenso: 86,7 m/s (17 067 ft/min) Carga alar: 142 kg/m² (29,1 lb/ft²) Armamento Cañones: 4× 20 mm (proyectado)

Curtiss-Wright XF-87 Blackhawk El Curtiss-Wright XF-87 Blackhawk ("halcón negro"), anteriormente designado XP-87, fue un prototipo de caza interceptor de reacción todo tiempo estadounidense y último proyecto de la compañía Curtiss-Wright.2 Fue diseñado para reemplazar al interceptor y caza nocturno Northrop P-61 Black Widow, de la época de la Segunda Guerra Mundial y propulsado por hélices. Sin embargo, el XF-87 perdió la competición de contratación del Gobierno de Estados Unidos contra el Northrop F-89 Scorpion. La pérdida del contrato fue fatal para la compañía; Curtiss-Wright Corporation cerró su división aeronáutica, vendiendo todos sus activos a North American Aviation. Prototipo Curtiss XF-87. Tipo Interceptor Fabricante Curtiss-Wright Primer vuelo 5 de marzo de 1948 Estado Cancelado el 10 de octubre de 1948 Usuario principal Fuerza Aérea de los Estados Unidos N.º construidos 2 prototipos Coste del programa Diseño y desarrollo[editar] El avión comenzó su vida en la mesa de diseño como un proyecto de avión de caza y ataque, siendo designado XA-43. Cuando las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos emitieron un requerimiento a las constructoras de aeronaves, para la competición y presentación de un modelo de avión de caza todo-tiempo que llevase motores de reacción en 1945, la Curtiss-Wright decidió cambiar el diseño y enfocarlo hacia esta solicitud. El XP-87 era un avión grande de ala media, con cuatro motores en parejas en contenedores subalares, con un plano de cola de montaje medio y tren de aterrizaje triciclo. La tripulación formada por el (piloto y operador de radio) se sentaban lado a lado en una sola cabina. Según diseño, el armamento iba a ser de una torreta eléctrica de cuatro cañones de 20 mm (0,79 pulgadas) en el morro, pero nunca se montó en los prototipos. Historia operacional[editar] El primer vuelo fue realizado el 1 de marzo de 1948. Aunque la velocidad máxima era más baja de lo esperado, el avión era aceptable y la recién formada (en septiembre de 1947) Fuerza Aérea de Estados Unidos solicitó 57 aviones de caza F-87A y 30 aviones de reconocimiento RF-87A justo un mes más tarde. Dado que los problemas de rendimiento se debían a la falta de potencia, los cuatro turborreactores Westinghouse XJ34-WE-7 de los prototipos iban a ser reemplazados por dos motores a reacción General Electric J47 en los modelos de producción. Uno de los dos prototipos del XF-87 iba a ser modificado como bancada de los nuevos motores. En ese momento, la USAF decidió que el Northrop F-89 Scorpion era un avión más prometedor. El contrato del XF-87 Blackhawk fue cancelado el 10 de octubre de 1948, y los dos prototipos fueron desguazados. Variantes[editar] XP-87 tras el colapso de la rueda de morro. XP-87 en rampa con C-47 y B-17 en el fondo. XA-43 Designación inicial del diseño, como avión de ataque. XP-87 Prototipo de avión de caza, primer vuelo el 1 de marzo de 1948, dos construidos. XF-87 Redesignación dada al XP-87. F-87A Versión de caza de producción (cancelada). RF-87A Variante de reconocimiento (cancelada). Operadores[editar] Estados Unidos Fuerza Aérea de los Estados Unidos Especificaciones (XF-87)[editar] Referencia datos: Curtiss Aircraft 1907–19473 Características generales Tripulación: Dos (piloto y operador de radio) Longitud: 19,2 m (62,8 ft) Envergadura: 18,3 m (60 ft) Altura: 6,1 m (20 ft) Superficie alar: 55,7 m² (600 ft²) Peso vacío: 11 786 kg (25 976,3 lb) Peso máximo al despegue: 22 682 kg (49 991,1 lb) Planta motriz: 4× turborreactor Westinghouse XJ34-WE-7. Empuje normal: 13 kN (1326 kgf; 2923 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 966 km/h (600 MPH; 522 kt) Alcance: 1610 km (869 nmi; 1000 mi) Techo de vuelo: 12 500 m (41 010 ft) Ascenso a 10 700 m: 13,8 min Armamento Cañones: 4x Hispano-Suiza HS.404 de 20 mm en el morro

Singular SA03 El Flyox I es un vehículo aéreo no tripulado , un hidroavión bimotor, un avión anfibio de ala alta capaz de aterrizar y despegar en pistas de aterrizaje cortas sin pavimentar y en el agua. Un primer prototipo fue construido y volado por Singular Aircraft, con sede en Barcelona , en 2015, y un segundo prototipo voló en julio de 2020. [1] Cuatro configuraciones principales permiten la capacidad agrícola, de extinción de incendios , de vigilancia y de carga general, solo o en configuración de flota, ya sea para operación diurna o nocturna. En su configuración aérea de extinción de incendios puede recoger 1.800 litros de agua y arrojarla sobre incendios forestales . Cuando está equipado con tanques de transbordador, tiene un alcance de 3000 millas náuticas o puede merodear durante más de 30 horas en misiones de vigilancia. Zona de prueba I Especificaciones (Flyox I) [ editar ] Plano de avión singular Características generales Longitud: 37 pies 9 pulgadas (11,5 m) Envergadura: 45 pies 11 pulgadas (14 m) Altura: 11 pies 10 pulgadas (3,6 m) Peso vacío: 4740 lb (2150 kg) Peso máximo al despegue: 8.818 lb (4.000 kg) Hélices: 5 palas, 6 pies 5 pulgadas (1,95 m) de diámetro Actuación Velocidad de crucero: 120 nudos (140 mph, 220 km / h) Nunca exceda la velocidad : 147 nudos (169 mph, 272 km / h) Alcance: 670 millas náuticas (770 millas, 1240 km) Alcance del ferry: 3000 millas náuticas (3500 millas, 5600 km) Techo de servicio: 20.000 pies (6.100 m) Velocidad de ascenso: 1.850 pies/min (9,4 m/s) Zona de prueba I. Flyox I Aviones singulares. Flyox I Flyox I. UAV anfibio Role Vehículo aéreo no tripulado origen nacional España Fabricante Aeronaves singulares Diseñador Aeronaves singulares Primer vuelo 2015 Estado En producción

Lockheed AC-130 El Lockheed AC-130 es un avión con armamento pesado de ataque a tierra derivado del avión de transporte C-130 Hercules. El fuselaje básico es construido por Lockheed y Boeing es el responsable de la conversión en cañonero y aeronave de apoyo.1 El AC-130A Gunship II sustituyó al AC-47 Gunship I en la Guerra de Vietnam. El Lockheed AC-130 es usado solamente por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, usando en la actualidad las versiones AC-130U Spooky II y AC-130W Stinger II2 únicamente. El AC-130 está propulsado por cuatro motores turbohélice y dispone de un armamento que va desde los cañones automáticos rotativos de 20 mm, hasta los obuses de 105 mm. Su tripulación estándar está constituida normalmente por doce o trece aviadores, incluyendo cinco oficiales (dos pilotos, un navegador, un oficial de guerra electrónica y un oficial de control de fuego) y personal alistado (cinco ingenieros, operadores electrónicos y artilleros aéreos). La Fuerza Aérea de los Estados Unidos usa el cañonero AC-130 para realizar misiones de apoyo aéreo, interdicción aérea y protección. La función de apoyo aéreo incluye apoyo a tropas de tierra, escolta de convoyes y operaciones urbanas de vuelo. Las misiones de interdicción aérea fueron llevadas a cabo contra objetivos designados y objetivos de oportunidad. Las misiones de protección incluían defensa de bases aéreas y otras instalaciones. Estacionados en Hulburt Field, al noroeste de Florida, los escuadrones de cañoneros son parte del Mando de Operaciones Especiales de la Fuerza Aérea (AFSOC), un componente del Mando de Operaciones Especiales de Estados Unidos (SOCOM). Desarrollo[editar] AC-130H Spectre El C-130 Hercules fue seleccionado como aeronave base del nuevo proyecto de cañonero, para reemplazar al AC-47 Gunship I, conocido como "Spooky" o "Puff el Dragón Mágico" (por la canción homónima del trío folk Peter, Paul y Mary) durante la guerra de Vietnam, para mejorar la resistencia como cañonero e incrementar la capacidad de transporte de armas.3 En 1967, el avión JC-130A 54-1626 de la USAF fue elegido para convertirlo en el prototipo AC-130A. Las modificaciones se realizaron ese año en la Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson, por la División de Sistemas Aeronáuticos. Un telescopio de visión nocturna directa fue instalado en la puerta delantera, cerca del visor infrarrojo. El prototipo de computadora analógica de control de fuego fue hecho a mano por el comandante de la RAF Tom Pinkerton, en el laboratorio de aviónica de la USAF. Las pruebas de vuelo del prototipo fueron realizadas en la Base de Eglin, seguida de la realización de nuevos ensayos y modificaciones. En septiembre de 1967, la aeronave fue certificada y lista para realizar las pruebas de combate y llevada a la Base Aérea de Nha Trang, en Vietnam del Sur, para realizar un programa de pruebas de 90 días.3 A consecuencia de los éxitos conseguidos, unos pocos AC-130A fueron construidos usando un equipamiento similar y computadoras analógicas. El 54-1626 Gunship original está expuesto en el museo de la USAF.3 El AC-130 fue el sustituto del AC-119 Shadow Gunship III durante la guerra de Vietnam, que más tarde mostró su poca potencia y carga útil en tiempos de guerra. En 1970, una docena adicional de AC-130A fueron adquiridos bajo el proyecto “Pave Pronto”. A pesar del nombre del proyecto, la aeronave fue comúnmente llamada por el escuadrón como Spectre.3 Mejoras recientes y planeadas[editar] En 2007, el AFSOC (Mando de Operaciones Especiales de la Fuerza Aérea) inició un programa para mejorar el armamento existente en los AC-130 que permanecían en servicio. Las pruebas del programa planearon el reemplazo del GAU-12/U de 25 mm y del cañón Bofors de 40 mm por dos cañones Mk 44 Bushmaster II de 30 mm.4 Ese año, la Fuerza Aérea modificó cuatro AC-130U como plataformas de prueba de los cañones Bushmaster II. El AFSOC canceló este programa e instaló de nuevo los antiguos cañones en las aeronaves.5 También hay planes para reemplazar el obús M102 de 105 mm por un mortero de 120 mm, y de sumar además la posibilidad de utilizar misiles del tipo AGM-114 Hellfire o cohetes Hydra 70, con el fin de tener un mayor alcance para cierto tipo de objetivos.6 Diseño[editar] AC-130 disparando el obús M102 de 105 mm Esta aeronave con armamento pesado incorpora armas laterales integradas con sensores sofisticados, navegación y sistemas de control de fuego para proporcionar potencia de disparo con precisión o saturar un área con proyectiles de su variado armamento. El AC-130 puede permanecer en zona de noche y con condiciones meteorológicas adversas, volando largos periodos de tiempo sobre su área-objetivo. Los sistemas de sensores están formados por un sensor de televisión, un sensor de infrarrojos y un radar. Estos sensores permiten al cañonero visualizar o identificar electrónicamente, fuerzas de tierra aliadas y objetivos, en todo tipo de condiciones meteorológicas. Panel del sistema de control de armamento de un AC-130 El AC-130U está equipado con el AN/APQ-180, un radar de apertura sintética para detección e identificación de objetivos a larga distancia. Los equipos de navegación del cañonero incluyen sistemas de navegación inercial y sistemas de posicionamiento global. El AC-130U emplea tecnología desarrollada en la década de 1990 y puede atacar a dos objetivos simultáneamente. Esto permite tener el doble de capacidad de almacenamiento de munición que el AC-130H.1 Durante la guerra de Vietnam, las diversas versiones del AC-130, siguiendo con las modificaciones de “Pave Pronto”, fueron equipadas con un sistema detector de anomalías magnéticas (MAD) llamado “Black Crow” (AN/ASD-5). Es un sistema pasivo de alta sensibilidad, con una antena localizadora “Phased-array” en la parte delantera izquierda del radomo del morro, que podía localizar desviaciones anómalas en el campo magnético. Este sistema es usado comúnmente para localizar submarinos sumergidos. El sistema “Black Crow” del AC-130A/E/H permitía localizar con precisión la corriente eléctrica producida por los alternadores de los motores de los camiones rusos del Ejército nor-vietnamita, que estaban ocultos bajo el denso follaje de la jungla, a lo largo de la "Ruta Ho Chi Minh". Este podía también detectar la señal desde un trasmisor de mano en tierra, que fue usado por los controladores aéreos para identificar y localizar objetivos específicos. Variantes[editar] AC-130A Un AC-130U Spooky en misión de entrenamiento Como era de esperarse, el AC-130 tuvo numerosas modificaciones durante su acción en Vietnam, con la intención de mejorar sus características. Estas modificaciones agregaron constantemente más y mejores sensores, mientras se cambiaba el tipo de armamento utilizado para aumentar su versatilidad y capacidad destructiva. El desarrollo del AC-130 continúa incluso en la actualidad. AC-130 «Plain Jane» Es la primera versión del AC-130. Su armamento y sensores son mucho mejores que los del AC-47, incluyendo: * Visor de Observación Nocturna/LLLTV/Láser al final del morro. * Dos Vulcan de 20 mm en la parte inferior, justo antes de que comiencen las alas. * Dos Minigun de 7,62 mm debajo de las alas. * Dos Minigun y dos Vulcan justo debajo del final de las alas, unos debajo de los otros. * Radar de seguimiento APQ-133 (revelador de radiofaros). AC-130A «Pave Pronto» Esta versión trajo el detector de anomalías magnéticas ASD-5 Black Crow, debajo de la cabina. El visor de observación nocturna y el armamento continuó siendo el mismo en la parte delantera (dos Vulcan y dos Minigun), pero el grupo de cuatro cañones que estaban detrás y debajo de las alas (dos Minigun sobre dos Vulcan) es reemplazado por dos cañones automáticos Bofors de 40 mm (parte del programa conocido como Surprise Package, Paquete Sorpresa). El nombre no es irónico, ya que los proyectiles de 40 mm pesan casi ocho veces los de 20 mm, logrando un impacto mucho mayor. En cuanto a sensores, al radar de seguimiento APQ-150 se le suman un proyector AVQ-17 sobre la rampa y una torreta FLIR AAD-7 debajo de las Minigun, en el carenado del tren de aterrizaje. AC-130E/H «Pave Spectre/Pave Aegis» Los modelo H son convertidos a partir de modelos E. La mayor parte de los sensores permanecen sin cambios, y el armamento también. Los dos cañones automáticos de 40 mm se reemplazan por uno de 40 mm y un obús de 105 mm (M-102 del Ejército estadounidense en un afuste de bajo retroceso), estando el radar de seguimiento APQ-150 entre ambos. Se agrega una burbuja de observación en la rampa, para poder operar con esta cerrada. En los modelos anteriores tenía que dejarse abierta para que los artilleros pudieran observar hacia atrás del avión. AC-130U «Pave Spectre/Pave Aegis» Se construyen a partir de aviones C-130H Hercules nuevos. Cambia los dos cañones automáticos M61 de 20 mm por uno solo de calibre 25 mm (GAU-12). Se mejoran los sensores (implantando el detector de infrarrojos AAQ-26) y los sistemas de defensa pasiva. Operadores[editar] Insignia del 16.º Escuadrón de Operaciones Especiales Estados Unidos Fuerza Aérea de los Estados Unidos Mando de Operaciones Especiales de la Fuerza Aérea 1.º Ala de Operaciones Especiales 4.º Escuadrón de Operaciones Especiales 16.º Escuadrón de Operaciones Especiales 19.º Escuadrón de Operaciones Especiales Historia operacional[editar] AC-130U Spooky AC-130H Spectre Prototipo[editar] En 1967 un avión JC-130A, matrícula 54-1626, fue elegido para convertirlo en prototipo del AC-130A. Las modificaciones se realizaron en la base de Wright-Patterson, siendo responsabilidad de la división de sistemas aeronáuticos de la USAF. Una mira de visión nocturna fue instalado en la puerta delantera, cerca del visor infrarrojo. El prototipo de computadora de control analógico de disparo fue hecho manualmente y a medida por el comandante de la RAF Tom Pinkerton, en el laboratorio de aviónica de la USAF. Las pruebas de vuelo del prototipo fueron realizadas en la base de Eglin, seguida de de nuevos ensayos y modificaciones.7 Vietnam[editar] El prototipo AC-130A Gunship llegó a Vietnam del Sur el 21 de septiembre de 1967. Ante el éxito del viejo AC-47 se probó la idea con otros aviones en servicio, entre ellos el transporte C-130 Hércules. Su gran tamaño, espaciosa bodega de carga, una gran capacidad de carga, solidez y gran autonomía y tiempo de vuelo le hicieron el candidato ideal y así, en 1966, se convirtió el primer C-130A, armado con cuatro 'Minigun' de 7,62mm y cuatro cañones 'Vulcan' de 20mm. 89 El 9 de noviembre de 1967 el prototipo de AC-130A voló su primera misión de combate. Tras una evaluación de 90 días en la base de Nha Trang se convirtieron rápidamente siete aviones en 1967 a los que siguió, en 1968, un avión 'especial' al que se denominó 'Surprise Package'. Este 'Paquete Sorpresa' reducía a dos las ametralladoras de 7,62 mm y a otros dos los cañones M61 de 20mm pero añadía dos cañones Bofors de 40 mm.10 Ante la amenaza de la artillería antiaérea, los norvietnamitas habían asignado baterías de 37mm. y 57mm. para defenderse de los ataques aéreos americanos, pronto empezaron a volar acompañados por reactores F-4 Phantom encargados de atacar con bombas de racimo la artillería antiaérea. En octubre de 1968 se creó en Tailandia el 16th Special Operations Squadron, que fue recibiendo los AC-130A.1112 El éxito de los AC-130A sobre la ruta Ho Chi Minh entre octubre de 1969 y abril de 1970 llevó a encargar seis AC-130E Pave Spectre, con equipos nocturnos mejorados y un cañón M102 de 105 mm.. De este modo el 16th Special Operations Squadron contaba en 1972 con 12 AC-130A, con equipos actualizados a distintas versiones y los 6 nuevos AC-130E. El AC-130 Spectre fue el sistema de ataque nocturno más eficaz de la USAF; se estima que destruyó unos 10.000 camiones en la ruta Ho Chi Minh. 13 Granada[editar] Durante la invasión de Granada (Operación Urgent Fury) en 1983, aviones AC-130 suprimieron los sistemas de defensa aérea y parte de las fuerzas de tierra, permitiendo el éxito en el asalto al Aeródromo de Point Salines. El Salvador[editar] Aviones AC-130 estadounidenses realizaron misiones sobre El Salvador. No está muy claro si se limitaban a recolectar información sobre la guerrilla del FMLN, misión también realizada por aviones EC-130 de la USAF, o también realizaron misiones de ataque.1415 Panamá[editar] Los AC-130 también tuvieron un importante papel durante la invasión de Panamá (Operación Just Cause) en 1989, cuando destruyeron los cuarteles generales de las Fuerzas de Defensa panameñas y numerosos puestos de mando e instalaciones de control y comunicaciones.161718 Guerra del Golfo[editar] Durante la operación Tormenta del Desierto, los AC-130 dieron soporte aéreo, fuego de protección, e interdicción en el campo de batalla, a las fuerzas de tierra. El enfrentamiento principal con las fuerzas enemiga, fue próximo al control de interceptación de peligros en tierra (EW/GCI), a lo largo de la frontera sur de Irak. El primer cañonero entró en la batalla de Khafji, ayudando a frenar una columna de blindados iraquíes el 29 de enero de 1991. Un día después, tres cañoneros más proporcionaron ayuda lejana a los Marines participantes en esa operación. Los cañoneros atacaron posiciones iraquíes y columnas en movimiento hacia el sur, para reforzar sus posiciones al norte de la ciudad. A pesar de la amenaza de los misiles tierra-aire y el incremento de la visibilidad, durante las primeras horas de la mañana del 31 de enero de 1991, un cañonero opta por permanecer en la zona para dar protección de los Marines. Un SAM (misil tierra-aire) derribó este AC-130H, con número de serie 69-6567, nombre en clave “Spirit 03”. Los 14 miembros del “Spirit 03” perecieron.19 Misiones fin de la Guerra Fría[editar] Los AC-130 fueron también usados durante la operación «Restore Hope» y «United Shield» en Somalia, en Bosnia-Herzegovina, en misiones para la OTAN, y en 1997 en la evacuación de civiles en Albania. El cañonero AC-130 tiene el récord de máximo tiempo en vuelo de la familia C-130. Desde el 22 al 24 de octubre de 1997, dos AC-130U volaron 36 horas sin parar, desde Hulburt Field, Florida, a la Base Aérea de (Daegu), Corea del Sur, mientras repostaban en el aire siete veces por KC-135 Stratotanker. Este vuelo récord supera la anterior marca por aproximadamente 10 horas; los dos cañoneros gastaron 410 000 lb. de combustible y para mostrar la fiabilidad del cañonero, escribieron en sus alas el lema «En cualquier momento, en cualquier lugar». Los cañoneros también fueron parte de la acumulación de fuerzas americanas en 1998, para convencer a Irak que cumpliera con las inspecciones de armas de la OTAN. Los Estados Unidos también usaron los cañoneros durante la invasión de Afganistán en 2001, y en la guerra de Irak. En 2007 fuerzas de operaciones especiales del los Estados Unidos usaron el AC-130 en ataques sobre posiciones sospechosas de albergar militantes de Al-Qaeda en Somalia.2021 El AC-130 fue distinguido por no haber perdido nunca una base bajo su protección. Antigua Yugoslavia[editar] En el conflicto de los Balcanes hubo varios episodios donde tropas de la ONU se vieron rodeadas de elementos hostiles y paramilitares, normalmente de la milicia proserbia. Algunos casos eran dramáticos pues no era posible liberar el cerco con medios terrestres. Entonces se llamaba a los AC-130 'Magic' y solo con sobrevolar la zona, o en ocasiones hacer algunos disparos de advertencia, la retirada enemiga estaba garantizada. 22 Irak[editar] En la Invasión de Irak en 2003 se usaron frecuentemente aviones AC-130. Muchas misiones fueron realizadas en las áreas urbanas de Bagdad, Tikrit, Samarra, y Baquba. Durante la insurrección de los milicianos chiitas de la primavera de 2004 los AC-130U fueron utilizados para aplastar los focos de resistencia dentro de la ciudad de Fallujah. Intervención militar en Libia de 2011[editar] Véase también: Intervención militar en Libia de 2011 Estados Unidos desplegó dos aviones AC-130U para participar en la Operación Amanecer de la Odisea.23 El 26 de marzo de 2011, los AC-130 comenzaron las operaciones de combate junto a aviones de ataque a tierra A-10 Thunderbolt II, atacando fuerzas terrestres.24 Estos fueron los primeros aviones usados por Estados Unidos contra tropas de Gadafi; los ataques previos tenían como objetivo infraestructuras antiaéreas y de mando.24 Aeronaves derribadas[editar] Un AC-130H Spectre Ocho aviones AC-130 de diferentes variantes se han perdido en combate: Aeronave 629 El primer AC-130A fue derribado en mayo de 1969 sobre Laos, al ser alcanzado por fuego antiaéreo durante un vuelo nocturno de reconocimiento; dos impactos de 37 mm crearon grandes daños y mataron a dos miembros de la tripulación. A pesar de los daños, los pilotos lograron realizar un aterrizaje forzoso en la base aérea de Ubon. A partir de esos incidentes, todos los AC-130 eran escoltados por aviones F-4 Phantom usados para destruir los emplazamientos antiaéreos.2526 Aeronave 625 El 22 de abril de 1970, alrededor de las 01:50, una batería de artillería antiaérea enemiga de 37 mm comenzó a disparar a la aeronave. El cañonero inmediatamente inicia un ataque contra la posición de la batería de artillería. Sobre las 01:59, mientras hacían la cuarta pasada sobre el objetivo a una altitud próxima a los 7500 pies, el cañonero fue alcanzado en la sección inferior trasera izquierda del fuselaje, cercana a la cola. El mayor Brooks dijo por radio «He sido alcanzado, baby». No se escucharon más conversaciones de la tripulación mientras la aeronave todavía se mantenía en el aire. Diez tripulantes de la aeronave perecieron en el ataque. Solo uno sobrevivió.27 Aeronave 043 El 18 de junio de 1972, sobre las 23:55, el «Spectre 11», mientras realizaba su segundo ataque sobre el área de un objetivo, recibió, en el motor número 3, un impacto directo de un misil SA-7 Strela, de fabricación soviética. El capitán Gilber acciona los tanques autosellantes, pero una explosión provocó la separación del ala derecha de la aeronave. Aproximadamente al mismo tiempo, se produjo una gran explosión, expulsando a tres tripulantes de la aeronave. Los tripulantes de los F-4 de escolta vieron al cañonero en llamas, y la desaparición de lo que parecía ser la cola y el ala derecha. Después el avión se estrelló en la jungla y explotó al oeste del valle A Shau.28 Perdieron la vida en el ataque doce de sus quince tripulantes. Aeronave 044 AC-130H Spectre Mientras volaban sobre el objetivo en marzo de 1972, el “Spectre 17” descendió de altitud a un nivel de vuelo bajo según tripulantes de otros cañoneros, que tomaron parte en la misma misión, y fue alcanzado por fuego antiaéreo enemigo. El avión fue alcanzado por un misil SA-2 que le obligó a descender. Después de la evaluación del daño sufrido por la aeronave, se decidió llevarlo de vuelta a la base. Transcurridos 10 minutos a un nivel de vuelo estable, el combustible acumulado en el área de carga se prendió fuego y una explosión dejó severamente dañada la aeronave, aunque esto no causó su desintegración. Según los informes reportados por otras tripulaciones, que monitoreaban las comunicaciones de radio entre la tripulación del “Spectre 17" con las otras aeronaves, ninguno de los 16 tripulantes fueron heridos por el fuego antiaéreo cuando inicialmente fue alcanzada la aeronave. La tripulación se preparó para una posible salida de emergencia, colocándose sus paracaídas, y aquellos hombres que no eran necesarios para el vuelo fueron moviéndose a la parte trasera de la aeronave. La orden de salto fue dada entre 5 y 10 segundos antes de que la aeronave explotara.2930 Richard Williams saltó justo antes de la explosión y el T. Carl E. Stevens hizo lo mismo inmediatamente después. Ambos hombres evitaron las patrullas enemigas y fueron rescatados horas después, el resto de la tripulación no fue encontrada. El avión realizó un aterrizaje de emergencia en su base, quedando inservible. Catorce tripulantes fueron dados por muertos. Aeronave 571 El 30 de marzo de 1972, el primer AC-130E fue derribado cuando realizaba una misión sobre Laos. Durante su ataque a un convoy de camiones que detectó en la ruta Ho Chi Minh, recibió varios impactos de 57 mm. Los 15 ocupantes pudieron saltar en paracaídas.3132 Aeronave 490 En diciembre de 1972, un AC-130A fue derribado sobre la ruta Ho Chi Minh en Laos, al ser alcanzado por proyectiles de 37 mm. Dos tripulantes lograron saltar en paracaídas antes de que una explosión arrancara el ala izquierda.333435 Otros accidentes En marzo de 1993, la aeronave 69-6576 sufrió un accidente sobre Kenia. Un proyectil del cañón de 105 mm explotó, lo que obligó al avión a realizar un aterrizaje sobre el mar. Varios miembros de la tripulación murieron.36 En la actualidad[editar] El AC-130H costaba 132,4 millones de dólares y el AC-130U costaba 190 millones de dólares en 2001. En la actualidad, hay ocho AC-130H y diecisiete AC-130U en activo.37 Aviones en exhibición[editar] Uno de los siete AC-130A desarrollados, con número de serie 53-3129, llamado “First Lady”, fue el primer AC-130A fruto de una conversión de una primera producción de C-130. En 1975, después de la conclusión de las hostilidades en Indochina, fue transferido a la Reserva de la Fuerza Aérea, donde sirvió con el 711 Escuadrón de Operaciones Especiales de la 919 Ala de Operaciones Especiales. En 1980, la aeronave fue mejorada, cambiando la original hélice tripala por una de cuatro palas, y fue retirado a finales de 1995. Esta jubilación también marcó el final en la Reserva de la Fuerza Aérea del vuelo de los AC-130A. La aeronave se exhibe en el Museo de armas de la Fuerza Aérea en la base Eglin, Florida, con la configuración final de la Reserva, pintado de gris, marcas negras, hélices Hamilton Standard cuatripala.3839 Apariciones en los medios[editar] Su aparición más célebre ha sido en el juego estrella "Ace Combat Assault Horizon", en donde se dispone de un AC-130U "Spooky II" con su tres tipos principales de armamento.404142 Especificaciones[editar] Referencia datos: USAF Fact Sheet43 Dibujo 3 vistas del Lockheed AC-130U. Características generales Tripulación: 13 Oficiales: 5 (piloto, copiloto, navegante, oficial de control de tiro, oficial de guerra electrónica) Suboficiales: 8 (ingeniero de vuelo, operador de TV, operador del equipo de detección por infrarrojos, jefe de carga y cuatro artilleros) Longitud: 29,8 m Envergadura: 40,4 m Altura: 11,7 m Superficie alar: 162,2 m² Peso cargado: 55 520 kg Peso máximo al despegue: 69 750 kg Planta motriz: 4× Allison T56-A-15 Turbohélice. Potencia: 3700 kW (4910 hp) cada uno. Hélices: 1× Cuatripala por motor. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 480 km/h (298 MPH; 259 kt) Alcance: 4070 km (2198 nmi; 2529 mi) Techo de vuelo: 9100 m (29 856 ft) Armamento Los cuatro artilleros recargando el obús de 105 mm (delante) y el cañón automático de 40 mm (detrás). AC-130A Project Gunship II 4× ametralladoras rotativas Minigun GAU-2/A de 7,62 mm 4× cañones rotativos M61 Vulcan de 20 mm AC-130A Surprise Package, Pave Pronto, AC-130E Pave Spectre 2× Minigun GAU-2/A de 7,62 mm 2× M61 Vulcan de 20 mm 2× cañones automáticos L/60 Bofors de 40 mm AC-130E Pave Aegis 2× M61 Vulcan de 20 mm 1× L/60 Bofors de 40 mm 1× obús M102 de 105 mm AC-130H Spectre44 Aproximadamente hasta el año 2000: 2× M61 Vulcan de 20 mm 1× L/60 Bofors de 40 mm 1× obús M102 de 105 mm Armamento actual: 1× L/60 Bofors de 40 mm 1× obús M102 de 105 mm AC-130U Spooky II 1× cañón rotativo GAU-12/U Equalizer de 25 mm 1× L/60 Bofors de 40 mm 1× obús M102 de 105 mm

