AVIONES EXPERIMENTALES.

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Northrop Grumman Bat

 

El Northrop Grumman Bat es un vehículo aéreo no tripulado de altitud media desarrollado originalmente para su uso por las Fuerzas Armadas de los Estados Unidos . Diseñado principalmente como una herramienta de recopilación de inteligencia " ISR ", el Bat cuenta con una capacidad de carga útil de 30 lb (14 kg) que es inigualable ^{[ cita requerida ]} en una envergadura de 10 pies (3,0 m).

Northrop Grumman recibió los derechos de diseño y marketing de Swift Engineering para Killer Bee , rebautizado como Bat en abril de 2009. ^{[1] [¿ fuente no confiable? ]}

El Bat UAS fue rediseñado para aumentar la capacidad de carga útil y ampliar el alcance. La última variante tiene una envergadura de 14 pies (4,3 m) y puede transportar hasta 100 libras (45 kg) de carga útil. El UAS Bat "14" tiene una altitud máxima de 17.000 pies (5,2 km) sobre el nivel del mar y una autonomía máxima de 18 horas. ^[2]

El 12 de agosto de 2011, Northrop Grumman ganó un contrato de $ 26 millones para los UAV Sand Dragon B Tier II capaces de detectar IED y bombas en la carretera. ^[3]

 

Role	UAV de reconocimiento
origen nacional	Estados Unidos
Fabricante	Northrop Grumman
Diseñador	Ingeniería rápida
Primer vuelo	14 de marzo de 2006

 

Características [ editar ]

• El Bat UAS System está empaquetado para su transporte en dos ensamblajes principales: lanzamiento/recuperación y vehículo aéreo/GCS.
• Transportable en MV-22 , HUMVEE , C-130 y en helicóptero ^[1]
• Los Bat UAV incorporan cargas útiles COTS para reducir costos y facilitar el mantenimiento. ^[1]
• La recuperación automática se programa y controla mediante ordenador autónomo y GPS diferencial mediante un sistema de red portátil. ^[1]
• Las funciones del lanzador Catapult son controladas y monitoreadas por el software GCS. ^[1] [4]

Las alas combinadas se fusionan con el fuselaje en una sola superficie aerodinámica para reducir la resistencia aerodinámica, mejorar la economía de combustible y aumentar la resistencia del vuelo. Fabricado en gran parte de materiales compuestos, incluidos epoxi / fibra de carbono y fibra de vidrio , el perfil aerodinámico es rígido y proporciona una eficiencia estructural que reduce los materiales y los costes de fabricación. Con ganchos de red en la proa y una hélice de empuje trasera, la embarcación aterriza en una red de recuperación móvil. ^[5]

El motor Hirth actual con su hélice de cinco palas proporciona un tiempo de vuelo de hasta 18 horas. El Bat está diseñado para tener un perfil de sección transversal visual y de radar más bajo que el promedio. También está disponible una versión con motor de combustible pesado . ^[1]

Las capacidades de carga útil incluyen imágenes fijas y cámaras de video en tiempo real, sensores EO/IR y SAR , Kestrel MTI , buscadores de rango láser, designadores láser, cámaras infrarrojas, relés de comunicación, detección de IED, interferencia de radar EW , sistemas de detección química y biológica, psy ops y dispensadores de bengalas. ^{[ cita requerida ]}

Usos [ editar ]

El Bat UAS puede transportar numerosos tipos de cargas útiles para recopilar inteligencia, incluidas cámaras de imágenes fijas y de video en tiempo real, sensores EO/IR y SAR, telémetros láser, designadores láser, cámaras infrarrojas, equipos de retransmisión de comunicaciones, químicos, biológicos y Sistemas de detección de IED y dispensadores de bengalas. La serie Bat se ofrece para la vigilancia de disturbios civiles, fronteras, tuberías y líneas eléctricas, así como para la meteorología . ^[6]

Especificaciones (Bat UAS) [ editar ]

Datos de ^[2]

Características generales

• Tripulación: Ninguno
• Longitud: 12 pies (3,7 m)
• Envergadura: 14 pies (4,3 m)
• Peso bruto: 350 libras (159 kg)
• Carga útil: 75 libras (34 kg)

Actuación

• Velocidad máxima: 104 mph (167 km/h, 90 nudos)
• Resistencia: 18 horas
• Techo de servicio: 17 000 ^[7]  pies (5200 m)

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Mikoyan Skat

El Mikoyan Skat ( en ruso : Микоян Скат , skate ) es un concepto de vehículo aéreo de combate no tripulado (UCAV) sigiloso desarrollado por Mikoyan para el Ministerio de Defensa ruso desde 2005.

