alquimista112
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AIBUS MAVERIC
Los planes para volar o aviones de alas mixtas se remontan al menos a la década de 1940. Con el Maveric, Airbus está buscando revivir el concepto para el futuro. Abreviatura de "Modelo de avión para la validación y experimentación de controles innovadores y robustos", el avión tiene una forma triangular que es más gruesa en el centro para acomodar a los pasajeros. Esta construcción inusual reduciría el consumo de combustible hasta en un 20% en comparación con los aviones de pasajeros actuales, al tiempo que permite nuevos sistemas de propulsión. El modelo a escala actual mide 2 metros de largo, 3.2 metros de ancho, y ha estado volando desde junio de 2019, con vuelos de prueba programados para finales de año.
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Edgley Optica
El Edgley EA-7 Optica es un avión ligero británico diseñado para trabajos de observación a baja velocidad y pensado como una alternativa económica a los helicópteros . El Optica tiene una velocidad de merodeo de 130 km/h (70 nudos; 81 mph) y una velocidad de pérdida de 108 km/h (58 nudos; 67 mph).
Edgley Optica G-BOPO en el Salón Aeronáutico Sywell 2008 Role Observación origen nacional Reino Unido Fabricante Edgley Diseñador Juan Edgley Primer vuelo 14 de diciembre de 1979 Número construido 22 Diseño y desarrollo [ editar ]
El proyecto Optica comenzó en 1974 con una empresa, Edgley Aircraft Limited, formada por John Edgley quien, con un pequeño equipo, diseñó y construyó el prototipo original. En 1982, los inversores institucionales compraron el proyecto y establecieron una línea de producción en Old Sarum Airfield en Wiltshire. Durante los siguientes tres años, la empresa se desarrolló hasta alcanzar la capacidad de fabricación total, el avión recibió la certificación del Reino Unido y se entregó el primer avión del cliente. A pesar de este éxito, la inversión adicional necesaria para la fase final de la producción completa no llegó, el negocio entró en suspensión de pagos y John Edgley se vio obligado a abandonar. Con nuevos propietarios, se completaron los aviones en la línea de producción y el Optica entró en servicio.
El avión tiene una configuración inusual con una cabina delantera totalmente acristalada, que recuerda a un helicóptero Alouette , que proporciona una visión panorámica de 270° y una visión descendente casi vertical para el piloto y dos pasajeros. El avión tiene brazos gemelos con timones gemelos y un plano de cola de montaje alto. Está propulsado por un motor de aspiración normal Lycoming flat-six situado detrás de la cabina y que acciona un ventilador con conductos de paso fijo . Gracias al ventilador canalizado, el avión es excepcionalmente silencioso. El avión tiene un tren de aterrizaje triciclo fijo con la rueda de morro desplazada hacia la izquierda. Las alas no están barridas ni ahusadas . El avión tiene una construcción totalmente metálica bastante estándar, con una piel estresada.de aluminio _
La apariencia distintiva de la aeronave ha llevado a que se la conozca como "ojo de insecto" en algunos informes populares. [1]
Historial operativo [ editar ]
El Optica, propulsado por un motor Lycoming IO-320 de 160 hp (119 kW) , realizó su vuelo inaugural el 14 de diciembre de 1979 [2] cuando lo voló el líder de escuadrón Angus McVitie, el piloto jefe del Cranfield College of Aeronautics . [3]
El Optica, actualizado al más poderoso Lycoming IO-540 , [4] entró en producción en 1983. Edgley Aircraft Limited obtuvo su certificación inicial de la Autoridad de Aviación Civil el 8 de febrero de 1985. [5]
Se construyeron un total de 22 Opticas, mientras que se inició la construcción de una 23, pero no se completó. Diez aviones fueron destruidos en un incendio provocado en la fábrica. [6]
El Optica pasó por varios cambios de propiedad, hasta que FLS Aerospace (Lovaux Ltd) se hizo cargo de los derechos, junto con los derechos de diseño y fabricación del Sprint : un entrenador ab-initio de dos asientos que había sido diseñado por Sydney Holloway en Cornualles, Reino Unido. casi al mismo tiempo que la Optica. Lovaux tenía la intención de desarrollar ambos aviones, con el Sprint como entrenador militar para las fuerzas del Reino Unido. Sin embargo, el Sprint no se adoptó para esta función y Lovaux canceló ambos proyectos.
El Optica y el Sprint juntos luego pasaron por otros propietarios hasta que, en 2007, se los ofrecieron a John Edgley, quien formó una nueva compañía, AeroElvira Limited, con tres ex empleados de Edgley Aircraft (Chris Burleigh, Fin Colson y Dave Lee) quienes en ese tiempo estaban trabajando en ambos proyectos para los entonces dueños. La nueva compañía volvió a poner en servicio G-BOPO con éxito como demostrador en el Reino Unido, con un primer vuelo de regreso al servicio el 3 de junio de 2008. [7] [8] En agosto de 2016, Interflight Global (IFG) anunció planes para iniciar una valoración del inactivo programa Optica con vistas a relanzar la producción. [9] En diciembre de 2016, IFG completó su valuación y en junio de 2017 entregó una LOI a AeroElvira para continuar con la diligencia debida, la evaluación y los pasos adicionales para relanzar el programa de aeronaves EA-7 Optica en el período 2018-19. [10] IFG planeó desarrollar, comercializar y respaldar Optica, subcontratando la fabricación y el ensamblaje final a un OEM certificado FAA/EASA Parte 23. A fines de 2018, IFG modificó los esfuerzos de relanzamiento de su programa inicial mientras, nuevamente, identificaba y seleccionaba un socio estratégico OEM adecuado para actualizar el Optica TC y poner el avión en producción. A fines de 2019, IFG continúa buscando un socio OEM estratégico para relanzar el programa alineado con plantas de energía eléctricas o híbridas opcionalmente pilotadas y alimentadas por electricidad. A partir de 2022, IFG, en una reevaluación de intenciones posterior a la pandemia de COVID 19, permanece activo en la búsqueda de socios estratégicos para ayudar en el relanzamiento del programa de aeronaves.
Accidentes e incidentes [ editar ]
El 15 de mayo de 1985, Optica G-KATY se estrelló, matando a su piloto de la Policía de Hampshire y su pasajero fotógrafo. La Rama de Investigación de Accidentes Aéreos del Departamento de Transporte del Reino Unido encontró, entre otras cosas, que: "No había indicios de que se hubiera producido una falla estructural o mecánica o de un mal funcionamiento o bloqueo del control de vuelo". y que "La pérdida final de control fue causada por la entrada en pérdida de la aeronave en un viraje con un alto ángulo de alabeo, o por la caída del morro". [11]
El 11 de marzo de 1990, G-BMPL, mientras estaba en vuelo, sufrió daños en el conjunto del buje y el ventilador con conductos y daños menores en la estructura del avión. El piloto realizó con éxito un aterrizaje de aproximación forzada: no hubo heridos ni más daños a la aeronave. Una investigación posterior descubrió grietas resultantes de la fatiga del metal en el eje del ventilador. El fabricante emitió un boletín de servicio solicitando una inspección del centro antes de continuar con el vuelo, y la Autoridad de Aviación Civil del Reino Unido emitió un Aviso de aeronavegabilidad obligatoria (No. 004-05-90). El ventilador Optica ahora ha sido reemplazado por uno diseñado y fabricado por Hoffmann Propeller . [12]
Especificaciones [ editar ]
Datos de Jane's All the World's Aircraft 1988–89 [13]
Características generales
- Tripulación: 3
- Longitud: 8,15 m (26 pies 9 pulgadas)
- Envergadura: 12,00 m (39 pies 4 pulgadas)
- Altura: 2,31 m (7 pies 7 pulgadas)
- Área del ala: 15,84 m 2 (170,5 pies cuadrados)
- Relación de aspecto: 9,1:1
- Perfil aerodinámico : NASA GA(W)-1
- Peso vacío: 948 kg (2090 libras)
- Peso máximo al despegue: 1315 kg (2899 lb)
- Capacidad de combustible: capacidad útil de 250 L (66 gal EE. UU.; 55 gal imp.)
- Planta motriz: 1 × motor Textron Lycoming IO-540-V4A5D de seis cilindros refrigerado por aire , 190 kW (260 hp)
- Hélices: ventilador canalizado de paso fijo de 5 palas
Actuación
- Velocidad máxima: 213 km/h (132 mph, 115 nudos)
- Velocidad de crucero: 130 km/h (81 mph, 70 nudos) (velocidad de merodeo, 40 % de potencia)
- Velocidad de pérdida: 108 km / h (67 mph, 58 nudos) flaps externos hacia arriba
- Nunca exceda la velocidad : 259 km/h (161 mph, 140 nudos)
- Alcance: 1056 km (656 mi, 570 nmi) a 130 km/h (81 mph; 70 nudos) (reservas de 45 minutos)
- Resistencia: 8 h (a velocidad de merodeo)
- Techo de servicio: 4275 m (14 026 pies)
- Velocidad de ascenso: 4,1 m/s (810 pies/min)
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Scaled Composites Proteus
El modelo 281 Proteus de Scaled Composites es un avión de larga duración y gran altitud con ala en tándem diseñado por Burt Rutan para investigar el uso de aeronaves como repetidores de telecomunicaciones a gran altitud . El Proteus es un vehículo multimisión capaz de transportar varias cargas útiles en un pilón ventral . El Proteus tiene un diseño extremadamente eficiente y puede orbitar un punto a más de 19.800 m durante más de 18 horas. Actualmente es propiedad de Northrop Grumman .
Role Aviones experimentales Fabricante Compuestos escalados Diseñador burt rutan Primer vuelo 26 de julio de 1998 Estado En servicio Número construido 1 Desarrollado en Compuestos escalados Caballero Blanco Diseño y desarrollo [ editar ]
Proteus tiene un fuselaje completamente compuesto con una construcción de sándwich de grafito-epoxi. Su envergadura de 77 pies y 7 pulgadas (23,65 m) se puede expandir a 92 pies (28 m) con las puntas de las alas removibles instaladas. Proteus es un avión "pilotado opcionalmente" que normalmente vuelan dos pilotos en una cabina presurizada. Sin embargo, también tiene la capacidad de realizar sus misiones de forma semiautónoma o volar de forma remota desde tierra. En el marco del proyecto Environmental Research Aircraft and Sensor Technology (ERAST) de la NASA, el Dryden Flight Research Center de la NASA ayudó a Scaled Composites a desarrollar un sofisticado sistema de piloto automático para el mantenimiento de la estación y un sistema de datos de enlace ascendente y descendente basado en comunicaciones satelitales (SATCOM) para el desempeño de Proteus. y datos de carga útil. El ala de Proteofue adaptado para su uso en el avión portaaviones Modelo 318 White Knight , que es el sistema de lanzamiento para la nave espacial de Nivel Uno de Rutan y el DARPA X-37 .
Las pruebas de vuelo del Proteus comenzaron con su primer vuelo el 26 de julio de 1998 en el aeropuerto de Mojave y continuaron hasta fines de 1999. En junio, el Proteus se desplegó internacionalmente por primera vez, debutando en el Salón Aeronáutico de París . Fue volado sin escalas desde Bangor, Maine a París . Durante el espectáculo de una semana, voló todos los días, demostrando sus capacidades como plataforma de telecomunicaciones.
El Proteus es el poseedor actual de una serie de récords mundiales FAI de altitud (clase: C1-e: aviones terrestres de 3000 a 6000 kg, Grupo: 3, turborreactor), establecidos en cooperación con NASA Dryden. [1] La mayor altitud alcanzada fue de 63 245 pies (19 277 m) en octubre de 2000.
Proteus fue incluido en la lista de los "100 mejores diseños de 1998", de la revista Time , 21 de diciembre de 1998. [2]
Historial operativo [ editar ]
Debido a la naturaleza multimisión de la aeronave, ha estado involucrada en varios proyectos y misiones de investigación importantes. Scaled Composites, una subsidiaria de propiedad absoluta de Northrop Grumman, comercializa activamente la aeronave como una plataforma de investigación y ha publicado una guía del usuario para planificar las misiones propuestas. [3]
Angel Technologies HALO [ editar ]
Proteus se concibió originalmente como una plataforma de telecomunicaciones de gran altitud y operación prolongada (HALO). Proteus iba a ser el primero de una serie de aviones construidos por Scaled Technology Works de Montrose, Colorado (una escisión propuesta de Scaled Composites que luego se canceló). El avión estaba destinado a llevar una antena de 4,3 m (14 pies), que se probó en vuelo en el otoño de 1999 y el verano de 2000, incluida la retransmisión de una videoconferencia mientras el avión orbitaba sobre Los Ángeles . [4] Sin embargo, el proyecto no pudo avanzar y la siguiente serie de aviones no se construyó.
Cámara ARTIS [ editar ]
Una pequeña cámara Airborne Real-Time Imaging System (ARTIS), desarrollada por HyperSpectral Sciences, Inc., en el marco del proyecto ERAST de la NASA, se demostró durante el verano de 1999 cuando tomó fotos visuales y de infrarrojo cercano de Proteus mientras volaba a gran altura . AirVenture 99 Airshow de la Asociación de Aeronaves Experimentales en Oshkosh, Wisconsin . Las imágenes se mostraron en un monitor de computadora en el programa solo momentos después de que se tomaron.
Validación NAST [ editar ]
La primera misión científica de Proteus fue llevar el instrumento Interferómetro (NAST-I) del Sistema Nacional de Satélites Ambientales Operacionales de Órbita Polar en el Aire en marzo de 2000 durante el Período de Operación Intenso en la Nube sobre el Banco de Pruebas de Radiación y Nubes del Departamento de Energía (CART) sitio. Los vuelos, con base en Stilwell, Oklahoma , abarcaron 30 horas de vuelo durante una semana y media, caracterizando las propiedades de las nubes y validando el instrumento. [5]
Luego, en septiembre y octubre de 2000, durante el período operativo intensivo de vapor de agua, Proteus y NAST realizaron vuelos de validación para estudiar el vapor de agua de la troposfera superior y realizar vuelos inferiores del satélite Terra .
Proyecto ARM-FIRE AFWEX [ editar ]
En noviembre-diciembre de 2000, Proteus voló como parte del programa de Medición de Radiación Atmosférica (ARM) del DOE y sus experimentos con vapor de agua. Los vuelos fueron esencialmente los mismos que se volaron para los vuelos de validación del período operativo intensivo de vapor de agua de NAST. [6]
NASA TRACE-P [ editar ]
Como parte de la misión TRACE-P (Transporte y Evolución Química sobre el Pacífico), Proteus una vez más llevó la cápsula NAST durante marzo de 2001. La aeronave registró 126 horas de vuelo y se basó en Alaska, Hawái y Japón para recopilar datos. en coordinación con paquetes de sensores de tierra, globos y satélites sobre el Polo Norte en marzo de 2001. [7] [8]
ALMEJAS DE LA NASA [ editar ]
Proteus participó en el programa Chesapeake Lighthouse & Aircraft Measurements for Satellites (CLAMS) de la NASA en julio y agosto de 2001, volando desde las instalaciones de vuelo Wallops de la NASA . El proyecto utilizó varios aviones diferentes para desarrollar métodos de medición de las características del océano y estimaciones de aerosoles. [9]
Objetivo láser aerotransportado [ editar ]
En febrero de 2002, Proteus llevó una cápsula de 30 pies de largo (9,1 m) que sirvió como objetivo para el desarrollo del sistema láser aerotransportado Boeing YAL-1 . La cápsula albergaba una serie de más de 2000 pequeños agujeros que contenían sensores ópticos para detectar el sistema láser. Debido a limitaciones de programación con otros clientes de Proteus, el Airborne Laser nunca realizó una prueba de vuelo real con el sistema de destino de Proteus. Se diseñó e integró un sistema de destino en el avión NKC-135 Big Crow y se utilizó para la mayoría de las pruebas de láser aerotransportado.
Sistema ERAST DSA [ editar ]
En marzo de 2002, NASA Dryden, en cooperación con el Centro de Aplicaciones y Análisis Técnico (TAAC) de la Universidad Estatal de Nuevo México, la FAA y varias otras entidades, realizaron demostraciones de vuelo de un sistema activo de detección, observación y evitación (DSA) para su aplicación potencial . a vehículos aéreos no tripulados (UAV) de Las Cruces, Nuevo México . Esto fue parte del Proyecto ERAST de la NASA . Proteus voló como un UAV sustituto controlado de forma remota desde tierra, aunque los pilotos de seguridad estaban a bordo para manejar el despegue y el aterrizaje y cualquier emergencia potencial. Otros tres aviones, desde aviones de aviación general hasta un F/A-18 de la NASA, sirvió como avión objetivo "cooperativo" con un transpondedor operativo. En cada uno de los 18 escenarios diferentes, un sistema de aviso de tráfico (TAS) Goodrich Skywatch HP en el Proteus detectó el tráfico aéreo que se acercaba en posibles cursos de colisión, incluidos varios escenarios con dos aviones acercándose desde diferentes direcciones. Luego, el piloto remoto ordenó a Proteus que girara, ascendiera o descendiera según fuera necesario para evitar la amenaza potencial.
