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

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Mil V-12

El Mil V-12 ( nombre de informe de la OTAN : Homer ), dado el número de proyecto Izdeliye 65 ("Artículo 65"), es el helicóptero más grande jamás construido. ^[1] [2] La designación " Mi-12 " habría sido el nombre del helicóptero de producción y no se aplicó a los prototipos V-12

 

Mil V-12 en el aeropuerto de Groningen en 1971
Role	Helicóptero de carga pesada
Fabricante	Oficina de Diseño Mil
Primer vuelo	(27 de junio de 1967 - salto fallido) 10 de julio de 1968 - primer vuelo exitoso
Estado	Prototipos probados, cancelados
Usuario principal	Unión Soviética
Número construido	2

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

Los estudios de diseño para un helicóptero gigante se iniciaron en Mil OKB en 1959, recibiendo la aprobación oficial en 1961 por el GKAT ( Gosudarstvenny Komitet po Aviatsionnoy Tekhnike - Comité Estatal de Tecnología Aeronáutica) instruyendo a Mil para desarrollar un helicóptero capaz de levantar 20 a 25 toneladas ( 22 a 28 toneladas cortas). La directiva GKAT fue seguida por una especificación más detallada para el V-12 con dimensiones de bodega similares al Antonov An-22 , destinado a levantar elementos importantes de material de combate , así como misiles balísticos intercontinentales (ICBM) 8K67 , 8K75 y 8K82 . . ^[3]

Las limitaciones de diseño obligaron a Mil a adoptar un sistema de doble rotor, pero los estudios de diseño de un diseño en tándem, similar al Boeing CH-47 Chinook , revelaron problemas importantes. Los diseños de un solo rotor también estudiados demostraron ser inviables, lo que llevó al diseño transversal elegido para el artículo terminado. ^[3]

El sistema de rotor transversal del V-12, que elimina la necesidad de un rotor de cola, consta de dos sistemas de transmisión Mil Mi-6 completos con rotores montados en las puntas de las alas cónicas inversas de aproximadamente 30 m (100 pies) de envergadura. Aunque Mil lo utilizó por primera vez, el sistema transversal había sido utilizado por varios de los primeros helicópteros, incluidos el convertible Focke-Wulf Fw 61 , Focke-Achgelis Fa 223 Drache y Kamov Ka-22 Vintokryl . ^[3]

 

Mil V-12 en el Museo de la Fuerza Aérea Central

 

Cabina inferior de Mil V-12

 

Cabina superior de Mil V-12

La construcción del primer prototipo V-12, después de pruebas exhaustivas con plataformas de prueba y maquetas que incluían un sistema de transmisión completo, comenzó en Panki en 1965. El fuselaje era en gran parte convencional, utilizando métodos de construcción de piel estresada con piezas de alta resistencia mecanizadas a partir de sólidos. bloques de metal El gran fuselaje acomodaba la cabina y la sección de tripulación de 28,15 m × 4,4 m × 4,4 m (92 pies 4 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas) en el morro extremo, que albergaba a un piloto, copiloto, ingeniero de vuelo y eléctrico. ingeniero en la cabina inferior, con el navegador y el operador de radio en la cabina superior. ^[3]

En el extremo de popa del fuselaje, el acceso a la cabina se obtiene mediante grandes puertas plegables y una rampa de carga desplegable con gatos de soporte retráctiles incorporados. Las puertas en el fuselaje también dan acceso a la bodega de carga: dos en el lado de estribor y tres en el lado de babor. Encima del fuselaje trasero hay una aleta y un timón muy grandes, con un plano de cola de tamaño moderado con diedro equipado con aletas de placa final (no instaladas para el primer vuelo). ^[3]

El tren de aterrizaje fijo consta de grandes unidades de ruedas principales pareadas sobre amortiguadores oleoneumáticos con palanca montados en la unión de un sistema de puntales que soporta los sistemas de rotor y las alas y conectado al fuselaje central mediante una estructura de puntales de trípode con la pata de morro unida a popa. de la sección de tripulación. Un par de ruedas protectoras están montadas en la parte trasera de la quilla del fuselaje y las almohadillas de soporte fijas aseguran que la rampa de carga se extienda al ángulo correcto. Largos puntales reforzados también conectaban las unidades de transmisión al fuselaje trasero por delante de la aleta. El manejo de la carga se realiza mediante montacargas o polipastos eléctricos sobre vigas viajeras. ^[3]

El sistema de potencia y las alas están montados sobre el fuselaje central con ejes de interconexión que garantizan la sincronización de los rotores principales que se superponen unos 3 m (10 pies). Las pérdidas por arrastre y sustentación son reducidas por las alas cónicas inversas con una cuerda mínima en las regiones de flujo descendente más fuerte. Los ejes de interconexión también aseguraron una distribución de elevación simétrica en caso de falla del motor. Para optimizar el control en balanceo y guiñada, los rotores están dispuestos para girar en direcciones opuestas con el rotor de babor girando en el sentido contrario a las agujas del reloj y el rotor de estribor girando en el sentido de las agujas del reloj, asegurando que las palas que avanzan pasen sobre el fuselaje. ^[3]

Cada unidad de potencia consta de dos motores de turboeje Soloviev D-25VF montados debajo de las cajas de engranajes principales, cada uno de los cuales impulsa rotores de cinco palas de 35 m (115 pies) de diámetro y sus ejes de sincronización que van de punta a punta del ala. Cada módulo de motor emparejado tiene grandes paneles de acceso que se abren para el acceso de mantenimiento y también forman plataformas para que operen las cuadrillas de servicio. ^[3]

El control del V-12 presentó varios problemas a los diseñadores e ingenieros debido al gran tamaño y al diseño del rotor. El piloto y el copiloto se sentaron en la cabina de vuelo inferior con una amplia extensión de ventanas para brindar una excelente visibilidad. Usando la palanca cíclica convencional, la palanca colectiva y los pedales de timón, los pilotos ingresan sus comandos de manera convencional. El control de balanceo se realiza mediante el cambio de paso colectivo diferencial en los rotores izquierdo y derecho, lo que garantiza que se genere suficiente sustentación para evitar un hundimiento involuntario. La guiñada en vuelo estacionario o bajas velocidades de aire se logra inclinando los discos del rotor hacia adelante y hacia atrás de manera diferencial según la dirección de guiñada requerida. A velocidades de aire más altas, el control diferencial del rotor se reemplaza gradualmente por el gran timón aerodinámico en la aleta. El ascenso y el descenso están controlados por la palanca colectiva aumentando o disminuyendo el paso de ambos rotores simultáneamente. Los grandes elevadores en el plano de cola ayudan a controlar la actitud del fuselaje y reaccionan a los momentos de cabeceo del ala y la variación en el ángulo del disco del rotor.

