alquimista112

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

LOS REBELDES DE PT-218 2021

OPERACION OVERLORD 2021

OPERACION SEAWOLF 2022

SIN NOVEDAD EN EL FRENTE 2022

BATALLA DE SAIPAN. Película del 2023

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

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

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

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

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

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

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

McDonnell XF-88 Voodoo El McDonnell XF-88 Voodoo fue un birreactor de caza de largo alcance con alas en flecha, diseñado a finales de los años 1940 para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, por la McDonnell Aircraft Corporation. Aunque no entró en servicio, el diseño fue adaptado para el desarrollo del caza supersónico F-101 Voodoo. Prototipo McDonnell XF-88 número de serie 46-525. Tipo Caza de escolta Fabricante McDonnell Primer vuelo 20 de octubre de 1948 Estado Cancelado Usuario Fuerza Aérea de los Estados Unidos N.º construidos 2 Coste del programa 6,6 millones de US$ Desarrollado en McDonnell F-101 Voodoo Diseño y desarrollo[editar] El equipo de ingeniería posa tras el Vuelo 100. Híbrido turbohélice-reactor supersónico XF-88B. Aterrizaje del XF-88B. Fue diseñado a raíz de una propuesta de las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (USAAF) en 1946, por la que se solicitaba un caza a reacción de largo alcance para realizar tareas de penetración o escolta. Iba a ser esencialmente un reemplazo a reacción del North American P-51 Mustang que había escoltado a los bombarderos Boeing B-17 Flying Fortress sobre Alemania. Iba a tener un radio de combate de 1450 km y altas prestaciones. McDonnell comenzó los trabajos en el avión, denominado Model 36, el 1 de abril de 1946. El 20 de junio, a la compañía se le concedió un contrato por dos prototipos designados XP-88. Dave Lewis fue el Jefe de Aerodinámica del proyecto.1 El diseño inicial iba a tener alas rectas y cola en V, pero las pruebas de túnel de viento indicaron problemas aerodinámicos que condujeron a un plano de cola convencional y a unas alas en flecha.23 Las USAAF confirmaron la orden de dos prototipos el 14 de febrero de 1947,4 mientras que un cambio en el sistema de designación condujo a que los todavía no volados prototipos fueran redesignados XF-88 el 1 de julio de 1948, ganándose el modelo el apodo de "Voodoo".2 El Voodoo tenía un ala media/baja, en flecha de 35º. Los dos motores, especificados como turborreactores Westinghouse J34, estaban en el fuselaje inferior, alimentados por tomas de aire en las raíces alares y toberas por debajo del fuselaje trasero. Esto dejaba espacio en el largo fuselaje para los depósitos de combustible necesarios para el requerido largo alcance. El corto morro del Voodoo no tenía radar, con la intención de albergar un armamento de seis cañones M39 de 20 mm, mientras que el único piloto del caza se sentaba en una cabina presurizada y con un asiento eyectable.56 Historia operacional[editar] El primer XF-88 realizó su primer vuelo desde Muroc Field el 20 de octubre de 1948, pilotado por el Jefe de Pilotos de Pruebas de McDonnell, Robert Edholm.72 Estaba desarmado y equipado con motores J34-13 sin poscombustión que entregaban 13,37 kN (3000 lbf) de empuje.2 Aunque las pruebas mostraron un manejo adecuado y la autonomía requerida, el XF-88 se probó falto de potencia. Esto resultó en prestaciones inadecuadas, con su velocidad máxima de 1031,59 km/h, siendo menor que la del F-86 Sabre.4 Con el fin de mejorar las prestaciones, se decidió equipar a los motores del segundo prototipo con posquemadores diseñados por McDonnell.8 Así modificados, los motores se convirtieron en los J34-22, entregando 16,05 kN (3600 lbf) de empuje.4 El segundo prototipo, XF-88A, realizó su primer vuelo el 26 de abril de 1949, siendo el primer prototipo modificado más tarde al mismo estándar.8 Los posquemadores mejoraron las prestaciones del Voodoo, alcanzando el XF-88A los 1126 km/h, pero a expensas de reducir el alcance debido al aumento del consumo de combustible.9 A pesar de esto, el XF-88 fue elegido contra los Lockheed XF-90 y North American YF-93 para el requerimiento de Caza de Penetración de la USAF, que planeaba versiones de producción que usaran motores más potentes Westinghouse J468 (una orden de 1948 por 118 F-93 había sido cancelada en 1949).10 Cambios en las prioridades de la Fuerza Aérea, junto con una carencia de fondos, condujeron a que el caza de penetración fuese cancelado en agosto de 1950.11 El primer prototipo fue modificado al estándar del XF-88B, con un motor turbohélice Allison T38 montado en el morro, añadido a los turborreactores. Se usó para realizar pruebas de vuelo hasta 1956,8 y alcanzó velocidades sobrepasando ligeramente Mach 1,0,12 siendo el primer avión de hélice en conseguirlo.8 McDonnell también propuso una versión naval del XF-88, una variante de entrenador operacional biplaza y de reconocimiento, pero ninguno fue construido.8 Ambos prototipos fueron desguazados en 1958.8 La experiencia de la Guerra de Corea condujo a la USAF a reconsiderar sus planes para los cazas de penetración y llevó a una nueva especificación por un caza de largo alcance, siendo emitido el Requerimiento Operativo General (GOR) 101 en febrero de 1951. Se eligió una versión considerablemente agrandada para cubrir este requerimiento más tarde el mismo año, convirtiéndose el revisado diseño en el McDonnell F-101 Voodoo,313 del que la primera versión de producción voló el 29 de septiembre de 1954.14 Variantes[editar] XF-88 Primer prototipo, propulsado por motores Westinghouse XJ34-WE-13 de 13,38 kN de empuje. Desarmado.2 XF-88A Segundo prototipo, equipado como con motores mejorados XJ34-WE-22, provistos de unos primitivos postquemadores. Posteriormente incluyó armamento. El primer prototipo fue modificado a esta versión. XF-88B Modificación del XF-88 que equipó en la parte delantera un motor turbohélice Allison XT38 de 1865 kW de potencia, manteniendo los turborreactores. Esta versión voló por primera vez el 14 de abril de 1953. Especificaciones (XF-88A)[editar] Referencia datos: Fighters of the United States Air Force15 Dibujo 3 vistas del McDonnell XF-88 Voodoo. Características generales Tripulación: Uno (piloto) Longitud: 16,5 m (54,2 ft) Envergadura: 12,1 m (39,7 ft) Altura: 5,3 m (17,3 ft) Superficie alar: 32,5 m² (350,1 ft²) Peso vacío: 5507 kg (12 137,4 lb) Peso máximo al despegue: 8392 kg (18 496 lb) Planta motriz: 2× turborreactores con postcombustión Westinghouse J34-WE-22. Empuje normal: 13,4 kN (1364 kgf; 3008 lbf) de empuje cada uno. Empuje con postquemador: 16,1 kN (1637 kgf; 3608 lbf) 9 de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 1136 km/h (706 MPH; 613 kt) a 6100 m de altitud Alcance: 2779 km (1501 nmi; 1727 mi) Techo de vuelo: 12 009 m (39 400 ft) Régimen de ascenso: 41 m/s (8071 ft/min) Armamento Cañones: 6x M39 de 20 mm