En abril de 2003, se llevó a cabo una segunda serie de demostraciones de vuelo centradas en aviones "no cooperativos" (aquellos sin transpondedores operativos) en un espacio aéreo restringido cerca de Mojave, California , utilizando nuevamente el Proteus como UAV sustituto. Proteus estaba equipado con un pequeño sistema de radar primario Amphitech OASys de 35 GHz para detectar posibles aviones intrusos en cursos de colisión simulados. Los datos del radar se enviaron directamente a la estación terrestre, así como a través de un sistema de satélite Inmarsat instalado en Proteus. Una mezcla de siete aviones intrusos, desde un planeadora un jet de alta velocidad, voló 20 escenarios durante un período de cuatro días, uno o dos aviones a la vez. En cada caso, el radar detectó la aeronave intrusa en rangos de 2,5 a 6,5 millas (10,5 km), según la firma del radar del intruso. El piloto remoto de Proteus en tierra pudo indicarle a Proteus que tomara una acción evasiva si fuera necesario.
IHOP 2002 [ editar ]
El Proyecto Internacional H2O (IHOP 2002) fue un experimento de campo que tuvo lugar en las Grandes Llanuras del Sur de los Estados Unidos del 13 de mayo al 25 de junio de 2002. El objetivo principal de IHOP 2002 fue mejorar la caracterización de las cuatro dimensiones (4- D) distribución del vapor de agua y su aplicación para mejorar la comprensión y predicción de la convección. El experimento del instrumento Lidar giratorio aerotransportado holográfico de la NASA se realizó como parte de este proyecto. Los vuelos se realizaron en coordinación con aeronaves Lockheed P-3 y DC-8 . [10] [11]
NASA Crystal-FACE [ editar ]
En julio de 2002, Proteus participó en Crystal-FACE, midiendo cirros tropicales, operando desde Key West, Florida , volando tan al sur como Belice . Para esta fase del proyecto, la aeronave se configuró con canards de 10 pies (3,0 m) y 13+Extensiones de punta de ala de 1 ⁄ 2 pies. [12] [13]
Proteus en vuelo en 2002 en el programa de vehículos aéreos no tripulados (ARM-UAV) de medición de radiación atmosférica del Departamento de EnergíaBRAZO-UAV [ editar ]
Proteus se ha utilizado en varios despliegues como parte de un proyecto patrocinado por el programa de Medición de Radiación Atmosférica del DOE y los Laboratorios Nacionales Sandia para estudiar las nubes cirros en la atmósfera superior. [14] Durante estos vuelos, la aeronave estaba equipada con más de 20 sensores montados en cinco partes de la aeronave. En noviembre de 2002, Proteus participó en otra fase del proyecto, volando desde la ciudad de Ponca. En octubre de 2004, Proteus operó desde Fairbanks, Alaska , [ cita requerida ] y, en febrero de 2006, el avión se desplegó en Darwin, Australia .
Trapecio espacial [ editar ]
En mayo y junio de 2005, Transformational Space Corp., o t/Space , probó en vuelo su concepto de lanzamiento de cohetes utilizando Proteus de Scaled Composites. El 13 de mayo se realizó un vuelo de prueba de transporte cautivo y la maqueta del cohete se dejó caer tres veces, el 24 de mayo, el 7 de junio y el 14 de junio, sobre Edwards AFB . La maqueta era un modelo a escala del 23% de una cápsula de tripulación propuesta para cuatro personas (llamada CXV) y su propulsor QuickReach II producido por AirLaunch LLC . [15] Estas pruebas de vuelo en particular fueron para demostrar el concepto del sistema de lanzamiento aéreo Trapeze/Lanyard (TLAD) de t/Space. [dieciséis]
Desarrollo del modelo 395 [ editar ]
Proteus sobrevuela las montañas Tehachapi con la cápsula de radar MP-RTIPNorthrop Grumman está utilizando Proteus para investigar nuevas tecnologías de UAV , ya que puede controlarse desde la cabina , una estación de control en tierra u operar de forma semiautónoma. Scaled, en asociación con Northrop Grumman, ofrece una versión sin tripulación del Proteus, denominada Modelo 395 , como parte de la competencia de la USAF Hunter-Killer . Si se selecciona, ese producto se habría volado en 2007. [ necesita actualización ]
El 24 de febrero de 2005, Proteus se convirtió en el primer bombardero de Scaled con el lanzamiento de un arma inerte de 500 libras sobre la Base de la Fuerza Aérea Nellis en Nevada . [17]
Radar Global Hawk [ editar ]
El 27 de abril de 2006, el vuelo de Proteus probó una cápsula grande diseñada para albergar una versión de desarrollo del Programa de inserción de tecnología de radar multiplataforma , o MP-RTIP. Este es un sistema de radar de apertura sintética aire-tierra y aire-aire de alta resolución y largo alcance que se está desarrollando para su uso en el RQ-4 Global Hawk . Esta cápsula es, en función de su longitud y área frontal, una de las cargas útiles más grandes llevadas por Proteus hasta la fecha. Las pruebas de vuelo reales del sistema MP-RTIP comenzaron a fines de septiembre de 2006, y el vuelo inicial alcanzó los 100 nudos (120 mph; 190 km / h) y 22,000 pies (6,700 m) de altitud. [18] [19]
Récords mundiales [ editar ]
Proteus ha establecido varios récords mundiales de altitud en FAI Clase C-1e (aviones terrestres: peso de despegue de 3000 a 6000 kg (6600 a 13 200 lb)), Grupo 2, turborreactor, que incluye:
- Altitud: pilotado por Mike Melvill y Robert Waldmiller, 19 277 m (63 245 pies), 25 de octubre de 2000. [20]
- Altitud en vuelo horizontal: pilotado por Mike Melvill y Robert Waldmiller, 19 015 m (62 385 pies), 25 de octubre de 2000. [20]
- Altitud con 1000 kg (2200 lb) de carga útil: pilotado por Mike Melvill y Robert Waldmiller, 17 067 m (55 994 pies), 27 de octubre de 2000. [20]
Especificaciones (Proteus) [ editar ]
Datos de Jane's All the World's Aircraft 2003–2004 [21]
Características generales
- Tripulación: Dos (piloto y copiloto)
- Longitud: 56 pies 4 pulgadas (17,17 m)
- Envergadura: 77 pies 7 pulgadas (23,65 m)
- Altura: 17 pies 8 pulgadas (5,38 m)
- Área del ala: 300,5 pies cuadrados (27,92 m 2 )
- Peso vacío: 5860 lb (2658 kg)
- Peso máximo al despegue: 12.500 lb (5.670 kg)
- Planta motriz: 2 × Williams FJ44 -2 turboventiladores , 2293 lbf (10,20 kN) de empuje cada uno
Actuación
- Velocidad máxima: 313 mph (504 km / h, 272 nudos)
- Velocidad de crucero: 219 mph (352 km/h, 190 nudos) a 20 000 pies
- Resistencia: 14 horas a 1.150 millas (1.850 km) desde la base
- Techo de servicio: 61 000 pies (19 000 m) de altitud media de la misión
- Velocidad de ascenso: 3400 pies/min (17 m/s)
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Mikoyan Proyecto 1.44
(Redirigido desde «Proyecto Mikoyan 1.44»)MiG Proyecto 1.44
МиГ-1.44
Imagen conceptual de 2 MiG 1.44 en vueloTipo Demostrador de tecnología Fabricante 
Mikoyán
Primer vuelo 12 de abril de 1970 Estado Cancelado N.º construidos 3 El Mikoyán MiG Proyecto 1.44 (en ruso: Микоян МиГ-1.44, designación OTAN: Flatpack1) fue un demostrador de tecnología de avión de caza desarrollado por la compañía rusa Mikoyán. Este avión ha recibido múltiples nombres dentro de la compañía como Objeto/Artículo 1.44/1.42, 1.42 se refiere al diseño (designación OTAN: Foxglove) mientras que 1.44 es la designación del prototipo; también fue conocido como MiG-MFI, y extraoficialmente durante un tiempo fue conocido como MiG-35 pero actualmente este nombre es asignado a un nuevo caza ruso de 4.5 generación.2
Fue uno de los proyectos iniciados en la Unión Soviética como respuesta al programa estadounidense Advanced Tactical Fighter (ATF) que daría lugar al caza de 5.ª generación F-22 Raptor. Incorporaba numerosas características de los cazas de quinta generación como aviónica avanzada, tecnología furtiva, supermaniobrabilidad y supercrucero. El desarrollo del diseño fue lento, caracterizado por aplazamientos repetidos y prolongados debido a la falta crónica de fondos; Rusia abandonó el proyecto 1.44 para dar prioridad al PAK FA.
a Unión Soviética se fijó la necesidad de tener un avión caza de nueva generación (quinta generación) que pudiera reemplazar en el futuro a los afamados cazas MiG-29 y Su-27, como avión de caza de primera línea en su Fuerza Aérea, para misiones de supremacía aérea, especializado en combate aire-aire a gran altitud y de diseño «furtivo» . El proyecto se conoció bajo la sigla PAK-FA, que es la abreviación del nombre del proyecto que quiere decir "Caza táctico de primera línea" (en ruso: Перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации, Perspektivnyi Aviatsionnyi Kompleks Frontovoi Aviatsyi).
La Fuerza Aérea de Rusia solicitó la presentación de un diseño, cuya construcción se adelantaría en un futuro cercano, para un nuevo caza furtivo de vuelo supersónico, de alta maniobrabilidad, con capacidad de transporte de bombas/armamento pesado y de largo alcance. La empresa aeronáutica Mikoyan, fabricante de los afamados cazas MiG-21, MiG-27, MiG-25, MiG-29, MiG-31 y el más moderno MiG-35, presentó este proyecto, al cual denominó MiG 1.44 (MFI). Su configuración alar es de construcción triangular, en forma de ala delta y canard, al estilo del caza europeo Eurofighter Typhoon, y con los motores instalados bajo el fuselaje central, y supuestamente elevar su tasa de sobrevivencia en un impacto a las turbinas. El proyecto se llevaba a cabo y tenía como meta final el crear un caza para enfrentar al proyecto del nuevo caza furtivo estadounidense F-22 Raptor, el cual era de capacidades consideradas de «quinta generación» y al posterior proyecto multinacional Joint-Strike-Figther, llevado a cabo en conjunto por la firma citada, el alto mando de la Armada de los Estados Unidos y los socios iniciales del F-16A/B de Europa, y que también tenía previsto el ser un caza transportado por los nuevos portaaviones de la OTAN, para disponer de esas mismas capacidades.
Este aparato estaría equipado con un nuevo sistema de avistamiento para combate contra otros aviones caza (IRST), similar al instalado en el caza experimental de pruebas de vuelo y nuevas tecnologías Su-37, con un sistema de puntería integrado en el casco del piloto, en un pequeño domo con una cúpula transparente sobre el cono del Radar, al costado derecho del parabrisas de la cabina de mando, es un sistema de búsqueda y seguimiento del objetivo enemigo por infrarrojos IRST, que va montado sobre el cono del Radar, funciona en dos bandas de radiación infrarroja y se utiliza, junto con el Radar de la nave, en una misión de combate aire-aire contra otros aviones caza en combate cerrado. El sistema funciona como un equipo de búsqueda y seguimiento por infrarrojos, el cual le proporciona al piloto capacidades de detección y seguimiento de los objetivos pasivos en su entorno de combate. En una misión de combate "Aire-superficie", realiza identificación y localización de objetivos. También proporciona ayuda de navegación y de aterrizaje, está enlazado con el visor montado en el casco del piloto, con un sensor que gira en forma permanente, mide la distancia del avión enemigo, sin necesidad de alertar al avión enemigo con la señal del radar de la nave y le informa al piloto, la posición de la nave enemiga.
A pesar de tener mejores perspectivas, el que fuera seleccionado fue el otro proyecto, llevado a cabo por la empresa competidora Sukhoi, lo cual cortó su financiación de forma inmediata, y finalmente, para continuar con las pruebas de vuelo, se pretendía el construir otros cuatro prototipos para seguir adelante con las pruebas de vuelo y su fabricación en serie en el futuro, para equipar a la Fuerza Aérea de Rusia con el primer avión de combate de "quinta generación" antes del año 2015, lo cual, obviamente; no se concretó debido a los serios y constantes retrasos del proyecto.
Especificaciones[editar]
Características generales
- Tripulación: 1 (piloto)
- Longitud: 19 m
- Envergadura: 15 m
- Altura: 4,5 m
- Peso vacío: 18.000 kg
- Peso cargado: 28.000 kg
- Peso máximo al despegue: 35.000 kg
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Planta motriz: 2× turbofán con postquemador Lyulka AL-41F.
- Empuje con postquemador: 176 kN (17 947 kgf; 39 567 lbf) de empuje cada uno.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno):
- Alcance: 4000 km (2160 nmi; 2485 mi)
- Techo de vuelo: 21 555 m (70 719 ft)
- Régimen de ascenso: 350 m/s
Armamento
- Cañones: 1× Gryazev-Shipunov GSh-301 de 30 mm con 250 proyectiles
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Bombas:
- Guiadas: KAB-500
- De caída libre: ODAB-500P
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Misiles:
- Misiles aire-aire
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Misiles aire-superficie:
- Kh-55
- P-800 Ónix
- P-270 Moskit
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Caproni Campini N.1
El Caproni Campini N.11 fue un avión experimental italiano diseñado por Secondo Campini y construido por la compañía Caproni. Su característica más distintiva era el fuselaje anular, en cuyo interior se ubicaba un motor de pistón que accionaba un compresor triple. Hasta ese punto, el fuselaje hueco era parte del diseño de un motor de hélice entubada o hélice tubular2 similar al del Stipa-Caproni, pero en la sección de cola contaba con un dispositivo que inyectaba combustible al flujo de aire y lo prendía, generando impulso suplementario, pasando a ser un termorreactor.
Fue el segundo avión a reacción aeronavegable en la historia, después del Heinkel He 178.
Aparato expuesto en el Museo histórico de la Aeronautica Militare en Vigna di Valle, Bracciano, Italia.Tipo Avión biplaza experimental Fabricante Società Caproni e Comitti Diseñado por Secondo Campini Primer vuelo 27 de agosto de 1940 Retirado 1942 N.º construidos 2 Historial[editar]
El ingeniero Secondo Campini fundó en 1931 su compañía, la Società Campini per Velivoli e Natani a Reazione, con el objeto de investigar la propulsión a reacción. En 1939 construyó una planta motriz que instaló en una célula que Caproni había fabricado para evaluar las posibilidades del nuevo motor. Designado Caproni N.1 voló por primera vez el 27 de agosto de 1940, a los mandos del piloto de pruebas y antiguo as militar italiano Mario de Bernardi. Pronto se comprobó que las prestaciones eran decepcionantes, con una velocidad máxima de tan sólo 375 km/h, inferior a la del biplano contemporáneo Fiat CR.42. Del mismo modo, el uso del posquemador para activar el termorreactor consumía gran cantidad de combustible. El 30 de noviembre de 1941, Mario de Bernardi y el ingeniero Pedace lo trasladaron desde el aeropuerto de Taliedo, en Milán, al de Guidonia Montecelio en Roma, separados por 478 kilómetros, el N.1 tuvo que hacer una escala en Pisa para repostar, alcanzando una velocidad media de 209 km/h. Activar el posquemador añadía 40/45 km/h de velocidad, permitiendo alcanzar su máximo de 375 km/h.
El desarrollo fue detenido en 1942, y tras la guerra uno de los dos ejemplares existentes fue llevado al Reino Unido, analizado y posteriormente destruido. El ejemplar superviviente se expone en el Museo Storico dell’Aeronautica Militare en Vigna di Valle.
Especificaciones[editar]
Características generales
- Tripulación: 2
- Longitud: 13,10 m
- Envergadura: 15,85 m
- Altura: 4,7 m
- Superficie alar: 36 m²
- Peso vacío: 3.640 kg
- Peso cargado: 4.195 kg
- Planta motriz: 1× Termorreactor. Un motor V12 Isotta Fraschini L.121RC40 de 900 cv accionaba un compresor de tres etapas.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 375 km/h
- Alcance: km
4 -
Convair F2Y Sea Dart
El Convair F2Y Sea Dart fue un prototipo de hidrocanoa de caza diseñado y desarrollado por la firma Convair que no llegó a entrar en producción. Fue el primer y único hidroavión que ha superado la velocidad del sonido.
Tipo Hidrocanoa de caza Fabricante 
Convair
Primer vuelo 9 de abril de 1953 Estado Cancelado Usuario principal Armada de los Estados Unidos
N.º construidos 5 Desarrollo[editar]
El concepto representado por el Convair 2-2 despertó gran interés en la Armada estadounidense, hasta el punto que el 19 de enero de 1951 realizó un pedido de un prototipo del XF2Y-1 y más tarde, el 28 de agosto de 1952, encargó una serie de 12 cazas F2Y-1, además de cuatro YF2Y-1 de preserie.
Sin embargo, en su primer vuelo realizado el 9 de abril de 1953, las prestaciones del prototipo resultaron inferiores a las esperadas; este factor, al que se sumaban serios problemas de vibraciones debidos a los esquíes, fue la causa de que se cancelaran los pedidos de XF2Y-1 y la serie del F2Y-1. Era precisa una potencia superior al empuje de 1.542 kg que suministraba cada uno de los turborreactores Westinghouse J34-WE-32 instalados en el prototipo y en el primer YF2Y-1. Este último fue modificado mediante la instalación de dos Westinghouse J46-WE-2, y su sección delantera del fuselaje adaptada para que pudiera contener los posquemadores del motor; esa misma planta motriz fue instalada en los otros tres YF2Y-1. El 3 de agosto de 1954, el YF2Y-1 superó la velocidad de Mach 1 en un suave picado, con lo que se convirtió en el primer hidroavión supersónico. Sin embargo, sólo dos de estos aviones fueron utilizados en un programa de pruebas limitado que finalizó en 1956.
