HIBRIDOS HELICOPTERO AVION, GIRODINO, GIROPLANO, CONVERTIPLANO. HELIPLANO.

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McDonnell XV-1

El McDonnell XV-1 fue un girodino experimental desarrollado por un programa de investigación conjunto entre la Fuerza Aérea y el Ejército estadounidenses, para explorar tecnologías que desarrollasen una aeronave que pudiera despegar y aterrizar como un helicóptero, pero volar a velocidades más altas, similar a un avión convencional. El XV-1 alcanzaría la velocidad de 320 km/h, más rápido que cualquier nave de rotores anterior, pero el programa terminó debido al ruido de los reactores de punta y a la complejidad de la tecnología, que solo le proporcionaba una modesta ventaja en prestaciones.

Primer prototipo del XV-1.
Tipo	Girodino
Fabricante	McDonnell Aircraft
Primer vuelo	14 de julio de 1954
Usuario	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos	2

 

Desarrollo[editar]

En 1951, la Fuerza Aérea anunció una competición para desarrollar un girodino, una aeronave que podía despegar y aterrizar verticalmente, como un helicóptero, pero que su velocidad de crucero sería mayor que la de los helicópteros convencionales.¹ El programa de investigación conjunto fue dirigido por el Mando de Investigación y Desarrollo de la Fuerza Aérea y el Cuerpo de Transporte del Ejército.² Bell Aircraft presentó el diseño del XV-3, Sikorsky Aircraft presentó el S-57, un diseño de rotor retráctil, y McDonnell presentó un diseño modificado de su Model M-28.³

El 20 de junio de 1951, la Fuerza Aérea y el Ejército firmaron una Carta de Intenciones con McDonnell para concederle un contrato para desarrollar una aeronave basada en su diseño.⁴ McDonnell se benefició de sus trabajos de diseño previos en el Model M-28 y tenía una maqueta completa preparada en noviembre de 1951 para ser inspeccionada por el Ejército y la Fuerza Aérea. Se le dio a McDonnell la aprobación para comenzar la fabricación de lo que entonces fue designado XL-25 ("L" por Liaison, Enlace). Mientras la aeronave estaba en construcción, la designación fue cambiada a XH-35. Finalmente, la aeronave se convirtió en el primer vehículo de la serie de convertiplanos, como XV-1.²

La célula básica provenía de uno de los primeros programas de aviones comerciales posteriores a la Segunda Guerra Mundial, de un avión de cuatro plazas en la clase del Bonanza y Navion.⁵ McDonnell contrató a Kurt Hohenemser⁶ y Friedrich von Doblhoff, el diseñador de helicópteros austriaco del WNF 342, para proporcionar la dirección técnica en el desarrollo del sistema de rotor propulsado por reactores de punta.⁴ Tras 22 meses de fabricación, la primera aeronave (número de serie 53-4016) estuvo lista para las pruebas de vuelo a principios de 1954.²

Diseño[editar]

Construido en su mayor parte de aluminio, el fuselaje del XV-1 consistía en un aerodinámico tubo montado sobre un tren de aterrizaje de patines, con un motor montado en la parte trasera y una hélice propulsora. También tenía alas embrionarias trapezoidales montadas altas en el fuselaje. En cambio, dos botalones y superficies verticales gemelas, interconectados por un elevador estabilizador horizontal, estaban montados en las alas. Un rotor principal tripala propulsado por reactores de presión de punta de pala estaba montado en la parte superior del fuselaje, encima de las raíces alares.¹

El convertiplano presentaba un único motor radial R-975 construido por Continental que propulsaba dos compresores de aire. Estos forzaban aire a alta presión a través de conductos en las palas del rotor hasta una cámara de combustión en cada una de las tres puntas de pala del rotor, donde un quemador encendía combustible para aumentar el empuje, que hacían girar al rotor y permitían a la aeronave volar como un helicóptero convencional.⁷ Para el vuelo horizontal, el motor se desconectaba de los compresores y propulsaba en su lugar la hélice propulsora bipala. En el vuelo, el ala proporcionaba el 80 % de la sustentación, siendo generado el resto por la autorrotación del rotor principal a alrededor del 50 % de las rpm normales.²⁸ En estacionario, el rotor giraba a 410 rpm, pero reducía a 180 rpm en el vuelo a alta velocidad, por encima de los 232 km/h.⁹

La cabina estaba recubierta casi enteramente por ventanas de Plexiglás, que proporcionaban visibilidad en todas direcciones, excepto directamente debajo de la aeronave. La misma consistía en puestos de piloto y copiloto en tándem, o se podía acomodar a un piloto y tres pasajeros, o a un piloto y dos camillas.¹

Historia operacional[editar]

 

Los dos XV-1.

El XV-1 comenzó las pruebas de vuelo cautivo en estacionario el 11 de febrero de 1954, con el piloto de pruebas John R. Noll. Las ataduras eran pesos de plomo con la intención de mantener la aeronave bajo efecto suelo, hasta que se solventaran problemas con el sistema de propulsión del rotor de reactores de punta de pala. El 14 de julio de 1954, los pesos de plomo fueron retirados y el XV-1 realizó su primer vuelo libre en estacionario.¹ Como las pruebas de vuelo continuaron, McDonnell completó la segunda máquina (n/s 53-4017).

La segunda aeronave fue modificada desde el original XV-1 en un intento de reducir la resistencia parásita en el vuelo nivelado a alta velocidad. Para conseguir este objetivo, el pilón del rotor fue reducido y el tren de aterrizaje fue aerodinamizado y reforzado.⁴ El segundo XV-1 también presentaba dos pequeños rotores de cola montados en el lado exterior al final de cada botalón. Eran el resultado de los vuelos de pruebas en estacionario realizados por Noll, que remarcó la falta de autoridad de guiñada cuando se usaban solo los timones. El XV-1 original fue más tarde modificado con los rotores de cola.¹

En la primavera de 1955, el segundo XV-1 estaba listo para unirse al programa de vuelos.² El 29 de abril del mismo año, el XV-1 realizó su primera transición de vuelo vertical a horizontal, y el 10 de octubre siguiente, el segundo XV-1 se convirtió en la primera nave de rotores en superar los 320 km/h, cerca de 72 km/h más rápido que el récord de velocidad para helicópteros de la época.¹ El XV-1 alcanzó un mu (relación de velocidad respecto a la velocidad de punta de rotor)¹⁰ de 0,95.¹¹

Después de tres años y cerca de 600 horas entre las dos aeronaves, el contrato del XV-1 fue cancelado en 1957.⁴ Finalmente, se determinó que la configuración de convertiplano del XV-1 era demasiado compleja para las pocas ventajas ganadas sobre los helicópteros convencionales. El motor de pistones no podía producir suficiente potencia para optimizar las ventajas de diseño. Los avances tecnológicos en los diseños de rotor y motores de los helicópteros convencionales en los siguientes años negarían finalmente el margen de prestaciones del XV-1.¹³ El nivel de ruido era de 116 dB en la cabina, e incluso mayor para el personal de tierra, que describía el ruido del reactor de punta como "extremadamente irritante", y el nivel de ruido era todavía de 90 dB a 800 m de distancia.¹² McDonnell intentaría aprovecharse de la tecnología de rotor de reactores de punta con un pequeño diseño de helicóptero grúa, designado Model 120 y que voló por primera vez el 13 de noviembre de 1957.¹³

Variantes[editar]

XL-25

Designación inicial dada al proyecto.

XH-35

Segunda designación, como Helicóptero.

XV-1

Designación final, prototipo de girodino, dos construidos.

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos

Supervivientes[editar]

El Ejército retuvo el 53-4016, que fue transferido al United States Army Aviation Museum en Fort Rucker, Alabama. 53-4017, el segundo prototipo que estableció un récord, fue donado al Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos de la Institución Smithsoniana, Washington D. C., en 1964.

Especificaciones (XV-1)[editar]

Referencia datos: Harding²

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Capacidad: Dos pasajeros o dos literas
• Longitud: 15,4 m (50,4 ft)
• Diámetro rotor principal: 9,4 m (30,8 ft)
• Peso vacío: 1940 kg (4275,8 lb)
• Peso cargado: 2497 kg (5503,4 lb)
• Planta motriz: 1× motor radial de nueve cilindros refrigerado por aire Continental R-975-19.
  • Potencia: 391 kW (539 HP; 532 CV)
• Envergadura: 7,92 m

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 327 km/h (203 MPH; 177 kt)
• Velocidad crucero (V_c): 222 km/h (138 MPH; 120 kt)
• Alcance: 954 km (515 nmi; 593 mi)
• Techo de vuelo: 6000 m (19 685 ft)
• Régimen de ascenso: 6,6 m/s (1299 ft/min)

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Bell XV-3

 

El Bell XV-3 (Bell 200) fue un avión de rotores basculantes desarrollado por Bell Helicopter para un programa de investigación conjunto entre la Fuerza Aérea y el Ejército de los Estados Unidos, orientado a explorar las tecnologías del convertiplano. El XV-3 presentaba un motor montado en el fuselaje con ejes transmisores transfiriendo la potencia a montajes de rotor bipalas montados en las puntas alares. Los montajes de rotor de las puntas alares estaban montados para bascular 90 grados desde la vertical a la horizontal, que fueron diseñados para permitir al XV-3 despegar y aterrizar como un helicóptero, y volar a velocidades mayores, similar a un avión convencional de ala fija.

El XV-3 voló por primera vez el 11 de agosto de 1955. Aunque estaba limitado en prestaciones, el avión demostró exitosamente el concepto de rotor basculante, realizando 110 transiciones de modo helicóptero a modo avión entre diciembre de 1958 y julio de 1962. El programa XV-3 finalizó cuando el avión restante fue dañado severamente en un accidente en el túnel de viento, el 20 de mayo de 1966.¹ Los datos y la experiencia del programa XV-3 fueron elementos clave usados para desarrollar exitosamente el Bell XV-15, que más tarde allanó el camino para el V-22 Osprey.²

El segundo Bell XV-3, 54-148, durante las pruebas de vuelo (cerca de 1959).
Tipo	Avión VTOL experimental
Fabricante	Bell Aircraft Corporation
Primer vuelo	11 de agosto de 1955
Estado	En exhibición
N.º construidos	2

 

Diseño y desarrollo[editar]

 

Cabina, Alianza Airshow, Fort Worth, Texas (2006).

 

Rotor basculante de estribor, Alianza Airshow, Fort Worth, Texas (2006).

En 1951, el Ejército y la Fuerza Aérea anunciaron el Programa de Avión Convertible y emitió una Solicitud de Propuestas (Request for Proposals (RPF)) para solicitar diseños a la industria aeronáutica. En octubre de 1953, a Bell Helicopter se le concedió un contrato de desarrollo para producir dos aviones destinados a pruebas.³ La designación militar original fue XH-33, clasificándolo como un helicóptero, pero su designación fue cambiada a XV-3 en la serie de convertiplanos. La designación fue cambiada de nuevo, en 1962, a XV-3A, cuando el prefijo V cambió para significar VTOL. Los diseñadores principales fueron Bob Lichten y Kenneth Wernicke.²

El primer XV-3 (número de serie 54-147) voló el 11 de agosto de 1955 con Floyd Carlson, Piloto de Pruebas Jefe de Bell, a los mandos. El 18 de agosto de 1955, el avión experimentó un aterrizaje duro cuando el rotor desarrolló una inestabilidad dinámica. Bell intentó remediar la situación, y las pruebas de vuelo se reanudaron el 29 de marzo de 1956 tras unos carreteos adicionales. Bell continuó expandiendo la envolvente de vuelo del XV-3, pero el 25 de julio de 1956, la misma inestabilidad del rotor ocurrió de nuevo. Las pruebas de vuelo del XV-3 se reanudaron a finales de septiembre de 1956. Luego, el 25 de octubre de aquel año, el avión se estrelló cuando el piloto de pruebas perdió el conocimiento debido a vibraciones de la cabina extremadamente altas. Las vibraciones se produjeron cuando los ejes del rotor se movieron a 17 grados hacia delante desde la vertical. El piloto de pruebas, Dick Stansbury, resultó seriamente herido, y el avión acabó dañado más allá de toda reparación.²

Bell modificó el segundo XV-3 (número de serie 54-148), reemplazando los rotores tripalas por otros bipalas, y tras tomar grandes precauciones, el segundo XV-3 comenzó las pruebas en el túnel de viento del Laboratorio Aeronáutico Ames del Comité Consejero Nacional para la Aeronáutica (NACA), el 18 de julio de 1957. Las pruebas de vuelo para la nave número 2 empezaron el 21 de enero de 1958 en las instalaciones de Bell. En abril, el avión había expandido la envolvente de vuelo a 204 km/h, así como también demostraba aterrizajes en autorrotación completa y transiciones hacia delante de 30 grados de los ejes de los rotores. El 6 de mayo de 1958, ocurrió otro caso de inestabilidad del rotor cuando los ejes de los rotores estaban en un ángulo hacia delante de 40 grados, y el XV-3 fue inmovilizado en tierra una vez más. El XV-3 volvió al túnel de viento de Ames en octubre de 1958 para recoger más datos antes de que pudiera volar de nuevo. Como resultado de las pruebas de túnel de viento, el diámetro del rotor fue reducido, la estructura alar fue aumentada y reforzada, y los controles del rotor fueron endurecidos.

El XV-3 reanudó las pruebas de vuelo en las instalaciones de Bell el 12 de diciembre de 1958. El 18 de diciembre, el piloto de pruebas de Bell, Bill Quinlan, completó la primera conversión completa dinámicamente estable al modo avión, y el 6 de enero de 1959, el capitán Robert Ferry de la Fuerza Aérea se convirtió en el primer piloto militar en completar una conversión de convertiplano al modo avión.⁴ Las pruebas de vuelo en las instalaciones de Bell fueron completadas el 24 de abril de 1959, y el avión fue enviado a la Base de la Fuerza Aérea Edwards. Las pruebas de vuelo militares del XV-3 comenzaron el 14 de mayo de 1959. Promocionado al empleo de comandante, Robert Ferry coescribiría el informe de las evaluaciones militares de vuelo, realizadas desde mayo a julio de 1959, haciendo notar que a pesar de las deficiencias del diseño, la "hélice basculante de ala fija", o convertiplano, era una aplicación práctica para las aeronaves de ala giratoria.⁵

Tras la finalización de las pruebas de servicio conjuntas, el avión fue devuelto a las instalaciones Ames, donde, el 12 de agosto de 1959, Fred Drinkwater se convirtió en el primer piloto de pruebas de la NASA en realizar la conversión completa de un convertiplano al modo avión. El 8 de agosto de 1961, el comandante del Ejército E. E. Kluever se convirtió en el primer piloto del Ejército en volar un avión convertiplano.⁵ Las pruebas continuarían durante julio de 1962, ya que la NASA y Bell completaron pruebas de túnel de viento para estudiar las oscilaciones del eje del rotor mostradas por el convertiplano, en un esfuerzo para predecir y eliminar la inestabilidad dinámica aeroelástica del rotor (referida para simplificar como torbellino del eje), que había causado problemas durante todo el programa.

En abril de 1966, el aerodinamicista de Bell Helicopter Dr. Earl Hall publicó un análisis de los datos del programa XV-3, explicando la inestabilidad de torbellino del eje del avión convertiplano. A fin de verificar los hallazgos de Hall y desarrollar un modelo computerizado, la NASA accedió a dirigir unas pruebas de túnel de viento en el túnel de 40x80 de Ames. Cuando los ingenieros estaban completando la última prueba planeada, un fallo de punta alar causó que ambos rotores fallaran, resultando en daños severos en el XV-3 y otros daños en el túnel de viento.⁶ El 14 de junio de 1966, el Centro de Investigaciones Ames de la NASA anunció la finalización de las pruebas del XV-3. Había completado un total de 250 vuelos, acumulado 125 horas de vuelo, y completado 110 conversiones completas.⁵

Variantes[editar]

Bell 200

Denominación interna de la compañía.

XH-33

Designación militar original.

XV-3

Designación cambiada a la serie de "convertiplanos".

XV-3A

Nueva designación, al cambiar el significado del prefijo a "VTOL".

Supervivientes[editar]

 

XV-3, 54-148, en exhibición en el Museo Nacional de la USAF (2012).

A finales de 1966, el único XV-3 restante, número de serie 54-148, fue trasladado a la Base de la Fuerza Aérea Davis-Monthan en Tucson, Arizona, para su almacenaje al aire libre.⁷ En 1984, el equipo de pruebas de vuelo del Bell XV-15 descubrió el avión almacenado al aire libre en el Museo de la Aviación del Ejército, durante la visita del mismo a Fort Rucker, Alabama, como parte de una gira de demostración.⁸ El 54-148 fue reparado en diciembre de 1986, con apoyo del Ejército y el liderazgo del anteriormente ingeniero de Bell Claude Leibensberger, pero el avión fue desmontado y almacenado en interior.⁹ El 22 de enero de 2004, el XV-3 fue entregado a la Planta 6 de Bell en Arlington, Texas.⁷¹⁰ En 2005, los empleados de Bell Helicopter comenzaron a trabajar para restaurar el 54-148 a una condición de exhibición museística, esta vez liderados por el anteriormente ingeniero del XV-3 Charles Davis.⁷ Tras una restauración de dos años, el XV-3 fue transferido al Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en Dayton (Ohio). Fue emplazado en exhibición en la Galería Pos-Guerra Fría del Museo en junio de 2007,¹¹ y desde 2011 está en exhibición en la Galería de Investigación y Desarrollo.¹²

Especificaciones (XV-3)[editar]

 

XV-3 número 54-148, (2006).

Referencia datos: NASA Monograph 17¹³ and Aerophile, Vol. 2, No. 1.¹⁴

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Longitud: 9,2 m (30,2 ft)
• Envergadura: 9,5 m (31,2 ft)
• Altura: 4 m (13,1 ft)
• Superficie alar: 10,8 m² (116,3 ft²)
• Peso vacío: 1907 kg (4203 lb)
• Peso máximo al despegue: 2218 kg (4888,5 lb)
• Planta motriz: 1× motor radial de nueve cilindros refrigerado por aire Pratt & Whitney R-985-AN-1.
  • Potencia: 336 kW (463 HP; 457 CV)
• Diámetro de la hélice: 7,6 m

Rendimiento

• Velocidad nunca excedida (V_ne): 296 km/h (184 MPH; 160 kt)
• Velocidad crucero (V_c): 269 km/h (167 MPH; 145 kt)
• Alcance: 411 km (222 nmi; 255 mi)
• Techo de vuelo: 4600 m (15 092 ft)
• Régimen de ascenso: 6,3 m/s (1240 ft/min)

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Bell XV-15

El Bell XV-15 fue una aeronave estadounidense, la segunda aeronave experimental del tipo convertiplano y la primera en demostrar la viabilidad práctica de un concepto que combina las ventajas de despegue vertical y de vuelo estacionario (propias de un helicóptero) con la ventaja de una mayor velocidad (propia de un avión de alas fijas).

 

El XV-15 despegando como un helicóptero desde el Dryden Flight Research Center de la NASA.
Tipo	Convertiplano experimental
Fabricante	Bell Helicopter
Primer vuelo	3 de mayo de 1977
Retirado	2003
Estado	Retirado
Usuario	NASA
N.º construidos	2
Desarrollo del	Bell XV-3
Desarrollado en	Bell-Boeing V-22 Osprey Bell-Agusta BA609

Antecedentes[editar]

Aeronaves de rotor VTOL anteriores al XV-15[editar]

La idea de desarrollar y construir una aeronave VTOL que usase rotores similares a los de los helicópteros en los extremos de sus alas ya se había originado a comienzos de la década de 1930. De hecho, el primer diseño que se parece a los modernos convertiplanos fue patentado por George Lehberger en mayo de 1930, aunque él sin embargo no avanzó más en el desarrollo de ese por entonces revolucionario concepto. En 1942, en medio de la Segunda Guerra Mundial, fue desarrollado un prototipo alemán denominado Focke-Achgelis Fa 269, pero este nunca llegó a volar.

Los dos prototipos que llegaron a ser probados en vuelo fueron el Transcendental Model 1-G (de un solo asiento) y el Transcendental Model 2 (biplaza), ambos propulsados por dos motores recíprocamente contrarrotatorios que de esa manera compensaban el efecto torque (par motor) de los helicópteros convencionales. El desarrollo del Model 1-G comenzó en 1947, aunque solo pudo realizar su vuelo de bautismo en 1954. Las demostraciones con este modelo experimental duraron aproximadamente un año, hasta que el mismo se estrelló en la Bahía de Chesapeake el 20 de julio de 1955. Aunque el prototipo de aeronave resultó destruido, su piloto solo sufrió lesiones menores. El Model 2 fue seguidamente desarrollado, pero la Fuerza Aérea de los Estados Unidos cambió su financiación en favor del Bell XV-3 y solo se realizaron algunos vuelos estacionarios de prueba. El Transcendental 1-G fue la primera aeronave de rotor inclinado en haber volado y logrado casi la totalidad de la transición de “modo helicóptero” a “modo avión” (llegando a estar a solo unos 10 grados de un vuelo horizontal propiamente dicho).

XV-3[editar]

El Bell XV-3 voló por primera vez en 1955. Al igual que sus predecesores, el XV-3 tenía sus motores ubicados sobre el fuselaje, junto a sendos ejes de transmisión que transferían energía a cada uno de los dos rotores inclinados o basculantes montados sobre las alas. Estaba equipado con dos asientos de eyección; si bien nunca fueron usados, de haberlo hecho, hubiesen arrojado a sus pilotos hacia abajo, lejos de ambos rotores.

Avances tecnológicos[editar]

El concepto de los motores basculantes[editar]

Uno de los mayores problemas que tenían los primeros diseños de aeronaves con rotores basculantes era que los ejes que transmitían potencia desde el fuselaje hacia los rotores de los extremos alares, y a las cajas de velocidades y mecanismos de inclinación allí ubicados, estaban transfiriendo una gran cantidad de potencia y de torque (par motor) a lo largo de una gran distancia, demasiada para el sistema de transmisión de energía de una aeronave. Además debían soportar grandes cargas, además de ser pesados ellos mismos.

El XV-15 introdujo una importante innovación de diseño: en lugar de montar los motores directamente sobre el fuselaje, el XV-15 los tenía desplazados hacia los soportes de los extremos de cada una de las alas, acoplados a cada uno de los dos rotores. La forma estándar o normal de suministrar potencia era hacerlo directamente desde cada motor haca una caja de reducción de velocidades, y luego hacia cada rotor o hélice, sin necesidad de los indeseables largos ejes de transmisión. No obstante, sí existía un eje de emergencia, que transferiría potencia al rotor opuesto en el caso de que fallase uno de los dos motores. Pero este último era liviano, ya que no había sido concebido para soportar una carga constante de trabajo.

El concepto de rotor basculante introdujo complejidades adicionales al diseño de los propios soportes de los motores y en el diseño de los motores para ser capaces de rotar desde la operación horizontal a la vertical. Estos problemas fueron enfrentados en una etapa relativamente temprana del programa XV-15, pero no obstante habrían de regresar en la década de 1980, durante el desarrollo del sucesor militar del mismo, el más grande V-22 Osprey.

Investigación en “aeroelasticidad”[editar]

A fines del decenio de 1960 y comienzos del de 1970, la NASA estaba trabajando junto a otros investigadores en diseños teóricos de soportes (pods) de rotores, algunos de los cuales serían llevados a la práctica y probados en el túnel de viento.

Dos eran las compañías involucradas en la investigación y en los diseños propuestos: Bell Helicopter y Boeing-Vertol. El foco estaba puesto en los soportes de los rotores basculantes y en la integración de éstos con las alas y el fuselaje de la aeronave, además de también centrarse en los estudios preliminares sobre el flujo de aire alrededor de los mismos, mediante túneles de viento. Se investigaron diseños de rotores basculantes fijos y plegables.

Historia del proyecto que derivaría en el XV-15[editar]

 

El XV-15A volando como un avión, con sus dos rotores en posición totalmente horizontal, actuando como hélices convencionales.

Lo que finalmente sería conocido como el programa XV-15 fue inicialmente lanzado en 1971, en el Ames Research Center de la NASA. Tras realizar algunos trabajos preliminares el respecto, el organismo aeroespacial estadounidense realizó una competición que otorgaría dos contratos de investigación y desarrollo de 500000 dólares cada uno, con el fin de diseñar prototipos. Algunas de las importantes empresas que respondieron a ese llamamiento incluían a Bell Helicopter, Boeing-Vertol, Grumman Aircraft y Sikorsky Aircraft Corporation. Finalmente, serían las dos primeras las que obtendrían sendos premios el 20 de octubre de 1972. Los diseños propuestos por ambas compañías fueron entregados el 22 de enero de 1973.

Diseño de Boeing-Vertol[editar]

Boeing propuso un modelo, denominado, Model 222 (que no debe ser confundido con el posterior estilizado helicóptero convencional Bell 222), en el cual los motores se encontraban ubicados en soportes fijos en los extremos de cada ala, y el pequeño soporte rotatorio (que contenía a cada hélice en sí) estaba situado un poco más cerca del fuselaje. Esta disposición contribuyó a simplificar el diseño de los motores, al mantenerlos siempre en posición horizontal, sin precisar de largos ejes de transmisión hacia los rotores basculantes.