Douglas A2D Skyshark El Douglas A2D Skyshark fue un avión de ataque turbohélice creado por la compañía Douglas Aircraft Company para la Armada de los Estados Unidos en los años 1950, como un desarrollo del AD Skyraider de motor radial, pero fue cancelado antes de entrar en servicio debido a la baja fiabilidad del motor empleado. Tipo Avión de ataque Fabricante Douglas Aircraft Company Primer vuelo 1950 Estado Cancelado Usuario Armada de los Estados Unidos N.º construidos 12 (4 nunca volaron) Desarrollo del A-1 Skyraider Diseño y desarrollo[editar] Douglas A2D-1 Skyshark BuNo. 125485 (séptimo de 10 prototipos) en el Idaho Falls Regional Airport. El 25 de junio de 1945, la Oficina de Aeronáutica (BuAer) solicitó a la Douglas Aircraft un avión a hélice con motor de turbina.1 Se presentaron tres propuestas en el siguiente año y medio: el D-557A, para usar dos General Electric TG-100 en góndolas alares; el D-557B, mismo motor, con hélices contrarrotativas; y el D-557C, para usar el Westinghouse 25D.1 Estos fueron cancelados, debido a dificultades en el desarrollo del motor, pero la BuAer continuó buscando una solución a los sedientos reactores.1 El 11 de junio de 1947,1 Douglas consiguió la carta de intenciones de la Armada por un turbohélice embarcado. La necesidad de operar desde portaaviones de escolta de la clase Casablanca dictaba el uso de un turbohélice en lugar de un reactor.2 Las ventajas de los motores turbohélice sobre los de pistón estaban prácticamente en la relación potencia-peso y la máxima potencia que se podría generar. La ventaja sobre los reactores era que un turbohélice funcionaba cerca del tope de RPM todo el tiempo, y el empuje podía ser generado rápidamente con simplemente cambiar el paso de la hélice. Un A2D-1 de producción en vuelo. Aunque recordase al AD Skyraider, el A2D era un avión totalmente diferente, y como tenía que ser, el Allison XT-40-A2 de 5100 hp3 tenía más del doble de la potencia que la del R3350 del Skyraider,3 con la instalación del XT40 en el Skyshark usando hélices contrarrotativas para aprovechar toda la potencia disponible. El espesor de la raíz alar se redujo, del 17 al 12%, mientras que tanto la altura de la cola como su superficie aumentaron.3 Los problemas de desarrollo del motor retrasaron el primer vuelo hasta el 26 de mayo de 1950, realizado en la Edwards Air Force Base por George Jansen.3 El piloto de pruebas de la Armada Cdr. Hugh Wood murió intentando aterrizar el primer prototipo del XA2D-1, BuNo 122988, el 19 de diciembre de 1950, en su decimoquinto vuelo. Fue incapaz de comprobar el régimen de descenso, resultando en un choque de alto impacto contra la pista.4 La investigación descubrió que la unidad de potencia de estribor del acoplado motor turbohélice Allison XT40A había fallado y no desembragó, no permitiendo volar al Skyshark con la potencia de la unidad opuesta ni poner las hélices en bandera. Como la sustentación de las alas desapareció, se indujo un régimen de hundimiento fatal. Se añadieron instrumentación adicional y un desacoplador automático al segundo prototipo, pero por la época en que estuvo listo para volar el 3 de abril de 1952, habían pasado dieciséis meses, y siendo desarrollados diseños totalmente a reacción, el programa del A2D estaba esencialmente muerto. El tiempo total de vuelo de la célula perdida fue de apenas 20 horas.5 Allison no pudo entregar un motor de "producción" hasta 1953, y mientras probaba un XA2D con ese motor, el piloto de pruebas C. G. "Doc" Livingston salió de un picado y fue sorprendido por un fuerte ruido y cabeceo hacia arriba. Su parabrisas estaba cubierto de aceite y el piloto de seguimiento le dijo que las hélices no estaban. La caja reductora había fallado. Livingston aterrizó exitosamente el avión. En el verano de 1954, el A4D estaba listo para volar. Los portaaviones de escolta estaban siendo retirados, y el tiempo se había acabado para el problemático programa del A2D.6 Debido en gran parte al fracaso del programa del T40 de producir un motor fiable, el Skyshark nunca entró en servicio operacional. Fueron construidos doce Skysharks, dos prototipos y diez aviones de producción. La mayoría fue desguazada o destruida en accidentes, y solo uno sobrevivió.7 Aviones en exhibición[editar] A2D-1 Skyshark, BuNo. 125485: está en el aeropuerto de El Cajón (California) a 30 de marzo de 2016. Fue restaurado para exhibición estática por Pacific Fighters alrededor de 1995.8 Especificaciones (XA2D-1)[editar] Dibujos del A2D-1. Referencia datos: Encyclopedia of American Aircraft9 Características generales Tripulación: 1 piloto Longitud: 12,6 m (41,3 ft) Envergadura: 15,2 m (50 ft) Altura: 3,7 m (12,1 ft) Superficie alar: 37 m² (398,3 ft²) Peso vacío: 5864 kg (12 924,3 lb) Peso cargado: 8500 kg (18 734 lb) Peso máximo al despegue: 10 436 kg (23 000,9 lb) Planta motriz: 1× Turbohélice Allison XT-40-A-2. Potencia: Hélices: 2× tripala contrarrotivas por motor. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 813 km/h (505 MPH; 439 kt) Alcance: 3520 km (1901 nmi; 2187 mi) Techo de vuelo: 14 664 m (48 110 ft) Régimen de ascenso: 37 m/s (7283 ft/min) Carga alar: 230 kg/m² (47,1 lb/ft²) Potencia/peso: 440 W/kg Armamento Cañones: 4 T31 de 20 mm Puntos de anclaje: 11 con una capacidad de 2 500 kg, para cargar una combinación de: Otros: Diverso armamento de ataque a superficie

Consolidated Vultee XP-81 El Consolidated Vultee XP-81 (más tarde redesignado ZXF-81 ) es un desarrollo de Consolidated Vultee Aircraft Corporation para construir un caza de escolta de largo alcance de un solo asiento que combinaba el uso de motores turborreactores y turbohélices . Aunque prometedor, la falta de motores adecuados combinada con el final de la Segunda Guerra Mundial condenó al proyecto. Diseño y desarrollo [ editar ] Se ordenaron dos aviones prototipo el 11 de febrero de 1944 que fueron designados XP-81. La selección del motor fue un intento de combinar la capacidad de alta velocidad del motor a reacción con la resistencia que ofrece el motor de hélice . El XP-81 fue diseñado para usar el motor turbohélice General Electric TG-100 (más tarde designado XT31 por el ejército de EE. UU.) en la parte delantera que impulsa una hélice de cuatro palas y un turborreactor GE J33 en la parte trasera del fuselaje. El turbohélice se usaría para vuelos normales y de crucero y se agregaría el turborreactor para vuelos de alta velocidad. Role luchador de escolta Fabricante Corporación consolidada de aviones Vultee Primer vuelo 11 de febrero de 1945 Estado Cancelado Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos Número construido 2 Historial operativo [ editar ] La instalación original del motor Merlin en el XP-81 El primer XP-81 (serie 44-91000) se completó en enero de 1945, pero debido a problemas de desarrollo, el motor turbohélice no estaba listo para su instalación. Luego se tomó la decisión de montar un paquete completo de motor V-1650-7 de un avión P-51D en lugar del turbohélice para las pruebas de vuelo iniciales. Esto se hizo en una semana y el XP-81 con motor Merlin se envió a la base aérea de Muroc , donde voló por primera vez el 11 de febrero de 1945. Durante 10 horas de prueba de vuelo, el XP-81 mostró buenas características de manejo, excepto por una dirección inadecuada. estabilidad debido a la parte delantera más larga del fuselaje (esto se rectificó agrandando la cola vertical ). [1] Si bien se ordenaron 13 aviones de preproducción YP-81 , la captura de Guam y Saipan eliminó la necesidad de cazas de escolta de alta velocidad y largo alcance y luego, justo antes del Día VJ , se canceló el contrato, después de que el 85% de la ingeniería Se completó. El YP-81 iba a ser esencialmente el mismo que el prototipo pero con un motor turbohélice GE TG-110 (XT41) más ligero y potente, el ala se movía hacia atrás 10 pulgadas (0,25 m) y un armamento de seis calibre .50 ( 12,7 mm) ametralladoras o seis cañones de 20 mm. Después de que el XP-81 fue devuelto a Vultee Field, se instaló el turbohélice TG-100 y se reanudaron las pruebas de vuelo, incluido el primer vuelo de un avión estadounidense con motor turbohélice el 21 de diciembre de 1945. Sin embargo, el motor turbohélice no pudo producir su potencia diseñada; produciendo solo la misma potencia que el Merlin (1490 hp o 1112 kW) con el rendimiento resultante limitado al de la versión con motor Merlin. Con el fin de las hostilidades, los dos prototipos continuaron siendo probados hasta 1947, cuando ambos fueron enviados a un campo de bombardeo como objetivos fotográficos. [2] [3] Aviones sobrevivientes [ editar ] Ambos prototipos están almacenados en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos cerca de Dayton, Ohio . [4] Operadores [ editar ] Estados Unidos Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (solo pruebas) Especificaciones (XP-81) [ editar ] Nota: El rendimiento se estima con TG-100 "totalmente potenciado". Solo se proyecta armamento. Vista lateral del XP-81. Datos de Jane's all the World's Aircraft 1947; [5] Aeronaves de General Dynamics y sus predecesores [6] Características generales Tripulación: 1 Longitud: 44 pies 8 pulgadas (13,61 m) Envergadura: 50 pies 6 pulgadas (15,39 m) Altura: 13 pies 6 pulgadas (4,11 m) Área del ala: 425 pies cuadrados (39,5 m 2 ) Peso vacío: 12,979 lb (5,887 kg) Peso bruto: 24.650 libras (11.181 kg) Planta motriz: 1 × motor turbohélice General Electric T31-GE-3 , 2300 shp (1700 kW) más 600 lbf (2,7 kN) de empuje residual (potencia estimada del motor de producción) Planta motriz: 1 × turborreactor de flujo centrífugo General Electric J33-GE-5 , 3750 lbf (16,7 kN) de empuje (motor planificado para aviones de producción) Hélices: hélice de velocidad constante de 4 palas, 12 pies (3,7 m) de diámetro Actuación Velocidad máxima: 478 mph (769 km/h, 415 nudos) al nivel del mar; 816 km/h (507 mph) a 9100 m (30 000 pies) Velocidad de crucero: 275 mph (443 km / h, 239 nudos) a 30 000 pies (9100 m) Alcance: 2500 mi (4000 km, 2200 nmi) Techo de servicio: 47.000 pies (14.000 m) Velocidad de ascenso: 5300 pies/min (27 m/s) Carga alar: 106 lb/pie cuadrado (520 kg/m 2 ) Armamento Cañones: cañón de 6 × 20 mm (0,787 pulgadas) Bombas: 2000 lb (910 kg) de bombas