Redesignación[editar]
Sorprendentemente, ya que el proyecto llevaba años cancelado, durante la unificación de designaciones realizada en las fuerzas armadas estadounidenses en 1962, recibió la designación F-7.
Diseño[editar]
El Sea Dart era un diseño bimotor con ala en delta de implantación media, con un ligero diedro positivo. Carecía de flotadores alares y su fuselaje de configuración hidrocanoa no seguía la típica configuración de estos hidroaviones. Aunque mantenía la sección frontal hidrodinámica en V, la altura libre era extremadamente reducida, quedando la raíz alar muy cerca del agua, mientras que los extremos, en contacto con ella, proporcionaban el equilibrio necesario.
Si bien el diseño básico era de hidrocanoa, una configuración tan extrema no facilitaba en absoluto el despegue, por lo que en la parte inferior del fuselaje se ubicaban un par de hidroesquíes extensibles, que se extendían a medida que la velocidad aumentaba, funcionando inicialmente como hidroalas y posteriormente, a mayor velocidad, como los flotadores de un hidroavión convencional, siendo el punto de contacto del avión con la superficie del agua.
Para evitar en lo posible la ingestión de agua, las tomas de los motores estaban ubicadas sobre el fuselaje, detrás del arranque de las alas. Ningún Sea Dart llegó a ser equipado con armamento, aunque estaba previsto dotarlos con cuatro cañones de 20 mm y una batería de cohetes.1
Operadores[editar]
Aparatos conservados[editar]
De las cinco ejemplares construidos, tres se encuentran en exposición y otro que pertenece al Instituto Smithsoniano está a la espera de ser restaurado. El ejemplar restante se perdió en una exhibición.
Especificaciones[editar]
Características generales
- Tripulación: 1
- Longitud: 16 m (52,5 ft)
- Envergadura: 10,3 m (33,8 ft)
- Altura: 4,9 m (16,1 ft)
- Superficie alar: 53 m² (570,5 ft²)
- Peso vacío: 5730 kg (12 628,9 lb)
- Peso cargado: 7480 kg (16 485,9 lb)
- Peso máximo al despegue: 9750 kg (21 489 lb)
- Planta motriz: 2× turborreactor Westinghouse J46-WE-2.
Rendimiento
- Velocidad nunca excedida (Vne): 1325 km/h (823 MPH; 715 kt)
- Alcance: 826 km (446 nmi; 513 mi)
- Techo de vuelo: 16 700 m (54 790 ft)
- Régimen de ascenso: 86,7 m/s (17 067 ft/min)
- Carga alar: 142 kg/m² (29,1 lb/ft²)
Armamento
3 -
Curtiss-Wright XF-87 Blackhawk
El Curtiss-Wright XF-87 Blackhawk ("halcón negro"), anteriormente designado XP-87, fue un prototipo de caza interceptor de reacción todo tiempo estadounidense y último proyecto de la compañía Curtiss-Wright.2 Fue diseñado para reemplazar al interceptor y caza nocturno Northrop P-61 Black Widow, de la época de la Segunda Guerra Mundial y propulsado por hélices. Sin embargo, el XF-87 perdió la competición de contratación del Gobierno de Estados Unidos contra el Northrop F-89 Scorpion. La pérdida del contrato fue fatal para la compañía; Curtiss-Wright Corporation cerró su división aeronáutica, vendiendo todos sus activos a North American Aviation.
Prototipo Curtiss XF-87.Tipo Interceptor Fabricante 
Curtiss-Wright
Primer vuelo 5 de marzo de 1948 Estado Cancelado el 10 de octubre de 1948 Usuario principal Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos 2 prototipos Coste del programa Diseño y desarrollo[editar]
El avión comenzó su vida en la mesa de diseño como un proyecto de avión de caza y ataque, siendo designado XA-43. Cuando las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos emitieron un requerimiento a las constructoras de aeronaves, para la competición y presentación de un modelo de avión de caza todo-tiempo que llevase motores de reacción en 1945, la Curtiss-Wright decidió cambiar el diseño y enfocarlo hacia esta solicitud.
El XP-87 era un avión grande de ala media, con cuatro motores en parejas en contenedores subalares, con un plano de cola de montaje medio y tren de aterrizaje triciclo. La tripulación formada por el (piloto y operador de radio) se sentaban lado a lado en una sola cabina. Según diseño, el armamento iba a ser de una torreta eléctrica de cuatro cañones de 20 mm (0,79 pulgadas) en el morro, pero nunca se montó en los prototipos.
Historia operacional[editar]
El primer vuelo fue realizado el 1 de marzo de 1948. Aunque la velocidad máxima era más baja de lo esperado, el avión era aceptable y la recién formada (en septiembre de 1947) Fuerza Aérea de Estados Unidos solicitó 57 aviones de caza F-87A y 30 aviones de reconocimiento RF-87A justo un mes más tarde. Dado que los problemas de rendimiento se debían a la falta de potencia, los cuatro turborreactores Westinghouse XJ34-WE-7 de los prototipos iban a ser reemplazados por dos motores a reacción General Electric J47 en los modelos de producción. Uno de los dos prototipos del XF-87 iba a ser modificado como bancada de los nuevos motores.
En ese momento, la USAF decidió que el Northrop F-89 Scorpion era un avión más prometedor. El contrato del XF-87 Blackhawk fue cancelado el 10 de octubre de 1948, y los dos prototipos fueron desguazados.
Variantes[editar]
XP-87 tras el colapso de la rueda de morro.
XP-87 en rampa con C-47 y B-17 en el fondo.- XA-43
- Designación inicial del diseño, como avión de ataque.
- XP-87
- Prototipo de avión de caza, primer vuelo el 1 de marzo de 1948, dos construidos.
- XF-87
- Redesignación dada al XP-87.
- F-87A
- Versión de caza de producción (cancelada).
- RF-87A
- Variante de reconocimiento (cancelada).
Operadores[editar]
Especificaciones (XF-87)[editar]
Referencia datos: Curtiss Aircraft 1907–19473
Características generales
- Tripulación: Dos (piloto y operador de radio)
- Longitud: 19,2 m (62,8 ft)
- Envergadura: 18,3 m (60 ft)
- Altura: 6,1 m (20 ft)
- Superficie alar: 55,7 m² (600 ft²)
- Peso vacío: 11 786 kg (25 976,3 lb)
- Peso máximo al despegue: 22 682 kg (49 991,1 lb)
- Planta motriz: 4× turborreactor Westinghouse XJ34-WE-7.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 966 km/h (600 MPH; 522 kt)
- Alcance: 1610 km (869 nmi; 1000 mi)
- Techo de vuelo: 12 500 m (41 010 ft)
- Ascenso a 10 700 m: 13,8 min
Armamento
-
Cañones:
- 4x Hispano-Suiza HS.404 de 20 mm en el morro
3 -
Singular SA03
El Flyox I es un vehículo aéreo no tripulado , un hidroavión bimotor, un avión anfibio de ala alta capaz de aterrizar y despegar en pistas de aterrizaje cortas sin pavimentar y en el agua.
Un primer prototipo fue construido y volado por Singular Aircraft, con sede en Barcelona , en 2015, y un segundo prototipo voló en julio de 2020. [1]
Cuatro configuraciones principales permiten la capacidad agrícola, de extinción de incendios , de vigilancia y de carga general, solo o en configuración de flota, ya sea para operación diurna o nocturna.
En su configuración aérea de extinción de incendios puede recoger 1.800 litros de agua y arrojarla sobre incendios forestales .
Cuando está equipado con tanques de transbordador, tiene un alcance de 3000 millas náuticas o puede merodear durante más de 30 horas en misiones de vigilancia.
Zona de prueba IEspecificaciones (Flyox I) [ editar ]
Plano de avión singularCaracterísticas generales
- Longitud: 37 pies 9 pulgadas (11,5 m)
- Envergadura: 45 pies 11 pulgadas (14 m)
- Altura: 11 pies 10 pulgadas (3,6 m)
- Peso vacío: 4740 lb (2150 kg)
- Peso máximo al despegue: 8.818 lb (4.000 kg)
- Hélices: 5 palas, 6 pies 5 pulgadas (1,95 m) de diámetro
Actuación
- Velocidad de crucero: 120 nudos (140 mph, 220 km / h)
- Nunca exceda la velocidad : 147 nudos (169 mph, 272 km / h)
- Alcance: 670 millas náuticas (770 millas, 1240 km)
- Alcance del ferry: 3000 millas náuticas (3500 millas, 5600 km)
- Techo de servicio: 20.000 pies (6.100 m)
- Velocidad de ascenso: 1.850 pies/min (9,4 m/s)
Zona de prueba I. Flyox I
Aviones singulares. Flyox I 
Flyox I. UAV anfibioRole Vehículo aéreo no tripulado origen nacional España Fabricante Aeronaves singulares Diseñador Aeronaves singulares Primer vuelo 2015 Estado En producción 4 -
UAV DOMINATOR XP
El Aeronautics Defense Dominator es un vehículo aéreo no tripulado (UAV) israelí de mediana altitud y larga duración (MALE ) fabricado por Aeronautics Defense Systems . [1] Se basa en el avión de pasajeros Austrian Diamond DA42 Twin Star . Dominator UAV ejecuta operaciones de inteligencia, vigilancia y reconocimiento (ISR).
Historial operativo [ editar ]
La aeronave realizó su primer vuelo de prueba en julio de 2009. [2] La aeronave no tripulada tiene una autonomía de 28 horas con una carga útil de 900 lb (410 kg) y vuela a una velocidad máxima de 75-190 nudos (140-350 km/h). altitud de 30.000 pies (9.100 m). [3] [4]
Operadores [ editar ]
-
México — 2 Dominator XPs [5] [6] -
Tailandia - Pedido en agosto de 2018 [7] -
Turquía - 1 Dominator 2, siendo utilizado para monitorear fronteras. [8]
Especificaciones [ editar ]
Características generales
- Tripulación: Ninguno
- Longitud: 8,00 m (26 pies 3 pulgadas)
- Envergadura: 13,42 m (44 pies 0 pulgadas)
- Peso bruto: 1200 kg (2640 libras)
- Planta motriz: 2 × motores diésel Thielert , 101 kW (135 hp) cada uno
Actuación
- Velocidad máxima: 354 km/h (219 mph, 190 nudos)
- Techo de servicio: 9.100 m (30.000 pies)
Role UAV de reconocimiento origen nacional Israel Fabricante Sistemas de defensa aeronáutica Desarrollado por Diamante DA42 Estrella gemela 4 -
-
Hay un buff que cuando marcas en el minimapa se queda bloqueado y cada cosa que haces es como si marcaras en el minimapa. No te deja disparar ni las secundarias. Tienes que volver a dar en el minimapa para desbloquear.
Puede ser este error.
3 -
Piasecki VZ-8 Airgeep
El Piasecki VZ-8 Airgeep (designación de compañía PA-59) fue un prototipo de aeronave de despegue y aterrizaje verticales (VTOL), desarrollada por Piasecki Aircraft. El Airgeep fue desarrollado para cubrir un contrato del Mando de Investigación del Transporte del Ejército de los Estados Unidos por un jeep volante en 1957.2 Se pensaba que el jeep volador sería más pequeño y fácil de volar que un helicóptero.
Diseño y desarrollo[editar]
Piasecki AIRGEEP II (Ejército) durante su primer vuelo, 15 de febrero de 1962.
VZ-8P en 1959.Para cubrir el requerimiento del Ejército estadounidense, el diseño de Piasecki presentaba dos rotores tripala en tándem, con la tripulación sentada entre los mismos. La potencia era suministrada por dos motores de pistón Lycoming O-360-A2A de 134,2 kW (180 hp), propulsando los rotores mediante una caja reductora central. La primera de las dos aeronaves ordenadas por el Ejército, designada inicialmente Model 59K Skycar (y más tarde renombrada Airgeep) por Piasecki y como VZ-8P por el Ejército, voló el 22 de septiembre de 1958.34
Fue remotorizada con un único turboeje Turbomeca Artouste IIB de 317 kW (425 hp) que reemplazaba a los dos motores de pistón, volando de esta forma en junio de 1959.3 Tras ser prestada a la Armada estadounidense para ser evaluada como Model 59N, donde fue equipada con flotadores, fue devuelta al Ejército y su motor reemplazado por un más ligero y potente Garrett AiResearch TPE331-6 de 410,1 kW (550 hp).5
El segundo prototipo fue completado con un diseño modificado, designado Model 59H AirGeep II por Piasecki y VZ-8P (B) por el Ejército. Estaba propulsado por dos motores Artouste, con asientos eyectables para el piloto y el copiloto/artillero, y tres asientos más para pasajeros. También fue equipado con un tren de aterrizaje eléctrico triciclo para aumentar la movilidad en tierra.
El primer vuelo del AirGeep II tuvo lugar el 15 de febrero de 1962, pilotado por "Tommy" Atkins.6
Aunque el Airgeep operaría normalmente cerca del suelo, era capaz de volar a varios miles de pies, probando ser estable en vuelo. El volar bajo le permitía evadir la detección por radar.7 A pesar de estas cualidades, y su superioridad sobre los otros dos modelos evaluados por el Ejército estadounidense presentados para cubrir el mismo requerimiento (el Chrysler VZ-6 y el Curtiss-Wright VZ-7), aquel decidió que "el concepto de Jeep Volante no era adecuado para el campo de batalla moderno", y en su lugar se concentró en el desarrollo de helicópteros convencionales.5
Variantes[editar]
Piasecki Model PA-59N SEAGEEP.- Model 59K Skycar
- Designación de la compañía para la primera aeronave, propulsada por dos motores de pistón Lycoming O-360-A2A de 134,2 kW (180 hp), dándosele la designación militar VZ-8P Airgeep. Más tarde, los motores de pistón fueron reemplazados por un único motor turboeje Turbomeca Artouste IIB de 316,9 kW (425 hp).8
- Model 59N SeaGeep I
- La primera aeronave (después de que los motores de pistón fueran reemplazados por un único Artouste), prestada a la Armada de los Estados Unidos, equipada con flotadores.8
- PA-59H AirGeep II
- La segunda aeronave, designación militar VZ-8P (B), completada con dos motores turboeje Turbomeca Artouste IIC de 298,3 kW (400 hp) y asientos para cinco personas, incluyendo la tripulación.8
- VZ-8P Airgeep I
- Designación militar de la primera aeronave entregada.
- VZ-8P-1 Airgeep I
- La primera aeronave después de que los motores de pistón fueran reemplazados por un único Turbomeca Artouste IIB de 316,9 kW (425 hp).
- VZ-8P-2 Airgeep I
- La primera aeronave después de que el motor Artouste fuera reemplazado por un más ligero y potente Garrett AiResearch TPE331-6 de 410,1 kW (550 hp).
- VZ-8P (B) Airgeep II
- Designación militar para la segunda aeronave.8
Operadores[editar]
Especificaciones (VZ-8P (B))[editar]
Referencia datos: Jane's All the World's Aircraft 1962-638 Flying Jeeps: The US Army's Search for the Ultimate 'Vehicle' 5
Características generales
- Tripulación: Dos (piloto y copiloto/artillero)
- Capacidad: Hasta tres pasajeros
- Longitud: 7,5 m (24,4 ft)
- Envergadura: 2,8 m (9,3 ft)
- Altura: 1,8 m (5,8 ft)
- Peso vacío: 1184 kg (2609,5 lb)
- Peso cargado: 1665 kg (3669,7 lb)
- Peso máximo al despegue: 2177 kg (4798,1 lb)
- Planta motriz: 2× turboeje Turbomeca Artouste IIC.
- Hélices: Tripala
- Diámetro de la hélice: 2,5 m
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 136 km/h (85 MPH; 73 kt)
- Velocidad crucero (Vc): 112 km/h (70 MPH; 60 kt)
- Alcance: 56 km (30 nmi; 35 mi)
- Techo de vuelo: 914 m (2999 ft)
Armamento
- Armas de proyectiles: Provisión para un fusil sin retroceso (no instalado)
Tipo Rotonave experimental Fabricante Piasecki Aircraft
Primer vuelo Principios de 19591 Usuario principal Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos 2 3 -
Curtiss-Wright VZ-7
El Curtiss-Wright VZ-7 (también conocido como VZ-7AP1) fue una aeronave VTOL de cuatro rotores diseñada por la compañía Curtiss-Wright para el Ejército de los Estados Unidos. Como el Chrysler VZ-6 y el VZ-8 Airgeep, iba a ser un "jeep volador".
Tipo Aeronave utilitaria VTOL Fabricante Curtiss-Wright
Primer vuelo 1958 Retirado 1960 Usuario principal Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos 2 Diseño y desarrollo[editar]
Se entregaron dos prototipos al Ejército estadounidense a mitad de 1958, registrados 58-5508 y 58-5509.2
El VZ-7 tenía un fuselaje con el asiento del piloto, los depósitos de combustible y los controles de vuelo. Las hélices se instalaron a ambos lados del fuselaje, sin recubrimiento (la aeronave lo tenía originalmente, pero fue desmontado). Había cuatro hélices en total. El VZ-7 era controlado cambiando el empuje de cada hélice. La plataforma volante era maniobrera y fácil de volar.
La aeronave se comportó bien en las pruebas, pero no fue capaz de alcanzar los requerimientos de velocidad y altitud del Ejército,2 por lo que fue retirada y devuelta al fabricante en 1960.