El sistema de control es complejo debido al gran tamaño de la aeronave y la necesidad de compensar la deformación aeroelástica de la estructura, así como las cargas de fricción muy grandes de las barras de control, palancas, etc. Para mantener las fuerzas de control que sienten los pilotos como mínimo, el sistema de control tiene tres etapas distintas. La etapa uno es el control mecánico directo de las fuerzas de entrada del piloto que se alimentan a un sistema de control de potencia intermedia de segunda etapa con impulsores hidráulicos de baja potencia que transfieren los comandos a la etapa tres, los actuadores de control de acción rápida de alta potencia en las cajas de engranajes principales que operan los platos cíclicos. directamente.

Historial operativo [ editar ]

La construcción del primer prototipo se completó en 1968. Un primer vuelo el 27 de junio de 1967 terminó prematuramente debido a oscilaciones causadas por problemas de control; un juego de ruedas principales hizo contacto con el suelo con fuerza, reventó un neumático y dobló el cubo de la rueda. La causa de las oscilaciones resultó ser una amplificación armónica de las vibraciones en el suelo de la cabina que retroalimentaba a la columna de control cuando se ingresaba una demanda de balanceo en la palanca cíclica. La prensa occidental informó ampliamente pero erróneamente que el avión había sido destruido. ^[3]

El primer prototipo, que recibió el registro SSSR-21142, realizó su primer vuelo el 10 de julio de 1968 desde la plataforma de la fábrica Mil en Panki hasta las instalaciones de vuelo de prueba Mil OKB en Lyubertsy . En febrero de 1969, el primer prototipo levantó una carga útil récord de 31 030 kg (68 410 lb) a 2951 m (9682 pies). ^[4] El 6 de agosto de 1969, el V-12 levantó 44 205 kg (97 455 lb) a una altura de 2255 m (7398 pies), también un récord mundial . ^[5]

El segundo prototipo también se ensambló en las instalaciones de producción experimental de Mil en Panki, pero permaneció en el taller durante un año completo a la espera de los motores, y voló por primera vez en marzo de 1973 desde Panki a las instalaciones de prueba de vuelo en Lyubertsy. Curiosamente el segundo prototipo también fue registrado SSSR-21142. ^[3]

El prototipo de V-12 superó sus especificaciones de diseño, estableciendo numerosos récords mundiales que aún se mantienen en pie, y trajo a sus diseñadores numerosos premios, como el prestigioso Premio Sikorsky otorgado por la Sociedad Estadounidense de Helicópteros por logros sobresalientes en tecnología de helicópteros. El diseño del V-12 fue patentado en Estados Unidos, Reino Unido y otros países. ^[3]

 

Ilustración de vista lateral

A pesar de todos estos logros, la Fuerza Aérea Soviética se negó a aceptar el helicóptero para pruebas de aceptación estatal por muchas razones, siendo la principal que la misión prevista más importante del V-12 ya no existía, es decir, el despliegue rápido de misiles balísticos estratégicos pesados. Esto también condujo a una reducción en la producción de Antonov An-22 . ^[3]

En mayo-junio de 1971, el primer prototipo V-12 SSSR-21142 realizó una serie de vuelos sobre Europa que culminaron con una aparición en el 29º Salón Aeronáutico de París en Le Bourget con el código de exhibición H-833.

 

V-12 No.1 en la planta de helicópteros Mil en Panki. Tenga en cuenta que se quitan las palas del rotor.

Todo el desarrollo del V-12 se detuvo en 1974. El primer prototipo permaneció en la planta de helicópteros Mil Moscow en Panki - Tomilino , distrito de Lyuberetsky cerca de Moscú y todavía está allí hoy (7 de marzo de 2017) a 55 ° 40′2 ″ N 37 °55′56″E . ^[6] [7] El segundo prototipo fue donado al Museo de la Fuerza Aérea Central 50 km (30 millas) al este de Moscú para exhibición pública.

Récords mundiales [ editar ]

Los registros están certificados por la Fédération Aéronautique Internationale . ^[8] El primer prototipo V-12 ha obtenido ocho récords mundiales, cuatro de los cuales aún están vigentes, en la clase general FAI E1 para helicópteros propulsados por motores de turbina. La aeronave estaba tripulada por:

22 de febrero de 1969

Piloto - Vasili Kolochenko

Tripulación: LV Vlassov, VV Journaliov, VP Bartchenko, SG Ribalko, AI Krutchkov

6 de agosto de 1969

Piloto - Vasili Kolochenko

Tripulación: LV Vlassov, VV Juravlev, VP Bartchenkov, SG Ribalko, AI Krutchkov

Fecha	Registrar descripción	Logro	Actual
22 de febrero de 1969	Altitud con 15 000 kg (33 000 lb) de carga útil	2.951 m (9.682 pies)	No [9]
22 de febrero de 1969	Altitud con 20 000 kg (44 000 lb) de carga útil	2.951 m (9.682 pies)	No [10]
22 de febrero de 1969	Altitud con 25 000 kg (55 000 lb) de carga útil	2.951 m (9.682 pies)	No [11]
22 de febrero de 1969	Altitud con 30 000 kg (66 000 lb) de carga útil	2.951 m (9.682 pies)	sí [12]
22 de febrero de 1969	Carga máxima hasta 2000 m (6600 pies)	31.030 kg (68.410 libras)	No [13]
6 de agosto de 1969	Altitud con 35 000 kg (77 000 lb) de carga útil	2255 m (7398 pies)	sí [14]
6 de agosto de 1969	Altitud con 40 000 kg (88 000 lb) de carga útil	2255 m (7398 pies)	sí [15]
6 de agosto de 1969	Carga máxima hasta 2000 m (6600 pies)	40.204 kg (88.635 libras)	No [16]

Variantes [ editar ]

V-12

Designación OKB de los dos prototipos de la versión de producción Mi-12 propuesta. ^[3]

Mi-12

Designación reservada para la versión de producción esperada. ^[3]

Mi-12M

Un refinamiento adicional propuesto del V-16 con dos turboejes Soloviev D-30V (V - Vertolyotny - helicóptero) de 15.000 kW (20.000 hp) que impulsan rotores de seis palas, para transportar 20.000 kg (44.000 lb) a lo largo de 500 km (310 mi) o 40.000 kg (88.000 lb) en 200 km (120 mi). El Mi-12M se canceló en la etapa de maqueta cuando se canceló el programa de desarrollo del V-12. ^[3]

Especificaciones (V-12) [ editar ]

Datos de los helicópteros de carga pesada de Mil: Mi-6, Mi-10, V-12 y Mi-26, ^[3] Jane's All The World's Aircraft 1975-76 ^[17]

Características generales

• Tripulación: 6 (piloto, copiloto, ingeniero de vuelo, electricista, navegante, operador de radio)
• Capacidad: 196 pasajeros

normales 20.000 kg (44.000 libras)

máximo 40.000 kg (88.000 libras)