UAV DOMINATOR XP El Aeronautics Defense Dominator es un vehículo aéreo no tripulado (UAV) israelí de mediana altitud y larga duración (MALE ) fabricado por Aeronautics Defense Systems . [1] Se basa en el avión de pasajeros Austrian Diamond DA42 Twin Star . Dominator UAV ejecuta operaciones de inteligencia, vigilancia y reconocimiento (ISR). Historial operativo [ editar ] La aeronave realizó su primer vuelo de prueba en julio de 2009. [2] La aeronave no tripulada tiene una autonomía de 28 horas con una carga útil de 900 lb (410 kg) y vuela a una velocidad máxima de 75-190 nudos (140-350 km/h). altitud de 30.000 pies (9.100 m). [3] [4] Operadores [ editar ] México — 2 Dominator XPs [5] [6] Tailandia - Pedido en agosto de 2018 [7] Turquía - 1 Dominator 2, siendo utilizado para monitorear fronteras. [8] Especificaciones [ editar ] Características generales Tripulación: Ninguno Longitud: 8,00 m (26 pies 3 pulgadas) Envergadura: 13,42 m (44 pies 0 pulgadas) Peso bruto: 1200 kg (2640 libras) Planta motriz: 2 × motores diésel Thielert , 101 kW (135 hp) cada uno Actuación Velocidad máxima: 354 km/h (219 mph, 190 nudos) Techo de servicio: 9.100 m (30.000 pies) Role UAV de reconocimiento origen nacional Israel Fabricante Sistemas de defensa aeronáutica Desarrollado por Diamante DA42 Estrella gemela

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Piasecki VZ-8 Airgeep El Piasecki VZ-8 Airgeep (designación de compañía PA-59) fue un prototipo de aeronave de despegue y aterrizaje verticales (VTOL), desarrollada por Piasecki Aircraft. El Airgeep fue desarrollado para cubrir un contrato del Mando de Investigación del Transporte del Ejército de los Estados Unidos por un jeep volante en 1957.2 Se pensaba que el jeep volador sería más pequeño y fácil de volar que un helicóptero. Diseño y desarrollo[editar] Piasecki AIRGEEP II (Ejército) durante su primer vuelo, 15 de febrero de 1962. VZ-8P en 1959. Para cubrir el requerimiento del Ejército estadounidense, el diseño de Piasecki presentaba dos rotores tripala en tándem, con la tripulación sentada entre los mismos. La potencia era suministrada por dos motores de pistón Lycoming O-360-A2A de 134,2 kW (180 hp), propulsando los rotores mediante una caja reductora central. La primera de las dos aeronaves ordenadas por el Ejército, designada inicialmente Model 59K Skycar (y más tarde renombrada Airgeep) por Piasecki y como VZ-8P por el Ejército, voló el 22 de septiembre de 1958.34 Fue remotorizada con un único turboeje Turbomeca Artouste IIB de 317 kW (425 hp) que reemplazaba a los dos motores de pistón, volando de esta forma en junio de 1959.3 Tras ser prestada a la Armada estadounidense para ser evaluada como Model 59N, donde fue equipada con flotadores, fue devuelta al Ejército y su motor reemplazado por un más ligero y potente Garrett AiResearch TPE331-6 de 410,1 kW (550 hp).5 El segundo prototipo fue completado con un diseño modificado, designado Model 59H AirGeep II por Piasecki y VZ-8P (B) por el Ejército. Estaba propulsado por dos motores Artouste, con asientos eyectables para el piloto y el copiloto/artillero, y tres asientos más para pasajeros. También fue equipado con un tren de aterrizaje eléctrico triciclo para aumentar la movilidad en tierra. El primer vuelo del AirGeep II tuvo lugar el 15 de febrero de 1962, pilotado por "Tommy" Atkins.6 Aunque el Airgeep operaría normalmente cerca del suelo, era capaz de volar a varios miles de pies, probando ser estable en vuelo. El volar bajo le permitía evadir la detección por radar.7 A pesar de estas cualidades, y su superioridad sobre los otros dos modelos evaluados por el Ejército estadounidense presentados para cubrir el mismo requerimiento (el Chrysler VZ-6 y el Curtiss-Wright VZ-7), aquel decidió que "el concepto de Jeep Volante no era adecuado para el campo de batalla moderno", y en su lugar se concentró en el desarrollo de helicópteros convencionales.5 Variantes[editar] Piasecki Model PA-59N SEAGEEP. Model 59K Skycar Designación de la compañía para la primera aeronave, propulsada por dos motores de pistón Lycoming O-360-A2A de 134,2 kW (180 hp), dándosele la designación militar VZ-8P Airgeep. Más tarde, los motores de pistón fueron reemplazados por un único motor turboeje Turbomeca Artouste IIB de 316,9 kW (425 hp).8 Model 59N SeaGeep I La primera aeronave (después de que los motores de pistón fueran reemplazados por un único Artouste), prestada a la Armada de los Estados Unidos, equipada con flotadores.8 PA-59H AirGeep II La segunda aeronave, designación militar VZ-8P (B), completada con dos motores turboeje Turbomeca Artouste IIC de 298,3 kW (400 hp) y asientos para cinco personas, incluyendo la tripulación.8 VZ-8P Airgeep I Designación militar de la primera aeronave entregada. VZ-8P-1 Airgeep I La primera aeronave después de que los motores de pistón fueran reemplazados por un único Turbomeca Artouste IIB de 316,9 kW (425 hp). VZ-8P-2 Airgeep I La primera aeronave después de que el motor Artouste fuera reemplazado por un más ligero y potente Garrett AiResearch TPE331-6 de 410,1 kW (550 hp). VZ-8P (B) Airgeep II Designación militar para la segunda aeronave.8 Operadores[editar] Estados Unidos Ejército de los Estados Unidos Especificaciones (VZ-8P (B))[editar] Referencia datos: Jane's All the World's Aircraft 1962-638 Flying Jeeps: The US Army's Search for the Ultimate 'Vehicle' 5 Características generales Tripulación: Dos (piloto y copiloto/artillero) Capacidad: Hasta tres pasajeros Longitud: 7,5 m (24,4 ft) Envergadura: 2,8 m (9,3 ft) Altura: 1,8 m (5,8 ft) Peso vacío: 1184 kg (2609,5 lb) Peso cargado: 1665 kg (3669,7 lb) Peso máximo al despegue: 2177 kg (4798,1 lb) Planta motriz: 2× turboeje Turbomeca Artouste IIC. Potencia: 410 kW (565 HP; 558 CV) cada uno. Hélices: Tripala Diámetro de la hélice: 2,5 m Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 136 km/h (85 MPH; 73 kt) Velocidad crucero (Vc): 112 km/h (70 MPH; 60 kt) Alcance: 56 km (30 nmi; 35 mi) Techo de vuelo: 914 m (2999 ft) Armamento Armas de proyectiles: Provisión para un fusil sin retroceso (no instalado) Tipo Rotonave experimental Fabricante Piasecki Aircraft Primer vuelo Principios de 19591 Usuario principal Ejército de los Estados Unidos N.º construidos 2

Curtiss-Wright VZ-7 El Curtiss-Wright VZ-7 (también conocido como VZ-7AP1) fue una aeronave VTOL de cuatro rotores diseñada por la compañía Curtiss-Wright para el Ejército de los Estados Unidos. Como el Chrysler VZ-6 y el VZ-8 Airgeep, iba a ser un "jeep volador". Tipo Aeronave utilitaria VTOL Fabricante Curtiss-Wright Primer vuelo 1958 Retirado 1960 Usuario principal Ejército de los Estados Unidos N.º construidos 2 Diseño y desarrollo[editar] Se entregaron dos prototipos al Ejército estadounidense a mitad de 1958, registrados 58-5508 y 58-5509.2 El VZ-7 tenía un fuselaje con el asiento del piloto, los depósitos de combustible y los controles de vuelo. Las hélices se instalaron a ambos lados del fuselaje, sin recubrimiento (la aeronave lo tenía originalmente, pero fue desmontado). Había cuatro hélices en total. El VZ-7 era controlado cambiando el empuje de cada hélice. La plataforma volante era maniobrera y fácil de volar. La aeronave se comportó bien en las pruebas, pero no fue capaz de alcanzar los requerimientos de velocidad y altitud del Ejército,2 por lo que fue retirada y devuelta al fabricante en 1960. Un VZ-7 forma parte de la colección de aeronaves del Museo de la Aviación del Ejército de los Estados Unidos en Fort Rucker. Sin embargo, actualmente no está en exhibición debido a restricciones de espacio.34 Operadores[editar] Estados Unidos Ejército de los Estados Unidos Especificaciones[editar] Referencia datos: Flying Jeeps5 Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 5,2 m (17 ft) Envergadura: 4,9 m (16 ft) Altura: 2,8 m (9,3 ft) Peso vacío: 771 kg (1699,3 lb) Peso cargado: 952 kg (2098,2 lb) Planta motriz: 1× turboeje Turbomeca Artouste IIB. Potencia: 317 kW (437 HP; 431 CV) Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 51 km/h (32 MPH; 28 kt) Velocidad crucero (Vc): 40 km/h (25 MPH; 22 kt) Techo de vuelo: 61 m (200 ft)