Republic XF-91 Thunderceptor El Republic XF-91 Thunderceptor (originalmente designado XP-91 ) es un prototipo de avión interceptor de propulsión mixta , desarrollado por Republic Aviation . La aeronave usaría un motor a reacción para la mayoría de los vuelos y un grupo de cuatro motores de cohetes pequeños para un mayor empuje durante el ascenso y la intercepción. El diseño estaba en gran parte obsoleto cuando se completó debido al rápido aumento del rendimiento de los motores a reacción contemporáneos, y solo se construyeron dos prototipos. Uno de ellos fue el primer caza estadounidense en superar Mach 1 en vuelo nivelado. Una característica única del Thunderceptor era su inusual ala cónica inversa , en la que la longitud de la cuerda aumentaba a lo largo de la envergadura del ala desde la raíz hasta la punta, lo opuesto a los diseños de ala en flecha convencionales . Este fue un intento de abordar el problema del cabeceo , un fenómeno potencialmente mortal que afectó a los primeros modelos de alta velocidad. El diseño del Thunderceptor significó que todo el ala se detuvo sin problemas, más como un diseño de ala recta. Role Prototipo de avión interceptor Fabricante Aviación de la República Primer vuelo 9 de mayo de 1949 Estado Cancelado Número construido 2 Desarrollado por República F-84 Thunderjet Diseño y desarrollo [ editar ] XF-91 en 1951 en la Base de la Fuerza Aérea Edwards. Durante el desarrollo del XP-84, Republic, bajo la dirección de Alexander Kartveli , analizó la instalación de cohetes para cazas. La compañía se inspiró en los aviones alemanes de guerra: el Messerschmitt Me 163 propulsado por cohetes y la serie experimental de prototipos interceptores Messerschmitt Me 262 C Heimatschützer (protector del hogar) turborreactor propulsado por cohetes. El diseño del Thunderceptor fue una de las dos modificaciones de ala en flecha basadas en el Republic F-84 Thunderjet original , el otro es el Republic F-84F Thunderstreak que se desarrolló más tarde. Un problema grave con la mayoría de los diseños de ala en flecha de la época era el rendimiento peligroso a bajas velocidades y alto ángulo de ataque . El flujo de aire estancado sobre el ala tendía a "deslizarse" hacia las puntas de las alas, lo que provocó que se detuvieran.antes que el resto del ala. En esta situación, el centro de sustentación se desplazaría rápidamente hacia adelante en relación con el centro de masa, elevando el morro y provocando un ángulo de ataque aún mayor o, en casos extremos, la caída de la aeronave de un extremo a otro. Las aeronaves atrapadas en este régimen a menudo entraban en pérdida y se estrellaban, y una serie de accidentes de este tipo con el F-100 Super Sabre de América del Norte llevó al término "baile del sable" . [nota 1] La característica de diseño más notable del Thunderceptor estaba destinada a abordar este problema. Las alas fueron construidas para tener considerablemente más cuerda (distancia desde el borde de ataque hasta el borde de fuga) en la punta que en la base, lo que les permite generar más sustentación. Esto abordó claramente el problema de la danza del sable al retrasar el punto de pérdida en la punta al de toda el ala. Un efecto secundario de este diseño fue que las puntas tenían más espacio interno, por lo que el tren de aterrizaje se montó para retraerse hacia afuera con las ruedas en las puntas de las alas, utilizando dos ruedas más pequeñas en una disposición en tándem para cada puntal del tren principal, en lugar de una. uno más grande Otro cambio de diseño fue la capacidad de variar el ángulo de incidencia.del ala como un todo, inclinándola hacia arriba para operaciones de baja velocidad durante el despegue y el aterrizaje, y luego "nivelándola" para vuelo de alta velocidad y crucero. Esto permitió que el fuselaje permaneciera más cerca del nivel durante el aterrizaje, mejorando en gran medida la visibilidad. De acuerdo con su función prevista como interceptor, el morro se rediseñó para incorporar una antena de radar , lo que obligó a mover la entrada de aire del motor de su posición original montada en el morro a una nueva entrada debajo. Por lo demás, el fuselaje era muy similar al del F-84. El primer prototipo no incluía el radomo, aunque este se instaló en el segundo prototipo. Pruebas y evaluación [ editar ] XF-91 Thunderceptor durante la prueba A la izquierda está Republic XF-91 ( número de serie 46-680) después de la instalación del radomo de la nariz y a la derecha está el XF-91 (serie 46-681) después de la modificación de la cola en V. El primer prototipo realizó su primer vuelo el 9 de mayo de 1949, rompiendo la velocidad del sonido en diciembre de 1951. Posteriormente se modificó con una cúpula pequeña para el alcance de la artillería (aunque no la cúpula "completa" del segundo prototipo). El segundo prototipo incluía un radomo completo y una entrada montada en la barbilla, pero por lo demás era similar. Con el jet y los cohetes en marcha, el avión podría alcanzar Mach 1,71. Ambos prototipos completaron 192 vuelos de prueba en el transcurso de cinco años. [1] El segundo prototipo, 46-681 , tuvo una falla en el motor durante el despegue de Edwards AFB en el verano de 1951. El piloto de pruebas de Republic, Carl Bellinger , escapó del avión justo cuando la cola se derritió solo 90 segundos después de iniciado el vuelo. Para cuando llegó el equipo de bomberos, conduciendo siete millas (11 km) a través del lecho seco del lago, la sección de cola se había reducido a cenizas. Luego, 46-681 se equipó con una cola en "V" (o "mariposa") y se probó en vuelo con esta configuración. Más tarde se usó en Edwards AFB como un simulador de entrenamiento de la tripulación de choque y luego se desechó. [2] Como interceptor, el Thunderceptor pronto fue eclipsado por diseños de otras compañías, pero al igual que el Thunderceptor, ninguno de estos entraría en producción. La Fuerza Aérea de los Estados Unidos decidió esperar el breve tiempo necesario para introducir diseños más nuevos y mucho más capaces creados como parte del proyecto del interceptor de 1954 . El Thunderceptor, al igual que los otros diseños de interceptores de la época, tenía tiempos de vuelo extremadamente cortos del orden de 25 minutos, lo que los hacía casi inútiles para proteger un área tan grande como los Estados Unidos. Los diseños de 1954 superaron al XF-91 en velocidad, alcance y tiempo de merodeo, además de incluir el radar y los sistemas de control de incendios necesarios para la operación nocturna y en todo clima. La era del luchador diurno dedicado-tipo interceptor había terminado. Aeronaves en exhibición [ editar ] XF-91 Thunderceptor, s/n 46-680 en exhibición El prototipo sobreviviente, 46–0680, se exhibe en la Galería de Investigación y Desarrollo en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en Wright-Patterson AFB en Dayton, Ohio . [3] [4] Especificaciones (XF-91 Thunderceptor) [ editar ] Datos de The Complete Book of Fighters, [5] Air Force Legends #210: Republic XF-91 Thunderceptor [6] Características generales Tripulación: 1 Longitud: 43 pies 3 pulgadas (13,18 m) 47 pies 6 pulgadas (14 m) con cola de mariposa 46 pies 9 pulgadas (14 m) con punta de radomo Envergadura: 31 pies 2,7 pulgadas (9,517 m) Altura: 18 pies 1,1875 pulgadas (5,516563 m) 16 pies 6 pulgadas (5 m) con cola de mariposa Área del ala: 320 pies cuadrados (30 m 2 ) Perfil aerodinámico : República R-4,40-1710-1.0 [7] Peso vacío: 15.853 lb (7.191 kg) Peso bruto: 18,600 lb (8,437 kg) [ cita requerida ] Peso máximo al despegue: 28 516 lb (12 935 kg) Capacidad de combustible: 46-680 559 gal EE.UU. (465 gal imp.; 2120 l) internos (JP) 46-681 231 gal EE. UU. (192 gal imp.; 870 l) JP en el tanque del fuselaje 50 gal EE.UU. (42 gal imp.; 190 l) LOX en el fuselaje delantero 87 gal EE. UU. (72 gal imp.; 330 l) LOX en el fuselaje trasero 191 gal EE.UU. (159 gal imp.; 720 l) agua-alcohol en el fuselaje delantero 2x tanques de caída 60 gal EE. UU. (50 gal imp.; 230 l) (JP), 216 gal EE. UU. (180 gal imp.; 820 l) LOX , 265 gal EE. UU. (221 gal imp.; 1000 l) agua-alcohol en cada uno Planta motriz: 1 × motor turborreactor General Electric J47-GE-7 (más tarde GE-17) , 5200 lbf (23 kN) de empuje en seco 6100 lbf (27 kN) con inyección de agua en seco, 6900 lbf (31 kN) con postquemador Planta motriz: 1 × Reaction Motors XLR11-RM-9 motor cohete de combustible líquido con cuatro cámaras de combustión, 6000 lbf (27 kN) de empuje con cámaras conmutables individualmente Combustible: Agua-alcohol (25% H 2 O / 75% C 2 H 6 O) Oxidante: Oxígeno líquido (LOX) Actuación Velocidad máxima: 984 mph (1584 km/h, 855 nudos) a 47 500 pies (14 478 m) Velocidad máxima: Mach 1,49 Alcance: 1.171 mi (1.885 km, 1.018 nmi) Techo de servicio: 50 000 a 55 000 pies (15 000 a 17 000 m) Tiempo hasta la altitud: 50 000 pies (15 240 m) en 5 minutos y 30 segundos Carga alar: 58,12 lb/sq ft (283,8 kg/m 2 ) [ cita requerida ] Empuje/peso : 0,60 Armamento Armas: provisión para: Cañón M-3 de 4 × 20 mm (0,787 pulgadas) con 200 rpg (F-91) o 4x T-110 cañón con 15 rondas T-131 cada uno (F-91-1) o 4 cañones M-24 de 20 mm (0,787 in) con 200 rpg (F-91-3) Cohetes: hasta 6x 5 in (127 mm) HVAR F-91B o 24 cohetes Mighty Mouse de 2,75 in (70 mm) en grupos de lanzadores extensibles Misiles: 4 misiles aire-aire Hughes AIM-4 Falcon (F-91-2)