 

Una maqueta de tamaño completo del Skat UCAV en la exhibición aérea internacional MAKS 2007.
Role	Vehículo aéreo de combate no tripulado
origen nacional	Rusia
Fabricante	Corporación de aviones rusos MiG
Estado	En desarrollo
Usuario principal	Fuerza Aérea Rusa
Desarrollado en	Sujoi Ojotnik

 

Desarrollo [ editar ]

El origen del Skat UCAV se remonta a 2005 cuando Mikoyan comenzó a trabajar en el proyecto. Se hizo hincapié en la baja observabilidad y, por lo tanto, el dron se diseñó en una configuración de ala voladora , en forma de triángulo, con el uso de materiales compuestos y con armamento oculto en dos bahías de armas internas. Su única maqueta de tamaño completo se presentó por primera vez en la exhibición aérea internacional MAKS 2007. Sin embargo, el dron no superó la etapa de maqueta y el trabajo en el proyecto se detuvo más tarde en 2012 debido a la falta de fondos. ^[1] [2]

Como director ejecutivo de RSK "MiG", Sergei Korotkov dijo a la prensa anteriormente que se interrumpió el desarrollo de Skat. Por decisión del Ministerio de Defensa de Rusia, Sukhoi Holding se convirtió en el nuevo desarrollador principal del proyecto Strike UCAV. Aún así, la experiencia de Skat sería utilizada por Sukhoi. Se espera que los especialistas de RSK "MiG" trabajen en el nuevo proyecto. ^{[ cita requerida ]} El 3 de junio de 2013, MiG firmó un contrato de investigación y desarrollo para construir un UCAV, basado en el diseño de Skat. ^[3]

El Sukhoi está utilizando la información de I + D del Skat, además de su experiencia en el Sukhoi Su-57 , para desarrollar su UCAV sigiloso Okhotnik-B de 20 toneladas . ^[4] [5]

En septiembre de 2018, se informó que MiG había revivido el programa y que actualmente se están realizando trabajos en el Mikoyan Skat UCAV. ^[2] Según el CEO de MiG, se prevé que las asignaciones tácticas y técnicas para el Skat se aprueben a fines de 2019, y el desarrollo del dron comenzará en 2020. ^[6]

A partir de junio de 2022, el desarrollo del Skat parece inactivo, ya que no se han informado noticias sobre él desde 2019 y porque el Skat no estaba entre los proyectos futuros de MiG presentados en la exhibición aérea MAKS de 2021 . ^[7]

Diseño [ editar ]

El Skat es un UCAV subsónico de baja observabilidad destinado a transportar armas en dos bahías de armas ventrales lo suficientemente grandes para misiles como el Kh-31 , propulsado por un solo motor turbofan Klimov RD-5000B , una variante del RD-93 . El diseño subsónico de un solo motor tiene una envergadura de 11,5 metros (37,7 pies) y 10,25 metros (33,6 pies) de largo. El UCAV tiene un peso máximo de despegue de diez toneladas, con una velocidad máxima de 800 kilómetros por hora (497 mph) a baja altura. Está destinado a transportar una carga de combate de hasta dos toneladas, con un radio de combate de 2.000 km (1.240 millas). ^[8]

Los posibles roles incluyen la supresión y el ataque de las defensas aéreas enemigas. Se planeó pilotar la primera versión de Skat para volar para cumplir con las regulaciones de vuelo rusas. Se han probado varias configuraciones aerodinámicas en túnel de viento, incluso con pequeñas aletas gemelas. MiG se ha decidido por una configuración sin cola.

Especificaciones (Proyectadas) [ editar ]

Características generales

• Tripulación: ninguna
• Longitud: 10,25 m (33 pies 7 pulgadas)
• Envergadura: 11,5 m (37 pies 8 pulgadas)
• Planta motriz: 1 × Klimov RD-5000B , 50,4 kN (11 340 lbf) de empuje

Actuación

• Velocidad máxima: 850 km/h (497 mph, 432 nudos)
• Techo de servicio: 15.000 m (39.370 pies)

Armamento

• Hasta 2 toneladas de armas en bahías internas

 

 

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EMBRAER P600

Embraer avanza en el desarrollo del P600, tenga en cuenta la nueva designación AEW & C agregada al modelo digital

El nuevo avión P600 AEW & C es uno de los aspectos más destacados de Embraer durante la conferencia C2ISR, un evento dedicado a especialistas en inteligencia y defensa.

 

El modelo derivado del jet empresarial Praetor 600 ha recibido algunas actualizaciones, que se reflejan en las siglas AEW & C (Airborne Early Warning and Control), cuando anteriormente se presentaba solo como AEW. La función de control adicional muestra el progreso del programa, que Embraer ha mantenido en completa confidencialidad.