Diseño de la Bell[editar]

El diseño propuesto por Bell, el Model 301, en el cual todo el soporte de cada rotor giraba entre las posiciones horizontal y vertical, es decir, tanto cada motor como la estructura del rotor montados conjuntamente en el mismo soporte (pod). Esto simplificaba la transmisión de potencia, pero exigía requerimientos más complejos para el diseño del motor y era tal vez un poco más pesada que la propuesto de la Boeing. Después de haber revisado ambas propuestas, la NASA finalmente se decantó por la propuesta de Bell y seleccionó al Model 301 para un desarrollo posterior, firmando un contrato de I+D el 31 de julio de 1973.

Desarrollo y vuelo del XV-15[editar]

Durante los cuatro años siguientes, se realizaron extensas pruebas de ingeniería, para así completar definitivamente la etapa de desarrollo de la aeronave. El primero de dos Bell XV-15, con el número de serie N702NA, voló por primera vez el 3 de mayo de 1977.

Después de haberse realizado unos pocos vuelos de pruebas en las propias instalaciones de la Bell, la aeronave fue transferida al Ames Research Center de la NASA, ubicado en la localidad de Mountain View (estado de California). Allí fue colocada en el gigantesco túnel de viento de ese centro de investigación aeronáutica, para ser probada en diferentes entornos de vuelo simulados. Luego fue trasladada al Dryden Flight Research Center (también del organismo aeroespacial estadounidense), el cual se halla ubicado dentro de las instalaciones de la AFB Edwards, en el alto desierto californiano. Fue capaz de funcionar exitosamente tanto en el “modo helicóptero” como en el de “modo avión”, así como de realizar suaves transiciones entre ambas configuraciones de los rotores o las hélices. Una vez que el convertiplano hubo sido suficientemente probado en Dryden, fue devuelto a Ames... para seguir realizando aún más pruebas adicionales.

 

XV-15 en el Paris Air Show de 1981.

Para 1981, el XV-15 había sido los suficientemente probado como para llevarlo a la importante exhibición aérea parisina de Le Bourget, para realizar allí vuelos de demostración ante el público y la prensa especializada en aeronáutica.¹ En la década de 1980, los XV-15 solían ser llevados a realizar demostraciones al espectáculo aéreo de verano anual que tenía lugar en la también californiana estación aeronaval de Moffett Field. Ambos XV-15 fueron activamente volados durante todos esos años, para probar extensivamente su aerodinámica, en particular en lo referente a su comportamiento durante las etapas de transición entre ambos modos de operación. Además se estudiaron las aplicaciones finales de las aeronaves de rotores inclinados en los sectores civil y militar, caso este último del programa que derivó en el desarrollo del V-22 Osprey.²

Accidente del N702NA[editar]

El primer prototipo del convertiplano XV-15, de número de matrícula N702NA, fue transferido de regreso a la Bell Helicopter para continuar con su prolongada etapa de desarrollo, así como para realizar vuelos de demostración.

El 20 de agosto de 1992, la aeronave se estrelló mientras estaba siendo volada por un piloto invitado. Estaba ascendiendo para la realización de un vuelo estacionario, cuando se le desprendió un perno del sistema de control colectivo del soporte de uno de los dos rotores, haciendo que este último se inclinase totalmente. La aeronave giró fuera de control y se estrelló en posición invertida. A pesar de haber resultado significativamente dañada, la aeronave estaba estructuralmente intacta en gran medida, y afortunadamente tanto el piloto como el copiloto lograron escapar con heridas menores del sitio del accidente. De hecho, la cabina de mando del convertiplano siniestrado logró ser salvada y reconvertida en simulador de vuelo.

Operaciones realizadas por el N703NA[editar]

 

El XV-15 de matrícula N703NA con los colores de los Guardacostas de los Estados Unidos (US Coast Guards), aterrizando verticalmente en las afueras del Pentágono en septiembre de 1999.

El segundo prototipo del XV-15 continuó realizando principalmente operaciones de pruebas extendidas para la NASA hasta septiembre de 2003. El N703NA fue usado para realizar tests para el programa militar del V-22 Osprey (que finalmente sería el “hermano mayor” del XV-15) y para el transporte civil mediano Bell/Agusta BA609, otra aeronave de rotores inclinados.

 

XV-15 en el National Air and Space Museum.

Tras haber sido retirado de sus operaciones de demostración en septiembre de 2003, el N703NA fue donado al Museo Nacional del Aire y el Espacio (National Air and Space Museum) del Instituto Smithsoniano en la ciudad de Washington. Éste realizó un vuelo final desde Fort Worth (estado de Texas) hasta el NASM antes de que fuera dado de baja definitivamente. En la actualidad se encuentra en exhibición en el Steven F. Udvar-Hazy Center del Aeropuerto Internacional Dulles de Washington D.C..

Especificaciones[editar]

 

Vista esquemática frontal, lateral y desde arriba del XV-15.

Referencia datos: NASA SP-2000-4517³

Características generales

• Tripulación: Dos (piloto y copiloto)
• Longitud: 12,83 m
• Envergadura: 17,42 m con los rotores girando
• Diámetro rotor principal: 7,62 m
• Altura: 3,86 m
• Peso vacío: 4574 kg
• Peso máximo al despegue: 6000 kg
• Planta motriz: 2× turboeje Avco Lycoming LTC1K-4K.
  • Potencia: 1156 kW (1550 shp) cada uno.
• Potencia del motor:
  • 1550 shp (1156 kW) potencia normal de despegue (10 min máximo)
  • 1802 shp (1354 kW) potencia de emergencia (2 min máximo)

Rendimiento

• Velocidad nunca excedida (V_ne): 557 km/h
• Velocidad de entrada en pérdida (V_s): 185,2 km/h en modo avión
• Alcance: 825 km
• Techo de vuelo: 8840 m (29500 pies)
• Carga del rotor: 73 kg/m² (13,2 lb/ft²)
• Relación de potencia: 1,35 kg/kW
• Altitud en estacionario: 2635 m (8800 pies) fuera de efecto suelo

 

[alquimista112 3.447]

 

 

 

Bell-Boeing V-22 Osprey

 

El Bell-Boeing V-22 Osprey (águila pescadora en inglés) es una aeronave militar polivalente, catalogada como convertiplano o aeronave de rotores basculantes, que tiene tanto capacidad de despegue y aterrizaje verticales (VTOL), como de despegue y aterrizaje cortos (STOL). Fue diseñado para combinar la funcionalidad de un helicóptero convencional con las capacidades de alta velocidad de crucero y largo alcance de un avión turbohélice.

El V-22 se originó a partir del programa aeronáutico Joint-service Vertical take-off/landing Experimental (JVX) del Departamento de Defensa de los Estados Unidos iniciado en 1981. Al equipo formado por los fabricantes Bell Helicopter y Boeing Helicopters se le adjudicó en 1983 un contrato de desarrollo para la aeronave de rotores basculantes. El equipo Bell-Boeing produce conjuntamente la aeronave.⁶ El V-22 realizó su primer vuelo en 1989; a continuación comenzó su fase de pruebas, durante la que sufrió diversas alteraciones en el diseño. La complejidad y las dificultades por ser el primer convertiplano destinado al servicio militar en el mundo dieron lugar a muchos años de desarrollo antes de que el V-22 pasara a estado operacional.

El Cuerpo de Marines de los Estados Unidos comenzó el entrenamiento de tripulantes para el Osprey en el año 2000, y lo introdujo en servicio en 2007; está complementando y al final acabará reemplazando a los helicópteros CH-46 Sea Knight. El otro operador del V-22, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, desplegó su versión del convertiplano en 2009. Desde entonces el Osprey ha sido desplegado en operaciones de combate en Irak y Afganistán.

Las elevadas prestaciones del Osprey le confieren una gran versatilidad y capacidad multimisión: transporte de tropas, asalto aerotransportado, apoyo al combate, infiltración y extracción de fuerzas especiales, búsqueda y rescate en combate, evacuación sanitaria, logística y aprovisionamiento, y cisterna, en un futuro próximo.

El V-22A es el resultado de la colaboración entre el grupo aeronáutico estadounidense Boeing Company, como principal contratista, y Bell Helicopter Textron Inc., como subcontratista principal.

Diseñado desde su origen como una aeronave de uso militar, el V-22A Osprey ha sido diseñado para cumplir con los requerimientos operativos de los cuatro servicios armados estadounidenses (Ejército, Armada, Fuerza Aérea y Cuerpo de Marines).

Entre sus características técnicas más sobresalientes destacan la alta velocidad, la capacidad de despegue y aterrizaje verticales, el reabastecimiento en vuelo, que le otorga un gran radio de acción, y sus rotores retráctiles y sección alar móvil, que facilitan el despliegue a bordo de buques y su aerotransporte.

Bell-Boeing V-22 Osprey en el Royal International Air Tattoo de 2012.
Tipo	Convertiplano
Fabricantes	Bell Helicopter y Boeing Rotorcraft Systems
Primer vuelo	19 de marzo de 1989
Introducido	13 de junio de 20071
Usuario	Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón  C. de Marines de los Estados Unidos
Usuarios principales	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
Coste del programa	27000 millones de US$ (hasta 2008)2
Coste unitario	67 millones de US$ (coste de despegue de un CV-22 en 2010)3 115,5 millones de US$ (coste de compra 2011)4 Coste de la hora de vuelo: 11000 $ (2011)5
Desarrollo del	Bell XV-15

 

Desarrollo[editar]

Desarrollo inicial[editar]

El Departamento de Defensa de los Estados Unidos empezó el proyecto V-22 en 1981, liderado por el Ejército y después por la Armada, que desarrolló el sistema de despegue vertical. El desarrollo a escala completa del V-22 empezó en 1986. El V-22 es construido conjuntamente por Bell Helicopter Textron y Boeing Helicopters. Algunas partes del avión se fabrican en Filadelfia, Pensilvania, Grand Prairie, Texas y Fort Worth. El ensamblaje se produce en Amarillo, Texas. El desarrollo conjunto se conoce como Bell Boeing.

Pruebas en vuelo y cambios en el diseño[editar]

 

MV-22 Osprey del Cuerpo de Marines de los Estados Unidos aterrizando en Hurlburt Field, Florida, en abril de 2006.

El primero de los seis prototipos del MV-22 voló por primera vez el 19 de marzo de 1989 en modo de helicóptero,⁷ y el 14 de septiembre del mismo año como avión de ala fija.⁸ El tercer y cuarto prototipos completaron satisfactoriamente los primeros ensayos marítimos del Osprey en el buque USS Wasp en diciembre de 1990.⁹ Los prototipos cuatro y cinco se estrellaron entre 1991] y 1992.¹⁰ Desde octubre de 1992 hasta abril de 1993, Bell y Boeing rediseñaron el V-22 para reducir su peso en vacío, simplificar su fabricación y reducir los costes de producción. Esta versión modificada se convirtió en el modelo V-22B.¹¹ Los vuelos del V-22 fueron reanudados en junio de 1993, tras incorporar mejoras de seguridad en los prototipos.¹² En junio de 1994 se adjudicó a Bell Boeing un contrato para la fase de desarrollo de ingeniería de fabricación (EMD).¹¹ Los prototipos también incorporaron cambios para ajustarse a la configuración del modelo B. Las pruebas en vuelo en esta etapa se centraron en la ampliación de la envolvente de vuelo, en la medición de las cargas de vuelo, y apoyar el rediseño EMD. Estas y otras pruebas en vuelo con los primeros V-22 continuaron hasta 1997.¹³

La prueba en vuelo con cuatro V-22 de desarrollo comenzó a principios de 1997, cuando fue entregado el primer ejemplar de preproducción al Centro de Prueba de Guerra Aeronaval en la Estación Aeronaval Patuxent River, Maryland. El primer vuelo EMD tuvo lugar el 5 de febrero de 1997. Las pruebas se retrasaron.¹⁴ La primera de las cuatro aeronaves de producción inicial a bajo ritmo, encargadas el 28 de abril de 1997, fue entregada el 27 de mayo de 1999. El Osprey número 10 completó los segundos ensayos marítimos del programa, esta vez desde el USS Saipan en enero de 1999.² Durante las pruebas de carga externa de abril de 1999, Boeing utilizó un V-22 para elevar y transportar un obús M777.¹⁵

Controversias[editar]

El proceso de desarrollo del V-22 ha sido largo y controvertido, en parte debido a los grandes aumentos de su coste.¹⁶ El presupuesto de desarrollo del V-22 fue planificado inicialmente en 25000 millones de dólares en 1986; luego se incrementó a 30000 millones, proyectados en 1988.¹⁷ Hasta 2008 se han gastado 27000 millones de dólares en el programa del Osprey y se necesitarían 27200 millones más para completar la producción del número de aeronaves planeado.²

Sus costes de producción [del V-22] son considerablemente mayores que los de helicópteros con capacidad equivalente - específicamente, casi el doble que los del CH-53E, que tiene una mayor carga útil y la capacidad para transportar equipos pesados que el V-22 no tiene... la producción de una unidad Osprey puede costar en torno a 60 millones, y 35 millones un helicóptero equivalente.

Michael E. O'Hanlon, 2002.¹⁸

El antiguo comandante del escuadrón de V-22 en la Estación Aérea del Cuerpo de Marines New River, el teniente coronel Odin Lieberman, fue relevado de su cargo en 2001, después de ser acusado de dar instrucciones a su unidad de que necesitaban falsificar los registros de mantenimiento para hacer que la aeronave pareciese más fiable.²¹⁹ Tres oficiales se vieron implicados más tarde en el escándalo de falsificación.¹⁶

Diseño[editar]

El V-22 Osprey, primera aeronave de rotores basculantes del mundo que entró en producción, cuenta con una góndola con dos motores de turboeje, que están conectados por transmisión a sus dos hélice-rotores de tres palas montados en cada una de las dos puntas alares, de modo que cualquiera de los dos motores puede mover las dos hélices. Es clasificada como una aeronave de sustentación motorizada por la Administración Federal de Aviación.²⁰ Para despegar y aterrizar, normalmente opera como un helicóptero con las góndolas en posición vertical y, por consiguiente, las hélices-rotores en posición vertical. Una vez en el aire, las góndolas rotan 90° hacia adelante en tan solo 12 segundos para realizar el vuelo horizontal, convirtiendo el V-22 en algo similar a un avión turbohélice para lograr una mayor velocidad y menor consumo de combustible. El V-22 también tiene la capacidad de realizar despegues y aterrizajes cortos (STOL) rotando los góndolas hacia adelante hasta 45°. Para ser almacenado y transportado de forma compacta, el ala del V-22 rota hasta alinearse, de delante hacia atrás. Las palas de las hélices-rotores también se pueden plegar en una secuencia de 90 segundos de duración.²¹ Los materiales compuestos suponen un 43% de la estructura del V-22. Las palas también recurren a materiales compuestos.²²

Uno de sus principales inconvenientes es que no puede realizar una autorrotación (aterrizaje de emergencia) debido a que usa hélices y no rotores como un helicóptero, de modo que en vuelo estático y por debajo de los 490 metros de altura, la pérdida de los dos motores puede causar un accidente sin supervivencia. Sin embargo, cuando se vuela a mayor altura y/o a mayor velocidad, sí es posible realizar un aterrizaje de emergencia como un avión aprovechando la sustentación de sus alas.

Primer plano del conjunto motor-rotor basculante de un MV-22B expuesto en el Farnborough Air Show de 2006.

El primer Osprey entregado al programa de prueba en vuelo de la Armada tras la reanudación de las evaluaciones de vuelo en 2002; en configuración compacta de almacenamiento.

Imagen del interior de la cabina de un MV-22 en 2011.

Componentes[editar]

Electrónica[editar]

Sistema	País	Fabricante	Notas
Red de datos			MIL-STD-1553B
Sistema de control de vuelo		BAE Systems	Triple-dual FBW digital. Bucle completamente cerrado.
ACAS II		Honeywell	MILACAS XR

Variantes[editar]

 

Un V-22 Osprey durante una misión de pruebas en agosto de 2003.

 

Un CV-22 del 8.º Escuadrón de Operaciones Especiales sobrevolando la Costa Esmeralda de Florida.

V-22A

Aviones de desarrollo de preproducción usados para prueba en vuelo. Denominación no oficial antes del rediseño de 1993.²³

HV-22

Variante considerada por la Armada de los Estados Unidos para búsqueda y rescate en combate (CSAR), entrega y recuperación de equipos de guerra especial, además de transporte de apoyo logístico de la flota. Sin embargo, la Armada eligió el MH-60S "Knighthawk" para esta función en 2001.²⁴

SV-22

Variante de guerra antisubmarina propuesta por la Armada de los Estados. La Armada estudió el SV-22 en los años 1980 para reemplazar el avión S-3 Viking y el helicóptero SH-2 Seasprite.²⁵

MV-22B

Variante de transporte del Cuerpo de Marines de los Estados Unidos. El Cuerpo de Marines es el servicio que ha liderado el desarrollo del V-22 Osprey, con un requerimiento original de 552 unidades, posteriormente rebajadas a 360. El MV-22B es una aeronave de asalto para transporte de tropas, equipamiento y suministros, capaz de operar desde buques o desde aeródromos expedicionarios en tierra. En el Cuerpo de Marines está reemplazando a los helicópteros CH-46E Sea Knight²⁶ y CH-53D Sea Stallion.²⁷

CV-22B

Variante de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos para el Mando de Operaciones Especiales de los Estados Unidos (USSOCOM). La misión del CV-22B de la Fuerza Aérea es llevar a cabo misiones de operaciones especiales de largo alcance. Está equipado con tanques de combustible suplementarios y radar de seguimiento del terreno.²⁸²⁹ Ha reemplazado al helicóptero MH-53 Pave Low.²

 

Vista inferior de un V-22 Osprey en la exhibición RIAT de 2006.

Operadores[editar]

El Cuerpo de Marines y la Fuerza Aérea de Estados Unidos disponían en conjunto de 112 V-22 en servicio a fecha de mayo de 2010. La mayoría son usados por los Marines.³⁰

Actuales[editar]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos. 12 CV-22 en servicio a fecha de abril de 2010.³¹³²

• 8.º Escuadrón de Operaciones Especiales (8 SOS) en Hurlburt Field, Florida
• 71.º Escuadrón de Operaciones Especiales (71 SOS) en la Base de la Fuerza Aérea Kirtland, Nuevo México
• 20.º Escuadrón de Operaciones Especiales (20 SOS) en la Base de la Fuerza Aérea Cannon, Nuevo México

 

Mortero pesado remolcado M327 de 120mm y M1163 Growler reculan dentro de un MV-22 Osprey a bordo del USS Iwo Jima (LHD-7).

• Cuerpo de Marines de los Estados Unidos. 83 MV-22 en servicio a fecha de marzo de 2010.³³

• VMM-161
• VMM-162
• VMM-261
• VMM-263
• VMM-264
• VMM-266
• VMM-365
• VMM-561
• VMMT-204 - Escuadrón de entrenamiento
• VMX-22 - Escuadrón de pruebas y evaluación

 Japón

Adquiridas 17 unidades en el 2015.

• Fuerza de Autodefensa Terrestre de Japón. 2 MV-22 en servicio desde mayo de 2020. 2 unidades adicionales entregadas en febrero de 2021.³⁴

Accidentes[editar]

 

Repostaje de un MV-22 antes de una misión nocturna en Irak, en febrero de 2008.

El 18 de marzo de 2022, en unas maniobras en Noruega, se estrelló una de las unidades norteamericanas, falleciendo los cuatro tripulantes

De 1991 a 2001 hubo cinco accidentes importantes durante las pruebas.

• El 11 de junio de 1991, un mal cableado en el sistema de vuelo provocó dos heridos leves.
• El 20 de julio de 1992, una fuga en la caja de cambios provocó un incendio, causando que la nave se precipitara al río Potomac, muriendo siete personas a bordo.
• El 8 de abril de 2000, un V-22 cargado con Marines simulaba un rescate, trató de aterrizar en el Aeropuerto de Arizona; el rotor derecho se atascó, llevándolo a estrellarse desde 245 pies, muriendo todos los tripulantes.
• El 11 de diciembre de 2000, después de una fuga hidráulica y un desperfecto en los instrumentos, un V-22 cayó desde 1600 pies en un bosque de Jacksonville, al norte de California, causando la muerte a cuatro tripulantes.
• El 11 de abril de 2012, durante el ejercicio León Africano en el suroeste de Marruecos, un MV-22 se precipitó a tierra dejando dos tripulantes heridos y dos muertos.

Cultura popular[editar]

• El V-22 Osprey aparece al inicio de la película Transformers, en Transformers: el lado oscuro de la luna cuando algunos soldados se disponen a atacar la ciudad de Chicago que fue sitiada por los Decepticons y en Transformers: el último caballero cuando algunos soldados y los Autobots se disponen a atacar cybertron.
• El V-22 Osprey aparece en las películas Godzilla: King of the Monsters de 2019 y en Godzilla vs. Kong de 2021, como el vehículo principal de la agencia Monarch, encargada de buscar, confinar y estudiar a los titanes además del propio Godzilla.
• En la película Resident Evil: Afterlife al principio, manejado por Albert Wesker y también poco antes de los créditos se ven varios, todos propiedad de Umbrella Corporation. También aparecen en su continuación Resident Evil: Retribution atacando el barco Arcadia.
• En el videojuego Call of Duty: Modern Warfare 3 el jugador puede usar de soporte aéreo un V-22 Osprey que sobrevuela en una parte del mapa seleccionado por el jugador y depositar paquetes de ayuda para el y su equipo.
• Durante el capítulo 20 de la sexta temporada de la serie de TV JAG, el Osprey aparece cuestionado por la Comisión de Defensa del Congreso por sufrir un "casi accidente" durante una demostración realizada por un piloto del USMC a miembros de esa misma comisión.
• En los videojuegos Resistance 2 y Resistance 3 aparece una aeronave llamada VTOL muy parecida al V-22, aunque con un rotor adicional.
• En los videojuegos Command & Conquer: Red Alert 2 y su expansión Yuri's Revenge aparece como una unidad de soporte anti-submarinos de la facción Aliada, siempre a bordo de un destructor.
• En el videojuego LHX Attack Chopper para PC-DOS, un simulador de vuelo de helicópteros publicado en 1990, el V-22 Osprey es una de la aeronaves disponibles para ser pilotadas.
• En el videojuego Battlefield 3 aparece el "Osprey" en las misiones "Alzamiento" y "Turno de Noche".
• En el videojuego Half-Life y en sus expansiones Half-Life: Opposing Force y Half-Life: Decay aparece el "Osprey" múltiples veces.
• En el videojuego Grand Theft Auto V, el vehículo Avenger está basado en esta aeronave.
• En el videojuego Heatseeker (videojuego), en una misión, se ve a un V-22 Osprey siendo atacado por varios aviones; tenemos que cubrirlo hasta que llegue a un portaaviones aliado.
• En la película Battle: Los Angeles, al principio, en algunas escenas se puede ver a algunos V-22.
• Aparece en la película Terminator Salvation.

Especificaciones (MV-22B)[editar]

Referencia datos: Norton,³⁵ Boeing,³⁶ Bell guide,²² Naval Air Systems Command,³⁷ and USAF CV-22 fact sheet²⁸

Características generales

• Tripulación: 4 (piloto, copiloto y 2 ingenieros de vuelo)
• Capacidad:
  • 24 soldados (en asientos), 32 soldados (en el suelo), o
  • 1 vehículo ligero Growler.³⁸³⁹
• Carga:
  • 9070 kg de carga interna, o
  • 6800 kg de carga externa (doble enganche)
• Longitud: 17,5 m
• Envergadura: 14 m de ala; 25,8 m con rotores
• Altura: 6,73 m con los motores en posición vertical; 5,5 m en los estabilizadores de cola
• Superficie alar: 28 m²
• Área circular de los rotores: 212 m²
• Peso vacío: 15032 kg
• Peso cargado: 21500 kg
• Peso máximo al despegue: 27400 kg
• Planta motriz: 2× turboeje Rolls-Royce Allison T406/AE 1107C-Liberty.
  • Potencia: 4586 kW (6150 HP; 6235 CV) cada uno.
• Hélices: 1× rotor tripala por motor.
• Diámetro de la hélice: 11,6 m
  

   

  Radio de combate del V-22 en Irak en comparación con el del CH-46.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no):
  • A nivel del mar: 463 km/h (288 MPH; 250 kt)
  • A 4600 m de altitud: 565 km/h (351 MPH; 305 kt)
• Velocidad crucero (V_c): 446 km/h (277 MPH; 241 kt) a nivel del mar
• Alcance: 1627 km (879 nmi; 1011 mi)
• Radio de acción: 722 m (2369 ft)
• Alcance en ferry: 3590 m (11 778 ft) con tanques de combustible auxiliares internos
• Techo de vuelo: 7620 m (25 000 ft)
• Régimen de ascenso: 11,8 m/s (2323 ft/min)
• Potencia/peso: 427 W/kg
• Carga de rotor: 102,23 kg/m²

 

Ametralladora M240 en la rampa de carga de un V-22.