Chrysler VZ-6 El Chrysler VZ-6 fue un vehículo de pruebas VTOL de flujo guiado estadounidense, diseñado y construido por Chrysler para el concurso Flying Jeep del Ejército de los Estados Unidos.12 Diseño y desarrollo[editar] Ordenado en 1958, se construyeron dos VZ-6. Era un vehículo de forma rectangular con dos hélices tripala insertadas en las partes delantera y trasera.2 El motor Lycoming de 500 hp estaba localizado en el centro, propulsando las hélices de flujo guiado.2 También estaba equipado con faldones de goma alrededor del borde inferior del vehículo, de forma similar a un hovercraft.2 Historia operacional[editar] El VZ-6 comenzó a realizar pruebas de vuelo cautivo en 1959, pero mostraron que el vehículo tenía sobrepeso y estaba infrapotenciado, con problemas de estabilidad lateral.2 Un intento de vuelo libre acabó con el VZ-6 dándose la vuelta, destrozándose, aunque el piloto escapó sin heridas serias.2 Ambos VZ-6 fueron desguazados en 1960.2 Operadores[editar] Estados Unidos Ejército de los Estados Unidos Especificaciones[editar] Referencia datos: Aerofiles2 Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 6,6 m (21,5 ft) Altura: 1,57 m3 Peso cargado: 1089 kg3 Planta motriz: 1× motor bóxer de seis cilindros refrigerado por aire sobrealimentado y con reductora Lycoming GSO-480. Potencia: 370 kW (510 HP; 503 CV) Hélices: 2× tripala por motor. Diámetro de la hélice: 2,59 m Rendimiento Chrysler VZ-6 Tipo Plataforma experimental VTOL Fabricante Chrysler Primer vuelo 1959 Usuario principal Ejército de los Estados Unidos N.º construidos 2

Avro Canada VZ-9 Avrocar El Avro Canada VZ-9-AV, comúnmente llamado Avrocar, fue una aeronave canadiense VTOL desarrollada por Avro Canada, como parte de un proyecto secreto estadounidense militar realizado en los primeros años de la Guerra Fría.2 El Avrocar pretendía aprovechar el efecto Coandă para proporcionar la sustentación y el empuje de un solo "turborrotor", expulsando los gases de escape por el borde de la aeronave con forma de disco. Diseñado originalmente como un avión de caza capaz de alcanzar altas velocidades y altitudes, el proyecto fue repetidamente reducido y la Fuerza Aérea de los Estados Unidos lo abandonó finalmente. El desarrollo fue retomado por el Ejército de los Estados Unidos para un requerimiento de una aeronave de combate táctico, una especie de helicóptero de altas prestaciones.3 En las pruebas de vuelo, el Avrocar demostró no haber resuelto los problemas de empuje y estabilidad que lo limitaban a una envolvente de vuelo degradada de bajas prestaciones; posteriormente, el proyecto fue cancelado en septiembre de 1961. Durante la historia del programa, se hizo referencia al proyecto mediante una serie de nombres diferentes. Avro denominaba los trabajos como Proyecto Y, siendo conocidos los vehículos individuales como Spade y Omega. El Proyecto Y-2 fue más tarde patrocinado por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, que lo denominó como WS-606A, Proyecto 1794 y Proyecto Silver Bug (Bicho de Plata). Cuando el Ejército estadounidense se unió a los trabajos, tomó su denominación final "Avrocar", y la designación VZ-9, como parte de los proyectos VTOL del Ejército estadounidenses de la serie VZ. El Avrocar S/N 58-7055. Tipo Aeronave VTOL experimental Fabricante Avro Canada Diseñado por John Frost Primer vuelo 12 de noviembre de 1959 Introducido 1958 Retirado 1961 Usuario principal Fuerza Aérea de los Estados Unidos (destinado a) Otros usuarios destacados Ejército de los Estados Unidos (destinado a) Producción 1958-1959 N.º construidos 2 Coste del programa 10 millones de dólares estadounidenses Historia operacional[editar] Pruebas iniciales[editar] El primer Avrocar salió de la fábrica de Avro Malton en mayo de 1959. Del 9 de junio al 7 de octubre del mismo año se probó en una plataforma estática de vuelo fijo. Desafortunadamente, se encontró que el gas caliente del escape se mezclaba de nuevo en las tomas en vuelo fijo, reduciendo el empuje del motor. Además, el ventilador generaba elevación solo en una pequeña área de su superficie, lo que reducía el empuje general disponible. Los conductos también demostraron tener mayores pérdidas de lo esperado, y una serie de modificaciones no fueron capaces de resolver este problema en gran medida. Estos problemas redujeron la elevación máxima a mayores altitudes del efecto de tierra a 1430 kg, menos que el peso vacío de la aeronave a 1944 kg (4985 libras). Esto significaba que el avión sería incapaz de flotar fuera del efecto tierra. Después de estas pruebas, el vehículo fue enviado a NASA Ames para una prueba de túnel de viento. El segundo ejemplar fue terminado agosto de 1959. El 29 de septiembre, el primer intento de vuelo se realizó con el Avrocar atado al suelo. Después de que el vehículo despegara, se inició una oscilación incontrolable de balanceo y cabeceo que forzó cada una de las tres ruedas en el suelo a su vez. El piloto, W. D. "Spud" Potocki, cortó inmediatamente los motores. Se realizaron cambios en el sistema de estabilidad para proporcionar más autoridad de control, mientras que se investigaron nuevos cordones para mejorar la capacidad de controlar este tipo de problemas. A medida que las pruebas continuaron, quedó claro que el problema era inherente al diseño, y los ingenieros comenzaron a referirse al efecto como "hubcapping", llamado así porque se parecía a un tapacubos girando en el suelo. Las investigaciones sobre el efecto revelaron lo que estaba causando el problema. Mientras que en efecto tierra, el aire de alta presión debajo de la nave era atrapado, llenando el área entera y proporcionando así una base estable, cuando el aparato se elevaba, el aire se formaba en una sola columna estrecha, descrita por Frost como "tronco de árbol". A altitudes intermedias, la nave transitaría momentáneamente de un régimen a otro, durante el cual un lado del vehículo tendría sustentación, mientras la misma desaparecía bajo el otro. Esto llevaba a un fuerte movimiento de impulso hacia el lado no sustentado. Tan pronto como esto ocurría, ese lado se acercaría al suelo y restablecería el aire de sustentación, mientras que el otro lado se elevaría por encima de este límite. Este proceso se repetiría, con el aire rodando de lado a lado. Se realizaron modificaciones para tratar de resolver el problema. Finalmente se perforaron una serie de 52 agujeros en el fondo del vehículo, ubicados radialmente a tres pies del centro. Estaban destinados a proporcionar un empuje central para estabilizar el colchón de tierra. Con estas modificaciones completas y aparentemente funcionando, el primer vuelo completamente libre ocurrió el 12 de noviembre de 1959. Esta prueba demostró que el sistema de control de la boquilla era inaceptable. Los alerones fueron diseñados para dirigir el aire hacia fuera, sobre la parte superior o inferior de la aleta anular; hacia fuera el fondo solamente durante el vuelo estacionario, pero sobre la tapa y la parte inferior durante el vuelo horizontal. La idea era que cuando se colocaba la solapa para proporcionar control, el elevador se bajaría de un lado y se elevaría en el otro. La elevación fue de hecho bajaba en un lado, pero por desgracia la sustentación no mejoraba en el otro, por lo que cada entrada de control se traducía en una pérdida de altitud. Después de cinco vuelos, las pruebas se detuvieron temporalmente el 5 de diciembre de 1959, momento en el que el Avrocar había registrado 18,5 horas de tiempo de pruebas en total. Regreso[editar] Un diseño completamente nuevo fue instalado durante el invierno. Los alerones originales fueron desmontados y reemplazados por un solo anillo por debajo de la aleta anular. El anillo se desplazó en relación con el arte bajo la entrada de control, "sellando" el hueco en un lado mientras se abre en el otro. Las pruebas continuaron en enero de 1960 y parecieron funcionar mucho mejor. Sin embargo, mientras que el nuevo sistema de control mejoró las cualidades de oscilación, la nave se volvió inestable a velocidades superiores a los 30 nudos (56 km/h). El primer Avrocar en Ames fue modificado de forma similar y, en abril de 1960, fue probado en su túnel de viento de 12 m × 24 m. El problema quedó claro; el anillo bloqueaba tanto el empuje total del motor que la energía total se reducía enormemente. A medida que la nave aceleraba, el flujo de aire en la parte inferior reducía la recirculación, reduciendo la elevación debido al flujo de aire sobre la superficie superior. Esto fue algo inesperado; la recirculación se ha considerado una "cosa mala" debido a la pérdida de empuje del motor, y sus efectos positivos sobre la elevación no parecen haber sido apreciados. Al final, para mantener la elevación a velocidades más altas, la nave tuvo que ser lanzada al final de su capacidad de control. Avro estaba convencida de que el concepto era todavía viable, y propuso un nuevo programa para la reelaboración principal del sistema de propulsión y control. En lugar de la única aleta anular triangular y los alerones, o el control posterior del anillo, el nuevo sistema incluía dos sistemas de control separados para el vuelo horizontal y hacia atrás, combinados en una sola boquilla. Para el vuelo horizontal, se abrió una serie de "puertas de transición" en las boquillas, bloqueándolas y volviendo a dirigir el flujo hacia abajo bajo el avión. El control durante este régimen se proporcionaba moviendo la parte exterior de la solapa para "enfocar" el flujo. A velocidades más altas, las puertas estaban cerradas, permitiendo que el aire fluyera desde el borde de la aeronave, donde se encontraban una serie de sencillos controles de tipo aleta. El nuevo sistema de control cubría los 3/4 traseros de la circunferencia exterior de la aeronave; la sección delantera ofrecía los controles que flotaban solamente. Las modificaciones se completaron en el modelo de Ames y las pruebas se reanudaron en abril de 1961. El nuevo diseño demostró un control mucho mejor en sustentación y la elevación fue considerablemente mejorada. El vehículo ahora podía viajar hasta 100 nudos (190 km/h), una gran mejora sobre los 30 nudos (56 km/h) alcanzados previamente. Sin embargo, se mantuvo inestable en el máximo, y exhibió un ajuste fuerte de la nariz para arriba. Los ingenieros de la NASA intentaron modificar esto con una cola en T, pero esto demostró sentarse dentro del flujo de aire del turborrotor y no ayudó. El equipo de Frost consideró dos nuevos diseños, uno con una cola vertical grande y otro con un ala con verticales montados en punta ("winglets"). Ambos diseños usaron dos motores General Electric J85 de 2700 lbf (12 kN) y aumentaron el diámetro del turborrotor de cinco a seis pies. El 9 de junio de 1961, una segunda evaluación de vuelo del Avrocar de la USAF/NASA fue conducida en el segundo prototipo similarmente modificado en la facilidad de Avro. Durante estas pruebas, el vehículo alcanzó una velocidad máxima de 20 nudos (37 km/h) y mostró la capacidad de atravesar una zanja de seis pies de ancho y 18 pulgadas (460 mm) de profundidad. El vuelo por encima de la altitud crítica resultó peligroso, si no casi imposible, debido a la inestabilidad inherente. El informe de las pruebas en vuelo identificó además una serie de problemas de control. El programa fue cancelado definitivamente en diciembre de 1961. Especificaciones (VZ-9AV)[editar] Referencia datos: Avrocar: Canada's Flying Saucer...4 and The World's Worst Aircraft: From Pioneering Failures to Multimillion Dollar Disasters5 Características generales Tripulación: Dos Longitud: 5,5 m (diámetro) Altura: 1,1 m (3,5 ft) Superficie alar: 23,6 m² (254 ft²) Peso vacío: 1361 kg (2999,6 lb) Peso máximo al despegue: 2522 kg (5558,5 lb) Planta motriz: 3× turborreactor Continental J69-T-9. Empuje normal: 2,9 kN (296 kgf; 652 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 480 km/h (estimada), 56 km/h (real) Alcance: 1601 km (estimado), 127 km (real) Techo de vuelo: 3000 m (estimado), 0,91 m (3 pies) (real)