• Longitud: 37 m (121 pies 5 pulgadas)
• Envergadura: 67 m (219 pies 10 pulgadas) entre rotores
• Altura: 12,5 m (41 pies 0 pulgadas)
• Peso vacío: 69.100 kg (152.339 libras)
• Peso bruto: 97.000 kg (213.848 libras)
• Peso máximo al despegue: 105 000 kg (231 485 lb)
• Compartimento de carga: 28,15 × 4,4 × 4,4 m (92 pies 4 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas)
• Planta motriz: 4 × motores turboeje Soloviev D-25VF , 4800 kW (6500 shp) cada uno de 26 000 HP en total
• Diámetro del rotor principal: 2 × 35 m (114 pies 10 pulgadas)
• Área del rotor principal: 962 m ² (10 350 pies cuadrados) dos rotores de 5 palas ubicados transversalmente, el área es por rotor (1 924 m2 de área total)

Actuación

• Velocidad máxima: 260 km/h (160 mph, 140 nudos)
• Velocidad de crucero: 240 km/h (150 mph, 130 nudos)
• Alcance: 500 km (310 mi, 270 nmi)
• Alcance del ferry: 1000 km (620 mi, 540 nmi) con tanques de combustible externos
• Techo de servicio: 3500 m (11 500 pies)
• Carga del disco: 50,5 kg/m ² (10,3 lb/sq ft) en peso bruto
• Techo flotante en efecto suelo: 600 m (2000 pies)
• Techo flotante fuera del efecto suelo: 10 m (33 pies)

aviónica

• Piloto automático AP-44
• PILOTO AUTOMÁTICO EXPERIMENTAL VUAP-2
• Radar meteorológico y de navegación ROZ-1 Lotsiya

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VERTIJET

 

El VertiJet es un autogiro de despegue y aterrizaje vertical (VTOL) de alta velocidad y largo alcance (consulte a continuación una lista de definiciones de términos relacionados con el autogiro). El VertiJet es una adaptación de una combinación del Rotodyne británico y el Skyworks Heliplane de la Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada de Defensa (DARPA-USA). El Heliplane fue un proyecto financiado por DARPA y el VertiJet estará dirigido al mercado de aviones de negocios civiles.

El VertiJet de Skyworks Aeronautics tiene alas fijas y una pala giratoria principal. Las palas del rotor pueden estar sin motor y rotar automáticamente para una elevación sostenida de la aeronave durante el vuelo hacia adelante y el aterrizaje. O bien, las palas del rotor se pueden impulsar con tipjets durante cortos períodos de tiempo y permitir que la aeronave despegue verticalmente como un helicóptero. Al igual que el Heliplane, el VertiJet tendrá una velocidad máxima proyectada de 400 mph (644 km/h), un alcance de 1000 nm (1800 km), transportará una carga útil de 1000 lb (454 kg), albergará de 4 a 6 pasajeros y uno ( 1) piloto.

El rotor de autorrotación elimina piezas pesadas, costosas y complicadas del helicóptero, como la transmisión y los varillajes de las palas del rotor, lo que también reduce los costos de compra y mantenimiento. Si los motores fallan durante el vuelo, las palas del rotor principal de rotación automática permiten que la aeronave descienda verticalmente para un aterrizaje seguro. El vehículo utiliza dos motores de turbina de gas Williams o posiblemente puede tener una opción para una fuente de energía eléctrica híbrida.

Lo que vamos a resolver son dos tercios de los requisitos de aviación del mundo. Nadie ha prestado atención a las dos terceras partes del mundo sin infraestructura, sin mano de obra educada: los autogiros están construidos para eso. Es extraordinariamente amplio lo que este avión puede hacer. La gente debe dejar de comparar los autogiros con el helicóptero. El autogiro es un avión que no necesita pista. El mercado no es para sacar helicópteros.

—Director del Comité Ejecutivo de Skyworks Aeronautics, brigadier retirado de la Fuerza Aérea de EE. UU. General John Michel (parafraseado)

"El rotor solo proporciona sustentación, no propulsión. Con un helicóptero, haces girar el rotor con una transmisión y mecanismos antitorque que consumen mucha energía. En un helicóptero, estás perdiendo [tanto como] 20 al 30 % de su potencia para contrarrestar el torque", dice Don Woodbury, asesor principal de tecnología de Skyworks Aeronautics. Los rotores de girocóptero de giro lento son más eficientes que las palas de rotor de helicóptero de potencia constante en vuelo de crucero. Según Woodbury, la resistencia aumenta proporcionalmente al cuadrado de la velocidad del rotor y el rotor del autogiro normalmente gira solo dos tercios de la velocidad de un helicóptero.

Sin embargo, la floreciente comunidad de autogiros deportivos en la década de 1980 sufrió una alta tasa de accidentes, en gran parte atribuida a un diseño deficiente. Según Dave Groen, "En realidad, había muy poca comprensión real de la ciencia detrás del vuelo autorrotativo sostenido". Los análisis mostraron que los peores errores de diseño en autogiros propensos a accidentes de otros fabricantes estaban en la mala ubicación de los vectores de empuje del rotor y la hélice en relación con el centro de gravedad de la aeronave. Groen diseñó el SparrowHawk estable de no intervención para solucionar los problemas de seguridad de los autogiros en kit.

El rendimiento de autorrotación de emergencia mejoró drásticamente al poder cambiar el paso colectivo durante el descenso. El control de paso colectivo podría mejorar la seguridad del autogiro, especialmente en maniobras de menos de 1G. El paso colectivo también permite que los autogiros giren en el suelo con un paso plano, almacenen energía en el rotor y despeguen verticalmente con una entrada colectiva rápida a medida que la aeronave acelera. Además, proporciona un medio para optimizar la velocidad del rotor para una mayor eficiencia de crucero.

Beneficios y características del autogiro:

• Una aeronave menos compleja que se traduce en menor costo de compra, menor costo operativo, menor costo de mantenimiento, menor peso de la aeronave, aumenta la disponibilidad de la aeronave, aumenta la eficiencia, aumenta el alcance y aumenta la resistencia (horas en el aire)
• No se necesita pista
• El pilotaje se simplifica
• Es un avión muy estable.
• Seguridad inherente, no puede detenerse y puede aterrizar de manera segura en caso de que no haya energía

El VertiJet puede despegar y aterrizar como un avión de ala fija con un rotor sin motor, como un helicóptero con el rotor principal alimentado por tipjets, o usar las alas y el rotor principal motorizado al mismo tiempo. Skyworks prevé que el VertiJet sea utilizado por pasajeros que normalmente comprarían un jet de negocios pero que quieren una aeronave que cueste menos comprar, menos mantener, pero con la función adicional de vuelo VTOL. Queda por ver si este es o no el diseño final del avión.

El VertiJet está adaptado de este avión en la foto, llamado Heliplane

Skyworks Verti Jet

Skyworks Verti Jet

Especificaciones:

• Tipo de aeronave: Gyrodyne con opciones de turbina e híbrido-eléctrico.
• Piloto: 1
• Capacidad: 4-6 pasajeros
• Velocidad de crucero: 400 mph (644 km/h)
• Autonomía: 1.000 millas (1.609 km)
• Carga útil: 1000 libras (454 kg)
• Fuente de energía: 2 motores de turbina de gas Williams (posible fuente de energía eléctrica híbrida en el futuro)
• Vuelo hacia adelante: motores de turbina (posiblemente ventiladores eléctricos en el futuro)
• Rotor: Rotor autorrotativo de giro lento sin motor para elevación
• Ala: ala cónica baja
• Cola: botavara de cola gemela montada en las alas
• Tren de aterrizaje: retráctil
• Características de seguridad: si se produce un corte de energía, puede aterrizar con seguridad al suelo. Es menos complejo que un helicóptero, lo que reduce la probabilidad de fallas mecánicas.