Armamento

• Ametralladoras:
  • 1× ametralladora media de M240 de 7,62 mm o ametralladora pesada M2 Browning de 12,7 mm montada en un afuste desmontable en la rampa trasera.
  • 1× ametralladora rotativa GAU-17 Minigun de 7,62 mm montada en la parte inferior, en un sistema retráctil, controlada remotamente por vídeo (Remote Guardian System) (opcional).⁴⁰⁴¹

[alquimista112 3.447]

 

 

AgustaWestland AW609

El AgustaWestland AW609, también conocido como Bell/Agusta BA609, es un convertiplano bimotor civil con una configuración similar a la aeronave militar Bell-Boeing V-22 Osprey. Está siendo desarrollado por Leonardo (anteriormente AgustaWestland, que se fusionó con la nueva Finmeccanica, y que se ha cambiado el nombre a Leonardo a partir de 2017).¹²

 

AW609 en el Paris Air Show de 2007.
Tipo	Convertiplano
Fabricante	Leonardo (a partir de 2017)  Leonardo-Finmeccanica (a partir de 2016)  AgustaWestland
Diseñado por	Bell/Agusta Aerospace Company
Primer vuelo	6 de marzo de 2003
Desarrollo del	Bell XV-15

 

Diseño y desarrollo[editar]

El diseño del BA609 partió del convertiplano experimental Bell XV-15,³ desarrollado por Bell/Boeing en el año 1996. No obstante, Boeing se retiró del programa en marzo de 1998, entrando en su lugar la compañía Agusta en septiembre del mismo año.³ En consecuencia, se formó la empresa conjunta Bell/Agusta Aerospace Company (BAAC), entre Bell Helicopter y AgustaWestland.²

Las primeras pruebas en tierra del prototipo del BA609 comenzaron el 6 de diciembre de 2002, teniendo lugar su primer vuelo el 6 de marzo de 2003 en Arlington, Texas, con Roy Hopkins y Dwayne Williams como pilotos de prueba.

Componentes[editar]

 Canadá

Propulsión[editar]

Sistema	País	Fabricante	Notas
Motor		Pratt & Whitney Canada	2 × PT6C-67A

Especificaciones[editar]

 

AW609 en el Paris Air Show de 2007.

 

Maqueta de la cabina.

Referencia datos: The International Directory of Civil Aircraft, 2003–2004,² Jane's 2000, the BA609 and AW609 data sheets⁴⁵ and others⁶⁷⁸

Características generales

• Tripulación: Uno o dos
• Capacidad: 6 pasajeros o 2500 kg de carga útil
  • Altura de cabina: 1,42 m
  • Anchura de cabina: 1,47 m
  • Largo de cabina: 4,09 m
• Longitud: 13,4 m
• Envergadura: 11,7 m
• Envergadura con rotores: 18,4 m
• Diámetro rotor principal: 7,9 m
• Altura: 5,0 m (góndolas en vertical), 6,7 m (góndolas en horizontal)
• Área circular: 91,2 m²
• Peso vacío: 4755 kg
• Peso útil: 2500 kg
• Peso máximo al despegue: 7600 kg (8200 kg en STOL)
• Planta motriz: 2× turboeje Pratt & Whitney Canada PT6C-67A.
  • Potencia: 1447 kW (1940 shp) cada uno.

Rendimiento

• Velocidad nunca excedida (V_ne): 509 km/h⁹ (543 km/h probados)¹⁰
• Velocidad crucero (V_c): 482 km/h
• Alcance: 1390 km (2000 km con depósitos externos)⁶
• Techo de vuelo: 7600 m⁹ (25000 pies)
• Régimen de ascenso: 7,6 m/s (1500 pies/min)
• Carga del rotor: 77,1 kg/m² (15,8 lb/ft²)
• Altitud en estacionario: 1800 m (6000 pies) fuera de efecto suelo

[alquimista112 3.447]

 

 

 

Bell V-280 Valor

El Bell V-280 Valor es un avión de rotor basculante desarrollado por Bell y Lockheed Martin para el programa Future Vertical Lift (FVL) del Ejército de los Estados Unidos . ^[2] El avión se presentó oficialmente en el Foro y Exposición Profesional Anual de la Asociación de Aviación del Ejército de Estados Unidos (AAAA) de 2013 en Fort Worth, Texas. El V-280 realizó su primer vuelo el 18 de diciembre de 2017 en Amarillo, Texas.

 

Bell V-280 en configuración de crucero de alta velocidad
Role	Avión de elevación vertical
origen nacional	Estados Unidos
Fabricante	Campana / Lockheed Martin
Primer vuelo	18 de diciembre de 2017 [1]
Estado	En desarrollo; pruebas de vuelo

 

Desarrollo [ editar ]

El 5 de junio de 2013, Bell Helicopter anunció que el diseño del V-280 Valor había sido seleccionado por el Ejército de los EE. UU. para la fase de demostración de tecnología (TD) conjunta de funciones múltiples (JMR). La fase JMR-TD es la demostración tecnológica precursora de Future Vertical Lift (FVL). El Ejército clasificó la oferta como una propuesta de Categoría I, lo que significa que es una propuesta bien concebida, científica o técnicamente sólida pertinente a las metas y objetivos del programa con aplicabilidad a las necesidades de la misión del Ejército, ofrecida por un contratista responsable con el apoyo del personal científico y técnico competente. recursos necesarios para lograr los resultados. ^[4] Se esperaba que los contratos JMR-TD se adjudicaran en septiembre de 2013, con vuelos programados para 2017. ^[5]

El 9 de septiembre de 2013, Bell anunció que se asociaría con Lockheed Martin para desarrollar el V-280. Lockheed proporcionará aviónica, sensores y armas integrados a la aeronave. Se anunciaron socios adicionales en los meses siguientes, ^[2] incluidos Moog Inc. para los sistemas de control de vuelo, ^[6] GE Aviation para los motores, ^[7] GKN para la estructura de la cola, ^[8] Spirit AeroSystems para el fuselaje compuesto, ^[9] Eaton Corporation como distribuidor de sistemas hidráulicos y de generación de energía, ^[10] y Astronics Advanced Electric Systems para diseñar y fabricar sistemas de distribución de energía.^[11] Israel Aerospace Industries , el primer socio internacional reclutado para el V-280, suministrará las estructuras de la góndola , y la empresa hermana de Textron , TRU Simulation & Training, construirá un simulador de marketing de alta fidelidad y un entrenador de mantenimiento de escritorio. ^[12]

El 2 de octubre de 2013, el Ejército de EE. UU. otorgó un acuerdo de inversión en tecnología (TIA) a Bell para el rotor basculante V-280 Valor en el marco del programa Joint Multi-Role. ^[13] También se otorgaron premios a AVX Aircraft, Karem Aircraft y un equipo de Sikorsky-Boeing. El programa JMR no pretende desarrollar un prototipo para la próxima familia de vehículos, sino desarrollar tecnologías e interfaces. Los TIA otorgan a los cuatro equipos nueve meses para completar el diseño preliminar de su helicóptero, que luego el Ejército revisará y autorizará la construcción de dos demostradores competidores para volar en 2017. Si bien existe la posibilidad de una selección descendente temprana, los cuatro equipos están enfocados en las demostraciones de vuelo de 2017. ^[14] [15]Cada uno de los cuatro equipos recibió $6.5 millones del Ejército para la fase I del programa, aunque Bell está invirtiendo una cantidad no revelada de su propio dinero. ^[16] El 21 de octubre de 2013, Bell dio a conocer la primera maqueta a gran escala del V-280 Valor en la Asociación del Ejército de los Estados Unidos de 2013. ^[17]

El 11 de agosto de 2014, el Ejército informó al equipo de Bell-Lockheed que habían elegido el V-280 Valor para continuar con el programa de demostración de JMR. El equipo Boeing - Sikorsky que ofrece el SB-1 Defiant también fue elegido. ^[18] El anuncio de las selecciones se hizo oficialmente el 3 de octubre de 2014, y los equipos comenzarán a construir aviones de demostración de tecnología para vuelos de prueba a partir de 2017. ^[19]Bell presentó una maqueta a escala real del V-280 Valor en el piso de AUSA 2014 para mostrar la configuración y el diseño de la plataforma de alta velocidad. Se enfoca en el escuadrón de infantería y se maneja de manera muy similar a un helicóptero en términos de agilidad a baja velocidad para tener una respuesta de cabeceo, balanceo y guiñada sin precedentes para esas operaciones. Aproximadamente del tamaño del helicóptero de carga media actual, el V-280 está diseñado para viajar el doble de rápido y el doble de lejos. Bell está lanzando estas capacidades para el movimiento en vastas áreas como el Pacífico; el director del programa dijo que se podría eliminar la necesidad de puntos avanzados de armamento y reabastecimiento de combustible y que una FOB (base de operaciones avanzada) en el medio de un país, como Afganistán, podría cubrir todo el país. ^[20]

Aunque Bell vendió su participación en el programa AW609 en 2011, Bell continúa trabajando en el AW609 y considera el potencial comercial para el V-280, ya que una producción militar en masa de 2000 a 4000 aviones podría reducir el costo unitario a niveles comercialmente aceptables. ^[21] [22] Sin embargo, en 2016, Bell declaró que prefería el 609 para uso comercial y tenía la intención de ofrecer el V-280 solo para uso militar. Bell también declaró que los helicópteros convencionales no formaban parte del futuro militar de Bell. ^[23]

 

Prototipo V-280 Valor en vuelo en el Alliance Air Show 2019, Fort Worth, TX

Prototipo [ editar ]

En junio de 2015, el subcontratista de Bell, Spirit AeroSystems , comenzó a ensamblar el fuselaje compuesto para el primer prototipo V-280 Valor, ^[24] que se entregó en septiembre de 2015. ^[25] En total, el diseño y la fabricación del fuselaje se completaron en solo 22 meses ^[26] Aunque el V-280 está inicialmente planeado para el programa de demostración JMR, Bell no anticipa mucha diferencia entre él y una entrada final de FVL. ^[27] Para enero de 2016, el demostrador V-280 estaba completo en un 23 por ciento, ^[28] con el fuselaje y las alas acoplados a principios de mayo de 2016. ^[29] El avión de demostración comenzó las pruebas de vibración del suelo en Amarillo durante febrero de 2017, y el avión alcanzó un 95 por ciento de avance. ^[30]

El demostrador se sometió a pruebas en tierra en octubre de 2017. ^[31] [32] Bell publicó un video el 18 de diciembre que muestra el primer vuelo con el área alrededor de los pivotes borrosa. ^[33] En abril de 2018, funcionó durante 75 horas en tierra y voló durante 19 horas, hasta 80 nudos (90 mph; 150 km/h), antes de pasar a volar en avión a finales de mes. ^[34] A finales de mes, alcanzó los 140 nudos (160 mph; 260 km/h) con propulsores de 60 grados. adelante, y está previsto que alcance su configuración de avión crucero con torres horizontales en verano. ^[35] Alcanzó los 190 nudos (220 mph; 350 km/h) en modo crucero con hélices horizontales el 11 de mayo. ^[36]

Después de 155 horas de tiempo de giro del rotor y 70 horas de vuelo, en octubre de 2018 había alcanzado los 250 nudos (290 mph; 460 km/h) al 80 % de la velocidad de crucero proprotor. También voló a un ángulo de inclinación de 45 ° a hasta 200 nudos (230 mph; 370 km / h), logró una velocidad de ascenso de 4500 pies / min (23 m / s) a 160 nudos (180 mph; 300 km / h) ), superó los 200 nudos (230 mph; 370 km / h) con menos del 50% de par y registró un factor de carga máxima de 1,9 g. Su vuelo más largo cubrió 370 millas (320 millas náuticas; 600 km) mientras realizaba un vuelo en ferry a Arlington, Texas para continuar con las pruebas más cerca del Ejército de los EE. UU. ^[37]

Después de un año de pruebas de vuelo, alcanzó su objetivo de 280 nudos (320 mph; 520 km/h) en enero de 2019, ya que continuará ampliando su envolvente de vuelo : agilidad a baja velocidad, ángulos de alabeo y operaciones autónomas. ^[38] En diciembre de 2020, el V-280 alcanzó los 305 nudos (350 mph; 565 km/h) mientras volaba durante más de 200 horas. ^[39] [40]

Diseño [ editar ]

 

V-280 en vuelo con rotores inclinados a configuración de vuelo estacionario.

El V-280 está diseñado para una velocidad de crucero de 280 nudos (320 mph; 520 km/h), de ahí el nombre V-280, ^[41] una velocidad máxima de 300 nudos (345 mph; 556 km/h), un rango de 2100 millas náuticas (2400 mi; 3900 km) y un rango de combate efectivo de 500 a 800 nmi (580 a 920 mi; 930 a 1480 km). El peso máximo de despegue esperado es de alrededor de 30 000 libras (14 000 kg). ^[42] En una gran diferencia con el rotor basculante V-22 Osprey anterior, los motores permanecen en su lugar mientras los rotores y los ejes de transmisión se inclinan. Un eje de transmisión atraviesa el ala recta, lo que permite que ambos rotores de hélice sean impulsados por un solo motor en caso de pérdida del motor. El V-280 tendrá tren de aterrizaje retráctil, un vuelo por cable triplemente redundantesistema de control y una configuración de cola en V. Las alas están hechas de una sola sección de compuesto de polímero reforzado con fibra de carbono , lo que reduce el peso y los costos de producción. El V-280 tendrá una tripulación de cuatro personas y podrá transportar hasta 14 soldados. Los ganchos de carga dobles le darán una capacidad de elevación para transportar un obús M777A2 de 10 000 lb (4500 kg) mientras vuela a una velocidad de 150 nudos (170 mph; 280 km/h). El fuselaje es visualmente similar al del helicóptero de carga media UH-60 Black Hawk . Cuando aterriza, el ala está a más de 7 pies (2,1 m) del suelo, lo que permite que los soldados salgan fácilmente por dos puertas laterales de 6 pies (1,8 m) de ancho y que los artilleros de las puertas tengan amplios campos de tiro.

Aunque el diseño inicial es una configuración de utilidad, Bell también está trabajando en una configuración de ataque. ^{[43] [44] [45]} Ya sea que las diferentes variantes del V-280 cumplan funciones de utilidad y ataque o que un solo fuselaje pueda intercambiar cargas útiles para cualquier misión, Bell confía en que la plataforma de rotor basculante Valor puede cumplir con ambas funciones; el Cuerpo de Marines de EE. UU. está interesado en tener un avión para reemplazar los helicópteros utilitarios y de ataque, pero el Ejército, que lidera el programa, no está comprometido con la idea y quiere plataformas distintas para cada misión. Bell y Lockheed afirman que una variante AV-280 puede lanzar cohetes, misiles e incluso pequeños vehículos aéreos no tripulados .adelante o atrás sin interferencia del rotor, incluso en los modos de vuelo hacia adelante y de crucero con los rotores hacia adelante. ^[27]

El prototipo V-280 (demostrador de concepto de vehículo aéreo, o AVCD) estaba propulsado por General Electric T64 . ^[46] El motor específico para la especificación de rendimiento del modelo (MPS) se desconocía en ese momento, pero tiene fondos del futuro programa de motor de turbina asequible (FATE) del Ejército. ^[7] La estructura de cola en V y los timones, fabricados por GKN , proporcionarán altos niveles de maniobrabilidad y control al fuselaje. Estará hecho de una combinación de metales y materiales compuestos. ^[8] Las características en el interior incluyen asientos que cargan de forma inalámbrica las radios de las tropas, gafas de visión nocturna y otros equipos electrónicos y ventanas que muestran mapas de misión tridimensionales. ^[47]

Se ha puesto especial énfasis en reducir el peso del V-280 en comparación con el V-22, lo que a su vez reduciría el costo. Para hacer esto, los materiales compuestos se utilizan ampliamente en el ala, el fuselaje y la cola. Las pieles de las alas y las costillas están hechas de una construcción de "sándwich" reforzada con panal de abeja con núcleos de carbono de celdas grandes para menos piezas, más grandes y más livianas. Las pieles y las costillas se unen con pasta para eliminar los sujetadores. Con estas medidas, los costos se reducen en más del 30 por ciento en comparación con un ala V-22 a escala. ^[48] Bell espera que el V-280 cueste lo mismo que un AH-64E o un MH-60M . ^[49] Mientras que el Osprey tiene una mayor carga de discoy menor eficiencia de vuelo estacionario que un helicóptero, el V-280 tendrá una carga de disco más baja y un ala más larga para una mayor eficiencia de vuelo estacionario y crucero. ^[12] Como el AgustaWestland AW609 ya ha realizado autorrotación , se espera que el V-280 (con una carga de disco similar) demuestre la misma capacidad. ^{[ cita requerida ]}

En octubre de 2021, Bell y Rolls Royce anunciaron conjuntamente que el motor V-280 Valor cambiaría del turboeje T64 utilizado en el prototipo a un derivado del Rolls-Royce T406 /AE 1107C utilizado en el Osprey, que se llamaría AE 1107F. Al mismo tiempo que aumenta la potencia de 5000 a 7000 caballos de fuerza, el AE 1107 es un elemento conocido en los aviones de rotor basculante con sus dos décadas de uso anterior que reduce los costos de mantenimiento y disminuye los riesgos del proyecto. ^[50]

Especificaciones (prototipo V-280) [ editar ]

Datos de bellflight.com, ^{[51] [ se necesita una mejor fuente ]}

Características generales

• Tripulación: 4
• Capacidad: 14 efectivos
• Longitud: 50,5 pies (15,4 m)
• Ancho: 81,79 pies (24,93 m)
• Altura: 23 pies 0 pulgadas (7 m)
• Peso vacío: 18.078 libras (8.200 kg)
• Peso máximo al despegue: 30.865 lb (14.000 kg)
• Planta motriz: 2 × turboeje General Electric T64
• Hélices: 35 pies 0 pulg (10,7 m) de diámetro

Actuación

• Velocidad de crucero: 320 mph (520 km/h, 280 nudos)
• Rango de combate: 580–920 mi (930–1480 km, 500–800 nmi)
• Alcance del ferry: 2400 mi (3900 km, 2100 nmi)
• Techo de servicio: 6000 pies (1800 m); en vuelo estacionario sin efecto suelo a 35 °C (95 °F)
• Carga del disco: 16 ^[52]  lb/sq ft (78 kg/m ² )

[alquimista112 3.447]

 

 

 

Fairey Rotodyne

 

El Fairey Rotodyne fue un autogiro compuesto británico de la década de 1950 diseñado y construido por Fairey Aviation y destinado a usos comerciales y militares. ^[2] Un desarrollo del Gyrodyne anterior , que había establecido un récord mundial de velocidad de helicóptero, el Rotodyne presentaba un rotor propulsado por un chorro de punta que quemaba una mezcla de combustible y aire comprimido extraído de dos turbohélices Napier Eland montados en las alas . El rotor se impulsó para despegues verticales, aterrizajes y vuelo estacionario, así como para vuelos de traslación a baja velocidad, pero autorrotó durante el vuelo de crucero con toda la potencia del motor aplicada a dos hélices.

Se construyó un prototipo. Aunque el Rotodyne era prometedor en concepto y exitoso en las pruebas, el programa finalmente se canceló. La terminación se ha atribuido al tipo que no logró atraer pedidos comerciales; esto se debió en parte a las preocupaciones sobre los altos niveles de ruido del chorro de la punta del rotor generados en vuelo. La política también jugó un papel en la falta de pedidos (el proyecto fue financiado por el gobierno) que finalmente lo condenó.

 

El prototipo Fairey Rotodyne alrededor de 1959 [1]
Role	autogiro compuesto
origen nacional	Reino Unido
Fabricante	Fairey Aviación
Primer vuelo	6 de noviembre de 1957
Estado	Cancelado 1962
Número construido	1
Desarrollado por	Fairey Jet Gyrodyne

 

Desarrollo [ editar ]

Antecedentes [ editar ]

Desde finales de la década de 1930 en adelante, se lograron avances considerables en un campo completamente nuevo de la aeronáutica en forma de aeronaves de ala giratoria . ^[3] Si bien se habían logrado algunos avances en Gran Bretaña antes del estallido de la Segunda Guerra Mundial , las prioridades de la época de la guerra en la industria de la aviación significaron que los programas británicos para desarrollar helicópteros y helicópteros quedaron marginados en el mejor de los casos. En el clima inmediatamente posterior a la guerra, la Royal Air Force (RAF) y la Royal Navy optaron por adquirir helicópteros desarrollados en Estados Unidos en forma de Sikorsky R-4 y Sikorsky R-6 , conocidos localmente como Hoverfly I y Hoverfly II .respectivamente. ^{[3] La} experiencia de la operación de estos helicópteros, junto con el examen exhaustivo que se llevó a cabo sobre los prototipos de helicópteros alemanes capturados, estimuló un interés considerable dentro de las fuerzas armadas y la industria por igual en el desarrollo de helicópteros avanzados propios de Gran Bretaña. ^[3]

Fairey Aviation fue una de esas empresas que estaba intrigada por el potencial de los aviones de ala giratoria y procedió a desarrollar el Fairey FB-1 Gyrodyne de acuerdo con la Especificación E.16/47 . ^[4] El Gyrodyne era un avión único por derecho propio que definió un tercer tipo de helicóptero, incluidos los autogiros y los helicópteros. Con poco en común con el Rotodyne posterior, se caracterizó por su inventor, el Dr. JAJ Bennett, ex director técnico de la Cierva Autogiro Company anterior a la Segunda Guerra Mundial.como un avión intermedio diseñado para combinar la seguridad y la simplicidad del autogiro con el rendimiento de vuelo estacionario. Su rotor se impulsaba en todas las fases del vuelo, siendo el paso colectivo una función automática del par del eje, con una hélice montada lateralmente que proporcionaba empuje para el vuelo hacia adelante y corrección del par del rotor. El 28 de junio de 1948, el FB-1 demostró su potencial durante los vuelos de prueba cuando logró un récord mundial de velocidad aérea, alcanzando una velocidad registrada de 124,3 mph (200,0 km/h). ^[5] Sin embargo, el programa no estuvo libre de problemas, un accidente fatal que involucró a uno de los prototipos ocurrió en abril de 1949 debido al mal mecanizado de una tuerca de retención del eslabón de aleteo de la pala del rotor. ^[5]El segundo FB-1 se modificó para investigar un rotor impulsado por un chorro de punta con propulsión proporcionada por hélices montadas en la punta de cada ala corta, y se le cambió el nombre a Jet Gyrodyne . ^[6]

 

Un modelo de túnel de viento del Fairey Rotodyne

Durante 1951 y 1952, British European Airways (BEA) formuló internamente su propio requisito para un helicóptero de transporte de pasajeros, comúnmente conocido como Bealine-Bus o BEA Bus . ^[7] Este iba a ser un helicóptero multimotor capaz de servir como un avión de pasajeros de corta distancia, BEA imaginó que el tipo volaba típicamente entre las principales ciudades y transportaba un mínimo de 30 pasajeros para que fuera económico; dispuestos a apoyar la iniciativa, el Ministerio de Abastecimientoprocedió a patrocinar una serie de estudios de diseño que se realizarán en apoyo del requisito de BEA. Tanto los organismos civiles como los gubernamentales habían predicho la necesidad de tales helicópteros y consideraban que era solo cuestión de tiempo antes de que se convirtieran en algo común en la red de transporte de Gran Bretaña. ^[7]

El requisito de BEA Bus se cumplió con una variedad de propuestas futuristas; Varios fabricantes hicieron presentaciones tanto prácticas como aparentemente poco prácticas. ^[7] Entre estos, Fairey también había optado por presentar sus diseños y participar para cumplir con el requisito; según el autor de aviación Derek Wood: "un diseño, en particular, parecía prometedor y este era el Fairey Rotordyne". ^[7] Fairey había producido varios arreglos y configuraciones para la aeronave, que por lo general variaban en los motores utilizados y la capacidad interna; la empresa hizo su primera presentación al Ministerio el 26 de enero de 1949. En dos meses, Fairey había presentado otras tres presentaciones alternativas, centradas en el uso de motores como el Rolls-Royce Dart yArmstrong Siddeley Mamba . ^[7] En octubre de 1950, se adjudicó un contrato inicial para el desarrollo de un helicóptero de cuatro palas de 16.000 libras. ^[8] El diseño de Fairey, que fue revisado considerablemente a lo largo de los años, recibió fondos del gobierno para apoyar su desarrollo. ^[9]

Al principio del desarrollo, Fairey descubrió que asegurar el acceso a los motores para impulsar su diseño resultó ser difícil. ^[8] En noviembre de 1950, el presidente de Rolls-Royce , Lord Hives , protestó porque los recursos de diseño de su empresa se estaban estirando demasiado en múltiples proyectos; en consecuencia, el motor Dart seleccionado inicialmente se cambió al motor Mamba de la firma rival Armstrong Siddeley . Para julio de 1951, Fairey había vuelto a presentar propuestas utilizando el motor Mamba en diseños de dos y tres motores, que soportaban pesos totales de 20.000 lb (9,1 t) y 30.000 lb (14 t) respectivamente; la configuración adoptada de emparejar el motor Mamba con compresores auxiliares se conocía como Cobra . ^[8]Debido a las quejas de Armstrong Siddeley de que también carecía de recursos, Fairey también propuso el uso alternativo de motores como el de Havilland Goblin y el turborreactor Rolls-Royce Derwent para impulsar las hélices delanteras. ^[8]

Sin embargo, Fairey no disfrutó de una relación positiva con De Havilland y, por lo tanto, decidió recurrir a D. Napier & Son y su motor turboeje Eland en abril de 1953. ^[8] Tras la selección del Eland, el diseño básico del helicóptero, conocido como el Rotodyne Y , pronto surgió; estaba propulsado por un par de motores Eland N.El.3 equipados con compresores auxiliares y un rotor principal de cuatro palas de gran sección, con un peso total proyectado de 33,000 lb. ^[8] Al mismo tiempo, un También se propuso una versión ampliada, designada como Rotodyne Z , equipada con motores Eland N.El.7 más potentes y un peso total de 39,000 lb.^[10]