MiG-105 El Mikoyan-Gurevich MiG-105.11 (en ruso МиГ-105.11), también conocido como Aeronave Orbital Experimental de Pasajeros (EPOS) (en ruso Экспериментальный орбитальный пассажирский самолет) fue un desarrollo realizado dentro del programa del sistema aeroespacial «Spiral», proyecto soviético para crear una nave espacial reutilizable. Se desarrolló en la Oficina de Diseño OKB-155 de A.I. Mikoyan bajo la la dirección del diseñador jefe Gleb Evgenievich Lozino-Lozinsky. Este vehículo de prueba tripulado sirvió para la investigación y estudio del manejo y el aterrizaje a baja velocidad de aeronaves espaciales destinadas a viajar la órbita terrestre. El MiG 105 fue apodado "Lapot" (en ruso : лапоть , o bast shoe (la palabra también se usa como jerga para "zapato" o "zueco")), por la forma de su nariz. Con la definición de "aeronave orbital" (OS), "aeronave aeroespacial" (VKS), "Avión espacial" o "aeronave aeroespacial" se entiende una aeronave alada que se pone en órbita, bien mediante un sistema vertical mediante un cohete o sistemas de cohetes u horizontal mediante un avión de transporte que lo acerca a las capasa altas de la atmósfera facilitando su salida a la órbita terrestre de destino. Tras realizar las tareas encomendadas, regresa a la tierra aterrizando como un avión convencional en el aeródromo designado. Combina las propiedades de un avión y una nave espacial. MiG-105011 exhibido en el Museo Central de las Fuerzas Aéreas en Monino, cerca de Moscú. El proyecto sistema aeroespacial «Spiral», del que formaba parte el MiG-105, fue cancelado en 1978 y dio paso al nuevo desarrollo del proyecto Energía/Burán que desarrolló el transbordador espacial Burán. Historia[editar] A finales de 1965, el Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS emitieron un decreto sobre la creación de un Sistema Orbital Aéreo. Inicialmente, se planeó lanzar el avión orbital con el cohete R-7. Las pruebas en tierra comenzaron el 2 de diciembre de 1975. Las pruebas a velocidad subsónica, incluida la caída desde un avión portaaviones Tu-95, se llevaron a cabo hasta el 13 de septiembre de 1978, en esté último aterrizaje la aeronave sufrió daños en el tren de aterrizaje al aterrizar de forma defectuosa por un error de la información que recibió el piloto, Vasily Uryadov, que estaba cegado por el sol.1 Cronología[editar] 1960 – Inicio de la concepción del proyecto. 1964 - Adopción de un plan quinquenal 1964-1969 para viajes espaciales militares. 1965 - Comienza oficialmente el programa Spiral como parte del Plan Quinquenal. 1969 - Terminación del programa Spiral 1974 – Se reanuda el programa Spiral 1976 – 11 de octubre, primer vuelo de prueba subsónico del MiG-105-11 a 1800 pies, partiendo de una pista de aterrizaje cerca de Moscú.1 1976 - 27 de noviembre, primer vuelo de prueba del 105-11, lanzando un avión Tu-95 desde 5.500 metros de altitud. 1978 - 1 de septiembre, octavo y último vuelo atmosférico exitoso del MiG-105-11, daño significativo a la estructura del avión al aterrizar porque el piloto Vasily Uryadov, cegado por el sol, aterrizó del suelo a la derecha de la pista debido a una información incorrecta. Características[editar] El orbitador, la Aeronave Orbital Tripulada Experimental "EPOS", parece que partió del diseño del avión espacial Tsybin PKA de los años 60, que tenía el mismo apodo, era un pequeño avión, parecido a un cuerpo de sustentación, con pequeñas alas plegables conectadas al fuselaje central. La tripulación estaba formada por un único tripulante, que accedía al orbitador a través de una escotilla ubicada encima del asiento. La masa total del orbitador era de 8.800 kg. Podía alcanzar órbitas inclinadas entre 45 y 135 grados. El gran tamaño y grosor del morro, ayudaba a reducir el calor generado durante la reentrada, lo que fue también adoptado por la NASA para la propuesta HL-20 en la década de 1980. Una de las características más notables del transbordador es que las alas eran movibles. Se mantenían inclinadas 60 grados durante el lanzamiento, órbita y reentrada, lo que favorecía la estabilidad. Tras la reentrada, una vez se había frenado a velocidades subsónicas, unos actuadores movían las alas a una posición horizontal, lo que favorecía la sustentación. El transbordador era colocado en una órbita provisional de 130-150 km de altitud, que solo podía mantenerse 2 o 3 vueltas sobre la tierra, antes de que la resistencia y el rozamiento de la alta atmósfera a esa altitud, provocara la disminución de su velocidad y la reentrada en la atmósfera. Para evitar esta situación, era necesario un último impulso que elevara el transbordador a una órbita más alta. Eso se conseguía mediante un pequeño motor en la parte trasera del mismo, que desarrollaba una fuerza equivalente a 1.500 kg, con dos motores de emergencia de 40 kg cada uno. Las maniobras orbitales se realizaban mediante seis pequeños motores instalados en el fuselaje central, con una fuerza de 16 kg cada uno y para las maniobras finas de mayor precisión, había diez motores de 1 kg de fuerza cada uno. Los tanques de combustible se localizaban en el centro del transbordador. Todos los motores utilizaban una combinación de dimetilhidracina asimétrica como combustible y tetróxido de nitrógeno como comburente. Se tenía previsto desarrollar una versión más avanzada que habría utilizado flúor y amoníaco. El orbitador contaba para vuelos a baja altitud, con un pequeño motor a reacción instalado en la parte trasera, bajo el timón vertical que, a plena potencia, permitía una autonomía de diez minutos volando a baja altitud. Esto permitía en caso necesario abortar el aterrizaje, alejarse de la pista de aterrizaje e intentarlo de nuevo. El motor estaba ubicado bajo el estabilizador central y durante el resto del vuelo estaba oculto para su protección, con una cubierta térmica. En caso de emergencia, el tripulante del orbitador podía ser eyectado de la nave en su cabina en una cápsula de escape, en un diseño original y único en su tipo, para proteger al piloto de las corrientes de aire supersónico, la gran velocidad y altitud de la nave. Dicha cápsula podía ser activada en cualquier momento del vuelo y a diferente altitud operativa, ya que contaba con su propio sistema de navegación, protección térmica, motores para salir de órbita y escudo de reentrada (cuya forma era parecida a la de las cápsulas Soyuz). El aterrizaje se efectuaba con plataformas tipo esquís, que bajaban del fuselaje central, ya que no se confiaba en que unas ruedas convencionales, pudieran resistir el calor de la reentrada. El compartimento para alojarlos estaba ubicado en un lateral del fuselaje central (no en la parte inferior, como suele ser habitual en las aeronaves) para proteger la integridad del escudo de reentrada. El escudo de reentrada estaba compuesto por metales muy resistentes al calor, como el niobio, el molibdeno y el wolframio. Estaba articulado en diferentes láminas, para que la dilatación térmica generada por la reentrada no lo dañara. La proyección térmica fue diseñada bajo el principio de "construcción de carcasa caliente" con una temperatura máxima de 1.500 °C, es decir el enfriamiento de la estructura se realizaba por la transferencia de calor de zonas calientes a frías, sin el uso de refrigeración activa. Esto determinó un radio máximo de brusquedad de la nariz y el ala para aprovechar al máximo la re-irradiación del flujo de calor desde la parte inferior de la superficie a la superior en relación con la implementación de volúmenes huecos en la promoción nasal y el ala. Se construyó un escudo de protección con aislamiento térmico interno de fibra de sílice ultrafina y cuarzo amorfo de alta pureza, prensado por una hoja de capacidad calorífica con una capa de plata, que aseguraban una protección térmica eficaz de una aeronave orbital a velocidades hipersónicas. A esto se le añadió una armadura en las que se fijaban todas las unidades mediante varillas tubulares separadas y en el que se bloquean todos los tipos de cargas que llegan al fuselaje. La parte de la aeronave más sometida al estrés térmico iba con un escudo térmico que que percibía las cargas aerodinámicas locales y protegía la potencia interna establecida de las altas temperaturas. La pantalla constaba de las siguientes partes: Parte principal con aislamiento térmico ubicada debajo de todas las unidades de la aeronave. Parte del arco sin aislamiento térmico, que tiene la posibilidad de intercambio de calor radiante libre con una superficie superior menos caliente, por lo que la temperatura de la pantalla en la zona de temperatura máxima disminuía de 1600 °C a 1400 °C. Percibir una diferencia de temperatura de hasta 1000 °C debido a deformaciones elásticas de la ondulación. La pantalla iba montada sobre una serie de cojinetes articulados de cerámica que aislaban el escudo térmico de la estructura principal, esto aseguraba la invariabilidad de los contornos externos al mantener la forma y la posición de la pantalla en relación con el cuerpo,al tiempo que protegía la estructura principal dándose diferencias de temperatura de entre 800 y 1000 °C. El escudo térmico se realizó mediante una cubierta de placas dispuestas en "escama de pescado" realizadas en una aleación de niobio revestido VN5AP, recubiertos con disilicide de molibdeno. El tren de aterrizaje se diseñó como un chasis de esquí de 4 postes con soportes de disco que se escamoteaban en nichos situados en los laterales de la nave, para los soportes delanteros, y en la sección inferior del fuselaje para los traseros. El tren de aterrizaje quedaba protegido por la pantalla térmica. Los esquís estaban hechos de metal resistente al desgaste y podían aguantar las temperaturas que se daban en la nave sin deteriorarse, cosa que no era factible con el uso de neumáticos de goma. Este sistema de aterrizaje aseguraba el aterrizaje en casi cualquier terreno más o menos uniforme con una resistencia mínima de unos 4 kg/cm2. Los diseñadores de la OKB-155 ya contemplaron en 1966 un revestimiento protector de calor de cerámica ultraligero; 16 años después, se ensayó en el BOR-4 la primera prueba de baldosas de cuarzo soviéticas.2 Versiones[editar] Se diseñaron tres versiones diferentes: 105-11: prototipo de vuelo atmosférico subsónico (EPOS), 2 × Kolessow RD-361 105-12 - Prototipo supersónico para vuelo atmosférico. 105-13 - Prototipo supersónico para vuelo orbital. Estas versiones se correspondían a los siguientes objetivos: Reconocimiento: llevaba 500 kg de equipos electrónicos. Los equipos fotográficos permitían una resolución de 1,2 m para una órbita de 130 km de altitud. Hubiera llevado una antena desechable sobre la nave de 1,5 m. capaz de detectar escuadrones de aviones y grandes bases enemigas, al volar invertido en el espacio. Unos motores de flúor y amidol permitían variar la inclinación de la órbita hasta 17 grados. Intercepción: llevaba 500 kg de material militar. Unos motores de flúor y amidol permitían variar la inclinación de la órbita hasta 17 grados. Se desarrollaron dos versiones del interceptor: Interceptor-inspector: hubiera sido capaz de acercarse a 35 km del objetivo enemigo a gran altitud, como un satélite militar, estudiarlo con un visor que amplificaba las imágenes 50 veces y, en caso de que se quisiera, atacarlo con hasta 6 misiles pequeños de 25 kg. cada uno, transportados en un contenedor rotatorio sobre la nave y cuyo alcance máximo era de 30 km. Esta versión hubiera sido capaz de atacar hasta dos objetivos diferentes que ocuparan órbitas que se diferenciaran 7-8 grados y 100 km de distancia, por la gran velocidad de la nave y la gran altitud operativa para el ataque. Interceptor de largo alcance: hubiera llevado dos misiles de 170 kg con guiado óptico, capaces de alcanzar objetivos a 350 km de distancia. En esta versión de largo alcance el Spiral también hubiera sido capaz de atacar dos objetivos, que podían encontrarse a alturas de hasta 1000 km sobre la nave. Avión espacial de ataque: llevaba 2.000 kg de material militar, más grande y pesado, se hubiera utilizado para atacar buques. El orbitador hubiera contado con un único misil de 1700 kg, cuya probabilidad de acertar a un portaaviones occidental se estimaba en un 90%, volando en forma invertida en el borde del espacio, a una altitud imposible de interceptar por un avión de combate convencional. Unos motores de flúor y amidol, permitían variar la inclinación de la órbita hasta 7 u 8 grados; además, podía efectuar simultáneamente un cambio de órbita a más de 100 km de altitud, con un cohete conectado en su parte trasera, que podía ser desechado y al lanzar el misil sobre el objetivo enemigo, su peso se hubiera reducido a 4.900 kg. y por la gran velocidad en el borde del espacio, sería imposible de interceptar por un sistema de defensa convencional. El 105-12, que debía haber realizado vuelos supersónicos, estaba listo cuando el programa se dio por finalizado. Nunca llegó a volar. El 105-13, que debía haber realizado vuelos hipersónicos, solo tenía completado el fuselaje y se probó en una cámara de vacío, para simular las condiciones de reentrada, demostrándose capaz de resistir condiciones de hasta 50 vuelos. Especificaciones[editar] Generales Tripulación: 1 persona Longitud: 8 m (8,5 m subsónico analógico) Envergadura: 7,4 (6,4) m Altura: 3,5 m Área del ala: 24 m² Masa vacía: 10 300 kg (4220) Motores: TRD RD-36-35K Empuje máximo: 2350 kgf (2000) Carga alar: 175 kg/m² Características de vuelo Velocidad máxima: 800 km/h (500 mph, 430 nudos) Mach 0,65 Velocidad máxima en el suelo: 250-280 km/h Astronautas participantes en el proyecto[editar] En 1966 se formó, en el Centro de Entrenamiento de Cosmonautas, un grupo de cosmonautas con el objetivo que participarán en las pruebas del proyecto del sistema aeroespacial «Spiral». En él participaron cosmonautas con suficiente experiencia de vuelo. Composición inicial del grupo fue: Guerman Stepánovich Titov, que ya había salido al espacio. Anatoly Petrovich Kuklin Vasili Grigorievich Lazarev Anatoly Vassilyevich Filipchenko En 1969 se realizó una reorganización del Centro de Formación de Cosmonautas y se creó el Cuarto Departamento de la Primera Dirección de la CTC cuyo responsable fue Guerman Stepánovich Titov que acababa de obtener el diploma del Sistema de rescate de emergencia (SAS) en aviones aeroespaciales.3 El nuevo departamento reclutó a jóvenes pilotos que recibieron capacitación espacial, estos fueron: Leonid Denísovich Kizim, preparado entre 1969 y 1973. Anatoli Nikoláyevich Beriozovói, preparado entre 1972 y 1974. Anatoly Ivanovich Dedkov, preparado entre 1972 y 1974. Vladímir Aleksandrovich Dzhanibekov, preparado de julio a diciembre de 1972. Vladimir Sergeevich Kozelsky, preparado entre agosto de 1969 y octubre de 1971. Vladímir Afanásievich Liájov, preparado entre 1969 y 1973. Yuri Vasilyevich Malyshev, preparado entre 1969 y 1973. Aleksandr Yakovlevich Petrushenko, preparado entre 1970 y 1973. Yuri Viktorovich Romanenko, preparado en 1972. El 7 de enero de 1971 Anatoly Vassilyevich Filipchenko sustituyó a Guerman Titov al frente del departamento y el 11 de abril de 1973, el cosmonauta de prueba de instructor Lev Vasilievich Vorobyov se puso al frente del mismo, ese mismo año de disolvió tras poner fin al proyecto Spiral.

A ver si te gusta el Mustang doble que corgado en aviones modernos, por que aunque parece un prototipo, se construyó y usó en combate.

North American F-82 Twin Mustang El North American F-82 Twin Mustang fue un avión de combate, fabricado por el constructor aeronáutico estadounidense North American Aviation a mediados de la década de 1940, siendo un diseño derivado del caza P-51 Mustang. El Twin Mustang fue el último avión de combate con motor a pistón que entró en servicio en la Fuerza Aérea de los Estados Unidos. Fue concebido para realizar misiones como caza de escolta de largo alcance durante la Segunda Guerra Mundial en el frente del Pacífico, ya que requería un alcance mayor que en el frente europeo. Sin embargo, la guerra finalizó antes de que las primeras unidades del lote de producción fuesen operativas, por lo que durante la posguerra, su rol cambió por el de caza nocturno. Las versiones del F-82 equipadas con radar fueron empleadas de modo extenso por el Mando de Defensa Aérea, como reemplazo del caza nocturno P-61 Black Widow. Prototipo del XP-82 Twin Mustang. Tipo Caza de escolta de largo alcance y caza nocturno Fabricante North American Aviation Primer vuelo 15 de junio de 1945 Introducido 1946 Retirado 1953 Estado Retirado Usuario principal Fuerza Aérea de los Estados Unidos N.º construidos 270 Coste unitario 215 154 $1 Desarrollo del P-51 Mustang Diseño y desarrollo[editar] El P-51 Mustang había demostrado su excelente radio de acción, escoltando desde Gran Bretaña las formaciones de bombarderos hasta objetivos realmente lejanos en el corazón del Reich, Checoslovaquia, norte de Italia y Polonia; sin embargo, en el teatro del Pacífico se requería un alcance mucho mayor. Esta necesidad llevó al desarrollo del prototipo North American XP-82 Twin Mustang, que unía dos cazas P-51, eliminando un ala de estribor, una de babor y los estabilizadores de ambos aparatos; estas dos células se casaban mediante una sección central alar de cuerda paralela y un nuevo estabilizador común entre las dos derivas, con su correspondiente timón de profundidad. El nuevo tren de aterrizaje comprendía un aterrizador principal en cada fuselaje. La evaluación de tres prototipos indujo a las USAAF a encargar 500 cazas P-82B, de los que sólo se habían construido 20 cuando acabó la guerra. Dos ejemplares fueron convertidos en cazas nocturnos con las designaciones P-82C y P-82D, con radares SCR-720 y APS-4, respectivamente. En 1946, las USAAF firmaron un nuevo contrato por 250 P-82, que comprendía 100 cazas de escolta P-82E y 150 cazas nocturnos P-82F (100 unidades con radar APS-4) y P-82G (50 con radar SCR-20). Todas las variantes comprendidas entre las B y G fueron redenominadas F-82 en 1948; la última versión puesta en servicio fue la F-82H, una variante de invierno del F-82F/G que fue desplegada en Alaska. Durante la Guerra de Corea, los F-82, desde sus bases en el Japón, fueron los primeros aviones de la USAF en entrar en combate durante la contienda. Los tres primeros aviones derribados de la Fuerza Aérea de Corea del Norte fueron abatidos por F-82 de los Estados Unidos, siendo el primero un Yak-11 a manos del 68º Escuadrón de Caza de la USAF, en 1950. Variantes[editar] Cifras de producción Variante Producidos Conversiones XP-82 2 XP-82A 1 P-82B 20 P-82C 0 1 P-82D 0 1 F-82E 100 F-82F 100 F-82G 50 9 F-82H 0 15 TOTAL 273 NA-123 Diseño de Desarrollo Básico. El diseño NA-123 fue presentado por North American Aircraft a las USAAF en febrero de 1944. El diseño para el nuevo avión era de un caza de largo alcance para penetrar en profundidad en territorio enemigo. Su tarea inmediata sería escoltar los bombarderos B-29 Superfortress usados en el Teatro de Operaciones del Pacífico contra Japón. Las USAAF lo aprobaron de inmediato. Un contrato para construir y probar cuatro aviones XP-82 experimentales (designación P-82) dio paso en el mismo mes a una orden por 500 modelos de producción. XP-82/XP-82A Prototipo. Las USAAF aceptaron el primer XP-82 (NA-120) en agosto de 1945 y un segundo en septiembre. Ambos estaban equipados con motores Packard Merlin V-1650-23 y −25. El tercer avión experimental, designado XP-82A, tenía dos motores Allison V-1710-119. Fue aceptado en octubre de 1945. No hay evidencia de que el XP-82A volase realmente, debido a problemas con los motores Allison. El cuarto prototipo XP-82A (44-83889) fue cancelado. P-82B Planeada versión de producción (NA-123). Con el final de la Segunda guerra Mundial, los planes de producción fueron recortados significativamente. En contra de los 500 P-82B inicialmente planeados, la contratación general fue finalizada el 7 de diciembre de 1945 con 270 P-82. Estaban ya incluidos 20 P-82B en la orden y fueron destinados a pruebas como P-82Z. Las USAAF aceptaron todos los P-82Z en el año fiscal de 1947. Dos aviones fueron aceptados en enero de 1946, cuatro en febrero de 1947, y 13 en marzo de 1947. Por diciembre de 1949, no había ningún P-82B (por entonces redesignados F-82B) en el inventario de la Fuerza Aérea. Estos P-82B eran básicamente similares al XP-82, pero se diferenciaban en que tenían provisión para instalarles soportes subalares. P-82C 44-65169 con esquema negro de caza nocturno. Nótese el gran bulbo que transporta la antena de radar bajo el ala. P-82C Versión de caza nocturno. Un P-82B (44-65169), modificado a finales de 1946 para realizar pruebas como interceptor nocturno. El P-82C presentaba una nueva góndola (bajo la sección alar central) albergando el radar SCR-720. El SCR-720 era la misma instalación de radar que se llevaba a bordo del Northrop P-61 Black Widow, un avión considerablemente mayor. La cabina de la derecha se convirtió en el puesto del operador de radar. La versión de producción fue designada P-82G. P-82D Versión de caza nocturna. Otro P-82B (44-65170) modificado con un radar diferente, el APS-4. El APS-4 era mucho más pequeño que el SCR-720, y operaba en la banda de 3 cm. Al igual que el P-82C, la cabina de la derecha se convirtió en el puesto del operador de radar. La versión de producción fue designada P-82F. Caza nocturno North American F-82F Twin Mustang, Serial 46-415. F-82E Versión de caza de escolta (NA-144). El F-82E siguió al F-82B, al que se parecía mucho. Estaban equipado con dos motores de rotación contraria y refrigeración por líquido Allison V-1710-143 y V-1710-145. Los primeros cuatro F-82E fueron redesignados como F-82A y fueron destinados a pruebas de motores. Tras retrasos en la producción debidos a problemas de motores y pruebas adicionales, los F-82E entraron en servicio operacional en mayo de 1948. La Fuerza Aérea aceptó 72 F-82E en el año fiscal de 1948 (entre enero y junio de 1948), y 24 en el año fiscal de 1949 (22 en julio de 1948, uno en octubre, y uno en diciembre). F-82F/G/H Versiones de caza nocturna. Una góndola por debajo del ala central que albergaba el equipo de radar (AN/APG-28 del F-82F (NA-149) y SCR-720C18 del F-82G (NA-150)); piloto automático; y un operador de radar reemplazando al segundo piloto. Cuando fue añadido el equipo invernal en los F o G, se convirtió en el F-82H. Entró en servicio operacional en septiembre de 1948. Un F-82G fue aceptado en el año fiscal de 1948 (febrero de 1948), todos los demás F-82 (modelos F, G y H) en el año fiscal de 1949. El último F-82G y seis F-82H de equipo invernal fueron recibidos en marzo de 1949. Operadores[editar] Estados Unidos Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos Fuerza Aérea de los Estados Unidos Especificaciones (F-82G)[editar] Referencia datos: The Concise Guide to American Aircraft of World War II,23 Dibujo 3 vistas del F-82 en Les Ailes del 18 de enero de 1947. Características generales Tripulación: Dos (pilotos) Longitud: 12,9 m (42,4 ft) Envergadura: 15,6 m (51,2 ft) Altura: 4,2 m (13,8 ft) Superficie alar: 37,9 m² (408 ft²) Peso vacío: 7256 kg (15 992,2 lb) Peso cargado: 11 608 Planta motriz: 2× motor lineal V12 sobrealimentado de refrigeración líquida Allison V-1710-143/145 (giro a izquierdas/derechas). Potencia: 1680 kW (2316 HP; 2285 CV) cada uno. Hélices: 1× Aeroproducts A-542F-D1 cuatripala de velocidad constante y totalmente abanderable por motor. Diámetro de la hélice: 3,33 m Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 742 km/h a 6400 m (21 000 pies) Velocidad crucero (Vc): 460 km/h (286 MPH; 248 kt) Alcance: 3600 km (1944 nmi; 2237 mi) Techo de vuelo: 11 900 m (39 042 ft) Armamento Ametralladoras: 6x Browning M3 de 12,7 mm (.50); 400 proyectiles por arma interna y 270 por arma externa Bombas: 4000 lb (1800 kg) de bombas en soportes subalares Cohetes: 25 cohetes de 127 mm

Martin-Baker M.B.5 El Martin-Baker M.B.5 británico fue el desarrollo final de una serie de prototipos de aviones de caza construidos durante la Segunda Guerra Mundial. Ni el M.B.5 ni sus predecesores entraron en producción, a pesar de que los pilotos de pruebas los describieron como de excelentes prestaciones.1 Tipo Caza Fabricante Martin-Baker Diseñado por James Martin Primer vuelo 23 de mayo de 1944 N.º construidos 1 Desarrollo del Martin-Baker M.B.3 Diseño y desarrollo[editar] Réplica del M.B.5, cerca de su finalización, en 2006. Martin-Baker Aircraft comenzó el M.B.5 como segundo prototipo del Martin-Baker M.B.3, diseñado para cubrir la Especificación F.18/39 del Ministerio del Aire por un ágil y robusto caza para la Real Fuerza Aérea, capaz de volar a más de 643,74 km/h (400 mph). Después de que el primer M.B.3 se estrellase en 1942, muriendo Val Baker, el segundo prototipo fue retrasado. Un modificado M.B.3 con un motor Rolls-Royce Griffon, en lugar del Napier Sabre del M.B.3, fue planeado como M.B.4, pero en su lugar se decidió realizar un rediseño completo.2 La aeronave rediseñada, designada M.B.5, usaba alas similares a las del M.B.3, pero tenía un fuselaje de tubos de acero completamente nuevo. La potencia la daba un motor V-12 Rolls-Royce Griffon 83 refrigerado por líquido, que producía 1745 kW (2340 hp) e impulsaba dos hélices tripala contrarrotativas.3 El armamento era de cuatro cañones Hispano de 20 mm, montados en las alas por fuera del ampliamente separado tren de aterrizaje retráctil. Una característica clave del diseño era la facilidad de fabricación y mantenimiento: la mayor parte de la estructura tenía forma de caja, favoreciendo las líneas rectas y la conformación simple.4 Fue construido bajo el mismo contrato que cubría la construcción del M.B.3.5 Pruebas de vuelo[editar] El primer vuelo del prototipo del M.B.5, matrícula R2496, tuvo lugar el 23 de mayo de 1944.6 Las prestaciones fueron consideradas excepcionales por los pilotos de pruebas, y la disposición de la cabina fue alabada por el Establecimiento Experimental de Aeronaves y Armamento (A&AEE). La accesibilidad del fuselaje para el mantenimiento era excelente, gracias a un sistema de paneles desmontables. Reconocido como uno de los mejores pilotos acrobáticos del Reino Unido, S/L Janusz Żurakowski del A&AEE en la RAF Boscombe Down realizó una espectacular demostración con el Martin-Baker M.B.5 en el Salón Aeronáutico de Farnborough en junio de 1946, un avión que el consideraba superlativo y mejor en muchos aspectos que el Spitfire. Si se hubiera autorizado la producción, el avión habría servido sobre Alemania en la Segunda Guerra Mundial. En su lugar, la RAF dirigió su atención hacia los cazas a reacción, quedando el M.B.5 sin ser ordenado. El motor Rolls-Royce Griffon falló cuando el M.B.5 estaba siendo mostrado al Primer Ministro, Winston Churchill, al Jefe del Estado Mayor del Aire y a una multitud de personas VIP en una importante exhibición de aeronaves británicas y alemanas capturadas en Farnborough.7 Michael Bowyer declaró que Martin-Baker carecía tanto de instalaciones como de apoyo gubernamental para comprometerse en una producción a gran escala.8 El lento progreso de la compañía con el aparato podría haberse debido a la carencia de instalaciones.5 Se supone que el M.B.5 original resultó destruido en un campo de tiro. Martin-Baker pasó a ser uno de los principales constructores mundiales de asientos eyectables. Construcción de réplica[editar] Una réplica parcial estaba siendo construida en Reno, Nevada, por John Marlin, usando las alas de un P-51 Mustang.910 La página web anunció en 2006 que estaba cerca de su finalización, y, en 2010, una entrada no datada mostraba una fotografía del avión carreteando, y diciendo que estaba cerca de su finalización. Operadores[editar] Reino Unido Real Fuerza Aérea británica Especificaciones[editar] Referencia datos: Jane's all the World's Aircraft 1947,11 Jane's Fighting Aircraft of World War II6 y British Aircraft of World War II12 Dibujo 3 vistas del M.B.5. Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 11,5 m (37,8 ft) Envergadura: 11 m (36,1 ft) Altura: 3,81 m incluyendo la hélice Superficie alar: 24,4 m² (262,6 ft²) Perfil alar: RAF 34 (Alargamiento: 4,66) Peso vacío: 4188 kg (9230,4 lb) Peso cargado: 5216 kg (11 496,1 lb) Peso máximo al despegue: 5484 kg (12 086,7 lb) Planta motriz: 1× motor lineal V-12 refrigerado por líquido Rolls-Royce Griffon 83. Potencia: 1517 kW (2091 HP; 2063 CV) 13 Hélices: 2x tripala de Havilland de velocidad constante contrarrotativa14 Capacidad de combustible: 910 l (64 l de aceite) Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 740 km/h (460 MPH; 400 kt) a 6100 m (24 000 pies) Alcance: 1800 km (972 nmi; 1118 mi) Techo de vuelo: 12 000 m (39 370 ft) Régimen de ascenso: 19,3 m/s (3799 ft/min) Carga alar: 224 kg/m² (45,9 lb/ft²) Potencia/peso: 3,82 kg/kW (6,3 lb/hp) Armamento Cañones: 4x Hispano Mk.II de 20 mm