República XF-84H Thunderscreech El Republic XF-84H "Thunderscreech" fue un avión turbohélice experimental estadounidense derivado del F-84F Thunderstreak . Propulsado por un motor de turbina acoplado a una hélice supersónica , el XF-84H tenía el potencial de establecer el récord no oficial de velocidad en el aire para aeronaves propulsadas por hélice , pero no pudo superar las deficiencias aerodinámicas y los problemas de confiabilidad del motor, lo que resultó en la cancelación del programa XF-84H número de serie 51-17060 en vuelo, con la turbina de aire ram extendida Role luchador experimental origen nacional Estados Unidos Fabricante Aviación de la República Primer vuelo 22 de julio de 1955 Usuario principal Fuerza Aérea de los Estados Unidos Número construido 2 Desarrollado por República F-84F Thunderstreak Diseño y desarrollo [ editar ] Aunque el Centro de Desarrollo Aéreo Wright de la USAF fue el patrocinador clave del caza turbohélice Republic Project 3347, el inicio provino de un requisito de la Marina de los EE. UU . para un caza portaaviones que no requiriera asistencia de catapulta. [2] Originalmente conocido como XF-106 (una designación luego reutilizada para el Convair F-106 ), [3] el proyecto y su avión prototipo resultante fueron redesignados XF-84H, [4] identificando de cerca el programa como un F-84 variante, en lugar de un tipo completamente nuevo. [5]Con un contrato proyectado para tres prototipos, cuando la Marina de los EE. UU. canceló su pedido, en última instancia, los prototipos XF-84H restantes se convirtieron en aeronaves de investigación pura construidas para el Laboratorio de hélices de la Fuerza Aérea en Wright-Patterson AFB para probar hélices supersónicas en la exploración de la combinación de hélice capacidad de respuesta a la velocidad del jet. [6] El XF-84H se creó modificando un fuselaje F-84F Thunderstreak , instalando un motor turbohélice XT40-A-1 de 5850 hp (4360 kW) [7] en una carcasa ubicada en el centro detrás de la cabina con un eje de extensión largo hasta la nariz -propulsor montado. [8] El motor de turbina también proporcionó empuje a través de su escape; Se instaló un dispositivo de poscombustión que podría aumentar aún más la potencia a 7230 hp (5390 kW), pero nunca se usó. [9] El empuje se ajustó cambiando el paso de las palas de los Aeroproducts de 12 pies (3,7 m) de diámetrohélice, que consta de tres palas de acero de punta cuadrada que giran a una velocidad constante, con las puntas viajando a aproximadamente Mach 1,18 (1446 km/h). Para contrarrestar el par de la hélice y el " factor P ", el XF-84H estaba equipado con una paleta de guiñada dorsal fija. [10] La cola se cambió a una cola en T para evitar el flujo de aire turbulento sobre las superficies horizontales del estabilizador/elevador debido al lavado de la hélice. [11] El XF-84H fue desestabilizado por el poderoso par de la hélice, así como por los problemas inherentes a las palas de la hélice supersónica. [12] Se probaron varias configuraciones de hojas exóticas antes de decidirse por un diseño final. [10] Varias características de diseño estaban destinadas a contrarrestar el par masivo, incluido el montaje de la entrada del borde de ataque izquierdo 12 pulgadas (30 cm) más adelante que el derecho, y proporcionar aletas izquierda y derecha con operación diferencial. [8] Los dos prototipos estaban igualmente plagados de problemas relacionados con el motor que afectaban a otros aviones equipados con motores T40, como el Douglas A2D Skyshark y el North American XA2J Super Savage.avión de ataque Una característica notable del diseño fue que el XF-84H fue el primer avión en llevar una turbina de aire ram retráctil/extensible . En caso de falla del motor, automáticamente giraría hacia la corriente de aire para proporcionar energía hidráulica y eléctrica. Debido a los frecuentes problemas del motor, como medida de precaución, la unidad a menudo se desplegaba en vuelo. [10] Prueba [ editar ] Prototipo 51-17059 Después de la fabricación en la planta de Farmingdale, Long Island, de Republic, los dos XF-84H se desmontaron y enviaron por ferrocarril a la Base de la Fuerza Aérea Edwards para realizar pruebas de vuelo. [2] Volado por primera vez el 22 de julio de 1955, el XF-84H tenía una aceleración increíble, pero pronto se descubrió su impracticabilidad. No era adecuado para el combate debido al tiempo de calentamiento del motor de 30 minutos, pero las preocupaciones más serias eran las vibraciones generadas por la hélice de 12 pies de diámetro y las fallas mecánicas del engranaje de paso de la hélice. [13]Los prototipos realizaron un total de 12 vuelos de prueba desde Edwards, acumulando solo 6 horas y 40 minutos de tiempo de vuelo. Lin Hendrix, uno de los pilotos de prueba de Republic asignados al programa, voló el avión una vez y se negó a volverlo a volar, afirmando que "nunca voló a más de 450 nudos (830 km/h) indicados, ya que a esa velocidad desarrolló un desafortunada práctica del 'snaking', perdiendo aparentemente la estabilidad longitudinal". [14] Hendrix también le dijo al formidable ingeniero de proyectos de Republic: "No eres lo suficientemente grande y no eres lo suficiente como para meterme en esa cosa de nuevo". [13] Los otros vuelos de prueba estuvieron plagados de fallas en el motor y persistentes problemas hidráulicos, de tren de morro y de vibración. [2]El piloto de pruebas Hank Beaird tomó el XF-84H 11 veces, y 10 de estos vuelos terminaron en aterrizajes forzosos . [15] Ruido [ editar ] El XF-84H fue casi con certeza el avión más ruidoso jamás construido, y se ganó el apodo de "Thunderscreech", así como el "Mighty Ear Banger". [16] Según los informes, en las "carreras" en tierra, los prototipos se podían escuchar a 25 millas (40 km) de distancia. [17] A diferencia de las hélices estándar que giran a velocidades subsónicas, las 24 a 30 pulgadas (61 a 76 cm) exteriores de las palas de la hélice del XF-84H viajaban más rápido que la velocidad del sonido, incluso con empuje inactivo, produciendo un sonido sónico visible continuo . boom que irradió lateralmente desde las hélices durante cientos de metros. La onda de choque fue en realidad lo suficientemente poderosa como para derribar a un hombre; un desafortunado jefe de equipo que estaba dentro de un C-47 cercano quedó gravemente incapacitado durante una carrera en tierra de 30 minutos.Junto con el ruido ya considerable del aspecto subsónico de la hélice y las secciones de doble turbina del T40, el avión era conocido por inducir náuseas y dolores de cabeza severos entre las tripulaciones de tierra. [11] En un informe, un ingeniero de Republic sufrió una convulsión después de una exposición a corta distancia a las ondas de choque que emanaban de un XF-84H encendido. [18] El ruido generalizado también interrumpió gravemente las operaciones en la torre de control de la Base de la Fuerza Aérea Edwards, ya que se corre el riesgo de que las vibraciones dañen los componentes sensibles y obligue al personal de tránsito aéreo a comunicarse con la tripulación del XF-84H en la línea de vuelo mediante señales luminosas . Después de numerosas quejas, el Centro de Pruebas de Vuelo de la Fuerza Aérea ordenó a Republic que remolcara la aeronave en Rogers Dry Lake , lejos de la línea de vuelo, antes de encender su motor. [14]El programa de prueba no avanzó más allá de los vuelos de prueba de Fase I del fabricante; en consecuencia, ningún piloto de prueba de la USAF voló el XF-84H. Con la probabilidad de que las fallas del motor y del equipo, junto con la incapacidad para alcanzar las velocidades de diseño y la inestabilidad posterior experimentada, fueran problemas insuperables, la USAF canceló el programa en septiembre de 1956. [19 ] Importancia histórica [ editar ] Ver también: el avión propulsado por hélice más rápido Prototipo 51-17059 Aunque el Libro Guinness de los récords registró el XF-84H como el avión propulsado por hélice más rápido jamás construido, [20] con una velocidad máxima de diseño de 670 mph (1080 km/h) (Mach 0,9) y 623 mph (1003 km/h ) (Mach 0,83) durante las pruebas, esta afirmación ha sido cuestionada. [14] La velocidad récord no oficial también es inconsistente con los datos del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, que da una velocidad máxima de 520 mph (840 km/h) (Mach 0,70), sin embargo, lo que convierte al XF-84H en el El avión monomotor propulsado por hélice más rápido [11] hasta 1989 cuando " Rare Bear ", un Grumman F8F Bearcat altamente modificado , alcanzó las 528 mph (850 km/h) (Mach 0,71). [21] Operadores [ editar ] Estados Unidos Fuerza Aérea de los Estados Unidos : Los prototipos nunca volaron en manos de los pilotos de la USAF, ya que solo completaron las pruebas de vuelo iniciales de los fabricantes. Republic XF-84H en la Galería de Investigación y Desarrollo del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de EE. UU., Dayton, Ohio. Disposición de aeronaves [ editar ] Se construyeron dos prototipos (51-17059 y 51-17060), con los números Buzz FS-059 y FS-060 . [22] 51-17059 ( FS-059 ): en exhibición en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en la Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson , cerca de Dayton, Ohio . Fue retirado y pasó muchos años montado en un poste en las afueras del aeropuerto Meadows Field , Bakersfield, California , donde su hélice giraba mediante el uso de un motor eléctrico. [19] En 1992, el guardián de la puerta fue llevado a la 178.ª Ala de caza de la Guardia Nacional Aérea de Ohio , cuyos voluntarios pasaron más de 3.000 horas devolviendo el Thunderscreech a su estado de exhibición. [11] 51-17060 ( FS-060 ): realizó solo cuatro vuelos y se supone que se desechó cuando se canceló el proyecto en 1956. Según los informes, su motor T40 se usó para respaldar el programa de prueba de vuelo Douglas A2D Skyshark . [23] Especificaciones [ editar ] El primer XF-84H en exhibición en Bakersfield Características generales Tripulación: 1 Longitud: 51 pies 5 pulgadas (15,67 m) Envergadura: 33 pies 5 pulgadas (10,18 m) Altura: 15 pies 4 pulgadas (4,67 m) Área del ala: 331,0 pies cuadrados (30,75 m 2 ) Peso vacío: 17.892 lb (8.132 kg) Peso bruto: 27.046 libras (12.293 kg) Planta motriz: 1 × turbohélice Allison XT40-A-1 , 5850 hp (4365 kW) Actuación Velocidad máxima: 520 mph (837 km/h, 450 nudos) Alcance: 2000 mi (3200 km, 1700 nmi) Techo de servicio: 40.000 pies (14.600 m) Velocidad de ascenso: 5000 pies/min (25 m/s) Empuje/peso : 0,66

