alquimista112
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I.Ae. 35 Huanquero
El I.Ae. 35 Huanquero fue un avión monoplano bimotor multipropósito diseñado por los ingenieros alemanes Paul Klages y Kurt Tank y construido en la década de 1950 por la Fábrica Militar de Aviones de Argentina (FMA).
Tipo Avión de propósito general Fabricante 
Fábrica Militar de Aviones
Primer vuelo 21 de septiembre de 1953 Introducido 1957 Retirado 1974 Estado Retirado Usuario principal Fuerza Aérea Argentina
N.º construidos Más de 50 Desarrollado en I.A. 50 GII Historia, diseño y desarrollo[editar]
La Dirección Nacional de Fabricaciones e Investigaciones Aeronáuticas (DINFIA) fue fundada en Argentina en 1957, fruto de la fusión de la Fábrica Militar de Aviones (FMA) de 1927, el Instituto Aerotécnico de 1943 y las Industrias Aeronáuticas y Mecánicas del Estado (IAME) de 1953.
El primer diseño de la organización que entró en producción fue el DINFIA IA 35 Huanquero, un bimotor de cometidos generales ya que el mismo debería poder realizar las funciones de entrenador avanzado de vuelo y armamento, transporte ligero para siete pasajeros y tres tripulantes, avión ambulancia, y aparato de reconocimiento fotográfico, ya que la Secretaría había hecho hincapié en la polivalencia de sus diseños con mínimas modificaciones a la línea de montaje de los aparatos. El diseño fue encarado por un grupo de trabajo liderado por el ingeniero alemán Paul Klages junto al ingeniero y piloto de pruebas Kurt Tank, famoso por sus diseños para la Focke Wulf de Alemania durante las décadas de 1930/1940 y el responsable del proyecto fue el Capitán R.Pio Uriz. Una vez finalizados los estudios se comenzó la fabricación del prototipo, la cual se terminó a mediados de 1953.
Su configuración era la de un monoplano bimotor de ala baja cantilever, timón y deriva dobles, y tren de aterrizaje triciclo retráctil y de construcción enteramente metálica, excepto los alerones, que iban recubiertos en tela. El avión fue designado I.Ae.35, su planta motriz consistía en dos motores de fabricación argentina I.Ae. 16 El Gaucho,1 si bien los aviones de serie portaron el más potente I.Ae. R-19 El Indio.2
El prototipo realizó su primer vuelo el 21 de septiembre de 1953 al mando del primer teniente Jorge Conan Doyle. El entonces presidente, General Juan Domingo Perón lo bautizó oficialmente como "Justicialista del Aire". En 1954 se fabricó un segundo prototipo que se empleó para mejorar detalles constructivos y ensayos destructivos. En 1955 se produce el golpe de Estado de la autoproclamada Revolución Libertadora en contra del gobierno electo del Gral. Perón. Por ese motivo los diseñadores alemanes, perseguidos por la dictadura implantada con la excusa de haber llgado al país con documentación apócrifa, deciden emigrar. No obstante ello, el nuevo Gobierno de facto decide impulsar la fabricación en serie I.Ae.35 en vista de las necesidades de la Fuerza Aérea Argentina, aunque rebautizado con el nombre de "Huanquero", Se planificó la construcción de un lote inicial de 100 aviones, el primero de los cuales voló el 29 de marzo de 1957. Sin embargo, la producción finalizó en 1962 luego de completarse solamente 41 unidades de serie. Como sucedió con muchos otros proyectos de la Fábrica Militar de Aviones, la presión de EE. UU. para evitar que Argentina se consolidara como productor de aviones[cita requerida] y en su lugar se convirtiera en comprador de los aparatos que la USAF radiaba de servicio, el Huanquero terminó siendo el único modelo de avión enteramente nacional (célula y motores diseñados y fabricados en Argentina) producido en serie.
Operó con la II Brigada Aérea ubicada en la ciudad de Paraná (provincia de Entre Ríos, Argentina donde operó con el II Grupo de Exploración y ataque hasta su desactivación en 1974.
Variantes[editar]
- IA 35 Tipo 1A
- Instructor avanzado o entrenador de navegación , impulsado por dos motores radiales IA 19R El Indio .
- IA 35 Tipo 1B
- Versión de bombardero del Tipo 1A, armado con 2 ametralladoras Browning de 12.7 mm (0.500 in), bastidores para bombas de hasta 100 kg (220.462 lb) y rieles para 4x cohetes debajo del ala.
- IA 35 Tipo 1U
- Entrenador de bombardeo y artillería, impulsado por dos motores radiales IA 19SR1 El Indio de 750 hp (559 kW).
- IA 35 Tipo II
- [1] Versión de transporte ligero con una tripulación de tres y siete pasajeros, propulsados por dos motores radiales IA 19R El Indio.
- IA 35 Tipo III
- [2] Versión de ambulancia aérea con una tripulación de tres y cuatro camillas con ayudantes, impulsada por dos motores radiales IA 19R El Indio.
- IA 35 Tipo IV
- Versión de reconocimiento fotográfico con tripulación de tres y operador de cámara, impulsado por dos motores radiales IA 19R El Indio.
- IA 35-X-III Pandora
- Versión de transporte civil con espacio para diez pasajeros, propulsado por dos motores radiales IA 19SR1 El Indio de 750 hp (559 kW).
- IA Constancia II
- designación inicial del guaraní I, con turbopropulsores Turbomeca Bastan .
- IA 35 Guarani I
- IA 50 Guarani II
Especificaciones[editar]
Características generales
- Tripulación: 3
- Longitud: 13,98 m
- Envergadura: 19,60 m
- Altura: 4,30 m
- Superficie alar: 42 m²
- Peso vacío: 3.500 kg
- Peso cargado: 7.600 kg
- Peso máximo al despegue: 5.700 kg
- Planta motriz: 2× motor radial I.Ae. 19 El Indio.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 361 km/h a 3.000 m
- Velocidad crucero (Vc): 320 km/h
- Alcance: 1.570 km
- Techo de vuelo: 6.400 m 21.000 pies
- Régimen de ascenso: 6,50 m/s
- Carga alar: 138 kg/m²
- Potencia/peso: 4,46 kg/CV
Prototipo I.A. Constancia I.
I.Ae. 35 Huanquero (A-316) en el Aeroparque Buenos Aires en 1975.
I.Ae. 35 Huanquero en el Museo Nacional de Aeronáutica.4 -
Northrop XP-79
El Northrop XP-79 fue un ambicioso diseño para un avión de caza de ala volante, diseñado por Northrop. Tenía varias características de diseño notables; entre ellas, el piloto podía operar el avión desde una posición prono (permitiendo al piloto resistir fuerzas g mucho mayores en las direcciones ascendente y descendente con respecto al avión), y estructura monocasco de magnesio soldado en vez de aluminio remachado.
El único prototipo del XP-79.Tipo Interceptor Fabricante 
Northrop Corporation
Diseñado por Jack Northrop Primer vuelo 12 de septiembre de 1945 Retirado 1945 Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos 1 Diseño y desarrollo[editar]
En 1942, John K. Northrop concibió el XP-79 como un avión de alta velocidad de caza, de tipo ala volante y propulsión por cohete.
En enero de 1943, fue emitido un contrato por dos prototipos (s/n 43-52437 y 43-52438) con la designación XP-79, por las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos.
Para probar el radical diseño, se construyeron tres prototipos planeadores, denominados MX-324. El último fue equipado con un motor cohete, siendo designado MX-334. Fue remolcado al aire el 5 de julio de 1944 por un P-38, convirtiéndose en el primer avión cohete estadounidense en volar.1
Originalmente, se planeó usar, en el XP-79, un motor cohete "rotojet" XCALR-2000A-1 de 9 kN (2000 lbf) de empuje suministrado por Aerojet, que usaba anilina monoetilo y ácido nítrico fumante rojo; a causa de la naturaleza corrosiva y tóxica de los líquidos, el XP-79 fue construido usando una estructura monocasco de aleación de magnesio soldado (para proteger al piloto si el avión era dañado en combate) con un grosor del recubrimiento de 3 mm en el borde de fuga y de 19 mm en el borde de ataque. Sin embargo, la configuración del motor cohete, usando cohetes inclinados para activar las turbobombas, era poco satisfactoria, y el avión fue equipado más tarde con dos turborreactores Westinghouse 19-B (J30) en su lugar. Esto llevó a cambiar la designación a XP-79B. Tras el fallo del motor cohete, no se prosiguió el desarrollo de los dos primeros prototipos.
El piloto controlaba el XP-79 a través de una barra de timón y timones montados debajo; entradas montadas en las puntas de las alas suministraban aire para los poco usuales alerones soplados.2
Pruebas[editar]
El XP-79B (tras los retrasos causados por problemas de reventones de neumáticos y frenos durante las pruebas de carreteo en el lago seco Muroc) se perdió durante su primer vuelo el 12 de septiembre de 1945. Mientras realizaba un alabeo lento a los 15 minutos de vuelo, se perdió el control por razones desconocidas. La proa cayó y el alabeo continuó hasta que el avión impactó en una barrena vertical. El piloto Harry Crosby intentó saltar, pero fue golpeado por el avión y cayó muerto. Poco después, el segundo prototipo (43-52438) y todo el proyecto fueron cancelados.
Variantes[editar]
- MX-324 (Model N-12)
- Prototipo planeador, tres construidos, el último redesignado MX-334.
- MX-334
- Último prototipo MX-324, equipado con un motor cohete, uno convertido.
- XP-79 (Model N-14)
- Designación inicial para el prototipo con motor cohete. Uno construido, equipado con turborreactores antes de su finalización y redenominado XP-79B.
- XP-79B
- Prototipo XP-79 con dos turborreactores. Uno reconstruido.
Operadores[editar]
Especificaciones (XP-79B)[editar]
Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 4,3 m (14 ft)
- Envergadura: 11,6 m (38 ft)
- Altura: 2,3 m (7,5 ft)
- Superficie alar: 25,8 m² (277,7 ft²)
- Peso vacío: 2650 kg (5840,6 lb)
- Peso cargado: 3932 kg (8666,1 lb)
- Planta motriz: 2× turborreactor Westinghouse 19B.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 880 km/h (547 MPH; 475 kt)
- Alcance: 1598 km (863 nmi; 993 mi)
- Techo de vuelo: 12 200 m (40 026 ft)
- Régimen de ascenso: 20,3 m/s (4002 ft/min)
- Carga alar: 153 kg/m² (31,3 lb/ft²)
- Empuje/peso: 0,27
Armamento
-
Ametralladoras:
- 4 de 12,7 mm (nunca instaladas)
4 -
PZL-230 Skorpion
El PZL-230 Skorpion fue un ambicioso proyecto de avión de ataque a tierra proyectado para la Fuerza Aérea Polaca. El proyecto se inició a finales de 1980 por la empresa PZL y cancelado en 1994 debido a la falta de fondos.
Modelo a escala 1/1 de un PZL-230.Tipo Avión de ataque a tierra Fabricante 
PZL
Diseñado por Ing. Andrew Frydrychewicza Estado Cancelado Usuario principal Fuerza Aérea Polaca
N.º construidos 1 Historia[editar]
Desarrollo[editar]
Fotografía de un prototipo del PZL-230 durante unas pruebas.El proyecto fue desarrollado por un equipo dirigido por Andrew Frydrychewicz, encargado de ingeniería y diseño de la PZL-Mielec, que; tras el análisis de las experiencias de las últimas guerras (como la de Vietnam y la guerra Soviética en Afganistán), y aprovechando su experiencia con otros diseños recientes; mostró la idea de un avión de combate de alta eficiencia, maniobrabilidad y de bajo coste, para suspender las importaciones de dicha clase de aparatos desde la URSS, haciendo a Polonia autosuficiente en el ramo militar.
Entre las capacidades deseadas se encontraban las de despegue corto y aterrizaje (STOL),y una buena maniobrabilidad, pero con protección blindada. Tenía que ser barato, fácil de construir y modificar (debido a su diseño modular), así como capaz de despegar de los campos de aviación de primera línea con superficies con poca preparación, e incluso desde el césped.
Por su diseño modular, que lo hace fácil de reparar en el campo, era visto como prometedor, pero contaba desde su inicio con detractores, filiales a la URSS y sus diseños aeronáuticos. La variante temprana incorporó un solo piloto, unos reactores gemelos montados en el fuselaje superior como el A-10 Thunderbolt II, así como adoptó su construcción con alas de tipo canard.
Entre sus especificaciones también se requería que tuviera la capacidad de despegar/aterrizar en una pista de mínimo 250 metros de longitud, poder llegar a velocidades de hasta 640 km/h, y que estuviese armado con un cañón de 25 mm para combates de tipo dog-fight, y ser capaz de transportar hasta 2.000 kg en armamento tanto de origen soviético como de la OTAN. Además de contar con navegación asistida por sistemas fly-by-wire y otros sistemas de aviónica avanzados iban a ser utilizados en su construcción.1
En 1990 el diseño fue cambiado, y el Ministerio de Defensa polaco exigió que el aparato tuviera una velocidad máxima de 1000 km/h y una capacidad de llevar hasta 4.000 kg de equipo. El Skorpion fue rediseñado tras dichas observaciones, y tras ello se convirtió en un avión más pesado, por lo que sus motores se movieron hacia la zona central del armazón. Los cambios necesarios en el nuevo aparato requirieron que la longitud de pista se extendiera a 400 m, más de lo que originalmente se planeaba, tras lo que el nuevo diseño se hizo más plano, adquiriendo así algunas capacidades furtivas. Esta versión se conoce como el PZL-230F, con la F por sus capacidades ya citadas, del que solo se construyó una versión en 1992.
Versiones anteriores fueron nombradas como "D" , y se incluía un avión de entrenamiento "DT" y una variante de combate "DB". En 1993 el proyecto fue aceptado por la fuerza aérea, pero debido a los recortes presupuestarios fue cancelado en 1994.
El PZL -230 era un proyecto ambicioso para Polonia. Sus críticos argumentaron desde el principio que era demasiado ambicioso y algo imposible de realizar, pero después de los acontecimientos de 1989 se condenó el proyecto a su fin, ya que al fin Polonia podría importar más tecnología de esta y otra clase de origen occidental, y hasta el proyecto fue también afectado por la transformación económica de un modelo de tipo centralista, herendad de las naciones bajo el mando comunista; al cambiar Polonia sin complicaciones al modelo económico capitalista. El gobierno posterior a 1989 tenía otras prioridades más apremiantes que la militar.
A pesar de algunos comentarios y evaluaciones favorables, se creyó que, según sus especificaciones originales; el PZL-230 pudo haberse convertido en uno de los más eficientes aviones de ataque contemporáneos y muchos sostienen que el PZL-230 podría haberse convertido en un éxito de exportación, pero su apresurado final, como en el Lavi israelí, fue causado por la facilidad con la que contaría Polonia de acceder a aeronaves estadounidenses ya disponibles. Hoy en día es recordado como uno de los aviones polacos más ingeniosos por su diseño y características innovadoras.2
Características generales (PZL-230 D)[editar]
Referencia datos: 3
Características generales
- Tripulación: 1
- Longitud: 10 m (32,8 ft)
- Envergadura: 12,1 m (39,7 ft)
- Altura: 4,2 m (13,8 ft)
- Superficie alar: 25,4 m² (273,4 ft²)
- Peso vacío: 11 000 kg (24 244 lb)
- Planta motriz: 2× Turbofán Textron Lycoming LF 507.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 1000 km/h (621 MPH; 540 kt)
- Alcance en combate: 300 m (984 ft)
- Techo de vuelo: 12 000 m (39 370 ft)
- Régimen de ascenso: 90 m/s (17 716 ft/min)
- Limites de Fuerzas G:+7/-3
Armamento
- Cañones: 1× un cañón de 25 mm
- Otros: Bombas, cohetes y misiles.
4 -
Northrop XP-56 Black Bullet
El Northrop XP-56 Black Bullet fue un prototipo único de caza interceptor construido por la Northrop Corporation. Fue uno de los más radicales entre los aviones experimentales construidos durante la Segunda Guerra Mundial. Al final, resultó infructuoso y no entró en producción en serie.
Northrop XP-56 Black Bullet.Tipo Caza Fabricante Northrop Corporation
Primer vuelo 30 de septiembre de 1943 Estado Cancelado N.º construidos 2 Diseño y desarrollo[editar]
La idea inicial para el XP-56 era bastante radical en 1939. No iba a tener cola horizontal, solo una pequeña cola vertical, usaba un motor experimental, e iba a ser producido usando un novedoso metal. El avión iba a ser un ala con un pequeño fuselaje central añadido para albergar el motor y el piloto. Se esperaba que esta configuración tuviera menos resistencia aerodinámica que un avión convencional.
La idea de este avión monoplaza se originó en 1939 como el modelo Northrop N2B. Fue diseñado alrededor del motor refrigerado por líquido Pratt & Whitney X-1800, en una configuración propulsora, accionando hélices contrarrotatorias. El Ejército de los Estados Unidos ordenó a Northrop que empezara los trabajos de diseño el 22 de junio de 1940, y tras revisar el diseño, ordenó un avión prototipo el 26 de septiembre del mismo año. Poco después de que hubiera comenzado los trabajos de diseño, Pratt & Whitney detuvo, sin embargo, el desarrollo del X-1800. Fue sustituido por el motor Pratt & Whitney R-2800, aunque se consideraba como no totalmente adecuado. Aunque el nuevo motor era más potente (2000 hp contra 1800 hp), tenía un mayor diámetro y requería un fuselaje mayor para albergarlo. Este cambio retrasó el programa cinco meses. Se calculó que el nuevo motor requeriría un incremento de 2000 libras en peso y acortaría en 14 mph la velocidad máxima.1 Como su diseño sin cola era novedoso y se consideró de alto riesgo, se decidió construir un pequeño y ligero avión de configuración similar para pruebas, llamado Model N-1M. En paralelo con el diseño del XP-56, se realizaron exitosos vuelos de pruebas de la configuración, utilizando este fuselaje, confirmando el diseño básico. Dos pequeños motores Lycoming equipaban este avión. Estas pruebas confirmaron la estabilidad del radical diseño y, tras revisión, el Ejército decidió construir un segundo prototipo, que fue ordenado el 13 de febrero de 1942.1
Northrop construyó el XP-56 usando aleación de magnesio para el fuselaje y el recubrimiento, porque se preveía que habría escasez de aluminio por culpa de las demandas de la guerra. En esa época, había poca experiencia en la construcción de aviones con magnesio. Como el magnesio no puede ser fácilmente soldado usando las técnicas convencionales, Northrop contrató a Vladimir Pavlecka para desarrollar la técnica de soldadura TIG para aleaciones de magnesio (más tarde se descubrió que, en los años 20, General Electric ya había desarrollado técnicas similares.1)
Primer prototipo[editar]
Las primeras pruebas de motor en el avión fueron realizadas a finales de marzo de 1943, pero la flexión excesiva del eje de la hélice provocó un fallo de motor. Pratt & Whitney no envió otro motor hasta agosto, causando un retraso de cinco meses.
Las pruebas de carreteo del XP-56 comenzaron el 6 de abril de 1943, y mostraron un serio problema de guiñada. Al principio, se pensó que estaba causado por un desequilibrio en los frenos de las ruedas, y se realizó un esfuerzo considerable en arreglar este problema. Se instalaron frenos hidráulicos manuales y el avión voló en 30 de septiembre de 1943 en la Muroc Air Base en el sur de California. Finalmente, el problema de guiñada se encontró en la falta de estabilidad aerodinámica, y para arreglar esto, se alargó el estabilizador vertical superior de un mero apéndice a uno mucho más grande.
Tras una serie de vuelos, el primer XP-56 se destruyó el 8 de octubre de 1943, cuando el neumático de la pata izquierda explotó durante un carreteo a alta velocidad (alrededor de 130 mph), cuando cruzaba el Lago Seco Muroc. El piloto, John Myers, sobrevivió con heridas menores, que atribuyó a su innovador uso de un casco de jugador de polo.2 Myers fue el piloto de pruebas de muchos de los radicales diseños de Northrop durante la guerra.2
Segundo prototipo[editar]
Se hicieron una serie de cambios en el segundo prototipo, incluyendo un relastrado para adelantar el centro de gravedad, incrementando el tamaño de la cola vertical superior y rehaciendo las conexiones del control del timón. El segundo prototipo no fue completado hasta enero de 1944.1 El avión voló el 23 de marzo del mismo año. El piloto tuvo dificultades en levantar la rueda delantera por debajo de las 160 mph (257 km/h). También informó de extrema sensibilidad de guiñada. Este vuelo duró menos de ocho minutos, pero los siguientes vuelos fueron más largos, y la pesadez de la proa desaparecía cuando el tren de aterrizaje estaba retraído. Sin embargo, solo se alcanzaron velocidades relativamente bajas. Mientras se urgía al NACA para que investigara la imposibilidad de obtener las velocidades de diseño, se realizaron más pruebas de vuelo. En el décimo vuelo, el piloto notó una pesadez de cola extrema, falta de potencia, y consumo excesivo de combustible. Las pruebas de vuelo se suspendieron por ser demasiado peligrosas, y el proyecto fue abandonado tras un año de inactividad. En 1946, las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos estaban desarrollando cazas a reacción, y no tenían la necesidad de un nuevo avión de caza convencional.
Línea temporal1[editar]
- 20 de junio de 1940. Se firma el contrato de desarrollo.
- 4 de octubre de 1940. Se cancela el desarrollo del motor original.
- 5 de septiembre de 1941. Se ordena el segundo prototipo.
- 15 de julio de 1941. El Ejército inspecciona la maqueta del diseño.
- Marzo de 1943. Primer prototipo completado. Comienzan las pruebas de motor.
- 6 de abril de 1943. Pruebas de carreteo a alta velocidad.
- 6 de septiembre de 1943. Primer vuelo.
- 8 de octubre de 1943. Pruebas adicionales de carreteo tras modificaciones en el prototipo, el primer prototipo se estrella.
- Enero de 1944. Segundo prototipo completado.
- 23 de marzo de 1944. Primer vuelo del segundo prototipo.
- Enero de 1946. El desarrollo se detiene.
Variantes[editar]
- N2B
- Denominación inicial del fabricante.
- XP-56 Black Bullet
- Designación final del prototipo.
Disposición de los aviones[editar]
- 41-786: estrellado durante un carreteo a alta velocidad en 1943.3
- 42-38353: almacenado en el Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos del Instituto Smithsoniano en Washington D. C. El 20 de diciembre de 1946, el Ejército de los estados Unidos envió el segundo prototipo a Freeman Field, Indiana, para almacenaje. Se convirtió en parte de la colección del National Air and Space Museum en 1950-51, cuando el Smithsonian trasladó esta colección a su Paul Garber Restoration Facility, localizada en Suitland, Maryland.4
Especificaciones (estimaciones del XP-56)[editar]
Northrop XP-56 Black Bullet, núm. ser. 42-38353; segundo avión.Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 8,4 m (27,5 ft)
- Envergadura: 13 m (42,5 ft)
- Altura: 3,4 m (11 ft)
- Superficie alar: 28,4 m² (306,1 ft²)
- Peso vacío: 3955 kg (8716,8 lb)
- Peso cargado: 5159 kg (11 370,4 lb)
- Peso máximo al despegue: 5520 kg (12 166,1 lb)
- Planta motriz: 1× motor radial Pratt & Whitney R-2800-29.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 749 km/h (465 MPH; 404 kt) a 7620 m
- Alcance: 1063 km (574 nmi; 661 mi)
- Techo de vuelo: 10 061 m (33 009 ft)
- Régimen de ascenso: 15,8 m/s (3110 ft/min)
- Carga alar: 181 kg/m² (37,1 lb/ft²)
- Potencia/peso: 0,96 kW/kg (0,18 hp/lb)
Armamento
-
Ametralladoras:
- 4 de 12,70 mm
-
Cañones:
- 2 de 20 mm
4 -
Vultee XP-54
El Vultee XP-54 Swoose Goose fue un prototipo de avión de caza, construido por la Vultee Aircraft Company para las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (USAAF), en los años 40 del Siglo XX.