Republic XF-12 Rainbow El Republic XF-12 Rainbow fue un prototipo estadounidense de avión de reconocimiento totalmente metálico de cuatro motores, diseñado por la Republic Aviation Company a finales de los años 40 del siglo XX. Como la mayoría de los grandes aviones de la época, usaba motores radiales (en este caso, el Pratt & Whitney R-4360 Wasp Major). El avión fue diseñado con la máxima eficiencia aerodinámica en mente. Se refirió al XF-12 como un avión que "volaba todos los cuatros", es decir: cuatro motores, 400 mph (643,74 km/h) de crucero, 4000 millas náuticas (6 437,38 km) de alcance, a 40 000 pies (12 192 m).1 Todavía es el avión de motor de pistones más rápido de su tamaño, superando en casi 80,47 km/h al Boeing XB-39 de 1944.2 Aunque altamente innovador, el XF-12 Rainbow de posguerra tuvo que competir contra la más moderna tecnología del motor a reacción, y no entró en producción. XF-12 Rainbow en vuelo, alrededor de 1947. Tipo Reconocimiento aéreo estratégico Fabricante Republic Aviation Primer vuelo 4 de febrero de 1946 Retirado Junio de 1952 Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos N.º construidos 2 Coste unitario 1,25 millones de dólares estadounidenses (1946) Desarrollo[editar] La propuesta original del avión, entregada a finales de 1943, surgió del Mando Aéreo del Servicio Técnico del Cuerpo Aéreo del Ejército de los Estados Unidos, ubicado en la Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson. La propuesta era por un avión de reconocimiento que incluía un requerimiento de velocidad (400 mph), techo (40 000 pies) y alcance (4000 nmi). Su objetivo principal era realizar sobrevuelos a gran velocidad sobre Japón y las instalaciones clave enemigas. Durante la Segunda Guerra Mundial, debido a los requerimientos de gran alcance al operar en el Pacífico, los cazas y bombarderos existentes estaban siendo usados en misiones para las que nunca fueron destinados. Existía la necesidad de un avión diseñado específicamente para la tarea del fotorreconocimiento. El avión requería capacidades adecuadas de velocidad, alcance y altitud para que sus misiones resultaran exitosas. En agosto de 1943, el hijo del Presidente Franklin D. Roosevelt, el Coronel Elliot Roosevelt, jefe de la unidad de reconocimiento de F-5 (un P-38 modificado), recomendó la adquisición de un avión específico de fotorreconocimiento de altas prestaciones, capaz de proporcionar adquisición de objetivos y foto interpretación antes de ataque. Seguido de sobrevuelos adicionales posteriores al ataque para proporcionar análisis de su destrucción, proporcionaría a los jefes la habilidad de tomar decisiones estratégicas fundamentales y configurar ataques posteriores. El XF-12 fue el intento de Republic Aviation de alcanzar esos objetivos. Su principal oponente en esa época fue el Hughes XF-11. Ambos se presentaron al mismo tiempo, y ambos estaban propulsados por el nuevo P&W R-4360. El primer vuelo del XF-12 se realizó el 4 de febrero de 1946. Durante el posterior periodo de pruebas de vuelo y desarrollo, mostró la capacidad de operar a 14 000 m (45 000 pies), a una velocidad de 760 km/h (470 mph), con un alcance superior a los 7200 km (4500 nmi), con lo que alcanzó y superó los objetivos de diseño para los que había sido ideado. Ni el XF-11 ni el XF-12 fueron comprados en cantidad por las USAAF (dos de cada modelo), ya que su necesidad se evaporó al cesar las hostilidades de la Segunda Guerra Mundial.3 Cuando el XF-12 fue modificado con equipamiento "todotiempo" aumentado y equipado con sus nuevos motores capaces de proporcionar pequeños repuntes de potencia extra, de repente adquirió una tremenda importancia a ojos de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos y del Departamento de Estado. Como potente arma de inteligencia, el XF-12 tenía la capacidad de obtener fotografías tanto de día como bajo condiciones de visibilidad restringida a gran altitud y largo alcance, y a gran velocidad. En teoría, operando desde bases septentrionales (Alaska y Canadá), este "laboratorio fotográfico volante" era capaz cartografiar amplios tramos de territorio en las regiones árticas, realizando reconocimientos de forma casi invulnerable.4 Diseño[editar] XF-12 Rainbow, alrededor de 1946. Reducir la resistencia fue la principal consideración en el diseño del XF-12. Muchas de sus características fueron tomadas directamente de la considerable experiencia de Republic en el diseño de aviones. En un caso extremadamente raro de dirección de diseño, no se hizo absolutamente ningún compromiso con la aerodinámica en la forma de su fuselaje. Aviation Week fue citada afirmando que "el afilado morro y la forma de cigarro cilíndrico del XF-12 cumplen un sueño de diseñador de un diseño sin compromiso con consideraciones aerodinámicas". Para cumplir su misión de reconocimiento, el XF-12 contenía tres compartimentos fotográficos separados por detrás del ala. Uno vertical, otro vertical dividido, y otro del sistema trimetrogon, usando cada uno una cámara Fairchild K-17 de seis pulgadas. Para las misiones de reconocimiento nocturno, el XF-12 tenía un gran hueco en la panza que acomodaba 18 bombas de destello fotográfico de alta intensidad, que eran eyectadas sobre el área del objetivo. Todas las bodegas fueron equipadas con puertas que se retraían interiormente operadas eléctricamente (de nuevo diseñadas para conseguir la máxima limpieza aerodinámica). Las lentes de las cámaras eran calentadas eléctricamente para eliminar la distorsión. Todo esto se combinaba para permitir realizar operaciones fotográficas durante vuelos a alta velocidad. El XF-12 también llevaba una variedad de equipamiento fotográfico, incluyendo completas instalaciones de cuarto oscuro que le permitían el desarrollo e impresión de películas en vuelo. Esto se aumentó con soportes de almacenamiento ajustables, capaces de manejar contenedores de película de cualquier tamaño y equipo fotográfico adicional. Permitía a las unidades de Inteligencia del Ejército tener acceso inmediato a la información que el avión era capaz de recolectar, sin retrasos en el proceso.5 El Rainbow presentaba un ala trapezoidal recta con puntas cuadradas de gran alargamiento para una máxima eficiencia. Los motores presentaban una disposición de capota deslizante para facilitar el flujo de aire refrigerante, en lugar de la capota normal con aletas, que causaba demasiada resistencia. En la parte delantera de las capotas, los motores también estaban equipados con un "ventilador impulsor" de dos etapas, directamente detrás de buje y cubo de la hélice. Esto permitía que los motores tuvieran estrechas capotas de eficiencia aerodinámica, pero todavía proporcionando la corriente refrigerante que requerían los mismos. Cuando la capota anular deslizante estaba cerrada (durante el vuelo), el aire usado para refrigerar el motor era conducido a través de la góndola hasta el orificio trasero de escape con una ganancia neta de empuje, a diferencia de la penalización en resistencia de la refrigeración usual. Todo el aire de las tomas del motor, radiadores de aceite y enfriadores era obtenido del frente de cada ala, entre los motores interior y exterior. Esto generaba menos resistencia que tomas individuales para cada componente. Además, debido a que el aire se tomaba de un área de alta presión en el frente del ala, esto proporcionaba un beneficio de "aire forzado" de potencia aumentada a gran velocidad, y una refrigeración más efectiva del aceite y los enfriadores. La porción de toma del ala comprendía el 25 % de la envergadura total. Fueron probadas extensivamente en túnel de viento buscando la eficiencia de la toma y del contorno de entrada. Este aire refrigerante, una vez utilizado, era conducido hacia la parte trasera de la góndola, para proporcionar empuje neto. La góndola motora entera tenía la longitud de un P-47 Thunderbolt (también construido por Republic). Cada motor presentaba dos turbocompresores General Electric, situados en la parte trasera de la góndola. Todos los gases de escape de los P&W R-4360 eran conducidos directamente a la parte trasera de las góndolas. Esto proporcionaba empuje adicional. Los estudios mostraron que cada escape de motor generaba alrededor del equivalente a 250 hp a una alta velocidad de crucero a 12 192 m (40 000 pies).6 El diseño original del XF-12 llevaba hélices contrarrotativas, similares a las usadas en el XF-11 original. Sin embargo, debido a problemas añadidos de complejidad y fiabilidad, estas hélices nunca fueron instaladas. Habrían sido hélices gemelas tripala (rotando en direcciones opuestas). Tal cual voló, el avión usó hélices estándar de cuatro palas Curtiss Electric en todos sus vuelos.7 Historia operacional[editar] Corte esquemático del RC-2. El primer prototipo resultó dañado al aterrizar el 10 de julio de 1947. El avión estaba realizando pruebas de aterrizaje con peso máximo. Durante un aterrizaje particularmente duro, la pata derecha del tren principal se rompió en la góndola motora. El avión rebotó fuertemente y se tambaleó de vuelta al aire. El piloto de pruebas fue capaz de mantener el control, y subir a una altura segura. Continuó volando el avión para quemar el exceso de combustible, para hacer al avión más ligero y reducir la posibilidad de fuego. Una vez que el exceso de combustible fue consumido, el piloto aterrizó con la pata principal izquierda y la de morro. El piloto tocó pista, y mientras mantenía el ala derecha arriba, redujo la velocidad lo máximo posible antes de tocar definitivamente. Durante el incidente, el avión sufrió daños considerables. El larguero del ala derecha se agrietó, y los motores números 3 y 4 y sus hélices necesitaron ser reemplazados debido al contacto con el terreno. El avión fue reparado por Republic, y más tarde volvió al servicio.8 La única diferencia externa entre los primer y segundo prototipos fue la adición de tomas de refrigeración en la parte superior de las capotas motoras. Internamente, el segundo prototipo estaba mucho más "acabado". Incluía su equipamiento de reconocimiento completamente operacional, para permitir la realización de más pruebas.9 El XF-12 fue redesignado más tarde como XR-12, cuando las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos se separaron del Ejército y se convirtieron en la Fuerza Aérea de los Estados Unidos. La parte más exitosa de la historia de vuelos del XF-12 es la "Operación Ojo de Pájaro" (Operation Birds Eye). La misión fue ideada para mostrar las capacidades fotográficas definitivas del recién designado XF-12. El 1 de septiembre de 1948, el segundo prototipo del XF-12 despegó del Centro de Pruebas de Vuelo de la USAF en Muroc, California, y ascendió en dirección oeste para ganar altura sobre el Océano Pacífico. Una vez que alcanzó su altitud de crucero de 40 000 pies, el XF-12 giró al este y comenzó a fotografiar su senda de vuelo completa sobre los Estados Unidos. La tripulación tomó una cinta de película continua de 325 pies de largo compuesta de 390 fotos individuales (10 pulgadas por foto), cubriendo un campo de visión de 490 millas de extensión. El avión aterrizó en el Mitchel Field en Garden City, Long Island, Nueva York, completando un vuelo de 6 h 55 min de duración a una velocidad media de 361 mph (aprox. 1 m 4 s por foto). El vuelo de récord fue presentado en la revista Life del 29 de noviembre de 1948, y la cinta de película real fue exhibida en la Convención de la USAF de 1948 en Nueva York.1 En el momento en que se realizó este vuelo récord, la Fuerza Aérea estadounidense ya había cancelado el programa del XF-12 al completo. La principal razón de su abandono fue la disponibilidad de que los modelos Boeing B-29 Superfortress y B-50 cubrieran el requerimiento de fotorreconocimiento de largo alcance hasta que el mucho más capaz Boeing RB-47 Stratojet fuera puesto en servicio. Los B-29 y B-50 le dieron a la USAF opciones menos costosas "listas para su uso".9 Republic había tenido también la intención de construir una versión comercial del avión, conocida como RC-2. Esta variante se suponía que iba a ser una versión "estirada" del XF-12, creciendo en longitud de los 28,59 m a los 30,10 m, con la adición de un tramo de fuselaje por delante del ala. También se suponía que la compleja sección de morro de Plexiglás sería reemplazada por un morro sólido metálico con un parabrisas bifurcado. La capacidad de combustible habría sido aumentada, y los más potentes (a baja altitud) P&W R-4360-59 habrían sustituido a los P&W R-4360-31 de la versión de la Fuerza Aérea estadounidense. Los motores solo habrían tenido un único turbosobrealimentador General Electric cada uno, en lugar de la disposición doble del modelo de la Fuerza Aérea. El avión sería lujosamente acabado para 46 pasajeros y siete tripulantes. Habría estado totalmente presurizado a nivel del mar, tendría aire acondicionado, con una cocina eléctrica para comidas calientes y con un salón de a bordo. Habría sido capaz de volar a velocidad de crucero sobre el mal tiempo a 700 km/h a 12 192 m (40 000 pies). No se construyeron ejemplares de este avión.10 Sin una orden de la Fuerza Aérea estadounidense para compensar el coste del desarrollo y utillaje, el coste de construcción de los aviones comerciales civiles aumentó exponencialmente. Como resultado, las dos aerolíneas (American Airlines y Pan Am) que originalmente habían emitido órdenes de compra de tanteo, las cancelaron debido al coste adicional por unidad. Económicamente, el RC-2 no era factible como otros diseños disponibles de la época, como el Lockheed Constellation y el Douglas DC-6. Ambos aviones podían llevar a más gente a un coste inferior por milla. Además, después de que cesaran las hostilidades de la Segunda Guerra Mundial, había grandes colecciones de transportes militares excedentes disponibles para su compra, como el Douglas C-54 Skymaster. Estos antiguos aviones de transporte se prestaban a sí mismos para convertirse en aviones comerciales por una fracción del coste de comprar un avión nuevo. Sin órdenes adicionales, Republic canceló todos los planes de construir no solo el XF-12, sino también el RC-2, dejando solo los dos prototipos originales. El 7 de noviembre de 1948, el prototipo número dos, 44-91003, se estrelló a las 13:00 mientras regresaba a la Base de la Fuerza Aérea Eglin, Florida. El motor número dos (interior de babor) explosionó cuando el avión regresaba de un vuelo de pruebas de idoneidad fotográfica. El piloto fue incapaz de mantener el control debido a un violento zarandeo, y ordenó saltar a la tripulación. Cinco de los siete tripulantes escaparon sin peligro, incluyendo el piloto Lynn Hendrix, rescatados por helicópteros y lanchas de rescate de Eglin. La célula impactó a dos millas al sur de la base, en la Bahía Choctawhatchee. El Sargento Vernon B. Palmer y el Sargento Maestro Victor C. Riberdy resultaron muertos.11 El primer prototipo, que había vuelto al servicio en 1948, continuó las pruebas de vuelo y la fase de desarrollo. Después de que la USAF se negara a ordenar más aviones adicionales, y con la pérdida del segundo prototipo, el periodo de pruebas de vuelo fue herido de muerte. En junio de 1952, el primer prototipo, 44-91002, fue retirado (habiendo volado solo 117 horas adicionales desde 1949-52), fue borrado del inventario de la USAF, y acabó como blanco en el Aberdeen Proving Ground, Maryland.12 Si el XF-12 Rainbow hubiera estado disponible en 1944, casi inevitablemente hubiera sido ordenado en cantidad y, junto con su homólogo civil, toda la estructura de posguerra del mercado de aviación habría sido alterada. Tal y como pasó, el XF-12 desapareció en el olvido, a pesar de sus agraciadas líneas y altas prestaciones. Según Machat, en el Rainbow perdura la expresión última del diseño de aviones multimotor de pistón. Su gran velocidad, su forma aerodinámica casi perfecta y sus motores perfectamente recubiertos le hacen un diseño clásico, a menudo no apreciado, y no muy bien conocido. El XF-12 fue el avión más rápido de cuatro motores de pistón puros de su época, y el único en sobrepasar los 725 km/h en vuelo nivelado.13 Lo más parecido al Rainbow que nunca tuvo la USAF, los 44 Boeing RB-50B (convertidos desde bombarderos), solo podían alcanzar los 620 km/h a 7620 m (25 000 pies) con exactamente los mismos motores (Wasp Major). Variantes[editar] XF-12 Designación inicial del modelo, dos construidos. XR-12 Designación dada por la USAF al XF-12. RC-2 Proyectada versión civil del XF-12, no construida. Operadores[editar] Estados Unidos Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos Fuerza Aérea de los Estados Unidos Especificaciones (XF-12)[editar] Referencia datos: Jane's all the World's Aircraft 194714 Características generales Tripulación: Siete Capacidad: (RC-2: 46 pasajeros) Longitud: 28,59 m (RC-2: 30,10 m) Envergadura: 39,4 m (129,1 ft) Altura: 8,63 m (RC-2: 9,12 m) Superficie alar: 152 m² (1636,2 ft²) Peso vacío: 29 484 kg (RC-2: 30 380 kg) Peso cargado: 45 994 kg (RC-2: 51 800 kg) Planta motriz: 4× motor radial de 28 cilindros en cuatro filas refrigerado por aire Pratt & Whitney R-4360-31 Wasp Major. Potencia: 2420 kW (3336 HP; 3291 CV) cada uno. Hélices: Curtiss cuatripala de velocidad constante y paso reversible Diámetro de la hélice: 4,9 m Capacidad de combustible: 19 000 l Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 760 km/h (472 MPH; 410 kt) (RC-2: 720 km/h) Velocidad crucero (Vc): 640 km/h (398 MPH; 346 kt) a 12 000 m (40 000 pies) Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 167 km/h (104 MPH; 90 kt) Alcance: 7200 km (3888 nmi; 4474 mi) (RC-2: 6600 km) Techo de vuelo: 13 000 m (42 651 ft) (RC-2: 12 000 m (41 000 pies)) Régimen de ascenso: 25 m/s (4921 ft/min) (RC-2: 8,5 m/s (1680 pies/min)) Carga alar: 302 kg/m² (61,9 lb/ft²) (RC-2: 340 kg/m² (69,6 lb/sq ft)) Potencia/peso: 5,09 kg/kW (8,4 lb/hp) (RC-2: 4,855 kg/kW (8 lb/hp)) Carrera de despegue: (RC-2) 1510 m a 15 m (50 pies) Distancia de aterrizaje: (RC-2) 1080 m a 15 m (50 pies)