Diamond DA62 El Diamond DA62 es un avión ligero bimotor de cinco a siete asientos producido por Diamond Aircraft Industries y anunciado por primera vez en marzo de 2012. [2] [3] [4] El prototipo, designado como DA52, voló por primera vez el 3 de abril de 2012 después de seis meses de desarrollo. [3] [5] En junio de 2014 se anunció que el avión de producción sería designado DA62. [6] [7] DA62 Role Avión ligero bimotor origen nacional Austria Fabricante Diamond Aircraft Industries Aeromot Primer vuelo 3 de abril de 2012 Introducción octubre 2015 Estado En producción (DA62) [1] producido 2015-presente Número construido 120 (abril de 2019) Desarrollado por Diamante DA50 iseño y desarrollo [ editar ] El equipo de desarrollo de DA62 está encabezado por el director gerente de Diamond, Manfred Zipper. Se basa en el fuselaje del monomotor Diamond DA50 , pero con dos motores diésel Austro AE300 que queman combustible Jet A. El director ejecutivo de la empresa, Christian Dries, indicó que los motores podrán ser reemplazados por turbohélices . [2] [5] Al volar el prototipo desde la planta Wiener Neustadt de Diamond hasta la feria comercial de aviación AERO Friedrichshafen de 2012, la aeronave logró una eficiencia de combustible de 16,6 mpg (14,2 litros/100 km) , resultado de las mejoras en la resistencia aerodinámica y la resistencia aerodinámica realizadas durante su desarrollo. [8] La compañía originalmente tenía la intención de tener el avión disponible para la venta en julio de 2013 y esperaba ofrecer controles fly-by-wire como opción para 2014, pero el desarrollo se retrasó y esas fechas no se cumplieron. [3] [4] El DA62 recibió la certificación de la Agencia Europea de Seguridad Aérea (EASA) el 16 de abril de 2015. [9] [10] En septiembre de 2015, la empresa se estaba preparando para entregar los primeros DA62 de producción a los clientes el mes siguiente y estaba fabricando el primer avión destinado al mercado de los Estados Unidos, el décimo DA52/DA62 que se construirá y el tercer avión de producción, para una aparición en la Convención de la Asociación Nacional de Aviación Comercial de ese año en noviembre . [11]La certificación de la Administración Federal de Aviación de los Estados Unidos (FAA) se recibió el 23 de febrero de 2016 [12] [13] La certificación de la FAA se produjo diez meses después de la certificación de la EASA. [12] En la feria AERO Friedrichshafen de 2016, el director ejecutivo de Diamond, Christian Dries, informó que la producción aumentaría a 60–62 aviones por año para satisfacer la fuerte demanda. [14] El avión está disponible en dos versiones de peso. La versión "europea" tiene cinco asientos y un peso máximo al despegue (MTOW) de 1.999 kilogramos (4.407 lb), la versión "US" tiene siete asientos y un MTOW de 2.300 kilogramos (5.071 lb). [15] [16] El MTOW más bajo de la versión "europea" es para permitir a los operadores evitar cargos de usuario de control de tráfico aéreo más altos basados en el peso . [11] La tercera fila de asientos y el mayor MTOW de la versión "US" están disponibles como opciones de fábrica a un costo adicional. [15] En el AERO Friedrichshafen de 2016, Christian Dries dijo que se estaba considerando una versión especial con una barriga de equipaje adicional para el mercado de vuelos chárter . [14] Para abril de 2019, se habían entregado más de 120 DA62. [17] Los aviones se fabrican tanto en Austria como en Canadá. En enero de 2023, se anunció que Aeromot ensamblará DA62 en Brasil a partir de kits suministrados por Diamond Aircraft Canada, a partir de 2025. La intención es aumentar la producción a 50 aviones por año. El avión terminado se venderá principalmente en el mercado sudamericano. [18] Historial operativo [ editar ] Los propietarios notables incluyen al líder alemán de la oposición Friedrich Merz , quien, de manera controvertida, voló a la boda del ministro de Finanzas Christian Lindner en julio de 2022, alegando que el DA62 consumía menos combustible que las limusinas oficiales. La verificación de hechos de los medios cuestionó esa afirmación, sin embargo, admitió que el consumo total probablemente será menor, si la velocidad de viaje y los desvíos, casi inevitables para los automóviles con destino a las carreteras, se toman en cuenta en la comparación. [19] [20] Variantes [ editar ] Prototipo Diamond DA52 en su vuelo inaugural, 3 de abril de 2012, Wiener Neustadt, Austria Diamond DA62 con sensores de vigilancia en Paris Air Show 2017 DA52 Prototipo, dos construidos. DA62 Variante de producción de cinco a siete asientos con una tercera ventana adicional y un estabilizador horizontal más grande. [7] [21] DA62 MPP Variante de "Plataforma de usos múltiples" destinada a operaciones policiales, de búsqueda y rescate y de vigilancia. [22] [23] Especificaciones (DA62) [ editar ] Datos del sitio web de Air International [24] y Diamond Aircraft [25] Características generales Tripulación: uno Capacidad: hasta seis pasajeros Longitud: 9,19 m (30 pies 2 pulgadas) Envergadura: 14,55 m (47 pies 9 pulgadas) Altura: 2,82 m (9 pies 3 pulgadas) Área del ala: 17,10 m 2 (184,1 pies cuadrados) Peso vacío: 1570 kg (3461 libras) Peso máximo al despegue: 2300 kg (5071 lb) Capacidad de combustible: 326 litros (72 imp gal; 86 US gal) Planta motriz: 2 × motores de avión diésel de 2,0 litros turboalimentados Austro AE330 , 134 kW (180 hp) cada uno Hélices: hélice MT de 3 palas MTV-6-RCF/CF 194-80 [25] Actuación Velocidad máxima: 356 km/h (221 mph, 192 nudos) Velocidad real del aire (TAS) [26] a máxima potencia continua (MCP) a 14 000 pies [25] Velocidad de crucero: 317 km/h (197 mph, 171 nudos) (TAS) al 75 % de potencia [25] Velocidad de pérdida: 125 km / h (78 mph, 67 nudos) Nunca exceda la velocidad : 379 km/h (235 mph, 205 nudos) Alcance: 2380 km (1480 mi, 1290 nmi) [26] Resistencia: 10 h [27] Techo de servicio: 6.096 m (20.000 pies) Velocidad de ascenso: 5,2 m/s (1029 pies/min) Consumo de combustible: 7,4 gal EE. UU. (28 l) por hora en total al merodear, [27] 11,8 gal EE. UU. (45 l) por hora al 60 % (12 000 pies) en total [25] aviónica Garmin G1000 Nxi