 

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Eurocopter X3

El Eurocopter X3 es un prototipo de helicóptero híbrido de alta velocidad que realizó su primer vuelo el 6 de septiembre de 2010 después de dos años y medio de investigaciones. El demostrador X3 está equipado con dos motores turboeje que impulsan un rotor principal de cinco palas y dos hélices instaladas en unas pequeñas alas fijas. Este sistema de propulsión ofrece la velocidad de un avión turbohélice además de todas las capacidades propias de un helicóptero.¹ El objetivo del proyecto es conseguir un aparato que pueda alcanzar velocidades máximas de 420 km/h —los helicópteros actuales más rápidos alcanzan como máximo 370 km/h

Eurocopter X3 en la Exhibición Aeroespacial Internacional de 2012.
Tipo	Prototipo de helicóptero de alta velocidad
Fabricante	Eurocopter
Primer vuelo	6 de septiembre de 2010
Estado	Retirado
N.º construidos	1
Desarrollo del	Eurocopter EC155

 

 Francia

Propulsión[editar]

Sistema	País	Fabricante	Notas
Motor		Turbomeca	2 × Rolls-Royce Turbomeca RTM322-01/9a

Especificaciones[editar]

Referencia datos: HELI-EXPO 2009: Rolls-Royce confirms role in Eurocopter X3 programme³

 

Eurocopter X3 en una prueba de vuelo.

Características generales

• Tripulación: 2
• Planta motriz: 2× Turboeje Rolls-Royce Turbomeca RTM322.
  • Potencia: 1693 kW (2334 HP; 2302 CV) cada uno.
• Hélices: Rotor principal de 5 palas y 1 hélice montada en cada extremo de las alas.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 430 km/h (267 MPH; 232 kt)
• Velocidad crucero (V_c): 407 km/h (253 MPH; 220 kt)
• Techo de vuelo: 3810 m (12 500 ft)
• Régimen de ascenso: 25 m/s (4921 ft/min)

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Piasecki X-49

 

El Piasecki X-49 " SpeedHawk " es un helicóptero compuesto experimental de alta velocidad bimotor de cuatro palas estadounidense desarrollado por Piasecki Aircraft . El X-49A se basa en el fuselaje de un Sikorsky YSH-60F Seahawk , pero utiliza el diseño de hélice con conductos de empuje vectorial (VTDP) patentado por Piasecki e incluye la adición de alas elevadoras. El concepto del programa experimental era aplicar la tecnología VTDP a un helicóptero militar de producción para determinar cualquier beneficio obtenido mediante aumentos en el rendimiento o la carga útil.

"SpeedHawk" es un concepto de avión ^[1] basado en la aplicación de conceptos de composición X-49A a un UH-60 Black Hawk de producción que ofrece un mejor rendimiento, alcance y aumentos en la carga útil. El avión "SpeedHawk" incluye una SPU (tercer motor), un concepto de ala de gran barrido hacia adelante, una extensión de cabina de "tapón de fuselaje" de 45 pulgadas y varias otras mejoras orientadas al rendimiento y reducción de la resistencia, incluido un carenado del cubo del rotor, tren de aterrizaje aerodinámica y un sistema de control de vuelo fly-by-wire .

 

Demostrador de tecnología X-49A SpeedHawk VTDP en vuelo
Role	Helicóptero compuesto experimental de alta velocidad
Fabricante	Sikorsky (fuselaje original) Piasecki Aircraft (modificaciones y pruebas)
Primer vuelo	29 de junio de 2007
Estado	Fase 1 completa
Usuario principal	Armada de Estados Unidos
Número construido	1 prototipo
Desarrollado por	Sikorsky SH-60 Seahawk

 

Desarrollo [ editar ]

El proyecto patrocinado por la Marina de los EE. UU., con un valor de US $ 26,1 millones cuando se anunció en 2003 ($ 38,4 millones en la actualidad), consistía en un helicóptero Sikorsky YSH-60F modificado por Piasecki como banco de pruebas para validar el sistema "Vectored Thrust Ducted Propeller" (VTDP). Se convirtió un YSH-60F, propulsado por dos motores General Electric T700-GE-701C , para probar la viabilidad de VTDP.

El contrato de demostración fue otorgado por el Comando de Sistemas Aéreos Navales a Piasecki Aircraft. Además del VTDP, Piasecki instaló un ala elevadora con flaperones en el YSH-60F. ^[2]

La tecnología de helicópteros compuestos instalada por Piasecki se demostró por primera vez en las pruebas del Piasecki 16H -1 y 16H-1A “Pathfinder” a principios de la década de 1960, cuando los helicópteros volaban a velocidades de hasta 225 mph (360 km/h). El éxito del Pathfinder inspiró a otros a experimentar con la composición, lo que resultó en programas como el AH-56 Cheyenne .

En mayo de 2003, el demostrador YSH-60F/VTDP fue redesignado como X-49A . ^[3] Durante 2004, el programa X-49A VTDP pasó de la Marina de los EE. UU. al Ejército de los EE. UU . ^[4]

En 2013, se informó que Piasecki Aviation había hecho planes para usar el diseño VTDP del X-49 para su entrada en el programa Future Vertical Lift , ^[5] pero no fueron elegidos cuando ese proyecto pasó a su tecnología conjunta de funciones múltiples. Fase de demostrador (JMR-TD). ^[6]

Diseño [ editar ]

El demostrador de vuelo X-49A fue desarrollado con fondos de la Dirección de Tecnología Aplicada de Aviación del Ejército de EE. UU . para demostrar la capacidad de aumentar la velocidad de los helicópteros existentes a 200 kt (360 km/h) o más. ^[7] El demostrador de vuelo se actualizó con un ala de elevación tomada de un avión de negocios Aerostar FJ-100 . Se agregó una cola de anillo y se modificó el tren de transmisión del helicóptero para acomodar VTDP. Piasecki realizó pruebas integradas del tren motriz modificado en las instalaciones de prueba de transmisión de helicópteros de la Marina. Las alas estaban destinadas a producir sustentación para descargar el rotor, de modo que el rotor pudiera reducir la velocidad y producir menos resistencia, lo que permitía una mayor velocidad. ^[8]

Los controles de la cabina se modificaron con la adición de una anulación manual del paso de la hélice en la palanca colectiva para la cola del anillo. Este es el único cambio visible en los controles mecánicos existentes de la aeronave en la cabina. Los otros controles necesarios para operar los sistemas del helicóptero compuesto se integraron en los controles mecánicos existentes de la aeronave para reducir la carga de trabajo del piloto. El peso agregado al avión de demostración X-49A se estima en alrededor de 725 kg (1600 lb) debido al requisito ^{[ cita requerida ]} de no modificar el sistema de control mecánico existente.