Vultee XP-54 Swoose Goose.Tipo Avión de caza monoplano Fabricante Vultee Aircraft
Primer vuelo 15 de enero de 1943 Estado Cancelado Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos 2 Variantes Vultee XP-68 Tornado Diseño y desarrollo[editar]
El XP-54 Swoose Goose.Vultee había presentado una propuesta en respuesta a una solicitud del Cuerpo Aéreo del Ejército de los Estados Unidos por una configuración inusual. El diseño de Vultee ganó la competición, batiendo al Curtiss XP-55 Ascender y al Northrop XP-56 Black Bullet. Vultee diseñó su Model 84, un descendiente de su anterior Model 78. Tras completar las pruebas preliminares de ingeniería y de túnel de viento, se concedió un contrato por un prototipo el 8 de enero de 1941. Un segundo prototipo fue ordenado el 17 de marzo de 1942. Aunque parecía ser un diseño radical, sus prestaciones reales eran muy deslucidas y el proyecto fue más tarde cancelado.
El XP-54 fue diseñado con un motor propulsor en la parte trasera del fuselaje. La cola fue montada hacia atrás entre dos botalones a media ala, con la hélice de 3,66 m entre ellos. El diseño incluía una "sección de ala canalizada" desarrollada por el NACA, que permitía la instalación de radiadores refrigerantes e intercooler en el ala de gaviota invertida. El motor Pratt & Whitney X-1800 fue propuesto inicialmente como plata motriz, pero tras la paralización de su desarrollo, fue sustituido por el Lycoming XH-2470 refrigerado por líquido.
En septiembre de 1941, la misión del XP-54 fue cambiada de interceptación a baja altitud a gran altitud. En consecuencia, se tuvo que añadir un turbo-sobrealimentador y mayor blindaje, y el peso en vacío estimado aumentó de los 5200 kg hasta los 8200 kg.
El XP-54 era único en muchos aspectos. La cabina presurizada requería de un complejo sistema de acceso: el asiento del piloto actuaba como un elevador para la entrada a la cabina desde el suelo. El piloto bajaba el asiento eléctricamente, se sentaba en él, y lo elevaba dentro de la cabina. El procedimiento de salto era complicado debido al sistema de presurización, y necesitaba una eyección hacia abajo del piloto y del asiento para eludir el arco de la hélice.1 Asimismo, la sección de morro podía pivotar en el ángulo vertical, tres grados hacia arriba y seis hacia abajo. En el morro, dos cañones T-9 de 37 mm estaban instalados en soportes rígidos, mientras dos ametralladoras de 12,7 mm lo estaban en dos soportes móviles. El movimiento del morro y de las ametralladoras era controlado por una mira de compensación especial. Además, la trayectoria del cañón podía ser elevada sin alterar la actitud de vuelo del avión. La larga sección del morro dio lugar a su caprichoso apodo, el Swoose Goose, inspirado por una canción acerca de Alexander, que era mitad cisne (swan) y mitad ganso (goose): "Alexander era un swoose" (nombre que comparte con el B-17 superviviente más antiguo).
Historia operacional[editar]
Los vuelos de pruebas del primer prototipo, 41-1210, comenzaron el 15 de enero de 1943. Los exámenes iniciales mostraron que las prestaciones estaban sustancialmente por debajo de las garantías. Al mismo tiempo, el desarrollo del motor XH-2470 se paralizó y, aunque parecía posible sustituirlo por el motor Allison V-3420, esto requería cambios sustanciales en la estructura. Los retrasos y costes sobre lo proyectado resultaron en la decisión de no considerar compras de producción.
Los prototipos continuaron utilizándose en un programa experimental hasta que los problemas con los motores Lycoming, y la falta de piezas de repuesto, causaron su terminación. El segundo prototipo, 42-108994 (pero pintado erróneamente como 42-1211), equipado con un sobrealimentador GE experimental, sólo realizó un vuelo antes de que fuera relegado a "avión de repuestos", con la intención de mantener al primer prototipo en el aire.2
Operadores[editar]
Especificaciones[editar]
Dibujo 3 vistas del XP-54.Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 16,7 m (54,8 ft)
- Envergadura: 16,4 m (53,8 ft)
- Altura: 4,4 m (14,5 ft)
- Superficie alar: 42,4 m² (456,4 ft²)
- Peso vacío: 6923 kg (15 258,3 lb)
- Peso cargado: 8270 kg (18 227,1 lb)
- Peso máximo al despegue: 8771 kg (19 331,3 lb)
- Planta motriz: 1× motor bóxer doble de 24 cilindros en H y refrigeración por líquido Lycoming XH-2470-1.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 613 km/h (381 MPH; 331 kt) a 8700 m
- Alcance: 805 km (435 nmi; 500 mi)
- Techo de vuelo: 11 300 m (37 073 ft)
- Régimen de ascenso: 11,7 m/s (2303 ft/min)
- Carga alar: 196 kg/m² (40,1 lb/ft²)
- Potencia/peso: 0,20 W/kg (0,13 hp/lb)
Armamento
-
Ametralladoras:
- 2x Browning M2 de 12,7 mm con 580 disparos
-
Cañones:
- 2x cañón T-12/T-13 de 37 mm con 100 disparos
4 -
Curtiss-Wright XP-55 Ascender
El Curtiss-Wright XP-55 Ascender (Curtiss-Wright CW-24), fue un prototipo de caza creado en los años 1940 por la compañía estadounidense Curtiss. Junto con los XP-54 y XP-56, es resultado de la propuesta R-40C del Cuerpo Aéreo del Ejército de los Estados Unidos emitida el 27 de noviembre de 1939, pidiendo diseños de aeronaves no convencionales. Con un diseño muy inusual para su época, el XP-55 Ascender tenía una configuración alar de tipo canard, el motor montado en la parte trasera moviendo una hélice propulsora, alas en flecha y dos estabilizadores verticales. Al igual que el XP-54, el Ascender fue diseñado en un principio para utilizar el motor Pratt & Whitney X-1800 y tuvo que ser rediseñado cuando el proyecto del motor fue cancelado. También sería el primer avión Curtiss de caza en usar tren de aterrizaje triciclo.
Curtiss XP-55 Ascender en vuelo.Tipo Caza Fabricante Curtiss-Wright Corporation
Primer vuelo 19 de julio de 1943 Estado Cancelado Usuario principal Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos 3 Diseño y desarrollo[editar]
Curtiss CW-24B en el túnel de viento de Langley.El 22 de junio de 1940, la compañía Curtiss-Wright recibió un contrato del Ejército por los datos preliminares de ingeniería y un modelo motorizado de túnel de viento. La designación P-55 fue reservada para el proyecto. El USAAC no estuvo completamente satisfecho con los resultados de estas pruebas, y Curtiss-Wright se encargó de construir un modelo volable a escala real, que designó CW-24B. La bancada volante estaba propulsada por un motor lineal Menasco C68-5 de 205 kW (275 hp). Tenía fuselaje de tubo de acero soldado y recubrimiento de tela con alas de madera. El tren de aterrizaje no era retráctil.
El 10 de julio de 1942, las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos emitieron un contrato por tres prototipos bajo la designación XP-55. Los números de serie fueron del 42-78845 al 42-78847. Durante este tiempo, el motor de válvulas de camisa de bloque en H Pratt & Whitney X-1800 había experimentando serios retrasos de desarrollo, y fue finalmente cancelado. Curtiss decidió cambiar al motor lineal refrigerado por líquido Allison V-1710 (F16) de 750 kW (1000 hp) a causa de su probada fiabilidad. El armamento iba a ser de dos cañones de 20 mm y dos ametralladoras de 12,7 mm. Durante la fase de maqueta, se decidió cambiar al más potente V-1710-95 de 951 kW (1275 hp). Los cañones de 20 mm también fueron reemplazados por ametralladoras de 12,7 mm.
Una característica especial del XP-55 era una palanca de lanzamiento de la hélice localizada en la cabina, para prevenir que el piloto golpease la misma al abandonar el avión. El dispositivo de lanzamiento fue inventado por W. Jerome Peterson mientras trabajaba como ingeniero de diseño para Curtiss-Wright.
Historia operacional[editar]
El primer XP-55 tras un accidente durante las pruebas.El primer XP-55 (42-78845) fue completado el 13 de julio de 1943 y tenía la misma configuración aerodinámica que el prototipo final CW-24B. El avión realizó su primer vuelo de pruebas el 19 de julio de 1943 desde el Scott Field del Ejército, cerca de la planta de Curtiss-Wright en San Luis (Misuri). El piloto fue J. Harvey Gray, piloto de pruebas de Curtiss. Las pruebas iniciales revelaron que la carrera de despegue era excesivamente larga. Para solventar este problema, el tamaño del elevador del morro fue agrandado y el ajustador superior del alerón fue interconectado con los flaps, por los que operaba cuando los flaps estaban bajados.
El 15 de noviembre de 1943, el piloto de pruebas Harvey Gray, volando el primer XP-55 (S/N 42-78845), estaba probando las características de pérdida del avión en altitud, cuando el XP-55 repentinamente volcó hacia atrás y cayó en un descenso invertido e incontrolable. El piloto no fue capaz de enderezar el avión, y cayó fuera de control durante 4900 m (16 000 pies) antes de que fuera capaz de saltar con seguridad en paracaídas. El avión acabó destruido.
El segundo XP-55 (42-78846) era similar al primero, pero con un elevador de morro ligeramente más grande, sistemas de los compensadores del elevador modificados, y un cambio de compensadores de equilibrio por compensadores de resorte en los alerones. Voló por primera vez el 9 de enero de 1944. Todas las pruebas de vuelo fueron restringidas, así que la zona de pérdida fue evitada.1
El tercer XP-55 (42-78847) voló por primera vez el 25 de abril de 1944. Fue equipado con cuatro ametralladoras, e incorporaba alguna de las lecciones aprendidas de la pérdida del primer XP-55. Se encontró que las características de pérdida del avión podían ser muy mejoradas con la adición de extensiones de punta alar de 1,22 m, e incrementando los límites del recorrido del elevador del morro. Entre el 16 de septiembre y el 2 de octubre de 1944, el segundo XP-55 (42-78846), que había sido modificado a los mismos estándares que el tercer avión, realizó pruebas de vuelo oficiales de las USAAF.
Las prestaciones del XP-55 no eran muy impresionantes y a menudo inferiores a las de los aviones de caza más convencionales ya en servicio.2 Además, en 1944 los aviones de caza a reacción ya estaban en un desarrollo bien avanzado, y no se realizaron más desarrollos del XP-55.
El tercer prototipo XP-55 (42-78847) se perdió el 27 de mayo de 1945 durante la jornada de clausura de la Séptima Exhibición Aérea del Bono de Guerra en la Feria de las Fuerzas Aéreas del Ejército en Wright Field, en Dayton (Ohio).3 Tras un pase bajo en formación con un Lockheed P-38 Lightning y un North American P-51 Mustang a cada lado, su piloto, William C. Glasgow, intentó un tonel lento, pero perdió altitud y se estrelló, enviando restos llameantes contra vehículos en tierra ocupados por civiles en una autopista cercana al aeropuerto. En el accidente murieron Glasgow y cuatro civiles en el suelo.4
Variantes[editar]
- CW-24
- Designación interna de la compañía.
- CW-24B
- Modelo volable con motor Menasco C68-5, uno construido.
- XP-55 Ascender
- Prototipo con motor Allison V-1710, tres construidos.
Operadores[editar]
Disposición de los aviones[editar]
- 42-78845: estrellado durante un picado vertical el 15 de noviembre de 1943. El piloto saltó.5
- 42-78846: en exhibición en el Air Zoo en Kalamazoo (Míchigan). Está en préstamo de larga duración del Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos del Smithsonian en Washington D. C..6
- 42-78847: estrellado durante una exhibición aérea en Wright Field, Ohio, el 27 de mayo de 1945. El piloto murió.7
Especificaciones (XP-55)[editar]
Curtiss XP-55 Ascender en tierra.Referencia datos: WW2 Aircraft Fact Files: US Army Air Force Fighters, Part 18
Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 9 m (29,5 ft)
- Envergadura: 12,4 m (40,7 ft)
- Altura: 3 m (9,8 ft)
- Superficie alar: 21,8 m² (235 ft²)
- Peso vacío: 2882 kg (6351,9 lb)
- Peso cargado: 3497 kg (7707,4 lb)
- Peso máximo al despegue: 3600 kg (7934,4 lb)
- Planta motriz: 1× motor lineal V12 refrigerado por líquido Allison V-1710-95.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 628 km/h (390 MPH; 339 kt) a 5900 m (19 300 pies)
- Techo de vuelo: 10 500 m (34 449 ft)
- Carga alar: 160 kg/m² (32,8 lb/ft²)
- Potencia/peso: 0,16 hp/lb
Armamento
-
Ametralladoras:
- 4 de 12,7 mm (.50) en el morro
4 -
Miasíshchev M-55
El Miasíshchev M-55 (en ruso: Мясищев M-55, designación OTAN: Mystic)1 es un avión de reconocimiento a gran altitud, desarrollado durante los años 1980 en la Unión Soviética por parte de la Oficina de diseño Miasíshchev. Es un avión conceptualmente similar al Lockheed U-2 de fabricación estadounidense.
Tipo Avión de reconocimiento a gran altitud Fabricante 
Miasíshchev
Primer vuelo 26 de mayo de 1982 Estado En servicio Usuario principal 
Fuerza Aérea Rusa
Desarrollo[editar]
El proyecto del M-55 fue conocido inicialmente como M-17. Su vida comenzó en 1978 cuando un equipo de ingenieros soviéticos buscaban soluciones para interceptar los globos de reconocimiento a gran altitud (p. ej. Proyecto Genetrix). El primer vuelo del M-17 fue el 26 de mayo de 1982; durante el mismo fue rápidamente detectado por los sistemas de observación estadounidenses. Con la introducción de un nuevo modelo de su clase el M-17 fue apodado Mystic-A. El 28 de marzo de 1990 el M-17 '17401' pilotado por Vladimir Arkhipenko2 alcanzó un récord de altitud de 21.830 metros. Este récord permanece para la clase de aviones que van de 16 a 20 toneladas. El M-17 obtuvo un total de 12 récords de la Federación Aeronáutica Internacional, 5 de ellos permanecen hoy en día.3
El interceptor de globos aerostáticos M-17 fue reemplazado en 1987 por el M-17RN, también conocido como M-55 Geophysica, que fue designado por la OTAN como Mystic-B. El primero de ellos voló en 1988, pero a consecuencia del colapso de la Unión Soviética el proyecto quedó paralizado. En 1994 se detuvo la producción con un total de 5 aviones construidos para reconocimiento.
El 21 de septiembre de 1993 el piloto Victor Vasenkov desde el aeródromo de Akhtubinsk alcanzó un nuevo récord de su clase de 21.360 metros (El M-55 continuaba siendo una clase más pesada que el M-17). El M-55 obtuvo un total de 15 récords de la FAI, de los cuales todos permanecen en la actualidad.4
Existen varias unidades del M-55 Geophysica que permanecen en servicio, realizando labores de investigación. Uno de ellos formó parte en una investigación de la estratosfera sobre el Ártico entre 1996 y 1997.
Una compañía irlandesa, Qucomhaps, está investigando la posibilidad de usar el M55 como base de comunicaciones digitales de Alta Altitud.5
Operadores[editar]
- Fuerza Aérea Soviética - transferidos a la Fuerza Aérea Rusa tras su disolución.
Especificaciones (M-55)[editar]
Referencia datos: emz-m.ru,6
Dibujo 3 vistas del Myasishchev M-55.Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 22,86 m
- Envergadura: 37,46 m
- Altura: 4,8 m
- Superficie alar: 131,6 m²
- Peso vacío: 13 995 kg
- Peso máximo al despegue: 24 000 kg
- Planta motriz: 2× Turbofán Aviadvigatel PS-30-V12.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 750 km/h
- Alcance: 4965 km
- Techo de vuelo: 21 500 m (70 538 ft)
4 -
hace 3 horas, Zaitsu dijo:Con 200 llegas hasta la recompensa de los 10K de carbón+contenedor de premio+bonos económicos. Para llegar a la máxima recompesa en cada etapa (sumar un supercontenedor a todo lo anterior) hay que reunir 400 fichas en cada una de las etapas.
Toda la razón, son 400, gracias.
2 -
Lockheed Martin X-59 QueSST
El Lockheed Martin X-59 QueSST ("Quiet SuperSonic Technology") es una aeronave experimental supersónica que actualmente se encuentra en desarrollo por la división Skunk Works del fabricante aeroespacial Lockheed Martin. Su desarrollo nace dentro del programa Low-Boom Flight Demonstration de la Administración Nacional de Aeronáutica y el Espacio de los Estados Unidos, con el fin de recopilar la suficiente información y datos para determinar la viabilidad y aceptabilidad de volver a introducir aeronaves comerciales supersónicas para el transporte de pasajeros, algo que desapareció desde el retiro del Aérospatiale/BAC Concorde en el año 2003. Mediante la drástica reducción del sonido de las explosiones sónicas a tan solo 75 decibelios de nivel percibido (PLdB), lo que de acuerdo a Lockheed Martin equivale al sonido de una puerta de automóvil cerrándose, y de acuerdo al éxito del programa, con la información y los datos recopilados por el X-59 se podrían adoptar nuevas reglamentaciones aeronáuticas en lo que respecta a la operación de vuelos comerciales supersónicos sobre tierra.
Lockheed Martin X-59 QueSST 
Tipo Aeronave Supersónica Experimental Fabricantes 
Lockheed Martin
Primer vuelo 2022 (Estimado) Introducido 2022 (Estimado) Estado En desarrollo Usuario principal NASA
Desarrollo[editar]
Emblema del Low-Boom Flight Demonstration representando los dos aspectos clave del programa: el avión X-59 y las futuras operaciones de sobrevuelos sobre las comunidades.En febrero de 2016 la Administración Nacional de Aeronáutica y el Espacio le otorgó a la Skunk Works de Lockheed Martin un contrato sobre el diseño preliminar de una aeronave de este tipo.1 En 2017, la NASA comenzó a evaluar un modelo a escala del avión, de aproximadamente el 9% de su tamaño real, dentro del túnel de viento supersónico del Centro de Investigación John H. Glenn en Cleveland, Ohio. El modelo a escala fue probado a velocidades entre Mach 0,3 a Mach 1,6 con el fin de comprender la aerodinámica del diseño del avión, así como también los aspectos de su propulsión.2 Tiempo más tarde, el 2 de abril de 2018, la división Skunk Works fue finalmente seleccionada para llevar a cabo el diseño, la construcción y evaluación en vuelo de este avión, mediante un contrato de 247,5 millones de dólares.31El avión finalmente recibió la designación y el nombre X-59 QueSST por parte de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos el 26 de junio de 2018.4 Durante ese mismo año se comenzó a utilizar un simulador de vuelo en el Centro de Investigaciones de Vuelo Armstrong en la Base de la Fuerza Aérea Edwards, California5 y se continuó con pruebas de túnel de viento en el Centro de Investigación Langley en Hampton, Virginia, con un modelo a escala de aproximadamente el 8% del tamaño del avión. Durante esta evaluación se realizaron pruebas estáticas de estabilidad y control, pruebas dinámicas de oscilación forzada y pruebas de visualización del flujo de aire utilizando técnicas de humo y láser. La fase del vuelo simulado a un alto ángulo de ataque proporcionó más datos en mayores ángulos de cabeceo que las pruebas anteriores a las que el modelo había sido sometido.6 Las primeras partes del avión fueron manufacturadas en noviembre de 2018 y en mayo de 2019 comenzaron a llegar a la planta de producción de Lockheed Martin en Palmdale, California. En junio de ese año se comenzó el ensamblado del avión7 y Skunk Works publicó los resultados de su estudio sobre la viabilidad de la aeronave como concepto, lo que fue revisado por la NASA en septiembre de ese mismo año1. En agosto de 2019, el eXternal Visibility System (Sistema de Visibilidad Externa) del avión comenzó a ser probado exhaustivamente en vuelo a bordo de un Beechcraft King Air UC-12B modificado del Centro de Investigación Langley de la NASA, completando las pruebas con éxito.8 Por su innovación, en diciembre de 2019, el X-59 fue incluido entre las 100 más grandes innovaciones del año por la revista de divulgación científica estadounidense Popular Science, dentro de la categoría aeroespacial del premio.9 En el año 2020 se completó con el ensamblado inicial de las alas, y en diciembre se ensamblaron en conjunto la nariz, las alas y el empenaje del avión, lo que significó completar la mitad de la construcción de la aeronave.1011 En 2021, pilotos de prueba de la NASA comenzaron a realizar pruebas en vuelo del Sistema de Navegación Geoespacial de Integración de Ubicación Aérea (ALIGNS), diseñado para mejorar el posicionamiento aéreo preciso entre dos aeronaves en vuelo supersónico, a bordo de aviones McDonnell Douglas F-15 Eagle y F/A-18 Hornet del Centro de Investigaciones de Vuelo Armstrong desde la Base de la Fuerza Aérea Edwards en California, con el fin de prepararse para los futuros vuelos del X-59 en lo que respecta a la fase de evaluación acústica en vuelo del avión.12 El X-59 será trasladado temporalmente desde California hacia las instalaciones de Lockheed Martin en Texas para comenzar el año 2022 realizando una serie de pruebas críticas en tierra, para garantizar que la estructura de la aeronave es capaz soportar las aceleraciones y tensiones que normalmente ocurren durante el vuelo, en donde también, previo a su regreso hacia California, se evaluara su sistema de combustible. Posterior a ello se continuará con la construcción del avión, hasta que finalmente pueda realizar su primer vuelo más tarde en 2022.13 A futuro se espera que, luego de realizar las correspondientes pruebas en vuelo para verificar la aeronavegabilidad y el rendimiento esperado del avión, se pueda proceder a probar la tecnología supersónica silenciosa desde mediados de 2022 sobre ciudades a lo largo de los Estados Unidos, con el fin de no solo evaluar los sistemas de la aeronave sino que también las respuestas de las distintas comunidades. Estos resultados, a determinarse aproximadamente entre los años 2023 y 2025, podrían ayudar a dirigir el accionar del Comité sobre la Protección del Medio Ambiente y la Aviación (CAEP) de la Organización de Aviación Civil Internacional, estableciéndose nuevos estándares sobre ruido, permitiendo los viajes comerciales supersónicos sobre tierra.1415
Samantha O'Flaherty, ingeniera de pruebas de Jacobs Technology Inc. finalizando la configuración de un modelo de diseño preliminar del futuro X-59 dentro de un túnel de viento subsónico en el Centro de Investigación Langley de la NASA, 2017.Diseño[editar]
Si bien la cabina, el asiento eyectable y la carlinga de la aeronave provienen de un Northrop T-38 Talon, su tren de aterrizaje de un General Dynamics F-16 Fighting Falcon del Bloque 25 y su motor, el General Electric F414-GE-100 de 22 000 libras de empuje (98 kN) de los McDonnell Douglas F/A-18 Super Hornet16, el X-59, a diferencia de otras aeronaves convencionales, cuenta con alas diseñadas para interactuar con algunas de las características especiales que se encuentran en el diseño propio del avión, como su morro largo, su motor montado en la parte superior del fuselaje y sus canards, con el fin de controlar la ubicación y la fuerza de las ondas de choque del vuelo supersónico.17 Entre sus dimensiones se encuentran 29 metros de largo (94 ft) y una superficie alar de 9 m (29,5 ft). Su peso máximo de despegue será de 14 700 kg (32 300 lb) y se estima que la aeronave será capaz de alcanzar una velocidad crucero de Mach 1.42 (1510 km/h) a 55.000 pies de altura (16.800 m). Mediante su diseño poco convencional, de un fuselaje largo y angosto y canards para evitar que las ondas de choque se fusionen mediante coalescencia, se espera que el ruido del avión desde el suelo sea de alrededor de 60 decibelios. Mediante ello, además, la explosión o estampido sónico debería pasar a sentirse como un golpe, similar al de una puerta de un automóvil cerrándose, de aproximadamente 75 decibelios de nivel percibido, en comparación con los 105-110 decibelios de nivel percibidos que se experimentaban con el Aérospatiale/BAC Concorde. Sin embargo, la longitud de su largo y puntiagudo morro implica una obstrucción de toda la visión hacia adelante desde la cabina para su único tripulante, por lo que el X-59 utilizará un Sistema de Visión de Vuelo Mejorado (EVS) que consiste en una cámara de resolución 4K delantera con un ángulo de visión de 33° x 19°.18 Además, la subsidiaria de United Technologies, Collins Aerospace, fue seleccionada para suministrarle al X-59 su sistema de aviónica integrado Pro Line Fusion, para poder visualizar los efectos de la explosión sónica desde el suelo, agregándole también la capacidad de imagen infrarroja al Sistema de Visión de Vuelo Mejorado.19 La vista frontal de la aeronave, utilizada durante la mayor parte del desarrollo de sus futuros vuelos, será brindada por el Sistema de Visibilidad Externa (XVS) que fue previamente probado en vuelo bordo de un Beechcraft King Air UC-12B modificado del Centro de Investigación Langley de la NASA, mientras que para el aterrizaje se utilizará el sistema de imágenes multiespectrales Collins EVS-3600, que será instalado debajo de la nariz de la aeronave
Grafico de cuatro vistas del Lockheed X-59 QueSST con algunas de sus especificaciones.