Un VZ-7 forma parte de la colección de aeronaves del Museo de la Aviación del Ejército de los Estados Unidos en Fort Rucker. Sin embargo, actualmente no está en exhibición debido a restricciones de espacio.34
Operadores[editar]
Especificaciones[editar]
Referencia datos: Flying Jeeps5
Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 5,2 m (17 ft)
- Envergadura: 4,9 m (16 ft)
- Altura: 2,8 m (9,3 ft)
- Peso vacío: 771 kg (1699,3 lb)
- Peso cargado: 952 kg (2098,2 lb)
- Planta motriz: 1× turboeje Turbomeca Artouste IIB.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 51 km/h (32 MPH; 28 kt)
- Velocidad crucero (Vc): 40 km/h (25 MPH; 22 kt)
- Techo de vuelo: 61 m (200 ft)
3 -
Chrysler VZ-6
El Chrysler VZ-6 fue un vehículo de pruebas VTOL de flujo guiado estadounidense, diseñado y construido por Chrysler para el concurso Flying Jeep del Ejército de los Estados Unidos.12
Diseño y desarrollo[editar]
Ordenado en 1958, se construyeron dos VZ-6. Era un vehículo de forma rectangular con dos hélices tripala insertadas en las partes delantera y trasera.2 El motor Lycoming de 500 hp estaba localizado en el centro, propulsando las hélices de flujo guiado.2 También estaba equipado con faldones de goma alrededor del borde inferior del vehículo, de forma similar a un hovercraft.2
Historia operacional[editar]
El VZ-6 comenzó a realizar pruebas de vuelo cautivo en 1959, pero mostraron que el vehículo tenía sobrepeso y estaba infrapotenciado, con problemas de estabilidad lateral.2 Un intento de vuelo libre acabó con el VZ-6 dándose la vuelta, destrozándose, aunque el piloto escapó sin heridas serias.2 Ambos VZ-6 fueron desguazados en 1960.2
Operadores[editar]
Especificaciones[editar]
Referencia datos: Aerofiles2
Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 6,6 m (21,5 ft)
- Altura: 1,57 m3
- Peso cargado: 1089 kg3
- Planta motriz: 1× motor bóxer de seis cilindros refrigerado por aire sobrealimentado y con reductora Lycoming GSO-480.
- Hélices: 2× tripala por motor.
- Diámetro de la hélice: 2,59 m
Rendimiento
Chrysler VZ-6 Tipo Plataforma experimental VTOL Fabricante Chrysler
Primer vuelo 1959 Usuario principal Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos 2 3 -
Avro Canada VZ-9 Avrocar
El Avro Canada VZ-9-AV, comúnmente llamado Avrocar, fue una aeronave canadiense VTOL desarrollada por Avro Canada, como parte de un proyecto secreto estadounidense militar realizado en los primeros años de la Guerra Fría.2 El Avrocar pretendía aprovechar el efecto Coandă para proporcionar la sustentación y el empuje de un solo "turborrotor", expulsando los gases de escape por el borde de la aeronave con forma de disco.
Diseñado originalmente como un avión de caza capaz de alcanzar altas velocidades y altitudes, el proyecto fue repetidamente reducido y la Fuerza Aérea de los Estados Unidos lo abandonó finalmente. El desarrollo fue retomado por el Ejército de los Estados Unidos para un requerimiento de una aeronave de combate táctico, una especie de helicóptero de altas prestaciones.3 En las pruebas de vuelo, el Avrocar demostró no haber resuelto los problemas de empuje y estabilidad que lo limitaban a una envolvente de vuelo degradada de bajas prestaciones; posteriormente, el proyecto fue cancelado en septiembre de 1961.
Durante la historia del programa, se hizo referencia al proyecto mediante una serie de nombres diferentes. Avro denominaba los trabajos como Proyecto Y, siendo conocidos los vehículos individuales como Spade y Omega. El Proyecto Y-2 fue más tarde patrocinado por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, que lo denominó como WS-606A, Proyecto 1794 y Proyecto Silver Bug (Bicho de Plata). Cuando el Ejército estadounidense se unió a los trabajos, tomó su denominación final "Avrocar", y la designación VZ-9, como parte de los proyectos VTOL del Ejército estadounidenses de la serie VZ.
El Avrocar S/N 58-7055.Tipo Aeronave VTOL experimental Fabricante 
Avro Canada
Diseñado por John Frost Primer vuelo 12 de noviembre de 1959 Introducido 1958 Retirado 1961 Usuario principal Fuerza Aérea de los Estados Unidos (destinado a)
Otros usuarios
destacados Ejército de los Estados Unidos (destinado a)
Producción 1958-1959 N.º construidos 2 Coste del programa 10 millones de dólares estadounidenses Historia operacional[editar]
Pruebas iniciales[editar]
El primer Avrocar salió de la fábrica de Avro Malton en mayo de 1959. Del 9 de junio al 7 de octubre del mismo año se probó en una plataforma estática de vuelo fijo. Desafortunadamente, se encontró que el gas caliente del escape se mezclaba de nuevo en las tomas en vuelo fijo, reduciendo el empuje del motor. Además, el ventilador generaba elevación solo en una pequeña área de su superficie, lo que reducía el empuje general disponible. Los conductos también demostraron tener mayores pérdidas de lo esperado, y una serie de modificaciones no fueron capaces de resolver este problema en gran medida. Estos problemas redujeron la elevación máxima a mayores altitudes del efecto de tierra a 1430 kg, menos que el peso vacío de la aeronave a 1944 kg (4985 libras). Esto significaba que el avión sería incapaz de flotar fuera del efecto tierra. Después de estas pruebas, el vehículo fue enviado a NASA Ames para una prueba de túnel de viento.
El segundo ejemplar fue terminado agosto de 1959. El 29 de septiembre, el primer intento de vuelo se realizó con el Avrocar atado al suelo. Después de que el vehículo despegara, se inició una oscilación incontrolable de balanceo y cabeceo que forzó cada una de las tres ruedas en el suelo a su vez. El piloto, W. D. "Spud" Potocki, cortó inmediatamente los motores. Se realizaron cambios en el sistema de estabilidad para proporcionar más autoridad de control, mientras que se investigaron nuevos cordones para mejorar la capacidad de controlar este tipo de problemas. A medida que las pruebas continuaron, quedó claro que el problema era inherente al diseño, y los ingenieros comenzaron a referirse al efecto como "hubcapping", llamado así porque se parecía a un tapacubos girando en el suelo.
Las investigaciones sobre el efecto revelaron lo que estaba causando el problema. Mientras que en efecto tierra, el aire de alta presión debajo de la nave era atrapado, llenando el área entera y proporcionando así una base estable, cuando el aparato se elevaba, el aire se formaba en una sola columna estrecha, descrita por Frost como "tronco de árbol". A altitudes intermedias, la nave transitaría momentáneamente de un régimen a otro, durante el cual un lado del vehículo tendría sustentación, mientras la misma desaparecía bajo el otro. Esto llevaba a un fuerte movimiento de impulso hacia el lado no sustentado. Tan pronto como esto ocurría, ese lado se acercaría al suelo y restablecería el aire de sustentación, mientras que el otro lado se elevaría por encima de este límite. Este proceso se repetiría, con el aire rodando de lado a lado. Se realizaron modificaciones para tratar de resolver el problema. Finalmente se perforaron una serie de 52 agujeros en el fondo del vehículo, ubicados radialmente a tres pies del centro. Estaban destinados a proporcionar un empuje central para estabilizar el colchón de tierra.
Con estas modificaciones completas y aparentemente funcionando, el primer vuelo completamente libre ocurrió el 12 de noviembre de 1959. Esta prueba demostró que el sistema de control de la boquilla era inaceptable. Los alerones fueron diseñados para dirigir el aire hacia fuera, sobre la parte superior o inferior de la aleta anular; hacia fuera el fondo solamente durante el vuelo estacionario, pero sobre la tapa y la parte inferior durante el vuelo horizontal. La idea era que cuando se colocaba la solapa para proporcionar control, el elevador se bajaría de un lado y se elevaría en el otro. La elevación fue de hecho bajaba en un lado, pero por desgracia la sustentación no mejoraba en el otro, por lo que cada entrada de control se traducía en una pérdida de altitud. Después de cinco vuelos, las pruebas se detuvieron temporalmente el 5 de diciembre de 1959, momento en el que el Avrocar había registrado 18,5 horas de tiempo de pruebas en total.
Regreso[editar]
Un diseño completamente nuevo fue instalado durante el invierno. Los alerones originales fueron desmontados y reemplazados por un solo anillo por debajo de la aleta anular. El anillo se desplazó en relación con el arte bajo la entrada de control, "sellando" el hueco en un lado mientras se abre en el otro. Las pruebas continuaron en enero de 1960 y parecieron funcionar mucho mejor. Sin embargo, mientras que el nuevo sistema de control mejoró las cualidades de oscilación, la nave se volvió inestable a velocidades superiores a los 30 nudos (56 km/h). El primer Avrocar en Ames fue modificado de forma similar y, en abril de 1960, fue probado en su túnel de viento de 12 m × 24 m. El problema quedó claro; el anillo bloqueaba tanto el empuje total del motor que la energía total se reducía enormemente. A medida que la nave aceleraba, el flujo de aire en la parte inferior reducía la recirculación, reduciendo la elevación debido al flujo de aire sobre la superficie superior. Esto fue algo inesperado; la recirculación se ha considerado una "cosa mala" debido a la pérdida de empuje del motor, y sus efectos positivos sobre la elevación no parecen haber sido apreciados. Al final, para mantener la elevación a velocidades más altas, la nave tuvo que ser lanzada al final de su capacidad de control.
Avro estaba convencida de que el concepto era todavía viable, y propuso un nuevo programa para la reelaboración principal del sistema de propulsión y control. En lugar de la única aleta anular triangular y los alerones, o el control posterior del anillo, el nuevo sistema incluía dos sistemas de control separados para el vuelo horizontal y hacia atrás, combinados en una sola boquilla. Para el vuelo horizontal, se abrió una serie de "puertas de transición" en las boquillas, bloqueándolas y volviendo a dirigir el flujo hacia abajo bajo el avión. El control durante este régimen se proporcionaba moviendo la parte exterior de la solapa para "enfocar" el flujo. A velocidades más altas, las puertas estaban cerradas, permitiendo que el aire fluyera desde el borde de la aeronave, donde se encontraban una serie de sencillos controles de tipo aleta. El nuevo sistema de control cubría los 3/4 traseros de la circunferencia exterior de la aeronave; la sección delantera ofrecía los controles que flotaban solamente.
Las modificaciones se completaron en el modelo de Ames y las pruebas se reanudaron en abril de 1961. El nuevo diseño demostró un control mucho mejor en sustentación y la elevación fue considerablemente mejorada. El vehículo ahora podía viajar hasta 100 nudos (190 km/h), una gran mejora sobre los 30 nudos (56 km/h) alcanzados previamente. Sin embargo, se mantuvo inestable en el máximo, y exhibió un ajuste fuerte de la nariz para arriba. Los ingenieros de la NASA intentaron modificar esto con una cola en T, pero esto demostró sentarse dentro del flujo de aire del turborrotor y no ayudó. El equipo de Frost consideró dos nuevos diseños, uno con una cola vertical grande y otro con un ala con verticales montados en punta ("winglets"). Ambos diseños usaron dos motores General Electric J85 de 2700 lbf (12 kN) y aumentaron el diámetro del turborrotor de cinco a seis pies.
El 9 de junio de 1961, una segunda evaluación de vuelo del Avrocar de la USAF/NASA fue conducida en el segundo prototipo similarmente modificado en la facilidad de Avro. Durante estas pruebas, el vehículo alcanzó una velocidad máxima de 20 nudos (37 km/h) y mostró la capacidad de atravesar una zanja de seis pies de ancho y 18 pulgadas (460 mm) de profundidad. El vuelo por encima de la altitud crítica resultó peligroso, si no casi imposible, debido a la inestabilidad inherente. El informe de las pruebas en vuelo identificó además una serie de problemas de control.
El programa fue cancelado definitivamente en diciembre de 1961.
Especificaciones (VZ-9AV)[editar]
Referencia datos: Avrocar: Canada's Flying Saucer...4 and The World's Worst Aircraft: From Pioneering Failures to Multimillion Dollar Disasters5
Características generales
- Tripulación: Dos
- Longitud: 5,5 m (diámetro)
- Altura: 1,1 m (3,5 ft)
- Superficie alar: 23,6 m² (254 ft²)
- Peso vacío: 1361 kg (2999,6 lb)
- Peso máximo al despegue: 2522 kg (5558,5 lb)
- Planta motriz: 3× turborreactor Continental J69-T-9.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 480 km/h (estimada), 56 km/h (real)
- Alcance: 1601 km (estimado), 127 km (real)
- Techo de vuelo: 3000 m (estimado), 0,91 m (3 pies) (real)
3 -
MiG-105
El Mikoyan-Gurevich MiG-105.11 (en ruso МиГ-105.11), también conocido como Aeronave Orbital Experimental de Pasajeros (EPOS) (en ruso Экспериментальный орбитальный пассажирский самолет) fue un desarrollo realizado dentro del programa del sistema aeroespacial «Spiral», proyecto soviético para crear una nave espacial reutilizable. Se desarrolló en la Oficina de Diseño OKB-155 de A.I. Mikoyan bajo la la dirección del diseñador jefe Gleb Evgenievich Lozino-Lozinsky. Este vehículo de prueba tripulado sirvió para la investigación y estudio del manejo y el aterrizaje a baja velocidad de aeronaves espaciales destinadas a viajar la órbita terrestre.
El MiG 105 fue apodado "Lapot" (en ruso : лапоть , o bast shoe (la palabra también se usa como jerga para "zapato" o "zueco")), por la forma de su nariz.
Con la definición de "aeronave orbital" (OS), "aeronave aeroespacial" (VKS), "Avión espacial" o "aeronave aeroespacial" se entiende una aeronave alada que se pone en órbita, bien mediante un sistema vertical mediante un cohete o sistemas de cohetes u horizontal mediante un avión de transporte que lo acerca a las capasa altas de la atmósfera facilitando su salida a la órbita terrestre de destino. Tras realizar las tareas encomendadas, regresa a la tierra aterrizando como un avión convencional en el aeródromo designado. Combina las propiedades de un avión y una nave espacial.
MiG-105011 exhibido en el Museo Central de las Fuerzas Aéreas en Monino, cerca de Moscú.El proyecto sistema aeroespacial «Spiral», del que formaba parte el MiG-105, fue cancelado en 1978 y dio paso al nuevo desarrollo del proyecto Energía/Burán que desarrolló el transbordador espacial Burán.
Historia[editar]
A finales de 1965, el Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS emitieron un decreto sobre la creación de un Sistema Orbital Aéreo. Inicialmente, se planeó lanzar el avión orbital con el cohete R-7.
Las pruebas en tierra comenzaron el 2 de diciembre de 1975. Las pruebas a velocidad subsónica, incluida la caída desde un avión portaaviones Tu-95, se llevaron a cabo hasta el 13 de septiembre de 1978, en esté último aterrizaje la aeronave sufrió daños en el tren de aterrizaje al aterrizar de forma defectuosa por un error de la información que recibió el piloto, Vasily Uryadov, que estaba cegado por el sol.1
Cronología[editar]
- 1960 – Inicio de la concepción del proyecto.
- 1964 - Adopción de un plan quinquenal 1964-1969 para viajes espaciales militares.
- 1965 - Comienza oficialmente el programa Spiral como parte del Plan Quinquenal.
- 1969 - Terminación del programa Spiral
- 1974 – Se reanuda el programa Spiral
- 1976 – 11 de octubre, primer vuelo de prueba subsónico del MiG-105-11 a 1800 pies, partiendo de una pista de aterrizaje cerca de Moscú.1
- 1976 - 27 de noviembre, primer vuelo de prueba del 105-11, lanzando un avión Tu-95 desde 5.500 metros de altitud.
- 1978 - 1 de septiembre, octavo y último vuelo atmosférico exitoso del MiG-105-11, daño significativo a la estructura del avión al aterrizar porque el piloto Vasily Uryadov, cegado por el sol, aterrizó del suelo a la derecha de la pista debido a una información incorrecta.
Características[editar]
El orbitador, la Aeronave Orbital Tripulada Experimental "EPOS", parece que partió del diseño del avión espacial Tsybin PKA de los años 60, que tenía el mismo apodo, era un pequeño avión, parecido a un cuerpo de sustentación, con pequeñas alas plegables conectadas al fuselaje central.
La tripulación estaba formada por un único tripulante, que accedía al orbitador a través de una escotilla ubicada encima del asiento. La masa total del orbitador era de 8.800 kg. Podía alcanzar órbitas inclinadas entre 45 y 135 grados.
El gran tamaño y grosor del morro, ayudaba a reducir el calor generado durante la reentrada, lo que fue también adoptado por la NASA para la propuesta HL-20 en la década de 1980.
Una de las características más notables del transbordador es que las alas eran movibles. Se mantenían inclinadas 60 grados durante el lanzamiento, órbita y reentrada, lo que favorecía la estabilidad. Tras la reentrada, una vez se había frenado a velocidades subsónicas, unos actuadores movían las alas a una posición horizontal, lo que favorecía la sustentación.