Historial operativo [ editar ]

El X-49A realizó su primer vuelo el 29 de junio de 2007 ^[9] durante 15 minutos en el centro de pruebas de vuelo del condado de New Castle ( KILG ) de Boeing. ^[10] Este vuelo incluyó vuelo estacionario, giros de pedal y vuelo lento hacia adelante y hacia los lados usando el VTDP para control anti-torque, direccional y de ajuste. El proyecto X-49A ha estado en silencio desde que completó su fase de prueba inicial en 2008, con más de 80 eventos de vuelo y más de 80 horas totales registradas. ^[ 

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Piasecki 16H Pathfinder

El Piasecki 16H fue una serie de helicópteros compuestos producidos en la década de 1960. La primera versión del Pathfinder, la versión -1, voló por primera vez en 1962. El Pathfinder II similar pero más grande, el 16H-1A, se completó en 1965.

 

Buscador Piasecki 16H-1
Role	Helicóptero experimental de alta velocidad
Fabricante	Aviones Piasecki
Primer vuelo	21 de febrero de 1962 (16H-1) 15 de noviembre de 1965 (16H-1A) [1]
Usuario principal

 

 

Variantes [ editar ]

Explorador modelo 16H-1

una PWC PT6B-2 con un motor turboeje de 405 shp

Modelo 16H-1A Pathfinder II

versión más grande con un T58-GE-8 de 1250 shp (930 kW)

Modelo 16H-1C Pathfinder III

conversión propuesta del 16H-1A con un T58-GE-5 de 1500 shp (1100 kW) ^[2]

Modelo 16H-3J

Desarrollo de nueve asientos, no construido.

Especificaciones (16H-1A) [ editar ]

 

16H-1A Pathfinder II de Piasecki

Datos de aviones del ejército de EE. UU. desde 1947 ^[3]

Características generales

• Tripulación: dos pilotos
• Capacidad: hasta seis pasajeros
• Longitud: 37 pies 3 pulgadas (11,4 m)
• Envergadura: 32 pies 10 pulgadas (10,0 m)
• Altura: 11 pies 4 pulgadas (3,45 m)
• Peso vacío: 4800 lb (2165 kg)
• Peso bruto: 10.800 libras (4.870 kg)
• Planta motriz: 1 × General Electric T58 -GE-8 turboeje , 1250 hp (930 kW)
• Diámetro del rotor principal: 44 pies 0 pulg (13,4 m)

Actuación

• Velocidad máxima: 230 mph (370 km/h, 200 nudos)
• Velocidad de crucero: 175 mph (280 km/h, 152 nudos)
• Alcance: 950 mi (1530 km, 830 nmi)
• Techo de servicio: 18.700 pies (5.700 m)

[alquimista112 3.380]

 

NORT 500

El norte 500 era un avión de investigación de un solo asiento financiado por la compañía. Su misión era evaluar los principios del concepto de propulsión Tilt Duct para aeronaves VTOL. La cabina cerrada contenía un asiento eyectable. Dos motores turboeje Allison T63-A-5A (o Allison T63-A5T, o 250-C18, según la fuente) de 317 hp estaban ubicados uno al lado del otro en la parte trasera del fuselaje. Condujeron dos puntales de 1,5 m de diámetro a través de ejes interconectados. Las paletas móviles en la estela de la hélice controlaban aerodinámicamente las posiciones de los conductos. No había otros controles mecánicos para hacer girar los conductos. Los conductos se inclinaron, junto con una pequeña sección del ala. Durante el vuelo estacionario, el control de balanceo se realizó mediante empuje diferencial, mientras que el control de cabeceo se realizó mediante la inclinación colectiva de los conductos. No había provisión para el control de actitud del fuselaje porque los conductos giraban libremente.

El primer prototipo se completó en la primavera de 1967 y se utilizó para pruebas mecánicas y de suelo. El segundo prototipo realizó su primer vuelo atado durante julio de 1968.

Nord se fusionó con Aerospatiale Corporation alrededor de 1970, y el avión se conoció como Aerospatiale N 500 . Aunque se estaba planeando una versión más sofisticada y poderosa, todos los esfuerzos en el Nord 500 parecen haberse detenido en 1971.

Datos técnicos del Nord-500

Motor: 2 x turboeje Allison T-63-A-5A , potencia nominal de 233 kW , envergadura: 6,1 m , longitud: 6,6 m , altura: 3,1 m, peso al despegue: 1200 kg , velocidad máxima: 350 km/h

 

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Bell X-22

El Bell X-22 fue un avión X V/STOL estadounidense con cuatro hélices basculantes de flujo guiado. El despegue podía producirse selectivamente si las hélices estaban basculadas verticalmente hacia arriba, o con una corta carrera con las góndolas basculadas hacia delante en aproximadamente 45º. Adicionalmente, el X-22 iba a proporcionar mayor percepción en la aplicación táctica de transportes de tropas de despegue vertical, como el precedente Hiller X-18 y el sucesor del X-22, el Bell XV-15. Otro requerimiento solicitado del programa era una velocidad real a nivel del mar de al menos 525 km/h.

 

Bell X-22A en plataforma.
Tipo	Prototipo V/STOL.
Fabricante	Bell Aircraft Corporation
Primer vuelo	17 de marzo de 1966.
Estado	Uno preservado, uno desguazado.
Usuario	Bell
N.º construidos	2.

 

Diseño y desarrollo[editar]

En 1962, la Armada de los Estados Unidos anunció su solicitud por dos aviones con capacidad V/STOL, equipados con cuatro góndolas de ventilador de flujo guiado. Bell Helicopter tenía una intensa experiencia con aviones VTOL y fue capaz de utilizar una maqueta de pruebas ya desarrollada. En 1964, el prototipo, referido internamente por Bell como Model D-2127, fue ordenado por la Armada y recibió la designación X-22. Fue revelado en un evento en las Cataratas del Niágara en mayo de 1965.¹²

Las hélices tripalas fueron montadas en cuatro alas y, sincronizadas a través de un sistema de interconexión de movimiento, estaban conectadas a cuatro turbinas de gas que asimismo estaban montadas en parejas, en las alas traseras. La maniobrabilidad se conseguía girando las palas de las hélices en combinación con superficies de control (elevadores y alerones), que estaban localizados en el flujo impulsor de las hélices.

Variantes[editar]

Model D-2127

Designación interna del fabricante.

X-22

Designación de la Armada estadounidense, dos construidos.

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Armada de los Estados Unidos

Historia operacional[editar]

El primer vuelo del prototipo ocurrió el 17 de marzo de 1966. En contraste con otras aeronaves de rotores basculantes (como el Bell XV-3), las transiciones entre el vuelo estacionario y el horizontal sucedían casi inmediatamente. Sin embargo, el interés se incrementó más hacia las propiedades VTOL y V/STOL, que hacia el diseño específico del prototipo.