Representación artística del Lockheed X-59 QueSST durante las futuras pruebas de las características supersónicas silenciosas, sobrevolando diversas comunidades en los Estados Unidos.3 -
Pero hay que participar, darle al boton rojo. Y recordar que para mas maximas recompensas 200 ahasta el 11 y otros 200 en la siguiente etapa.
1 -
Rockwell XFV-12
El Rockwell XFV-12 fue un prototipo de caza supersónico de la Marina de los Estados Unidos que se construyó en 1977. El diseño del XFV-12 intentó combinar la velocidad Mach 2 y el armamento AIM-7 Sparrow del McDonnell Douglas F-4 Phantom II en un VTOL ( despegue y aterrizaje vertical) caza para el pequeño Sea Control Ship que estaba bajo estudio en ese momento. Sobre el papel, parecía superior al caza de ataque subsónico Hawker Siddeley Harrier . Sin embargo, no pudo demostrar un despegue vertical sin ataduras y su incapacidad para cumplir con los requisitos de rendimiento terminó el programa.
XFV-12A en rampa en NAA en Columbus, Ohio Role luchador VTOL Fabricante rockwell internacional Estado Cancelado (1981) Usuario principal Marina de Estados Unidos Número construido 1 Diseño y desarrollo [ editar ]
El avión XFV-12A montado para vuelos estacionarios atados en las instalaciones de investigación de dinámica de impacto de Langley.
Maqueta de XFV-12A en la planta de América del Norte, Columbus, Ohio, ca. 1973.En 1972, la Armada emitió una solicitud de propuestas para un avión de combate/ataque supersónico V/STOL de próxima generación. El diseño de Rockwell con el XFV-12 ganó frente a la propuesta de Convair con el Convair Model 200 . [1] El XFV-12A, a pesar de que su concepto se consideraba arriesgado en comparación con el del Harrier, fue seleccionado para su desarrollo. [2]
Para reducir costes se utilizó el morro de un Douglas A-4 Skyhawk y tomas de aire del F-4. Las pruebas de la plataforma del motor comenzaron en 1974. [3] [ enlace muerto permanente ] Las pruebas de modelos de vuelo libre realizadas en el túnel de viento a escala real de Langley de la NASA mostraron que los niveles de aumento de empuje proyectados eran muy optimistas y que la aeronave probablemente sería incapaz de vuelo vertical en el empuje disponible, mientras que el diseño sigue siendo adecuado para el vuelo convencional. [2]
El XFV-12 usó un concepto de ala de empuje aumentado [3] en el que el escape se dirigiría a través de espacios en un ala abierta como persianas venecianas para aumentar la sustentación disponible, algo así como el fracasado XV-4 Hummingbird de Lockheed . Tal disposición restringió el transporte de armas debajo del fuselaje estrecho y dos montajes de misiles conformes. Sus canards eran extremadamente grandes, con casi el 50% del área de las alas, lo que la convertía efectivamente en un ala en tándem . El turboventilador de poscombustión de clase de 30.000 lbf (130 kN)El motor tenía suficiente empuje para levantar el peso del avión de 20.000 lb (9.072 kg). Se modificó para aumentar aún más el empuje para la elevación vertical. El escape del motor trasero se cerró y los gases se redirigieron a través de conductos a las boquillas eyectoras en las alas y canards para elevación vertical.
Historial operativo [ editar ]
Las pruebas en tierra del XFV-12A comenzaron en julio de 1977 y el avión se presentó oficialmente en las instalaciones de Rockwell International en Columbus, Ohio, el 26 de agosto. [2] Debido al aumento de los costos, se abandonó la construcción del segundo prototipo. [2]
Las pruebas de vuelo estacionario atado se realizaron en 1978. [2] En el transcurso de seis meses, se determinó que el diseño del XFV-12A sufría importantes deficiencias con respecto al vuelo vertical, especialmente la falta de suficiente empuje vertical. [2] Las pruebas de laboratorio mostraron que se debe esperar un aumento de empuje del 55%; sin embargo, las diferencias en el sistema ampliado redujeron los niveles de aumento al 19 % para el ala y solo al 6 % en el bulo. [2] Si bien los aumentadores funcionaron como se esperaba, los extensos conductos del sistema de propulsión degradaron el empuje y, al final, la relación potencia-peso fue tal que el motor fue capaz de levantar verticalmente solo el 75 % del peso del aeronave en la que se montó. [2]
Después de las pruebas, y con el programa sufriendo sobrecostos, la Armada decidió que no valía la pena seguir desarrollando el XFV-12A y canceló el proyecto en 1981. [2] La edición del 6 de octubre de 1975 de Aviation Week publicó un artículo sobre el Rockwell NA-382, que fue una propuesta aún más ambiciosa para la Infantería de Marina para instalar un ala similar al Lockheed C-130 Hercules , pero el plan nunca salió del tablero de dibujo. [4]
De los dos prototipos construidos, solo se completó uno, mientras que el segundo prototipo se canceló. [5]
El Cuerpo de Marines de los Estados Unidos finalmente adoptó el Harrier subsónico de diseño británico, el único diseño V/STOL verdaderamente exitoso de la década de 1960. Su reemplazo, el Lockheed Martin F-35 Lightning II , utiliza un ventilador impulsado por eje y una boquilla trasera giratoria para lograr un aterrizaje vertical. Está diseñado para vuelos supersónicos y verticales con un rendimiento de poco más de Mach 1.5 con armas y alcance comparables a los F-4 y F-18 más antiguos.
Aviones sobrevivientes [ editar ]
Después de la cancelación del programa, la aeronave se desmontó y la sección de la cabina del fuselaje se almacenó en la estación Plum Brook de la NASA en Sandusky, Ohio. A partir de mayo de 2012, un grupo de estudiantes de secundaria en el Centro de Carreras EHOVE , con la orientación del personal contratista de la NASA, restaurarían el fuselaje para usarlo como exhibición de museo. [6] [7] [ necesita actualización ]
Especificaciones [ editar ]
Datos de Jane's All the World's Aircraft 1979–80, [8] Jane's All the World's Aircraft 1980–81 [9]
Características generales
- Tripulación: 1
- Longitud: 43 pies 11 pulgadas (13,39 m)
- Envergadura: 28 pies 6,25 pulgadas (8,6932 m)
- Altura: 10 pies 4 pulgadas (3,15 m)
- Área del ala: 293 pies cuadrados (27,2 m 2 )
- Peso vacío: 13.800 lb (6.260 kg)
- Peso bruto: 19.500 libras (8.845 kg)
- Peso máximo al despegue: 24.250 lb (11.000 kg)
- Capacidad de combustible: 2763 L (730 gal EE. UU.; 608 gal imp.) en dos tanques de vejiga de fuselaje y dos tanques de ala integrales
- Planta motriz: 1 × Pratt & Whitney F401-PW-400 motor turbofan de postcombustión , 30.000 lbf (130 kN) con postquemador
Actuación
- Velocidad máxima: Mach 2.2-2.4
- Empuje/peso : 1,5 (convencional)
- Carrera de despegue: 300 pies (91 m) a 24,250 lb (11,000 kg)
Armamento
- Cañones: 1 cañón Vulcan M61 de 20 mm, 639 proyectiles
- Misiles: 2 AIM-7 Sparrow (transportados bajo el fuselaje) y 2 AIM-9L Sidewinder AAM o 4 AIM-7
3 -
Lockheed XFV
El Lockheed XFV (algunas veces era llamado Salmon1) fue un caza VTOL experimental de la Marina de los Estados Unidos. Prototipo construido por Lockheed para demostrar la operación de un caza de despegue y aterrizaje vertical para proteger los convoyes.
Tipo Caza VTOL experimental Fabricante Lockheed
Primer vuelo 23 de diciembre de 1953 (oficialmente: 16 de junio de 1954) Estado Retirado Usuario principal Armada de los Estados Unidos
Producción 1954 N.º construidos 1 esarrollo[editar]
Después de la Segunda Guerra Mundial, la Marina de los EE. UU. estaba buscando la forma de mejorar el equipamiento de buques y la defensa de los buques mercantes con aviones de despegue vertical. En 1950, se efectuó un concurso de diseño seleccionando Convair y Lockheed2 para que cada una construyera un avión de combate monoplaza con características de aterrizaje y despegue vertical. Cada uno utiliza un motor turbopropulsor Allison YT40-A-14 (junto a dos secciones T38 de poder montadas de lado a lado) con dos hélices a contra-rotación de tres hojas Curtiss-Wrigh. Los motores producían 5500 hp con 7100 eshp en el momento de despegue, lo que resulta en más de 10000 libras de empuje.
Diseño[editar]
Cuando se le adhirió el tren de aterrizaje fijo , el avión adquirió una apariencia inusual.3 Los empleados de Lockheed lo apodaron "pogo stick" (recordando a su rival el Convair XFY-14).
Pruebas y evaluación[editar]
Comenzando con una breve prueba, el 23 de diciembre de 1953 pilotado por Herman "Fish" Salmón, el avión efectuó un total de 32 vuelos, lo que demuestra la transición entre horizontal y vertical de vuelo. Sin embargo, no se realizaron despegues verticales. El avión fue equipado con tren de aterrizaje fijo, para que pudiera despegar horizontalmente. El rendimiento fue decepcionante, y el proyecto fue cancelado en junio de 1955.
Supervivientes[editar]
El único prototipo de vuelo terminó en el Sun 'n Fun Museo56 en Lakeland, Florida. Estando actualmente expuesto en el parque contiguo.7
El segundo prototipo, que nunca fue terminado, está en la entrada de Tutor NAS en Los Alamitos, California.
Especificaciones[editar]
- Características generales
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- Tripulación: 1
- Longitud: 36 ft 10,25 en (11,23 m)
- Envergadura: 30 pies 22 en (8,36 m)
- Altura: 36 pies 10,25 en (11,23 m)
- Superficie alar: 246 m² (22,85 m m²)
- Peso en vacío: 11.599 libras (5.261 kg kg)
- Cargado de peso: 16.221 libras (7.358 kg kg)
- Máximo al despegue: 16.221 libras (7.358 kg kg)
- Motor: 2 × 1 Allison XT40-A-14 turbohélice, cada uno ()
- Rendimiento
-
- Velocidad máxima: 580 mph (930 km / h)
- Velocidad de crucero: 410 mph (660 km / h)
- Rango: desconocido ()
- Techo 43.300 pies (13.100 m)
- Tasa de ascenso: 10.820 m / m (3.300 m / min)
- Carga alar: 65,9 lb / ft ² (322 kg / m²)
- Armamento
-
- 4 cañones 20 mm o 48 cohetes de 2,75
Nota: Las estimaciones de rendimiento sobre la base de un XFV con motor YT40-A-14
3 -
Convair XFY-1 Pogo
El Convair XFY Pogo fue un avión experimental de despegue y aterrizaje vertical “sentado sobre su cola” (tail sitter). Se pretendía investigar el potencial de un caza de pequeñas dimensiones que despegara y aterrizara en posición vertical, desde pequeñas plataformas instaladas en diversos tipos de buques.
Tipo Caza VTOL experimental Fabricante Convair
Primer vuelo 2 de noviembre de 1954 Usuario principal Armada de los Estados Unidos
Producción 1954 N.º construidos 1 prototipo escripción[editar]
Después de la Segunda Guerra Mundial, la Marina de los EE. UU. estaba buscando la forma de mejorar el equipamiento de defensa de los buques mercantes con aviones de despegue vertical.
La solicitud de propuestas era para un caza de un solo asiento de despegue y aterrizaje vertical de combate que se podría utilizar para escoltar convoyes, con base en buques de carga sin cubiertas de vuelo.1
El Pogo tiene una disposición de alas en delta y dos hélices contra-rotativas de tres aspas, con un motor turbopropulsado de 5500 CV Allison YT40-A-16.2 Se trataba de un avión de combate de alto rendimiento, capaz de operar desde pequeñas naves de guerra.
Aterrizar el XFY-1 era difícil ya que el piloto tenía que mirar por encima de su hombro mientras manipulaba cuidadosamente el acelerador mientras descendía.
Diseño y desarrollo[editar]
Tras la Segunda Guerra Mundial, el conflicto entre los Estados Unidos y la Unión Soviética impulsó al Ejército de los Estados Unidos y a la Marina para estudiar las operaciones VTOL. En mayo de 1951, Lockheed y Convair se adjudicaron contratos destinados a diseñar, construir y probar dos cazas experimentales VTOL que fueran adecuados para su uso por las fuerzas armadas.
A pesar de que las estipulaciones del contrato indicaban que cada fabricante dispondría dos prototipos, cada uno de ellos sólo fue capaz de construir uno, presentándose el Lockheed XFV-1, y el Convair XFY, apodado "Pogo".
Tests y evaluación[editar]
El piloto del XFY-1 debía entrar dificultosamente al avión.El 19 de abril de 1954, un piloto de pruebas de la reserva de la marina e ingeniero de la Convair, el teniente coronel James F. "Skeets" Coleman, hizo el primer vuelo amarrado en el Pogo. El XFY-1 es como ningún otro avión de hélice. Ningún avión anterior con un peso similar, la potencia del motor, o de ese tamaño nunca había intentado despegar y aterrizar verticalmente. Para la seguridad de la nave y su piloto, la primera prueba consistió en que el cono de la hélice fue retirado y enganchado a líneas de amarre de seguridad para el caso en que Cole-man perdiese el control de la nave y prevenir que el avión cayese al suelo.
En el otro extremo del cable conductor estaba otro ingeniero, Bob McGreary. A pesar de que Coleman nunca perdió el control, McGreary estaba controlando el cabestrante, que podría ser activado para tirar de los amarres que evitarían la caída de la nave a tierra. Para mayor seguridad de prevención, cuatro cables de seguridad se ataron a cada ala en el caso se perdiera el control en cualquier eje.
A lo largo de las siguientes semanas, Coleman realizó casi 60 horas de vuelos de prueba en el Pogo, y para el mes de agosto, la prueba se trasladó a condiciones exteriores. El 1 de agosto de 1954, Coleman conectado hizo al aire libre dos vuelos de prueba, en el segundo intento el modelo voló a una altura de 50 metros en el aire, y llegó a completar 70 ciclos de aterrizaje-despegue en la Estación Aérea Naval auxiliar de Brown Field, California.
La primera transición de vuelo horizontal a vertical y viceversa tuvo lugar el 2 de noviembre de 1954. Pero más tarde, en los vuelos con mayor duración, se encontraron deficiencias de diseño. Debido al ligero diseño y la falta de alerones y frenos de aire del Pogo, el avión carecía de la capacidad para frenar y detenerse de manera eficaz después de cambiar a altas velocidades. El aterrizaje también fue un problema, ya que el piloto tenía que mirar hacia atrás para estabilizar la nave. Debido a estos problemas, el proyecto XFY fue puesto en pausa.
Pruebas posteriores[editar]
Convair XFY-1.Aunque un vuelo de prueba se hizo el 19 de mayo de 1955, que terminó en fracaso de nuevo, el 1 de agosto de 1955, el proyecto concluyó formalmente. El último vuelo del Pogo tuvo lugar en noviembre de 1956.
Actualidad[editar]
El programa VTOL de la Armada fue un fracaso. El XFY y XFV no contribuyeron en nada al desarrollo de los modernos aviones VTOL. El Pogo se trasladó a la Museo Silverhill, Maryland, en 1973, donde se expone actualmente.
Especificaciones (XFY-1)[editar]
Características generales
- Tripulación: 1
- Longitud: 10,7 m (35 ft)
- Envergadura: 8,4 m (27,7 ft)
- Altura: 7 m (22,9 ft)
- Superficie alar: 33 m² (355 ft²)
- Peso vacío: 5345 kg (11 780,4 lb)
- Peso máximo al despegue: 7371 kg (16 245,7 lb)
- Planta motriz: 1× turbohélice Allison YT40-A-6.
- Hélices: 2× hélices tripala contrarrotatorias por motor.
Rendimiento
- Velocidad nunca excedida (Vne): 982 km/h (610 MPH; 530 kt) a 4570 msnm
- Velocidad crucero (Vc): 640 km/h (398 MPH; 346 kt)
- Alcance: 640 km (346 nmi; 398 mi) a 10000 msnm
- Techo de vuelo: 13.320 m
- Régimen de ascenso: 53,3 m/s (10 492 ft/min)
- Carga alar: 186 kg/m² (38,1 lb/ft²)
Armamento
- Cañones: 4× 20 mm (propuesto)
- Cohetes: 46 × cohete 69,85 mm (2,76) Mc-4 colocados en el área alar (propuesto).
3 -
Mil Mi-30
El Mil Mi-30 (también conocido como Vintoplan ) fue un concepto STOL / VTOL de rotor basculante ruso que se originó en 1972. El Mil Mi-30 Vintoplan habría sido un avión de transporte para hasta 19 pasajeros o dos toneladas de carga. Su propósito era reemplazar los helicópteros Mi-8 y Mi-17 . [1]
Historia [ editar ]
Las primeras empresas de aviones de rotor basculante se fundaron en la década de 1940; el proyecto Vintoplan fue retomado y continuado por estas empresas unos años después del primer desarrollo. El Mil Design Bureau siguió de cerca los proyectos de rotor basculante en Bell Helicopters, y el concepto que propuso Bell les pareció convincente. En 1972, los diseñadores de Mil iniciaron un diseño similar, el Mi-30. [1] A principios de la década de 1980, científicos y diseñadores de helicópteros armaron un diseño y varios diseños para este complicado avión. Se esperaba que el diseño original del Mil Mi-30 Vintoplan usara un motor de eje turbo TV3-117 con un motor de cuatro cilindros . rotor de hélice con palas en cada ala; el diseño original del Mil Mi-30 tenía varios problemas: Aeroelasticidad, dinámica de construcción, características de los aparatos convertidores, aerodinámica y dinámica de vuelo . [1] El Vintoplan pasó por varios diseños y diseños diferentes, pasando de tener 2 motores a 3 o 4 motores y nuevamente a 2 motores. [2]
En 1981, un decreto emitido sobre el desarrollo del Mil Mi-30 Vintoplan hizo una propuesta al cliente y las instituciones de MAP, poco después de que el ejército aprobara el Vintoplan pero deseara motores más grandes y potentes. En el desarrollo, la capacidad de peso se elevó a 3-5 toneladas, y el límite de pasajeros se elevó a 32. [2] En 1986-1995, el Mil Mi-30 se incluyó en el programa de armamentos. Sin embargo, debido al colapso de la Unión Soviética y su economía, el Mil Mi-30 no tuvo éxito en la nueva era de la tecnología. [1]
El Vintoplan Mil Mi-30 se incluyó en el plan de 5 años en la Unión Soviética de 1989 a 1995, pero el proyecto nunca se completó. En el último año, los expertos de OKB en la Unión Soviética diseñaron tres modelos diferentes del Mil Mi-30, cada uno con diseños únicos: Mi-30S, Mi-30D y Mi-30L. [1]
Un proyecto de rotor basculante no tripulado se inició en Rusia en 2015 y el primer vuelo se realizó a principios de 2016. [3] [4]
4 -
Northrop YA-9
El Northrop YA-9 fue un prototipo de avión de ataque a tierra y apoyo aéreo cercano desarrollado por Northrop para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos. Fue descartado en favor de su competidor, el YA-10 de Fairchild, que se convirtió en el A-10 Thunderbolt II.
Prototipo del Northrop YA-9.Tipo Prototipo de avión de ataque a tierra y apoyo aéreo cercano Fabricante Northrop
Primer vuelo 30 de mayo de 19721 Estado Cancelado Usuario principal NASA
N.º construidos 2 Desarrollo y diseño[editar]
Northrop YA-9A.Programa A-X[editar]
A mediados de 1966, con intención de buscar un nuevo avión de ataque, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos formó la oficina del programa denominado Attack Experimental (A-X).2 El oficial a cargo del proyecto fue el coronel Avery Kay. A continuación, el 6 de marzo de 1967, la Fuerza Aérea distribuyó una solicitud de información a 21 contratistas de defensa para el desarrollo del programa A-X, con el objetivo de crear un estudio de diseño para un avión de ataque de bajo coste.3 En 1969, el Secretario de la Fuerza Aérea pidió al analista de sistemas de defensa Pierre Sprey que redactara las especificaciones detalladas para el proyecto A-X propuesto. No obstante, la participación inicial de Sprey se mantuvo en secreto debido a la anterior polémica con su participación en el programa F-X, que sirvió para crear el F-15 Eagle.3 Los debates de Sprey con pilotos de aviones de ataque A-1 Skyraider que estaban operando en Vietnam y el análisis de eficiencia de las aeronaves que estaban siendo utilizadas en ese papel, indicaron que el avión de ataque ideal debería de poder permanecer mucho tiempo merodeando, ser maniobrable a baja velocidad, disponer de una potencia de fuego de cañón masiva, y tener una capacidad de supervivencia extrema;3 un avión que tuviera las mejores características de aviones como los Ilyushin Il-2 Shturmovik, Henschel Hs 129 y A-1 Skyraider. Las especificaciones también exigían que el avión tuviese un coste inferior a 3 millones de dólares de la época.3
En mayo de 1970, la Fuerza Aérea emitió una solicitud de propuestas modificada y mucho más detallada. La amenaza de las fuerzas blindadas de la Unión Soviética, y las operaciones de ataque todo tiempo se hicieron más importantes. Entonces se incluía en los requerimientos que el avión debía ser diseñado específicamente para el cañón de 30 mm. También se pedía un avión con una velocidad máxima de 740 km/h, una distancia de despegue de 1200 m, una carga externa de 7300 kg, un radio de combate de 460 km, y un coste unitario de 1,4 millones de dólares.4 Al mismo tiempo fue emitida una solicitud de propuestas para el cañón de 30 mm del A-X, pidiendo una alta cadencia de tiro (4000 disparos/minuto) y una alta velocidad de salida.5
Competición[editar]
Fairchild YA-10A, competidor del YA-9A en el programa A-X.Seis compañías enviaron sus propuestas a la USAF, siendo seleccionadas Northrop y Fairchild-Republic para construir los prototipos: el Northrop YA-9A y el Fairchild-Republic YA-10A respectivamente. Por otra parte, General Electric y Philco-Ford fueron escogidas para fabricar y probar los prototipos del cañón GAU-8 Avenger.6
El YA-9A realizó su primer vuelo el 30 de mayo de 1972. Tras las pruebas y una competición contra el YA-10A, que comenzó el 10 de octubre y duró prácticamente dos meses, la Fuerza Aérea anunció, el 18 de enero de 1973, la elección del YA-10A de Fairchild-Republic para entrar en producción. El YA-9A había completado 147 horas de vuelo en 123 salidas, mientras que su competidor, 138,5 horas en 87 despegues. Las principales razones de la elección del avión de Fairchild-Republic fueron que sus alas ofrecían una mayor capacidad de carga y mejor acceso, era más manejable en el suelo y era más sencillo de fabricar. Los dos prototipos A-9A fueron transferidos a la NASA para ser probados en vuelo antes de ser retirados.17
Supervivientes[editar]
- 71-1367: Base de la Fuerza Aérea Edwards (California, Estados Unidos).