El transbordador era colocado en una órbita provisional de 130-150 km de altitud, que solo podía mantenerse 2 o 3 vueltas sobre la tierra, antes de que la resistencia y el rozamiento de la alta atmósfera a esa altitud, provocara la disminución de su velocidad y la reentrada en la atmósfera. Para evitar esta situación, era necesario un último impulso que elevara el transbordador a una órbita más alta. Eso se conseguía mediante un pequeño motor en la parte trasera del mismo, que desarrollaba una fuerza equivalente a 1.500 kg, con dos motores de emergencia de 40 kg cada uno. Las maniobras orbitales se realizaban mediante seis pequeños motores instalados en el fuselaje central, con una fuerza de 16 kg cada uno y para las maniobras finas de mayor precisión, había diez motores de 1 kg de fuerza cada uno.
Los tanques de combustible se localizaban en el centro del transbordador. Todos los motores utilizaban una combinación de dimetilhidracina asimétrica como combustible y tetróxido de nitrógeno como comburente. Se tenía previsto desarrollar una versión más avanzada que habría utilizado flúor y amoníaco.
El orbitador contaba para vuelos a baja altitud, con un pequeño motor a reacción instalado en la parte trasera, bajo el timón vertical que, a plena potencia, permitía una autonomía de diez minutos volando a baja altitud. Esto permitía en caso necesario abortar el aterrizaje, alejarse de la pista de aterrizaje e intentarlo de nuevo. El motor estaba ubicado bajo el estabilizador central y durante el resto del vuelo estaba oculto para su protección, con una cubierta térmica.
En caso de emergencia, el tripulante del orbitador podía ser eyectado de la nave en su cabina en una cápsula de escape, en un diseño original y único en su tipo, para proteger al piloto de las corrientes de aire supersónico, la gran velocidad y altitud de la nave. Dicha cápsula podía ser activada en cualquier momento del vuelo y a diferente altitud operativa, ya que contaba con su propio sistema de navegación, protección térmica, motores para salir de órbita y escudo de reentrada (cuya forma era parecida a la de las cápsulas Soyuz).
El aterrizaje se efectuaba con plataformas tipo esquís, que bajaban del fuselaje central, ya que no se confiaba en que unas ruedas convencionales, pudieran resistir el calor de la reentrada. El compartimento para alojarlos estaba ubicado en un lateral del fuselaje central (no en la parte inferior, como suele ser habitual en las aeronaves) para proteger la integridad del escudo de reentrada.
El escudo de reentrada estaba compuesto por metales muy resistentes al calor, como el niobio, el molibdeno y el wolframio. Estaba articulado en diferentes láminas, para que la dilatación térmica generada por la reentrada no lo dañara. La proyección térmica fue diseñada bajo el principio de "construcción de carcasa caliente" con una temperatura máxima de 1.500 °C, es decir el enfriamiento de la estructura se realizaba por la transferencia de calor de zonas calientes a frías, sin el uso de refrigeración activa. Esto determinó un radio máximo de brusquedad de la nariz y el ala para aprovechar al máximo la re-irradiación del flujo de calor desde la parte inferior de la superficie a la superior en relación con la implementación de volúmenes huecos en la promoción nasal y el ala. Se construyó un escudo de protección con aislamiento térmico interno de fibra de sílice ultrafina y cuarzo amorfo de alta pureza, prensado por una hoja de capacidad calorífica con una capa de plata, que aseguraban una protección térmica eficaz de una aeronave orbital a velocidades hipersónicas. A esto se le añadió una armadura en las que se fijaban todas las unidades mediante varillas tubulares separadas y en el que se bloquean todos los tipos de cargas que llegan al fuselaje.
La parte de la aeronave más sometida al estrés térmico iba con un escudo térmico que que percibía las cargas aerodinámicas locales y protegía la potencia interna establecida de las altas temperaturas. La pantalla constaba de las siguientes partes:
- Parte principal con aislamiento térmico ubicada debajo de todas las unidades de la aeronave.
- Parte del arco sin aislamiento térmico, que tiene la posibilidad de intercambio de calor radiante libre con una superficie superior menos caliente, por lo que la temperatura de la pantalla en la zona de temperatura máxima disminuía de 1600 °C a 1400 °C.
- Percibir una diferencia de temperatura de hasta 1000 °C debido a deformaciones elásticas de la ondulación.
La pantalla iba montada sobre una serie de cojinetes articulados de cerámica que aislaban el escudo térmico de la estructura principal, esto aseguraba la invariabilidad de los contornos externos al mantener la forma y la posición de la pantalla en relación con el cuerpo,al tiempo que protegía la estructura principal dándose diferencias de temperatura de entre 800 y 1000 °C. El escudo térmico se realizó mediante una cubierta de placas dispuestas en "escama de pescado" realizadas en una aleación de niobio revestido VN5AP, recubiertos con disilicide de molibdeno.
El tren de aterrizaje se diseñó como un chasis de esquí de 4 postes con soportes de disco que se escamoteaban en nichos situados en los laterales de la nave, para los soportes delanteros, y en la sección inferior del fuselaje para los traseros. El tren de aterrizaje quedaba protegido por la pantalla térmica. Los esquís estaban hechos de metal resistente al desgaste y podían aguantar las temperaturas que se daban en la nave sin deteriorarse, cosa que no era factible con el uso de neumáticos de goma. Este sistema de aterrizaje aseguraba el aterrizaje en casi cualquier terreno más o menos uniforme con una resistencia mínima de unos 4 kg/cm2.
Los diseñadores de la OKB-155 ya contemplaron en 1966 un revestimiento protector de calor de cerámica ultraligero; 16 años después, se ensayó en el BOR-4 la primera prueba de baldosas de cuarzo soviéticas.2
Versiones[editar]
Se diseñaron tres versiones diferentes:
- 105-11: prototipo de vuelo atmosférico subsónico (EPOS), 2 × Kolessow RD-361
- 105-12 - Prototipo supersónico para vuelo atmosférico.
- 105-13 - Prototipo supersónico para vuelo orbital.
Estas versiones se correspondían a los siguientes objetivos:
- Reconocimiento: llevaba 500 kg de equipos electrónicos. Los equipos fotográficos permitían una resolución de 1,2 m para una órbita de 130 km de altitud. Hubiera llevado una antena desechable sobre la nave de 1,5 m. capaz de detectar escuadrones de aviones y grandes bases enemigas, al volar invertido en el espacio. Unos motores de flúor y amidol permitían variar la inclinación de la órbita hasta 17 grados.
- Intercepción: llevaba 500 kg de material militar. Unos motores de flúor y amidol permitían variar la inclinación de la órbita hasta 17 grados. Se desarrollaron dos versiones del interceptor:
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- Interceptor-inspector: hubiera sido capaz de acercarse a 35 km del objetivo enemigo a gran altitud, como un satélite militar, estudiarlo con un visor que amplificaba las imágenes 50 veces y, en caso de que se quisiera, atacarlo con hasta 6 misiles pequeños de 25 kg. cada uno, transportados en un contenedor rotatorio sobre la nave y cuyo alcance máximo era de 30 km. Esta versión hubiera sido capaz de atacar hasta dos objetivos diferentes que ocuparan órbitas que se diferenciaran 7-8 grados y 100 km de distancia, por la gran velocidad de la nave y la gran altitud operativa para el ataque.
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- Interceptor de largo alcance: hubiera llevado dos misiles de 170 kg con guiado óptico, capaces de alcanzar objetivos a 350 km de distancia. En esta versión de largo alcance el Spiral también hubiera sido capaz de atacar dos objetivos, que podían encontrarse a alturas de hasta 1000 km sobre la nave.
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- Avión espacial de ataque: llevaba 2.000 kg de material militar, más grande y pesado, se hubiera utilizado para atacar buques. El orbitador hubiera contado con un único misil de 1700 kg, cuya probabilidad de acertar a un portaaviones occidental se estimaba en un 90%, volando en forma invertida en el borde del espacio, a una altitud imposible de interceptar por un avión de combate convencional. Unos motores de flúor y amidol, permitían variar la inclinación de la órbita hasta 7 u 8 grados; además, podía efectuar simultáneamente un cambio de órbita a más de 100 km de altitud, con un cohete conectado en su parte trasera, que podía ser desechado y al lanzar el misil sobre el objetivo enemigo, su peso se hubiera reducido a 4.900 kg. y por la gran velocidad en el borde del espacio, sería imposible de interceptar por un sistema de defensa convencional.
El 105-12, que debía haber realizado vuelos supersónicos, estaba listo cuando el programa se dio por finalizado. Nunca llegó a volar. El 105-13, que debía haber realizado vuelos hipersónicos, solo tenía completado el fuselaje y se probó en una cámara de vacío, para simular las condiciones de reentrada, demostrándose capaz de resistir condiciones de hasta 50 vuelos.
Especificaciones[editar]
- Generales
- Tripulación: 1 persona
- Longitud: 8 m (8,5 m subsónico analógico)
- Envergadura: 7,4 (6,4) m
- Altura: 3,5 m
- Área del ala: 24 m²
- Masa vacía: 10 300 kg (4220)
- Motores: TRD RD-36-35K
- Empuje máximo: 2350 kgf (2000)
- Carga alar: 175 kg/m²
- Características de vuelo
- Velocidad máxima: 800 km/h (500 mph, 430 nudos) Mach 0,65
- Velocidad máxima en el suelo: 250-280 km/h
Astronautas participantes en el proyecto[editar]
En 1966 se formó, en el Centro de Entrenamiento de Cosmonautas, un grupo de cosmonautas con el objetivo que participarán en las pruebas del proyecto del sistema aeroespacial «Spiral». En él participaron cosmonautas con suficiente experiencia de vuelo. Composición inicial del grupo fue:
- Guerman Stepánovich Titov, que ya había salido al espacio.
- Anatoly Petrovich Kuklin
- Vasili Grigorievich Lazarev
- Anatoly Vassilyevich Filipchenko
En 1969 se realizó una reorganización del Centro de Formación de Cosmonautas y se creó el Cuarto Departamento de la Primera Dirección de la CTC cuyo responsable fue Guerman Stepánovich Titov que acababa de obtener el diploma del Sistema de rescate de emergencia (SAS) en aviones aeroespaciales.3 El nuevo departamento reclutó a jóvenes pilotos que recibieron capacitación espacial, estos fueron:
- Leonid Denísovich Kizim, preparado entre 1969 y 1973.
- Anatoli Nikoláyevich Beriozovói, preparado entre 1972 y 1974.
- Anatoly Ivanovich Dedkov, preparado entre 1972 y 1974.
- Vladímir Aleksandrovich Dzhanibekov, preparado de julio a diciembre de 1972.
- Vladimir Sergeevich Kozelsky, preparado entre agosto de 1969 y octubre de 1971.
- Vladímir Afanásievich Liájov, preparado entre 1969 y 1973.
- Yuri Vasilyevich Malyshev, preparado entre 1969 y 1973.
- Aleksandr Yakovlevich Petrushenko, preparado entre 1970 y 1973.
- Yuri Viktorovich Romanenko, preparado en 1972.
El 7 de enero de 1971 Anatoly Vassilyevich Filipchenko sustituyó a Guerman Titov al frente del departamento y el 11 de abril de 1973, el cosmonauta de prueba de instructor Lev Vasilievich Vorobyov se puso al frente del mismo, ese mismo año de disolvió tras poner fin al proyecto Spiral.
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1 hour ago, Davixu dijo:parece un calco al mustang
A ver si te gusta el Mustang doble que corgado en aviones modernos, por que aunque parece un prototipo, se construyó y usó en combate.
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North American F-82 Twin Mustang
El North American F-82 Twin Mustang fue un avión de combate, fabricado por el constructor aeronáutico estadounidense North American Aviation a mediados de la década de 1940, siendo un diseño derivado del caza P-51 Mustang. El Twin Mustang fue el último avión de combate con motor a pistón que entró en servicio en la Fuerza Aérea de los Estados Unidos. Fue concebido para realizar misiones como caza de escolta de largo alcance durante la Segunda Guerra Mundial en el frente del Pacífico, ya que requería un alcance mayor que en el frente europeo. Sin embargo, la guerra finalizó antes de que las primeras unidades del lote de producción fuesen operativas, por lo que durante la posguerra, su rol cambió por el de caza nocturno. Las versiones del F-82 equipadas con radar fueron empleadas de modo extenso por el Mando de Defensa Aérea, como reemplazo del caza nocturno P-61 Black Widow.
Prototipo del XP-82 Twin Mustang.Tipo Caza de escolta de largo alcance y caza nocturno Fabricante North American Aviation
Primer vuelo 15 de junio de 1945 Introducido 1946 Retirado 1953 Estado Retirado Usuario principal Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos 270 Coste unitario 215 154 $1 Desarrollo del P-51 Mustang Diseño y desarrollo[editar]
El P-51 Mustang había demostrado su excelente radio de acción, escoltando desde Gran Bretaña las formaciones de bombarderos hasta objetivos realmente lejanos en el corazón del Reich, Checoslovaquia, norte de Italia y Polonia; sin embargo, en el teatro del Pacífico se requería un alcance mucho mayor. Esta necesidad llevó al desarrollo del prototipo North American XP-82 Twin Mustang, que unía dos cazas P-51, eliminando un ala de estribor, una de babor y los estabilizadores de ambos aparatos; estas dos células se casaban mediante una sección central alar de cuerda paralela y un nuevo estabilizador común entre las dos derivas, con su correspondiente timón de profundidad. El nuevo tren de aterrizaje comprendía un aterrizador principal en cada fuselaje. La evaluación de tres prototipos indujo a las USAAF a encargar 500 cazas P-82B, de los que sólo se habían construido 20 cuando acabó la guerra. Dos ejemplares fueron convertidos en cazas nocturnos con las designaciones P-82C y P-82D, con radares SCR-720 y APS-4, respectivamente. En 1946, las USAAF firmaron un nuevo contrato por 250 P-82, que comprendía 100 cazas de escolta P-82E y 150 cazas nocturnos P-82F (100 unidades con radar APS-4) y P-82G (50 con radar SCR-20). Todas las variantes comprendidas entre las B y G fueron redenominadas F-82 en 1948; la última versión puesta en servicio fue la F-82H, una variante de invierno del F-82F/G que fue desplegada en Alaska.
Durante la Guerra de Corea, los F-82, desde sus bases en el Japón, fueron los primeros aviones de la USAF en entrar en combate durante la contienda. Los tres primeros aviones derribados de la Fuerza Aérea de Corea del Norte fueron abatidos por F-82 de los Estados Unidos, siendo el primero un Yak-11 a manos del 68º Escuadrón de Caza de la USAF, en 1950.
Variantes[editar]
Cifras de producción Variante Producidos Conversiones XP-82 2 XP-82A 1 P-82B 20 P-82C 0 1 P-82D 0 1 F-82E 100 F-82F 100 F-82G 50 9 F-82H 0 15 TOTAL 273 - NA-123
- Diseño de Desarrollo Básico. El diseño NA-123 fue presentado por North American Aircraft a las USAAF en febrero de 1944. El diseño para el nuevo avión era de un caza de largo alcance para penetrar en profundidad en territorio enemigo. Su tarea inmediata sería escoltar los bombarderos B-29 Superfortress usados en el Teatro de Operaciones del Pacífico contra Japón. Las USAAF lo aprobaron de inmediato. Un contrato para construir y probar cuatro aviones XP-82 experimentales (designación P-82) dio paso en el mismo mes a una orden por 500 modelos de producción.
- XP-82/XP-82A
- Prototipo. Las USAAF aceptaron el primer XP-82 (NA-120) en agosto de 1945 y un segundo en septiembre. Ambos estaban equipados con motores Packard Merlin V-1650-23 y −25. El tercer avión experimental, designado XP-82A, tenía dos motores Allison V-1710-119. Fue aceptado en octubre de 1945. No hay evidencia de que el XP-82A volase realmente, debido a problemas con los motores Allison. El cuarto prototipo XP-82A (44-83889) fue cancelado.
- P-82B
- Planeada versión de producción (NA-123). Con el final de la Segunda guerra Mundial, los planes de producción fueron recortados significativamente. En contra de los 500 P-82B inicialmente planeados, la contratación general fue finalizada el 7 de diciembre de 1945 con 270 P-82. Estaban ya incluidos 20 P-82B en la orden y fueron destinados a pruebas como P-82Z. Las USAAF aceptaron todos los P-82Z en el año fiscal de 1947. Dos aviones fueron aceptados en enero de 1946, cuatro en febrero de 1947, y 13 en marzo de 1947. Por diciembre de 1949, no había ningún P-82B (por entonces redesignados F-82B) en el inventario de la Fuerza Aérea. Estos P-82B eran básicamente similares al XP-82, pero se diferenciaban en que tenían provisión para instalarles soportes subalares.
P-82C 44-65169 con esquema negro de caza nocturno. Nótese el gran bulbo que transporta la antena de radar bajo el ala.- P-82C
- Versión de caza nocturno. Un P-82B (44-65169), modificado a finales de 1946 para realizar pruebas como interceptor nocturno. El P-82C presentaba una nueva góndola (bajo la sección alar central) albergando el radar SCR-720. El SCR-720 era la misma instalación de radar que se llevaba a bordo del Northrop P-61 Black Widow, un avión considerablemente mayor. La cabina de la derecha se convirtió en el puesto del operador de radar. La versión de producción fue designada P-82G.
- P-82D
- Versión de caza nocturna. Otro P-82B (44-65170) modificado con un radar diferente, el APS-4. El APS-4 era mucho más pequeño que el SCR-720, y operaba en la banda de 3 cm. Al igual que el P-82C, la cabina de la derecha se convirtió en el puesto del operador de radar. La versión de producción fue designada P-82F.