Debido a un fallo de un control de hélice, descrito por el piloto de pruebas, Stanley Kakol, como el único componente no redundante en la cadena de potencia, el prototipo se estrelló el 8 de agosto de 1966 y los técnicos lo desmontaron para conseguir componentes que hicieran capaz de volar al segundo prototipo. El fuselaje se usó todavía como simulador durante un tiempo más tarde.

El segundo X-22 voló por primera vez el 26 de agosto de 1967. Anteriormente aquel año, fue equipado con un sistema de control de vuelo y estabilizador variable del Cornell Aeronautical Laboratory, que mejoraba las prestaciones de vuelo. Aunque el X-22 fue considerado como el mejor avión de su tipo en su época, el programa fue cancelado. La velocidad máxima requerida de 525 km/h nunca fue alcanzada. El segundo prototipo fue trasladado al Cornell Aeronautical Laboratory para realizar más pruebas; el último vuelo se produjo en 1988. Aunque las hélices de flujo guiado fueron consideradas útiles, no fueron utilizadas de nuevo en un avión militar estadounidense hasta el F-35B.

Avión superviviente[editar]

El avión está actualmente en exhibición en el Niagara Aerospace Museum, Nueva York.³

Especificaciones (X-22A)[editar]

 

Vista parcial de la cabina del Bell X-22.

Características generales

• Tripulación: Dos.
• Capacidad: Seis pasajeros.
• Longitud: 12,07 m
• Envergadura: 11,9 m

• Envergadura del ala delantera: 7 m

• Altura: 6,31 m
• Peso vacío: 4752,7 kg
• Peso máximo al despegue: 8003,2 kg
• Planta motriz: 4× motor turboeje General Electric-YT58-GE-8D.
  • Potencia: 945 kW (1267 hp) cada uno.
• Hélices: hélices tripala montadas en conductos basculantes de punta alar
• Diámetro de la hélice: 2,13 m

Rendimiento

• Velocidad nunca excedida (V_ne): 409,3 km/h
• Alcance: 716,2 km
• Techo de vuelo: 8473,4 m (27800 pies)

• Techo en estacionario con efecto suelo: 12000 pies (3658 m)
• Techo en estacionario sin efecto suelo: 6000 pies (1829 m)

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Doak VZ-4

El Doak VZ-4 (o Model 16) fue un prototipo de aeronave de despegue y aterrizaje verticales (VTOL) estadounidense construido en los años 50 para servir con el Ejército de los Estados Unidos. Solo se construyó un único prototipo, y el Ejército estadounidense lo retiró del servicio activo en 1963.

 

Doak VZ-4 en vuelo estacionario.
Tipo	Convertiplano de investigación VTOL
Fabricante	Doak Aircraft Company
Primer vuelo	25 de febrero de 19581
Usuario	Ejército de los Estados Unidos
Usuarios principales	NASA
N.º construidos	1

 

Desarrollo[editar]

Edmund R. Doak, Jr., un ingeniero autodidacta y vicepresidente de la Douglas Aircraft Company, fundó la Doak Aircraft Company en Torrance (California), en 1940. La compañía creció hasta los 4000 empleados durante la Segunda Guerra Mundial, con subcontratos para todos los fabricantes de aviación principales estadounidenses. Se incluían fuselajes de contrachapado moldeado para entrenadores como el AT-6 y el Vultee BT-13, y puertas, escotillas y torretas para una multitud de aeronaves.²

Doak propuso una aeronave VTOL al Mando de Transporte e Investigación e Ingeniería del Ejército estadounidense en Fort Eustis en Newport News (Virginia), en 1950. Promocionó el avión como capaz de despegar y aterrizar en un área pequeña, mantenerse en estacionario y deambular sobre un área objetivo, y volar de vuelta como un helicóptero sin el ruido y la vibración del mismo, mientras también tenía la habilidad del vuelo de crucero horizontal, alta velocidad, armas subalares, y una flexibilidad de misión de un avión de caza de ala fija convencional. Sabiendo que un ataque soviético a las bases aéreas podría impedir los despegues y aterrizajes de los aviones convencionales, el Ejército encontró atractiva la propuesta de Doak, y el 10 de abril de 1956 le concedió un contrato para producir un único prototipo para su uso como aeronave de investigación.³⁴

La aeronave, designada Model 16 por la compañía Doak y asignada con el número de serie 56-9642, estaba propulsada originalmente por un motor turbohélice Lycoming YT53 de 630 kW (840 shp) montado en el fuselaje, más tarde reemplazado por una turbina Lycoming T53-L-1 de 750 kW (1000 shp).⁵ El motor propulsaba dos hélices basculantes de flujo guiado de fibra de vidrio, montadas en las puntas alares, a través de una caja en T en el motor que transmitía la potencia a las hélices a través de un eje de transmisión tubular de aluminio de 102 mm y dos ejes de transmisión más pequeños. Cada hélice tenía 1,22 m de diámetro y el diámetro exterior del conducto era de 1,52 m. Los ventiladores se posicionaban verticalmente para el despegue y el aterrizaje (con una velocidad de rotación de 4800 rpm requerida para el despegue) y rotaban a una orientación horizontal para el vuelo horizontal, siendo la primera vez que este concepto de propulsión VTOL era probado exitosamente. La aeronave tenía alas y cola metálicas. Para ahorrar peso, la aeronave fue construida originalmente con tubos de acero soldados sin recubrimiento, pero más tarde se descubrió que la estructura abierta interfería en las pruebas de velocidad horizontal, instalándose fibra de vidrio moldeada en su sección de morro y delgadas planchas de aluminio sobre su fuselaje trasero. Acomodaba a una tripulación de dos personas, con piloto y observador sentados en tándem en la cabina. El piloto usaba una palanca y timón estándares para controlar el avión. Su tren de aterrizaje se tomó de un Cessna 182, sus asientos de un North American P-51 Mustang, y sus actuadores de conductos, de un Lockheed T-33 Shooting Star.⁶

Las pruebas de vuelo comenzaron en el Torrance Municipal Airport, y Doak completó varias pruebas en 1958. El Model 16 voló en estacionario por primera vez el 25 de febrero de 1958, y el primer vuelo de transición desde la vertical a la horizontal (y vuelta) tuvo lugar el 5 de mayo del mismo año. Aunque el prototipo tuvo éxito en general, sus prestaciones de despegue y aterrizaje cortos eran menores a lo esperado y mostraba una tendencia a elevar el morro cuando realizaba la transición del vuelo vertical al horizontal.⁷

Los ingenieros de Doak creían que podían solventar los problemas del prototipo, y después de pruebas de carreteo, 32 horas de pruebas de vuelo en una estación de pruebas, y 18 horas de vuelo estacionario cautivo, la aeronave fue transferida a la Base de la Fuerza Aérea Edwards, California, en octubre de 1958. Realizó otras 50 horas de pruebas, en las que demostró ser capaz, con el motor de turbina, de alcanzar una velocidad máxima de 370 km/h, una velocidad de crucero de 282 km/h, un alcance de 403 km, una autonomía de una hora, y un techo de vuelo de 3658 m (12 000 pies).⁷

Historia operacional[editar]

 

El prototipo del Doak VZ-4 exhibido por el Ejército estadounidense en Fort Eustis, Virginia, en 2004.