Ilyushin Il-38 El Ilyushin Il-38 (designación OTAN: May1) es un avión de patrulla marítima y guerra antisubmarina diseñado en la Unión Soviética.2 Un Il-18 de la Aviación Naval Soviética. Tipo Avión de patrulla marítima y guerra antisubmarina Fabricante Ilyushin Primer vuelo 28 de septiembre de 1961 Introducido 1967 Estado En servicio Usuario Aviación Naval Soviética Usuarios principales Aviación Naval Rusa Marina India N.º construidos 176 Desarrollo del Ilyushin Il-18 Diseño y desarrollo[editar] Entre la década de los 60 y los 70 el avión comercial turbohélice Ilyushin Il-18 empezó a asumir cometidos militares con las variantes de avión de puesto de mando aerotransportado, ELINT y patrulla marítima. De todos ellos el más famoso es el avión ASW/patrulla marítima Il-38 May. Un prototipo de este avión se modificó a partir de un Il-18 que voló en 1967 y entró en producción el mismo año. La producción fue limitada, cerrándose las líneas de montaje en 1972 tras completarse 176 ejemplares cuando se decidió dar prioridad a una versión de patrulla marítima y ASW del bombardero pesado Tu-95 designada Tu-142 . Los detalles sobre el avión son poco conocidos, pero se sabe que el fuselaje tiene una longitud de 4 x 13 y que las alas del Il-18 fueron ligeramente movidas adelante. La cola contiene un MAD y en la panza del fuselaje tiene el radar de búsqueda Berkut (águila dorada) (nombre en código de la OTAN Wet Eye). Asimismo la cabina de pasajeros ha sido sustituida por una bahía de armas la cual alberga sonoboyas y cargas de profundidad. Asimismo en los pilones alares podía transportar torpedos y misiles antibuque. Actualmente 30 aeronaves siguen en servicio en Rusia y en 1975 5 ejemplares fueron entregados a la India. Operadores[editar] India Marina India Rusia Aviación Naval Rusa Unión Soviética Aviación Naval Soviética Historial operacional[editar] El Il-38 fue asignado a las unidades de la Aviación Naval Soviética del Báltico y el Pacífico. En marzo de 1968 un escuadrón de Il-38 fue enviado a una base aérea soviética en El Cairo donde fueron pintados con los colores de la Fuerza Aérea de Egipto, pero en realidad estaban siendo pilotados por pilotos rusos. Los Il-38 basados en El Cairo siguieron en servicio hasta 1972 cuando se retiraron a Rusia. Estos Il-38 sirvieron en Aden, Yemen del Sur, Asmara, Libia y Siria durante toda la Guerra Fría. Dos de estos aviones fueron destruidos por cazas eritreos en 1984. Al final de la Guerra Fría y tras la desintegración de la URSS, los Il-38 continúan en servicio en las unidades de la Aviación Naval Rusa del Ártico y el Pacífico. Especificaciones[editar] Características generales Tripulación: 10 Longitud: 39,6 m Envergadura: 37,42 m Altura: 10,16 m Superficie alar: 140 m² Peso vacío: 33 700 kg Peso máximo al despegue: 63 500 kg Planta motriz: 4× Turbohélice Progress AI-20M. Potencia: 3170 kW 4250 HP cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 650 km/h Alcance: 9500 km Techo de vuelo: 10 000 m Régimen de ascenso: 320 m/min Armamento Otros: 9000 kg de armamento, incluyendo carga de profundidad, minas, torpedos y bombas.

Breguet 941 El Breguet 941, fue un avión de transporte cuatrimotor con capacidad STOL, construido por la compañía francesa Breguet Aviation a comienzos de los años 1960. A pesar de que llegó a efectuar numerosas pruebas de vuelo, no se llegó a fabricar en grandes cantidades, con tan sólo un prototipo y cuatro ejemplares de serie construidos. Breguet 941S aterrizando en el Aeropuerto de Berlin-Tempelhof en el año 1973. Tipo Avión de transporte STOL Fabricante Breguet Aviation Primer vuelo 1 de junio de 1961 Introducido 1967 Retirado 1974 Usuario Ejército del Aire Francés N.º construidos 1 + 5 Variantes[editar] Breguet 940 Prototipo experimental para demostraciones de vuelo, 1 fabricado. Breguet 941 Prototipo. Breguet 941S Ejemplares de producción para el Ejército del Aire Francés, 4 fabricados. Especificaciones[editar] Características generales Tripulación: 2 Capacidad: ** 57 pasajeros 40 soldados 24 camillas Longitud: 23,8 m (77,9 ft) Envergadura: 23,4 m (76,8 ft) Altura: 9,7 m (31,7 ft) Superficie alar: 83,8 m² (902 ft²) Peso vacío: 13 460 kg (29 665,8 lb) Peso máximo al despegue: 26 500 kg (58 406 lb) Planta motriz: 4× Turbohélice Turbomeca Turmo IIID3. Potencia: 1119 kW (1543 HP; 1522 CV) cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 450 km/h (280 MPH; 243 kt) Velocidad crucero (Vc): 400 km/h (249 MPH; 216 kt) Alcance: 1000 km (540 nmi; 621 mi) Techo de vuelo: 9500 m (31 168 ft) Carrera de despegue: 185 m (607 ft) con 22 000 kg (48 ,500 lb)