Douglas XB-43 Jetmaster El Douglas XB-43 Jetmaster fue un prototipo de bombardero estadounidense de los años 40 del siglo XX, dotado de motores a reacción. El XB-43 era un desarrollo del XB-42, reemplazando los motores de pistón por dos motores General Electric J35 de 17,8 kN (4000 lbf) de empuje unitario. A pesar de ser el primer bombardero a reacción estadounidense en volar, sufrió problemas de estabilidad y el diseño no entró en producción. Douglas XB-43 Jetmaster. Tipo Bombardero (prototipo) Fabricante Douglas Aircraft Company Primer vuelo 17 de mayo de 1946 Introducido 1946 Retirado 1953 Estado Retirado Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos Otros usuarios destacados Fuerza Aérea de los Estados Unidos N.º construidos 2 Desarrollo del Douglas XB-42 Mixmaster Diseño y desarrollo[editar] Los responsables del Mando de Material de la Fuerza Aérea de la USAF empezaron a considerar las posibilidades de los bombarderos a reacción ya desde octubre de 1943. En esas fechas, Douglas Aircraft había empezando el diseño de un prometedor bombardero bimotor designado XB-42. Los motores recíprocos que lo impulsaban estaban dispuestos dentro del fuselaje, dejando el ala de flujo laminar limpia de soportes o cubiertas de motor que aumentaran la resistencia. La estructura parecía idealmente adecuada para probar la propulsión con turborreactor. Douglas confirmó la factibilidad del concepto y las USAAF corrigieron el contrato del XB-42, en marzo de 1944, para incluir el desarrollo de dos prototipos del XB-43 impulsados por turborreactores, deducidos de la orden inicial de 13 aviones de pruebas.1 El equipo de diseño de Douglas convenció al Ejército de que modificar el fuselaje para pruebas estáticas del XB-42 sería un proceso relativamente sencillo, que ahorraría tiempo y dinero, comparado con desarrollar un diseño nuevo. Douglas reemplazó los dos motores Allison V-1710 por un par de turborreactores General Electric (GE) J35, y luego cortó dos entradas de admisión a cada lado del fuselaje, por detrás de la cabina presurizada. El desmontar las hélices y los árboles de transmisión dejó espacio suficiente para dos largos conductos de escape de gases. Sin ninguna hélice presente, no había posibilidad de golpear la pista con las puntas de las palas, así que la unidad entera del estabilizador/timón ventral de la amplia cola cruciforme de cuatro superficies del anterior XB-42, fue omitida. Douglas compensó la pérdida de estabilidad de guiñada, alargando la unidad dorsal del estabilizador/timón. Douglas Aircraft mostró entusiasmo por producirlo en masa y las USAAF consideraron el ordenar 50 unidades. La compañía estaba lista para producir hasta 200 XB-43 al mes en dos versiones: un bombardero equipado con un morro de plástico diáfano para el tripulante bombardero, y un avión de ataque sin morro de plástico ni estación de bombardeo, pero llevando 16 ametralladoras frontales de calibre .50 (12,7 mm) y 36 cohetes de 5 pulgadas (127 mm). Nada surgió de estos planes. Las USAAF se centraron en un nuevo bombardero, el North American B-45 Tornado, diseñado desde el principio para la propulsión con turborreactor y prometiendo un salto cuántico en cada una de las categorías operacionales. Historia operacional[editar] XB-43 en rampa. Vista trasera del XB-43. Vista lateral del XB-43. Como Douglas predijo, el trabajo en sí mismo no era demasiado complicado, pero se requirieron casi dos años para completar el avión para el vuelo, debido a retrasos en la entrega de los motores J35. El final de la Segunda Guerra Mundial causó un descenso general en la industria de la aviación y GE se retrasó en la entrega de los motores. Cuando finalmente fueron instalados y probados en tierra, una de las unidades falló catastróficamente. Las palas del compresor atravesaron la carcasa del motor, dañando el fuselaje de alrededor e hiriendo a un técnico. Las reparaciones conllevaron otro retraso de siete meses. El primer bombardero americano a reacción voló finalmente desde la Base Aérea Muroc del Ejército el 17 de mayo de 1946, pilotado por Bob Brush, piloto de pruebas de Douglas, acompañado por el ingeniero Russell Thaw. Cogido en un momento de cambios tecnológicos, el XB-43 contribuyó a desarrollar procedimientos para volar los nuevos bombarderos a reacción, y prestó un servicio efectivo probando nuevos motores turborreactores. Douglas completó el segundo prototipo, con el número de serie de las AAF 44-61509, que voló el 15 de mayo de 1947 y fue entregado en la Base Aérea Muroc del Ejército, California, en abril de 1948.1 Las USAAF reemplazaron pronto un motor turborreactor J35 por un General Electric J47. Douglas entregó el segundo prototipo, designado YB-43, en abril de 1948. El avión fue apodado Versatile II por el personal de las USAAF. Cuando el morro diáfano de plástico empezó a quebrarse por la variaciones de temperatura a alta y baja altitud, los mecánicos moldearon un recambio más duradero hecho con madera contrachapada. Para mantenerlo en vuelo, la USAF canibalizó partes del primer XB-43 después de que este se dañara en febrero de 1951. Versatile II voló más de 300 horas hasta su retiro en diciembre de 1953.1 XB-43, YB-43 y A-43[editar] La USAF consideró que la designación XB-43 sólo recayera en el primer prototipo. El segundo, aunque funcionalmente idéntico al primero, fue designado YB-43, en consonancia con, bajo el sistema de designación de aeronaves del Ejército, su estado como prototipo de continuación. En un momento dado, el avión también puede haber sido designado como avión de "ataque", A-43;2 no confundir con el Curtiss XP-87, un proyecto que empezó como avión de ataque bajo la misma designación.3 El A-43 iba a tener ocho ametralladoras en un morro sólido en vez de la estación del tripulante bombardero. Variantes[editar] XB-43 Prototipo de bombardero a reacción. Uno construido. YB-43 Segundo prototipo. Uno construido. A-43 Proyecto de avión de ataque. No construido. Operadores[editar] Estados Unidos Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos Fuerza Aérea de los Estados Unidos Disposición de los aviones[editar] 44-61508: destruido al ser usado como blanco de prácticas en el desierto.4 44-61509: almacenado a la espera de restauración en el Hangar de Restauración del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos en Dayton (Ohio). El YB-43 fue entregado al Instituto Smithsoniano en 1954. Fue almacenado a la espera de restauración en las Instalaciones Paul Garber del Smithsoniano (Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos) en Suitland, Maryland. En 2010, fue transferido, junto con el único Douglas XB-42 Mixmaster superviviente, al Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos, donde esperan restauración. Un vez completada, serán exhibidos en el Hangar de Aviones Experimentales del museo. Especificaciones (XB-43)[editar] Referencia datos: McDonnell Douglas aircraft since 1920 : Volume I5 Características generales Tripulación: Dos Longitud: 15,6 m (51,2 ft) Envergadura: 21,7 m (71,2 ft) Altura: 7,4 m (24,2 ft) Superficie alar: 52,3 m² (563 ft²) Perfil alar: Douglas G-176 Peso vacío: 9877 kg (21 768,9 lb) Peso cargado: 16 783 kg (36 989,7 lb) Peso máximo al despegue: 17 932 kg (39 522,1 lb) Planta motriz: 2× turborreactor General Electric J35-GE-3. Empuje normal: 16,7 kN (1703 kgf; 3754 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 829 km/h (515 MPH; 448 kt) Velocidad crucero (Vc): 680 km/h (423 MPH; 367 kt) Alcance: 1800 km (972 nmi; 1118 mi) Alcance en ferry: 4570 km Techo de vuelo: 11 700 m (38 386 ft) Régimen de ascenso: 12,6 m/s (2470 ft/min) Carga alar: 321 kg/m² (65,7 lb/ft²) Empuje/peso: 0,20 Armamento Ametralladoras: 2 de 12,7 mm (en un montaje por control remoto en la cola, nunca instalado) 8 de 12,7 mm en un morro sólido (variante planeada de ataque) Bombas: 3600 kg

Douglas XB-42 Mixmaster El Douglas XB-42 Mixmaster fue un avión bombardero experimental, diseñado para alcanzar altas velocidades. La poco convencional propuesta consistía en montar dos motores en el interior del fuselaje conectados a un par de hélices contrarrotativas montadas en la cola, en configuración propulsora, dejando el ala y el fuselaje limpios de protuberancias que aumentaran la resistencia. Fueron construidos dos prototipos, pero el final de la Segunda Guerra Mundial cambió las prioridades, y la llegada del motor a reacción presentó una alternativa para conseguir altas velocidades XB-42 Mixmaster. Tipo Bombardero medio Fabricante Douglas Aircraft Company Diseñado por Edward F. Burton Primer vuelo 6 de mayo de 1944 Estado Cancelado en 1948 Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (Previsto) N.º construidos 2 Coste del programa 13,7 mill. de dólares, incluyendo el XB-431 Desarrollado en Douglas XB-43 Jetmaster Douglas DC-8 (avión de pasajeros a hélice) Diseño y desarrollo[editar] El XB-42 fue desarrollado inicialmente como una aventura privada; una propuesta no solicitada fue presentada a las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos en mayo de 1943. Resultó en un contrato de la Fuerza Aérea por dos prototipos y un fuselaje para pruebas estáticas, viendo las USAAF una posibilidad interesante de encontrar un bombardero con el alcance del Boeing B-29 Superfortress sin su tamaño ni su coste. El avión montaba un par de motores V-12 refrigerados por líquido Allison V-1710-125 detrás de la cabina de la tripulación, cada uno de ellos impulsando una de las hélices gemelas. Las entradas de aire estaban en el borde de ataque del ala. El tren de aterrizaje era triciclo y fue dotado de una amplia cola cruciforme de cuatro superficies, cuya aleta/timón ventral evitaba que las hélices coaxiales golpearan el suelo. El piloto y el copiloto se sentaban bajo sendas cubiertas gemelas de burbuja, y el bombardero lo hacía en el extremo frontal detrás de una proa de plexiglás.2 El armamento defensivo era de dos ametralladoras de calibre .50 in (12,7 mm) a cada lado del borde de fuga del ala, que se retraían dentro del ala cuando no estaban en uso. Estas armas eran apuntadas por el copiloto desde una estación de observación en la parte trasera de su cabina. Las armas tenían un área de fuego limitado y sólo podían cubrir la parte trasera, pero con la alta velocidad del avión, se pensó que sería improbable que los cazas interceptores pudieran atacarle desde cualquier otro ángulo.2 Dos armas más fueron instaladas para hacer fuego directamente hacia delante. Inicialmente ordenado como avión de ataque (XA-42) en el verano de 1943, esta variante habría estado armada con 16 ametralladoras, o un cañón de 75 mm y dos ametralladoras.2 Historia operacional[editar] Vista de las hélices contrarrotativas y cola cruciforme. Vista trasera del XB-42A en mayo de 1947. XB-42A con motores a reacción 19XB-2 en soportes subalares.3 XB-42A. El primer XB-42 fue entregado a la Fuerza Aérea del Ejército y volado en Palm Springs, California, el 6 de mayo de 1944. Las prestaciones eran excelentes, siendo básicamente como las descritas en la propuesta original: tan rápido o más que el de Havilland Mosquito pero con armamento defensivo y el doble de carga de bombas. Las cubiertas gemelas de burbuja demostraron ser una mala idea para las comunicaciones, que se vieron afectadas de forma adversa, y después del primer vuelo, fueron sustituidas por una cubierta de burbuja simple.4 Las pruebas revelaron que el XB-42 sufría de cierta inestabilidad así como una guiñada excesiva,4 también vibraciones y una pobre refrigeración del motor (problemas que probablemente podrían haber sido resueltos). Debido a que el estabilizador vertical y timón estaba localizado por debajo del fuselaje, se requería un manejo cuidadoso durante el carreteo, despegue y aterrizaje, ya que la luz libre hasta el suelo era limitada. El final de la Segunda Guerra Mundial permitió considerar a la Fuerza Aérea las posibilidades con un poco más de tiempo y se decidió a esperar por el desarrollo de mejores bombarderos a reacción antes que continuar con el programa B-42. En diciembre de 1945, el capitán Glen Edwards y el teniente coronel Henry E. Warden establecieron un nuevo récord transcontinental de velocidad, cuando volaron el XB-42 desde Long Beach, California, hasta la Base Bolling de la Fuerza Aérea en Washington, D.C. (unas 2300 millas). En justo 5 horas, 17 minutos, el XB-42 estableció un récord de velocidad en 433,6 mph (697,8 km/h).5 El prototipo XB-42 rompe-récords se destruyó en un accidente en Bolling Field, atribuido a un fallo en el tren de aterrizaje, pero el otro fue usado en programas de pruebas de vuelo, incluyendo la realización de una propuesta de Douglas de diciembre de 1943, en la que fue equipado con motores repotenciados y motores subalares a reacción de flujo axial Westinghouse 19XB-2A con un empuje unitario de 1600 lbf (7,1 kN), por lo que fue designado XB-42A.6 En esta configuración, voló por primera vez en Muroc (hoy Base Edwards de la Fuerza Aérea) el 27 de mayo de 1947. En las pruebas, alcanzó 488 mph (785 km/h). Después de 22 vuelos, el estabilizador vertical y timón inferior fue dañado en un aterrizaje brusco en 1947. El XB-42A fue reparado, pero nunca voló de nuevo y fue retirado del inventario de la Fuerza Aérea del Ejército el 30 de junio de 1949.6 Variantes[editar] XA-42 Designación inicial como avión de ataque. Cambiada a XB-42. XB-42 Prototipo de avión bombardero. Dos construidos. XB-42A Un XB-42 modificado con motores repotenciados y la adición de dos motores a reacción bajo las alas. Operadores[editar] Estados Unidos Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos Supervivientes[editar] El programa XB-42 se canceló en 1948.7 Prototipo 43-50224: almacenado a la espera de restauración en el Hangar de Restauración del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos en Dayton (Ohio).7 El prototipo fue donado al Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos, a cuyo cuidado quedó aunque nunca fue puesto en exhibición. Las alas fueron desmontadas para el transporte pero se perdieron accidentalmente. En 2010, el fuselaje fue transferido, junto con el Douglas XB-43 Jetmaster, al Museo Nacional de la Fuerza Aérea en Dayton, Ohio, donde están esperando restauración en los Hangares de Restauración. Una vez completada, serán exhibidos en el Hangar de Aviones Experimentales del Museo.8 Prototipo 43-50225: accidentado en Bolling Field.7 Especificaciones (XB-42)[editar] Referencia datos: McDonnell Douglas Aircraft since 19209 Características generales Tripulación: Tres (piloto, copiloto/artillero, y bombardero) Longitud: 16,4 m (53,7 ft) Envergadura: 21,5 m (70,5 ft) Altura: 5,7 m (18,8 ft) Superficie alar: 51,6 m² (555,4 ft²) Peso vacío: 9475 kg (20 882,9 lb) Peso máximo al despegue: 16 194 kg (35 691,6 lb) Planta motriz: 2× motor lineal V-12 refrigerado por líquido Allison V-1710-125. Potencia: 988 kW (1362 HP; 1344 CV) cada uno. Hélices: Tripala contrarrotativa Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 660 km/h (410 MPH; 356 kt) Velocidad crucero (Vc): 502 km/h (312 MPH; 271 kt) Alcance: 2895 km (1563 nmi; 1799 mi) Alcance en ferry: 8700 km Techo de vuelo: 8960 m (29 396 ft) Armamento Ametralladoras: 6 x Browning M2 de 12,7 mm (dos torretas dobles de fuego trasero y dos fijas de tiro frontal) Bombas: 3629 kg