- 71-1368: March Field Air Museum, March Air Reserve Base (California, Estados Unidos).
Especificaciones (YA-9)[editar]
Vista trasera del YA-9.Características generales
- Tripulación: Uno (piloto)
- Longitud: 16,3 m (53,5 ft)
- Envergadura: 16,3 m (53,5 ft)
- Altura: 5,4 m (17,7 ft)
- Superficie alar: 53,9 m² (580 ft²)
- Peso vacío: 10 467 kg (23 069,3 lb)
- Peso cargado: 12 961 kg (28 566 lb)
- Peso máximo al despegue: 12 961 kg (28 566 lb)
-
Planta motriz: 2× turbofán Lycoming YF102-LD-100.
- Empuje normal: 33,4 de empuje cada uno.
Rendimiento
- Velocidad máxima operativa (Vno): 837 km/h (520 MPH; 452 kt)
- Empuje/peso: 0,33
Armamento
-
Cañones:
- 1x M61 Vulcan de 20 mm
- Otros: Hasta 8350 kg de armamento externo
4 -
Ilyushin Il-102
El Ilyushin Il-102 (en ruso: Ил-102) fue un avión a reacción de ataque a tierra, diseñado por Ilyushin, y que realizó su primer vuelo el 25 de septiembre de 1982.1 Esta aeronave nunca fue seleccionada para entrar en producción, dado que fue sobrepasada por el Su-25, y tan solo dos prototipos fueron desarrollados para su evaluación.
Esta aeronave estaba motorizada con dos Tumansky I-88. Una de las características más inusuales de este avión era el disponer de una torreta trasera para su autodefensa, algo que no se veía en los aviones de ataque al suelo desde la Segunda Guerra Mundial, como el Il-2 Shturmovik y el Il-10, los antecesores conceptuales del Il-102.
Uno de los prototipos del Il-102 en tierra.Tipo Avión de ataque a tierra Fabricante Ilyushin
Primer vuelo 25 de septiembre de 1982 Estado Cancelado N.º construidos 2 prototipos Desarrollo del Ilyushin Il-40 4 -
Dassault Mirage 4000
El Dassault Mirage 4000 (a veces llamado Super Mirage 4000 ) fue un prototipo de avión de combate birreactor francés desarrollado por Dassault-Breguet a partir de su Mirage 2000 .
Diseño y desarrollo [ editar ]
El Mirage 4000 era notablemente más grande y pesado que el Mirage 2000 de un solo motor, el 4000 tenía dos turboventiladores SNECMA M53-2 . [1] También presentaba pequeños canards sobre las tomas de aire del motor y un verdadero dosel de burbujas , en comparación con el Mirage 2000 y los Mirages anteriores. A pesar de los cambios, los dos aviones se mantuvieron similares, compartiendo el diseño del ala delta , las tomas de aire semicónicas tipo Oswatitsch y la configuración general. [ cita requerida ]
El Mirage 4000 voló por primera vez el 9 de marzo de 1979. [1] Fue financiado como empresa privada por Dassault. [1] El Mirage 4000 era comparable en tamaño al F-15 Eagle de los Estados Unidos , y fue diseñado para ser tanto un interceptor de largo alcance como un cazabombardero capaz. [ cita requerida ]
A principios de la década de 1980, Dassault finalizó el programa poco después de que los saudíes eligieran el Tornado (ver el acuerdo de armas de Al-Yamamah ) como su avión preferido. Irán se había perdido como cliente potencial después del golpe contra el Sha en 1979. [2] La Fuerza Aérea francesa prefirió concentrarse en el Mirage 2000, dejando a Dassault sin clientes. Parte de la experiencia así adquirida influiría más tarde en el Dassault Rafale . [3]
El único prototipo se trasladó a su residencia definitiva en el Musée de l'air et de l'espace (Museo del Aire y del Espacio de París) en 1992. [4]
Especificaciones (Mirage 4000) [ editar ]
Datos de Jane's all the World's Aircraft 1984–85, [5] Dassault Aviation [6]
Características generales
- Tripulación: 1
- Longitud: 18,7 m (61 pies 4 pulgadas)
- Envergadura: 12 m (39 pies 4 pulgadas)
- Altura: 5,8 m (19 pies 0 pulgadas)
- Área del ala: 73 m 2 (790 pies cuadrados)
- Peso bruto: 16.100 kg (35.494 lb) de peso de combate
- Capacidad de combustible: aproximadamente 11 000 L (2900 gal EE. UU.; 2400 gal imp.) de combustible interno
- Planta motriz: 2 × motores turbofan de postcombustión SNECMA M53-2 , 64,3 kN (14 500 lbf) de empuje cada uno en seco, 95,1 kN (21 400 lbf) con postquemador
Actuación
- Velocidad máxima: 2445 km / h (1519 mph, 1320 nudos) velocidad de nivel máximo
- Velocidad máxima: Mach 2.3
- Velocidad máxima sostenida: M2.2
- Velocidad de aproximación: 260 km / h (160 mph; 140 nudos)
- Alcance: 2000 km (1200 millas, 1100 millas náuticas)
- Alcance de combate: 1850 km (1150 mi, 1000 nmi) más, con tanques externos y módulo de reconocimiento
- Techo de servicio: 20.000 m (66.000 pies)
- Velocidad de ascenso: 305 m/s (60 000 pies/min)
- Tiempo hasta la altitud: 15 000 m (49 213 pies) (M2) 3 minutos
- Carga alar: 220 kg/m 2 (45 libras/pies cuadrados) en peso de combate
Armamento
- Armas:
-
- 2 cañones DEFA de 30 mm (1,181 in) con 125 rpg
-
Puntos fuertes: 11 con una capacidad de 8.000 kg (17.637 lb) + , con provisiones para transportar combinaciones de:
- Otro:
-
- hasta 3 tanques de caída de 2500 L (660 gal EE.UU.; 550 gal imp.)
- Cápsula FLIR
- vaina de reconocimiento
- módulo de designación láser
- Cohetes:
-
- hasta 4 cápsulas de cohetes
- Misiles:
-
- 2x AAM de largo alcance
- 8-14 AAM avanzados
- hasta 4 asambleas generales
- Bombas:
-
- bombas de hasta 27 x 250 kg (551 lb)
Espejismo 4000 
Prototipo Mirage 4000 Role Prototipo de avión de combate origen nacional Francia Fabricante Dassault-Breguet Primer vuelo 9 de marzo de 1979 Estado Programa cancelado en la década de 1980 Usuario principal Fuerza Aérea Francesa (prevista) Número construido 1 Desarrollado por Dassault Mirage 2000 
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Avro Canadá CF-105 Arrow
El Avro Canada CF-105 Arrow fue un avión interceptor de ala delta diseñado y construido por Avro Canada . El CF-105 prometía velocidades de Mach 2 a altitudes superiores a los 50 000 pies (15 000 m) y estaba destinado a servir como interceptor principal de la Royal Canadian Air Force (RCAF) en la década de 1960 y más allá. [3]
El Arrow fue la culminación de una serie de estudios de diseño iniciados en 1953 que examinaron versiones mejoradas del Avro Canada CF-100 Canuck . Después de un estudio considerable, la RCAF seleccionó un diseño mucho más poderoso y el desarrollo serio comenzó en marzo de 1955. El avión estaba destinado a ser construido directamente desde la línea de producción, omitiendo la fase tradicional de prototipo construido a mano. El primer Arrow Mk. 1, RL-201, se presentó al público el 4 de octubre de 1957, el mismo día del lanzamiento del Sputnik I.
Las pruebas de vuelo comenzaron con el RL-201 el 25 de marzo de 1958 y el diseño demostró rápidamente un excelente manejo y rendimiento general, alcanzando Mach 1,9 en vuelo nivelado. Impulsado por Pratt & Whitney J75 , otros cuatro Mk. Se completaron 1s, RL-202, RL-203, RL-204 y RL-205. El motor Orenda Iroquois , más liviano y potente , pronto estuvo listo para las pruebas, y el primer Mk 2 con el Iroquois, RL-206, estuvo listo para las pruebas de rodaje en preparación para las pruebas de vuelo y aceptación por parte de los pilotos de RCAF a principios de 1959.
El 20 de febrero de 1959, el primer ministro de Canadá, John Diefenbaker , detuvo abruptamente el desarrollo tanto del Arrow como de sus motores Iroquois antes de que pudiera llevarse a cabo la revisión del proyecto programada para evaluar el programa. [4] Canadá intentó vender el Arrow a EE. UU. y Gran Bretaña, pero no se llegó a ningún acuerdo. [5] Dos meses después, se ordenó la destrucción de la línea de montaje, las herramientas, los planos, los fuselajes existentes y los motores. La cancelación fue tema de considerable controversia política en ese momento, y la posterior destrucción del avión en producción sigue siendo un tema de debate entre historiadores y expertos de la industria. "Esta acción puso efectivamente a Avro fuera del negocio y su personal de ingeniería y producción altamente calificado se dispersó". [6]
Lanzamiento del primer CF-105 Arrow Role Interceptador origen nacional Canadá Fabricante Canadá Primer vuelo 25 de marzo de 1958 Estado Cancelado (20 de febrero de 1959) Usuario principal Real Fuerza Aérea Canadiense producido 1957-1959 (el trabajo de diseño comenzó en 1953) Número construido 5 [1] [2] Diseño y desarrollo [ editar ]
Antecedentes [ editar ]
En el período posterior a la Segunda Guerra Mundial, la Unión Soviética comenzó a desarrollar una flota capaz de bombarderos de largo alcance con la capacidad de lanzar armas nucleares en América del Norte y Europa. [7] La principal amenaza provino principalmente de los bombardeos de alta velocidad y gran altitud lanzados desde la Unión Soviética que viajaban sobre el Ártico contra bases militares y centros industriales construidos en Canadá y Estados Unidos. [8] Para contrarrestar esta amenaza, los países occidentales desarrollaron interceptores que podían atacar y destruir estos bombarderos antes de que alcanzaran sus objetivos. [9] [10]
A. V. Roe Canada Limited se había establecido como una subsidiaria de Hawker Siddeley Group en 1945, inicialmente manejando trabajos de reparación y mantenimiento de aeronaves en el Aeropuerto de Malton, Ontario , hoy conocido como Aeropuerto Internacional Toronto Pearson . Al año siguiente, la compañía comenzó el diseño del primer caza a reacción de Canadá para la Royal Canadian Air Force (RCAF), el interceptor para todo clima Avro CF-100 Canuck. [11] El Canuck pasó por una larga y problemática etapa de prototipo antes de entrar en servicio siete años después, en 1953. [12] Sin embargo, se convirtió en uno de los aviones más duraderos de su clase, sirviendo en una variedad de funciones hasta 1981. [13]
Reconociendo que los retrasos que afectaron el desarrollo y el despliegue del CF-100 también podrían afectar a su sucesor, y el hecho de que los soviéticos estaban trabajando en nuevos bombarderos a reacción que harían que el CF-100 fuera ineficaz, la RCAF comenzó a buscar un reemplazo supersónico armado con misiles para el Canuck incluso antes de que entrara en servicio. [14] En marzo de 1952, el informe final de la RCAF del equipo de requisitos del interceptor para todo clima se presentó a Avro Canada. [15]
Mayores velocidades [ editar ]
La ingeniería de Avro ya había estado considerando problemas supersónicos en este punto. El vuelo supersónico funciona de una manera muy diferente y presenta una serie de problemas nuevos. Uno de los más críticos y sorprendentes fue la aparición repentina de una nueva forma de arrastre , conocida como arrastre de olas . Los efectos del arrastre de las olas eran tan fuertes que los motores de la época no podían proporcionar suficiente potencia para superarlo, lo que llevó al concepto de " barrera del sonido ". [dieciséis]
La investigación alemana durante la Segunda Guerra Mundial había demostrado que la aparición de la resistencia de las olas se redujo en gran medida mediante el uso de superficies aerodinámicas que variaban en curvatura lo más gradualmente posible. Esto sugirió el uso de superficies aerodinámicas más delgadas con una cuerda mucho más larga que la que los diseñadores habrían usado en aviones subsónicos. Estos diseños no eran prácticos porque dejaban poco espacio interno en el ala para armamento o combustible. [17]
Los alemanes también descubrieron que era posible "engañar" el flujo de aire para que tuviera el mismo comportamiento si se usaba un perfil aerodinámico convencional más grueso barrido hacia atrás en un ángulo agudo, creando un ala en flecha . Esto proporcionó muchas de las ventajas de un perfil aerodinámico más delgado y al mismo tiempo retuvo el espacio interno necesario para la resistencia y el almacenamiento de combustible. Otra ventaja fue que las alas estaban libres de la onda de choque supersónica generada por la nariz del avión. [17]
Casi todos los proyectos de cazas en la era de la posguerra aplicaron inmediatamente el concepto, que comenzó a aparecer en los cazas de producción a finales de la década de 1940. Los ingenieros de Avro exploraron las modificaciones del ala en flecha y la cola del CF-100 conocido como CF-103 , que había pasado a la etapa de maqueta de madera. El CF-103 ofreció un rendimiento transónico mejorado con habilidades supersónicas en una inmersión. El CF-100 básico continuó mejorando durante este período y las ventajas se erosionaron continuamente. [18] Cuando un CF-100 rompió la barrera del sonido el 18 de diciembre de 1952, el interés por el CF-103 se desvaneció.
Alas delta [ editar ]
En el momento en que establecimos el diseño del CF-105, había una controversia un tanto emocional en los Estados Unidos sobre los méritos relativos de la forma del plano delta versus el ala recta para aviones supersónicos... nuestra elección de un avión sin cola delta se basó principalmente en el compromiso de intentar lograr la eficiencia estructural y aeroelástica, con un ala muy delgada y, al mismo tiempo, lograr la gran capacidad interna de combustible requerida para el rango especificado.
—Diseñador James C. Floyd [19]
Otra solución al problema de la alta velocidad es el ala delta . El ala delta tenía muchas de las mismas ventajas que el ala en flecha en términos de rendimiento transónico y supersónico, pero ofrecía mucho más espacio interno y área de superficie general. Esto proporcionó más espacio para el combustible, una consideración importante dados los primeros motores a reacción ineficientes de la época, y la gran área del ala proporcionó una amplia sustentación a grandes altitudes. El ala delta también permitió aterrizajes más lentos que las alas en flecha en ciertas condiciones. [20]
Las desventajas del diseño fueron un mayor arrastre a velocidades y altitudes más bajas, y especialmente un mayor arrastre durante las maniobras. Para la función de interceptor, estas eran preocupaciones menores, ya que la aeronave pasaría la mayor parte de su tiempo volando en línea recta a grandes altitudes y velocidades, mitigando estas desventajas. [20]
Otras propuestas basadas en el ala delta dieron como resultado dos versiones del diseño conocido como C104: el monomotor C104/4 y el bimotor C104/2. [15] Por lo demás, los diseños eran similares, utilizando un ala delta de montaje bajo y un estabilizador vertical muy inclinado. Las principales ventajas del C104/2 eran la confiabilidad de su bimotor y un tamaño general más grande, lo que ofrecía una bahía de armas interna mucho más grande. [21] Las propuestas se presentaron a la RCAF en junio de 1952. [22]
AIR 7-3 y C105 [ editar ]
Las intensas discusiones entre Avro y la RCAF examinaron una amplia gama de tamaños y configuraciones alternativas para un interceptor supersónico, que culminó en la especificación AIR 7-3 de la RCAF en abril de 1953. AIR 7-3 pidió específicamente un avión bimotor de dos tripulantes con un rango de 300 millas náuticas (556 km ) para una misión de baja velocidad normal y 200 nmi (370 km) para una misión de intercepción de alta velocidad. También especificó la operación desde una pista de 6.000 pies (1.830 m) ; una velocidad de crucero Mach 1,5 a una altitud de 70.000 pies (21.000 m) ; y maniobrabilidad para giros de 2 g sin pérdida de velocidad o altitud a Mach 1,5 y 50 000 pies. La especificación requería cinco minutos desde el arranque de los motores de la aeronave hasta alcanzar una altitud de 50.000 pies y Mach 1,5. También debía tener un tiempo de respuesta en tierra de menos de 10 minutos . [23] Un equipo de la RCAF dirigido por Ray Foottit visitó a los fabricantes de aeronaves estadounidenses y encuestó a los fabricantes británicos y franceses antes de concluir que ninguna aeronave existente o planificada podría cumplir con estos requisitos. [24]
En 1955, Avro estimó el desempeño del Arrow Mk 2 (con Iroquois) de la siguiente manera, a partir de la evaluación británica de enero de 1955 titulada Evaluación del CF.105 como caza para todo clima para la RAF: "Velocidad máxima Mach 1.9 a 50,000 pies, combate velocidad de Mach 1,5 a 50.000 pies y 1,84 G sin energía de sangrado, tiempo a 50.000 pies de 4,1 minutos, techo de ascenso de 500 pies por minuto de 62.000 pies, radio de 400 millas náuticas en una misión de alta velocidad, radio de 630 millas náuticas en una misión de baja misión de velocidad, no se proporciona el alcance del transbordador, pero se estima en 1500 millas náuticas". [25]
Avro presentó su diseño C105 modificado en mayo de 1953, esencialmente una versión para dos personas del C104/2. Un cambio a un ala "montada en el hombro" permitió un acceso rápido a las partes internas, la bahía de armas y los motores de la aeronave. El nuevo diseño también permitió que el ala se construyera como una estructura única asentada en la parte superior del fuselaje, simplificando la construcción y mejorando la resistencia. El diseño y el posicionamiento del ala requerían un tren de aterrizaje principal largo que aún tenía que caber dentro del ala delta delgada, lo que presentaba un desafío de ingeniería. En el informe se describieron cinco tamaños de alas diferentes, que oscilan entre 1000 pies 2 y 1400 pies 2 (93 m 2 a 130 m 2 ) ; los 1.200 pies 2 (111 m 2) finalmente se seleccionó la versión de tamaño. [26]
La selección de motor principal fue el Rolls-Royce RB.106 , un diseño avanzado de dos carretes que ofrece alrededor de 21 000 libras de fuerza (93 kN). Los diseños de respaldo fueron el Bristol Olympus OL-3 , la versión Curtiss-Wright J67 fabricada en EE. UU. Del OL-3 o los motores Orenda TR.9 . [27]
El armamento se almacenó en una gran bahía interna ubicada en una posición de "vientre", ocupando más de un tercio del fuselaje del avión. Se podría desplegar una amplia variedad de armas desde esta bahía, como el misil guiado Hughes Falcon , el misil aire-aire CARDE Velvet Glove o cuatro bombas de propósito general de 1,000 libras. [28] El misil guiado por radar Velvet Glove había estado en desarrollo con la RCAF durante algún tiempo, pero se creía inadecuado para velocidades supersónicas y carecía de potencial de desarrollo. En consecuencia, el trabajo adicional en ese proyecto se canceló en 1956. [29]
En julio de 1953, se aceptó la propuesta y se dio luz verde a Avro para iniciar un estudio de diseño completo bajo el nombre del proyecto: "CF-105". [30] En diciembre, se proporcionaron 27 millones de dólares canadienses para iniciar el modelado de vuelos. Al principio, el proyecto tenía un alcance limitado, pero la introducción del bombardero a reacción soviético Myasishchev M-4 Bison y la prueba de la bomba de hidrógeno por parte de la Unión Soviética el mes siguiente cambiaron drásticamente las prioridades de la Guerra Fría . [31] En marzo de 1955, el contrato se actualizó a CA $ 260 millones para cinco aviones de prueba de vuelo Arrow Mk.1, seguidos por 35 Arrow Mk. 2s con motores de producción y sistemas de control de incendios . [32]
Producción [ editar ]
Para cumplir con el cronograma establecido por RCAF, Avro decidió que el programa Arrow adoptaría el plan Cook-Craigie . Normalmente, una pequeña cantidad de prototipos de un avión se construyeron y volaron a mano para encontrar problemas, y cuando se encontraron soluciones, estos cambios se trabajaron en el diseño y luego se estableció la línea de producción. En un sistema Cook-Craigie, la línea de producción se instaló primero y se construyó una pequeña cantidad de aviones como modelos de producción. [33] [34]Cualquier cambio se incorporaría a las plantillas mientras continuaban las pruebas, y la producción completa comenzaría cuando se completara el programa de prueba. Como señaló Jim Floyd en ese momento, se trataba de un enfoque arriesgado: "Se decidió asumir los riesgos técnicos involucrados para ahorrar tiempo en el programa... No pretenderé que esta filosofía de construcción tipo producción desde el principio no causó nos dio muchos problemas en Ingeniería. Sin embargo, logró su objetivo". [19]
Para mitigar los riesgos, se inició un programa de pruebas masivas. A mediados de 1954, se emitieron los primeros planos de producción y se inició el trabajo en el túnel de viento, junto con extensos estudios de simulación por computadora llevados a cabo tanto en Canadá como en los Estados Unidos utilizando sofisticados programas informáticos. [35] En un programa relacionado, se montaron nueve modelos de vuelo libre instrumentados en propulsores de cohetes Nike de combustible sólido y se lanzaron desde Point Petre sobre el lago Ontario, mientras que se lanzaron dos modelos adicionales desde las instalaciones de la NASA en Wallops Island , Virginia, sobre el océano Atlántico. . Estos modelos fueron para pruebas de estabilidad y resistencia aerodinámica, volados a una velocidad máxima de Mach 1.7+ antes de estrellarse intencionalmente contra el agua. [36] [37]
Los experimentos mostraron la necesidad de solo una pequeña cantidad de cambios de diseño, principalmente relacionados con el perfil y el posicionamiento del ala. Para mejorar el rendimiento de alto alfa , se inclinó el borde de ataque del ala, especialmente en las secciones exteriores, se introdujo un diente de perro en aproximadamente la mitad de la envergadura para controlar el flujo en toda la envergadura, [38] y se le dio a todo el ala una ligera inclinación negativa que ayudó a controlar el arrastre y el cabeceo del trim. [39] El principio de la regla del área , hecho público en 1952, también se aplicó al diseño. Esto resultó en varios cambios, incluida la adición de un cono de cola, el perfil de la punta del radar, el adelgazamiento de los labios de admisión y la reducción del área de la sección transversal del fuselaje debajo del dosel.[19]
La construcción del fuselaje era bastante convencional, con una estructura semi- monocasco y un ala de varios largueros. La aeronave utilizó una medida de magnesio y titanio en el fuselaje, este último limitado en gran medida al área alrededor de los motores y los sujetadores. El titanio todavía era caro y no se usaba mucho porque era difícil de mecanizar. [40]
El ala delgada de Arrow requirió el primer sistema hidráulico de aviación de 28 MPa ( 4,000 lb/in 2 ) para suministrar suficiente fuerza a las superficies de control, [ cita requerida ] mientras se usaban pequeños actuadores y tuberías. Un fly-by-wire rudimentarioSe empleó un sistema, en el que la entrada del piloto era detectada por una serie de transductores sensibles a la presión en la palanca, y su señal se enviaba a un servo de control electrónico que operaba las válvulas en el sistema hidráulico para mover los diversos controles de vuelo. Esto resultó en una sensación de falta de control; Debido a que la entrada de la palanca de control no estaba conectada mecánicamente al sistema hidráulico, las variaciones en la contrapresión de las superficies de control de vuelo que normalmente sentiría el piloto ya no podrían transmitirse de regreso a la palanca. Para recrear una sensación de tacto, la misma caja de control electrónico respondió rápidamente a las fluctuaciones de contrapresión hidráulica y activó actuadores en la palanca, haciendo que se moviera ligeramente; este sistema, llamado "sensación artificial", también fue el primero. [41]
En 1954, se canceló el programa RB.106 , lo que requirió el uso del motor de respaldo Wright J67 en su lugar. En 1955, este motor también fue cancelado, dejando el diseño sin motor. En este punto, se seleccionó el Pratt & Whitney J75 para los modelos iniciales de vuelo de prueba, mientras que el nuevo motor TR 13 se desarrolló en Orenda para los Mk 2 de producción. [42]
Después de evaluar las maquetas de ingeniería y la maqueta de madera a gran escala en febrero de 1956, la RCAF exigió cambios adicionales, seleccionando el avanzado sistema de control de fuego RCA-Victor Astra disparando el igualmente avanzado United States Navy Sparrow II en lugar del Combinación MX-1179 y Falcon. Avro se opuso verbalmente con el argumento de que ninguno de estos estaba siquiera en prueba en ese momento, mientras que tanto el MX-1179 como el Falcon estaban casi listos para la producción y habrían sido casi tan efectivos para "un gran ahorro en costos". [43] El Astra demostró ser problemático ya que el sistema tuvo un largo período de retrasos, y cuando la USN canceló el Sparrow II en 1956, Canadairfue contratado rápidamente para continuar con el programa Sparrow en Canadá, aunque también expresaron su gran preocupación por el proyecto y la mudanza agregó aún más gastos. [44]
Lanzamiento y pruebas de vuelo [ editar ]
RL-204, finales de 1958El visto bueno para la producción se dio en 1955. [45] El lanzamiento del primer CF-105, marcado como RL-201, tuvo lugar el 4 de octubre de 1957. La compañía había planeado capitalizar el evento, invitando a más de 13.000 invitados a la ocasión. [46] Desafortunadamente para Avro, la atención de los medios y el público por el lanzamiento de Arrow se vio empequeñecida por el lanzamiento del Sputnik el mismo día. [9] [47]
El motor J75 era un poco más pesado que el PS-13 y, por lo tanto, requería que se colocara lastre en la nariz para devolver el centro de gravedad a la posición correcta. Además, el sistema de control de tiro del Astra no estaba listo y también fue reemplazado por lastre. La bahía de armas que de otro modo no se usaría se cargó con equipo de prueba. [48]
El avión, a velocidades supersónicas, era agradable y fácil de volar. Durante la aproximación y el aterrizaje, las características de manejo se consideraron buenas... En mi segundo vuelo... las características generales de manejo del Arrow Mark 1 mejoraron mucho... En mi sexto y último vuelo... el control errático en el El avión rodante, encontrado en el último vuelo, ya no estaba allí... Se estaba haciendo un progreso excelente en el desarrollo... Desde donde yo estaba sentado, el Arrow funcionaba como se predijo y cumplía con todas las garantías.