Contrato [ editar ]

En abril de 1953, el Ministerio de Abastecimiento contrató la construcción de un prototipo único del Rotodyne Y, propulsado por el motor Eland, posteriormente designado con el número de serie XE521 , con fines de investigación. ^[6] Según lo contratado, el Rotodyne habría sido el helicóptero de transporte más grande de su época, con capacidad para un máximo de 40 a 50 pasajeros, mientras poseía una velocidad de crucero de 150 mph y un alcance de 250 millas náuticas. En el momento de la adjudicación, Fairey había estimado que 710 000 libras esterlinas cubrirían los costos de producción del fuselaje. ^[6]Con miras a una aeronave que cumpliera con la aprobación regulatoria en el menor tiempo posible, los diseñadores de Fairey trabajaron para cumplir con los requisitos de aeronavegabilidad civil tanto para helicópteros como para aeronaves bimotores de tamaño similar. Un modelo sin rotor a escala de un sexto se probó exhaustivamente en un túnel de viento para determinar el rendimiento de un ala fija. Se utilizó un modelo más pequeño (escala 1/15) con un rotor motorizado para las investigaciones de flujo descendente. ^[11]

Mientras se construía el prototipo, la financiación del programa llegó a una crisis. Los recortes en el gasto de defensa llevaron al Ministerio de Defensa a retirar su apoyo, trasladando la carga de los costos a cualquier posible cliente civil. El gobierno acordó mantener la financiación del proyecto solo si, entre otras calificaciones, Fairey y Napier (a través de su empresa matriz English Electric ) contribuyeron a los costos de desarrollo del motor Rotodyne y Eland, respectivamente. Como resultado de los desacuerdos con Fairey sobre cuestiones de política, el Dr. Bennett dejó la empresa para unirse a Hiller Helicopters en California; La responsabilidad del desarrollo de Rotodyne fue asumida por el Dr. George S Hislop, quien se convirtió en el ingeniero jefe de la empresa. ^[6]

La fabricación del ensamblaje del fuselaje, las alas y el rotor del prototipo se llevó a cabo en las instalaciones de Fairey en Hayes, Hillingdon , al oeste de Londres , mientras que la construcción del ensamblaje de la cola se realizó en la fábrica de la empresa en Stockport , Greater Manchester y el ensamblaje final se realizó en White Waltham . Aeródromo , Maidenhead . ^[6] Además, se produjo un equipo de prueba estático a gran escala en RAF Boscombe Down para respaldar el programa; la plataforma estática presentaba una disposición de motor y rotor completamente operativa que se demostró en múltiples ocasiones, incluida una prueba de aprobación de 25 horas para el Ministerio. ^[12]

Mientras la construcción del primer prototipo estaba en marcha, las perspectivas para el Rotodyne parecían positivas; según Wood, hubo interés en el tipo tanto de los sectores civiles como militares. ^[13] BEA estaba siguiendo con interés el progreso del programa; En apariencia, se esperaba que la aerolínea hiciera un pedido poco después de la emisión de un pedido de una versión militarizada del helicóptero. La compañía estadounidense Kaman Helicopters también mostró un gran interés en el proyecto y se sabe que lo estudió de cerca, ya que la empresa consideró el potencial de producción con licencia del Rotodyne para clientes civiles y militares. ^[13]

Debido al interés del ejército y la RAF, el desarrollo del Rotodyne se había financiado con cargo al presupuesto de defensa durante un tiempo. ^[14] Durante 1956, el Comité de Políticas de Investigación de Defensa había declarado que no había interés militar en el tipo, lo que rápidamente llevó al Rotodyne a depender únicamente de los presupuestos civiles como un prototipo de avión de investigación/civil. ^[14] Después de una serie de argumentos políticos, propuestas y negociaciones; en diciembre de 1956, el Tesoro de Su Majestad autorizó que el trabajo en el motor Rotodyne y Eland continuara hasta finales de septiembre de 1957. Entre las demandas ejercidas por el Tesoro estaban que el avión tenía que ser un éxito técnico y que necesitaría adquirir una firma pedido de BEA; tanto Fairey como English Electric(la empresa matriz de Napier) también tuvo que asumir una parte de los costos de su desarrollo. ^[15]

Pruebas y evaluación [ editar ]

 

Imagen CG de un Rotodyne en vuelo

El 6 de noviembre de 1957, el prototipo realizó su vuelo inaugural , pilotado por el piloto jefe de pruebas de helicópteros, el líder de escuadrón W. Ron Gellatly, y el asistente del piloto jefe de pruebas de helicópteros, el teniente comandante John GP Morton, como segundo piloto. ^[16] Originalmente, se había proyectado que el primer vuelo tuviera lugar en 1956; sin embargo, la demora se consideró inevitable con un concepto completamente nuevo como el utilizado por Rotodyne. ^[15]

El 10 de abril de 1958, el Rotodyne logró su primera transición exitosa de vertical a horizontal y luego de regreso a vuelo vertical. ^[15] [17] El 5 de enero de 1959, el Rotodyne estableció un récord mundial de velocidad en la categoría de convertibles, a 190,9 mph (307,2 km/h), en un circuito cerrado de 60 millas (100 km). ^[18] [19] Además de ser rápido, el helicóptero tenía una característica de seguridad: podía flotar con un motor apagado con la hélice en bandera , y el prototipo demostró varios aterrizajes como un autogiro. El prototipo se demostró varias veces en las exhibiciones aéreas de Farnborough y París , sorprendiendo regularmente a los espectadores. En un caso, incluso levantó un puente de vigas de 100 pies. ^[20]

imagen externa
Rotodyne levantando un puente

La propulsión de la punta y el rotor descargado del Rotodyne hicieron que su rendimiento fuera mucho mejor en comparación con los helicópteros puros y otras formas de "convertiplanes". La aeronave podía volar a 175 nudos (324 km/h) y realizar un viraje empinado sin demostrar ninguna característica de manejo adversa.

En todo el mundo crecía el interés por la perspectiva del transporte directo de ciudad a ciudad. El mercado para el Rotodyne era el de un "autobús volador" de media distancia: despegaría verticalmente desde un helipuerto del centro de la ciudad , con toda la sustentación proveniente del rotor impulsado por la punta del chorro, y luego aumentaría la velocidad aerodinámica, eventualmente con todos los la potencia de los motores se transfiere a las hélices con el rotor en rotación automática . En este modo, el paso colectivo , y por lo tanto la resistencia , del rotor podría reducirse, ya que las alas soportarían hasta la mitad del peso de la nave. El Rotodyne luego navegaría a velocidades de alrededor de 150  nudos (280 km/h) a otra ciudad,por ejemplo , de Londres a París, donde se reiniciaría el sistema de propulsión a chorro del rotor para aterrizar verticalmente en el centro de la ciudad. Cuando el Rotodyne aterrizó y el rotor dejó de moverse, sus palas cayeron hacia abajo desde el eje. Para evitar golpear los estabilizadores verticales al arrancar, las puntas de estas aletas se inclinaron hacia abajo con respecto a la horizontal. Se levantaron una vez que el rotor había girado.

En enero de 1959, British European Airways (BEA) anunció que estaba interesada en la compra de seis aviones, con posibilidad de hasta 20, y había emitido una carta de intención en la que así lo indicaba, con la condición de que se cumplieran todos los requisitos, incluidos los niveles de ruido. , se encontraron. ^[21] La Royal Air Force (RAF) también había realizado un pedido de 12 versiones de transporte militar. New York Airways firmó una carta de intención para la compra de cinco a $ 2 millones cada uno, con una opción de 15 más aunque con requisitos, luego de calcular que un Rotodyne más grande podría operar a la mitad del costo por asiento y milla de los helicópteros; ^[21] [22]sin embargo, los costos unitarios se consideraron demasiado altos para recorridos muy cortos de 10 a 50 millas, y la Junta de Aeronáutica Civil se opuso a que los helicópteros compitieran con aviones de ala fija en rutas más largas. ^[23] Japan Air Lines , que había enviado un equipo a Gran Bretaña para evaluar el prototipo de Rotodyne, declaró que experimentaría con Rotodyne entre el aeropuerto de Tokio y la ciudad misma, y también estaba interesada en utilizarlo en la ruta Tokio - Osaka . ^[15] [24]

Según los rumores, el ejército de los EE. UU. también estaba interesado en comprar alrededor de 200 Rotodynes. ^[25] Fairey estaba ansioso por obtener fondos del programa American Mutual Aid, pero no pudo persuadir a la RAF para que ordenara el mínimo necesario de 25 helicópteros; en un momento, la empresa incluso consideró proporcionar un solo Rotodyne a Eastern Airlines a través de Kaman Helicopters , el licenciatario estadounidense de Fairey, para que pudiera ser alquilado al Ejército de los EE. UU. para las pruebas. Todos los Rotodynes destinados a los clientes estadounidenses debían haber sido fabricados por Kaman en Bloomfield, Connecticut . ^[26]

Se había asegurado nuevamente el financiamiento del gobierno con la condición de que se obtuvieran pedidos en firme de BEA. Las órdenes civiles dependían de que los problemas de ruido se cumplieran satisfactoriamente; la importancia de este factor había llevado a Fairey a desarrollar 40 supresores de ruido diferentes en 1955. ^[27] En diciembre de 1955, el Dr. Hislop dijo que estaba seguro de que el problema del ruido podía 'eliminarse'. Según Wood, los dos problemas más serios revelados con el Rotodyne durante las pruebas de vuelo fueron el problema del ruido y el peso del sistema del rotor, siendo este último 2,233 lb por encima de la proyección original de 3,270 lb. ^[13]

Problemas y cancelaciones [ editar ]

 

Una de las pocas partes sobrevivientes del prototipo desmantelado.

En 1959, el gobierno británico, buscando reducir costos, decretó que se debía reducir el número de empresas aeronáuticas y expuso sus expectativas de fusiones en empresas de fuselajes y motores aeronáuticos. Al retrasar o negar el acceso a los contratos de defensa, las empresas británicas podrían verse obligadas a fusionarse; Duncan Sandys , Ministro de Aviación , expresó esta política a Fairey y le hizo saber que el precio del respaldo continuo del gobierno para el Rotodyne sería que Fairey prácticamente se retirara de todas las demás iniciativas en el campo de la aviación. ^[25] Finalmente, Saunders-Roe y la división de helicópteros de Bristol se incorporaron a Westland ; en mayo de 1960, Fairey Aviationtambién fue adquirida por Westland. En ese momento, el Rotodyne había transportado a casi 1000 personas durante 120 horas en 350 vuelos y había realizado un total de 230 transiciones entre helicóptero y autogiro, sin accidentes. ^[25] [28]

Hacia 1958, el Tesoro ya expresaba su oposición a una mayor financiación del programa. ^[15] El asunto se elevó a Harold Macmillan , el entonces Primer Ministro , quien escribió a Aubrey Jones , el Ministro de Abastecimiento , el 6 de junio de 1958, afirmando que "no se debe permitir que este proyecto muera". Se le dio una importancia considerable a que BEA apoyara al Rotodyne mediante la emisión de una orden; sin embargo, la aerolínea se negó a adquirir la aeronave hasta que estuviera satisfecha de que se daban garantías sobre sus criterios de desempeño, economía y ruido. ^[15]Poco después de la fusión de Fairey con Westland, a este último se le emitió un contrato de desarrollo de £ 4 millones para el Rotodyne, que tenía la intención de que el tipo entrara en servicio con BEA como resultado. ^[25]

A medida que avanzaban las pruebas de vuelo con el prototipo Rotodyne, Fairey se sentía cada vez más insatisfecho con Napier y el motor Eland, ya que el progreso para mejorar este último había sido menor de lo esperado. ^[15] Para lograr el modelo extendido de 48 asientos del Rotodyne, sería necesario el Eland N.E1.7 mejorado de 3500 ehp; de los £ 7 millones estimados necesarios para producir el avión más grande, £ 3 millones serían para sus motores. BEA apoyó particularmente un avión más grande, con capacidad potencial para 66 pasajeros, lo que habría requerido una suma de dinero aún mucho mayor para lograrlo. ^[15]Fairey ya estaba luchando por lograr el rendimiento indicado del motor Eland y había recurrido a la adopción de una mezcla de combustible más rica para obtener la potencia necesaria, cuyo efecto secundario fue agravar aún más el problema del ruido notorio y reducir la eficiencia del combustible. ^[29] Como resultado de no poder resolver los problemas con el Eland, Fairey optó por adoptar el motor turbohélice Rolls-Royce Tyne rival para impulsar el Rotodyne Z más grande. ^[26]

El diseño más grande del Rotodyne Z podría desarrollarse para llevar de 57 a 75 pasajeros y, cuando esté equipado con los motores Tyne (5250 shp/3910 kW), tendría una velocidad de crucero proyectada de 200 nudos (370 km/h). Podría transportar casi 8 toneladas (7 toneladas) de carga; los cargamentos podrían haber incluido algunos vehículos del ejército británico e incluso el fuselaje intacto de algún avión de combate que encajaría en su fuselaje. ^[30] También habría podido transportar grandes cargas externamente como una grúa aérea, incluidos vehículos y aviones completos. De acuerdo con algunas de las propuestas posteriores, el Rotodyne Z habría tenido un peso bruto de 58 500 libras, un diámetro de rotor extendido de 109 pies y un ala cónica con una envergadura de 75 pies. ^[31]

Sin embargo, los motores Tyne también comenzaban a parecer con poca potencia para el diseño más grande. El Ministerio de Abastecimiento se había comprometido a financiar el 50 por ciento de los costos de desarrollo tanto del Rotodyne Z como del modelo del motor Tyne para impulsarlo. ^[25] A pesar de los arduos esfuerzos de Fairey para lograr su apoyo, la orden esperada de la RAF no se materializó; en ese momento, el servicio no tenía un interés particular en el diseño, estando más enfocado en abordar de manera efectiva el problema de la disuasión nuclear . ^[31] A medida que continuaban las pruebas, tanto los costos asociados como el peso del Rotodyne continuaron aumentando; el problema del ruido siguió persistiendo, aunque, según Wood: "había indicios de que los silenciadores luego lo reducirían a un nivel aceptable".^[31]

Si bien los costos de desarrollo se compartieron mitad y mitad entre Westland y el gobierno, la empresa determinó que aún necesitaría contribuir con £ 9 millones adicionales para completar el desarrollo y lograr el estado de producción. ^[31] Tras la emisión de una cotización solicitada al gobierno británico para 18 Rotodynes de producción, 12 para la RAF y 6 para BEA, el gobierno respondió que no se emitiría más apoyo para el proyecto, por razones económicas. En consecuencia, el 26 de febrero de 1962, la financiación oficial del Rotodyne finalizó a principios de 1962. ^[9] [32]El final definitivo del proyecto se produjo cuando BEA decidió rechazar la realización de su propio pedido del Rotodyne, principalmente debido a sus preocupaciones sobre el problema del ruido de alto perfil del chorro de punta. La gerencia corporativa de Westland determinó que no valdría la pena la inversión requerida para un mayor desarrollo del Rotodyne hacia el estado de producción. ^[33] Así terminó todo el trabajo en el primer helicóptero de transporte militar/civil de despegue vertical del mundo. ^[34]

Después de que finalizó el programa, el prototipo Rotodyne en sí, que era propiedad del gobierno, fue desmantelado y destruido en gran parte de una manera que recuerda al Bristol Brabazon . Sobrevivió una sola bahía de fuselaje, como se muestra en la imagen, además de los rotores y el mástil de la cabeza del rotor, y se exhiben en The Helicopter Museum , Weston-super-Mare.

Análisis [ editar ]

La única gran crítica del Rotodyne fue el ruido que hacían los chorros de punta; sin embargo, los aviones solo funcionaron a plena potencia durante unos minutos durante la salida y el aterrizaje y, de hecho, el piloto de pruebas Ron Gellatly realizó dos vuelos sobre el centro de Londres y varios aterrizajes y salidas en el helipuerto de Battersea sin que se registraran quejas ^{[35]. ]} aunque John Farley, jefe de pilotos de pruebas del Hawker Siddeley Harrier comentó más tarde:

Desde dos millas de distancia detendría una conversación. Quiero decir, el ruido de esos pequeños chorros en las puntas del rotor era simplemente indescriptible. Entonces, ¿qué tenemos? ¿El vehículo flotante más ruidoso que el mundo haya creado hasta ahora y lo vas a dejar en medio de una ciudad? ^[36]

Había un programa de reducción de ruido en proceso que había logrado reducir el nivel de ruido de 113 dB al nivel deseado de 96 dB desde 600 pies (180 m) de distancia, menos que el ruido hecho por un tren subterráneo de Londres , y en En el momento de la cancelación, se estaban desarrollando silenciadores, lo que habría reducido el ruido aún más, con 95 dB a 200 pies "previstos", ^[37] siendo la limitación el ruido creado por el propio rotor. ^[38] Este esfuerzo, sin embargo, fue insuficiente para BEA que, como expresó el presidente Sholto Douglas , "no compraría un avión que no podía operar debido al ruido", y la aerolínea se negó a encargar el Rotodyne, que a su vez llevó al colapso del proyecto.

Es relativamente reciente que se ha restablecido el interés en el transporte directo en helicóptero de ciudad a ciudad, con aviones como el AgustaWestland AW609 y el CarterCopter / PAV . El helicóptero experimental Eurocopter X3 2010 comparte la configuración general del Rotodyne, pero es mucho más pequeño. Todavía se están considerando varios diseños innovadores de girodinos para el desarrollo futuro. ^[39]

Diseño [ editar ]

El Fairey Rotodyne era un gran helicóptero híbrido denominado giroplano compuesto . Según Wood, fue "el helicóptero de transporte más grande de su época". ^[6] Presentaba un fuselaje rectangular sin obstrucciones, capaz de acomodar entre 40 y 50 pasajeros; se colocaron un par de puertas de doble concha en la parte trasera de la cabina principal para que la carga e incluso los vehículos pudieran cargarse y descargarse. ^[6]

El Rotodyne tenía un gran rotor de cuatro palas y dos turbopropulsores Napier Eland NEL3, uno montado debajo de cada una de las alas fijas. ^[6] Las palas del rotor eran un perfil aerodinámico simétrico alrededor de un larguero de carga. El perfil aerodinámico estaba hecho de acero y aleación ligera debido a las preocupaciones del centro de gravedad. Del mismo modo, el larguero se formó a partir de un grueso bloque de acero mecanizado en la parte delantera y una sección más delgada y ligera formada a partir de acero doblado y remachado en la parte trasera. El aire comprimido se canalizaba a través de tres tubos de acero dentro de la pala. ^[40] Las cámaras de combustión tip-jet estaban compuestas de Nimonic 80 , completas con revestimientos hechos de Nimonic 75.

Para el despegue y el aterrizaje, el rotor era impulsado por jets de punta. El aire era producido por compresores impulsados por un embrague de los motores principales. Esto se alimentó a través de conductos en el borde de ataque de las alas y hasta la cabeza del rotor. Cada motor suministraba aire a un par de rotores opuestos; el aire comprimido se mezclaba con combustible y se quemaba. ^[41] Como sistema de rotor sin torsión, no se requería un sistema de corrección antitorsión, aunque el paso de la hélice se controlaba con los pedales del timón para controlar la guiñada a baja velocidad. Las hélices proporcionaron empuje para el vuelo de traslación mientras el rotor autorrotaba. Los controles de la cabina incluían una palanca de paso cíclico y colectivo, como en un helicóptero convencional. ^[33]

La transición entre los modos de vuelo helicóptero y autogiro habría tenido lugar alrededor de las 60 mph, ^[35] (otras fuentes afirman que esto habría ocurrido alrededor de los 110 nudos ^[42] ); la transición se habría logrado extinguiendo los chorros de punta. Durante el vuelo en autogiro, las alas proporcionaron hasta la mitad de la sustentación aerodinámica del helicóptero, lo que también le permitió alcanzar una mayor velocidad. ^[35]

Especificaciones (Rotodyne "Y") [ editar ]

imagen externa
Dibujo en corte de Rotodyne de Flightglobal.com ( Archivo )

Datos de Fairey Aircraft desde 1915, ^[43] Goebel 2015, ^[44] Gibbings 2011 , ^[45] Jane's All the World's Aircraft 1958-59. ^[46]

Características generales

• Tripulación: dos
• Capacidad: 40-48 pasajeros
• Longitud: 58 pies 8 pulgadas (17,88 m) de fuselaje
• Envergadura: 46 pies 6 pulgadas (14,17 m) alas fijas
• Altura: 22 pies 2 pulgadas (6,76 m) hasta la parte superior del pilón del rotor
• Área del ala: 475 pies cuadrados (44,1 m ² ) ^[47]
• Perfil aerodinámico : NACA 23015 [ ^48]
• Peso vacío: 22 000 lb (9979 kg)
• Peso bruto: 33.000 libras (14.969 kg)
• Capacidad de combustible: 7500 lb (3402 kg)
• Planta motriz: 2 × turbopropulsores Napier Eland N.El.7 , 2800 shp (2100 kW) cada uno ^[49]
• Planta motriz: 4 chorros de punta de rotor, 1000 lbf (4,4 kN) de empuje cada uno ^[50]
• Diámetro del rotor principal: 90 pies 0 pulg (27,43 m)
• Área del rotor principal: 6362 pies cuadrados (591,0 m ² ) Perfil aerodinámico del rotor: NACA 0015
• Velocidad de la punta de la hoja: 720 pies/s (219 m/s)
• Carga del disco : 6,14 lb/ft ² (30 kg/m ² )
• Hélices: hélices Rotol de 4 palas y 13 pies (4,0 m) de diámetro

Actuación

• Velocidad máxima: récord de velocidad de 190,9 mph (307,2 km/h, 165,9 nudos) ^[51]
• Velocidad de crucero: 185 mph (298 km/h, 161 nudos)
• Alcance: 450 mi (720 km, 390 nmi)
• Techo de servicio: 13.000 pies (4.000 m)

[alquimista112 3.447]

 

 

CarterCopter

El CarterCopter es un autogiro compuesto experimental desarrollado por Carter Aviation Technologies en los Estados Unidos para demostrar la tecnología de rotor lento . El 17 de junio de 2005, el CarterCopter se convirtió en el primer giroavión en lograr mu-1 (μ=1), una proporción igual entre la velocidad del aire y la velocidad de la punta del rotor, ^[3] pero se estrelló en el siguiente vuelo ^[2] y ha estado inoperable desde entonces. ^[4] Está siendo reemplazado por el Carter Personal Air Vehicle .

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

Imágenes externas
versión 1998
Galería de 10 fotos
dibujo CAD

El CarterCopter es un autogiro de configuración de empuje con alas y una cola de brazo doble, destinado a ser un prototipo y un demostrador de tecnología. ^[5] El rotor tiene un diseño de dos palas con un peso de 55 libras (25 kg) de uranio empobrecido en cada punta y está montado en un mástil basculante, lo que permite que el ala se mantenga en una eficiencia de ala óptima a todas las velocidades. ^[6] Es un diseño totalmente compuesto ^[7] con un casco presurizado hasta 0,69 bar .

El tren de aterrizaje del triciclo es retráctil y tiene un gran recorrido para permitir un aterrizaje de hasta 20 pies/s sin rebote. El avión había sido modificado y reconstruido después de un accidente (un aterrizaje con tren de aterrizaje) en 2003. ^[6] La NASA había financiado $ 1 millón del desarrollo utilizando tres subvenciones de investigación, y el avión logró lograr al menos uno de los cinco objetivos de la NASA. ^[8]

Concepto [ editar ]

El concepto CarterCopter es un girocóptero con un rotor inusualmente rígido y relativamente pesado, complementado con alas convencionales. A baja velocidad, el vehículo vuela como un girocóptero y puede girar previamente el rotor para un despegue vertical y un vuelo estacionario muy breve (unos 5 segundos), ^[9] y puede aterrizar más o menos verticalmente. Varios desafíos técnicos dificultan volar un rotor lento, pero la estabilidad del rotor se logra mediante la combinación de la ubicación de los pesos de la punta del rotor por delante de la línea central de la pala ( centro de gravedad delantero ) y el centro de sustentación detrás de la línea central de la pala. ^[10] A alta velocidad (por encima de las 100 mph), la aeronave vuela principalmente con las alas fijas, con el rotor simplemente girando. El rotor gira con una velocidad de punta por debajo de la velocidad del aire, lo que significa que la pala en retirada vuela completamente estancada. En un helicóptero, esto causaría una disimetría de sustentación masiva y problemas de control insolubles, pero las alas fijas mantienen la aeronave en el aire y estable.

La baja velocidad de rotación y el aleteo plano del rotor significan que causa poca resistencia, y la compañía afirma que la aeronave podría aprovechar las ventajas de las alas fijas y los girocópteros, brindando casi todas las capacidades de los helicópteros (excepto flotando). ) pero con un sistema mecánico relativamente simple. Carter Aviation también afirma que el sistema es más seguro que un avión de ala fija típico, y otros ^{[ cita requerida ]} han señalado que el diseño es mucho más seguro, mucho menos complejo y menos costoso que un helicóptero, un rotor basculante o el Boeing X- 50 Dragonfly Canard Rotor/Ala . ^[11] [12] El CarterCopter debería ser capaz de alcanzar velocidades aerodinámicas más altas que ahora solo pueden alcanzar los aviones de ala fija, pero también debería poder aterrizar como un autogiro en cualquier área pequeña en caso de emergencia.