Vought V-173 El Vought V-173 "Flying Pancake" fue un avión de prueba experimental estadounidense construido como parte del programa Vought XF5U durante la Segunda Guerra Mundial . Tanto el V-173 como el XF5U presentaban un diseño poco ortodoxo de "alas completas" que constaba de cuerpos planos con forma de disco (de ahí el nombre) que servían como superficie de elevación. [1] Dos motores de pistón enterrados en el cuerpo impulsaron hélices ubicadas en el borde de ataque en las puntas de las alas Role Aviones experimentales Fabricante Vought Primer vuelo 23 de noviembre de 1942 Jubilado 15 de marzo de 1947 Número construido 1 Desarrollado en Vought XF5U Diseño y desarrollo [ editar ] En la década de 1930, Charles H. Zimmerman fue un destacado ingeniero aeronáutico que abogó por el concepto de avión "discoide", el llamado "Zimmer Skimmer" [3] y trabajó en una variedad de proyectos por su cuenta y con la compañía Vought . Después de realizar pruebas con modelos a escala, incluido un modelo a gran escala accionado eléctricamente y controlado a distancia, denominado Vought V-162, la Marina de los EE. UU. se acercó a Zimmerman y se ofreció a financiar un mayor desarrollo. La documentación de datos y conceptos se entregó a la Marina en 1939, y las pruebas en túnel de viento en modelos a escala real se completaron en 1940-1941. El prototipo original, denominado V-173 ( Flying Pancake ), estaba construido de madera y lona y presentaba una sección aerodinámica convencional totalmente simétrica ( NACA 0015 ). Diseñado como un prototipo de "prueba de concepto", la configuración inicial V-173 se construyó como un modelo de prueba liviano propulsado por dos motores Continental A-80 de 80 hp (60 kW) que giran hélices F4U Corsair . Estos fueron reemplazados por un par de 16 pies 6 especialmente modificados en unidades de tres palas. Un tren de aterrizaje principal alto y fijo combinado con una pequeña rueda de cola le dio al avión un ángulo de "morro alto" de 22 °. [4] Pruebas en tierra del V-173 El diseño del ala de disco presentaba una relación de aspecto baja que superaba las desventajas integradas de la resistencia inducida creada en las puntas de las alas con las grandes hélices que cancelaban activamente los vórtices de las puntas que causaban la resistencia. Las hélices estaban dispuestas para girar en dirección opuesta a los vórtices de las puntas, lo que permitía que la aeronave volara con un área de ala mucho más pequeña. El ala pequeña proporcionó una gran maniobrabilidad con una mayor resistencia estructural. El empenaje constaba de dos aletas verticales con timones, estabilizadores totalmente móviles con lengüetas antiservo [5] y dos grandes superficies de elevación/trim a cada lado de la línea central en el borde de salida de la forma en planta del ala. [6] V-173 mostrando la cola voladora Zimmerman optó por incluir el diseño del estabilizador de movimiento total porque se dio cuenta de que el aumento de la resistencia, el lavado de la hélice y la gran área del ala harían que la aeronave fuera difícil de controlar a bajas velocidades. [7] Las pruebas en el túnel de viento probarían que esto fue un éxito hasta cierto punto. La aeronave demostraría requerir mucha fuerza para controlarla a bajas velocidades durante las pruebas en vuelo, pero el diseño de la cola demostraría que la aeronave sería controlable. [8] En enero de 1942, BuAer solicitó una propuesta de dos aviones prototipo de una versión experimental del V-173, conocido como VS-135 . La versión de desarrollo, el Vought XF5U -1, era un avión más grande con una construcción totalmente metálica y era casi cinco veces más pesado. [9] Aunque se construyó un prototipo, solo realizó breves saltos en la pista, nunca entró en un verdadero vuelo controlado. [6] Historial operativo [ editar ] Vuelo inaugural, 23 de noviembre de 1942 El primer vuelo del V-173 fue el 23 de noviembre de 1942 con el piloto de pruebas jefe de Vought, Boone Guyton, a los mandos. El problema más importante de la aeronave se refería a su complicada caja de cambios .que dirigía la potencia de los motores a sus dos ejes de hélice largos. La caja de cambios produjo cantidades inaceptables de vibración en las pruebas en tierra, lo que retrasó durante meses el primer vuelo de prueba de la aeronave. Esto contribuyó a que la aeronave se sintiera demasiado pesada al maniobrar para su peso ligero. Además de esto, en los primeros vuelos, el piloto nunca pudo alcanzar la velocidad suficiente para lograr la cantidad correcta de flujo de aire sobre las superficies de control para llevar la aeronave a un vuelo nivelado. El piloto de pruebas Guyton discutió estos problemas con Zimmerman y trabajaron para eliminar estos problemas. Además de esto, Guyton comentó que el diseño de la cabina era deficiente. Explicó que, además de la escasa comodidad, el piloto había limitado o no el uso de los paneles inferiores transparentes de la cabina.[10] Las pruebas de vuelo del V-173 continuaron hasta 1942 y 1943 con 190 vuelos, lo que resultó en informes de OVNIs de lugareños sorprendidos de Connecticut. [11] Carlos Lindberghpiloteó el V-173 durante este tiempo y lo encontró sorprendentemente fácil de manejar y exhibiendo impresionantes capacidades de baja velocidad. Tanto Lindbergh como Guyton descubrieron que casi no podían detener el avión. Guyton fue capaz de mantener el avión en vuelo sin importar lo fuerte que tiraba de la palanca en rangos de vuelo de baja velocidad a cualquier altitud por debajo de los 20.000 pies. En una ocasión, el V-173 se vio obligado a realizar un aterrizaje de emergencia en una playa. Cuando el piloto hizo su aproximación final, notó dos bañistas directamente en su camino. El piloto bloqueó los frenos de la aeronave al aterrizar, lo que provocó que la aeronave volcara sobre su espalda. Sorprendentemente, la estructura del avión demostró ser tan fuerte que ni el avión ni el piloto sufrieron daños significativos. [12]A pesar de su incapacidad para detener la aeronave, encontraron que el manejo a baja velocidad era un problema persistente, en gran parte debido a la forma del cuerpo de sustentación . Descubrieron que la aeronave actuó como un freno de aire cuando se detuvo en un ángulo de ataque elevado . Esto significaba que las superficies de control, los estabilizadores horizontales, en particular, se volverían muy difíciles de operar a bajas velocidades, como pérdidas, despegues y aterrizajes. [13] El V-173 en desarrollo realizó su último vuelo el 31 de marzo de 1947. En 131,8 horas de vuelo en 190 vuelos, se demostró la teoría de Zimmerman de un caza con capacidad de despegue y aterrizaje casi vertical. [14] Este proyecto se mejoraría al incluir la adición de armamento potencial con el Chance Vought XF5U . Este proyecto mejoraría muchas de las debilidades descubiertas durante las pruebas del prototipo V-173. Aeronaves en exhibición [ editar ] Vista frontal del Vought V-173 restaurado en el Museo Frontiers of Flight en Dallas, Texas Vista trasera del Vought V-173 restaurado en el Museo Frontiers of Flight Cabina Vought V-173 A partir de abril de 2012, después de someterse a una larga restauración por parte de los voluntarios de la Vought Aircraft Heritage Foundation , el V-173 está prestado por la Institución Smithsonian al Museo Frontiers of Flight en Dallas, Texas. [15] [16] [17] [18] Especificaciones (V-173) [ editar ] Características generales Tripulación: Uno, piloto Longitud: 26 pies 8 pulgadas (8,128 m) Envergadura: 23 pies 4 pulgadas (7,1 m) Altura: 14 pies 9 pulgadas (4,51 m) Área del ala: 427 pies cuadrados (44,2 m 2 ) Peso bruto: 2258 libras (1024 kg) Planta motriz: 2 × Continental A-80 motores de cuatro cilindros opuestos horizontalmente, 80 hp (60 kW) cada uno Actuación Velocidad máxima: 138 mph (222 km/h, 120 nudos) Tiempo de ascenso a 5000 pies (1500 m): 7 min

Convair Model 48 Charger El Convair Model 48 Charger fue un prototipo de avión ligero de ataque y observación de la década de 1960, desarrollado para cumplir con el requisito de un avión dedicado a la contrainsurgencia (COIN) . Era un avión de dos asientos y doble brazo propulsado por dos motores turbohélice que perdió frente al norteamericano Rockwell OV-10 Bronco de diseño similar. Solo se construyó el prototipo único Modelo 48, y resultó ser el último avión completo construido por Convair. Role Aviones ligeros de ataque y observación origen nacional Estados Unidos Fabricante Convair Primer vuelo 25 de noviembre de 1964 Estado Prototipo Número construido 1 Diseño y desarrollo [ editar ] En 1959, dos oficiales del Cuerpo de Marines de los Estados Unidos desarrollaron el concepto de un pequeño avión de bajo costo capaz de brindar apoyo aéreo cercano a los Marines de los EE. UU., Capaz de operar desde carreteras cercanas al campo de batalla, el concepto se conoce como Light Light Marine Attack Aircraft. (L2VMA). A medida que crecía el interés en un avión de este tipo, con el interés del Ejército de los EE. UU. por un tipo similar, la División Convair de General Dynamics comenzó estudios sobre aviones de contrainsurgencia en 1961. En 1963, los diversos requisitos se fusionaron en una especificación de tres servicios para un avión de reconocimiento armado ligero(LARA), para ser utilizado no solo por los Marines y el Ejército de los EE. UU., sino también por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos para funciones de contrainsurgencia y control aéreo avanzado , y para estar disponible para la exportación. [2] [3] Vista frontal del cargador Convair Modelo 48. La especificación produjo respuestas de nueve fabricantes, incluido Convair, que presentó su Cargador Modelo 48 en marzo de 1964. [3] El Modelo 48 era un monoplano de doble brazo , construido principalmente de aluminio , con punta de fibra de vidrio , fuselaje trasero y puntas de las alas, con un tren de rodaje con rueda de morro retráctil. Estaba propulsado por dos Pratt & Whitney Canada PT6 (designación militar T74), que impulsaban hélices de tres palas . Sus alas tenían una envergadura relativamente corta (27 pies 6 pulg./8,38 m), lo que significaba que la mayor parte del ala estaba en la estela de las hélices, lo que aumentaba la eficacia de los flaps ranurados del borde de fuga de envergadura completa ylistones de borde de ataque dentro de los motores, que juntos actuaron para desviar la estela, dando una forma de empuje vectorial , para reducir las distancias de despegue y aterrizaje. [4] [5] Los flaps exteriores del borde de fuga se duplicaron como alerones , que se complementaron con spoilers a baja velocidad. La aeronave estaba equipada con un plano de cola grande y completamente móvil que se unía a las aletas verticales ubicadas en los extremos de los brazos de cola, y el plano de cola tenía una envergadura algo mayor (20 pies (6,1 m)) que la distancia entre los brazos de cola. . [3] [6] [7] El piloto y el observador se sentaron en tándem bajo un dosel deslizante, mientras que el fuselaje trasero tenía un compartimiento de carga con un cono de cola articulado capaz de transportar 910 kg (2000 lb) de carga, que podría incluir un motor PT6 completo o cinco paracaidistas, en condiciones extremadamente extremas. condiciones de hacinamiento, con un sexto paracaidista en el asiento del observador. Se montaron cuatro ametralladoras de 7,62 mm en cápsulas en el costado del fuselaje, mientras que 910 kg (2000 lb) de provisiones externas, incluidas bombas, cohetes y cápsulas de armas, se podían transportar en puntos fijos debajo de las alas y el fuselaje. Para cumplir con los requisitos de la especificación para operaciones anfibias, podría equiparse con dos flotadores grandes. [3] [8] [9] Historial operativo [ editar ] Convair comenzó la construcción de un prototipo como empresa privada antes de que se anunciara el ganador de la competencia LARA. En agosto de 1964, la Marina de los EE. UU. anunció el diseño de North American Aviation , el NA-300 (más tarde se convertiría en el OV-10 Bronco ) como el ganador de la competencia LARA. Sin embargo, el Cuerpo de Marines y la Fuerza Aérea de EE. UU. favorecieron al Charger y protestaron contra la decisión de la Armada de EE. UU., y Convair continuó la construcción de su prototipo, que realizó su vuelo inaugural el 25 de noviembre de 1964. [3 ] Después de las pruebas de vuelo iniciales, el Charger se modificó con una mayor envergadura y una cola modificada para mejorar el control a baja velocidad. El Charger demostró una excelente capacidad STOL , despegando sobre un obstáculo de 50 pies (15 m) en 485 pies (148 m) con una carga útil normal. [3] Esto fue mejor que el requisito de especificaciones LARA de 800 pies (244 m), [5] y el Bronco. [10] El Charger recibió un contrato de prueba de vuelo de servicio conjunto de 100 horas en el que representantes de la Armada, el Cuerpo de Marines, el Ejército y la Fuerza Aérea de los EE. UU. volarían el prototipo. Si se seguían las órdenes, se planeó construir el avión de producción con un fuselaje más profundo y más largo que permitiera instalar controles duales completos. [3] El prototipo se estrelló en su vuelo de prueba número 196 el 19 de octubre de 1965, debido a un error del piloto de prueba de la Marina de los EE. UU. Sin embargo, se abandonó el desarrollo posterior. [3] [7] Especificaciones (alas de gran envergadura) [ editar ] Datos de General Dynamics Aircraft y sus predecesores [3] Características generales Tripulación: 2 Capacidad: 6 paracaidistas en la bahía de servicios/carga [9] Longitud: 34 pies 10 pulgadas (10,62 m) Envergadura: 30 pies 1,25 pulgadas (9,1758 m) Altura: 13 pies 7 pulgadas (4,14 m) Área del ala: 216 pies cuadrados (20,1 m 2 ) Peso vacío: 4457 lb (2022 kg) Peso bruto: 10.460 libras (4.745 kg) Capacidad de combustible: 258 galones estadounidenses (977 L) interna [9] Planta motriz: 2 × turbohélice Pratt & Whitney Canada T74-CP-8/10 , 650 hp (480 kW) cada uno Hélices: Hamilton Standard de 3 palas, 8 pies 6 pulgadas (2,59 m) de diámetro Actuación Velocidad máxima: 319 mph (513 km/h, 277 nudos) al nivel del mar Alcance del ferry: 3000 mi (4800 km, 2600 nmi) Techo de servicio: 21.300 pies (6.500 m) Despegue a 50 pies (15 m): Menos de 500 pies (152 m) [9] Aterrizaje desde 50 pies (15 m): Menos de 500 pies (152 m) [9] Armamento Armas: 4 ametralladoras de 7,62 mm Puntos duros: 5 con una capacidad total de 910 kg (2000 lb)

I.Ae. 35 Huanquero El I.Ae. 35 Huanquero fue un avión monoplano bimotor multipropósito diseñado por los ingenieros alemanes Paul Klages y Kurt Tank y construido en la década de 1950 por la Fábrica Militar de Aviones de Argentina (FMA). Tipo Avión de propósito general Fabricante Fábrica Militar de Aviones Primer vuelo 21 de septiembre de 1953 Introducido 1957 Retirado 1974 Estado Retirado Usuario principal Fuerza Aérea Argentina N.º construidos Más de 50 Desarrollado en I.A. 50 GII Historia, diseño y desarrollo[editar] La Dirección Nacional de Fabricaciones e Investigaciones Aeronáuticas (DINFIA) fue fundada en Argentina en 1957, fruto de la fusión de la Fábrica Militar de Aviones (FMA) de 1927, el Instituto Aerotécnico de 1943 y las Industrias Aeronáuticas y Mecánicas del Estado (IAME) de 1953. El primer diseño de la organización que entró en producción fue el DINFIA IA 35 Huanquero, un bimotor de cometidos generales ya que el mismo debería poder realizar las funciones de entrenador avanzado de vuelo y armamento, transporte ligero para siete pasajeros y tres tripulantes, avión ambulancia, y aparato de reconocimiento fotográfico, ya que la Secretaría había hecho hincapié en la polivalencia de sus diseños con mínimas modificaciones a la línea de montaje de los aparatos. El diseño fue encarado por un grupo de trabajo liderado por el ingeniero alemán Paul Klages junto al ingeniero y piloto de pruebas Kurt Tank, famoso por sus diseños para la Focke Wulf de Alemania durante las décadas de 1930/1940 y el responsable del proyecto fue el Capitán R.Pio Uriz. Una vez finalizados los estudios se comenzó la fabricación del prototipo, la cual se terminó a mediados de 1953. Su configuración era la de un monoplano bimotor de ala baja cantilever, timón y deriva dobles, y tren de aterrizaje triciclo retráctil y de construcción enteramente metálica, excepto los alerones, que iban recubiertos en tela. El avión fue designado I.Ae.35, su planta motriz consistía en dos motores de fabricación argentina I.Ae. 16 El Gaucho,1 si bien los aviones de serie portaron el más potente I.Ae. R-19 El Indio.2 El prototipo realizó su primer vuelo el 21 de septiembre de 1953 al mando del primer teniente Jorge Conan Doyle. El entonces presidente, General Juan Domingo Perón lo bautizó oficialmente como "Justicialista del Aire". En 1954 se fabricó un segundo prototipo que se empleó para mejorar detalles constructivos y ensayos destructivos. En 1955 se produce el golpe de Estado de la autoproclamada Revolución Libertadora en contra del gobierno electo del Gral. Perón. Por ese motivo los diseñadores alemanes, perseguidos por la dictadura implantada con la excusa de haber llgado al país con documentación apócrifa, deciden emigrar. No obstante ello, el nuevo Gobierno de facto decide impulsar la fabricación en serie I.Ae.35 en vista de las necesidades de la Fuerza Aérea Argentina, aunque rebautizado con el nombre de "Huanquero", Se planificó la construcción de un lote inicial de 100 aviones, el primero de los cuales voló el 29 de marzo de 1957. Sin embargo, la producción finalizó en 1962 luego de completarse solamente 41 unidades de serie. Como sucedió con muchos otros proyectos de la Fábrica Militar de Aviones, la presión de EE. UU. para evitar que Argentina se consolidara como productor de aviones[cita requerida] y en su lugar se convirtiera en comprador de los aparatos que la USAF radiaba de servicio, el Huanquero terminó siendo el único modelo de avión enteramente nacional (célula y motores diseñados y fabricados en Argentina) producido en serie. Operó con la II Brigada Aérea ubicada en la ciudad de Paraná (provincia de Entre Ríos, Argentina donde operó con el II Grupo de Exploración y ataque hasta su desactivación en 1974. Variantes[editar] IA 35 Tipo 1A Instructor avanzado o entrenador de navegación , impulsado por dos motores radiales IA 19R El Indio . IA 35 Tipo 1B Versión de bombardero del Tipo 1A, armado con 2 ametralladoras Browning de 12.7 mm (0.500 in), bastidores para bombas de hasta 100 kg (220.462 lb) y rieles para 4x cohetes debajo del ala. IA 35 Tipo 1U Entrenador de bombardeo y artillería, impulsado por dos motores radiales IA 19SR1 El Indio de 750 hp (559 kW). IA 35 Tipo II [1] Versión de transporte ligero con una tripulación de tres y siete pasajeros, propulsados por dos motores radiales IA 19R El Indio. IA 35 Tipo III [2] Versión de ambulancia aérea con una tripulación de tres y cuatro camillas con ayudantes, impulsada por dos motores radiales IA 19R El Indio. IA 35 Tipo IV Versión de reconocimiento fotográfico con tripulación de tres y operador de cámara, impulsado por dos motores radiales IA 19R El Indio. IA 35-X-III Pandora Versión de transporte civil con espacio para diez pasajeros, propulsado por dos motores radiales IA 19SR1 El Indio de 750 hp (559 kW). IA Constancia II designación inicial del guaraní I, con turbopropulsores Turbomeca Bastan . IA 35 Guarani I IA 50 Guarani II Especificaciones[editar] Características generales Tripulación: 3 Longitud: 13,98 m Envergadura: 19,60 m Altura: 4,30 m Superficie alar: 42 m² Peso vacío: 3.500 kg Peso cargado: 7.600 kg Peso máximo al despegue: 5.700 kg Planta motriz: 2× motor radial I.Ae. 19 El Indio. Potencia: 620 CV 462 kW cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 361 km/h a 3.000 m Velocidad crucero (Vc): 320 km/h Alcance: 1.570 km Techo de vuelo: 6.400 m 21.000 pies Régimen de ascenso: 6,50 m/s Carga alar: 138 kg/m² Potencia/peso: 4,46 kg/CV Prototipo I.A. Constancia I. I.Ae. 35 Huanquero (A-316) en el Aeroparque Buenos Aires en 1975. I.Ae. 35 Huanquero en el Museo Nacional de Aeronáutica.