—Jack Woodman, el único piloto de la RCAF que voló el Arrow [49]
El RL-201 voló por primera vez el 25 de marzo de 1958 con el piloto principal de pruebas de desarrollo S/L Janusz Żurakowski a los mandos. [50] En los siguientes 18 meses se entregaron cuatro Mk 1 con motor J75 más. Los vuelos de prueba, limitados a la "prueba de concepto" y la evaluación de las características del vuelo, no revelaron fallas graves de diseño. [51] [52] El CF-105 demostró un excelente manejo durante todo el vuelo, en gran parte debido a las cualidades naturales del ala delta, pero la responsabilidad también se puede atribuir al sistema de aumento de estabilidad de Arrow . [53] El avión se volvió supersónico en su tercer vuelo y, [50] en el séptimo, rompió 1,000 mph (1,600 km / h) en50.000 pies (15.000 m) mientras asciende. Se logró una velocidad máxima de Mach 1,98, y esto no estaba en los límites de su rendimiento. [54] Un informe de Avro hecho público en 2015 aclara que durante el vuelo de mayor velocidad, el Arrow alcanzó Mach 1,90 en un vuelo de nivel constante, y se registró un número de Mach indicado de 1,95 en una inmersión. [55] Las estimaciones de hasta Mach 1,98 probablemente se originaron en un intento de compensar el error de retraso , que se esperaba en el vuelo de buceo. [56]
Aunque no se encontraron problemas importantes durante la fase de prueba inicial, hubo que corregir algunos problemas menores con el tren de aterrizaje y el sistema de control de vuelo. El problema anterior se debió en parte a que el tren de aterrizaje principal en tándem [Nota 1] era muy estrecho para encajar en las alas; la pierna se acortó en longitud y giró mientras estaba guardada. [57] Durante un incidente de aterrizaje, el mecanismo de cadena (utilizado para acortar el tren) en el tren Mark 1 se atascó, lo que resultó en una rotación incompleta. [54] En un segundo incidente con Arrow 202 el 11 de noviembre de 1958, el sistema de control de vuelo comandó elevonscompletamente hacia abajo en el aterrizaje; la reducción resultante del peso en los engranajes redujo la fricción efectiva de los neumáticos, lo que finalmente resultó en el bloqueo de los frenos y el posterior colapso del engranaje. [58] Una fotografía tomada del incidente demostró que la activación inadvertida del control de vuelo había causado el accidente. [59] La única ocasión en que se desvió un vuelo de prueba ocurrió el 2 de febrero de 1959, cuando un TCA Viscount se estrelló en Toronto, lo que requirió un aterrizaje en CFB Trenton . [60]
El sistema de aumento de la estabilidad también requirió muchos ajustes. [54] Aunque el CF-105 no fue el primer avión en usar un sistema de este tipo, [Nota 2] fue uno de los primeros de su tipo y resultó problemático. Para febrero de 1959, los cinco aviones habían completado la mayor parte del programa de prueba de la compañía y estaban avanzando hacia las pruebas de aceptación de RCAF. [1]
Cuestiones políticas [ editar ]
A partir de 1953, algunos oficiales militares canadienses de alto rango en los jefes de estado mayor comenzaron a cuestionar el programa. [62] Los jefes de estado mayor del ejército y la marina se opusieron firmemente al Arrow, ya que "se estaban desviando fondos sustanciales a la fuerza aérea", mientras que el mariscal del aire Hugh Campbell, jefe de estado mayor de la RCAF, lo respaldó hasta su lanzamiento. cancelación. [63] En junio de 1957, cuando los gobernantes liberales perdieron las elecciones federales y un gobierno conservador progresista bajo John Diefenbakertomó el poder, las perspectivas de la aeronave comenzaron a cambiar notablemente. Diefenbaker había hecho campaña sobre una plataforma de controlar lo que los conservadores afirmaban que era un "gasto liberal desenfrenado". No obstante, en 1958, la empresa matriz se había convertido en la tercera empresa comercial más grande de Canadá y tenía intereses principales en material rodante, acero y carbón, electrónica y aviación con 39 empresas diferentes bajo la bandera de AV Roe Canada. [64]
En agosto de 1957, el gobierno de Diefenbaker firmó el Acuerdo NORAD (Defensa Aérea de América del Norte) [65] con los Estados Unidos, convirtiendo a Canadá en socio del comando y control estadounidense. La USAF estaba en proceso de automatizar completamente su sistema de defensa aérea con el proyecto SAGE y ofreció a Canadá la oportunidad de compartir esta información confidencial para la defensa aérea de América del Norte. [66] Un aspecto del sistema SAGE fue el Bomarcmisil antiaéreo de cabeza nuclear. Esto condujo a estudios sobre la base de Bomarcs en Canadá para empujar la línea defensiva más al norte, aunque se descubrió que el despliegue era extremadamente costoso. Se esperaba que el despliegue de los misiles costara 164 millones de dólares canadienses, mientras que SAGE absorbería otros 107 millones de dólares canadienses, sin contar el costo de las mejoras al radar; en total, se proyectó aumentar el gasto de defensa de Canadá "hasta en un 25 o 30%", según George Pearkes , ministro de defensa nacional. [67]
La defensa contra los misiles balísticos también se estaba convirtiendo en una prioridad. La existencia del Sputnik también había planteado la posibilidad de ataques desde el espacio y, a medida que avanzaba el año, comenzó a correr la voz de una " brecha de misiles ". Un informe estadounidense de la reunión con Pearkes registra su preocupación de que Canadá no pueda permitirse sistemas defensivos contra misiles balísticos y bombarderos tripulados. [68] También se dice que Canadá podría permitirse el Arrow o el Bomarc/SAGE, pero no ambos. [69]
El 11 de agosto de 1958, Pearkes solicitó la cancelación del Arrow, pero el Comité de Defensa del Gabinete (CDC) se negó. Pearkes lo volvió a presentar en septiembre y recomendó la instalación del sistema de misiles Bomarc. Este último fue aceptado, pero nuevamente el CDC se negó a cancelar todo el programa Arrow. El CDC quería esperar hasta una revisión importante el 31 de marzo de 1959. Cancelaron el sistema Sparrow/Astra en septiembre de 1958. [70] Luego se exploraron los esfuerzos para continuar el programa a través de costos compartidos con otros países. En 1959, Pearkes diría que el misil balístico era la mayor amenaza y Canadá compró Bomarc "en lugar de más aviones". [71]
Historial operativo [ editar ]
Interés extranjero [ editar ]
Canadá intentó sin éxito vender el Arrow a Estados Unidos y Gran Bretaña. La industria aeronáutica en ambos países se consideraba de interés nacional y la compra de diseños extranjeros era rara. [5]
Sin embargo, desde 1955 en adelante, el Reino Unido mostró un interés considerable en Arrow. Deseando un interceptor de alto rendimiento como el Arrow, la RAF comenzó el programa F.155 en 1955, proyectando una fecha de entrada en servicio de 1962. A medida que avanzaba el programa, estaba claro que el avión no estaría listo para esa fecha, y la atención se centró en a diseños provisionales que podrían estar en servicio a fines de la década de 1950 para cubrir este período. Al principio, se consideró una versión de "ala delgada" del Gloster Javelin que proporcionaría un rendimiento supersónico moderado, junto con el Saunders-Roe SR.177 de rendimiento extremadamente alto pero de corto alcance .
En abril de 1956, el Air Council del Reino Unido recomendó la compra de 144 Arrows para desempeñar el papel del Javelin de ala delgada. Estos estarían propulsados por motores del Reino Unido; el Bristol Olympus 7R : 17 000 lbf (76 kN) de empuje en seco, 23 700 lbf (105 kN) con recalentamiento , el Rolls-Royce Conway Stage 4 : 18 340 lbf (81,6 kN) de empuje en seco, 29 700 lbf (132 kN) con recalentamiento, o de Havilland Gyron : 19 500 lbf (87 kN) de empuje en seco, 28 000 lbf (120 kN) con recalentamiento.
Se estudió la adquisición del Arrow de Canadá y la creación de una línea de producción en el Reino Unido; el precio unitario por avión construido en el Reino Unido se estimó en £ 220,000 cada uno para una producción de 100 aviones, a diferencia del estimado de £ 150.000 por avión para el Javelin de ala delgada. [72] El CF-105 serviría como un recurso provisional hasta que el proyecto F.155 del Reino Unido se concretara, pero dado que el F.155 vencía en 1963 y no era probable que el Arrow llegara a la RAF antes de 1962, no tenía mucho sentido continuar. . [73]
El infame Libro Blanco de Defensa de 1957 , [74] descrito como "el mayor cambio en la política militar jamás realizado en tiempos normales", condujo a la cancelación de casi todos los aviones de combate británicos tripulados en desarrollo, [75] y redujo por completo cualquier probabilidad de una compra. En enero de 1959, la respuesta final del Reino Unido fue no; Gran Bretaña respondió con una oferta para vender a Canadá el English Electric Lightning . [76]
El gobierno francés expresó interés en el motor Iroquois para una versión ampliada del bombardero Dassault Mirage IV , el Mirage IVB. Este fue uno de varios motores que se consideraron, incluido el Olympus, y se consideró un pedido de 300 Iroquois. Actuando sobre la especulación de los medios de que el programa del motor iroqués también estaba en peligro de ser cancelado, el gobierno francés decidió finalizar las negociaciones en octubre de 1958 [ 77] y optó por una versión mejorada del autóctono Snecma Atar , en su lugar. [78] Nunca hubo una explicación para esta decisión ofrecida por el gobierno francés, incluso después de que Avro intentara ofrecer a los iroqueses como una empresa privada. [78]
En los EE. UU., el interceptor de 1954 estaba en marcha y finalmente presentaría el Convair F-106 Delta Dart , un avión con muchas similitudes con el Arrow. También se estaban considerando diseños más avanzados, en particular el Mach 3 Republic XF-103 , y cuando el Arrow estaba volando, el mucho más avanzado North American XF-108 . Ambos programas se cancelaron durante la etapa de simulación, ya que se creía que la necesidad de un interceptor tripulado de muy alto rendimiento simplemente no existía, ya que los soviéticos claramente estaban trasladando su fuerza estratégica a los misiles balísticos intercontinentales. Este argumento agregó peso a la justificación de cancelar la Flecha. [79] [80] En 1958, el presidente y gerente general de Avro Aircraft Limited, Fred Smyeobtuvo una promesa de la USAF de "suministrar, gratis, el sistema de control de fuego y los misiles y si permitirían el uso gratuito de su centro de pruebas de vuelo en ... Edwards AFB". [81]
Cancelación [ editar ]
La cancelación de Arrow se anunció el 20 de febrero de 1959. El día se conoció como "Viernes Negro" en la industria de la aviación canadiense. [82] Diefenbaker afirmó que la decisión se basó en "un examen exhaustivo" de las amenazas y las medidas defensivas, y el costo de los sistemas defensivos. [83] Más específicamente, habría sido necesario amortizar el costo en cientos de modelos fabricados. En ese momento, la tendencia era "lejos de los bombarderos convencionales" que el Avro Arrow podría interceptar y "hacia armas atmosféricas como misiles balísticos intercontinentales", según Global News. [84] Como resultado, la demanda extranjera del Avro Arrow había disminuido sustancialmente. [85] Canadá'Interceptores McDonnell F-101 Voodoo y misiles Bomarc B. [84] [86] [87]
La decisión dejó inmediatamente sin trabajo a 14 528 empleados de Avro, así como a casi otros 15 000 empleados en la cadena de suministro de Avro de proveedores externos. [88] Los registros desclasificados muestran que la administración de Avro no estaba preparada por lo repentino del anuncio del gobierno; Si bien los ejecutivos sabían que el programa estaba en peligro, esperaban que continuara hasta la revisión de marzo. Durante este período previo a la revisión, se creía ampliamente que el primer Arrow Mk 2, RL-206, estaría preparado para intentar batir récords mundiales de velocidad y altitud. [89]
Se hizo un intento de proporcionar las flechas completas al Consejo Nacional de Investigación de Canadá como avión de prueba de alta velocidad. [90] La NRC se negó, señalando que sin suficientes repuestos y mantenimiento, así como pilotos calificados, la NRC no podría hacer uso de ellos. Un proyecto similar iniciado por Royal Aircraft Establishment (Boscombe Down) dio como resultado que el vicepresidente (ingeniería) de Avro, Jim Floyd, preparara una operación de transbordador transatlántico. Esta propuesta, como otras de Estados Unidos, nunca se concretó. [91]
Consecuencias [ editar ]
Dentro de los dos meses posteriores a la cancelación del proyecto, se ordenó el desguace de todos los aviones, motores, herramientas de producción y datos técnicos. [92] Oficialmente, la razón dada para la orden de destrucción del gabinete y los jefes de personal fue destruir materiales clasificados y "secretos" utilizados en los programas Arrow e Iroquois. [93] La acción ha sido atribuida a los temores de la Real Policía Montada de Canadá de que un "topo" soviético se había infiltrado en Avro, más tarde confirmado hasta cierto punto en los archivos de Mitrokhin . [94]
Habían circulado rumores de que el mariscal del aire W. A. Curtis , un as de la Primera Guerra Mundial que encabezó Avro, había ignorado a Diefenbaker y se había llevado uno de los Arrows para guardarlo para la posteridad. Estos rumores cobraron vida en una entrevista de 1968, cuando se le preguntó directamente a Curtis si el rumor era cierto. Él respondió: "No quiero responder eso". Procedió a cuestionar la sabiduría de imprimir la historia de un Arrow desaparecido y se preguntó si sería seguro revelar la existencia de un fuselaje sobreviviente solo nueve años después. "Si existe, puede que tenga que esperar otros 10 años. Políticamente puede causar muchos problemas". [95] Perdura la leyenda de que uno de los prototipos permanece intacto en alguna parte. [96]
Luego de la cancelación del proyecto Avro Arrow, el jefe de aerodinámica del CF-105, Jim Chamberlin, dirigió un equipo de 25 ingenieros al Grupo de trabajo espacial de la NASA para convertirse en ingenieros principales, gerentes de programas y jefes de ingeniería en los programas espaciales tripulados de la NASA: proyectos Mercury , Géminis y Apolo . [97] El equipo del Space Task Group finalmente creció a 32 ingenieros y técnicos de Avro, y se convirtió en un emblema de lo que muchos canadienses vieron como una " fuga de cerebros " a los Estados Unidos. [97] Entre los antiguos ingenieros del equipo Arrow que se dirigieron al sur se encontraba Tecwyn Roberts (el primer ingeniero de la NASA).oficial de dinámica de vuelo en el Proyecto Mercury y más tarde director de redes en el Centro de Vuelo Espacial Goddard ), John Hodge (director de vuelo y gerente en el proyecto cancelado Space Station Freedom), Dennis Fielder (director de la Fuerza de Tarea de la Estación Espacial, más tarde la Estación Espacial ), Owen Maynard (jefe de la oficina de ingeniería de LM en la Oficina del Programa Apolo), Bruce Aikenhead y Rod Rose (asistente técnico del programa del transbordador espacial). [98] [99]Muchos otros ingenieros, incluido Jim Floyd, encontraron trabajo en el Reino Unido o en los Estados Unidos. El trabajo realizado por Avro Canada y Floyd benefició la investigación supersónica en Hawker Siddeley, la empresa matriz de Avro Aircraft en el Reino Unido, y contribuyó a programas como los estudios de diseño de transporte supersónico HSA.1000, influyentes en el diseño del Concorde . [100] [101]
En 1961, la RCAF obtuvo 66 aviones McDonnell CF-101 Voodoo , uno de los diseños estadounidenses que la RCAF rechazó originalmente, [102] [Nota 3] para desempeñar la función originalmente prevista para el Avro Arrow. La controversia en torno a esta adquisición y la adquisición de armas nucleares por parte de Canadá para los vudúes y los bomarcs finalmente contribuyeron al colapso del gobierno de Diefenbaker en 1963. [103]
Aunque se destruyó casi todo lo relacionado con los programas CF-105 y Orenda Iroquois, la cabina y el tren de morro del RL-206, el primer Mk 2 Arrow y dos paneles exteriores de las alas del RL-203 se salvaron y se exhiben en el Canada Museo de la aviación y el espacio en Ottawa, junto a un motor iroqués. [104]
Con especificaciones comparables a las ofertas actuales de las oficinas de diseño estadounidenses y soviéticas, en el momento de su cancelación, un observador de la industria de la aviación consideraba que Arrow era uno de los aviones más avanzados del mundo. [9] La cancelación de Arrow finalmente llevó al final de Avro Aircraft Limited (Canadá) y su presidente y gerente general, Crawford Gordon Jr. , fue despedido poco después. En 1962, Hawker Siddeley Group disolvió formalmente A. V. Roe Canada y transfirió todos sus activos a la recién formada subsidiaria de Hawker Siddeley, Hawker Siddeley Canada . [105] Según Bill Gunston:
En su programa de planificación, diseño y pruebas de vuelo, este caza, en casi todos los sentidos el más avanzado de todos los cazas de la década de 1950, fue tan impresionante y exitoso como cualquier otro avión en la historia. [9]
Paneles exteriores del ala del prototipo No. 3 en el Museo del Espacio y la Aviación de Canadá.La sección del cono de la nariz del Avro Arrow RL-206, actualmente en exhibición en el Museo del Espacio y la Aviación de Canadá en Ottawa, fue sacada de contrabando de la planta de Avro Aircraft en Malton por miembros del RCAF Flying Personnel Medical Establishment, un destacamento de la RCAF Station Downsview en Avenue Road en Toronto, donde residió durante muchos años y se empleó en trabajos de altura. El oficial al mando del Establecimiento Médico del Personal Volador, Wing Commander Roy Stubbs, proporciona este prólogo al antiguo avión:
Un día después de un cambio de gobierno, el nuevo Jefe del Estado Mayor Aéreo de la RCAF vino a inspeccionar nuestras instalaciones y programas y después del almuerzo, le pregunté si le gustaría ver algo especial. Le mostré un trozo de Arrow; sección de cabina y góndolas de motor y algunas otras partes. Le pregunté qué deberíamos hacer con él y me dijo que lo mantuviéramos escondido hasta que el clima en Ottawa fuera el adecuado, y luego haría los arreglos para colocarlo en el Museo Aeronáutico Nacional de Ottawa. Eventualmente esto se hizo y al menos se guardó un poco de historia. [106]
En 2012, se propuso de forma privada una nueva versión del Avro Arrow como alternativa a la compra canadiense de aviones F-35 . [107] La propuesta, promovida por el ex oficial de infantería de las Fuerzas Canadienses Lewis MacKenzie , fue rechazada por Ottawa por ser demasiado arriesgada, costosa y lenta dada la necesidad de rediseñar el avión de la década de 1950 con comunicaciones modernas, orientación y características de sigilo. [108] La miembro del Parlamento y ex piloto de combate de las Fuerzas Canadienses, Laurie Hawn, describió el CF-105 como avanzado 50 años antes, pero "irremediablemente atrasado en su tiempo" en 2012. [109]
Variantes [ editar ]
Marca 1 [ editar ]
El Arrow Mark 1 fue la versión inicial propulsada por dos motores turborreactores Pratt & Whitney J75 que producían 23.500 libras-fuerza (105 kN) de empuje cada uno. El Mk 1 se utilizó para el desarrollo y las pruebas de vuelo. Se completaron cinco. [110]
Marca 2 [ editar ]
La versión Mk 2 debía estar equipada con los motores Orenda PS-13 Iroquois y sería evaluada por los pilotos de aceptación de RCAF y los pilotos de prueba de Avro. Los nuevos motores PS-13S fueron diseñados para producir 30 000 lbf (130 kN) cada uno. El sistema de control de incendios Astra/Sparrow había sido cancelado por el gobierno en septiembre de 1958 y todos los aviones emplearon la combinación Hughes/Falcon. En el momento de la cancelación de todo el programa, el primer Arrow Mk 2, RL-206, estaba listo para las pruebas de rodaje; [53] Avro esperaba que rompiera el récord mundial de velocidad, pero nunca voló.