Despegue [ editar ]

En el despegue, el piloto inclina el rotor superior plano (ángulo de ataque cero) y lo hace girar a una velocidad muy alta (entre 365 y 425 rpm). ^[13] Luego, el rotor se desconecta del motor y el ángulo de ataque de las palas del rotor principal se aumenta repentinamente para que el vehículo salte en el aire. El rotor principal de la aeronave tiene suficiente impulso debido a los pesados contrapesos en las puntas para que pueda flotar por un corto tiempo de manera segura. Luego, el piloto aplica toda la potencia a la hélice de empuje trasera y el vehículo comienza a moverse hacia adelante. Mientras lo hace, el aire es forzado a través del rotor principal, haciéndolo girar más rápido y generando más sustentación. El vehículo se eleva en el aire, volando como un autogiro.

Crucero [ editar ]

Una vez que el CarterCopter alcanza una velocidad de avance de unas 90 millas por hora (140 km/h), sus alas rechonchas y livianas proporcionan la mayor parte de la sustentación. Luego, el piloto puede aplanar el ángulo de ataque del rotor principal para que produzca muy poca sustentación, lo que reduce drásticamente la cantidad de resistencia inducida creada por el rotor. Aunque el rotor no se usa a alta velocidad, el rotor se mantiene girando a unas 80 RPM mientras la rotación mantiene el rotor estirado, evitando un aleteo excesivo. ^[14] [15]

Normalmente, un helicóptero o girocóptero no puede volar hacia adelante a la misma velocidad o más rápido que la velocidad de la punta del rotor. Esto se debe a que la baja velocidad aerodinámica de la pala del rotor en retirada provocaría la entrada en pérdida de la pala en retirada , mientras que la pala del rotor en avance viajaría al doble de la velocidad de la aeronave, lo que produciría un vuelo incontrolable debido a la asimetría de sustentación .

Sin embargo, con el CarterCopter, las alas fijas proporcionan la sustentación necesaria para permanecer en el aire. Dado que el rotor está descargado, las fuerzas aerodinámicas sobre el rotor son muy pequeñas. Esto significa que, teóricamente, un CarterCopter puede volar mucho más rápido que la velocidad máxima del rotor. Los rotores todavía experimentarían aleteo mientras giran debido a la asimetría de sustentación entre los dos lados del vehículo, pero Carter Aviation afirma que esto es manejable.

La velocidad máxima teórica declarada de un avión tipo CarterCopter es de alrededor de 500 mph (800 km/h), ^[16] que sería aproximadamente el doble de rápido que el récord de velocidad aérea de vuelo del helicóptero . ^[17]

Logros [ editar ]

imagen externa
Diagrama y fórmula de μ (Mu)

El motor del prototipo era de aspiración normal y, por lo tanto, se limitaba a solo 320 hp (240 kW) y la aeronave iba a unas 173 mph (270 km / h); ^[18] que sigue siendo ~40% más rápido que un autogiro convencional pero más lento que los girodinos de la década de 1950. Un autogiro personalizado puede alcanzar los 168,29 km/h (104,6 mph), ^[19] y Carter dice que el Carter Personal Air Vehicle alcanza las 200 millas por hora (170 nudos; 320 km/h). ^[20]

Con un peso de 4000 libras, el CCTD puede subir 750 pies por minuto. ^[6]

De 1999 a 2001 hubo 4 casos registrados de accidentes no fatales, ^{[4] [21] [22] [23]} mientras que Carter reclama 10 accidentes durante 7 años, ^[24] todos no fatales. ^[25]

El piloto de pruebas Larry Neal afirmó que el CarterCopter es un desafío para volar porque es una combinación de helicóptero, autogiro y avión de ala fija . ^[26]

El CarterCopter alcanzó su máximo mu (mu es la relación entre la velocidad del aire y la velocidad de la punta del rotor) ^[10] [27] de 1,0 durante un breve momento el 17 de junio de 2005, la primera vez que un avión rotatorio alcanza este nivel. El piloto de CarterCopter afirmó que no hubo gran drama y que se alcanzó mu 1 accidentalmente debido a las variaciones normales en las RPM del rotor (a 107 rpm) ^[4] y la velocidad aerodinámica del vehículo; el piloto lo describió como "suave" sin vibraciones significativas. ^[28] Las pruebas se realizaron bajo un contrato del ejército de los EE. UU. ^[25] Carter dice que repitieron mu-1 con la PAV en 2013. ^[20]

Sin embargo, en el siguiente vuelo de prueba el mismo día en 2005, el CarterCopter hizo un aterrizaje forzoso (se estrelló), ^[2] causando daños significativos, pero los pilotos resultaron ilesos. El accidente fue causado por la falla de los pernos de la hélice que dañaron los cables que controlan el rotor. La hélice fue diseñada por Carter, y era una hélice de paso controlable de cimitarra de 8 pies que pesaba 15 lb ^[6] y tenía un empuje de 1850 lbf. ^[29] [30] Inicialmente se creía que el CarterCopter era irreparable; una inspección posterior mostró que podía repararse, pero la empresa optó por trabajar en un pequeño autogiro abierto sin alas de demostración. ^[31]También más tarde en 2005 y utilizando las lecciones aprendidas del CarterCopter, comenzó el diseño del avión compuesto posterior, el Carter PAV , ^[32] [33] que voló en 2011. ^[34]

La compañía afirma que las pruebas indicaron ^{[35] [ cita requerida ]} que la arquitectura del vehículo podría potencialmente superar a los helicópteros en todas las dimensiones, excepto en el vuelo estacionario sostenido, y debería ser mucho más barato de comprar y mantener. La compañía también afirma que casi iguala la L/D de los aviones de aviación general de ala fija a velocidad de crucero ^[35] , pero con despegues y aterrizajes casi verticales. Sin embargo, nunca se ha demostrado que la capacidad de despegue con salto utilizando la energía del rotor almacenada supere los 16 pies con el ala adjunta.

La NASA ha realizado modelos informáticos del rotor CarterCopter por encima de mu = 1 y hasta 400 nudos de velocidad aerodinámica. ^[36]

Especificaciones [ editar ]

Datos de Aviation Week , ^[37] American Helicopter Society , ^[38] AeroNews, ^[29] Jane's , ^[4] CarterCopters.com ^[39]

Características generales

• Capacidad: 5 incluyendo tripulación de vuelo
• Envergadura: 32 pies (9,8 m)
• Relación de aspecto: 13.4
• Perfil aerodinámico : serie NACA 65
• Peso vacío: 2000 lb (907 kg)
• Peso máximo al despegue: 4200 lb (1905 kg)
• Capacidad de combustible: 800 lb (363 kg)
• Planta motriz: 1 × motor armado GM V-6, 350 hp (260 kW) para el despegue ^[40]
• Diámetro del rotor principal: 32 pies (9,8 m)
• Área del rotor principal: 804,35 pies cuadrados (74,727 m ² )
• Hélices: Hélice de paso controlable de cimitarra Carter de 2 palas , 8 pies (2,4 m) de diámetro

Actuación

• Velocidad de crucero: 120 nudos (140 mph, 230 km / h) al nivel del mar

proyectado: 400 mph (644 km / h) a 50,000 pies (15,240 m)

• Alcance: 2200 nmi (2500 mi, 4000 km) con reserva, 800 lb (363 kg) de carga de combustible

1000 mi (1609 km) con reserva, 400 lb (181 kg) de carga de combustible

• Techo de servicio: 10 000 pies (3000 m) ^[4]
• Levantar para arrastrar: 7 a 170 mph (274 km/h)

[alquimista112 3.447]

 

 

Carter PAV

Carter PAV ( vehículo aéreo personal ) es un autogiro compuesto de dos palas desarrollado por Carter Aviation Technologies para demostrar la tecnología de rotor lento . El diseño tiene un rotor sin motor montado en la parte superior del fuselaje, alas como las de un avión de ala fija convencional montada debajo y una hélice de empuje de paso controlable en la parte trasera del fuselaje. ^[1] [2] Se colocan pesos pesados (75 libras o 34 kilogramos cada uno) ^[3] en las puntas del rotor para mejorar la energía de rotación y reducir el aleteo.

 

En exhibición 2014
Role	Autogiro compuesto
Fabricante	Tecnologías de aviación de Carter
Primer vuelo	5 de enero de 2011
Estado	en prueba
Número construido	2
Desarrollado por	carterhelicóptero

 

Desarrollo [ editar ]

Cuando el CarterCopter se dañó en 2005 debido a un aterrizaje con tren elevado causado por un error del piloto, el costo de la reparación se consideró más alto que el costo de fabricar un nuevo avión con el beneficio adicional de incorporar las lecciones aprendidas del primer avión. El diseño de la PAV se inició durante 2005. ^[4] [5] Se produjeron varios cambios y problemas de desarrollo en el camino; El brazo doble se consideró innecesario, por lo que se construyó un solo brazo y se detectaron fallas en las palas del rotor y el cubo durante las pruebas y luego se corrigieron. ^[6] [7]

El 16 de noviembre de 2009, AAI Corporation (una división de Textron ) firmó un acuerdo de licencia exclusivo de 40 años ^[8] [9] con la empresa sobre todos los sistemas de aviones no tripulados , uno de los cuales estaba destinado a entregar 3000 libras (1400 kg) de carga similar al Kaman K-MAX no tripulado , pero en un rango futuro de 1300 millas náuticas (2400 km) ^{[8] [10] [11]} en comparación con las demostradas 150 millas náuticas (280 km) o más del K- MÁX. ^[12]El acuerdo comprometió a CarterCopters a desarrollar la tecnología hasta su madurez, a cambio de derechos exclusivos para desarrollar UAV durante los próximos 40 años. El primer producto del acuerdo AAI ^[10] iba a ser un avión autónomo de rotor/compuesto lento (SR/C) basado en el Carter Personal Air Vehicle. ^{[13] [14] [15]}

La " Revisión de diseño crítico " (CDR) para AAI Corporation se realizó alrededor de enero de 2010 cuando el prototipo ya se estaba construyendo. Por lo general, se realiza una CDR antes de construir un vehículo. ^[3]

En 2014, Carter dijo que recompró la licencia de AAI ^[16] y está buscando socios de producción fuera de EE. UU., ^[17] [18] con la esperanza de producir de 3 a 5 años después. ^[19]

Prueba [ editar ]

El PAV fue probado en taxi en otoño de 2010 ^[3] [20] en el aeropuerto de Olney después del Certificado de Aeronavegabilidad Especial de la FAA ^[21] el 27 de julio de 2010, y realizó un patrón de movimiento de tráfico el 2 de diciembre de 2010, pilotado por Larry Neal en los controles y co -piloto Roberto Luna. ^[3] [22] Larry Neal también fue uno de los pilotos del CarterCopter en Olney en 2005. ^[23] [24]

El primer vuelo ocurrió el 5 de enero de 2011 en Olney sin alas y duró 36 minutos, lo que calificó a Carter para un pago histórico. ^{[25] [26] [27]}

Carter declaró que el PAV realizó su primer despegue con salto cero el 18 de enero de 2011, ^[22] a una altura de 120 pies (37 m). Se realizaron ocho despegues de salto. ^[22] Hay algunos problemas eléctricos con la aeronave, y no está en producción en volumen . ^[28] [29]

El PAV voló patrones de tráfico con alas en Olney en enero de 2012, ^[30] y desde entonces ha realizado vuelos de prueba con alas. Voló unas pocas horas a la vez, pero su certificado de vuelo lo restringió a 5 millas (8,0 km) de Olney. ^[31]

A partir de junio de 2012, el desarrollo del PAV tiene un año de retraso ^[32] debido a varios problemas técnicos, ^[33] y un retraso de un año más fue causado por problemas de control del software RPM del rotor. ^[34] Carter recibió fondos de Wichita Falls Economic Development Corporation en 2010 para completar el PAV. ^{[35] [36] [37] [38]} Carter ve la falta de un simulador de vuelo PAV como un error e intenta construir uno. El CarterCopter anterior fue diseñado utilizando un simulador de vuelo. ^[33]

Carter dice que el PAV tiene una relación de elevación a arrastre de 10-15, ^[39] y alcanzó una relación de avance de 0,85 en 2012. ^[40] [41]

Según Carter, el PAV alcanzó Mu-1 el 7 de noviembre de 2013. También alcanzó una velocidad de 174 nudos (322 km / h; 200 mph) y el rotor se desaceleró a 113 rpm. ^[42] [43] El PAV realizó su primer vuelo de espectáculo público fuera de Olney cuando voló a Wichita Falls más tarde ese mes. ^[44] Carter dice que el PAV ha alcanzado una velocidad de 204 millas por hora (328 km/h) a una altitud de 16 000 pies (4900 m), una Mu de 1,13 ^[34] [45] y una L/D de 11,6 ^[46] -15. Carter ha solicitado a la FAA cambiar el certificado de PAV de investigación y desarrollo a demostración. ^[47]

El segundo PAV (llamado PAV-II, registro N210AV) fue aprobado para vuelo en marzo de 2014, ^[48] [49] y demostrado en el festival aéreo Sun 'n Fun y en la Base de la Fuerza Aérea MacDill en 2014, ambos en Florida. ^[50] En julio de 2014, se exhibió en Oshkosh Airshow . Carter dice que ha volado 186 nudos (344 km / h; 214 mph) a 18.000 pies (5.500 m). ^[17] Los primeros pilotos que no eran de Carter volaron el avión en 2015. ^[51]

Diseño [ editar ]

Artículo principal: Concepto CarterCopter §

Durante el desarrollo se utilizaron el diseño asistido por computadora y la simulación de vuelo del avión X. ^[2] [52] A diferencia del CarterCopter de dos brazos, el PAV tiene un solo brazo de cola. ^[53] [54] Un mástil basculante permite que el rotor se incline 15 grados hacia adelante y 30 grados hacia atrás para permitir diferentes centros de gravedad y ángulos de ataque del ala . ^[54] [55]

Los rotores de los helicópteros están diseñados para operar a RPM fijas ^{[56] [57] [58]} (dentro de un rango estrecho de un pequeño porcentaje), ^[59] [60] mientras que Carter usa rangos de RPM entre 100 y 350. ^[61] La mayoría de los aviones tienen dos parámetros de energía (velocidad y altitud) entre los que el piloto puede cambiar, ^[62] pero la tecnología Carter intenta utilizar la rotación del rotor como un tercer parámetro de energía. ^[63] [64]

El propósito de la aeronave de rotor lento/compuesto es mejorar la envolvente de vuelo en comparación con las aeronaves de ala fija, los helicópteros y los autogiros tradicionales , ^[29] minimizando las áreas peligrosas del diagrama de velocidad de pérdida / diagrama de altura-velocidad ^{[64] [65 ]} , así como aumentar el límite de velocidad. ^[66]

El PAV tiene controles tradicionales similares a los de un avión (tipo Vernier ^[3] ), pero la palanca también controla el rotor. ^[19] La mayoría de los controles se automatizaron en 2011, ^[21] [67] y el despegue con salto se realiza con solo presionar un botón. ^[19] Los materiales utilizados incluyen fibra de vidrio, aluminio, titanio y acero, así como preimpregnados de carbono/epoxi esterilizados en autoclave con núcleo de panal de aramida en el PAV-II. ^[68] Los pesos de punta habían sido hechos de tungsteno , mientras que los actuales (2013) están hechos de acero. ^[69]

Los proveedores de la aeronave incluyen Blue Mountain Avionics para aviónica y video y telemetría aire-tierra , y Sky Ox Oxygen Systems ya que el PAV no está presurizado. ^[55] 60 canales de información transmiten las mediciones de los sensores desde la aeronave a una computadora de tierra, y 4 cámaras de video graban los vuelos. ^[22] El motor está equipado con un sistema de mejora del rendimiento de Nitrous Express . ^[70]

Operación [ editar ]

El PAV tiene características de vuelo similares a otras aeronaves Carter. Cuando está parado en tierra, el motor enciende el rotor de paso plano a 370 RPM, ^[3] y luego el motor se desconecta del rotor para proporcionar toda la potencia a la hélice. ^[61] [67]

Medios externos
Imágenes
PAV en vuelo 1 2
Video
Despegue con salto PAV, con alas

El rotor ahora tiene una energía de rotación sustancial debido a los pesos de la punta ( eng1 temporal utilizable equivalente a 1000 caballos de fuerza o 750 kilovatios), ^[71] y las palas del rotor están inclinadas para empujar el aire hacia abajo y levantar la aeronave en un despegue con salto . ^[61] [72] Mientras se alcanza la altitud, la aeronave realiza la transición al vuelo hacia adelante utilizando la hélice de empuje y el rotor cambia a autorrotación (molino de viento) con aire que fluye hacia arriba a través del rotor. A medida que aumenta la velocidad, el flujo de aire aumenta las RPM del rotor como otros autogiros. Una vez que se alcanza la velocidad suficiente (alrededor de 70 a 85 millas por hora o 113 a 137 kilómetros por hora) ^[73]Para que las alas pequeñas proporcionen sustentación, las palas del rotor están en bandera para reducir la velocidad del rotor a 100 RPM ^[61] [74] y minimizar la resistencia, y la sustentación la proporcionan principalmente las alas ^[1] cuando la velocidad alcanza las 150 millas por hora (240 km). /hora). ^{[73] La} sustentación del rotor se reduce al 10 % y la eficiencia de vuelo es algo inferior a la de un avión a reacción comercial . ^[75]

Especificaciones (PAV) [ editar ]

Datos de Jane's All the World's Aircraft ^[13] [76]

Características generales

• Tripulación: 2
• Capacidad: 2 pasajeros
• Envergadura: 45 pies 0 pulgadas (13,7 m)
• Peso vacío: 2000 lb (907 kg)
• Peso bruto: 3800 lb (1724 kg) ^[77]
• Planta motriz: 1 × Lycoming IO-540 K1G5 ^[78] [79] Motor de pistón de 6 cilindros, 250-350 hp (224 kW) ^{[79] [48] [77]} a 2660 rpm al nivel del mar
• Hélices: 4 palas N110AV o 5 palas N210AV
• Hélices: 8 pies 0 pulgadas (2,44 m) de diámetro

Actuación

• Velocidad de crucero: 180 mph (290 km/h, 160 nudos)
• Velocidad de pérdida: 0 mph (0 km/h, 0 nudos) (brevemente)
• L/D de 15

[alquimista112 3.447]

 

Lockheed AH-56 Cheyenne

El Lockheed AH-56 Cheyenne fue un girodino de ataque militar estadounidense. En el AH-56 los rotores normales de helicópteros se aumentaron con pequeñas alas y un propulsor, dándole algunas de las características tanto de helicóptero como de avión de ala fija.

 

AH-56 Cheyenne durante una prueba de vuelo.
Tipo	Girodino de ataque
Fabricante	Lockheed
Primer vuelo	21 de septiembre de 1967
Estado	Cancelado
N.º construidos	10
Desarrollo del	XH-51

 

Desarrollo[editar]

El Ejército de los Estados Unidos publicó a mediados de la década de 1960 una especificación, la AAFSS (Advanced Aerial Fire Support System) en la que se describía la necesidad de un helicóptero capaz de desempeñar las tareas de escolta de combate, penetración de largo alcance, soporte artillero y operaciones antitanque, de día y de noche y en cualquier condición meteorológica. La especificación tuvo su origen en la guerra de Vietnam, en el que las bajas sufridas por los transportes de tropas UH-1 Huey, y la falta de un helicóptero de combate capaz, dejaron clara la necesidad de un nuevo aparato.

Desarrollado por Lockheed como respuesta a dicha especificación como diseño CL-840,¹ el AH-56 Cheyenne era un helicóptero muy avanzado, en el que la Lockheed incorporó tecnologías ya probadas en el demostrador XH-51, también fabricado por Lockheed. El Cheyenne fue declarado vencedor de la competición AAFSS en 1966, con lo que se otorgaron fondos a Lockheed para la fabricación de 10 prototipos YAH-56 (el prefijo Y indicando el carácter de prototipo).

La primera de estas máquinas hizo su primer vuelo en septiembre de 1967,² y la serie completa de 10 aparatos (números de serie desde 66-8826 a 66-8835) estaba entregada al Ejército para los correspondientes ensayos en vuelo en junio de 1968. En enero de ese mismo año, la fuerza terrestre hizo un pedido inicial de 375 aparatos,³⁴ y al no haber cambios sustanciales entre los prototipos y las máquinas de serie, dichos prototipos fueron renombrados AH-56A a principios de 1969.

A pesar de la sofisticación del proyecto, y de los diez prototipos ya fabricados, el AH-56 nunca entró en servicio activo con el Ejército. El programa de ensayos en vuelo reveló problemas diversos con la planta propulsora del aparato, problemas que llevaron a la pérdida de tres de los prototipos en varios accidentes. Además, en marzo de 1969 las continuas subidas presupuestarias habían aumentado el coste por unidad del Cheyenne en más de 0,5 millones de dólares, una subida que en vista del gasto militar que tenía entonces Estados Unidos, fue considerada inaceptable. Y por si fuera poco, las rivalidades entre los distintos brazos de las Fuerzas Armadas provocaron la oposición de la Fuerza Aérea a que el Ejército adquiriera un aparato tan potente como el Cheyenne. Finalmente, la fuerza terrestre se decantó por seguir con el desarrollo del Bell AH-1 Cobra, una plataforma más barata y menos sofisticada, y el programa del Cheyenne se canceló formalmente en agosto de 1972.⁵

Diseño[editar]

 

YAH-56A Cheyenne.

 

Rotores de cola del Cheyenne expuesto en el Museo de Aviación del Ejército de Estados Unidos en Ft. Rucker (Alabama).

El AH-56 Cheyenne es un helicóptero que pertenece a la categoría de "aeronave compuesta" (en inglés compound aircraft). Este tipo de helicópteros puede alcanzar una velocidad de crucero superior a la de un helicóptero convencional, cuya velocidad está limitada por la aparición de ondas de choque en la punta de las palas del rotor principal. El Cheyenne, al disponer de alas que proporcionan sustentación, puede descargar su rotor principal, disminuyendo su paso y su velocidad, para así conseguir retrasar la aparición de ondas de choque.

Además de las alas ya mencionadas (que carecen de superficies móviles, como alerones), otro de los aspectos no convencionales del Cheyenne era su hélice impulsora, situada en el extremo posterior del fuselaje trasero. Esta hélice, de tres palas, impulsaba al Cheyenne en régimen de crucero, cesando su aportación al movimiento cuando el helicóptero estaba en vuelo estacionario.

El Cheyenne fue uno de los primeros helicópteros en contar con cabeza de rotor rígida. Una cabeza de rotor rígida se diferencia de las cabezas articuladas tradicionales en que está hecha de una sola pieza, y no contiene por lo tanto rodamientos ni articulaciones. No es estrictamente rígida, pues debe ser flexible para poder dar al helicóptero la capacidad de controlarse. La cabeza rígida permite una mayor maniobrabilidad y un tiempo de mantenimiento reducido respecto al de las cabezas tradicionales. Otros helicópteros con rotor rígido son el Bolkow Bo 105 y el AH-1Z Viper (entre muchos otros). El rotor principal del Cheyenne tenía cuatro palas. Además del rotor principal y de la hélice impulsora, el aparato tenía como la mayoría de los helicópteros un rotor antipar en la cola. El rotor antipar tenía cuatro palas. La potencia del Cheyenne venía dada por un único turboeje General Electric T-64, de 4350 shp (Shaft Horse Power), limitada a 3925 shp. Esta potencia era suficiente para hacer del Cheyenne una máquina muy ágil y de unas prestaciones impresionantes. En configuración limpia (sin armas ni cargas externas), consiguió velocidades a nivel del mar superiores a los 400 km/h.

El Cheyenne estaba armado de acuerdo a su especificación. En el morro podía llevar una torreta con un lanzagranadas automático XM129 de 40 mm o una ametralladora rotativa XM134 de 7,62 mm . En otra torreta situada en la panza llevaba un cañón de 30 mm. Bajo sus alas podía albergar un gran número de misiles TOW (Tube Launched, Optically tracked, Wire guided) y/o vainas con cohetes FFAR (Folding Fin Aerial Rocket) de 2,75 pulgadas.

El Cheyenne también destacaba en el apartado de la aviónica que llevaba. Su capacidad de vuelo todo tiempo se apoyaba en un radar automático de seguimiento del terreno (TFR), un radar Doppler, una unidad de navegación inercial, y un sistema automático de control de vuelo (AFCS) que le permitía volar a altitudes tan bajas como 5 metros. La cabina, que destacaba por su amplia superficie acristalada, encerraba al piloto en el asiento posterior y al artillero en el delantero.⁶ El asiento del artillero, junto con los avanzados sistemas de puntería, podía girar en el interior de la cabina, con lo que su campo de visión y de fuego se hacía más amplio que en un helicóptero convencional. El casco del artillero estaba asociado de forma pionera al sistema de puntería, de forma que donde apuntaba el casco, ahí se apuntaban las armas.⁷ También disponía de sistemas de visión nocturna.

Entre sus prestaciones más significativas, se destaca la velocidad de crucero de 388 km/h, con una velocidad máxima de 407 km/h. Podía trepar a más de 1025 m/min y tenía un radio de acción máximo de 1970 km.

Supervivientes[editar]

 

Un AH-56 Cheyenne en exhibición en 2007.