Caza nocturno North American F-82F Twin Mustang, Serial 46-415.- F-82E
- Versión de caza de escolta (NA-144). El F-82E siguió al F-82B, al que se parecía mucho. Estaban equipado con dos motores de rotación contraria y refrigeración por líquido Allison V-1710-143 y V-1710-145. Los primeros cuatro F-82E fueron redesignados como F-82A y fueron destinados a pruebas de motores. Tras retrasos en la producción debidos a problemas de motores y pruebas adicionales, los F-82E entraron en servicio operacional en mayo de 1948. La Fuerza Aérea aceptó 72 F-82E en el año fiscal de 1948 (entre enero y junio de 1948), y 24 en el año fiscal de 1949 (22 en julio de 1948, uno en octubre, y uno en diciembre).
- F-82F/G/H
- Versiones de caza nocturna. Una góndola por debajo del ala central que albergaba el equipo de radar (AN/APG-28 del F-82F (NA-149) y SCR-720C18 del F-82G (NA-150)); piloto automático; y un operador de radar reemplazando al segundo piloto. Cuando fue añadido el equipo invernal en los F o G, se convirtió en el F-82H. Entró en servicio operacional en septiembre de 1948. Un F-82G fue aceptado en el año fiscal de 1948 (febrero de 1948), todos los demás F-82 (modelos F, G y H) en el año fiscal de 1949. El último F-82G y seis F-82H de equipo invernal fueron recibidos en marzo de 1949.
Operadores[editar]
Especificaciones (F-82G)[editar]
Referencia datos: The Concise Guide to American Aircraft of World War II,23
Dibujo 3 vistas del F-82 en Les Ailes del 18 de enero de 1947.Características generales
- Tripulación: Dos (pilotos)
- Longitud: 12,9 m (42,4 ft)
- Envergadura: 15,6 m (51,2 ft)
- Altura: 4,2 m (13,8 ft)
- Superficie alar: 37,9 m² (408 ft²)
- Peso vacío: 7256 kg (15 992,2 lb)
- Peso cargado: 11 608
- Planta motriz: 2× motor lineal V12 sobrealimentado de refrigeración líquida Allison V-1710-143/145 (giro a izquierdas/derechas).
- Hélices: 1× Aeroproducts A-542F-D1 cuatripala de velocidad constante y totalmente abanderable por motor.
- Diámetro de la hélice: 3,33 m
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 742 km/h a 6400 m (21 000 pies)
- Velocidad crucero (Vc): 460 km/h (286 MPH; 248 kt)
- Alcance: 3600 km (1944 nmi; 2237 mi)
- Techo de vuelo: 11 900 m (39 042 ft)
Armamento
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Ametralladoras:
- 6x Browning M3 de 12,7 mm (.50); 400 proyectiles por arma interna y 270 por arma externa
- Bombas: 4000 lb (1800 kg) de bombas en soportes subalares
-
Cohetes:
- 25 cohetes de 127 mm
4 -
Martin-Baker M.B.5
El Martin-Baker M.B.5 británico fue el desarrollo final de una serie de prototipos de aviones de caza construidos durante la Segunda Guerra Mundial. Ni el M.B.5 ni sus predecesores entraron en producción, a pesar de que los pilotos de pruebas los describieron como de excelentes prestaciones.1
Tipo Caza Fabricante 
Martin-Baker
Diseñado por James Martin Primer vuelo 23 de mayo de 1944 N.º construidos 1 Desarrollo del Martin-Baker M.B.3 Diseño y desarrollo[editar]
Réplica del M.B.5, cerca de su finalización, en 2006.Martin-Baker Aircraft comenzó el M.B.5 como segundo prototipo del Martin-Baker M.B.3, diseñado para cubrir la Especificación F.18/39 del Ministerio del Aire por un ágil y robusto caza para la Real Fuerza Aérea, capaz de volar a más de 643,74 km/h (400 mph). Después de que el primer M.B.3 se estrellase en 1942, muriendo Val Baker, el segundo prototipo fue retrasado. Un modificado M.B.3 con un motor Rolls-Royce Griffon, en lugar del Napier Sabre del M.B.3, fue planeado como M.B.4, pero en su lugar se decidió realizar un rediseño completo.2
La aeronave rediseñada, designada M.B.5, usaba alas similares a las del M.B.3, pero tenía un fuselaje de tubos de acero completamente nuevo. La potencia la daba un motor V-12 Rolls-Royce Griffon 83 refrigerado por líquido, que producía 1745 kW (2340 hp) e impulsaba dos hélices tripala contrarrotativas.3 El armamento era de cuatro cañones Hispano de 20 mm, montados en las alas por fuera del ampliamente separado tren de aterrizaje retráctil. Una característica clave del diseño era la facilidad de fabricación y mantenimiento: la mayor parte de la estructura tenía forma de caja, favoreciendo las líneas rectas y la conformación simple.4
Fue construido bajo el mismo contrato que cubría la construcción del M.B.3.5
Pruebas de vuelo[editar]
El primer vuelo del prototipo del M.B.5, matrícula R2496, tuvo lugar el 23 de mayo de 1944.6 Las prestaciones fueron consideradas excepcionales por los pilotos de pruebas, y la disposición de la cabina fue alabada por el Establecimiento Experimental de Aeronaves y Armamento (A&AEE). La accesibilidad del fuselaje para el mantenimiento era excelente, gracias a un sistema de paneles desmontables.
"En mi opinión, este es un avión sobresaliente, particularmente considerado a la luz del hecho de que realizó su primer vuelo tan pronto como el 23 de mayo de 1944."Piloto de pruebas Capitán Eric Brown, 1948.1Reconocido como uno de los mejores pilotos acrobáticos del Reino Unido, S/L Janusz Żurakowski del A&AEE en la RAF Boscombe Down realizó una espectacular demostración con el Martin-Baker M.B.5 en el Salón Aeronáutico de Farnborough en junio de 1946, un avión que el consideraba superlativo y mejor en muchos aspectos que el Spitfire.
Si se hubiera autorizado la producción, el avión habría servido sobre Alemania en la Segunda Guerra Mundial. En su lugar, la RAF dirigió su atención hacia los cazas a reacción, quedando el M.B.5 sin ser ordenado. El motor Rolls-Royce Griffon falló cuando el M.B.5 estaba siendo mostrado al Primer Ministro, Winston Churchill, al Jefe del Estado Mayor del Aire y a una multitud de personas VIP en una importante exhibición de aeronaves británicas y alemanas capturadas en Farnborough.7 Michael Bowyer declaró que Martin-Baker carecía tanto de instalaciones como de apoyo gubernamental para comprometerse en una producción a gran escala.8 El lento progreso de la compañía con el aparato podría haberse debido a la carencia de instalaciones.5
Se supone que el M.B.5 original resultó destruido en un campo de tiro. Martin-Baker pasó a ser uno de los principales constructores mundiales de asientos eyectables.
Construcción de réplica[editar]
Una réplica parcial estaba siendo construida en Reno, Nevada, por John Marlin, usando las alas de un P-51 Mustang.910 La página web anunció en 2006 que estaba cerca de su finalización, y, en 2010, una entrada no datada mostraba una fotografía del avión carreteando, y diciendo que estaba cerca de su finalización.
Operadores[editar]
Especificaciones[editar]
Referencia datos: Jane's all the World's Aircraft 1947,11 Jane's Fighting Aircraft of World War II6 y British Aircraft of World War II12
Dibujo 3 vistas del M.B.5.Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 11,5 m (37,8 ft)
- Envergadura: 11 m (36,1 ft)
- Altura: 3,81 m incluyendo la hélice
- Superficie alar: 24,4 m² (262,6 ft²)
- Perfil alar: RAF 34 (Alargamiento: 4,66)
- Peso vacío: 4188 kg (9230,4 lb)
- Peso cargado: 5216 kg (11 496,1 lb)
- Peso máximo al despegue: 5484 kg (12 086,7 lb)
- Planta motriz: 1× motor lineal V-12 refrigerado por líquido Rolls-Royce Griffon 83.
- Hélices: 2x tripala de Havilland de velocidad constante contrarrotativa14
- Capacidad de combustible: 910 l (64 l de aceite)
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 740 km/h (460 MPH; 400 kt) a 6100 m (24 000 pies)
- Alcance: 1800 km (972 nmi; 1118 mi)
- Techo de vuelo: 12 000 m (39 370 ft)
- Régimen de ascenso: 19,3 m/s (3799 ft/min)
- Carga alar: 224 kg/m² (45,9 lb/ft²)
- Potencia/peso: 3,82 kg/kW (6,3 lb/hp)
Armamento
-
Cañones:
- 4x Hispano Mk.II de 20 mm
3 -
Republic XF-12 Rainbow
El Republic XF-12 Rainbow fue un prototipo estadounidense de avión de reconocimiento totalmente metálico de cuatro motores, diseñado por la Republic Aviation Company a finales de los años 40 del siglo XX. Como la mayoría de los grandes aviones de la época, usaba motores radiales (en este caso, el Pratt & Whitney R-4360 Wasp Major). El avión fue diseñado con la máxima eficiencia aerodinámica en mente. Se refirió al XF-12 como un avión que "volaba todos los cuatros", es decir: cuatro motores, 400 mph (643,74 km/h) de crucero, 4000 millas náuticas (6 437,38 km) de alcance, a 40 000 pies (12 192 m).1 Todavía es el avión de motor de pistones más rápido de su tamaño, superando en casi 80,47 km/h al Boeing XB-39 de 1944.2 Aunque altamente innovador, el XF-12 Rainbow de posguerra tuvo que competir contra la más moderna tecnología del motor a reacción, y no entró en producción.
XF-12 Rainbow en vuelo, alrededor de 1947.Tipo Reconocimiento aéreo estratégico Fabricante Republic Aviation
Primer vuelo 4 de febrero de 1946 Retirado Junio de 1952 Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos 2 Coste unitario 1,25 millones de dólares estadounidenses (1946) Desarrollo[editar]
La propuesta original del avión, entregada a finales de 1943, surgió del Mando Aéreo del Servicio Técnico del Cuerpo Aéreo del Ejército de los Estados Unidos, ubicado en la Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson. La propuesta era por un avión de reconocimiento que incluía un requerimiento de velocidad (400 mph), techo (40 000 pies) y alcance (4000 nmi). Su objetivo principal era realizar sobrevuelos a gran velocidad sobre Japón y las instalaciones clave enemigas. Durante la Segunda Guerra Mundial, debido a los requerimientos de gran alcance al operar en el Pacífico, los cazas y bombarderos existentes estaban siendo usados en misiones para las que nunca fueron destinados. Existía la necesidad de un avión diseñado específicamente para la tarea del fotorreconocimiento. El avión requería capacidades adecuadas de velocidad, alcance y altitud para que sus misiones resultaran exitosas.
En agosto de 1943, el hijo del Presidente Franklin D. Roosevelt, el Coronel Elliot Roosevelt, jefe de la unidad de reconocimiento de F-5 (un P-38 modificado), recomendó la adquisición de un avión específico de fotorreconocimiento de altas prestaciones, capaz de proporcionar adquisición de objetivos y foto interpretación antes de ataque. Seguido de sobrevuelos adicionales posteriores al ataque para proporcionar análisis de su destrucción, proporcionaría a los jefes la habilidad de tomar decisiones estratégicas fundamentales y configurar ataques posteriores. El XF-12 fue el intento de Republic Aviation de alcanzar esos objetivos. Su principal oponente en esa época fue el Hughes XF-11. Ambos se presentaron al mismo tiempo, y ambos estaban propulsados por el nuevo P&W R-4360. El primer vuelo del XF-12 se realizó el 4 de febrero de 1946. Durante el posterior periodo de pruebas de vuelo y desarrollo, mostró la capacidad de operar a 14 000 m (45 000 pies), a una velocidad de 760 km/h (470 mph), con un alcance superior a los 7200 km (4500 nmi), con lo que alcanzó y superó los objetivos de diseño para los que había sido ideado. Ni el XF-11 ni el XF-12 fueron comprados en cantidad por las USAAF (dos de cada modelo), ya que su necesidad se evaporó al cesar las hostilidades de la Segunda Guerra Mundial.3
Cuando el XF-12 fue modificado con equipamiento "todotiempo" aumentado y equipado con sus nuevos motores capaces de proporcionar pequeños repuntes de potencia extra, de repente adquirió una tremenda importancia a ojos de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos y del Departamento de Estado. Como potente arma de inteligencia, el XF-12 tenía la capacidad de obtener fotografías tanto de día como bajo condiciones de visibilidad restringida a gran altitud y largo alcance, y a gran velocidad. En teoría, operando desde bases septentrionales (Alaska y Canadá), este "laboratorio fotográfico volante" era capaz cartografiar amplios tramos de territorio en las regiones árticas, realizando reconocimientos de forma casi invulnerable.4
Diseño[editar]
XF-12 Rainbow, alrededor de 1946.Reducir la resistencia fue la principal consideración en el diseño del XF-12. Muchas de sus características fueron tomadas directamente de la considerable experiencia de Republic en el diseño de aviones. En un caso extremadamente raro de dirección de diseño, no se hizo absolutamente ningún compromiso con la aerodinámica en la forma de su fuselaje. Aviation Week fue citada afirmando que "el afilado morro y la forma de cigarro cilíndrico del XF-12 cumplen un sueño de diseñador de un diseño sin compromiso con consideraciones aerodinámicas".
Para cumplir su misión de reconocimiento, el XF-12 contenía tres compartimentos fotográficos separados por detrás del ala. Uno vertical, otro vertical dividido, y otro del sistema trimetrogon, usando cada uno una cámara Fairchild K-17 de seis pulgadas. Para las misiones de reconocimiento nocturno, el XF-12 tenía un gran hueco en la panza que acomodaba 18 bombas de destello fotográfico de alta intensidad, que eran eyectadas sobre el área del objetivo. Todas las bodegas fueron equipadas con puertas que se retraían interiormente operadas eléctricamente (de nuevo diseñadas para conseguir la máxima limpieza aerodinámica). Las lentes de las cámaras eran calentadas eléctricamente para eliminar la distorsión. Todo esto se combinaba para permitir realizar operaciones fotográficas durante vuelos a alta velocidad. El XF-12 también llevaba una variedad de equipamiento fotográfico, incluyendo completas instalaciones de cuarto oscuro que le permitían el desarrollo e impresión de películas en vuelo. Esto se aumentó con soportes de almacenamiento ajustables, capaces de manejar contenedores de película de cualquier tamaño y equipo fotográfico adicional. Permitía a las unidades de Inteligencia del Ejército tener acceso inmediato a la información que el avión era capaz de recolectar, sin retrasos en el proceso.5
El Rainbow presentaba un ala trapezoidal recta con puntas cuadradas de gran alargamiento para una máxima eficiencia. Los motores presentaban una disposición de capota deslizante para facilitar el flujo de aire refrigerante, en lugar de la capota normal con aletas, que causaba demasiada resistencia. En la parte delantera de las capotas, los motores también estaban equipados con un "ventilador impulsor" de dos etapas, directamente detrás de buje y cubo de la hélice. Esto permitía que los motores tuvieran estrechas capotas de eficiencia aerodinámica, pero todavía proporcionando la corriente refrigerante que requerían los mismos. Cuando la capota anular deslizante estaba cerrada (durante el vuelo), el aire usado para refrigerar el motor era conducido a través de la góndola hasta el orificio trasero de escape con una ganancia neta de empuje, a diferencia de la penalización en resistencia de la refrigeración usual.
Todo el aire de las tomas del motor, radiadores de aceite y enfriadores era obtenido del frente de cada ala, entre los motores interior y exterior. Esto generaba menos resistencia que tomas individuales para cada componente. Además, debido a que el aire se tomaba de un área de alta presión en el frente del ala, esto proporcionaba un beneficio de "aire forzado" de potencia aumentada a gran velocidad, y una refrigeración más efectiva del aceite y los enfriadores. La porción de toma del ala comprendía el 25 % de la envergadura total. Fueron probadas extensivamente en túnel de viento buscando la eficiencia de la toma y del contorno de entrada. Este aire refrigerante, una vez utilizado, era conducido hacia la parte trasera de la góndola, para proporcionar empuje neto. La góndola motora entera tenía la longitud de un P-47 Thunderbolt (también construido por Republic). Cada motor presentaba dos turbocompresores General Electric, situados en la parte trasera de la góndola.
Todos los gases de escape de los P&W R-4360 eran conducidos directamente a la parte trasera de las góndolas. Esto proporcionaba empuje adicional. Los estudios mostraron que cada escape de motor generaba alrededor del equivalente a 250 hp a una alta velocidad de crucero a 12 192 m (40 000 pies).6
El diseño original del XF-12 llevaba hélices contrarrotativas, similares a las usadas en el XF-11 original. Sin embargo, debido a problemas añadidos de complejidad y fiabilidad, estas hélices nunca fueron instaladas. Habrían sido hélices gemelas tripala (rotando en direcciones opuestas). Tal cual voló, el avión usó hélices estándar de cuatro palas Curtiss Electric en todos sus vuelos.7
Historia operacional[editar]
Corte esquemático del RC-2.El primer prototipo resultó dañado al aterrizar el 10 de julio de 1947. El avión estaba realizando pruebas de aterrizaje con peso máximo. Durante un aterrizaje particularmente duro, la pata derecha del tren principal se rompió en la góndola motora. El avión rebotó fuertemente y se tambaleó de vuelta al aire. El piloto de pruebas fue capaz de mantener el control, y subir a una altura segura. Continuó volando el avión para quemar el exceso de combustible, para hacer al avión más ligero y reducir la posibilidad de fuego. Una vez que el exceso de combustible fue consumido, el piloto aterrizó con la pata principal izquierda y la de morro. El piloto tocó pista, y mientras mantenía el ala derecha arriba, redujo la velocidad lo máximo posible antes de tocar definitivamente. Durante el incidente, el avión sufrió daños considerables. El larguero del ala derecha se agrietó, y los motores números 3 y 4 y sus hélices necesitaron ser reemplazados debido al contacto con el terreno. El avión fue reparado por Republic, y más tarde volvió al servicio.8
La única diferencia externa entre los primer y segundo prototipos fue la adición de tomas de refrigeración en la parte superior de las capotas motoras. Internamente, el segundo prototipo estaba mucho más "acabado". Incluía su equipamiento de reconocimiento completamente operacional, para permitir la realización de más pruebas.9
El XF-12 fue redesignado más tarde como XR-12, cuando las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos se separaron del Ejército y se convirtieron en la Fuerza Aérea de los Estados Unidos.