El Ejército de los Estados Unidos aceptó el prototipo en septiembre de 1959, lo designó Doak VZ-4DA, y lo cedió al Centro de investigación de Langley de la NASA en Hampton (Virginia), para realizar más pruebas. Cuando Doak despidió al 90% de sus empleados a finales de 1960 debido a una recesión en la industria aeronáutica, Douglas Aircraft se hizo cargo del proyecto, compró sus derechos de patente e informes de ingeniería, y contrató a cuatro ingenieros de Doak para continuar los trabajos en el VZ-4DA.

Los trabajos continuaron en el VZ-4DA hasta 1963, cuando el Ejército estadounidense decidió que el helicóptero cubriría sus requerimientos VTOL, dejando de financiar el diseño y pruebas de aeronaves VTOL no convencionales, para financiar el diseño y compra de helicópteros, y finalizó las pruebas con el VZ-4DA. La NASA adquirió más tarde la aeronave. En 1973 fue transferida a Fort Eustis y almacenada.⁷

Preservación[editar]

El VZ-4DA fue finalmente donado al Museo del Transporte del Ejército de los Estados Unidos en Ford Eustis, Virginia, donde está en exhibición pública con otras aeronaves en el Pabellón de Aviación exterior del museo.⁷ Otros artefactos de Doak están preservados en el Western Museum of Flight en Torrance, California.

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Ejército de los Estados Unidos
• NASA

Especificaciones[editar]

Referencia datos: The Illustrated Encyclopedia of Aircraft⁸

Características generales

• Tripulación: Dos (piloto y observador)
• Longitud: 9,8 m (32 ft)
• Envergadura: 7,8 m (25,5 ft)
• Altura: 3,1 m (10 ft)
• Superficie alar: 8,9 m² (96 ft²)
• Peso vacío: 1043 kg (2298,8 lb)
• Peso cargado: 1451 kg (3198 lb)
• Planta motriz: 1× turboeje Avco Lycoming YT53.
  • Potencia: 626 kW (863 HP; 851 CV)

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 370 km/h (230 MPH; 200 kt)
• Alcance: 370 km (200 nmi; 230 mi)
• Techo de vuelo: 1830 m (6004 ft)

[alquimista112 3.380]

 

 

 

 

Dornier Do 29

El Dornier Do 29 fue un avión experimental desarrollado por Dornier Flugzeugwerke y el Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt (Laboratorio de aviación alemán) en la década de 1950, utilizado para probar un sistema de hélice basculante para aviones de despegue y aterrizaje cortos ( STOL ). Se demostró que el concepto tuvo éxito en las pruebas de vuelo; sin embargo, no se prosiguió con el desarrollo del sistema o la aeronave y, al finalizar su programa de prueba, se retiró el Do 29.

Haz 29 en exhibición en el Museo Dornier
Role	Aviones experimentales
origen nacional	Alemania
Fabricante	Dornier Flugzeugwerke
Primer vuelo	12 de diciembre de 1958
Usuario principal	DFL
producido	2
Desarrollado por	Dornier Do 27

Diseño y desarrollo [ editar ]

Durante la Segunda Guerra Mundial, Heinrich Focke de Focke-Achgelis , un fabricante de helicópteros , desarrolló un diseño para un avión de despegue y aterrizaje corto que utilizaría un sistema de hélices de empuje, una en cada ala en una configuración de empuje, para proporcionar empuje hacia abajo y mejorar la sustentación. ^[1] Designado Fa 269 , el diseño no se desarrolló debido al estado de la guerra. ^[1]

Sin embargo, en la década de 1950, un interés renovado en los aviones STOL y VTOL condujo a una reevaluación del concepto de Focke, y Dornier recibió un contrato para desarrollar un avión capaz de demostrar el sistema de hélice basculante. El avión, que recibió la designación Do 29, se basó en el transporte ligero Do 27 , modificado con motores gemelos Lycoming GO-480 montados debajo de las alas. ^[1] Estos motores impulsaban hélices de empuje de tres palas, que podían inclinarse hacia abajo en un ángulo de hasta 90 grados, y los motores estaban acoplados para mantener un empuje simétrico en caso de falla del motor. ^[1]

El fuselaje delantero también se modificó con una cabina similar a la de un helicóptero. Se proporcionó un asiento eyectable Martin-Baker para el escape del piloto en caso de emergencia. ^[2]

Prueba [ editar ]

 

El Do 29 en el Museo Dornier

Se construyeron dos ejemplos del Do 29, mientras que un tercero fue planeado pero no construido, y el primer prototipo voló el 12 de diciembre de 1958. ^[2] En las siguientes pruebas de vuelo, el sistema de hélice no se giró más de 60 grados en lugar de su capacidad nominal de 90 grados, ^[1] pero la aeronave demostró ser un gran éxito, con una velocidad de pérdida de 24 kilómetros por hora (15 mph) y un rendimiento excepcional en campo corto. ^[1]

Sin embargo, a pesar de esto, el sistema de hélice basculante no se persiguió más después del final del programa de prueba de vuelo. ^[1]

Aeronaves en exhibición [ editar ]

Uno de los prototipos Do 29 sobrevivió al programa y se exhibe en el Museo Dornier de Alemania. ^[1]

Operadores [ editar ]

 Alemania

• Luftwaffe

Especificaciones (Do 29) [ editar ]

 

Detalle del montaje de la hélice

Datos de ^[1] [3]

Características generales

• Tripulación: uno (piloto)
• Longitud: 9,5 m (31 pies 2 pulgadas)
• Envergadura: 13,2 m (43 pies 4 pulgadas)
• Altura: 2,69 m (8 pies 10 pulgadas) ^[4]
• Área del ala: 21,8 m ² (235 pies cuadrados)
• Peso vacío: 2180 kg (4806 libras)
• Peso bruto: 2400 kg (5291 libras) ^[4]
• Peso máximo al despegue: 2490 kg (5490 lb)
• Planta motriz: 2 × Lycoming GO-480 -B1A6 motores de pistón horizontalmente opuestos con engranajes , 200 kW (270 hp) cada uno
• Hélices: 3 palas

Actuación

• Velocidad máxima: 290 km/h (180 mph, 160 nudos)
• Velocidad mínima de control : 24 km/h (15 mph, 13 nudos)
• Alcance: 400 km (250 mi, 220 nmi)
• Techo de servicio: 6.500 m (21.300 pies)

[Davixu 996]

Cuando era pequeño, tenía un libro de Susaeta de inventos del hombre, y había una ilustración de un avión cuatrimotor de despegue vertical, era algo similar a esto pero mucho más grande.

 

 

No se si era un concepto o prototipo que jamás he encontrado en internet.

[alquimista112 3.380]

hace 2 horas, Davixu dijo:

Cuando era pequeño, tenía un libro de Susaeta de inventos del hombre, y había una ilustración de un avión cuatrimotor de despegue vertical, era algo similar a esto pero mucho más grande.