• No. 2 66-8827: está en exhibición en Fort Polk, Luisiana.⁸
• No. 5 66-8830: está almacenado en el Army Aviation Museum, Fort Rucker, Alabama.⁸
• No. 6 66-8831: está en exhibición en Fort Campbell.⁸
• No. 7 66-8832: está en exhibición en el Army Aviation Museum, Fort Rucker.⁸

Características técnicas (AH-56A)[editar]

Referencia datos: Jane's Aircraft⁹ WarbirdTech AH-56A¹⁰

Características generales

• Tripulación: Dos (piloto, copiloto/artillero (asiento delantero))
• Longitud: 16,66 m
• Diámetro rotor principal: 15,62 m
• Altura: 4,18 m
• Peso vacío: 5540 kg
• Peso cargado: 8300 kg
• Peso máximo al despegue: 11 740 kg
• Planta motriz: 1× turboeje General Electric T64-GE-16.
  • Potencia: 2930 kW (3925 shp)
  • Sistemas de rotores: 4 palas en rotor principal, 4 palas en rotor de cola, 3 palas en hélice propulsora

Rendimiento

• Velocidad nunca excedida (V_ne): 393 km/h
• Velocidad crucero (V_c): 362 km/h
• Alcance: 1971 km
• Techo de vuelo: 6100 m (20 000 pies)
• Régimen de ascenso: 15,23 m/s (3000 pies/min)

Armamento

• Armas de proyectiles: ** 1x torreta de morro con un lanzagranadas M129 de 40 mm, o una Minigun XM196 de 7,62 mm, y
  • 1x torreta ventral un cañón XM140 de 30 mm
• Puntos de anclaje: 6 para cargar una combinación de:
  • Cohetes: FFA de 70 mm
  • Misiles: BGM-71 TOW

[alquimista112 3.447]

 

 

 

Sikorsky-Boeing SB-1 Defiant

 

El Sikorsky–Boeing SB-1 Defiant (acortado como "SB>1") es la propuesta de Sikorsky Aircraft y Boeing para el programa Future Vertical Lift del Ejército de los Estados Unidos, como sucesor de la iniciativa Joint Multi-Role. Es un girodino de rotores coaxiales, propulsado por dos Lycoming T55s. Su primer vuelo ha tenido lugar el 21 de marzo de 2019 en las instalaciones de Sikorsky en West Palm Beach, Florida.

Diseño[editar]

El diseño tendrá una velocidad de crucero de 460 km/h, pero un menor rango a causa de utilizar el "antiguo" motor T55. Un nuevo motor, la futura turbina afordable (FATE), conseguirá el rango necesario requerido 229 nmi (424,1 km).¹² Comparado con helicópteros convencionales, los rotores coaxiales y la hélice tractora ofrecen un incremento de velocidad de 185 km/h, un 60% más de radio de combate, y un desenlace un 50% mejor en zonas altas y calientes.

Sikorsky Aircraft ha dicho que el diseño X2 no está diseñado para grandes cargas, y sugiere para esa tarea el CH-53K, que es un helicóptero pesado y no un convertiplano.³

Demostración en vuelo en febrero de 2020
Tipo	Girodino
Fabricantes	Sikorsky Aircraft Corporation y Boeing Rotorcraft Systems y Swift Engineering
Primer vuelo	21 de marzo de 2019
Estado	En desarrollo

[alquimista112 3.447]

 

 

 

Sikorsky X2

El Sikorsky X2, es un prototipo de helicóptero híbrido de alta velocidad, y cuenta con una doble cabina, un diseño de cuádruple de hélices y seis aspas de apoyo en la parte posterior. Gracias a todo este sistema de propulsión, alcanza una velocidad crucero de 460 kilómetros por hora.²

 

Tipo	Girodino experimental
Fabricantes	Sikorsky Aircraft y Schweizer Aircraft
Primer vuelo	27 de agosto de 20081
Estado	En pruebas
N.º construidos	2
Desarrollado en	Sikorsky S-97

 

Especificaciones[editar]

Características generales[editar]

• Tripulación: 2
• Diámetro del rotor: 26,4 metros
• Área de disco: 548 m²
• Peso máximo al despegue: 3.600 kg.

Rendimiento[editar]

• Velocidad máxima: 260 nudos (481 Km/h.)
• Velocidad de crucero: 250 nudos (460 km/h.)
• Rango: 702 nmi (1300km.)

[alquimista112 3.447]

 

 

Sikorsky S-69

El Sikorsky S-69 (designación militar XH-59) fue un girodino coaxial experimental desarrollado por Sikorsky Aircraft como demostrador del Concepto de Pala Adelantada (ABC) patrocinado por del Ejército de los Estados Unidos y la NASA.

 

Sikorsky S-69/XH-59A con turborreactores auxiliares.
Tipo	Girodino experimental
Fabricante	Sikorsky Aircraft
Primer vuelo	26 de julio de 1973
Usuario	NASA
Usuarios principales	Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos	2

 

Desarrollo[editar]

A finales de 1971, el Laboratorio de Investigación y Desarrollo de Movilidad Aérea del Ejército, que más tarde se convertiría en parte del Laboratorio de Investigación del Ejército, concedió a Sikorsky un contrato para el desarrollo el primer prototipo. El S-69 era el demostrador del Concepto de Pala Adelantada (ABC).¹

El primer S-69 construido (73-21941) voló por primera vez el 26 de julio de 1973.² Sin embargo, resultó muy dañado en un accidente a baja velocidad el 24 de agosto del mismo año debido a fuerzas del rotor no esperadas y a sistemas de control insuficientes.³ La célula fue luego convertida en una bancada de túnel de viento, que fue probada en el túnel de viento de 40x80 pies del Centro de Investigación Ames de la NASA en 1979.⁴ Se completó una segunda célula (73-21942), que voló por primera vez el 21 de julio de 1975. Tras las pruebas iniciales como helicóptero puro, se le añadieron dos turborreactores auxiliares en marzo de 1977. Como helicóptero, el XH-59A mostró una velocidad máxima en vuelo nivelado de 289 km/h, pero con los turborreactores auxiliares, alcanzó una velocidad máxima en vuelo nivelado de 441 km/h, y finalmente una velocidad de 487 km/h en un picado suave. En vuelo nivelado a 333 km/h, podía entrar en un alabeo de 1,4 g con el rotor en autorrotación, aumentando las rpm del mismo.⁵ La tensión del fuselaje evitaba la reducción de la velocidad del rotor y, por lo tanto, la expansión completa de la envoltura de vuelo.⁵ El XH-59A tenía altos niveles de vibraciones y consumo de combustible.⁶³

El programa de pruebas de 106 horas para el XH-59A finalizó en 1981. En 1982, se propuso que el XH-59A fuera convertido a la configuración XH-59B con rotores avanzados, nuevos motores (dos GE T700), y una hélice propulsora canalizada en la cola. Este programa propuesto no se llevó a cabo ya que Sikorsky rechazó pagar una parte de los costes.⁵⁷⁸ Sikorsky y sus asociados patrocinaron el desarrollo de los próximos helicópteros que usarían el Concepto de Pala Adelantada; el Sikorsky X2 y el Sikorsky S-97 Raider, desde 2007.

Diseño[editar]

 

XH-59A en 1981.

El sistema Concepto de Pala Adelantada consistía en dos rotores rígidos contrarrotatorios  separados 76 cm⁹ que hacían uso de la sustentación aerodinámica de las palas que avanzaban. A alta velocidad, las palas que se retrasaban no tenían carga, ya que la mayoría de la carga era soportada por las palas que avanzaban de ambos rotores y la penalización debida a la pérdida de la pala que se retrasaba era entonces eliminada.¹⁰¹¹ Este sistema no requería un ala añadida para la alta velocidad y para mejorar la maniobrabilidad,⁵ y también eliminaba la necesidad de un rotor antipar en la cola.¹² El empuje hacia delante era proporcionado por dos turborreactores, que permitían que el rotor principal solo fuese requerido para proporcionar sustentación. Demostró tener buena estabilidad en vuelo estacionario contra el viento lateral y de cola. Con los reactores instalados, estaba falto de potencia para mantenerse en estacionario fuera de efecto suelo y empleaba un aterrizaje y despegue cortos por razones de seguridad.⁵

Supervivientes[editar]

La célula 73-21941 está almacenada en el Centro de Investigación Ames de la NASA,¹³ y la 73-21942 está en exhibición en el Army Aviation Museum, Fort Rucker, Alabama.¹⁴

Variantes[editar]

XH-59

Primer prototipo de girodino, uno construido.

XH-59A

Segundo prototipo, uno construido.

XH-59B

Propuesta variante mejorada del XH-59A, no construida.

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• NASA
• Ejército de los Estados Unidos

Especificaciones (S-69)[editar]

Referencia datos: U.S. Army Aircraft Since 1947,¹⁵ Illustrated Encyclopedia,¹² US Army Research Laboratory⁵

Características generales

• Tripulación: Dos
• Longitud: 12,42 m
• Diámetro rotor principal: 10,97 m
• Altura: 4,01 m
• Peso cargado: 5700 kg (con combustible)
• Peso máximo al despegue: 5000 kg con turborreactores (4100 kg sin turborreactores)
• Planta motriz: .
  • 1× turboeje Pratt & Whitney Canada PT6T-3 Turbo Twin Pac.
    • Potencia: 1360 kW (1825 hp o 1500 hp⁵) cada uno.
    • Hélices: doble tripala coaxial
  • 2x turborreactor Pratt & Whitney J60-P-3A de 1,35 kN (3000 lbf)

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 518 km/h o 487 km/h con reactores,⁵ 296 km/h⁶ o 289 km/h⁵ sin reactores
• Velocidad crucero (V_c): 185 km/h
• Techo de vuelo: 4570 m (15 000 pies)
• Régimen de ascenso: 6 m/s a 259 km/h (1200 pies/min a 140 kn)⁵

[alquimista112 3.447]

 

 

Sikorsky S-97 Raider

El Sikorsky S-97 Raider es un helicóptero compuesto de exploración y ataque de alta velocidad ^[2] basado en el Advancing Blade Concept (ABC) con un sistema de rotor coaxial ^[3] que está siendo desarrollado por Sikorsky Aircraft . Sikorsky planeó ofrecerlo para el programa Armed Aerial Scout del Ejército de los Estados Unidos , junto con otros posibles usos. ^[4] El S-97 realizó su vuelo inaugural el 22 de mayo de 2015.

 

S-97 Raider en vuelo
Role	Helicóptero compuesto de reconocimiento y ataque
origen nacional	Estados Unidos
Fabricante	Aviones Sikorsky
Primer vuelo	22 de mayo de 2015 [1]
Estado	En desarrollo
Número construido	3 [ cita requerida ]
Desarrollado por	Sikorsky X2
Desarrollado en	Sikorsky Raider X

 

Antecedentes [ editar ]

El primer intento de Sikorsky de un helicóptero compuesto rápido con rotores coaxiales rígidos fue el Sikorsky S-69 (XH-59A) volado en la década de 1970. Su velocidad máxima superaba los 260 nudos, pero su excesivo consumo de combustible, la vibración y la complejidad que requerían la atención a tiempo completo de dos pilotos provocaron la cancelación del programa. ^[5] Estos problemas se resolvieron en gran medida en otro intento del demostrador de tecnología Sikorsky X2 en 2010. Propuesto por primera vez en respuesta a una solicitud de información para el programa Armed Aerial Scout (AAS) en marzo de 2010, ^[6] el S-97 fue lanzado formalmente el 20 de octubre de 2010. Fue pensado como un contendiente para el requisito del ejército de los Estados Unidos para reemplazar elCampana OH-58D Guerrero Kiowa . ^[4] Otros roles militares son posibles, ^[4] el Comando de Operaciones Especiales de EE. UU. ha expresado interés en el S-97 como reemplazo del MH-6 Little Bird , ^[7] [8] y la posibilidad de adaptarlo para uso civil. aplicaciones también existe. ^[7]

S-97 [ editar ]

Sikorsky planea construir dos prototipos del S-97 como demostradores. Un prototipo (P1) se utilizará para pruebas de vuelo, mientras que el segundo (P2) está previsto para su uso como demostrador. ^[9] Se planeó que el primer prototipo volara a fines de 2013 o principios de 2014. ^[7] [10] Sikorsky comenzó la construcción de los dos prototipos en octubre de 2012. ^[11] En septiembre de 2013, Sikorsky comenzó el ensamblaje final del primer S- 97 luego de la entrega del fuselaje de una sola pieza, completamente compuesto por Aurora Flight Sciences . ^[12]En febrero de 2014, la construcción del primer prototipo S-97 estaba completa en una cuarta parte. Se habían realizado pruebas simuladas de choques con aves en el fuselaje a velocidades de hasta 235 nudos (435 km / h; 270 mph), la velocidad de vuelo máxima esperada del S-97. También se realizaron pruebas de caída para garantizar la seguridad de los tanques de combustible en caso de choque. Sikorsky está explorando aplicaciones civiles para el S-97, como el transporte de personal entre plataformas petroleras en alta mar. ^[13]

Sikorsky y su socio Boeing utilizarán la tecnología y el proceso de diseño del S-97 como base para desarrollar el SB-1 Defiant , un helicóptero coaxial de rotor rígido de alta velocidad, para el Demostrador de Tecnología Conjunta de Rol Múltiple (JMR TD) del ejército. programa. ^[14] El JMR TD es el precursor del programa Future Vertical Lift (FVL) del ejército, estimado en 100.000 millones de dólares , para reemplazar el helicóptero utilitario UH-60 Black Hawk y el helicóptero de ataque AH-64 Apache. ^[15]

Sikorsky apuntó al S-97 para el programa AAS, con el objetivo de que el helicóptero volara antes de que el Ejército rechazara la selección. Sikorsky invirtió 150 millones de dólares y sus 54 proveedores ^[16] (que proporcionan el 90 % de las piezas) ^[14] gastaron el resto de un total de 200 millones de dólares en dos prototipos; los modelos de producción tienen como objetivo cumplir con el objetivo de costo unitario de $ 15 millones del programa. ^[9] Sin embargo, el Ejército finalizó el programa AAS a fines de 2013. ^[17] Las proyecciones presupuestarias para el año fiscal 2015 incluyeron el retiro de la flota OH-58 Kiowa del Ejército de EE. UU. y la transferencia de helicópteros de ataque AH-64 Apache de la Reserva del Ejército de EE. UU. y la Guardia Nacional del Ejército de EE. UU.al Ejército activo para desempeñar el papel de explorador aéreo. Sikorsky sugirió la posibilidad de comprar el S-97 para reemplazar el Apache perdido para las necesidades de helicópteros armados. ^[18] Sikorsky propone el S-97 como FVL-CS1; el helicóptero ligero de exploración. ^[19]

El 5 de mayo de 2014, Sikorsky abrió el hangar de producción del S-97 durante el lanzamiento del CH-53K King Stallion . En ese momento, la estructura del avión, en su mayoría compuesta, estaba casi ensamblada, incluidos algunos de los cables eléctricos y la aviónica, los elementos que faltaban eran la transmisión, el tren de transmisión, el motor, el rotor coaxial y la hélice de empuje. El primer cliente militar del S-97 está destinado a ser el Comando de Operaciones Especiales de EE. UU. para reemplazar al MH-6M Little Bird. ^[20] Los ejércitos extranjeros no especificados han mostrado interés en el S-97; puede ser difícil obtener la aprobación para la exportación de un helicóptero de próxima generación si el ejército de EE. UU. aún no lo tiene. El Raider es un prototipo, por lo que el primer cliente necesitaría financiar un programa de desarrollo de producción. ^[21]Su aviónica se encendió en junio de 2014, ^[22] y se puso en marcha el 2 de octubre de 2014. ^{[14] [16] [23] [24]}

Diseño [ editar ]

 

Maqueta en octubre de 2011

El diseño del S-97 incluye rotores principales coaxiales rígidos de velocidad variable ^[2] y una hélice de empuje de paso variable , ^[6] [25] lo que convierte al S-97 en un helicóptero compuesto. Al igual que el X2, tiene control fly-by-wire y actuadores dinámicos antivibración para cancelar las sacudidas. Los rotores principales tienen cubos sin bisagras y palas rígidas para mejorar el manejo a baja velocidad y la eficiencia del vuelo estacionario. A altas velocidades, el espacio reducido de los cubos reduce la resistencia. ^[2] Las palas rígidas permiten que cada rotor tenga poca sustentación en el lado de retirada de su disco de rotor (reduciendo la resistencia), mientras que cada rotor en un rotor coaxial convencional con palas "flexibles" necesita una distribución de sustentación casi igual. La hélice alivia la propulsión del rotor, lo que reduce aún más la resistencia. ^[26]

La maniobrabilidad se mejora en comparación con los helicópteros anteriores debido a la capacidad de inclinar los rotores coaxiales juntos o inclinar cada uno de manera diferente, y debido al propulsor de paso variable y los elevadores activos [ ^{aclaración necesaria ]} . ^[25] A baja velocidad, el S-97 gira por el par diferencial del rotor superior e inferior, a alta velocidad utiliza timones. ^[27]

El S-97 podrá transportar hasta seis pasajeros, además de una tripulación de vuelo de dos en una cabina de lado a lado. ^[6] Sin embargo, se proyecta que el S-97 de producción sea capaz de volar con uno o dos pilotos, o de forma autónoma . ^[4] Se ha reservado espacio para un sensor de orientación, sin embargo, no se instalará en el avión prototipo. ^[4]

Basado en la tecnología del demostrador Sikorsky X2 , el prototipo S-97 estará propulsado por un turboeje General Electric YT706 ( el mismo motor utilizado en el MH-60M Black Hawk ). ^[4] Se espera que esté disponible un motor más potente, desarrollado bajo el Programa de motores de turbina mejorados . ^[28] En comparación con el OH-58D Kiowa, el S-97 ha aumentado significativamente los objetivos de rendimiento, ^[10] tales como velocidades de crucero de más de 200 nudos mientras lleva armas, girando a tres veces la fuerza de la gravedad a 220 nudos y una alta eficiencia de flotación (Figura de mérito) . ^[29]Sikorsky también apunta a un costo operativo de $1,400 por hora de vuelo. ^[30]

Historial operativo [ editar ]

El primer vuelo del S-97 se produjo el 22 de mayo de 2015. ^{[31] [1] [32]} Voló durante 1 hora en lugar de los 30 minutos previstos, completando tres despegues y aterrizajes; hacia delante, hacia atrás y hacia los lados. Para este vuelo inicial, el Raider voló con su sistema de control de vuelo triplex fly-by-wire en modo degradado de respaldo para enfocarse en la aeronavegabilidad básica en el régimen de baja velocidad. Esto inicia un programa de prueba de vuelo de un año de duración de aproximadamente 100 horas de vuelo ^[33]para expandir la envolvente de vuelo para cumplir con los objetivos clave de Sikorsky de velocidad de crucero de 220 nudos con armas, vuelo estacionario a 6,000 pies en un día de 95F y maniobrabilidad de 3g a velocidad. Hacia el final de las pruebas de la Fase 1, el software se actualizará al Bloque 2, incorporando el propulsor y la cola articulada para aumentar la velocidad y permitir la envolvente de vuelo completa. ^[1] El segundo prototipo (P2) se mostró al público en octubre de 2015. Después de dos horas de vuelo y unos meses de validación en el banco de pruebas del tren motriz de propulsión, el P1 está programado para alcanzar una mayor velocidad ^[34] en algún momento de 2016. ^{[ necesidades actualizar ] [33]}

El 3 de agosto de 2017, un prototipo S-97 sufrió lo que Sikorsky describió como un aterrizaje forzoso en sus instalaciones de prueba de vuelo en West Palm Beach, Florida; ambos pilotos de transporte aéreo sufrieron heridas leves. ^[35] El informe fáctico de la NTSB sobre el incidente indicó que el helicóptero se elevó a un vuelo estacionario bajo e inmediatamente experimentó oscilaciones de balanceo excesivas que provocaron el engrane del sistema de rotor coaxial contrarrotante y un aterrizaje forzoso. Los daños al helicóptero incluyeron el colapso del tren de aterrizaje, daños estructurales en la cabina y daños en los componentes dinámicos, incluida la separación de la punta de las palas del rotor de todas las palas del rotor. El video de la secuencia del accidente mostró oscilaciones de balanceo de la aeronave que excedieron el ángulo de inclinación lateral de 60 grados durante el transcurso de 5 segundos, durante los cuales los rotores superior e inferior chocaron en la posición de la 1 en punto. ^[36]

El 25 de junio de 2019, el S-97 volvió a las pruebas de vuelo y alcanzó una velocidad de 190 nudos. ^[37]

Especificaciones [ editar ]

Datos de ^[10] [14]

Características generales

• Tripulación: 0-2 pilotos
• Capacidad: 6 efectivos
• Longitud: 35 pies (11 m)
• Peso bruto: 8945 libras (4057 kg)
• Peso máximo al despegue: 11 000 lb (4990 kg) ^[38]
• Planta motriz: 1 × General Electric YT706 , 2600 shp (1900 kW)
• Diámetro del rotor principal: 1 (2 coaxiales) × 34 pies (10 m)
• Hélices: 1 hélice de empuje con embrague de paso variable de 6 palas ( 7 pies ( 2,1 m) de diámetro)

Actuación

• Velocidad de crucero: 250 mph (410 km/h, 220 nudos) ^[38] (con armas externas) ^[11]
• Nunca exceda la velocidad : 280 mph (440 km/h, 240 nudos) ^[38]
• Alcance: 350 mi (570 km, 310 nmi)
• Resistencia: 2 h 40 min
• Techo de servicio: 10 000 pies (3000 m) a 95 °F (35 °C)

Armamento

• Armas: pistola calibre .50 con 500 rondas
• Cohetes: Cápsulas de cohetes de 7 disparos

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XTI TriFan 600

El XTI TriFan 600 es un avión de despegue y aterrizaje vertical actualmente en desarrollo por XTI Aircraft Company .

Role	aviones VTOL
origen nacional	Estados Unidos
Diseñador	Compañía de aviones XTI
Estado	En desarrollo

 

Desarrollo [ editar ]

En junio de 2017, comenzó la fabricación de una prueba de concepto a escala del 65 % en el aeropuerto de Placerville , California, para validar la configuración de la aeronave. Trek Aerospace fabricó los conductos y ensambló el demostrador a escala del 65 %, alimentado únicamente por un paquete de baterías XTI-Trek Aerospace . MGM Compro, con sede en Zlín, República Checa, suministró sus motores y controladores eléctricos . Se completó en diciembre de 2018 y se dio a conocer en enero de 2019. ^[1]

Entre enero y abril de 2019, el prototipo fue probado en tierra para validar los motores eléctricos, sistemas de baterías, ductos, hélices, controles de vuelo , sistemas e instrumentación. Voló atado por primera vez el 2 de mayo de 2019 y realizó múltiples vuelos estacionarios controlados. El vuelo estacionario sin ataduras, el vuelo con alas hacia adelante y la transición entre lo que debería seguir y los cuatro a seis meses de pruebas posteriores están programados en el sitio de pruebas Tekoi de Deseret UAS cerca de Tooele, Utah . ^[1]

El primer prototipo a gran escala debería comenzar a construirse antes de mayo de 2020 y volar a finales de año. Para mayo de 2019, XTI tenía 77 reservas, por un valor de $500 millones o $6,5 millones por cada avión. El desarrollo está financiado por el fundador de XTI, David Brody, inversores de capital privado y partes interesadas en el crowdfunding . En septiembre de 2018 se llevó a cabo una ronda de financiación; otro debe recaudar $25 millones y un tercero buscará $75 millones, para un costo total de desarrollo de $175 millones. ^[2]

En julio de 2019, se seleccionó GE Catalyst para impulsar la aeronave. ^[3]

Diseño [ editar ]

El TriFan 600 es un avión de ala fija de seis asientos propulsado por tres ventiladores con conductos : dos pivotando en el ala y uno en el fuselaje de popa, levantando el avión en VTOL . Tendrá una envergadura de 37,7 pies (11,5 m) y una longitud de 38,7 pies (11,8 m), con hélices individuales de 6 pies (1,8 m) de diámetro en los conductos de las alas y dos hélices coaxiales de 5 pies (1,5 m) de diámetro en el conducto de popa. ^[1]

El sistema híbrido de propulsión eléctrica incluye un solo turboeje Honeywell HTS900 de 1.000 shp (745 kW) que impulsa tres generadores, alimentando dos motores eléctricos de 350 hp (260 kW) para los conductos de las alas y uno para las hélices de popa. Debe alcanzar los 340 nudos (630 km/h) y cruzar 650 millas náuticas (1200 km) en operaciones VTOL o 1200 millas náuticas (2200 km) desde una pista. ^[1]

Especificaciones [ editar ]

Datos de Electric VTOL News. ^[1]

Características generales

• Tripulación: 1-2
• Capacidad: 4-5
• Longitud: 11,8 m (38,7 pies)
• Envergadura: 11,5 m (37,7 pies)
• Planta motriz: 1 × turboeje Honeywell HTS900 , 745 kW (999 hp)
• Planta motriz: 4 × motores eléctricos, 260 kW (350 hp) cada uno
• Diámetro del rotor principal: conducto de popa coaxial de 1,5 m (4 pies 11 pulgadas)
• Hélices: conducto de ala de 2 x 1,8 m de diámetro

Actuación

• Velocidad máxima: 630 km/h (390 mph, 340 nudos)
• Alcance: 1200 km (750 mi, 650 nmi) en VTOL, 2200 km (1200 nmi) desde una pista
• Techo de servicio: 8.800 m (29.000 pies) ^[2]
• Tiempo hasta altitud: 10 min ^[2]

 

 

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LTV XC-142

El LTV XC-142 fue un avión experimental diseñado y construido por el fabricante aeronáutico estadounidense Ling-Temco-Vought, que sirvió como base de desarrollo de una aeronave de alas basculantes para su posible uso como avión de transporte de despegue y aterrizaje vertical. El primero de los prototipos realizó su primer vuelo el 29 de septiembre de 1964, completando su primer vuelo de transición de vuelo vertical a horizontal el 11 de enero de 1965.¹

 

Prototipo del XC-142 durante una prueba de vuelo.
Tipo	Avión experimental
Fabricantes	Ling-Temco-Vought
Primer vuelo	29 de septiembre de 1964
Estado	Retirado
Usuario	NASA
N.º construidos	5

 

Desarrollo[editar]

En el año 1959, la Armada, el Ejército y la Fuerza Aérea de los Estados Unidos comenzaron a trabajar conjuntamente para desarrollar un prototipo de avión de transporte de despegue y aterrizaje verticales, con el fin de aumentar la capacidad de transporte de las distintas ramas de las fuerzas armadas. En concreto, se centraron en el desarrollo de una aeronave de mayor velocidad y autonomía que los helicópteros existentes, con el fin de apoyar las operaciones de largo alcance, o en el caso del Cuerpo de Marines de los Estados Unidos, poder realizar despliegues desde alta mar. El 27 de enero de 1961, el Departamento de Defensa acordó con las tres ramas llevar adelante un proyecto liderado por la Armada, conocido bajo el nombre de Tri-Service Assault Transport Program.²

El diseño original se realizó pensando en el reemplazo de los Sikorsky HR2S, y que tuviese la capacidad de transportar una carga de 10 000 lb (4500 kg) de peso. El equipo de desarrollo publicó posteriormente una especificación técnica revisada que mantenía la misma capacidad de carga, pero aumentaba el radio operativo hasta las 250 millas náuticas (400 km), a la vez que incrementaba la velocidad de crucero hasta los 250-300 nudos (460-560 km/h), y la velocidad máxima hasta los 300-400 nudos (560-740 km/h).