La parte más exitosa de la historia de vuelos del XF-12 es la "Operación Ojo de Pájaro" (Operation Birds Eye). La misión fue ideada para mostrar las capacidades fotográficas definitivas del recién designado XF-12. El 1 de septiembre de 1948, el segundo prototipo del XF-12 despegó del Centro de Pruebas de Vuelo de la USAF en Muroc, California, y ascendió en dirección oeste para ganar altura sobre el Océano Pacífico. Una vez que alcanzó su altitud de crucero de 40 000 pies, el XF-12 giró al este y comenzó a fotografiar su senda de vuelo completa sobre los Estados Unidos. La tripulación tomó una cinta de película continua de 325 pies de largo compuesta de 390 fotos individuales (10 pulgadas por foto), cubriendo un campo de visión de 490 millas de extensión. El avión aterrizó en el Mitchel Field en Garden City, Long Island, Nueva York, completando un vuelo de 6 h 55 min de duración a una velocidad media de 361 mph (aprox. 1 m 4 s por foto). El vuelo de récord fue presentado en la revista Life del 29 de noviembre de 1948, y la cinta de película real fue exhibida en la Convención de la USAF de 1948 en Nueva York.1
En el momento en que se realizó este vuelo récord, la Fuerza Aérea estadounidense ya había cancelado el programa del XF-12 al completo. La principal razón de su abandono fue la disponibilidad de que los modelos Boeing B-29 Superfortress y B-50 cubrieran el requerimiento de fotorreconocimiento de largo alcance hasta que el mucho más capaz Boeing RB-47 Stratojet fuera puesto en servicio. Los B-29 y B-50 le dieron a la USAF opciones menos costosas "listas para su uso".9
Republic había tenido también la intención de construir una versión comercial del avión, conocida como RC-2. Esta variante se suponía que iba a ser una versión "estirada" del XF-12, creciendo en longitud de los 28,59 m a los 30,10 m, con la adición de un tramo de fuselaje por delante del ala. También se suponía que la compleja sección de morro de Plexiglás sería reemplazada por un morro sólido metálico con un parabrisas bifurcado. La capacidad de combustible habría sido aumentada, y los más potentes (a baja altitud) P&W R-4360-59 habrían sustituido a los P&W R-4360-31 de la versión de la Fuerza Aérea estadounidense. Los motores solo habrían tenido un único turbosobrealimentador General Electric cada uno, en lugar de la disposición doble del modelo de la Fuerza Aérea. El avión sería lujosamente acabado para 46 pasajeros y siete tripulantes. Habría estado totalmente presurizado a nivel del mar, tendría aire acondicionado, con una cocina eléctrica para comidas calientes y con un salón de a bordo. Habría sido capaz de volar a velocidad de crucero sobre el mal tiempo a 700 km/h a 12 192 m (40 000 pies). No se construyeron ejemplares de este avión.10
Sin una orden de la Fuerza Aérea estadounidense para compensar el coste del desarrollo y utillaje, el coste de construcción de los aviones comerciales civiles aumentó exponencialmente. Como resultado, las dos aerolíneas (American Airlines y Pan Am) que originalmente habían emitido órdenes de compra de tanteo, las cancelaron debido al coste adicional por unidad. Económicamente, el RC-2 no era factible como otros diseños disponibles de la época, como el Lockheed Constellation y el Douglas DC-6. Ambos aviones podían llevar a más gente a un coste inferior por milla. Además, después de que cesaran las hostilidades de la Segunda Guerra Mundial, había grandes colecciones de transportes militares excedentes disponibles para su compra, como el Douglas C-54 Skymaster. Estos antiguos aviones de transporte se prestaban a sí mismos para convertirse en aviones comerciales por una fracción del coste de comprar un avión nuevo. Sin órdenes adicionales, Republic canceló todos los planes de construir no solo el XF-12, sino también el RC-2, dejando solo los dos prototipos originales.
El 7 de noviembre de 1948, el prototipo número dos, 44-91003, se estrelló a las 13:00 mientras regresaba a la Base de la Fuerza Aérea Eglin, Florida. El motor número dos (interior de babor) explosionó cuando el avión regresaba de un vuelo de pruebas de idoneidad fotográfica. El piloto fue incapaz de mantener el control debido a un violento zarandeo, y ordenó saltar a la tripulación. Cinco de los siete tripulantes escaparon sin peligro, incluyendo el piloto Lynn Hendrix, rescatados por helicópteros y lanchas de rescate de Eglin. La célula impactó a dos millas al sur de la base, en la Bahía Choctawhatchee. El Sargento Vernon B. Palmer y el Sargento Maestro Victor C. Riberdy resultaron muertos.11 El primer prototipo, que había vuelto al servicio en 1948, continuó las pruebas de vuelo y la fase de desarrollo. Después de que la USAF se negara a ordenar más aviones adicionales, y con la pérdida del segundo prototipo, el periodo de pruebas de vuelo fue herido de muerte. En junio de 1952, el primer prototipo, 44-91002, fue retirado (habiendo volado solo 117 horas adicionales desde 1949-52), fue borrado del inventario de la USAF, y acabó como blanco en el Aberdeen Proving Ground, Maryland.12
Si el XF-12 Rainbow hubiera estado disponible en 1944, casi inevitablemente hubiera sido ordenado en cantidad y, junto con su homólogo civil, toda la estructura de posguerra del mercado de aviación habría sido alterada. Tal y como pasó, el XF-12 desapareció en el olvido, a pesar de sus agraciadas líneas y altas prestaciones. Según Machat, en el Rainbow perdura la expresión última del diseño de aviones multimotor de pistón. Su gran velocidad, su forma aerodinámica casi perfecta y sus motores perfectamente recubiertos le hacen un diseño clásico, a menudo no apreciado, y no muy bien conocido. El XF-12 fue el avión más rápido de cuatro motores de pistón puros de su época, y el único en sobrepasar los 725 km/h en vuelo nivelado.13 Lo más parecido al Rainbow que nunca tuvo la USAF, los 44 Boeing RB-50B (convertidos desde bombarderos), solo podían alcanzar los 620 km/h a 7620 m (25 000 pies) con exactamente los mismos motores (Wasp Major).
Variantes[editar]
- XF-12
- Designación inicial del modelo, dos construidos.
- XR-12
- Designación dada por la USAF al XF-12.
- RC-2
- Proyectada versión civil del XF-12, no construida.
Operadores[editar]
Especificaciones (XF-12)[editar]
Referencia datos: Jane's all the World's Aircraft 194714
Características generales
- Tripulación: Siete
- Capacidad: (RC-2: 46 pasajeros)
- Longitud: 28,59 m (RC-2: 30,10 m)
- Envergadura: 39,4 m (129,1 ft)
- Altura: 8,63 m (RC-2: 9,12 m)
- Superficie alar: 152 m² (1636,2 ft²)
- Peso vacío: 29 484 kg (RC-2: 30 380 kg)
- Peso cargado: 45 994 kg (RC-2: 51 800 kg)
- Planta motriz: 4× motor radial de 28 cilindros en cuatro filas refrigerado por aire Pratt & Whitney R-4360-31 Wasp Major.
- Hélices: Curtiss cuatripala de velocidad constante y paso reversible
- Diámetro de la hélice: 4,9 m
- Capacidad de combustible: 19 000 l
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 760 km/h (472 MPH; 410 kt) (RC-2: 720 km/h)
- Velocidad crucero (Vc): 640 km/h (398 MPH; 346 kt) a 12 000 m (40 000 pies)
- Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 167 km/h (104 MPH; 90 kt)
- Alcance: 7200 km (3888 nmi; 4474 mi) (RC-2: 6600 km)
- Techo de vuelo: 13 000 m (42 651 ft) (RC-2: 12 000 m (41 000 pies))
- Régimen de ascenso: 25 m/s (4921 ft/min) (RC-2: 8,5 m/s (1680 pies/min))
- Carga alar: 302 kg/m² (61,9 lb/ft²) (RC-2: 340 kg/m² (69,6 lb/sq ft))
- Potencia/peso: 5,09 kg/kW (8,4 lb/hp) (RC-2: 4,855 kg/kW (8 lb/hp))
- Carrera de despegue: (RC-2) 1510 m a 15 m (50 pies)
- Distancia de aterrizaje: (RC-2) 1080 m a 15 m (50 pies)
3 -
Douglas XB-43 Jetmaster
El Douglas XB-43 Jetmaster fue un prototipo de bombardero estadounidense de los años 40 del siglo XX, dotado de motores a reacción. El XB-43 era un desarrollo del XB-42, reemplazando los motores de pistón por dos motores General Electric J35 de 17,8 kN (4000 lbf) de empuje unitario. A pesar de ser el primer bombardero a reacción estadounidense en volar, sufrió problemas de estabilidad y el diseño no entró en producción.
Douglas XB-43 Jetmaster.Tipo Bombardero (prototipo) Fabricante Douglas Aircraft Company
Primer vuelo 17 de mayo de 1946 Introducido 1946 Retirado 1953 Estado Retirado Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos
Otros usuarios
destacados Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos 2 Desarrollo del Douglas XB-42 Mixmaster Diseño y desarrollo[editar]
Los responsables del Mando de Material de la Fuerza Aérea de la USAF empezaron a considerar las posibilidades de los bombarderos a reacción ya desde octubre de 1943. En esas fechas, Douglas Aircraft había empezando el diseño de un prometedor bombardero bimotor designado XB-42. Los motores recíprocos que lo impulsaban estaban dispuestos dentro del fuselaje, dejando el ala de flujo laminar limpia de soportes o cubiertas de motor que aumentaran la resistencia. La estructura parecía idealmente adecuada para probar la propulsión con turborreactor. Douglas confirmó la factibilidad del concepto y las USAAF corrigieron el contrato del XB-42, en marzo de 1944, para incluir el desarrollo de dos prototipos del XB-43 impulsados por turborreactores, deducidos de la orden inicial de 13 aviones de pruebas.1
El equipo de diseño de Douglas convenció al Ejército de que modificar el fuselaje para pruebas estáticas del XB-42 sería un proceso relativamente sencillo, que ahorraría tiempo y dinero, comparado con desarrollar un diseño nuevo. Douglas reemplazó los dos motores Allison V-1710 por un par de turborreactores General Electric (GE) J35, y luego cortó dos entradas de admisión a cada lado del fuselaje, por detrás de la cabina presurizada. El desmontar las hélices y los árboles de transmisión dejó espacio suficiente para dos largos conductos de escape de gases. Sin ninguna hélice presente, no había posibilidad de golpear la pista con las puntas de las palas, así que la unidad entera del estabilizador/timón ventral de la amplia cola cruciforme de cuatro superficies del anterior XB-42, fue omitida. Douglas compensó la pérdida de estabilidad de guiñada, alargando la unidad dorsal del estabilizador/timón.
Douglas Aircraft mostró entusiasmo por producirlo en masa y las USAAF consideraron el ordenar 50 unidades. La compañía estaba lista para producir hasta 200 XB-43 al mes en dos versiones: un bombardero equipado con un morro de plástico diáfano para el tripulante bombardero, y un avión de ataque sin morro de plástico ni estación de bombardeo, pero llevando 16 ametralladoras frontales de calibre .50 (12,7 mm) y 36 cohetes de 5 pulgadas (127 mm). Nada surgió de estos planes. Las USAAF se centraron en un nuevo bombardero, el North American B-45 Tornado, diseñado desde el principio para la propulsión con turborreactor y prometiendo un salto cuántico en cada una de las categorías operacionales.
Historia operacional[editar]
XB-43 en rampa.
Vista trasera del XB-43.
Vista lateral del XB-43.Como Douglas predijo, el trabajo en sí mismo no era demasiado complicado, pero se requirieron casi dos años para completar el avión para el vuelo, debido a retrasos en la entrega de los motores J35. El final de la Segunda Guerra Mundial causó un descenso general en la industria de la aviación y GE se retrasó en la entrega de los motores. Cuando finalmente fueron instalados y probados en tierra, una de las unidades falló catastróficamente. Las palas del compresor atravesaron la carcasa del motor, dañando el fuselaje de alrededor e hiriendo a un técnico. Las reparaciones conllevaron otro retraso de siete meses. El primer bombardero americano a reacción voló finalmente desde la Base Aérea Muroc del Ejército el 17 de mayo de 1946, pilotado por Bob Brush, piloto de pruebas de Douglas, acompañado por el ingeniero Russell Thaw.
Cogido en un momento de cambios tecnológicos, el XB-43 contribuyó a desarrollar procedimientos para volar los nuevos bombarderos a reacción, y prestó un servicio efectivo probando nuevos motores turborreactores. Douglas completó el segundo prototipo, con el número de serie de las AAF 44-61509, que voló el 15 de mayo de 1947 y fue entregado en la Base Aérea Muroc del Ejército, California, en abril de 1948.1 Las USAAF reemplazaron pronto un motor turborreactor J35 por un General Electric J47. Douglas entregó el segundo prototipo, designado YB-43, en abril de 1948. El avión fue apodado Versatile II por el personal de las USAAF. Cuando el morro diáfano de plástico empezó a quebrarse por la variaciones de temperatura a alta y baja altitud, los mecánicos moldearon un recambio más duradero hecho con madera contrachapada. Para mantenerlo en vuelo, la USAF canibalizó partes del primer XB-43 después de que este se dañara en febrero de 1951. Versatile II voló más de 300 horas hasta su retiro en diciembre de 1953.1
XB-43, YB-43 y A-43[editar]
La USAF consideró que la designación XB-43 sólo recayera en el primer prototipo. El segundo, aunque funcionalmente idéntico al primero, fue designado YB-43, en consonancia con, bajo el sistema de designación de aeronaves del Ejército, su estado como prototipo de continuación. En un momento dado, el avión también puede haber sido designado como avión de "ataque", A-43;2 no confundir con el Curtiss XP-87, un proyecto que empezó como avión de ataque bajo la misma designación.3 El A-43 iba a tener ocho ametralladoras en un morro sólido en vez de la estación del tripulante bombardero.
Variantes[editar]
- XB-43
- Prototipo de bombardero a reacción. Uno construido.
- YB-43
- Segundo prototipo. Uno construido.
- A-43
- Proyecto de avión de ataque. No construido.
Operadores[editar]
Disposición de los aviones[editar]
- 44-61508: destruido al ser usado como blanco de prácticas en el desierto.4
-
44-61509: almacenado a la espera de restauración en el Hangar de Restauración del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos en Dayton (Ohio). El YB-43 fue entregado al Instituto Smithsoniano en 1954. Fue almacenado a la espera de restauración en las Instalaciones Paul Garber del Smithsoniano (Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos) en Suitland, Maryland. En 2010, fue transferido, junto con el único Douglas XB-42 Mixmaster superviviente, al Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos, donde esperan restauración. Un vez completada, serán exhibidos en el Hangar de Aviones Experimentales del museo.
Especificaciones (XB-43)[editar]
Referencia datos: McDonnell Douglas aircraft since 1920 : Volume I5
Características generales
- Tripulación: Dos
- Longitud: 15,6 m (51,2 ft)
- Envergadura: 21,7 m (71,2 ft)
- Altura: 7,4 m (24,2 ft)
- Superficie alar: 52,3 m² (563 ft²)
- Perfil alar: Douglas G-176
- Peso vacío: 9877 kg (21 768,9 lb)
- Peso cargado: 16 783 kg (36 989,7 lb)
- Peso máximo al despegue: 17 932 kg (39 522,1 lb)
- Planta motriz: 2× turborreactor General Electric J35-GE-3.
-
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 829 km/h (515 MPH; 448 kt)
- Velocidad crucero (Vc): 680 km/h (423 MPH; 367 kt)
- Alcance: 1800 km (972 nmi; 1118 mi)
- Alcance en ferry: 4570 km
- Techo de vuelo: 11 700 m (38 386 ft)
- Régimen de ascenso: 12,6 m/s (2470 ft/min)
- Carga alar: 321 kg/m² (65,7 lb/ft²)
- Empuje/peso: 0,20
-
Armamento
-
Ametralladoras:
- 2 de 12,7 mm (en un montaje por control remoto en la cola, nunca instalado)
- 8 de 12,7 mm en un morro sólido (variante planeada de ataque)
- Bombas: 3600 kg
-
Ametralladoras:
3 -
Douglas XB-42 Mixmaster
El Douglas XB-42 Mixmaster fue un avión bombardero experimental, diseñado para alcanzar altas velocidades. La poco convencional propuesta consistía en montar dos motores en el interior del fuselaje conectados a un par de hélices contrarrotativas montadas en la cola, en configuración propulsora, dejando el ala y el fuselaje limpios de protuberancias que aumentaran la resistencia.