Kawasaki C-1 El Kawasaki C-1 es un avión de transporte militar bimotor de medio alcance usado por la Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón (JASDF por sus siglas en inglés). Comenzó a ser desarrollado por la compañía japonesa Kawasaki Heavy Industries en 1966 para reemplazar los anticuados aviones de transporte C-46 Commando de la JASDF. Comenzó a ser producido en 1971, y actualmente continúa en uso. Prototipo del C-1 en Kakamigahara (Japón), 2019. Tipo Avión de transporte militar Fabricante Kawasaki Heavy Industries Primer vuelo 12 de noviembre de 19701 Introducido Diciembre de 1974 Estado En servicio Usuario Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón N.º construidos 31 Coste unitario 4500 millones de ¥ Variantes[editar] Kawasaki C-1 en la Base Aérea Komaki (Japón). Lanzamiento de paracaidistas desde Kawasaki C-1. Rampa de carga del Kawasaki C-1. XC-1: Prototipos. C-1/C-1A: Versión de transporte militar de medio alcance. Los últimos cinco C-1 encargados fueron equipados con un depósito de combustible adicional de 4.730 litros. EC-1: Avión de entrenamiento para guerra electrónica (EW por sus siglas en inglés). C-1FTB: Banco de pruebas en vuelo usado para probar diversos equipos. Asuka: Avión de transporte STOL experimental, propulsado por cuatro motores turbofán y haciendo uso del efecto Coandă. El único ejemplar construido está actualmente expuesto en el Museo Kakamigahara en Gifu, Japón. Video donde se ve el Kawasaki C-1 y Kawasaki C-2 juntos en el aire.2 Operadores[editar] Japón Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón Especificaciones (C-1)[editar] Características generales Tripulación: 5 (piloto, copiloto, navegador, ingeniero de vuelo, jefe de carga) Capacidad: Transporte de tropas: 60 soldados o 45 paracaidistas. Evacuación médica: 36 camillas con asistentes médicos. Longitud: 29 m Envergadura: 30,6 m Altura: 9,99 m Superficie alar: 120,5 m² Peso vacío: 23.320 kg Peso cargado: 38.700 kg Peso máximo al despegue: 38.700 kg Planta motriz: 2× turbofán Mitsubishi-Pratt & Whitney JT8D-M-9. Empuje normal: 64,5 kN (6577 kgf; 14 500 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 806 km/h (435 nudos) a 7.620 m con un peso bruto de 35.450 kg Velocidad crucero (Vc): 657 km/h (354 nudos) a 10.670 m con un peso bruto de 35.450 kg Alcance: 1.300 km a plena carga Techo de vuelo: 11.600 m (38.000 ft) Régimen de ascenso: 17,8 m/s (3.500 ft/min)

Avro 696 Shackleton El Avro 696 Shackleton era un avión de patrulla marítima de la Royal Air Force (RAF) desarrollado a partir del Avro Lincoln, aunque tenía un nuevo fuselaje. Al principio se lo utilizó para misiones de guerra antisubmarina (ASW) y de patrulla marítima (MPA), luego se lo adaptó para realizar misiones de alerta temprana aerotransportada (AEW) y de búsqueda y rescate (SAR) desde 1951 hasta 1990. El Shackelton también prestó servicio en la Fuerza Aérea de Sudáfrica desde 1957 a 1984. El avión lleva la denominación de Shackelton en honor al explorador polar Ernest Shackleton. Avro Shackleton AEW2 del 8º Sqd. de la RAF. 26 de junio de 1982. Tipo Avión de patrulla marítima Fabricante Avro Diseñado por Roy Chadwick Primer vuelo Marzo de 1949 Introducido Abril de 1951 Retirado 1990 Estado Retirado Usuario Royal Air Force Usuarios principales Fuerza Aérea Sudafricana Producción 1951 - 1958 N.º construidos 185 Desarrollo del Avro Lincoln Desarrollo[editar] El avión fue diseñado por Roy Chadwick como el Avro Tipo 696. Estaba basado en el exitoso bombardero de la Segunda Guerra Mundial Avro Lancaster (también diseñado por Chadwick) y de su derivado el Avro Lincoln, que en ese entonces era el avión ASW de la RAF. El nuevo diseño tomó las alas y el tren de aterrizaje del Lincoln y las unió a un nuevo fuselaje, que inicialmente fue denominado Lincoln ASR. Los motores eran cuatro Rolls-Royce Griffon, que impulsaban hélices contra rotatorias de 4 metros de diámetro, creando un distintivo sonido del motor y añadiendo la sordera a los peligros que debían enfrentar los tripulantes del avión. El primer vuelo de pruebas tuvo lugar en marzo de 1949, el primer avión de serie fue entregado al Mando Costero en abril de 1951 y tuvo su bautismo de fuego durante la Crisis de Suez. En misiones ASW, el Shackelton cargaba dos tipos de sonoboyas, ESM, un detector de diesel Autolycus y por un corto periodo de tiempo un MAD (detector de anomalías magnéticas). Además podía llevar hasta nueve bombas de caída libre, o tres torpedos, o bombas de profundidad y estaba armada con un cañón Hispano de 20 mm. El MR.2 fue una variante mejorada que intentó aplicar todos los conocimientos aprendidos durante las operaciones. El radomo fue cambiado de lugar, desde la trompa a una posición ventral, con el objetivo de minimizar el riesgo de impacto de aves. Tanto la sección delantera del fuselaje como la trasera fueron alargadas, los estabilizadores fueron rediseñados y el débil tren de aterrizaje fue reforzado. La MR.3 fue otra versión mejorada en respuesta a las quejas de las tripulaciones. Fue introducido un tren de aterrizaje triciclo, se agrandó el fuselaje y se rediseñaron los alerones y los tanques de combustible en las puntas de las alas. Debido a que las tripulaciones debían soportar misiones de 15 horas, se mejoró el aislante acústico y se agregó una pequeña cocina y un espacio para dormir. El peso máximo de despegue subió hasta los 13.600 kg (Ph. III) y en despegues JATO se utilizaba la asistencia de un turbojet Armstrong Siddeley Viper Mk.203. Esta presión adicional afectó negativamente a la estructura del avión, lo que redujo tanto la vida de vuelo de los Mk. III que fueron retirados mucho antes que los Mk. II. Todas las variantes sufrieron la utilización del motor Griffon —sediento de aceite y combustible, ruidoso y temperamental y con una necesidad de mantenimiento muy elevada. Era usual ver un motor siendo cambiado cada día en una unidad de 6 aviones. Siempre existieron planes para cambiarlos, pero incluso la prometedora remotorización con motores Napier Nomad nunca sucedió. La necesidad de reemplazar el Shackelton apareció a principios de la década de 1960 y comenzó a ser una realidad con el arribo de los Hawker-Siddeley Nimrod en 1969. Esto fue el fin del Shackelton, aunque se lo siguió utilizando como avión SAR hasta 172. La intención de retirar a los Shackelton fue paralizada por la necesidad de cobertura AEW en el Mar del Norte y en el Atlántico Norte debido a la puesta fuera de servicio de los Fairey Gannet. Como el reemplazo del Gannet recién iba a estar disponible a fines de la década de 1970, se instaló de manera provisoria un radar AN/APS-20 en varios MR.2 en 1972, denominándolos AEW.2. El desarrollo del desastroso Nimrod AEW, que debía reemplazar a los AEW.2, se fue retrasando cada vez más y el eventual sucesor del Shackelton no arribó hasta que la RAF se decidió, en 1991, por comprar el E-3 Sentry y abandonar el Nimrod AEW. Un total de 185 Shackelton fueron construidos desde 1951 hasta 1958. Se cree que 12 están intactos y uno está volando hoy en día. Variantes[editar] Un Shackleton AEW.2 en el Museo de Ciencia e Industria de Mánchester. Shackleton GR.1: fue la primera versión de producción para la RAF. Luego fue denominado Shackleton MR.1. Shackleton MR.1A: versión equipada con motores Griffon 57ª, junto con un radomo montado en la trompa. En servicio desde abril de 1951. Shackleton MR.2: versión con la nariz alargada. El radomo del MR.1A fue trasladado a una posición ventral. Shackleton MR.2C: denominación otorgada a algunos Shackleton MR.2 que estaban equipados con equipos de navegación y de armas del Shackleton MR.3. Shackleton MR.3: versión de reconocimiento marítimo y antibuque. El tren de cola fue reemplazado por uno triciclo. Fue equipada con tanques auxiliares en las puntas de las alas. Ocho ejemplares fueron exportados a Sudáfrica. Shackleton MR.3 Phase 2: similar al Shackleton MR.3, pero equipado con dos turborreactores Armstrong Siddeley Viper para los despegues asistidos. Shackleton MR.4: proyecto jamás construido Shackleton AEW.2: avión de alerta temprana. Eran MR.2 modificados para poder cargar el radar de los Fairey Gannet. Shackleton T.4: versión de entrenamiento. Varios ejemplares convertidos Operadores[editar] Reino Unido Sudáfrica Especificaciones[editar] Características generales Tripulación: 10 Longitud: 26,6 m (87,3 ft) Envergadura: 36,6 m (120 ft) Altura: 5,3 m (17,5 ft) Superficie alar: 132 m² (1420,9 ft²) Peso vacío: 23 300 kg (51 353,2 lb) Peso cargado: 39 000 kg (85 956 lb) Planta motriz: 4× 12 cilindros en "V" Rolls-Royce Griffon. Potencia: 1442 kW (1933 HP; 1960 CV) cada uno. Hélices: 2× tripala por motor. Diámetro de la hélice: 4 000 mm Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 480 km/h (298 MPH; 259 kt) Alcance: 3620 km (1955 nmi; 2249 mi) Techo de vuelo: 6200 m (20 341 ft) Carga alar: 295 kg/m² (60,4 lb/ft²) Armamento Puntos de anclaje: 1 bahía interna con una capacidad de 4500 kg, para cargar una combinación de: Otros: bombas, torpedos y cargas de profundidad Galería de fotos[editar]