La compañía Vought respondió con una propuesta que combinaba la ingeniería desarrollada en sus propios diseños junto con la de las compañías Ryan y Hiller, que disponían de una mayor experiencia en el desarrollo de helicópteros. Su propuesta fue la vencedora del concurso, firmándose a principios del año 1962 el contrato de desarrollo para un total de 5 prototipos, estando previsto que el primero de ellos estuviese volando en julio de 1964. El diseño se conoció originalmente como Vought/Ryan/Hiller XC-142,³ aunque cuando Vought paso a formar parte del conglomerado Ling-Temco-Vought se abandonó dicha denominación.

Especificaciones (XC-142)[editar]

Referencia datos: Jane's All The World's Aircraft 1965–66⁴

Características generales

• Tripulación: 2-3 (dos pilotos y un especialista de carga)
• Capacidad: 32 soldados equipados o 24 camillas y cuatro asistentes
• Carga: 3336 kg
• Longitud: 17,7 m (58,1 ft)
• Envergadura: 20,6 m (67,6 ft)
• Altura: 8 m (26,1 ft)
• Superficie alar: 49,7 m² (534,7 ft²)
• Peso vacío: 10 270 kg (22 635,1 lb)
• Peso máximo al despegue: 20 227 kg (STOL)
• Planta motriz: 4× turboeje General Electric T64-GE-1.
  • Potencia: 2126 kW (2931 HP; 2891 CV) cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 694 km/h (431 MPH; 375 kt) a 6100 m (20 000 pies)
• Velocidad crucero (V_c): 463 km/h (288 MPH; 250 kt) a nivel del mar
• Alcance: 757 km (409 nmi; 470 mi)
• Alcance en ferry: 6100 m (20 013 ft)
• Techo de vuelo: 7620 m (25 000 ft)
• Régimen de ascenso: 34,5 m/s (6791 ft/min)

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Vertol VZ-2

El Vertol VZ-2 (también conocido como Model 76)¹ fue un avión experimental diseñado y construido por el fabricante aeronáutico estadounidense Vertol, cuyo fin era la investigación de las capacidades VTOL de las aeronaves de alas basculantes.

Prototipo del Vertol VZ-2.
Tipo	Avión experimental de ala basculante
Fabricantes	Vertol
Primer vuelo	13 de agosto de 1957
Retirado	1965
Estado	Retirado
Usuario	NASA
N.º construidos	1 prototipo

 

Diseño y desarrollo[editar]

 

El Vertol VZ-2 durante una prueba de vuelo.

La aeronave disponía de un fuselaje en forma de tubo y una cabina en forma de burbuja, similar a la de los helicópteros. En la parte posterior de la aeronave se instalaron hélices que ayudaban a controlar la aeronave a bajas velocidades.²

Las pruebas en tierra comenzaron en abril de 1957. El 13 de agosto del mismo año, el VZ-2 realizó su primer vuelo, únicamente en modo vertical. El 23 de julio de 1958, la aeronave realizó su primera transición completa del modo vertical al modo horizontal. El programa de pruebas concluyó en el año 1965, con un total de 450 horas de vuelo acumuladas. Posteriormente, la aeronave se transfirió al Museo Nacional del Aire y el Espacio de Estados Unidos para ser preservada.³

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• NASA

Especificaciones (VZ-2)[editar]

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Capacidad: 1 pasajero/observador
• Longitud: 8,1 m (26,4 ft)
• Envergadura: 7,6 m (24,9 ft)
• Altura: 3,2 m (10,3 ft)
• Perfil alar: NACA 4415
• Peso vacío: 1678 kg (3698,3 lb)
• Planta motriz: 1× turboeje Avco Lycoming YT53-L-1.
  • Potencia: 522 kW (720 HP; 710 CV)

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 340 km/h (211 MPH; 184 kt)
• Alcance: 210 km (113 nmi; 130 mi)
• Techo de vuelo: 4200 m (13 780 ft)

[alquimista112 3.447]

 

 

 

 

Fairey FB-1 Gyrodyne

El Fairey FB-1 Gyrodyne es un helicóptero británico experimental que utilizaba un solo rotor de elevación y una hélice tractora montada en la punta del ala corta de estribor para proporcionar propulsión y reacción antipar.

El prototipo Fairey FB-1 Gyrodyne en prueba
Role	girodino
origen nacional	Reino Unido
Fabricante	hada
Diseñador	Dr. JAJ Bennett
Primer vuelo	4 de diciembre de 1947
Jubilado	Cancelado 1949
Número construido	2
variantes	Fairey Jet Gyrodyne

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

En abril de 1946, Fairey anunció un proyecto de empresa privada para un avión de ala giratoria, que se construiría según un diseño desarrollado por el Dr. JAJ Bennett mientras era director técnico en Cierva Autogiro Company en 1936-1939. El Gyrodyne, que constituye un tercer tipo distinto de helicóptero y designado C.41 por Cierva Autogiro Company, fue presentado con éxito en 1938 a la Royal Navy en respuesta a la Especificación S.22/38 para un helicóptero naval. Aunque el trabajo preliminar comenzó en el proyecto, se abandonó con el estallido de la Segunda Guerra Mundial., y G & J Weir, Ltd., los financiadores de Cierva Autogiro Company, se negaron a emprender un mayor desarrollo además de sus exitosos experimentos con los helicópteros laterales de doble rotor W.5 y W.6 . Después de la Segunda Guerra Mundial, Cierva Autogiro Company se comprometió con el desarrollo de los helicópteros Cierva W.9 "Drainpipe" y W.11 Air Horse bajo la dirección de Cyril Pullin , y Bennett se unió a Fairey a fines de 1945 como jefe de la división de aeronaves de ala rotatoria recientemente establecida.

El Gyrodyne era un helicóptero aerodinámico compacto que pesaba poco más de 2000 kg (4410 lb) y estaba propulsado por un motor radial Alvis Leonides 522/2 de 520 a 540 hp (390 a 400 kW) , cuya potencia podría transmitirse en proporciones variables al rotor controlado por cubo basculante accionado por eje fijo / plato cíclico y la hélice montada en la punta del ala. El Gyrodyne poseía la capacidad de vuelo estacionario de un helicóptero, mientras que su hélice proporcionaba el empuje necesario para el vuelo hacia adelante para permitir que su rotor, accionado con un par bajo en vuelo de crucero, operara con un paso colectivo bajo con el plano de la trayectoria de la punta paralelo a la trayectoria de vuelo. para minimizar la vibración a alta velocidad del aire. El paso colectivo era una función automática del ajuste del acelerador y la carga de potencia de la hélice, que para mantener las rpm desviaba el par del rotor a medida que aumentaba la velocidad aerodinámica. ^[1]

Se otorgó un contrato gubernamental según la Especificación E.4/46 para dos prototipos con el primer Fairey Gyrodyne exhibido como un fuselaje casi completo en White Waltham el 7 de diciembre de 1946.

Pruebas y evaluación [ editar ]

El 4 de diciembre de 1947, el primero de los dos prototipos despegó del aeródromo de White Waltham y continuó acumulando tiempo de vuelo hasta marzo de 1948, cuando fue desmantelado para un examen exhaustivo. El segundo prototipo, básicamente similar al primero pero con un mobiliario interior más cómodo acorde con su papel como demostrador de pasajeros, estaba volando en el momento del próximo SBAC Farnborough Airshow , en septiembre de 1948. El primer prototipo se volvió a montar y, después de más pruebas de vuelo. , participó en un intento de establecer un nuevo récord mundial de velocidad de helicópteros en línea recta. ^[2]

El 28 de junio de 1948, pilotado por el piloto de pruebas Basil Arkell, el Gyrodyne realizó dos vuelos en cada dirección sobre un recorrido de baja altitud de dos millas (3 km) de largo en White Waltham, alcanzando 124 mph (200 km/h), suficiente para asegurar el registro. ^[3] Se logró una velocidad aérea máxima de 133 mph (214 km/h) durante el vuelo, manteniendo siete pulgadas de impulso en reserva en caso de que fuera necesario un ascenso rápido ya que el vuelo se realizó a una altitud de menos de 100 pies (30 m) por encima del suelo. Se iba a realizar un intento en abril de 1949 para establecer un récord de circuito cerrado de 62 millas (100 km), pero dos días antes de la fecha seleccionada, un eslabón de aleteo mal mecanizado en el cubo del rotor falló durante el vuelo y provocó el accidente de la aeronave. en Ufton, cerca de Reading, matando al piloto, Foster H. Dixon y al observador, Derek Garraway.

El Gyrodyne había sido seleccionado para su uso por el ejército británico para su uso en Malaya , superando tanto al Westland S.51 Dragonfly (un diseño de Sikorsky fabricado con licencia) como al Bristol 171 Sycamore , con un pedido de seis aprobado por el Tesoro en ese momento. del accidente Aunque el rendimiento proyectado del Gyrodyne fue significativamente mejor que el del Dragonfly, y se esperaba que estuviera en servicio antes que el Sycamore, el accidente del primer prototipo retrasó el programa de desarrollo y el Ejército, al no tener otra opción, adquirió tres S.51 Libélulas, seguido por Sycamores en una fecha posterior.

Segundo prototipo [ editar ]

Artículo principal: Fairey Jet Gyrodyne

El segundo Gyrodyne quedó en tierra durante la investigación del accidente que determinó que la causa era la falla de la tuerca de retención de la bisagra oscilante debido a un mecanizado deficiente. El segundo prototipo ampliamente modificado, rebautizado como Jet Gyrodyne , voló en enero de 1954. Aunque conservaba el nombre "Gyrodyne", el Jet Gyrodyne era un autogiro compuesto., y no operaba según el mismo principio que el avión original. Tenía un rotor de dos palas controlado manualmente con mecanismos cíclicos y de paso colectivo que actuaban directamente sobre cada pala del rotor y era accionado por jets de punta alimentados con aire de dos compresores accionados por el motor radial Alvis Leonides. Las hélices de empuje, una montada en la punta de cada ala corta, proporcionaban control de guiñada a través del paso colectivo diferencial y empuje para el vuelo hacia adelante. El Jet Gyrodyne se construyó para proporcionar datos operativos y de accionamiento del rotor para el autogiro compuesto Fairey Rotodyne .

El Jet Gyrodyne está en exhibición en el Museo de Aviación de Berkshire , Woodley, Reading.

Especificaciones (Fairey FB-1 Gyrodyne) [ editar ]

Datos de Jane's, ^[4] Vuelo 21 de abril de 1949 ^[5]

Características generales

• Tripulación: Uno
• Capacidad: De cuatro a cinco pasajeros
• Longitud: 25 pies 0 pulgadas (7,62 m) Nariz del fuselaje hasta los bordes de salida de los timones
• Envergadura: 17 pies 8 pulgadas (5,38 m)
• Altura: 10 pies 1 pulgada (3,07 m)
• Perfil aerodinámico : ala: NACA 23018 , raíz de la pala del rotor: NACA 23022 , punta de la pala del rotor: NACA 23015
• Peso vacío: 3592 lb (1629 kg)
• Peso máximo al despegue: 4800 lb (2177 kg)
• Capacidad de combustible: 50 imp gal (227,3 l; 60,0 gal EE. UU.) de combustible, 7 imp gal (31,8 l; 8,4 gal EE. UU.) de aceite
• Planta motriz: 1 × Alvis Leonides 522/2 de 9 cilindros. motor de pistones radiales refrigerado por aire, 520 hp (390 kW) a 3000 rpm
• Diámetro del rotor principal: 51 pies 8,8 pulgadas (15,768 m)
• Área del rotor principal: 2102 pies cuadrados (195,3 m ² )
• Hélices: 2 palas Fairey tipo CP/2/H/2/48 de paso variable controladas por los pedales de timón del piloto

Actuación

• Velocidad máxima: 120 nudos (140 mph, 230 km / h)
• Alcance: 216 nmi (248 mi, 399 km) ^{[ cita requerida ]}
• Techo de servicio: 10.010 pies (3.050 m)

[alquimista112 3.447]

 

Fairey Jet Gyrodyne

El Fairey Jet Gyrodyne es un autogiro experimental británico construido por Fairey Aviation Company que incorporó características de helicóptero , girodino y autogiro. El Jet Gyrodyne fue objeto de un contrato de investigación del Ministerio de Abastecimiento (MoS) para recopilar datos para el diseño de seguimiento, el Rotodyne .

 

Role	girodino experimental
origen nacional	Reino Unido
Fabricante	Fairey Aviación
Primer vuelo	Enero de 1954 (vuelo libre) 1 de marzo de 1955 (vuelo de transición)
Jubilado	1961
Número construido	1
Desarrollado por	Fairey FB-1 Gyrodyne
variantes	Fairey Rotodyne

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

El Jet Gyrodyne fue una modificación del segundo prototipo de avión FB-1 Gyrodyne registrado como G-AJJP . El Jet Gyrodyne se construyó específicamente para desarrollar el sistema de accionamiento del rotor de chorro a presión y los procedimientos operativos utilizados en el Rotodyne posterior .

El Jet Gyrodyne utilizó el fuselaje , el tren de aterrizaje y el motor del FB-1 Gyrodyne. El motor radial de nueve cilindros Alvis Leonides estaba situado en el centro del fuselaje y accionaba una hélice de empuje en la punta de cada ala corta y dos compresores de motor Rolls-Royce Merlin . El sistema original de rotor de buje basculante de tres palas fue reemplazado por un rotor de dos palas controlado con controles de paso colectivo y cíclico accionados por plato cíclico. Un empenaje proporcionó la estabilización necesaria sobre los ejes de cabeceo y guiñada.

Para el despegue, el aterrizaje y el vuelo a baja velocidad, el rotor era impulsado por el aire suministrado por los supercargadores y quemado con combustible en chorros a presión montados en la punta de las palas. Esta transmisión de rotor de par cero no requería un sistema compensador de par, aunque el paso colectivo de las hélices montadas en las puntas de las alas estaba controlado por los pedales del timón para proporcionar control de guiñada. A medida que se ganaba velocidad aerodinámica, el sistema de accionamiento del rotor se apagaba, lo que permitía que el rotor girara automáticamente mientras las hélices proporcionaban el empuje necesario. Para vuelos y aterrizajes a baja velocidad, el sistema de accionamiento del rotor se reinició para proporcionar capacidad de vuelo estacionario.

Historial operativo [ editar ]

Los vuelos atados en White Waltham fueron seguidos por el primer vuelo libre en enero de 1954, pero no se logró una transición completa del vuelo en helicóptero al autogiro hasta marzo de 1955, pilotado por John N. Dennis. La prueba del sistema continuó y, en septiembre de 1956, se habían completado 190 transiciones y 140 aterrizajes autorrotativos. El desarrollo del procedimiento de reinicio de la transmisión del rotor en vuelo resultó en varios aterrizajes autorrotacionales sin potencia hasta que se perfeccionó el método. El Jet Gyrodyne tenía poca potencia y podía transportar suficiente combustible para solo 15 minutos de vuelo; en ocasiones se llevaron tanques de combustible externos para aumentar la resistencia.

El Jet Gyrodyne se retiró una vez que comenzaron las pruebas en tierra del sistema de accionamiento del rotor Rotodyne.

Aeronaves en exhibición [ editar ]

 

El Fairey Jet Gyrodyne conservado en el Museo RAF en RAF Cosford en 1981

Aunque estaba programado para desguace en 1961, el Jet Gyrodyne ( número de serie XD759 más tarde XJ389 ) sobrevivió y hoy se exhibe en el Museo de Aviación de Berkshire , como préstamo de la colección del Museo RAF .

Especificaciones (Jet Gyrodyne) [ editar ]

Datos del British Aircraft Director ^[1]

Características generales

• Tripulación: 2
• Longitud: 25 pies (7,6 m)
• Altura: 10 pies 2 pulgadas (3,10 m)
• Peso vacío: 3600 lb (1633 kg)
• Peso bruto: 4800 libras (2177 kg)
• Planta motriz: 1 × motor de pistones radiales refrigerado por aire de 9 cilindros Alvis Leonides , 520 hp (390 kW)
• Planta motriz: 2 chorros de punta de aire comprimido que queman combustible Fairey
• Diámetro del rotor principal: 51 pies 9 pulgadas (15,77 m)
• Área del rotor principal: 2103,6 pies cuadrados (195,43 m ² )
• Hélices: 3 (pero vea la imagen = 2 palas?) Hélice de paso variable con palas (2 de)

Actuación

• Velocidad máxima: 140 mph (230 km/h, 120 nudos)

[alquimista112 3.447]

 

 

 

Hiller X-18

El Hiller X-18 fue un avión de transporte de carga experimental diseñado para ser el primer banco de pruebas para tecnología de alas basculantes y V/STOL (despegue y aterrizaje vertical/corto).

 

Pruebas en tierra del X-18 tiltwing
Role	prototipo experimental
Fabricante	Aviones Hiller
Diseñador	Stanley Hiller Jr.
Primer vuelo	24 de noviembre de 1959
Estado	Aviones desguazados 1964
Número construido	1

 

Desarrollo [ editar ]

 

El X-18 mostrando su elaborada configuración de motor.

El trabajo de diseño comenzó en 1955 por Stanley Hiller Jr y Hiller Aircraft Corporation recibió un contrato de fabricación y financiación de la Fuerza Aérea de EE. UU. para construir el único X-18 construido, con el número de serie 57-3078 . ^[1]

Para acelerar la construcción y ahorrar dinero, el avión se construyó a partir de piezas recuperadas, incluido un fuselaje Chase YC-122C Avitruc , 49-2883 , ^[1] y turbohélices de los programas de caza experimentales Lockheed XFV-1 y Convair XFY-1 Pogo . Las hélices contrarrotantes de tres palas eran gigantes de 4,8 m (16 pies) de ancho. El motor turborreactor Westinghouse tenía su escape desviado hacia arriba y hacia abajo en la cola para darle al avión control de cabeceo a bajas velocidades. Hiller apodó a su X-18 Propelloplane con fines de relaciones públicas. ^[2]

Historial de servicios [ editar ]

 

El X-18 con alas basculantes parcialmente giradas

Las pruebas preliminares se realizaron en la Estación Aeronaval de Moffett Field , CA. El primer vuelo (salto) fue el 20/11/1959 seguido del primer vuelo real el 24/11/1959 con los pilotos de prueba de Hiller, George Bright y Bruce Jones. ^[3] Más vuelos de prueba se llevaron a cabo en Edwards AFB , finalmente registrando 20 vuelos. Una serie de problemas plagaron al X-18, incluida la susceptibilidad a las ráfagas de viento cuando el ala giraba, actuando como una vela. Además, los motores turbohélice no estaban reticulados, por lo que la falla de un motor significaba que el avión se estrellaría. El control de empuje se realizó a través de cambios de aceleración, que eran demasiado lentos para un control aceptable de altura y balanceo.

En el vigésimo y último vuelo en julio de 1961 , el X-18 tuvo un problema de control de paso de la hélice cuando intentaba convertirse en un vuelo estacionario a 10.000 pies (3.000 m) y entró en barrena. La tripulación recuperó el control y aterrizó, pero el X-18 nunca volvió a volar. Sin embargo, continuaron las pruebas en tierra de los conceptos de ala basculante. Finalmente, se construyó un banco de pruebas VTOL en el que se probaría el despegue vertical y el aterrizaje y el control de vuelo estacionario del X-18. Se llevó a cabo con éxito un funcionamiento del motor hasta la altura total de la rueda de 4,6 m (15 pies) en el banco de pruebas VTOL. El programa se canceló el 18 de enero de 1964, antes de que se pudieran realizar más pruebas en el banco de pruebas VTOL, y el X-18 se desguazó.

El programa demostró varias cosas que contribuyeron a otros programas de tecnología VSTOL de ala basculante:

1. El eje cruzado entre los motores era necesario para evitar la pérdida de control en caso de falla del motor.
2. El control directo del paso de la hélice era necesario para un control lateral y de altura preciso durante el VTOL y el vuelo estacionario.

Este conocimiento se empleó en el exitoso desarrollo y pruebas de vuelo del Tri-Service XC-142A , transporte VSTOL de ala basculante.

Especificaciones (X-18) [ editar ]

Datos de Jane's All the World's Aircraft 1961-62, ^[4] Los aviones X: X-1 a X-29 ^[5]

Características generales

• Tripulación: 2-3
• Longitud: 63 pies (19 m)
• Envergadura: 48 pies (15 m)
• Altura: 24 pies (7,3 m)
• Área del ala: 528 pies cuadrados (49,1 m ² )
• Relación de aspecto: 4.36
• Perfil aerodinámico : NACA 23015 [ ^6]
• Peso vacío: 27,052 lb (12,271 kg)
• Peso máximo al despegue: 33 000 lb (14 969 kg)
• Capacidad de combustible: 1000 gal EE.UU. (833 gal imp.; 3785 l)
• Planta motriz: 2 × motores turbohélice acoplados Allison T40-A-14 , 5.850 hp (4.360 kW) cada uno equivalente
• Planta motriz: 1 × turborreactor Westinghouse J34 , 3400 lbf (15 kN) de empuje para control de paso de reacción del chorro
• Hélices: Curtiss-Wright de 6 palas, hélices contrarrotantes de 16 pies 1 pulgada (4,90 m) de diámetro

Actuación

• Velocidad máxima: 253 mph (407 km/h, 220 nudos)
• Velocidad máxima de inclinación del ala: 178 mph (155 nudos; 286 km / h)
• Alcance: 224 mi (360 km, 195 nmi)
• Techo de servicio: 35.300 pies (10.800 m)

[alquimista112 3.447]

 

 

 

 

Kaman K-16B

El Kaman K-16B fue un avión experimental de despegue y aterrizaje vertical que fue construido por Kaman Aircraft para la Armada de los Estados Unidos en 1959 para evaluar el concepto de ala basculante . Convertido de un anfibio Grumman Goose , el K-16B se sometió a extensas pruebas en túnel de viento y atado , pero no voló antes de que el proyecto finalizara en 1962.

 

El K-16B con el ala a toda velocidad
Role	Ala basculante experimental
origen nacional	Estados Unidos
Fabricante	Aeronave Kaman
Usuario principal	Marina de Estados Unidos
Número construido	1
Desarrollado por	Grumman G-21 Ganso

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

A fines de la década de 1950, hubo un gran interés en el concepto de despegue y aterrizaje vertical para aeronaves, y se ordenaron múltiples tipos experimentales para desarrollar la tecnología para el servicio potencial. La Marina de los Estados Unidos contrató a Kaman Aircraft de Bloomfield, Connecticut para construir un banco de pruebas basado en el concepto de 'propulsión rotatoria' de la compañía para aviones de alas basculantes, ^[1] usando un anfibio Grumman JRF-5 Goose y otras partes existentes para reducir el costo y el tiempo necesarios . . ^[2] El fuselaje y la cola del Goose se acoplaron a una nueva configuración de ala basculante y motor; ^[3] el ángulo máximo de incidenciapermitido era sólo 50 grados; Se esperaba que el rotorprop proporcionara suficiente empuje para permitir las operaciones VTOL a pesar del ángulo bajo. ^[1]

Historial operativo [ editar ]

Entregado a fines de 1959, el K-16B se sometió a extensas pruebas en el túnel de viento, junto con algunos saltos atados, para evaluar las características aerodinámicas de la configuración de ala basculante. ^[4] Originalmente se anticipó que las pruebas de vuelo comenzarían en el otoño de 1960, ^[2] sin embargo, estas pruebas preliminares continuaron hasta 1962. ^[5] Ese año, el proyecto se canceló porque la aeronave no había realizado su primer vuelo libre. ^[4]

Aviones sobrevivientes [ editar ]

El prototipo K-16B está en exhibición en el Museo del Aire de Nueva Inglaterra en Windsor Locks, Connecticut . ^[4]

Especificaciones [ editar ]

 

El K-16B en el Museo del Aire de Nueva Inglaterra

Datos de Jane's 1959–1960 ^[2] y el Museo del Aire de Nueva Inglaterra. ^[4] Todos los datos de rendimiento estimados.