Northrop XP-79 El Northrop XP-79 fue un ambicioso diseño para un avión de caza de ala volante, diseñado por Northrop. Tenía varias características de diseño notables; entre ellas, el piloto podía operar el avión desde una posición prono (permitiendo al piloto resistir fuerzas g mucho mayores en las direcciones ascendente y descendente con respecto al avión), y estructura monocasco de magnesio soldado en vez de aluminio remachado. El único prototipo del XP-79. Tipo Interceptor Fabricante Northrop Corporation Diseñado por Jack Northrop Primer vuelo 12 de septiembre de 1945 Retirado 1945 Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos N.º construidos 1 Diseño y desarrollo[editar] En 1942, John K. Northrop concibió el XP-79 como un avión de alta velocidad de caza, de tipo ala volante y propulsión por cohete. En enero de 1943, fue emitido un contrato por dos prototipos (s/n 43-52437 y 43-52438) con la designación XP-79, por las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos. Para probar el radical diseño, se construyeron tres prototipos planeadores, denominados MX-324. El último fue equipado con un motor cohete, siendo designado MX-334. Fue remolcado al aire el 5 de julio de 1944 por un P-38, convirtiéndose en el primer avión cohete estadounidense en volar.1 Originalmente, se planeó usar, en el XP-79, un motor cohete "rotojet" XCALR-2000A-1 de 9 kN (2000 lbf) de empuje suministrado por Aerojet, que usaba anilina monoetilo y ácido nítrico fumante rojo; a causa de la naturaleza corrosiva y tóxica de los líquidos, el XP-79 fue construido usando una estructura monocasco de aleación de magnesio soldado (para proteger al piloto si el avión era dañado en combate) con un grosor del recubrimiento de 3 mm en el borde de fuga y de 19 mm en el borde de ataque. Sin embargo, la configuración del motor cohete, usando cohetes inclinados para activar las turbobombas, era poco satisfactoria, y el avión fue equipado más tarde con dos turborreactores Westinghouse 19-B (J30) en su lugar. Esto llevó a cambiar la designación a XP-79B. Tras el fallo del motor cohete, no se prosiguió el desarrollo de los dos primeros prototipos. El piloto controlaba el XP-79 a través de una barra de timón y timones montados debajo; entradas montadas en las puntas de las alas suministraban aire para los poco usuales alerones soplados.2 Pruebas[editar] El XP-79B (tras los retrasos causados por problemas de reventones de neumáticos y frenos durante las pruebas de carreteo en el lago seco Muroc) se perdió durante su primer vuelo el 12 de septiembre de 1945. Mientras realizaba un alabeo lento a los 15 minutos de vuelo, se perdió el control por razones desconocidas. La proa cayó y el alabeo continuó hasta que el avión impactó en una barrena vertical. El piloto Harry Crosby intentó saltar, pero fue golpeado por el avión y cayó muerto. Poco después, el segundo prototipo (43-52438) y todo el proyecto fueron cancelados. Variantes[editar] MX-324 (Model N-12) Prototipo planeador, tres construidos, el último redesignado MX-334. MX-334 Último prototipo MX-324, equipado con un motor cohete, uno convertido. XP-79 (Model N-14) Designación inicial para el prototipo con motor cohete. Uno construido, equipado con turborreactores antes de su finalización y redenominado XP-79B. XP-79B Prototipo XP-79 con dos turborreactores. Uno reconstruido. Operadores[editar] Estados Unidos Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos Especificaciones (XP-79B)[editar] Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 4,3 m (14 ft) Envergadura: 11,6 m (38 ft) Altura: 2,3 m (7,5 ft) Superficie alar: 25,8 m² (277,7 ft²) Peso vacío: 2650 kg (5840,6 lb) Peso cargado: 3932 kg (8666,1 lb) Planta motriz: 2× turborreactor Westinghouse 19B. Empuje normal: 5,1 kN (520 kgf; 1147 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 880 km/h (547 MPH; 475 kt) Alcance: 1598 km (863 nmi; 993 mi) Techo de vuelo: 12 200 m (40 026 ft) Régimen de ascenso: 20,3 m/s (4002 ft/min) Carga alar: 153 kg/m² (31,3 lb/ft²) Empuje/peso: 0,27 Armamento Ametralladoras: 4 de 12,7 mm (nunca instaladas)

PZL-230 Skorpion El PZL-230 Skorpion fue un ambicioso proyecto de avión de ataque a tierra proyectado para la Fuerza Aérea Polaca. El proyecto se inició a finales de 1980 por la empresa PZL y cancelado en 1994 debido a la falta de fondos. Modelo a escala 1/1 de un PZL-230. Tipo Avión de ataque a tierra Fabricante PZL Diseñado por Ing. Andrew Frydrychewicza Estado Cancelado Usuario principal Fuerza Aérea Polaca N.º construidos 1 Historia[editar] Desarrollo[editar] Fotografía de un prototipo del PZL-230 durante unas pruebas. El proyecto fue desarrollado por un equipo dirigido por Andrew Frydrychewicz, encargado de ingeniería y diseño de la PZL-Mielec, que; tras el análisis de las experiencias de las últimas guerras (como la de Vietnam y la guerra Soviética en Afganistán), y aprovechando su experiencia con otros diseños recientes; mostró la idea de un avión de combate de alta eficiencia, maniobrabilidad y de bajo coste, para suspender las importaciones de dicha clase de aparatos desde la URSS, haciendo a Polonia autosuficiente en el ramo militar. Entre las capacidades deseadas se encontraban las de despegue corto y aterrizaje (STOL),y una buena maniobrabilidad, pero con protección blindada. Tenía que ser barato, fácil de construir y modificar (debido a su diseño modular), así como capaz de despegar de los campos de aviación de primera línea con superficies con poca preparación, e incluso desde el césped. Por su diseño modular, que lo hace fácil de reparar en el campo, era visto como prometedor, pero contaba desde su inicio con detractores, filiales a la URSS y sus diseños aeronáuticos. La variante temprana incorporó un solo piloto, unos reactores gemelos montados en el fuselaje superior como el A-10 Thunderbolt II, así como adoptó su construcción con alas de tipo canard. Entre sus especificaciones también se requería que tuviera la capacidad de despegar/aterrizar en una pista de mínimo 250 metros de longitud, poder llegar a velocidades de hasta 640 km/h, y que estuviese armado con un cañón de 25 mm para combates de tipo dog-fight, y ser capaz de transportar hasta 2.000 kg en armamento tanto de origen soviético como de la OTAN. Además de contar con navegación asistida por sistemas fly-by-wire y otros sistemas de aviónica avanzados iban a ser utilizados en su construcción.1 En 1990 el diseño fue cambiado, y el Ministerio de Defensa polaco exigió que el aparato tuviera una velocidad máxima de 1000 km/h y una capacidad de llevar hasta 4.000 kg de equipo. El Skorpion fue rediseñado tras dichas observaciones, y tras ello se convirtió en un avión más pesado, por lo que sus motores se movieron hacia la zona central del armazón. Los cambios necesarios en el nuevo aparato requirieron que la longitud de pista se extendiera a 400 m, más de lo que originalmente se planeaba, tras lo que el nuevo diseño se hizo más plano, adquiriendo así algunas capacidades furtivas. Esta versión se conoce como el PZL-230F, con la F por sus capacidades ya citadas, del que solo se construyó una versión en 1992. Versiones anteriores fueron nombradas como "D" , y se incluía un avión de entrenamiento "DT" y una variante de combate "DB". En 1993 el proyecto fue aceptado por la fuerza aérea, pero debido a los recortes presupuestarios fue cancelado en 1994. El PZL -230 era un proyecto ambicioso para Polonia. Sus críticos argumentaron desde el principio que era demasiado ambicioso y algo imposible de realizar, pero después de los acontecimientos de 1989 se condenó el proyecto a su fin, ya que al fin Polonia podría importar más tecnología de esta y otra clase de origen occidental, y hasta el proyecto fue también afectado por la transformación económica de un modelo de tipo centralista, herendad de las naciones bajo el mando comunista; al cambiar Polonia sin complicaciones al modelo económico capitalista. El gobierno posterior a 1989 tenía otras prioridades más apremiantes que la militar. A pesar de algunos comentarios y evaluaciones favorables, se creyó que, según sus especificaciones originales; el PZL-230 pudo haberse convertido en uno de los más eficientes aviones de ataque contemporáneos y muchos sostienen que el PZL-230 podría haberse convertido en un éxito de exportación, pero su apresurado final, como en el Lavi israelí, fue causado por la facilidad con la que contaría Polonia de acceder a aeronaves estadounidenses ya disponibles. Hoy en día es recordado como uno de los aviones polacos más ingeniosos por su diseño y características innovadoras.2 Características generales (PZL-230 D)[editar] Referencia datos: 3 Características generales Tripulación: 1 Longitud: 10 m (32,8 ft) Envergadura: 12,1 m (39,7 ft) Altura: 4,2 m (13,8 ft) Superficie alar: 25,4 m² (273,4 ft²) Peso vacío: 11 000 kg (24 244 lb) Planta motriz: 2× Turbofán Textron Lycoming LF 507. Empuje normal: 31 kN (3161 kgf; 6969 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 1000 km/h (621 MPH; 540 kt) Alcance en combate: 300 m (984 ft) Techo de vuelo: 12 000 m (39 370 ft) Régimen de ascenso: 90 m/s (17 716 ft/min) Limites de Fuerzas G:+7/-3 Armamento Cañones: 1× un cañón de 25 mm Otros: Bombas, cohetes y misiles.

Northrop XP-56 Black Bullet El Northrop XP-56 Black Bullet fue un prototipo único de caza interceptor construido por la Northrop Corporation. Fue uno de los más radicales entre los aviones experimentales construidos durante la Segunda Guerra Mundial. Al final, resultó infructuoso y no entró en producción en serie. Northrop XP-56 Black Bullet. Tipo Caza Fabricante Northrop Corporation Primer vuelo 30 de septiembre de 1943 Estado Cancelado N.º construidos 2 Diseño y desarrollo[editar] La idea inicial para el XP-56 era bastante radical en 1939. No iba a tener cola horizontal, solo una pequeña cola vertical, usaba un motor experimental, e iba a ser producido usando un novedoso metal. El avión iba a ser un ala con un pequeño fuselaje central añadido para albergar el motor y el piloto. Se esperaba que esta configuración tuviera menos resistencia aerodinámica que un avión convencional. La idea de este avión monoplaza se originó en 1939 como el modelo Northrop N2B. Fue diseñado alrededor del motor refrigerado por líquido Pratt & Whitney X-1800, en una configuración propulsora, accionando hélices contrarrotatorias. El Ejército de los Estados Unidos ordenó a Northrop que empezara los trabajos de diseño el 22 de junio de 1940, y tras revisar el diseño, ordenó un avión prototipo el 26 de septiembre del mismo año. Poco después de que hubiera comenzado los trabajos de diseño, Pratt & Whitney detuvo, sin embargo, el desarrollo del X-1800. Fue sustituido por el motor Pratt & Whitney R-2800, aunque se consideraba como no totalmente adecuado. Aunque el nuevo motor era más potente (2000 hp contra 1800 hp), tenía un mayor diámetro y requería un fuselaje mayor para albergarlo. Este cambio retrasó el programa cinco meses. Se calculó que el nuevo motor requeriría un incremento de 2000 libras en peso y acortaría en 14 mph la velocidad máxima.1 Como su diseño sin cola era novedoso y se consideró de alto riesgo, se decidió construir un pequeño y ligero avión de configuración similar para pruebas, llamado Model N-1M. En paralelo con el diseño del XP-56, se realizaron exitosos vuelos de pruebas de la configuración, utilizando este fuselaje, confirmando el diseño básico. Dos pequeños motores Lycoming equipaban este avión. Estas pruebas confirmaron la estabilidad del radical diseño y, tras revisión, el Ejército decidió construir un segundo prototipo, que fue ordenado el 13 de febrero de 1942.1 Northrop construyó el XP-56 usando aleación de magnesio para el fuselaje y el recubrimiento, porque se preveía que habría escasez de aluminio por culpa de las demandas de la guerra. En esa época, había poca experiencia en la construcción de aviones con magnesio. Como el magnesio no puede ser fácilmente soldado usando las técnicas convencionales, Northrop contrató a Vladimir Pavlecka para desarrollar la técnica de soldadura TIG para aleaciones de magnesio (más tarde se descubrió que, en los años 20, General Electric ya había desarrollado técnicas similares.1) Primer prototipo[editar] Las primeras pruebas de motor en el avión fueron realizadas a finales de marzo de 1943, pero la flexión excesiva del eje de la hélice provocó un fallo de motor. Pratt & Whitney no envió otro motor hasta agosto, causando un retraso de cinco meses. Las pruebas de carreteo del XP-56 comenzaron el 6 de abril de 1943, y mostraron un serio problema de guiñada. Al principio, se pensó que estaba causado por un desequilibrio en los frenos de las ruedas, y se realizó un esfuerzo considerable en arreglar este problema. Se instalaron frenos hidráulicos manuales y el avión voló en 30 de septiembre de 1943 en la Muroc Air Base en el sur de California. Finalmente, el problema de guiñada se encontró en la falta de estabilidad aerodinámica, y para arreglar esto, se alargó el estabilizador vertical superior de un mero apéndice a uno mucho más grande. Tras una serie de vuelos, el primer XP-56 se destruyó el 8 de octubre de 1943, cuando el neumático de la pata izquierda explotó durante un carreteo a alta velocidad (alrededor de 130 mph), cuando cruzaba el Lago Seco Muroc. El piloto, John Myers, sobrevivió con heridas menores, que atribuyó a su innovador uso de un casco de jugador de polo.2 Myers fue el piloto de pruebas de muchos de los radicales diseños de Northrop durante la guerra.2 Segundo prototipo[editar] Se hicieron una serie de cambios en el segundo prototipo, incluyendo un relastrado para adelantar el centro de gravedad, incrementando el tamaño de la cola vertical superior y rehaciendo las conexiones del control del timón. El segundo prototipo no fue completado hasta enero de 1944.1 El avión voló el 23 de marzo del mismo año. El piloto tuvo dificultades en levantar la rueda delantera por debajo de las 160 mph (257 km/h). También informó de extrema sensibilidad de guiñada. Este vuelo duró menos de ocho minutos, pero los siguientes vuelos fueron más largos, y la pesadez de la proa desaparecía cuando el tren de aterrizaje estaba retraído. Sin embargo, solo se alcanzaron velocidades relativamente bajas. Mientras se urgía al NACA para que investigara la imposibilidad de obtener las velocidades de diseño, se realizaron más pruebas de vuelo. En el décimo vuelo, el piloto notó una pesadez de cola extrema, falta de potencia, y consumo excesivo de combustible. Las pruebas de vuelo se suspendieron por ser demasiado peligrosas, y el proyecto fue abandonado tras un año de inactividad. En 1946, las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos estaban desarrollando cazas a reacción, y no tenían la necesidad de un nuevo avión de caza convencional. Línea temporal1[editar] 20 de junio de 1940. Se firma el contrato de desarrollo. 4 de octubre de 1940. Se cancela el desarrollo del motor original. 5 de septiembre de 1941. Se ordena el segundo prototipo. 15 de julio de 1941. El Ejército inspecciona la maqueta del diseño. Marzo de 1943. Primer prototipo completado. Comienzan las pruebas de motor. 6 de abril de 1943. Pruebas de carreteo a alta velocidad. 6 de septiembre de 1943. Primer vuelo. 8 de octubre de 1943. Pruebas adicionales de carreteo tras modificaciones en el prototipo, el primer prototipo se estrella. Enero de 1944. Segundo prototipo completado. 23 de marzo de 1944. Primer vuelo del segundo prototipo. Enero de 1946. El desarrollo se detiene. Variantes[editar] N2B Denominación inicial del fabricante. XP-56 Black Bullet Designación final del prototipo. Disposición de los aviones[editar] 41-786: estrellado durante un carreteo a alta velocidad en 1943.3 42-38353: almacenado en el Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos del Instituto Smithsoniano en Washington D. C. El 20 de diciembre de 1946, el Ejército de los estados Unidos envió el segundo prototipo a Freeman Field, Indiana, para almacenaje. Se convirtió en parte de la colección del National Air and Space Museum en 1950-51, cuando el Smithsonian trasladó esta colección a su Paul Garber Restoration Facility, localizada en Suitland, Maryland.4 Especificaciones (estimaciones del XP-56)[editar] Northrop XP-56 Black Bullet, núm. ser. 42-38353; segundo avión. Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 8,4 m (27,5 ft) Envergadura: 13 m (42,5 ft) Altura: 3,4 m (11 ft) Superficie alar: 28,4 m² (306,1 ft²) Peso vacío: 3955 kg (8716,8 lb) Peso cargado: 5159 kg (11 370,4 lb) Peso máximo al despegue: 5520 kg (12 166,1 lb) Planta motriz: 1× motor radial Pratt & Whitney R-2800-29. Potencia: 1492 kW (2057 HP; 2029 CV) Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 749 km/h (465 MPH; 404 kt) a 7620 m Alcance: 1063 km (574 nmi; 661 mi) Techo de vuelo: 10 061 m (33 009 ft) Régimen de ascenso: 15,8 m/s (3110 ft/min) Carga alar: 181 kg/m² (37,1 lb/ft²) Potencia/peso: 0,96 kW/kg (0,18 hp/lb) Armamento Ametralladoras: 4 de 12,70 mm Cañones: 2 de 20 mm

Vultee XP-54 El Vultee XP-54 Swoose Goose fue un prototipo de avión de caza, construido por la Vultee Aircraft Company para las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (USAAF), en los años 40 del Siglo XX. Vultee XP-54 Swoose Goose. Tipo Avión de caza monoplano Fabricante Vultee Aircraft Primer vuelo 15 de enero de 1943 Estado Cancelado Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos N.º construidos 2 Variantes Vultee XP-68 Tornado Diseño y desarrollo[editar] El XP-54 Swoose Goose. Vultee había presentado una propuesta en respuesta a una solicitud del Cuerpo Aéreo del Ejército de los Estados Unidos por una configuración inusual. El diseño de Vultee ganó la competición, batiendo al Curtiss XP-55 Ascender y al Northrop XP-56 Black Bullet. Vultee diseñó su Model 84, un descendiente de su anterior Model 78. Tras completar las pruebas preliminares de ingeniería y de túnel de viento, se concedió un contrato por un prototipo el 8 de enero de 1941. Un segundo prototipo fue ordenado el 17 de marzo de 1942. Aunque parecía ser un diseño radical, sus prestaciones reales eran muy deslucidas y el proyecto fue más tarde cancelado. El XP-54 fue diseñado con un motor propulsor en la parte trasera del fuselaje. La cola fue montada hacia atrás entre dos botalones a media ala, con la hélice de 3,66 m entre ellos. El diseño incluía una "sección de ala canalizada" desarrollada por el NACA, que permitía la instalación de radiadores refrigerantes e intercooler en el ala de gaviota invertida. El motor Pratt & Whitney X-1800 fue propuesto inicialmente como plata motriz, pero tras la paralización de su desarrollo, fue sustituido por el Lycoming XH-2470 refrigerado por líquido. En septiembre de 1941, la misión del XP-54 fue cambiada de interceptación a baja altitud a gran altitud. En consecuencia, se tuvo que añadir un turbo-sobrealimentador y mayor blindaje, y el peso en vacío estimado aumentó de los 5200 kg hasta los 8200 kg. El XP-54 era único en muchos aspectos. La cabina presurizada requería de un complejo sistema de acceso: el asiento del piloto actuaba como un elevador para la entrada a la cabina desde el suelo. El piloto bajaba el asiento eléctricamente, se sentaba en él, y lo elevaba dentro de la cabina. El procedimiento de salto era complicado debido al sistema de presurización, y necesitaba una eyección hacia abajo del piloto y del asiento para eludir el arco de la hélice.1 Asimismo, la sección de morro podía pivotar en el ángulo vertical, tres grados hacia arriba y seis hacia abajo. En el morro, dos cañones T-9 de 37 mm estaban instalados en soportes rígidos, mientras dos ametralladoras de 12,7 mm lo estaban en dos soportes móviles. El movimiento del morro y de las ametralladoras era controlado por una mira de compensación especial. Además, la trayectoria del cañón podía ser elevada sin alterar la actitud de vuelo del avión. La larga sección del morro dio lugar a su caprichoso apodo, el Swoose Goose, inspirado por una canción acerca de Alexander, que era mitad cisne (swan) y mitad ganso (goose): "Alexander era un swoose" (nombre que comparte con el B-17 superviviente más antiguo). Historia operacional[editar] Los vuelos de pruebas del primer prototipo, 41-1210, comenzaron el 15 de enero de 1943. Los exámenes iniciales mostraron que las prestaciones estaban sustancialmente por debajo de las garantías. Al mismo tiempo, el desarrollo del motor XH-2470 se paralizó y, aunque parecía posible sustituirlo por el motor Allison V-3420, esto requería cambios sustanciales en la estructura. Los retrasos y costes sobre lo proyectado resultaron en la decisión de no considerar compras de producción. Los prototipos continuaron utilizándose en un programa experimental hasta que los problemas con los motores Lycoming, y la falta de piezas de repuesto, causaron su terminación. El segundo prototipo, 42-108994 (pero pintado erróneamente como 42-1211), equipado con un sobrealimentador GE experimental, sólo realizó un vuelo antes de que fuera relegado a "avión de repuestos", con la intención de mantener al primer prototipo en el aire.2 Operadores[editar] Estados Unidos Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos Especificaciones[editar] Dibujo 3 vistas del XP-54. Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 16,7 m (54,8 ft) Envergadura: 16,4 m (53,8 ft) Altura: 4,4 m (14,5 ft) Superficie alar: 42,4 m² (456,4 ft²) Peso vacío: 6923 kg (15 258,3 lb) Peso cargado: 8270 kg (18 227,1 lb) Peso máximo al despegue: 8771 kg (19 331,3 lb) Planta motriz: 1× motor bóxer doble de 24 cilindros en H y refrigeración por líquido Lycoming XH-2470-1. Potencia: 1715 kW (2364 HP; 2332 CV) Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 613 km/h (381 MPH; 331 kt) a 8700 m Alcance: 805 km (435 nmi; 500 mi) Techo de vuelo: 11 300 m (37 073 ft) Régimen de ascenso: 11,7 m/s (2303 ft/min) Carga alar: 196 kg/m² (40,1 lb/ft²) Potencia/peso: 0,20 W/kg (0,13 hp/lb) Armamento Ametralladoras: 2x Browning M2 de 12,7 mm con 580 disparos Cañones: 2x cañón T-12/T-13 de 37 mm con 100 disparos