 

 

No se si era un concepto o prototipo que jamás he encontrado en internet.

Son aeronaves de alas basculantes, así las llamas. Hay varios modelos, algunos los he incluido y otros están por localizar. La mayoría de los proyectos son de la guerra frìa, por la necesidad de despegar y aterrizar en muy poco espacio. Ahora se ha vuelto a estos aparatos, por la necesidad también de velocidad, para aumentar el alcance operativo. Algunos proyectos son civiles pero la mayoría son militares. Como ejemplo de aeronave de alas basculantes.

[Davixu 996]

Efectivamente este era el modelo que yo recuerdo, aquí en foto, en el libro en ilustración.

[alquimista112 3.380]

 

 

AIRBUS RACER

 

La multinacional europea Airbus ha presentado al Ejército de Tierra en al menos dos ocasiones la versión militar que está desarrollando de su helicóptero compuesto RACER, tal como ha hecho con el Ejército de Tierra estadounidense, según adelantamos en marzo. Se trata de una versión adaptada a las necesidades de las Fuerzas Armadas del helicóptero compuesto RACER (Rapid and Cost Effective Rotorcraft).

El RACER es un helicóptero de alta velocidad que combina un fuselaje convencional con semialas dobles que se anclan a las parte superior inferior del fuselaje y que en los extremos tienen hélices propulsoras, un diseño que nos recuerda al X3 también de Airbus Helicopters, con el que comparte también el timón doble pero con un fuselaje inspirado en los nuevos desarrollos de Airbus Helicopters como el H160. El RACER en su diseño inicial ofrece una velocidad un 50 % superior a los diseños actuales con un consumo de combustible un 25 % inferior.

En lo que respecta  su versión militar, cuyas características hemos podido conocer recientemente, se ha diseñado con el objetivo en mente de cubrir el hueco existente entre los helicópteros convencionales y los aviones turbohélice, combinando las características de ambos. Se trata básicamente de un helicóptero modificado por lo que puede aterrizar y despegar verticalmente pero dispone de unas alas que aportan mayor sustentación, en cuyos extremos unos rotores adicionales generan mayor  empuje.

A diferencia de otras configuraciones, como el tilt rotor o rotor basculante o helicópteros compuestos con rotores encapsulados (thrust compound) no hay motores en los extremos de las alas, por lo que el diseño es más sencillo y no hay fase transición entre vuelo vertical y horizontal, lo que redunda en una mayor seguridad de operación.

Entre las ventajas de su operación militar están la elevada maniobrabilidad, una gran seguridad de operación, un coste contenido, gran flexibilidad para adaptarse a diferentes misiles y una escalabilidad que le permitirá recibir diferentes sistemas de misión o armamento. Además está contemplado en su desarrollo el que pueda ser opcionalmente tripulado.

En lo que respecta a prestaciones, tendrá una autonomía de hasta 1.100 km., lo que lo convierte en una aeronave ideal para tareas de rescate de combate (CSAR) o apoyo a unidades de operaciones especiales (SOF), pudiendo transportar en cabina hasta a ocho de estos operativos. También se contempla su uso como plataforma naval

Dispone de una velocidad de crucero de 210 nudos, 180 empleando un único motor para mayor autonomía. Tanto el pilotaje como el mantenimiento son sencillos en comparación con otras aeronaves, puesto que se trata principalmente de un helicóptero.

Podrá disponer de sistemas de armamento para autodefensa y ataque, así como equipos de misión y navegación integrados para reducir el rozamiento. Los sistemas de armas serán desmontables para poder adaptarlos al tipo de misión en cada momento. La cabina cuenta con dos puertas deslizantes de gran tamaño y con un interior de cabina configurable según la misión. Entre otras características encontramos una antena de comunicaciones por satélite integrada en puro de cola.

Se trata de una plataforma que puede ser empleada tanto para misiones de transporte táctico de largo alcance como para misiones de ataque, aprovechando tanto su autonomía como su velocidad y su capacidad de ascensión. En todo caso supone una herramienta que ofrece una alta movilidad a las fuerzas armadas, tanto par unidades convencionales terrestres o navales como de operaciones especiales para las que resultará muy útil su bajo nivel sonoro.

La versión civil volará a finales de 2020, estando previsto que la militar lo haga en 2030.  (José Mª Navarro García)

Fuente infodefensa

 

Parte de su fabriación se está realizando en España.

[alquimista112 3.380]

 

 

 

 

 

Mil Mi-30

 

El Mil Mi-30 (también conocido como Vintoplan ) fue un concepto STOL / VTOL de rotor basculante ruso que se originó en 1972. El Mil Mi-30 Vintoplan habría sido un avión de transporte para hasta 19 pasajeros o dos toneladas de carga. Su propósito era reemplazar los helicópteros Mi-8 y Mi-17 . ^[1]

Historia [ editar ]

Las primeras empresas de aviones de rotor basculante se fundaron en la década de 1940; el proyecto Vintoplan fue retomado y continuado por estas empresas unos años después del primer desarrollo. El Mil Design Bureau siguió de cerca los proyectos de rotor basculante en Bell Helicopters, y el concepto que propuso Bell les pareció convincente. En 1972, los diseñadores de Mil iniciaron un diseño similar, el Mi-30. ^[1] A principios de la década de 1980, científicos y diseñadores de helicópteros armaron un diseño y varios diseños para este complicado avión. Se esperaba que el diseño original del Mil Mi-30 Vintoplan usara un motor de eje turbo TV3-117 con un motor de cuatro cilindros . rotor de hélice con palas en cada ala; el diseño original del Mil Mi-30 tenía varios problemas: Aeroelasticidad, dinámica de construcción, características de los aparatos convertidores, aerodinámica y dinámica de vuelo . ^[1] El Vintoplan pasó por varios diseños y diseños diferentes, pasando de tener 2 motores a 3 o 4 motores y nuevamente a 2 motores. ^[2]

En 1981, un decreto emitido sobre el desarrollo del Mil Mi-30 Vintoplan hizo una propuesta al cliente y las instituciones de MAP, poco después de que el ejército aprobara el Vintoplan pero deseara motores más grandes y potentes. En el desarrollo, la capacidad de peso se elevó a 3-5 toneladas, y el límite de pasajeros se elevó a 32. ^[2] En 1986-1995, el Mil Mi-30 se incluyó en el programa de armamentos. Sin embargo, debido al colapso de la Unión Soviética y su economía, el Mil Mi-30 no tuvo éxito en la nueva era de la tecnología. ^[1]

El Vintoplan Mil Mi-30 se incluyó en el plan de 5 años en la Unión Soviética de 1989 a 1995, pero el proyecto nunca se completó. En el último año, los expertos de OKB en la Unión Soviética diseñaron tres modelos diferentes del Mil Mi-30, cada uno con diseños únicos: Mi-30S, Mi-30D y Mi-30L. ^[1]

Un proyecto de rotor basculante no tripulado se inició en Rusia en 2015 y el primer vuelo se realizó a principios de 2016. ^[3] [4]