Características generales

• Tripulación: 2
• Longitud: 38 pies 4 pulgadas (11,68 m)
• Envergadura: 34 pies 0 pulgadas (10,36 m)
• Altura: 19 pies 2 pulgadas (5,84 m)
• Peso vacío: 6500 lb (2948 kg)
• Peso bruto: 8.000 libras (3.628,74 kg)
• Planta motriz: 2 × turboejes General Electric YT58-GE-2A , 1324,9 hp (988 kW) cada uno
• Hélices: Kaman de 3 palas, 4,5 m (14 pies 10 pulgadas) de diámetro

Actuación

• Velocidad máxima: 200 mph (321,9 km / h, 173,8 nudos)
• Alcance: 250 mi (402,3 km, 217,24 nmi)
• Techo de servicio: 16.000 pies (4.876,8 m)

[alquimista112 3.447]

 

 

 

Canadair CL-84 Dynavert

El Canadair CL-84 "Dynavert" , designado por las Fuerzas Canadienses como CX-131 , era un monoplano de ala basculante de turbina V/STOL diseñado y fabricado por Canadair entre 1964 y 1972. Solo cuatro de estos aviones experimentales se construyeron con tres vuelos entrantes. pruebas. Dos de los CL-84 se estrellaron debido a fallas mecánicas, sin que se produjeran víctimas mortales en ninguno de los accidentes. A pesar de que el CL-84 tuvo éxito en las pruebas experimentales y operativas realizadas entre 1972 y 1974, ninguno de los posibles clientes realizó pedidos del tipo.

CL-84-1 ( CX8402 ) en exhibición en el Museo de Aviación de Canadá en Ottawa, Ontario
Role	VSTOL experimental
origen nacional	Canadá
Fabricante	canadair
Primer vuelo	7 de mayo de 1965
Introducción	Solo evaluación de prueba
Jubilado	1974
Estado	Cancelado
producido	1964-1972
Número construido	4

 

Desarrollo [ editar ]

Entre 1957 y 1963, Canadair llevó a cabo investigaciones en tecnología VTOL (despegue y aterrizaje vertical) con la asistencia de la Junta Nacional de Investigación (NRB) y la Junta de Investigación de Defensa (DRB) de Canadá. ^[1] Los estudios señalaron el camino hacia un diseño único de ala basculante. El ala y los motores de la aeronave podrían inclinarse hidromecánicamente (actuador de bola recirculante) de modo que la incidencia del ala cambiara 100 grados desde un ángulo de vuelo normal a aquellos para STOL y VTOL . La incidencia del plano de cola (o estabilizador) se modificó automáticamente para hacer frente a los cambios de ajuste a medida que variaba la incidencia del ala. Los dos juegos de palas del rotor de cola estaban bloqueados en una posición delantera y trasera en vuelo convencional.

El equipo de diseño incluía al diseñador jefe de Canadair, Frederick Phillips y Karlis Irbitis , así como a muchos otros diseñadores. ^[2]

En el momento del proyecto CL-84, Canadair era una subsidiaria de General Dynamics y la empresa matriz bautizó el nuevo avión como " Dynavert ". ^{[3] El} personal del proyecto de Canadair normalmente se refería a él simplemente como el "84". ^[4] [5]

Diseño [ editar ]

 

El rotor de cola CL-84 con el número de serie CX8402 en exhibición en el Museo del Espacio y la Aviación de Canadá

Los rotores de rotación contraria en un eje vertical en la cola proporcionaron un control de avance y retroceso (cabeceo) durante el vuelo estacionario y de transición. Las hélices de propulsión y sustentación se manejaban (es decir, giraban en direcciones opuestas) y estaban interconectadas por ejes a través de una caja de cambios central desde la que también se accionaban los rotores de cola y los accesorios. El empuje de las hélices se igualaba automáticamente, excepto cuando el piloto lo anulaba para el control lateral (balanceo) en vuelo lento o estacionario. Se utilizó una unidad mecánica de "mezcla" para ajustar las funciones de los diversos controles en los diferentes modos de vuelo. Los flaps / alerones dieron control de guiñada al flotar. En la cabina, la palanca de proa y popa siempre estaba inclinada, de lado a lado siempre estaba balanceada y los pedales del timón siempre estaban guiñada, independientemente de la posición del ala en todo su rango.

Se utilizaron dos turbinas de eje Lycoming T53 de 1.500 shp (1.100 kW) para impulsar las dos hélices de cuatro palas de 14 pies (4,3 m). Los motores estaban interconectados por ejes transversales, de modo que en caso de falla de un motor, se desconectaría automáticamente a través de embragues de resorte de torsión y ambas hélices serían impulsadas por el motor restante.

Hubo dos razones principales para el éxito técnico del diseño CL-84. Se dio una prioridad muy alta a las consideraciones aerodinámicas y el control de la potencia se mantuvo lo más simple y directo posible.

Los discos de la hélice se extendían ligeramente más allá de las puntas de las alas, por lo que la totalidad del ala (excepto la parte por encima del fuselaje) estaba sumergida en la estela de la hélice. Esto, junto con los flaps de borde de ataque y borde de salida de envergadura completa que se programaron con el ángulo de inclinación del ala, aseguró que el ala nunca se detuviera. Los cambios de acabado se minimizaron mediante la inclinación programada del plano de cola. Toda la programación se basó en pruebas exhaustivas en el túnel de viento y en un banco de pruebas móvil al aire libre.

La potencia de ambos motores estaba controlada por una sola "palanca de potencia" en todos los regímenes de vuelo. Para proporcionar un control de empuje nítido durante el vuelo estacionario, el movimiento de la palanca de potencia provocó un ajuste directo del ángulo de la pala, similar al control de paso colectivo de un helicóptero, con el gobernador de la CPU de la hélice haciendo un ajuste de seguimiento del ángulo de la pala para mantener las rpm seleccionadas. . El ajuste directo del ángulo de la hoja se desvaneció automáticamente a medida que el ángulo de la hoja aumentaba con el aumento de la velocidad de avance.

La única función de control desconocida con la que el piloto tenía que lidiar era el control de inclinación del ala, que era un interruptor en la palanca de potencia (y reemplazaba el control de los flaps). La combinación de aerodinámica suave y control de potencia simple facilitó a los pilotos de ala fija realizar transiciones entre los modos de vuelo estacionario y ala abajo en su primer vuelo en el CL-84. ^[6]

Historial operativo [ editar ]

Prueba [ editar ]

 

CL-84 CF-VTO-X durante la prueba

 

CL-84-1 aterrizando en el USS  Guam en 1973.

CF-VTO-X , el prototipo CL-84 voló por primera vez en vuelo estacionario el 7 de mayo de 1965, pilotado por el piloto jefe de Canadair, Bill Longhurst. El 12 de septiembre de 1967, después de 305 vuelos relativamente tranquilos, el CF-VTO-X estaba a 910 m (3000 pies) cuando falló un rodamiento en el sistema de control de la hélice. Tanto el piloto como el observador se expulsaron con éxito, pero el prototipo se perdió. Canadair rediseñó su reemplazo, el CL-84-1, incorporando más de 150 cambios de ingeniería, incluida la adición de controles duales, aviónica mejorada, un fuselaje alargado (5 pies 3 pulgadas (1,60 m) más largo) y motores más potentes (impulsados por 100 hp ( 75 kw)).

El primer CL-84-1 de nuevo diseño ( CX8401 ) voló el 19 de febrero de 1970 con Bill Longhurst a los mandos. Continuó con el programa CL-84 hasta su retiro del vuelo activo en enero de 1971. Doug Atkins luego asumió el cargo de piloto de pruebas jefe. ^[7] Más o menos al mismo tiempo, en el apogeo de la guerra de Vietnam, la Marina de los EE. UU. expresó interés en el concepto. Atkins fue enviado a una gira a través del país que llevó un CL-84-1 a Washington DC , donde aterrizó en el jardín de la Casa Blanca, Norfolk, Virginia , la Base de la Fuerza Aérea Edwards y, finalmente, realizó pruebas completas en el USS  Guam .. El CL-84-1 funcionó a la perfección, demostrando versatilidad en una amplia gama de funciones a bordo, incluido el despliegue de tropas, la vigilancia por radar y la guerra antisubmarina. Podría realizar una transición de ala desde cero y acelerar a 100 nudos (190 km/h) en 8 segundos. ^[8]

La potencia del CL-84-1 como plataforma de armas se ilustró dramáticamente en una película promocional de Canadair. Equipado con una vaina General Electric SUU 11A/A con una ametralladora de 7,62 mm , Adkins mantuvo una posición estable mientras disparaba contra un objetivo terrestre. La pistola "Gatling" giratoria de seis cañones entregó 3.000 disparos por minuto. ^[9]

Las pruebas tripartitas continuas realizadas por pilotos de evaluación de Canadá, EE. UU. (Marina/Marina) y RAF en el Centro de pruebas experimentales del río Patuxent de la Marina de EE. UU. demostraron que el CL-84-1 era un avión multimisión adecuado. El teniente de vuelo de la RAF , Ron Ledwidge, se convirtió en el primero en hacer una transición descendente de vuelo estacionario a vuelo convencional y de regreso a vuelo estacionario mientras estaba en instrumentos.

El 8 de agosto de 1973, el primer CL-84-1 se perdió cuando se produjo una falla catastrófica en la caja de cambios de la hélice izquierda en un ascenso de máxima potencia. Los pilotos de la Marina de los EE. UU. y la Marina de los EE. UU. a bordo se expulsaron de manera segura. Los representantes de Canadair investigaron y registraron que toda la hélice y la estructura de soporte de la caja de cambios se habían roto durante el ascenso. El segundo CL-84-1 ( CX8402 ) se envió rápidamente a Estados Unidos para completar las pruebas de Fase 2 a bordo del USS  Guadalcanal . Frente a las condiciones de tormenta de vendaval, el "84" realizó tareas como transportar tropas y "vuelo a ciegas". Las pruebas de las fases 3 y 4 continuaron inmediatamente después, pero, a pesar de las críticas positivas de más de 40 pilotos, el CL-84-1 no ganó ningún contrato de producción. ^[10]

Cancelación [ editar ]

El final de la guerra de Vietnam significó una reducción de los requisitos militares, pero el diseñador de Canadair, Fred Phillips, era consciente de otros factores que gravitaban contra el "84". El primero y más crucial fue el factor "NBH" (no construido aquí); Canadá lo había superado con otras ventas al ejército de EE. UU., pero De Havilland Canada Beaver , Otter y Caribou se perfilaban como excepciones a la regla.

Canadair había intentado sin éxito vender el avión a otros países, incluidos Alemania , Holanda , Italia , Escandinavia y el Reino Unido , sin que se realizaran pedidos.

Se había construido un prototipo y tres aviones de evaluación. Los tres CL-84 que volaron hicieron un total de más de 700 vuelos y fueron pilotados (además de los pilotos de prueba de Canadair) por 36 pilotos de agencias civiles y militares de Canadá, Reino Unido y Estados Unidos.

Aeronaves en exhibición [ editar ]

 

Canadair CL-84 Dynavert Número de serie CX8402 en exhibición en el Museo de Aviación de Canadá en Ottawa, Ontario

 

CL-84-03 CX8403 en la colección del Museo de Aviación del Oeste de Canadá , Winnipeg .

Los dos CL-84 restantes terminaron en museos. CX8402 reside en el Museo de Aviación de Canadá ^[11] en Ottawa junto al Avro Arrow .

El CX8403 nunca voló y fue donado al Museo Real de Aviación del Oeste de Canadá . Enviado en dos secciones principales, fuselaje y alas, el último CL-84 nunca ha sido restaurado y solo el fuselaje y partes del ala se exhiben en la galería principal. ^[12]

Especificaciones (CL-84-1) [ editar ]

Datos de Jane's All The World's Aircraft 1971–72 ^[13]

Características generales

• Tripulación: 2
• Capacidad: 12 pasajeros
• Longitud: 47 pies 3,5 pulgadas (14,415 m)
• Envergadura: 34 pies 4 pulgadas (10,46 m)
• Altura: 14 pies 3 pulgadas (4,34 m)
• Área del ala: 233,3 pies cuadrados (21,67 m ² )
• Perfil aerodinámico : NACA 63 ₃ -418
• Peso vacío: 8417 lb (3818 kg)
• Peso máximo al despegue: 14 500 lb (6577 kg) (STOL), 12 600 lb (5710 kg) (VTOL)
• Ancho máximo sobre las puntas de la hélice: 34 pies 8 pulgadas (10,56 m)
• Altura máxima sobre las hélices durante la inclinación del ala: 17 pies 1½ pulgadas (5,22 m)
• Planta motriz: 2 × turbinas de eje Lycoming T53 , 1500 shp (1100 kW) cada una
• Diámetro del rotor principal: 4,27 m (14 pies 0 pulg.)
• Hélices: 4 palas, 14 pies 0 pulg (4,27 m) de diámetro

Actuación

• Velocidad máxima: 321 mph (517 km / h, 279 nudos)
• Velocidad de crucero: 301 mph (484 km/h, 262 nudos)
• Nunca exceda la velocidad : 415 mph (668 km/h, 361 nudos)
• Alcance: 421 mi (678 km, 366 nmi) con combustible de ala máximo, VTOL y 10% de reservas
• Velocidad de ascenso: 4200 pies/min (21 m/s)
• Carga del disco : 195 kg/m ^2 [14]
• Carga de potencia: 1,35 kg/kW ^[14]

[alquimista112 3.447]

 

 

Curtiss Wright X-19

El Curtiss-Wright X-19 , designación de la compañía Modelo 200 , fue un avión de rotor basculante experimental estadounidense de principios de la década de 1960. Se destacó por ser el último avión de cualquier tipo fabricado por Curtiss-Wright.

 

X-19 en vuelo estacionario
Role	Avión VTOL experimental
origen nacional	Estados Unidos
Fabricante	Curtiss-Wright
Primer vuelo	noviembre de 1963
Estado	Cancelado
Número construido	2

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

En marzo de 1960, Curtiss-Wright Corporation desarrolló el X-100, un prototipo de un nuevo avión de transporte de despegue vertical. El X-100 tenía un solo motor de turboeje , que propulsaba dos hélices basculantes, mientras que en la cola, las boquillas giratorias usaban los gases de escape del motor para brindar control adicional para vuelo estacionario o lento. Aunque a veces se clasifica como un avión de rotor basculante, el diseño difería de los diseños de rotor basculante Bell VTOL XV. El X-19 utilizó hélices de sustentación radial especialmente diseñadas, en lugar de rotores similares a los de un helicóptero, para el despegue vertical y aumentar la sustentación proporcionada por las estructuras de las alas. ^[1]

A partir del X-100, Curtiss-Wright desarrolló el X-200 más grande, del cual la Fuerza Aérea de los Estados Unidos ordenó dos prototipos denominados X-19A.

El X-19 tenía alas delanteras y traseras en tándem de montaje alto . Cada ala tenía dos hélices de 4,0 m (13 pies) que se podían girar 90 grados, lo que permitía que la aeronave despegara y aterrizara como un helicóptero . Las hélices eran impulsadas por dos motores turboeje Avco Lycoming T55-L-5 montados en el fuselaje . ^[2]

Historial operativo [ editar ]

El primer vuelo del X-19 tuvo lugar en noviembre de 1963 (otras fuentes dan el 26 de junio de 1964). Se pretendía que el X-19 se convirtiera en un avión de transporte VTOL. Sin embargo, el primer X-19 fue destruido en un accidente el 25 de agosto de 1965, sin pérdida de vidas, y el programa se canceló posteriormente; el segundo prototipo nunca se completó. ^[3] El segundo prototipo del X-19 se encuentra actualmente almacenado en las instalaciones de restauración del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en Dayton, Ohio . ^[4]

La transmisión de potencia, los requisitos de potencia a peso , la transición del modo de vuelo y el control multieje hacen que el diseño de aeronaves VTOL sea mucho más problemático que el diseño convencional de ala fija e incluso el diseño de helicópteros. Al igual que la mayoría de los aviones de inclinación pioneros, la complejidad aerodinámica del cabeceo, balanceo y guiñada acoplados y el torque, particularmente en la transición del despegue vertical al vuelo horizontal, hizo que el diseño del X-19 fuera extremadamente desafiante. En última instancia, las debilidades en las cajas de engranajes de transmisión de potencia provocaron fallas. Debido a la complejidad del diseño, los aviones VTOL con rotor basculante no entraron en servicio operativo hasta la introducción del Bell-Boeing V-22 Osprey en 2007.

Especificaciones (X-19) [ editar ]

 

El X-19 en 1963.

Datos de Jane's all the World's Aircraft 1965–66 ^[5]

Características generales

• Tripulación: 2
• Capacidad: 4 pax / 5,000 lb (2,300 kg) máximo

3.910 libras (1.770 kg) VTOL

• Longitud: 44 pies 5 pulgadas (13,54 m)
• Envergadura: alerón trasero de 23 pies 6 pulgadas (7,16 m)

Ala delantera de 5,9 m (19,5 pies)

• Ancho: 34 pies 6 pulgadas (10,52 m) de punta de hélice a punta de hélice en el alerón trasero
• Altura: 17 pies 0,25 pulgadas (5,1880 m)
• Área del ala: 56,1 pies cuadrados (5,21 m ² ) ala delantera

Ala trasera de 98,5 pies cuadrados (9,15 m ^{2 )}

• Peso vacío: 9750 lb (4423 kg)
• Peso máximo al despegue: 14.750 lb (6.690 kg) CTOL

13.600 libras (6.200 kg) VTOL

• Capacidad de combustible: 4790 lb (2170 kg) de combustible máximo
• Planta motriz: 2 × motores turbohélice Lycoming T55-L-7 , 2650 shp (1980 kW) cada uno
• Hélices: hélices de fuerza de elevación radial Curtiss-Wright de plástico reforzado con vidrio de 3 palas , 13 pies 0 pulg (3,96 m) de diámetro

1.203 rpm para despegue; crucero de 955 rpm

Actuación

• Velocidad máxima: 400 nudos (460 mph, 740 km / h) a 20 000 pies (6100 m)
• Velocidad de crucero: 347,6 nudos (400,0 mph, 643,8 km / h) a 15.000 pies (4.600 m)
• Alcance: 450 nmi (520 mi, 830 km) con 1000 lb (450 kg) de carga útil VTOL

638,7 nmi (735,0 mi; 1182,9 km) con 1000 lb (450 kg) de carga útil CTOL

• Tasa de ascenso: 3.930 pies / min (20,0 m / s) al nivel del mar y 13.660 lb (6.200 kg) AUW

[alquimista112 3.447]

 

 

 

Kamov Ka-22

El Kamov Ka-22 Vintokryl (ala de rotor, o literalmente, ala de tornillo (de aire)) ( cirílico : Камов Ка-22 Винтокрыл ) ( nombre de informe de la OTAN : Hoop ) fue un helicóptero desarrollado por Kamov para la Fuerza Aérea Soviética . El avión de transporte experimental combinó las capacidades de un helicóptero para despegue y aterrizaje vertical con las de un avión de ala fija para crucero. El Ka-22 llevaba una gran carga útil, con una bodega comparable en tamaño a la del Antonov An-12.. El Ka-22 estableció ocho récords mundiales de altitud y velocidad en su clase, ninguno de los cuales se ha batido desde entonces. ^[

 

Role	Transporte girodino
origen nacional	Unión Soviética
Fabricante	Kámov
Diseñador	Vladímir Barshevski
Primer vuelo	15 de agosto de 1959
Jubilado	12 de agosto de 1964
Número construido	4

 

Desarrollo [ editar ]

Para aumentar el alcance efectivo de un helicóptero, el diseñador de Kamov, Vladimir Barshevsky , elaboró un diseño para un helicóptero con alas y un sistema de propulsión de avión. En 1954 se acordó una propuesta para producir tres Ka-22. El programa se retrasó y el 28 de marzo de 1956 se cancelaron los prototipos 2 y 3. El Ka-22 despegó por primera vez del suelo el 17 de junio de 1959 y realizó su primer vuelo sin ataduras el 15 de agosto de 1959. Se encontraron serias dificultades de control, lo que llevó a posponer las órdenes hasta que se resolvieron los problemas, y en julio de 1960 se recibió una orden. para fabricar tres Ka-22 más.

Diseño [ editar ]

El Ka-22 era, en esencia, un avión de ala fija con rotores colocados sobre las puntas de las alas. Se montó un motor en cada punta de ala, con accionamiento tanto para una hélice de tractor de cuatro palas como para un rotor principal de cuatro palas. El prototipo original estaba propulsado por motores Kuznetsov TV-2VK de 5.900 shp , aunque estos fueron reemplazados más tarde por el Soloviev D-25VK de 5.500 shp . ^{[ cita requerida ]}El fuselaje contenía una cabina de tres asientos sobre el morro acristalado y un área de carga principal lo suficientemente grande como para contener 80 asientos o 16,5 toneladas de carga. Toda la nariz podría abrirse a estribor para cargar artículos voluminosos. En modo helicóptero, la transmisión de la hélice se desconectó y los flaps se bajaron a 90 grados. En el modo de ala fija, los rotores de elevación estaban libres para girar y la aeronave estaba controlada por los alerones y las superficies de cola. Se arregló el tren de aterrizaje de dos ruedas.

Historial operativo [ editar ]

Durante su corta historia operativa, el Ka-22, pilotado por DK Yefremov y VV Gromov, estableció un total de ocho récords mundiales . ^[2] El 7 de octubre de 1961, con polainas sobre las ruedas y un carenado detrás de la cabina, se estableció un récord de velocidad de clase en 356,3 km/h. Luego se quitaron las polainas y el carenado y el 24 de noviembre de 1961 se elevó una carga útil de 16.485 kg a 2.557 m.

El 28 de agosto de 1962, mientras se encontraba en una parada intermedia durante un vuelo en ferry a Moscú para las pruebas de aceptación, el Ka-22 01-01 volcó hacia la izquierda y se estrelló invertido, matando a toda la tripulación. Se descubrió que la causa era el varillaje de control de paso colectivo del rotor de estribor, y una inspección posterior encontró que dos de los otros tres Ka-22 sufrían problemas similares. ^[3] Posteriormente, para mejorar la estabilidad y el control, se instaló un complejo piloto automático diferencial. Esto detectó la actitud y las aceleraciones angulares, y se introdujo en el sistema de control.

El 12 de agosto de 1964, mientras participaba en las pruebas de la Fuerza Aérea Soviética , el 01-03 fue destruido. La aeronave entró en un giro incontrolado a la derecha y, en un esfuerzo por corregir, el Ka-22 se lanzó en picado. Se dio la orden de abandonar la aeronave y tres tripulantes sobrevivieron, pero el coronel SG Brovtsev, que volaba, y el técnico AF Rogov, murieron. ^[3]

Después de esto, el Ka-22 fue abandonado, y el Mil Mi-6 ya había asumido el papel de helicóptero pesado. Finalmente, las dos máquinas supervivientes, 01-02 y 01-04, fueron desechadas. El Ka-22 solo fue visto una vez por observadores occidentales durante la Guerra Fría durante una exhibición del Día de la Aviación en Moscú el 9 de julio de 1961. ^[4]

Especificaciones (Ka-22) [ editar ]

 

Kamov Ka-22

Datos de ^[3]

Características generales

• Capacidad: 100 pasajeros
• Longitud: 27 m (88 pies 7 pulgadas)
• Envergadura: 22,5 m (73 pies 10 pulgadas) de ala fija
• Área del ala: 105 m ² (1130 pies cuadrados)
• Peso vacío: 28.200 kg (62.170 libras)
• Peso bruto: 35.500 kg (78.264 libras) VTO
• Peso máximo al despegue: 42.500 kg (93.696 lb) STO
• Planta motriz: 2 × motores turboeje Soloviev D-25VK, 4045 kW (5424 hp) cada uno
• Diámetro del rotor principal: 2 × 20 m (65 pies 7 pulgadas)
• Área del rotor principal: 795,2 m ² (8559 pies cuadrados) en total
• Hélices: Hélices de paso variable de 4 palas

Actuación

• Velocidad máxima: 375 km/h (233 mph, 202 nudos)
• Alcance: 450 km (280 mi, 240 nmi)
• Techo de servicio: 5500 m (18 000 pies)

[alquimista112 3.447]

 

 

 

 

Kamov Ka-35

El Kamov Ka-35 (o Ka-31SV/Ka-252SV) es el helicóptero portador de radar de alerta temprana ruso más nuevo . El Ka-35 ha pasado todas las pruebas y ha sido autorizado para el servicio. Está equipado con una antena giratoria orientada lateralmente del complejo L381. A fines de octubre de 2016, el helicóptero se desplegó en Siria.