Breguet Br.1150 Atlantic El Breguet Br.1150 Atlantic es un avión de reconocimiento aéreo de largo alcance francés, diseñado en los años 1960 principalmente para ser usado sobre el mar. Fue usado por varios países de la OTAN como avión de reconocimiento y avión de patrulla marítima así como avión antisubmarino. El Atlantic también tiene capacidad para portar misiles aire-tierra. El Atlantique 2 es una versión actualizada del Atlantic producida para la Marina Francesa en los años 1980. Breguet Atlantic de la Marina Alemana. Tipo Avión de patrulla Fabricante Breguet Aviation Primer vuelo 21 de octubre de 1961 Estado En servicio Usuario Marina Francesa Usuarios principales Marina Alemana Marina Italiana Armada Real Neerlandesa N.º construidos 87 Atlantic 28 Atlantique 2 Coste unitario Unos 35 millones de US$1 Variantes[editar] Br.1150 Atlantic (abreviado ATL1) Atlantique 2 (abreviado ATL2) Operadores[editar] Breguet Br.1150 Atlantic de la Marina Alemana. Breguet Br.1150 Atlantic de la Marina Italiana. Francia Aviación Naval de la Marina Francesa: el modelo original fue retirado en 1996 siendo sustituido por la segunda generación Atlantique 2. Alemania Marina Alemana: recibió 20 Atlantic, de los que cinco fueron convertidos en aviones de Inteligencia electrónica (ELINT).2 Fueron reemplazados todos los aviones de guerra antisubmarina por aviones P-3 Orion ex-neerlandeses en 2005, la versión ELINT continúa en servicio a la espera de ser reemplazada por el EuroHawk. Italia Marina Italiana: pilotados por pilotos de la Fuerza Aérea y de la Marina pero bajo mando de la Marina. Países Bajos Armada Real de los Países Bajos: reemplazado por el P-3 Orion. Pakistán Marina de Pakistán Especificaciones (Atlantique 2)[editar] Referencia datos: Jane's All The World's Aircraft 1988-893 Características generales Tripulación: 12 Capacidad: 12 pasajeros o tripulantes de relevo Longitud: 31,62 m Envergadura: 37,42 m Altura: 10,89 m Superficie alar: 120,34 m² Peso vacío: 25.700 kg Peso cargado: 45.000 kg Peso máximo al despegue: 46.200 kg Planta motriz: 2× Turbohélice Rolls-Royce Tyne RTy.20 Mk 21. Potencia: 4549 kW (6100 HP; 6185 CV) cada uno. Hélices: 1× Cuatripala por motor. Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 648 km/h Velocidad crucero (Vc): 315 km/h (velocidad de patrulla) Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 167 km/h (flaps bajados) Alcance en ferry: 9.075 km; 18 horas Techo de vuelo: 9.145 m Régimen de ascenso: 14,7 m/s con peso de 30.000 kg Armamento Otros: Hasta 3.500 kg de torpedos, cargas de profundidad minas, misiles antibuque, bombas y/o boyas.

Kawasaki C-2 El Kawasaki C-2 , anteriormente conocido como C-X,1 es un avión de transporte militar bimotor de medio alcance desarrollado por la compañía japonesa Kawasaki Heavy Industries para la Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón (JASDF por sus siglas en inglés). La Fuerza Aérea de Autodefensa tiene previsto adquirir 40 unidades del C-2, para reemplazar a los anticuados aviones de transporte Kawasaki C-1 y C-130 Hercules de la JASDF.2 Tipo Avión de transporte militar Fabricante Kawasaki Heavy Industries Primer vuelo 26 de enero de 2010 Estado En servicio Usuario Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón Producción 2010-presente N.º construidos 7 (40+ planeados) Coste unitario 10 000 millones de ¥ Desarrollo[editar] En 2001, la Agencia Japonesa de Defensa (posteriormente Ministerio de Defensa Japonés) decidió abrir un programa de adquisición para reemplazar a su antigua flota de aviones de transporte, compuesta por aeronaves Kawasaki C-1 y C-130 Hercules. Tras estudiar las propuestas de aviones de fabricación foránea, como el C-130J Super Hercules, C-17 Globemaster III, y el Airbus A400M, la Agencia Japonesa de Defensa concluyó que dichas aeronaves no ofrecían las capacidades que la JASDF requería. La Agencia Japonesa de Defensa decidió que la mejor opción era desarrollar un avión de transporte propio, denominado C-X. Kawasaki Heavy Industries fue la elegida para desarrollar la aeronave C-X, junto al Kawasaki P-X para así ahorrar en costes. La mayor parte de los componentes son compartidos tanto en el C-X como en el P-X.3 A fecha de 2007, el coste total del desarrollo de ambas aeronaves había sido de 345.000 millones de yenes. La aeronave fue presentada al público el 4 de julio de 2007, junto al proyecto gemelo, el P-X (posteriormente Kawasaki P-1).4 El primer vuelo estaba previsto que se realizase en septiembre de 2007.5 Sin embargo, tras las primeras las pruebas del P-X, se descubrió que el estabilizador horizontal se deformaba. Esto también afectaba al C-X, a lo que también se le añadieron otros problemas de las pruebas estáticas, como roturas en el tren de aterrizaje y en el fuselaje. El C-X fue redesignado como C-2 posteriormente.6 El vuelo inaugural del C-2 tuvo lugar desde el Aeropuerto de Gifu el 26 de enero de 2010.7 El Ministerio de Defensa Japonés anunció que el vuelo tuvo una duración de una hora y que todos los equipamientos funcionaron sin problemas.8 Kawasaki entregó la primera aeronave de prueba a la Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón el 30 de marzo de 2010.9 Video del primer vuelo 10 De acuerdo al Chunichi Shimbun, el coste unitario de la aeronave es de 10 000 millones de yenes.11 Operadores[editar] Japón Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón: Primera unidad entregada en octubre de 2020.12 Especificaciones (C-2)[editar] Referencia datos: khi.co.jp13 flightglobal.com14 Características generales Tripulación: 3 (piloto, copiloto, jefe de carga) Capacidad: 16×4×4 m³ (largo×acho×alto) Carga: 37.600 kg Longitud: 43,9 m Envergadura: 44,4 m Altura: 14,2 m Superficie alar: 120,5 m² Peso vacío: 60.800 kg Peso cargado: 120.100 kg Peso máximo al despegue: 120.100 kg Planta motriz: 2× turbofán CF6-80C2K1F15. Empuje normal: 265,7 kN (27 097 kgf; 59 740 lbf) de empuje cada uno. Rendimiento Velocidad crucero (Vc): 890 km/h (553 MPH; 481 kt) Alcance: 6500 km (3510 nmi; 4039 mi) con carga de 30 toneladas Alcance en ferry: 9800 Kilómetros Techo de vuelo: 12 192 m (40 000 ft)