La velocidad máxima habría estado limitada por el calentamiento por fricción atmosférica, según el ingeniero del proyecto James Floyd, "[l] a estructura de aleación de aluminio que favorecíamos era buena para velocidades superiores a un número de Mach de 2". [111]
Otros diseños [ editar ]
Avro Canada tenía una amplia gama de variantes avanzadas de Arrow en desarrollo en el momento de la cancelación del proyecto. Se hace mención frecuente de un Arrow que podría haber sido capaz de Mach 3, similar al Mikoyan-Gurevich MiG-25 . Esta no era la versión de producción, sino uno de los estudios de diseño, y habría sido una versión muy modificada del Arrow Mk 2, con entradas de motor revisadas y un uso extensivo de acero al carbono y titanio para resistir el calentamiento del fuselaje. [112] El Mark 2A y el Mark 3 también tendrían motores actualizados, capaces de producir 39 800 lbf (177 kN) cada uno, aumentando el peso máximo de despegue en 7700 kg (17 000 lb) y el techo de vuelo a 70 000 pies [113 ]
Réplicas [ editar ]
Una réplica de Arrow construida por Allan Jackson se utilizó en The Arrow , una producción de Canadian Broadcasting Corporation (CBC). Comenzó a construir una réplica a gran escala de Arrow en 1989, y los productores de la miniserie Arrow se acercaron a él en 1996, que entonces estaba completa en un 70 %, y le ofrecieron completar la construcción si la réplica podía usarse para la producción. . Se utilizó en la miniserie y en varias apariciones públicas en espectáculos aéreos. La réplica fue posteriormente donada al Museo Reynolds-Alberta en su ciudad natal de Wetaskiwin , Alberta . Mientras estaba en una colección temporal al aire libre, fue dañado por una tormenta de viento en 2009. Desde entonces ha sido reparado, pero ya no está en exhibición pública.[114] [115]
Réplica de Avro Arrow en el lanzamiento de CASM Arrow, 8 de octubre de 2006El Museo Avro, con sede en el aeropuerto de Calgary/Springbank (CYBW) al oeste de Calgary, Alberta, Canadá, está construyendo una réplica voladora de alto rendimiento, tripulada y a escala 2/3 del Avro Arrow (oficialmente conocido como ARROW II) [116 ] a las Regulaciones de Aeronaves Experimentales de Aviación Canadiense para convertirse en una aeronave de exhibición aérea. La construcción comenzó en octubre de 2007 y en 2012 el fuselaje se completó y pasó su primera inspección MDRA, y ahora tiene un número de serie. Impulsado por un par de Pratt & Whitney JT-15D-4, el ARROW II tendrá una velocidad máxima de aproximadamente 500 nudos y un alcance de 1,800 millas. Las proyecciones actuales muestran un costo final del proyecto de aproximadamente un millón de dólares y se esperaba que las pruebas en tierra comenzaran alrededor de 2016 con el primer vuelo a seguir.[117] El informe anual de 2018 del museo [118] actualiza las predicciones anteriores y afirma
Esperamos un progreso más emocionante en el próximo año a medida que trabajamos hacia el objetivo de tener el Arrow II en su tren de aterrizaje y poder presentarlo como una exhibición estática de trabajo en progreso en el Springbank Airshow 2019.
El Museo Canadiense del Aire y el Espacio (CASM), anteriormente ubicado en el Aeropuerto de Toronto/Downsview (CYZD), presentaba una réplica de tamaño real de Arrow construida por voluntarios con materiales suministrados por empresas aeroespaciales locales. Con una estructura de metal, la réplica presenta muchos componentes que parecen auténticos, incluido el tren de aterrizaje construido por Messier-Dowty , el subcontratista original del tren de aterrizaje principal de Arrow. Pintada por Bombardier Inc. en su planta de Downview con los colores de Arrow 25203, la réplica de Arrow se presentó para un evento mediático el 28 de septiembre de 2006 y estuvo en exhibición pública del 8 al 9 de octubre de 2006 para conmemorar el 49.° aniversario de la aeronave original. lanzamiento en 1957. [119]CASM se cerró en 2011 cuando se reconstruyó el hangar para que lo usara una universidad.
Esta réplica estaba almacenada en el Aeropuerto Internacional Pearson de Toronto (CYYZ) después de exhibirse en el Centro Internacional de Toronto (al otro lado de la calle donde se construyó el avión real) para una feria comercial de tecnología que se llevó a cabo del 30 de septiembre al 4 de octubre de 2013. En 2019, Milan Kroupa llevó la réplica al aeropuerto de Edenvale (CNV8), al sur de Georgian Bay en el sur de Ontario. Actualmente se encuentra en exhibición en un hangar, con proyecciones semanales al público.
Modelos a escala [ editar ]
Entre 1954 y 1957, se cree que se lanzaron nueve modelos Avro Arrow, a escala de un octavo de tamaño o aproximadamente 3 m (9,8 pies) de largo, utilizando cohetes, sobre el lago Ontario desde Point Petre en el condado de Prince Edward , Ontario como parte del proceso de prueba del diseño del casco. (Otros dos fueron lanzados en Virginia). Viajaron a velocidades supersónicas mientras los sensores a bordo enviaban datos a la costa. [120]Después de muchos intentos de encontrar los modelos, se inició una nueva búsqueda a fines de julio de 2017. El proyecto Raise the Arrow, operado por OEX Recovery Group Incorporated, fue una empresa conjunta de varias empresas, la Guardia Costera de Canadá y el Instituto Militar Real de Canadá. Se estaba utilizando un submarino autónomo Thunderfish, equipado con un sonar interferométrico de apertura sintética AquaPix, para inspeccionar el área relevante del fondo del lago. [121] Cualquier modelo a escala que se encuentre será restaurado y exhibido en el Museo del Espacio y la Aviación de Canadá en Ottawa y en el Museo de la Fuerza Aérea Nacional de Canadá en Trenton, Ontario . [122]
En septiembre de 2017, el proyecto Raise the Arrow confirmó el descubrimiento de uno de los modelos Delta Test Vehicle (DTV) a escala 1/8 [123] en el fondo del lago Ontario. [124] Se recuperó en agosto de 2018. [125] El modelo se restauró y ha estado en exhibición en el Museo Canadiense de la Aviación y el Espacio desde 2019. La búsqueda de uno de los modelos de prueba Arrow más avanzados, en cooperación con la Royal Canadian Fuerza Aérea, continuó. [126] En septiembre de 2020, OEX anunció que se había descubierto una pieza de otro modelo de prueba; el Proyecto estaba trabajando en un método para recuperar esa pieza y encontrar otras piezas del mismo naufragio. [127]
Planes "destruidos" redescubiertos [ editar ]
El 6 de enero de 2020, CBC News anunció que se mantuvieron los planes de Arrow, que durante mucho tiempo se pensó que habían sido destruidos. Ken Barnes, un dibujante principal del proyecto en 1959, recibió la orden de destruir todos los documentos relacionados con el proyecto Avro Arrow. En cambio, se llevó los planos a casa en silencio, donde permanecieron almacenados durante décadas. [128] Los planos se exhibieron en la exhibición "Touch the Sky: The Story of Avro Canada" en el Diefenbaker Canada Center de la Universidad de Saskatchewan hasta abril de 2020.
En 2021, el Consejo Nacional de Investigación de Canadá digitalizó y publicó 595 informes de Avro Arrow almacenados en su sala de libros raros y los Archivos de la NRC, ambos ubicados en Ottawa . [129]
Legado [ editar ]
El nombre de la calle "Avro Arrow Private" conmemora el avión en el Aeropuerto Internacional Macdonald-Cartier de Ottawa .
Operador potencial [ editar ]
- Royal Canadian Air Force : cancelado antes de entrar en servicio. [1]
Especificaciones (Arrow Mk 1) [ editar ]
imagen externa Corte de flecha Avro CF-105 
Corte del Avro CF-105 Arrow de Flight Global .
Datos de The Great Book of Fighters , [130] El enfoque canadiense para el desarrollo de interceptores para todo clima , [111] Avro Arrow: la historia de Avro Arrow desde su evolución hasta su extinción [131]
Características generales
- Tripulación: 2
- Longitud: 77 pies 9 pulgadas (23,70 m)
- Envergadura: 50 pies (15 m)
- Altura: 21 pies 2 pulgadas (6,45 m)
- Área del ala: 1225 pies cuadrados (113,8 m 2 )
- Perfil aerodinámico : raíz: NACA 0003.5 (modificado) ; consejo: NACA 0003.8 (modificado) [132]
- Peso vacío: 49 040 lb (22 244 kg)
- Peso bruto: 56.920 libras (25.818 kg)
- Peso máximo al despegue: 68.605 lb (31.119 kg)
- Planta motriz: 2 motores turborreactores de postcombustión Pratt & Whitney J75-P-3 , 16 500 lbf (73 kN) de empuje cada uno [Nota 4] en seco, 23 500 lbf (105 kN) con postquemador
Actuación
- Velocidad máxima: 1136 nudos (1307 mph, 2104 km/h) a 50 000 pies (15 000 m) máx. velocidad registrada (potencial Mach 2+) [131]
- Velocidad máxima: Mach 1,98
- Velocidad de crucero: 527 nudos (606 mph, 976 km / h) / M0.91 a 36 000 pies (11 000 m)
- Rango de combate: 360 nmi (410 mi, 670 km)
- Techo de servicio: 53 000 pies (16 000 m)
- Carga alar: 46,5 libras/pies cuadrados (227 kg/m 2 )
- Empuje/peso : 0,825 con peso cargado
Armamento
- Misiles: * 2 × cohetes nucleares no guiados AIR-2A Genie [133]
-
- o
- Hasta 4 × Canadair Velvet Glove (cancelado en 1956) u 8x AIM-4 Falcon o 3 misiles de guía activa AIM-7 Sparrow II 2D (cancelados)
aviónica
- Sistema de control de incendios Hughes MX-1179
Apariciones notables en medios [ editar ]
Artículo principal: Avro Canada Arrow en la ficciónEn 1997, la CBC transmitió su miniserie de dos partes, The Arrow . [Nota 5] La producción utilizó una combinación de película de archivo, modelos voladores a control remoto y animación por computadora para las secuencias estáticas, terrestres y voladoras. Aunque fue muy aclamada, recibió elogios del historiador de cine y ex empleado de Avro Elwy Yost [134] y ganadora de numerosos premios, incluido el Gemini ese año, [135] la miniserie también fue criticada por su estilo "docu-drama" y por apartarse de un estricto relato fáctico. [96] Las retransmisiones continuas y los lanzamientos de DVD que las acompañan han reanimado la controversia sobre la cancelación de Arrow y presentan la historia a una nueva generación.[136]
4 -
North American XF-108 Rapier
El North American XF-108 Rapier fue un avión interceptor de alta velocidad y largo alcance propuesto diseñado por North American Aviation con la intención de defender a los Estados Unidos de los bombarderos estratégicos supersónicos soviéticos . La aeronave habría navegado a velocidades de alrededor de Mach 3 (3200 km / h; 2000 mph) con un radio de combate sin reabastecimiento de combustible de más de 1000 millas náuticas (1900 km; 1200 mi), y estaba equipado con radar y misiles que ofrecen rangos de combate de hasta 100 millas. (160 km) contra objetivos del tamaño de un bombardero.
Para limitar los costos de desarrollo, el programa compartió el desarrollo del motor con el programa de bombarderos estratégicos North American XB-70 Valkyrie y utilizó una serie de elementos de proyectos de interceptores anteriores. El programa había progresado solo hasta la construcción de una sola maqueta de madera cuando se canceló en 1959, debido a la escasez de fondos y la adopción de misiles balísticos por parte de los soviéticos como su principal medio de ataque nuclear. Si hubiera volado, el F-108 habría sido el caza más pesado de su época.
Antes de la cancelación del proyecto, el presidente de EE. UU., Dwight D. Eisenhower, señaló que aumentar la fuerza del interceptor F-108 le habría costado al contribuyente estadounidense $ 4 mil millones (equivalente a $ 37 mil millones en la actualidad). [1]
Desarrollo [ editar ]
LRI-X [ editar ]
A principios de la década de 1950, la USAF propuso un interceptor de largo alcance y muy alto rendimiento. El 20 de julio de 1955, se aprobó el desarrollo formal de lo que se conoció como Interceptor de largo alcance, Experimental (LRI-X), planificado como un reemplazo del F-102 Delta Dagger / F-106 Delta Dart . [2] La especificación se estableció el 6 de octubre de 1955, solicitando un interceptor que pudiera volar a 60 000 pies (18 000 m) a una velocidad de Mach 1,7 (1122 mph (1806 km/h), con un alcance de 1000 millas ( 1.600 km). [2] Debía tener una tripulación de dos hombres y al menos dos motores. [2] Otra consideración fue que un sistema integrado de control de incendiosse instalaría, lo que permitiría la interceptación de un bombardero a 60 millas náuticas (110 km) y la destrucción de tres objetivos durante una sola misión. [3]
De las ocho empresas interesadas, los contratos para estudios preliminares se emitieron a North American Aviation , Lockheed y Northrop el 11 de octubre de 1955, cinco días después de la publicación de la especificación. [2] De los diseños de papel, la propuesta norteamericana, denominada "NA-236", parecía la más prometedora. El NA-236 compartía algunas similitudes con el XF-108, aunque las diferencias más obvias eran las adiciones de dos finlets en el medio de los estabilizadores horizontales y canards. [4] Dificultades políticas y presupuestarias provocaron la cancelación del programa el 9 de mayo de 1956.
WS-202A [ editar ]
Después de una confusión considerable, el programa se restableció el 11 de abril de 1957 y North American obtuvo un contrato para dos prototipos. Se emitió la designación F-108, también conocida como "Sistema de armas 202A" (WS-202A). La designación de la empresa de América del Norte era "NA-257", aunque era básicamente idéntica a la NA-236. En ese momento, el Comando de Defensa Aérea anticipó un pedido de 480 aviones. [5]
El diseño resultante experimentó una evolución considerable, debido tanto a su tecnología de punta como a la redefinición continua de los requisitos de la USAF. Las primeras revisiones presentaban canards de manera prominente, con una envergadura de 19 pies y 10 pulgadas (6,05 m) y un ala de 53,5 ° de barrido. [6] La aeronave en esta configuración habría tenido un peso máximo de despegue de 99 400 libras (45 100 kg) con un techo operativo de 72 550 pies (22 110 m). [6] Además del papel de interceptor del F-108, North American lo propuso como caza de penetración para ayudar a su propio prototipo de bombardero supersónico B-70 Valkyrie . [7] La coincidencia entre el bombardero B-70 y el F-108 incluía la cápsula de escape y el General Electric YJ93motores Otro papel considerado fue que el F-108 fuera "llenador de brechas" para el sistema Distant Early Warning (DEW); debido a su gran velocidad, el F-108 podría haber escaneado hasta 278 000 millas cuadradas (720 000 km 2 ) por hora. [8]
A partir de septiembre de 1958, se implementaron cambios sustanciales de ingeniería y diseño; sin embargo, SAC había perdido interés en el concepto de caza de escolta. Para acompañar al B-70 hasta su objetivo y de regreso, el F-108 en su concepto inicial tendría, en el mejor de los casos, un alcance marginal. [9] El 30 de diciembre de 1958, el pedido de aviones de preproducción YF-108A se redujo de 31 a 20 aviones de prueba y el primer vuelo de prueba se retrasó de febrero a abril de 1961. [10] El diseño final, que se construyó como un modelo completo maqueta XF-108 de tamaño , se mostró a los oficiales de la Fuerza Aérea del 17 al 20 de enero de 1959. [9] El proyecto recibió el nombre de "Estoque" el 15 de mayo de 1959, luego de un concurso del Comando de Defensa Aérea que pedía sugerencias a los aviadores. [10]
Cancelación [ editar ]
Incluso cuando el programa XF-108 estaba progresando bien, había señales que finalmente conducirían a su eventual cancelación. Las amenazas de bombarderos soviéticos no confirmadas , la abrumadora tendencia hacia los misiles nucleares ofensivos y defensivos a fines de la década de 1950 y principios de la de 1960, así como el aumento de los costos, contribuyeron a la terminación del XF-108. [8] [11] La cancelación se anunció el 23 de septiembre de 1959. [8] North American continuó refinando el diseño hasta 1960 con la esperanza de que el programa pudiera revivir. [12] A pesar del dinero extra y el tiempo invertido en el Rapier, no fue del todo en vano; el vigilante norteamericano A-5El bombardero de ataque nuclear supersónico basado en portaaviones desarrollado para la Marina de los EE. UU., que luego se modificó en un avión de reconocimiento basado en portaaviones, retuvo el paquete de fuselaje / armas y el diseño de sistemas del Rapier. En muchos sentidos, Vigilante podría verse como la aplicación exitosa de los principios de diseño Rapier en un diseño supersónico Mach 2. [13]
Hughes Aircraft continuaría con el desarrollo del sistema avanzado de control de incendios y el misil GAR-9. [N 1] La USAF continuó con el desarrollo del radar y los misiles F-108 y el sistema finalmente se utilizó en el programa Lockheed YF-12 . [14] La configuración final de la cabina trasera del YF-12A se parecía a la del F-108, ya que incorporaba las mismas pantallas y controles necesarios para el sistema de control de incendios Hughes AN/ASG-18 . [15]
Diseño [ editar ]
La configuración inicial del F-108 presentaba un ala delta "acodada" muy grande . Había estabilizadores ventrales fijos en las alas, montados en la mitad de la envergadura, y una aleta de cola vertical alta y en movimiento, complementada por dos estabilizadores ventrales que se extendían cuando el tren de aterrizaje se retraía. Aunque algunas versiones anteriores del diseño tenían planos de cola separados o canards delanteros , ambos fueron abandonados en el diseño final. [16] El gran fuselaje y el ala tenían dos y cinco tanques de combustible, respectivamente, dando un radio de combate estimado de unas 1100 millas náuticas (2000 km). [6] La velocidad máxima se estimó en 1980 millas por hora (3190 km/h), alrededor de Mach 3, a 81 800 pies (24 900 m). [5]El avión estaba propulsado por dos motores turborreactores General Electric J93 , también utilizados en el bombardero norteamericano XB-70 Valkyrie, en el fuselaje. [17]
El F-108 estaba destinado a llevar el radar Hughes AN / ASG-18 , el primer equipo de radar Doppler de pulso de los EE. UU. [18] Debía tener la capacidad de mirar hacia abajo/derribar , pero solo podía rastrear un objetivo a la vez. El radar se combinó con un sistema de búsqueda y seguimiento por infrarrojos (IRST) en los bordes de ataque de las alas. El radar se usó para guiar el misil aire-aire Hughes GAR-9 (más tarde redesignado como AIM-47) , tres de los cuales se transportarían en un lanzador giratorio en una bahía de armas interna. [8]El GAR-9 era un arma muy grande y de largo alcance con su propio equipo de radar para localización de terminales. Estaba destinado a volar a Mach 6, con un alcance de casi 112 millas (180 km). [19]
Dron objetivo XQ-11 [ editar ]
Como parte de WS-202A, se propuso un diseño para un objetivo aéreo de alta velocidad (Mach 3+) para probar el sistema de armas del F-108. El Centro de Desarrollo de Wright Air solicitó la designación XQ-11 para el diseño del objetivo; la solicitud fue denegada debido a la etapa inicial de desarrollo y el programa F-108 se canceló antes de que se realizaran más trabajos. [20]
Especificaciones (XF-108) [ editar ]
Datos del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos [7] y Características de aeronaves estándar de EE. UU. [21]
Características generales
- Tripulación: dos
- Longitud: 89 pies 2 pulgadas (27,2 m)
- Envergadura: 57 pies 5 pulgadas (17,5 m)
- Altura: 22 pies 1 pulgada (6,7 m)
- Área del ala: 1.865 pies cuadrados (173,4 m 2 )
- Relación de aspecto: 1,68
- Peso vacío: 50,907 lb (23,098 kg)
- Peso bruto: 76.118 libras (34.527 kg)
- Peso máximo al despegue: 102 533 lb (46 508 kg)
- Planta motriz: 2 × turborreactores de postcombustión General Electric J93-GE-3AR , 20 900 lbf (93 kN) de empuje cada uno en seco, 29 300 lbf (130 kN) con postquemador
Actuación
- Velocidad máxima: 1980 mph (3190 km / h, 1721 nudos)
- Velocidad de pérdida: 105 mph (169 km / h, 91 nudos)
- Rango de combate: 1,162 mi (1,870 km, 1,010 nmi)
- Alcance del ferry: 2487 mi (4002 km, 2161 nmi)
- Techo de servicio: 80.100 pies (24.400 m)
- Velocidad de ascenso: 45 000 pies/min (230 m/s)
- Carga alar: 40,8 lb/pies cuadrados (199,2 kg/m 2 )
- Empuje/peso : 0,77
Armamento
- Misiles: 3 × misiles aire-aire Hughes GAR-9A en una bahía de armas giratoria
aviónica
- Radar de control de incendios Hughes AN / ASG-18 de observación / derribo
4 -
Republic XF-103
El Republic XF-103 fue un proyecto estadounidense para desarrollar un poderoso avión interceptor armado con misiles capaz de destruir bombarderos soviéticos mientras volaba a velocidades tan altas como Mach 3. A pesar de un desarrollo prolongado, nunca pasó de la etapa de maqueta .
Desarrollo [ editar ]
En 1949, la USAF emitió una solicitud de un interceptor supersónico avanzado para equipar el Comando de Defensa Aérea . Conocido formalmente como Sistema de armas WS-201A, pero más conocido informalmente como el interceptor de 1954 , requería un avión supersónico con capacidad para todo clima, un potente radar de intercepción aerotransportado y armamento de misiles aire-aire . Republic fue una de las seis empresas que presentaron propuestas. El 2 de julio de 1951, se seleccionaron tres de los diseños para un mayor desarrollo, el XF-92 ampliado de Convair que evolucionó hasta convertirse en el F-102 , un diseño de Lockheed que condujo al F-104., y AP-57 de República. AP-57 era un concepto avanzado que se construiría casi en su totalidad de titanio y con capacidad Mach 3 a altitudes de al menos 60,000 pies (18 km).
En marzo de 1953 se construyó e inspeccionó una maqueta a gran escala del AP-57. En junio de 1954 se firmó un contrato para tres prototipos. [1] El trabajo en los prototipos se retrasó debido a problemas continuos con la construcción de titanio, y más problemas continuos con el motor Wright J67 propuesto . Posteriormente, el contrato se redujo a un solo prototipo. [1] Al final, el J67 nunca entró en producción y el avión para el que había sido elegido se vio obligado a cambiar a otros diseños de motor, o fue cancelado por completo. Republic sugirió reemplazar el J67 con el Wright J65 , un motor mucho menos potente. El proyecto finalmente se canceló el 21 de agosto de 1957 y nunca se completaron prototipos voladores. [1]
El diseño recibió un breve respiro como parte del proyecto Interceptor de largo alcance - Experimental (LRI-X) que finalmente condujo al North American XF-108 Rapier . Parte de este proyecto fue el desarrollo del avanzado radar de pulso doppler Hughes AN/ASG-18 y el misil GAR-9 . Republic propuso adaptar el F-103 como un banco de pruebas para estos sistemas con tanques de combustible adicionales ocupando gran parte de los espacios originales de la bahía de armas, aunque no podría acercarse a cumplir con los requisitos de alcance de LRI-X. Se llevó a cabo un trabajo de adaptación de la maqueta para albergar la antena de 40 pulgadas, lo que requirió que la sección de la nariz se ampliara considerablemente. Nunca salió nada de la propuesta, [2]y la prueba del ASG-18/GAR-9 se llevó a cabo en un Convair B-58 Hustler modificado . [3]
Diseño [ editar ]
Se construyó una maqueta del F-103 en la fábrica de Republic. En esta imagen, la cápsula del piloto se muestra en su posición baja.Propulsión [ editar ]
El rendimiento de Mach 3 en la década de 1950 era difícil de lograr. Los motores a reacción comprimen el aire entrante, luego lo mezclan con combustible y encienden la mezcla. La expansión resultante de los gases produce empuje. Los compresores generalmente pueden tomar aire solo a velocidades subsónicas. Para operar de manera supersónica, las aeronaves utilizan entradas avanzadas para reducir la velocidad del aire supersónico a una velocidad utilizable. La energía perdida en este proceso calienta el aire, lo que significa que el motor tiene que funcionar a temperaturas cada vez más altas para proporcionar un empuje neto. El factor limitante en este proceso es la temperatura de los materiales en los motores, en particular, los álabes de la turbina justo detrás de las cámaras de combustión. Usando los materiales disponibles en ese momento, las velocidades mucho más allá de Mach 2.5 fueron difíciles de lograr.