Fueron construidos dos prototipos, pero el final de la Segunda Guerra Mundial cambió las prioridades, y la llegada del motor a reacción presentó una alternativa para conseguir altas velocidades
XB-42 Mixmaster.Tipo Bombardero medio Fabricante Douglas Aircraft Company
Diseñado por Edward F. Burton Primer vuelo 6 de mayo de 1944 Estado Cancelado en 1948 Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (Previsto)
N.º construidos 2 Coste del programa 13,7 mill. de dólares, incluyendo el XB-431 Desarrollado en Douglas XB-43 Jetmaster
Douglas DC-8 (avión de pasajeros a hélice)Diseño y desarrollo[editar]
El XB-42 fue desarrollado inicialmente como una aventura privada; una propuesta no solicitada fue presentada a las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos en mayo de 1943. Resultó en un contrato de la Fuerza Aérea por dos prototipos y un fuselaje para pruebas estáticas, viendo las USAAF una posibilidad interesante de encontrar un bombardero con el alcance del Boeing B-29 Superfortress sin su tamaño ni su coste.
El avión montaba un par de motores V-12 refrigerados por líquido Allison V-1710-125 detrás de la cabina de la tripulación, cada uno de ellos impulsando una de las hélices gemelas. Las entradas de aire estaban en el borde de ataque del ala. El tren de aterrizaje era triciclo y fue dotado de una amplia cola cruciforme de cuatro superficies, cuya aleta/timón ventral evitaba que las hélices coaxiales golpearan el suelo. El piloto y el copiloto se sentaban bajo sendas cubiertas gemelas de burbuja, y el bombardero lo hacía en el extremo frontal detrás de una proa de plexiglás.2
El armamento defensivo era de dos ametralladoras de calibre .50 in (12,7 mm) a cada lado del borde de fuga del ala, que se retraían dentro del ala cuando no estaban en uso. Estas armas eran apuntadas por el copiloto desde una estación de observación en la parte trasera de su cabina. Las armas tenían un área de fuego limitado y sólo podían cubrir la parte trasera, pero con la alta velocidad del avión, se pensó que sería improbable que los cazas interceptores pudieran atacarle desde cualquier otro ángulo.2
Dos armas más fueron instaladas para hacer fuego directamente hacia delante. Inicialmente ordenado como avión de ataque (XA-42) en el verano de 1943, esta variante habría estado armada con 16 ametralladoras, o un cañón de 75 mm y dos ametralladoras.2
Historia operacional[editar]
Vista de las hélices contrarrotativas y cola cruciforme.
Vista trasera del XB-42A en mayo de 1947.
XB-42A con motores a reacción 19XB-2 en soportes subalares.3
XB-42A.El primer XB-42 fue entregado a la Fuerza Aérea del Ejército y volado en Palm Springs, California, el 6 de mayo de 1944. Las prestaciones eran excelentes, siendo básicamente como las descritas en la propuesta original: tan rápido o más que el de Havilland Mosquito pero con armamento defensivo y el doble de carga de bombas. Las cubiertas gemelas de burbuja demostraron ser una mala idea para las comunicaciones, que se vieron afectadas de forma adversa, y después del primer vuelo, fueron sustituidas por una cubierta de burbuja simple.4
Las pruebas revelaron que el XB-42 sufría de cierta inestabilidad así como una guiñada excesiva,4 también vibraciones y una pobre refrigeración del motor (problemas que probablemente podrían haber sido resueltos). Debido a que el estabilizador vertical y timón estaba localizado por debajo del fuselaje, se requería un manejo cuidadoso durante el carreteo, despegue y aterrizaje, ya que la luz libre hasta el suelo era limitada.
El final de la Segunda Guerra Mundial permitió considerar a la Fuerza Aérea las posibilidades con un poco más de tiempo y se decidió a esperar por el desarrollo de mejores bombarderos a reacción antes que continuar con el programa B-42.
En diciembre de 1945, el capitán Glen Edwards y el teniente coronel Henry E. Warden establecieron un nuevo récord transcontinental de velocidad, cuando volaron el XB-42 desde Long Beach, California, hasta la Base Bolling de la Fuerza Aérea en Washington, D.C. (unas 2300 millas). En justo 5 horas, 17 minutos, el XB-42 estableció un récord de velocidad en 433,6 mph (697,8 km/h).5
El prototipo XB-42 rompe-récords se destruyó en un accidente en Bolling Field, atribuido a un fallo en el tren de aterrizaje, pero el otro fue usado en programas de pruebas de vuelo, incluyendo la realización de una propuesta de Douglas de diciembre de 1943, en la que fue equipado con motores repotenciados y motores subalares a reacción de flujo axial Westinghouse 19XB-2A con un empuje unitario de 1600 lbf (7,1 kN), por lo que fue designado XB-42A.6
En esta configuración, voló por primera vez en Muroc (hoy Base Edwards de la Fuerza Aérea) el 27 de mayo de 1947. En las pruebas, alcanzó 488 mph (785 km/h). Después de 22 vuelos, el estabilizador vertical y timón inferior fue dañado en un aterrizaje brusco en 1947. El XB-42A fue reparado, pero nunca voló de nuevo y fue retirado del inventario de la Fuerza Aérea del Ejército el 30 de junio de 1949.6
Variantes[editar]
- XA-42
- Designación inicial como avión de ataque. Cambiada a XB-42.
- XB-42
- Prototipo de avión bombardero. Dos construidos.
- XB-42A
- Un XB-42 modificado con motores repotenciados y la adición de dos motores a reacción bajo las alas.
Operadores[editar]
Supervivientes[editar]
El programa XB-42 se canceló en 1948.7
- Prototipo 43-50224: almacenado a la espera de restauración en el Hangar de Restauración del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos en Dayton (Ohio).7 El prototipo fue donado al Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos, a cuyo cuidado quedó aunque nunca fue puesto en exhibición. Las alas fueron desmontadas para el transporte pero se perdieron accidentalmente. En 2010, el fuselaje fue transferido, junto con el Douglas XB-43 Jetmaster, al Museo Nacional de la Fuerza Aérea en Dayton, Ohio, donde están esperando restauración en los Hangares de Restauración. Una vez completada, serán exhibidos en el Hangar de Aviones Experimentales del Museo.8
- Prototipo 43-50225: accidentado en Bolling Field.7
Especificaciones (XB-42)[editar]
Referencia datos: McDonnell Douglas Aircraft since 19209
Características generales
- Tripulación: Tres (piloto, copiloto/artillero, y bombardero)
- Longitud: 16,4 m (53,7 ft)
- Envergadura: 21,5 m (70,5 ft)
- Altura: 5,7 m (18,8 ft)
- Superficie alar: 51,6 m² (555,4 ft²)
- Peso vacío: 9475 kg (20 882,9 lb)
- Peso máximo al despegue: 16 194 kg (35 691,6 lb)
- Planta motriz: 2× motor lineal V-12 refrigerado por líquido Allison V-1710-125.
- Hélices: Tripala contrarrotativa
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 660 km/h (410 MPH; 356 kt)
- Velocidad crucero (Vc): 502 km/h (312 MPH; 271 kt)
- Alcance: 2895 km (1563 nmi; 1799 mi)
- Alcance en ferry: 8700 km
- Techo de vuelo: 8960 m (29 396 ft)
Armamento
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Ametralladoras:
- 6 x Browning M2 de 12,7 mm (dos torretas dobles de fuego trasero y dos fijas de tiro frontal)
- Bombas: 3629 kg
3 -
Vought V-173
El Vought V-173 "Flying Pancake" fue un avión de prueba experimental estadounidense construido como parte del programa Vought XF5U durante la Segunda Guerra Mundial .
Tanto el V-173 como el XF5U presentaban un diseño poco ortodoxo de "alas completas" que constaba de cuerpos planos con forma de disco (de ahí el nombre) que servían como superficie de elevación. [1] Dos motores de pistón enterrados en el cuerpo impulsaron hélices ubicadas en el borde de ataque en las puntas de las alas
Role Aviones experimentales Fabricante Vought Primer vuelo 23 de noviembre de 1942 Jubilado 15 de marzo de 1947 Número construido 1 Desarrollado en Vought XF5U Diseño y desarrollo [ editar ]
En la década de 1930, Charles H. Zimmerman fue un destacado ingeniero aeronáutico que abogó por el concepto de avión "discoide", el llamado "Zimmer Skimmer" [3] y trabajó en una variedad de proyectos por su cuenta y con la compañía Vought . Después de realizar pruebas con modelos a escala, incluido un modelo a gran escala accionado eléctricamente y controlado a distancia, denominado Vought V-162, la Marina de los EE. UU. se acercó a Zimmerman y se ofreció a financiar un mayor desarrollo. La documentación de datos y conceptos se entregó a la Marina en 1939, y las pruebas en túnel de viento en modelos a escala real se completaron en 1940-1941.
El prototipo original, denominado V-173 ( Flying Pancake ), estaba construido de madera y lona y presentaba una sección aerodinámica convencional totalmente simétrica ( NACA 0015 ). Diseñado como un prototipo de "prueba de concepto", la configuración inicial V-173 se construyó como un modelo de prueba liviano propulsado por dos motores Continental A-80 de 80 hp (60 kW) que giran hélices F4U Corsair . Estos fueron reemplazados por un par de 16 pies 6 especialmente modificados en unidades de tres palas. Un tren de aterrizaje principal alto y fijo combinado con una pequeña rueda de cola le dio al avión un ángulo de "morro alto" de 22 °. [4]
Pruebas en tierra del V-173El diseño del ala de disco presentaba una relación de aspecto baja que superaba las desventajas integradas de la resistencia inducida creada en las puntas de las alas con las grandes hélices que cancelaban activamente los vórtices de las puntas que causaban la resistencia. Las hélices estaban dispuestas para girar en dirección opuesta a los vórtices de las puntas, lo que permitía que la aeronave volara con un área de ala mucho más pequeña. El ala pequeña proporcionó una gran maniobrabilidad con una mayor resistencia estructural. El empenaje constaba de dos aletas verticales con timones, estabilizadores totalmente móviles con lengüetas antiservo [5] y dos grandes superficies de elevación/trim a cada lado de la línea central en el borde de salida de la forma en planta del ala. [6]
V-173 mostrando la cola voladoraZimmerman optó por incluir el diseño del estabilizador de movimiento total porque se dio cuenta de que el aumento de la resistencia, el lavado de la hélice y la gran área del ala harían que la aeronave fuera difícil de controlar a bajas velocidades. [7] Las pruebas en el túnel de viento probarían que esto fue un éxito hasta cierto punto. La aeronave demostraría requerir mucha fuerza para controlarla a bajas velocidades durante las pruebas en vuelo, pero el diseño de la cola demostraría que la aeronave sería controlable. [8]
En enero de 1942, BuAer solicitó una propuesta de dos aviones prototipo de una versión experimental del V-173, conocido como VS-135 . La versión de desarrollo, el Vought XF5U -1, era un avión más grande con una construcción totalmente metálica y era casi cinco veces más pesado. [9] Aunque se construyó un prototipo, solo realizó breves saltos en la pista, nunca entró en un verdadero vuelo controlado. [6]
Historial operativo [ editar ]
Vuelo inaugural, 23 de noviembre de 1942El primer vuelo del V-173 fue el 23 de noviembre de 1942 con el piloto de pruebas jefe de Vought, Boone Guyton, a los mandos. El problema más importante de la aeronave se refería a su complicada caja de cambios .que dirigía la potencia de los motores a sus dos ejes de hélice largos. La caja de cambios produjo cantidades inaceptables de vibración en las pruebas en tierra, lo que retrasó durante meses el primer vuelo de prueba de la aeronave. Esto contribuyó a que la aeronave se sintiera demasiado pesada al maniobrar para su peso ligero. Además de esto, en los primeros vuelos, el piloto nunca pudo alcanzar la velocidad suficiente para lograr la cantidad correcta de flujo de aire sobre las superficies de control para llevar la aeronave a un vuelo nivelado. El piloto de pruebas Guyton discutió estos problemas con Zimmerman y trabajaron para eliminar estos problemas. Además de esto, Guyton comentó que el diseño de la cabina era deficiente. Explicó que, además de la escasa comodidad, el piloto había limitado o no el uso de los paneles inferiores transparentes de la cabina.[10] Las pruebas de vuelo del V-173 continuaron hasta 1942 y 1943 con 190 vuelos, lo que resultó en informes de OVNIs de lugareños sorprendidos de Connecticut. [11] Carlos Lindberghpiloteó el V-173 durante este tiempo y lo encontró sorprendentemente fácil de manejar y exhibiendo impresionantes capacidades de baja velocidad. Tanto Lindbergh como Guyton descubrieron que casi no podían detener el avión. Guyton fue capaz de mantener el avión en vuelo sin importar lo fuerte que tiraba de la palanca en rangos de vuelo de baja velocidad a cualquier altitud por debajo de los 20.000 pies. En una ocasión, el V-173 se vio obligado a realizar un aterrizaje de emergencia en una playa. Cuando el piloto hizo su aproximación final, notó dos bañistas directamente en su camino. El piloto bloqueó los frenos de la aeronave al aterrizar, lo que provocó que la aeronave volcara sobre su espalda. Sorprendentemente, la estructura del avión demostró ser tan fuerte que ni el avión ni el piloto sufrieron daños significativos. [12]A pesar de su incapacidad para detener la aeronave, encontraron que el manejo a baja velocidad era un problema persistente, en gran parte debido a la forma del cuerpo de sustentación . Descubrieron que la aeronave actuó como un freno de aire cuando se detuvo en un ángulo de ataque elevado . Esto significaba que las superficies de control, los estabilizadores horizontales, en particular, se volverían muy difíciles de operar a bajas velocidades, como pérdidas, despegues y aterrizajes. [13]
El V-173 en desarrollo realizó su último vuelo el 31 de marzo de 1947. En 131,8 horas de vuelo en 190 vuelos, se demostró la teoría de Zimmerman de un caza con capacidad de despegue y aterrizaje casi vertical. [14] Este proyecto se mejoraría al incluir la adición de armamento potencial con el Chance Vought XF5U . Este proyecto mejoraría muchas de las debilidades descubiertas durante las pruebas del prototipo V-173.
Aeronaves en exhibición [ editar ]
Vista frontal del Vought V-173 restaurado en el Museo Frontiers of Flight en Dallas, Texas
Vista trasera del Vought V-173 restaurado en el Museo Frontiers of Flight
Cabina Vought V-173A partir de abril de 2012, después de someterse a una larga restauración por parte de los voluntarios de la Vought Aircraft Heritage Foundation , el V-173 está prestado por la Institución Smithsonian al Museo Frontiers of Flight en Dallas, Texas. [15] [16] [17] [18]
Especificaciones (V-173) [ editar ]
Características generales
- Tripulación: Uno, piloto
- Longitud: 26 pies 8 pulgadas (8,128 m)
- Envergadura: 23 pies 4 pulgadas (7,1 m)
- Altura: 14 pies 9 pulgadas (4,51 m)
- Área del ala: 427 pies cuadrados (44,2 m 2 )
- Peso bruto: 2258 libras (1024 kg)
- Planta motriz: 2 × Continental A-80 motores de cuatro cilindros opuestos horizontalmente, 80 hp (60 kW) cada uno
Actuación
- Velocidad máxima: 138 mph (222 km/h, 120 nudos)
- Tiempo de ascenso a 5000 pies (1500 m): 7 min
4
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en Documentales Históricos
Publicado
HEART ES-30
Heart Aerospace es una empresa emergente sueca que desarrolla aviones eléctricos . La compañía está desarrollando el ES-30, un avión regional híbrido-eléctrico de 30 pasajeros .
Producto [ editar ]
La compañía está desarrollando el ES-30, un avión regional híbrido-eléctrico de 30 pasajeros . [1] Está previsto que el ES-30 tenga una autonomía totalmente eléctrica de 108 millas náuticas (200 kilómetros; 124 millas) o una autonomía de 215 millas náuticas (398 km; 247 millas) cuando también utilice generadores alimentados con biocombustible de aviación . Un rango de 430 nmi (800 km; 490 mi) podría ser posible si solo se transportan 25 pasajeros. Heart planea tener una aeronave de prueba de concepto en 2024 y comenzar las pruebas de vuelo en 2026, con una entrada en servicio en 2028. Se instalará la suite de aviónica Garmin G3000 con funciones personalizadas relacionadas con la gestión de los sistemas eléctricos de la aeronave. [2]
Historia [ editar ]
En marzo de 2021, Heart firmó una carta de intención con Finnair que le permitiría a la aerolínea comprar hasta 20 aviones ES-19. [3] En julio de 2021, United Airlines anunció su intención de comprar hasta 200 aviones ES-19 para ser operados en las rutas de United Express por Mesa Airlines . [4] En septiembre de 2020, Sounds Air de Nueva Zelanda firmó una carta de intención para comprar aviones ES-19. [5] En septiembre de 2022, Heart Aerospace canceló sus planes para que el ES-19 se centre en el ES-30 y declaró su intención de convertir los compromisos ES-19 existentes en el ES-30. [6]
En septiembre de 2022, Air Canada adquirió una participación accionaria de 5 millones de dólares canadienses en Heart como parte de un acuerdo de compra de 30 aviones ES-30 (en desarrollo en el momento de la firma), que se espera que entren en servicio en 2028. [7] United Airlines , Sounds Air y Mesa Airlines reconfirmaron su interés en el ES-30. Heart Aerospace también tiene cartas de intención de Braathens Regional Airlines , Icelandair y SAS por un total de 96 aviones y 40 unidades adicionales para el arrendador Rockton.