La solución a este problema es la eliminación de la turbina. El motor estatorreactor consta principalmente de un tubo grande y es relativamente fácil de enfriar con aire forzando aire adicional alrededor del motor. Los aviones estatorreactores experimentales de la época, como el Lockheed X-7 , alcanzaban velocidades de hasta Mach 4. Sin embargo, existen numerosos problemas con el motor estatorreactor. La economía de combustible, o el consumo de combustible específico de empuje en términos de aviones, es extremadamente pobre. Esto hace que las operaciones generales, como volar de una base aérea a otra, sean propuestas caras. Más problemático es el hecho de que los estatorreactores dependen de la velocidad de avance para comprimir el aire entrante y solo se vuelven eficientes por encima de Mach 1.
Alexander Kartveli , diseñador jefe de Republic, ideó una solución a estos problemas. Propuso usar un turborreactor Wright J67 (un derivado del Bristol Olympus fabricado bajo licencia ) complementado con un estatorreactor RJ55-W-1 detrás. Conectando los dos había una serie de conductos móviles que podían enrutar el aire entre los motores. A bajas velocidades, la aeronave sería propulsada por el J67, con el RJ55 actuando como un dispositivo de poscombustión tradicional, produciendo un empuje total de aproximadamente 40 000 lbf (180 kN). A altas velocidades, comenzando por encima de Mach 2.2, el motor a reacción se apagaría y el flujo de aire de la entrada se enrutaría alrededor del motor a reacción y directamente al RJ55. Aunque el empuje neto se redujo al apagar el avión, operar solo con el estatorreactor permitió que la aeronave alcanzara velocidades mucho más altas.
Ambos motores estaban ubicados detrás de una sola entrada ventral muy grande de tipo Ferri , que usaba un labio prominente y inclinado hacia adelante, una configuración que también se usa para las entradas de la raíz del ala en el F-105 Thunderchief . El J67 se instaló justo detrás de la entrada, en ángulo con su entrada por debajo de la línea central de la aeronave. El RJ55 se instaló en línea con el fuselaje en el extremo trasero, como si fuera el escape de una instalación de motor convencional. Había un espacio vacío significativo sobre el J67 para conductos.
Alas y superficies de control [ editar ]
Todas las superficies de control eran alas delta puras . El ala principal se barrió a 55 grados y se podía girar alrededor del larguero para proporcionar una incidencia variable. Para el despegue y el aterrizaje, el ala se inclinó hacia arriba para aumentar el ángulo de incidencia mientras se mantenía el fuselaje casi horizontal. La longitud del fuselaje dificultaba lograr el mismo fin al inclinar todo el avión hacia arriba, lo que habría requerido una extensión muy grande en el tren de aterrizaje . El sistema también permitió que el fuselaje volara plano al flujo de aire a varias velocidades, estableciendo el ángulo de compensación independiente del avión en su conjunto. Esto disminuyó la resistencia al ajuste, mejorando así el rango.
El ala se partió en aproximadamente dos tercios de la envergadura. La porción fuera de esta línea capaz de rotar independientemente del resto del ala. Estas partes móviles actuaban como grandes alerones , o como Republic los llamó, tiperons . Para mantener el área de la superficie delante y detrás del punto de pivote algo similar, la línea dividida estaba más cerca del fuselaje delante del pivote. Grandes flaps convencionales iban desde el fuselaje hasta los tiperons. Los puntos duros para los tanques de caída estaban disponibles a aproximadamente 1 ⁄ 3 de la salida desde la raíz del ala.
Los estabilizadores horizontales aparentemente eran demasiado pequeños y estaban montados debajo de la línea del ala. La aleta vertical más grande se complementó con una aleta ventral para la estabilidad a alta velocidad. Esta aleta se dobló hacia la derecha, vista desde atrás, durante el despegue y el aterrizaje para evitar tocar el suelo. Se montaron dos frenos de aire tipo pétalo directamente detrás de las superficies horizontales, abriéndose hacia afuera y hacia arriba en un ángulo de aproximadamente 45° en el espacio entre las superficies horizontal y vertical. La disposición de un paracaídas de frenado no es evidente en la maqueta o en las diversas obras de arte, aunque esto era común para los aviones de la época.
Fuselaje [ editar ]
El fuselaje era completamente liso, con una alta relación de finura para una baja resistencia a velocidades supersónicas. El diseño se desarrolló antes del descubrimiento de la regla del área y no muestra ninguna de las arrugas de avispa comunes a las aeronaves desarrolladas principalmente después de 1952. Los contornos del fuselaje eran principalmente cilíndricos, pero se mezclaban con la admisión comenzando alrededor de la raíz del ala, dándole un perfil rectangular redondeado en el medio, antes de volver a una forma de cilindro puro nuevamente en la boquilla del motor.
Cabina [ editar ]
El diseño de la cabina originalmente presentaba un dosel, pero los requisitos de baja resistencia para alta velocidad sugirieron que se quitara. La idea de utilizar una disposición de periscopio para la visualización frontal en aviones de alta velocidad estaba entonces de moda, y el Avro 730 seleccionó un sistema muy similar. La Fuerza Aérea exigió que se utilizara en el F-103. Kartveli se opuso a este diseño y continuó presionando por el uso de un dosel "real". Los documentos de diseño a lo largo del programa continuaron incluyendo esto como una característica opcional, junto con estimaciones de rendimiento que sugerían que la diferencia sería mínima. [2]
El sistema que se muestra en las maquetas usaba dos grandes ventanas ovaladas en los lados de la cabina y un sistema de periscopio que proyectaba una imagen en una disposición de lentes Fresnel directamente en frente del piloto. En 1955, el concepto de periscopio se probó en un F-84G modificado , que se realizó en un largo vuelo a campo traviesa con la visión delantera del piloto bloqueada. [1] [N 1]
Una cápsula de escape supersónica únicafue diseñado para el XF-103. El asiento del piloto estaba ubicado en un caparazón con un gran escudo móvil en el frente que normalmente se deslizaba hacia el área frente a las piernas del piloto. En el caso de despresurización, el escudo se deslizaría frente al piloto, sellando el asiento en una cápsula presurizada. Los instrumentos de vuelo básicos dentro de la cápsula permitieron que la aeronave volara de regreso a la base, y una ventana en el frente del escudo permitió usar el sistema de periscopio. En caso de emergencia, toda la cápsula sería expulsada hacia abajo, junto con una pequeña parte del fuselaje de la aeronave que proporcionaba una forma aerodinámica estable. Para entrar y salir de la aeronave, el módulo de eyección se bajó sobre rieles desde la parte inferior de la aeronave, lo que permitió que el piloto simplemente caminara hacia el asiento, se sentara y elevara el módulo hacia la aeronave.[5]
Aviónica y armamento [ editar ]
Todo el morro de la aeronave fue ocupado por el gran equipo de radar Hughes, que (en ese momento) ofrecía largos rangos de detección. El mismo paquete MX-1179 que se estaba desarrollando para todos los diseños WS-201 proporcionaría orientación y control de tiro. Hughes había ganado este contrato con su sistema de control de incendios Hughes MA-1, que estaba en desarrollo. Las armas se transportaban en bahías ubicadas a los lados del fuselaje detrás de la cabina, que se abría al voltearse hacia arriba, girando así los misiles fuera de sus bahías. Iba a estar armado con seis GAR-1/GAR-3 Falcon (entonces conocido como MX-904), con una disposición probable de tres o cuatro de cada GAR-1 y GAR-3, disparados en pares (uno de radar y uno de infrarrojos). guiado) para mejorar las probabilidades de acierto. El XF-103 también contaría con 36 FFAR "Mighty Mouse" de 2,75 pulgadas..
Especificaciones (XF-103, según diseño) [ editar ]
Características generales
- Tripulación: un piloto
- Longitud: 77 pies 0 pulgadas (23,5 m)
- Envergadura: 34 pies 5 pulgadas (10,5 m)
- Altura: 16 pies 7 pulgadas (5,1 m)
- Área del ala: 401 pies cuadrados (37,2 m 2 )
- Peso vacío: 24,949 lb (11,317 kg)
- Peso bruto: 38.505 libras (17.466 kg)
- Peso máximo al despegue: 42.864 lb (19.443 kg)
- Planta motriz: 1 × turborreactor Wright XJ67 -W-3 , 15.000 lbf (67 kN) de empuje
- Planta motriz: 1 × estatorreactor Wright XRJ55-W-1 , 18,800 lbf (84 kN) de empuje
Actuación
- Velocidad máxima: Mach 3 (como turborreactor) / Mach 5 (solo estatorreactor)
- Techo de servicio: 80.000 pies (24.390 m)
- Tasa de ascenso: 19 000 pies/min (97 m/s)
- Carga alar: 96 libras/pies cuadrados (470 kg/m 2 )
- Empuje/peso : 0,57 (solo poscombustión); 0,95 (poscombustión y estatorreactor)
- Radio de combate: 245 mi (394 km)
- Rango de ferry: 1,545 mi (2,486 km)
Armamento
- 36 cohetes FFAR de 2,75 pulgadas (70 mm)
- y
- 6 GAR-1/GAR-3 AIM-4 Halcón
- o
- 4 misiles GAR-1/GAR-3 AIM-4 Falcon
- 2 misiles aire-aire con punta nuclear
2 -
hace 2 horas, Davixu dijo:El piloto se debía sentir como el coyote cuando se sube a un cohete para intentar atrapar al correcaminos
Parece un diseño de lo mas extraño pero hay que ponerle en contexto con la época en que se diseña, los primeros reactores, y hay diseños de lo mas extrafalario.
1 -
SNCASE SE.212 Durandal
El SNCASE SE.212 Durandal fue un avión de combate experimental francés de potencia mixta a reacción y cohetes de mediados de la década de 1950.
Fue diseñado por el fabricante de aviones francés SNCASE a principios de la década de 1950, que estaba ansioso por explotar las ventajas potenciales de un sistema de propulsión de potencia mixta. Paralelamente, como parte de un esfuerzo más amplio para reconstruir el poder militar francés y proporcionar a Francia nuevos diseños avanzados de producción nacional, la Fuerza Aérea Francesa buscó un avión interceptor de defensa puntual con capacidad supersónica con el que equiparse. En consecuencia, el diseño resultante, designado SE.212 Durandal por la empresa, se especializó en una etapa hacia su aplicación como un avión interceptor de defensa puntual dedicado .
El desarrollo del Durandal fue paralelo a una serie de proyectos de cazabombarderos ligeros que se promovieron en respuesta a los requisitos militares básicos de la OTAN 1 . Si bien SNCASE optó por enviar su diseño para que se evaluara con el fin de satisfacer este requisito, el Fiat G.91 más convencional fue elegido como el ganador de la competencia, y posteriormente se fabricó en cantidad para numerosos países. En consecuencia, Durandal se convirtió en uno de varios "también-rans". El primer prototipo realizó su vuelo inaugural el 20 de abril de 1956. A pesar de los resultados prometedores demostrados por los prototipos durante las pruebas, el proyecto finalmente no se ordenó y la empresa terminó todo el trabajo durante 1957.[1]
Diseño y desarrollo [ editar ]
A fines de la década de 1940, luego del final de la Segunda Guerra Mundial , Francia rápidamente emprendió la recuperación y la reconstrucción de su ejército, particularmente la Fuerza Aérea Francesa . Durante este tiempo, el Estado Mayor del Aire francés buscó volver a convertirse en una fuerza militar fuerte y fomentar el desarrollo autóctono de aviones militares avanzados. A este respecto, un área de gran interés para el desarrollo prospectivo fue el campo relativamente nuevo de los aviones propulsados por cohetes . [2] Según el autor Michel van Pelt, los oficiales de la Fuerza Aérea Francesa estaban en contra de una lucha puramente propulsada por cohetes, similar al Messerschmitt Me 163 Komet de la era de la guerra , pero en cambio favorecían un enfoque de propulsión mixta, utilizando una combinación de cohete ymotores turborreactores . Durante 1944, se fundó una nueva empresa, Société d'Etudes pour la Propulsion par Réaction (SEPR), con el propósito de desarrollar los propios motores de cohetes domésticos de Francia . [2]
El fabricante de aviones francés SNCASE no solo estaba interesado en desarrollar y producir diseños de vanguardia, sino que también sabía que la Fuerza Aérea francesa estaba interesada en que las compañías de aviación investigaran el desarrollo de un avión interceptor de defensa puntual avanzado y capaz , con miras a incorporar tal avión en sus escuadrones. [2] En consecuencia, ya a fines de 1951, SNCASE comenzó a trabajar en estudios de diseño para un avión interceptor liviano que aprovechaba múltiples sistemas de propulsión; Posteriormente, la empresa encargó a su equipo de diseño, encabezado por el ingeniero aeronáutico Pierre Satre, que se encargara del desarrollo de dicho avión. [3]El desarrollo formal de lo que sería designado SE.212 Durandal por SNCASE se inició durante diciembre de 1963. [4]
El equipo de diseño produjo un avión compacto equipado con un ala delta de 60° y propulsado por un solo motor turborreactor SNECMA Atar 101F , equipado con poscombustión . Estaba destinado a que el Durandal despegara mientras funcionaba únicamente con este motor convencional; una vez que había alcanzado una gran altitud, la velocidad de la aeronave podría ser impulsada por el encendido de su motor auxiliar, un solo motor cohete SEPR 75 . [3] Las bombas de combustible para el motor del cohete eran impulsadas por el motor a reacción, por lo que este último tenía que mantenerse en funcionamiento para que el primero se encendiera o siguiera impulsando la aeronave. [4]
En comparación con otros aviones experimentales franceses de potencia mixta, como el prototipo de interceptor SNCASO Trident de la competencia , era un avión más pesado, destinado a volar principalmente con su motor a reacción en lugar de su motor de cohete. [5] Su armamento consistiría en un solo misil aire-aire AA.20 , que se llevaría debajo de la línea central del fuselaje; una configuración alternativa de armamento involucró un par de cañones DEFA de 30 mm o 24 cohetes SNEB de 68 mm . [1] Según el autor de aviación Michel van Pelt, el armamento de misiles limitado de un solo AA.20 fue un punto importante de crítica al Durandal y contribuyó a su cancelación. [4]
Se construyeron un par de aviones prototipo; el 20 de abril de 1956, el primero realizó su vuelo inaugural en Istres , inicialmente volando solo con propulsión a chorro, el motor del cohete no estaba instalado en absoluto. [4] El 30 de marzo de 1957, el segundo Durandal realizó su primer vuelo, uniéndose al programa de prueba poco después. Fue el segundo prototipo que utilizó por primera vez el motor cohete durante abril de 1957. [4]Durante las pruebas de vuelo, se alcanzó una velocidad máxima de 1.444 kilómetros por hora (897 mph) a una altitud de 12.300 metros (40.400 pies), incluso sin utilizar la potencia adicional del motor del cohete; esto aumentó a 1667 km / ha 11,800 m mientras el cohete estaba activo. Estas pruebas se realizaron sin que se instalara ningún armamento. Se realizaron un total de 45 vuelos de prueba antes de que se terminara el trabajo en el programa. [4]
El segundo Durandal, el avión No.02, se exhibió estáticamente en el Salón Aeronáutico de París en el aeropuerto de París Le Bourget durante mayo de 1957 con el misil AA.20 debajo del avión. [ cita requerida ]
Cancelación [ editar ]
Durante mayo de 1957, se tomó la decisión de terminar el desarrollo del Durandal antes de que se construyera cualquier avión de producción; nunca se realizó ninguna actividad adicional en el programa. [4] van Pelt señala que los críticos del programa se habían burlado de la capacidad de llevar solo un AA.20 por dar a un interceptor de este tipo solo una oportunidad de atacar, después de lo cual estaría indefenso; esta crítica se aplicó igualmente al Dassault Mirage I , el precursor de la exitosa familia de aviones de combate Dassault Mirage III . Además, supuestamente se sintió en ese momento que tal capacidad sería apenas mayor que la de los misiles tierra-aire . [6] Según el autor de aviación Bill Gunston, la cancelación de varios aviones franceses de potencia mixta en esta época estuvo fuertemente influenciada por los acontecimientos políticos en el vecino Reino Unido , específicamente el anuncio del Libro Blanco de Defensa de 1957 por parte del Ministro de Defensa británico , Duncan Sandys , en el que un gran número de los programas avanzados de desarrollo de aeronaves, incluido su propio programa de interceptores de potencia mixta, se habían abortado abruptamente a favor de concentrarse en el desarrollo de misiles . [7]
Preservación [ editar ]
El Musée de l'Air et de l'Espace en Le Bourget ha guardado secciones del primer avión . [8] [4]
Especificación [ editar ]
Datos de [9]
Características generales
- Tripulación: 1
- Longitud: 12,07 m (39 pies 7 pulgadas)
- Envergadura: 7,44 m (24 pies 5 pulgadas)
- Área del ala: 29,60 m 2 (318,6 pies cuadrados)
- Peso vacío: 4575 kg (10 086 libras)
- Peso bruto: 6.700 kg (14.771 libras)
- Planta motriz: 1 × turborreactor SNECMA Atar 101F , 43 kN (9700 lbf) con postquemador
- Planta motriz: 1 × motor cohete SEPR 75 , 7,35 kN (1653 lbf) de empuje
Actuación
- Velocidad máxima: 1.667 km / h (1.036 mph, 900 nudos) con cohete a 11.800 m (36.300 pies)
- Velocidad máxima: Mach 1,57
- Velocidad de ascenso: 200 m/s (39 000 pies/min)
Armamento
- Un Nord AA.20 o
- Dos cañones DEFA de 30 mm o
- Cohetes SNEB de 24 x 68 mm
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Nord 1500 Griffon
El Nord 1500 Griffon fue un avión interceptor propulsado por ramjet experimental diseñado y construido por el fabricante de aviones de propiedad estatal francesa Nord Aviation . El Griffon fue desarrollado para convertirse en una continuación Mach 2 del avión de investigación supersónico Nord Gerfaut . El desarrollo de la aeronave comenzó en serio después de recibir una carta de intención en 1953 para un par de aviones de investigación desarmados. El diseño presentaba una innovadora configuración turborreactor de doble propulsión - estatorreactor ; el primero se usa para despegar y alcanzar la velocidad suficiente para iniciar el segundo.
El primer prototipo , llamado Griffon I, realizó su primer vuelo en 1955 y finalmente alcanzó una velocidad de Mach 1,3. Debido a que carecía del motor estatorreactor, se utilizó principalmente para explorar las propiedades aerodinámicas de la aeronave y sus sistemas. Su prueba de vuelo terminó poco después de que el Griffon II equipado con estatorreactor realizara su primer vuelo dos años después. Este avión alcanzó una velocidad máxima de Mach 2,19 y estableció un récord mundial para un circuito cerrado pequeño en 1959. Voló por última vez en 1961 y actualmente reside en el Musée de l'air et de l'espace en las afueras de París , Francia.
Desarrollo y descripción [ editar ]
El Nord 1500 Griffon se originó a partir de un estudio patrocinado por el estado sobre alas delta y en flecha. Para proporcionar datos para estos estudios, el Arsenal de l'Aéronautique (el predecesor nacionalizado de SFECMAS) construyó un planeador de madera, el Arsenal 1301 , que podía equiparse con alas delta y en flecha y con y sin canards . [1] Remolcado hasta el punto de liberación por aviones de transporte SNCAC Martinet , Douglas DC-3 o SNCASE Languedoc , el planeador proporcionó datos valiosos para el diseño del Gerfaut. [2]
Para utilizar estos datos, el diseñador jefe de SFECMAS, Jean Galtier, inició los proyectos de interceptor 1400, 1500 y 1910 con alas delta y diferentes tipos de sistemas de propulsión. El 1400 se convirtió en la serie Nord Gerfaut , el 1500 se convirtió en el Griffon, mientras que el 1910, especificado ambiciosamente con dos grandes motores estatorreactores , nunca se persiguió. Galtier imaginó al Griffon como el sucesor Mach 2 del supersónico Gerfaut. Para entonces, el Arsenal había sido privatizado como SFECMAS - Société Française d'Etude et de Construction de Matériel Aéronautiques Spéciaux . Propulsado por un gran estatorreactor con turborreactor sustentador, el Griffon pasó a llamarse SFECMAS 1500 Guépard (Cheetah) después de que SFECMAS se fusionara conSNCAN para formar Nord Aviation . [3] [4]
El 24 de agosto de 1953, se ordenaron un par de prototipos, aunque el contrato final (No. 2003/55) no se emitiría hasta 1955. Aunque Nord tenía la intención de cumplir con el requisito de un interceptor ligero capaz de utilizar aeródromos de hierba , estos Se ordenaron dos aviones sin ningún equipo militar instalado, destinados únicamente a fines de investigación. [5]
Al igual que hizo con el Gerfaut, Gaultier optó por un conducto de aire recto para mantener el aire que entra en los motores lo más tranquilo posible y colocó la cabina de un solo asiento inmediatamente encima de la entrada de aire ventral semicircular. El gran fuselaje tubular sostenía el mismo ala delta que se usaba en el Gerfaut y el estabilizador vertical barrido con timón . El fuselaje delantero tenía pequeños canards triangulares colocados a ambos lados de esta cabina para contrarrestar la tendencia del centro de presión del ala delta a hundir el morro cuando la aeronave se acercaba a velocidades transónicas . El avión estaba equipado con un tren de aterrizaje triciclo.que se retrajo en las alas y la parte inferior de la toma de aire. [6]
Una innovación clave del Griffon fue su disposición de doble propulsión, que incorporó un motor turborreactor - estatorreactor . [7] El turborreactor permitiría a la aeronave realizar despegues sin asistencia (los estatorreactores no pueden producir empuje a velocidad aerodinámica cero y, por lo tanto, no pueden mover una aeronave desde un punto muerto) mientras que el estatorreactor proporcionaría empuje adicional una vez que la aeronave haya alcanzado una velocidad aerodinámica superior a 1000 km/h (600 mph). Para reducir los riesgos en el uso del motor turbo-estatorreactor, se construyó el primer Griffon (Nord 1500-01 Griffon I) con solo el SNECMA Atar 101 de 37,3 kilonewton (8400 lbf ) de postcombustión .Motor turborreactor G21 instalado con el estatorreactor que se agregará en una fecha posterior. [8]
Pruebas de vuelo [ editar ]
El Griffon I durante un vuelo de prueba, c. 1956El Griffon I realizó su vuelo inaugural el 20 de septiembre de 1955, pilotado por André Turcat. Las pruebas de vuelo demostraron rápidamente que la aeronave tenía poca potencia, una determinación que se vio agravada por la cancelación de los planes para instalar el sistema de propulsión ramjet planificado. A pesar de esta supuesta falta de potencia, el Griffon I logró alcanzar una velocidad máxima de Mach 1,15 en su primer vuelo supersónico el 11 de enero de 1956. En algún momento de su vida, la entrada de aire se amplió, probablemente cuando el motor Atar 101E, que era más potente. se instaló y antes de que la aeronave alcanzara su velocidad máxima de Mach 1,3 a una altitud de 8.560 m (28.080 pies). Aunque las pruebas de vuelo iniciales mostraron que el rendimiento del motor por encima de los 9.144 m (30.000 pies) se vio afectado, las cualidades de manejo de la aeronave fueron excelentes. Su tren de morro colapsó el 19 de junio cuando Turcat estaba rodandoatravesó un campo de hierba y la aeronave no volvió a volar hasta el 26 de julio. El Griffon I era en gran medida similar al posterior Griffon II equipado con estatorreactor; entre las pocas diferencias visibles entre los dos aviones se encontraban la entrada más pequeña y la tobera de escape de dos posiciones utilizada solo en el Griffon I. Se retiró el 16 de abril de 1957. [8]
El Griffon II estaba equipado con la combinación de un turborreactor Atar 101E-3 y un estatorreactor Nord. Para acomodar el diámetro de 1,5 metros (4 pies 11 pulgadas) de este último, el fuselaje de popa se alargó y ensanchó y su mayor requerimiento de aire significó que la entrada de aire ventral tuvo que ampliarse. El avión realizó su primer vuelo el 23 de enero de 1957 y su primer vuelo supersónico se produjo el 6 de abril. El rendimiento fue decepcionante ya que no logró superar el Mach 1.3 del Griffon I ya que el estatorreactor aún no recibía suficiente aire para alimentarlo por completo. Posteriormente, al Griffon II se le amplió la admisión una vez más y alcanzó Mach 1,85 en su primer vuelo de prueba posterior. [9] El Griffon II estableció un récord de velocidad de 2320 kilómetros por hora (1440 mph) el 5 de octubre de 1959. [10]Alcanzó una velocidad máxima de Mach 2,19 a 15.240 m (50.000 pies) mientras estaba pilotado por Turcat el 13 de octubre. Turcat había batido anteriormente el récord mundial para el circuito cerrado de 100 km (62 millas) por más de 400 km / h (250 mph) con una velocidad de 1.643 km / h (1.021 mph) el 25 de febrero, un logro por el cual él fue honrado con el Trofeo Harmon . La Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF) contribuyó con algo de dinero para las pruebas de vuelo hasta 1960. No se realizaron vuelos entre febrero y julio de ese año y el Griffon II realizó su último vuelo el 5 de junio de 1961. [11 ]
El programa de pruebas de vuelo había revelado que la aeronave presentaba varias dificultades técnicas, incluidas preocupaciones sobre el calor generado cinéticamente . Un área particular de preocupación era la temperatura del escape del estatorreactor que con frecuencia dañaba el tubo de escape, otra era la temperatura superficial de la cubierta de aleación de duraluminio del fuselaje . Las pruebas de vuelo también se centraron en tratar de controlar el estatorreactor, que no se podía acelerar hacia arriba o hacia abajo, solo encenderlo o apagarlo, mediante el ajuste de la relación aire/combustible. Los pilotos informaron que las características de vuelo del Griffon II eran excelentes a todas las velocidades: el estatorreactor podía encenderse en una banda muy amplia de velocidades y su entrada de aire era insensible al ángulo de ataque.asuntos. Además, su capacidad para mantener la aceleración en un giro fue fundamental para su éxito en el rendimiento récord de circuito cerrado. [12]
Variantes [ editar ]
- SFECMAS 1500 Guépard
- Denominación y denominación original de los estudios iniciales de diseño realizados en SFECMAS. [13]
- Nord 1500-01 Grifón I
- El primer avión se completó con solo el componente turborreactor de postcombustión SNECMA Atar 101F del motor turbo-estatorreactor planificado. [8]
- Nord 1500-02 Grifón II
- El segundo avión equipado con el motor turbo-estatorreactor definitivo. [14]
Operadores [ editar ]
Aeronaves en exhibición [ editar ]
Vista frontal del Griffon II conservadoEl Nord 1500 Griffon II se encuentra actualmente en exhibición en el Museo Francés del Aire y el Espacio , en Le Bourget , cerca de París. [15]
Especificaciones (Nord 1500-2 Griffon II) [ editar ]
Datos de X-Planes of Europe: Secret Research Aircraft From the Golden Age 1946–1974; [16] Aeronaves conceptuales: prototipos, X-Planes y aeronaves experimentales; [17] Les oubliés du Salon de l'Aeronautique (5): les experimentaux [10]
Características generales
- Tripulación: 1
- Longitud: 14,54 m (47 pies 8 pulgadas)
- Envergadura: 8,1 m (26 pies 7 pulgadas)
- Altura: 5,0 m (16 pies 5 pulgadas)
- Área del ala: 32 m 2 (340 pies cuadrados)
- Peso máximo al despegue: 6.745 kg (14.870 lb)
- Planta motriz: 1 × motor turborreactor SNECMA Atar 101 E-3 , 34,3 kN (7700 lbf) de empuje
- Planta motriz: 1 × estatorreactor Nord Stato-Réacteur , 67,8 kN (15.200 lbf) de empuje
Actuación
- Velocidad máxima: 2320 km/h (1440 mph, 1250 nudos) a 3300 m (10 800 pies)
- Velocidad máxima: Mach 2.19
- Velocidad de ascenso: 86,67 m/s (17 061 pies/min)
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Tridente SNCASO SO.9000
El SNCASO SO.9000 Trident fue un avión interceptor francés de potencia mixta construido por el fabricante de aviones SNCASO durante la década de 1950. Como parte de un esfuerzo más amplio para reconstruir el poder militar francés a fines de la década de 1940 y para proporcionar a Francia nuevos diseños avanzados producidos en el país, se emitió una solicitud de un avión interceptor de defensa puntual con capacidad supersónica para equipar a la Fuerza Aérea francesa a SNCASO. En respuesta, la empresa diseñó el Trident de propulsión mixta, propulsado por un solo motor de cohete SEPR , que se complementó con motores turborreactores montados en las puntas de las alas , y la Fuerza Aérea ordenó dosprototipos _
Los dos SO.9000 Trident I demostraron la viabilidad del concepto de diseño a pesar de la pérdida de un avión durante las pruebas de vuelo y la Fuerza Aérea ordenó un lote de tres prototipos de cazas SO.9050 Trident II en 1954, y un lote de seis aviones de preproducción. avión en 1956 para desarrollar aún más el avión para que pudiera servir como un interceptor de corto alcance. Solo seis de estos nueve aviones finalmente se completaron, de los cuales los tres prototipos resultaron dañados o destruidos en accidentes antes de que el programa fuera cancelado en 1958 a pesar de su desempeño récord.
Antecedentes y descripción [ editar ]
A fines de la década de 1940, luego del final de la Segunda Guerra Mundial , Francia rápidamente emprendió la recuperación y la reconstrucción de su ejército, particularmente la Fuerza Aérea Francesa con el desarrollo autóctono de aviones militares avanzados. A este respecto, un área de gran interés fue el campo relativamente nuevo de los aviones propulsados por cohetes . Según el historiador de aviación Michel van Pelt, los oficiales de la Fuerza Aérea Francesa estaban en contra de un caza propulsado por cohetes puro, similar al Messerschmitt Me 163 Komet de la era de la guerra , pero en cambio favorecían un enfoque de propulsión mixta, utilizando una combinación de cohetes y motores turborreactores. Durante 1944, una nueva empresa, Société d'Etudes pour la Propulsion par Réaction(SEPR), se había fundado con el propósito de desarrollar los propios motores de cohetes domésticos de Francia. [1]
En consecuencia, SNCASO recibió una solicitud del Estado Mayor Aéreo para comenzar estudios para interceptores de defensa puntual propulsados por cohetes con turborreactores auxiliares en 1948. [1] Durante octubre, SNCASO comenzó a trabajar en una serie de estudios de diseño en respuesta. [2] La empresa favoreció un diseño particular del diseñador de aviones Lucien Servanty . Este era un monoplano de ala de hombro capaz de alcanzar velocidades supersónicas utilizando un solo motor de cohete construido por SEPR en el fuselaje aumentado con un conjunto de turborreactores montados en la punta del ala; Operacionalmente, ambos tipos de motores debían usarse para realizar un ascenso rápido e intercepción a gran altura, mientras que los motores a reacción solos se usarían para regresar a la base.[3] Servanty persuadió a la Fuerza Aérea para financiar un estudio de diseño y una maqueta el 7 de julio de 1950. [4]
El motor cohete seleccionado se basó en el utilizado por el misil Matra M.04 . Fue alimentado por una mezcla de Furaline (C 13 H 12 N 2 O) y ácido nítrico (HNO 3 ); según Pelt, la decisión de utilizar ácido nítrico como agente oxidante planteó algunos desafíos, ya que era corrosivo tanto para la estructura del avión como para el motor. La combinación de Furaline, que era relativamente difícil de fabricar en comparación con el queroseno convencional , y el ácido nítrico funcionó como un propulsor hipergólico., que no requiere ningún agente de ignición. Sin embargo, como los aviones cohete tripulados eran un producto completamente desconocido en Francia, la Fuerza Aérea decidió modificar un avión existente, el Sud-Ouest Espadon , para que sirviera como banco de pruebas aéreas para probar la disposición de propulsión. Durante marzo de 1951 se realizaron las primeras pruebas en tierra del motor cohete; el 10 de junio de 1952, el banco de pruebas de Espadon modificado realizó su vuelo inaugural . [3] Durante su programa de prueba, se probaron motores cohete mejorados y el avión se convirtió en el primer avión europeo en alcanzar Mach 1 durante el vuelo nivelado. [5]
Animada por el éxito del Espadon, la Fuerza Aérea solicitó a las compañías aeronáuticas francesas una aeronave interceptora liviana y de alta velocidad que aprovechara la propulsión de turborreactores o cohetes, o alguna combinación de ambas. Entre los requisitos especificados se encontraban la capacidad de alcanzar Mach 1.3, una tasa de ascenso relativamente alta y la posibilidad de desplegar la aeronave desde pistas de aterrizaje austeras. Entre las diversas respuestas de la industria francesa estuvo SNCASO con su propia propuesta, que se basó en sus estudios de diseño anteriores; su diseño fue designado más tarde como SO.9000 Trident . [5]
El Trident era un avión con forma de bala de aspecto rápido , equipado con un fuselaje aerodinámicamente limpio y alas delgadas y rectas para minimizar la resistencia . Estaba equipado con un tren de aterrizaje triciclo de vía estrecha con las ruedas principales retraídas en el fuselaje. El diseño era inusual por algo más que su disposición de propulsión mixta. En lugar de un asiento de eyección convencional , se podría desechar toda la sección de la nariz. Se prestó especial atención al sistema de control para garantizar que fuera adecuado en las etapas transónica y supersónica del vuelo; mientras que los alerones convencionalesse usaron cuando volaban a velocidades bajas, estos se bloquearían fuera de uso a velocidades más altas para evitar la formación de ondas de choque; en cambio, el plano de cola controlaba el balanceo moviéndose en direcciones opuestas. Las tres superficies de la cola se movían por completo, lo que eliminaba la necesidad de ascensores y timones separados y evitaba bloqueos de control a altas velocidades. [6] Adecuadamente impresionado con el diseño y su desempeño proyectado, SNCASO recibió un contrato por dos prototipos el 8 de abril de 1951. [4]
SO.9000 Tridente I [ editar ]
El Tridente I en vuelo, c. 1956El 2 de marzo de 1953, el primer prototipo Trident I realizó el vuelo inaugural del tipo; pilotado por el piloto de pruebas Jacques Guignard, el avión usó toda la longitud de la pista para despegar, siendo propulsado solo por sus dos motores turborreactores Turbomeca Marboré de 4 kN (900 lbf) . [2] Inicialmente voló sin ningún motor de cohete instalado, basándose únicamente en sus motores turborreactores para evaluar su manejo a baja velocidad. [7] Según el historiador de aviación Bill Gunston , los primeros vuelos de prueba del SO.9000 fueron "peludos" antes de la instalación del motor cohete [2]en septiembre de 1954. Durante el primer vuelo del segundo prototipo Trident I el 1 de septiembre de 1953, la aeronave se estrelló después de luchar para ganar altitud después del despegue y chocó con un poste de electricidad , lo que provocó la separación de la sección de la nariz y Guignard sufrió heridas graves. [8] [9] [10]
El 16 de enero de 1954, se reanudaron los vuelos de prueba utilizando el prototipo Trident I restante, pilotado por el piloto de pruebas Charles Goujon. [8] En lo que habría sido su sexto vuelo propulsado por cohete el 26 de octubre, el cohete falló durante el despegue y la aeronave apenas pudo regresar a la pista y aterrizar de manera segura. [11] Este incidente demostró gráficamente que el Trident necesitaba más potencia de sus turborreactores y la aeronave fue puesta a tierra hasta motores Dassault MD.30 Viper de 7,34 kN (1654 lbf) más potentes , un motor producido bajo licencia .Se instaló la versión británica del Armstrong Siddeley Viper. La aeronave realizó su primer vuelo con sus nuevos motores en marzo de 1955. Propulsada por estos motores, la aeronave pronto demostró su capacidad para superar Mach 1 durante una inmersión poco profunda, incluso sin el empuje adicional del motor del cohete. [8]
En abril de 1956, se decidió finalizar las pruebas de vuelo con el Trident I superviviente. [8] Durante el programa de pruebas de vuelo de 18 meses, el Trident I completó más de 100 vuelos y finalmente alcanzó una velocidad máxima registrada de Mach 1,8. y una altitud máxima de 20.000 metros (65.000 pies). [2] Un total de 24 de estos vuelos se realizaron utilizando el motor cohete. Según Pelt, la Fuerza Aérea Francesa quedó impresionada por el rendimiento del Trident y estaba ansiosa por adoptar un modelo mejorado con capacidad operativa para ponerlo en servicio. [12]
SO.9050 Tridente II [ editar ]
En 1954 se encargaron dos prototipos SO.9050 Trident II y se diferenciaban principalmente de sus predecesores por el uso de un cohete más potente, ya que un cohete SEPR 631 de dos cámaras de 29,3 kN (6600 lbf) reemplazó al SEPR 431. Otros cambios incluyeron la eliminación de los alerones, un ala más pequeña, una cabina ampliada , la transferencia de los frenos de velocidad de las alas al fuselaje y el alargamiento del tren de aterrizaje para acomodar un gran misil aire-aire (AAM) debajo del fuselaje. [13]El primer avión realizó su vuelo inaugural el 19 de julio de 1955, aunque solo con sus turborreactores, y su primer vuelo propulsado por cohetes se produjo el 21 de diciembre. El segundo prototipo voló por primera vez el 4 de enero de 1956, pero fue destruido tres días después cuando la bomba de combustible de los turborreactores falló y los motores se incendiaron . SNCASO había construido un tercer prototipo para desarrollar un misil tierra-aire basado en el Trident, pero la Fuerza Aérea lo compró para reemplazar el avión destruido y voló por primera vez el 30 de marzo. [14] [15]
El 16 de febrero de 1956, el primer prototipo alcanzó una velocidad de Mach 1,7 mientras transportaba una maqueta del Matra 052 AAM. Posteriormente alcanzó una velocidad de Mach 1,96 sin el misil a una altura de 19.100 m (62.664 pies). El 21 de mayo de 1957, la aeronave explotó en el aire durante un vuelo de práctica para el Salón Aeronáutico de París que probablemente se debió a que la altamente volátil Furaline y el ácido nítrico se mezclaron y explotaron accidentalmente, matando al piloto. El tercer prototipo continuó volando hasta que hizo un aterrizaje de panza el 19 de septiembre. [15] [16] [17]
En mayo de 1956, la Fuerza Aérea hizo un pedido de un lote de seis aviones de preproducción, y siguió un contrato complementario para cuatro aviones adicionales, aunque este último contrato se canceló el 24 de octubre de 1957 debido a recortes presupuestarios. Estos aviones se diferenciaban de los primeros tres prototipos al sustituir un par de turborreactores Turbomeca Gabizo de 10,79 kN (2430 lbf) por los motores MD.30. Otros cambios incluyeron una nariz rediseñada para acomodar un radar de control de fuego y la adición de un punto fijo debajo del fuselaje para un Matra R.511 AAM. El primer avión de preproducción (el cuarto Trident II) voló por primera vez el 3 de mayo de 1957. [15]
En un intento fallido de evitar la cancelación, SNACSO se esforzó por establecer nuevos récords de altura y altitud en 1958. El primer avión de preproducción estableció un récord de 2 minutos, 37 segundos a 15 000 metros (49 213 pies) el 4 abril, mientras que el tercer avión de preproducción alcanzó extraoficialmente los 22 800 metros (74 800 pies) el 17 de enero y luego alcanzó su altitud récord oficialmente observada de 24 217 metros (79 452 pies) el 2 de mayo, poco después de que se cancelara el programa el 26 de abril. . Los últimos tres fuselajes incompletosfueron desechados, pero la Fuerza Aérea continuó con las pruebas de vuelo hasta finales de año. Esto permitió que el Trident II estableciera varios registros no oficiales antes de que se desecharan los aviones supervivientes. Estos incluyeron una velocidad máxima de Mach 1,97 el 23 de julio, una altitud de 26.000 metros (85.302 pies) el 6 de octubre que fue la mayor altitud en la que voló un turborreactor y un tiempo hasta la altura de 2 minutos, 15 segundos a 15.000 metros el 8 de julio. Ninguno de estos logros posteriores se publicitó para evitar molestar a la Fuerza Aérea después de que se decidió por el Dassault Mirage III para satisfacer su requisito de interceptor. [18] [17]
Variantes [ editar ]
- SO.9000 Tridente I
Dos aviones construidos, propulsados por dos motores turborreactores Turbomeca Marboré II con un único motor cohete SEPR 481 de tres cámaras. [19]
- SO.9050 Tridente II
Tres prototipos y seis aviones de preproducción, pero solo se completaron tres de estos últimos. Los prototipos estaban propulsados por un par de turborreactores Dassault MD.30 Viper y un motor cohete SEPR 631 de dos cámaras. Los aviones de preproducción estaban equipados con dos turborreactores Turbomeca Gabizo y un SEPR 631. [14]
- SO.9050 Tridente III
El cuarto avión de preproducción incompleto habría servido como prototipo para la familia Trident III, todos los cuales habrían sido equipados con dos turborreactores Turbomeca Gabizo de postcombustión y un SEPR 631. El IIIB habría tenido un fuselaje alargado y un dosel revisado . La nariz del IIIC se habría agrandado para acomodar un radar de control de fuego más grande. [20]
Supervivientes [ editar ]
El primer prototipo del SO.9000 ha estado en exhibición pública desde 1956 en el Musée de l'Air et de l'Espace , cerca de París . [21]
Especificaciones (SO.9050 Trident II (modelos de preproducción)) [ editar ]
Datos de X-Planes of Europe: Secret Research Aircraft from the Golden Age 1946-1974 ; [22] Proyectos secretos franceses 1: combatientes de la posguerra [17]
Características generales
- Tripulación: 1
- Longitud: 12,7 m (41 pies 8 pulgadas)
- Envergadura: 6,98 m (22 pies 11 pulgadas)
- Área del ala: 14,5 m 2 (156 pies cuadrados)
- Peso bruto: 5150 kg (11 354 libras)
- Peso máximo al despegue: 5900 kg (13 007 lb)
- Planta motriz: 2 motores turborreactores Turbomeca Gabizo , 10,79 kN (2425 lbf) de empuje cada uno
- Planta motriz: 1 × SEPR 631 motor cohete de doble cámara de combustible líquido, 29,42 kN (6615 lbf) de empuje total
Actuación
- Velocidad máxima: 2092 km/h (1300 mph, 1130 nudos) a 24 000 m (78 740 pies)
- Velocidad máxima: Mach 1,92
- Techo de servicio: 24.000 m (79.000 pies)
- Tiempo hasta la altitud: 15 000 m (49 213 pies) 2 minutos, 15 segundos
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en Documentales Históricos
Publicado
Convair Model 48 Charger
El Convair Model 48 Charger fue un prototipo de avión ligero de ataque y observación de la década de 1960, desarrollado para cumplir con el requisito de un avión dedicado a la contrainsurgencia (COIN) . Era un avión de dos asientos y doble brazo propulsado por dos motores turbohélice que perdió frente al norteamericano Rockwell OV-10 Bronco de diseño similar. Solo se construyó el prototipo único Modelo 48, y resultó ser el último avión completo construido por Convair.
Diseño y desarrollo [ editar ]
En 1959, dos oficiales del Cuerpo de Marines de los Estados Unidos desarrollaron el concepto de un pequeño avión de bajo costo capaz de brindar apoyo aéreo cercano a los Marines de los EE. UU., Capaz de operar desde carreteras cercanas al campo de batalla, el concepto se conoce como Light Light Marine Attack Aircraft. (L2VMA). A medida que crecía el interés en un avión de este tipo, con el interés del Ejército de los EE. UU. por un tipo similar, la División Convair de General Dynamics comenzó estudios sobre aviones de contrainsurgencia en 1961. En 1963, los diversos requisitos se fusionaron en una especificación de tres servicios para un avión de reconocimiento armado ligero(LARA), para ser utilizado no solo por los Marines y el Ejército de los EE. UU., sino también por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos para funciones de contrainsurgencia y control aéreo avanzado , y para estar disponible para la exportación. [2] [3]
La especificación produjo respuestas de nueve fabricantes, incluido Convair, que presentó su Cargador Modelo 48 en marzo de 1964. [3] El Modelo 48 era un monoplano de doble brazo , construido principalmente de aluminio , con punta de fibra de vidrio , fuselaje trasero y puntas de las alas, con un tren de rodaje con rueda de morro retráctil. Estaba propulsado por dos Pratt & Whitney Canada PT6 (designación militar T74), que impulsaban hélices de tres palas . Sus alas tenían una envergadura relativamente corta (27 pies 6 pulg./8,38 m), lo que significaba que la mayor parte del ala estaba en la estela de las hélices, lo que aumentaba la eficacia de los flaps ranurados del borde de fuga de envergadura completa ylistones de borde de ataque dentro de los motores, que juntos actuaron para desviar la estela, dando una forma de empuje vectorial , para reducir las distancias de despegue y aterrizaje. [4] [5] Los flaps exteriores del borde de fuga se duplicaron como alerones , que se complementaron con spoilers a baja velocidad. La aeronave estaba equipada con un plano de cola grande y completamente móvil que se unía a las aletas verticales ubicadas en los extremos de los brazos de cola, y el plano de cola tenía una envergadura algo mayor (20 pies (6,1 m)) que la distancia entre los brazos de cola. . [3] [6] [7]
El piloto y el observador se sentaron en tándem bajo un dosel deslizante, mientras que el fuselaje trasero tenía un compartimiento de carga con un cono de cola articulado capaz de transportar 910 kg (2000 lb) de carga, que podría incluir un motor PT6 completo o cinco paracaidistas, en condiciones extremadamente extremas. condiciones de hacinamiento, con un sexto paracaidista en el asiento del observador. Se montaron cuatro ametralladoras de 7,62 mm en cápsulas en el costado del fuselaje, mientras que 910 kg (2000 lb) de provisiones externas, incluidas bombas, cohetes y cápsulas de armas, se podían transportar en puntos fijos debajo de las alas y el fuselaje. Para cumplir con los requisitos de la especificación para operaciones anfibias, podría equiparse con dos flotadores grandes. [3] [8] [9]
Historial operativo [ editar ]
Convair comenzó la construcción de un prototipo como empresa privada antes de que se anunciara el ganador de la competencia LARA. En agosto de 1964, la Marina de los EE. UU. anunció el diseño de North American Aviation , el NA-300 (más tarde se convertiría en el OV-10 Bronco ) como el ganador de la competencia LARA. Sin embargo, el Cuerpo de Marines y la Fuerza Aérea de EE. UU. favorecieron al Charger y protestaron contra la decisión de la Armada de EE. UU., y Convair continuó la construcción de su prototipo, que realizó su vuelo inaugural el 25 de noviembre de 1964. [3 ]
Después de las pruebas de vuelo iniciales, el Charger se modificó con una mayor envergadura y una cola modificada para mejorar el control a baja velocidad. El Charger demostró una excelente capacidad STOL , despegando sobre un obstáculo de 50 pies (15 m) en 485 pies (148 m) con una carga útil normal. [3] Esto fue mejor que el requisito de especificaciones LARA de 800 pies (244 m), [5] y el Bronco. [10]
El Charger recibió un contrato de prueba de vuelo de servicio conjunto de 100 horas en el que representantes de la Armada, el Cuerpo de Marines, el Ejército y la Fuerza Aérea de los EE. UU. volarían el prototipo. Si se seguían las órdenes, se planeó construir el avión de producción con un fuselaje más profundo y más largo que permitiera instalar controles duales completos. [3] El prototipo se estrelló en su vuelo de prueba número 196 el 19 de octubre de 1965, debido a un error del piloto de prueba de la Marina de los EE. UU. Sin embargo, se abandonó el desarrollo posterior. [3] [7]
Especificaciones (alas de gran envergadura) [ editar ]
Datos de General Dynamics Aircraft y sus predecesores [3]
Características generales
Actuación
Armamento