El modelo fue anunciado en el Salón Aeronáutico de París 2019, como P600 AEW, un avión de alerta temprana e inteligencia basado en la plataforma Praetor 600. En ese momento se creía que la iniciativa era una forma de crear un nuevo producto tras el entonces acuerdo con Boeing se está consolidando. Con la retirada de la empresa conjunta por parte del fabricante norteamericano, Embraer empezó a trabajar en el P600 de forma muy discreta

Hasta el foro C2ISR, promovido por Defense IQ y restringido a profesionales del sector, Embraer no había presentado ninguna novedad adicional sobre el programa P600. Sin embargo, las imágenes actuales muestran el avión ya dentro de la categoría AEW & C.

 

Aunque utiliza la plataforma Praetor 600, una aeronave comercial súper mediana, el modelo se beneficia de los avances en la electrónica integrada, lo que permite la instalación de una estación de control a bordo completa, con tres posiciones, de un radar multipropósito. La antena se montará en un capullo aerodinámico sobre el fuselaje y no debería requerir grandes cambios de ingeniería en el diseño.

El programa se lleva a cabo en asociación con la empresa israelí Elta Systems, que proporcionará todo el paquete electrónico, incluido el radar de alerta temprana ELM-2096, además de la recopilación de información, la vigilancia y los sensores de inteligencia. Embraer será responsable de la producción de la aeronave, la integración de sistemas y el suministro de recursos terrestres y sistemas de comunicación.

Uno de los aspectos más destacados del nuevo radar El EL / M-2096 utiliza módulos de transmisión y recepción de semiconductores de nitruro de galio, lo que permite una mayor frecuencia y el uso de voltajes más altos, a la vez que ofrece un menor consumo de energía, menor temperatura de trabajo. Otra ventaja de la tecnología es promover la integración entre comunicación, memoria y procesamiento en un solo dispositivo, lo que se traduce en dispositivos con menor tamaño y masa.

 

P600 tendrá solo tres consolas, pero que ofrecen capacidad cercana a aviones más grandes

El radar EL / M-2096 tiene un largo alcance, del orden de 250 nm (460 km), con módulos de transmisión y recepción de 240 °, 120 ° para cada lado, sin pérdida de potencia en los bordes, lo que permite su plena Vigilancia aérea y marítima.

El sensor principal tiene capacidad incorporada de reconocimiento de amigos o enemigos (IFF), pero el modelo se puede configurar con una amplia gama de sistemas de sensores de control de alerta temprana, incluido ESM / ELINT con capacidad de comando y control, recepción de amenazas de radar, comunicación integral paquete, incluidas redes de datos y enlaces por satélite. El avión tendrá un conjunto de enlace de datos (enlace de datos), que integrará la comunicación por satélite para operaciones más allá de la línea de visión y la función de guerra centrada en la red (NCW).

Embraer también debe incluir, como opción, un sistema de autoprotección (SPS) que detecte posibles amenazas, activando las medidas de soporte electrónico necesarias.

La ilustración original lanzada en 2019 lucía solo la designación AEW para el P600

Todavía hay pocos detalles técnicos del futuro P600 AEW & C, pero los analistas creen que incluso utilizando una plataforma compacta, derivada de un avión comercial de tamaño medio, las capacidades generales serán cercanas a las de los aviones más grandes. Una razón es el uso de tecnología de punta, que permitió la miniaturización de sistemas y el uso de inteligencia artificial y aprendizaje automático, lo que ayuda a reducir la carga de trabajo y el número total de personas involucradas en el proceso.

El P600 podrá actuar en vigilancia y control en misiones aéreas, terrestres y marítimas. Sin embargo, la capacidad marítima no prevé el lanzamiento de armamentos y sonoboards.

[Davixu 996]

El día que Skynet se revele ya tiene unos cuantos aviones para aniquilarnos.

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DRDO Ghatak

 

Ghatak ( pronunciado: gʰɑːt̪ək ) ^[a] es un vehículo aéreo de combate no tripulado sigiloso propulsado por un jet autónomo (UCAV), desarrollado por el Establecimiento de Desarrollo Aeronáutico (ADE) de la Organización de Investigación y Desarrollo de Defensa (DRDO) para la Fuerza Aérea India . ^[2] [3] El trabajo de diseño del UCAV lo llevará a cabo la Agencia de Desarrollo Aeronáutico (ADA). Aeronave de investigación autónoma no tripulada (AURA) era un nombre provisional para el UCAV. ^[4] [5] Los detalles del proyecto son clasificados. ^[6]

El Ghatak UCAV tendrá una bahía de armas interna para transportar misiles , bombas y municiones guiadas de precisión . Su diseño se basará en el concepto de ala voladora y estará propulsado por un motor turboventilador.

El primer vuelo de un banco de pruebas a escala reducida se llevó a cabo en julio de 2022, ^[7] y el de un prototipo a escala real se espera para 2025

 

Un demostrador de tecnología reducido de DRDO GHATAK
Role	Vehículo aéreo de combate no tripulado Stealth
origen nacional	India
Diseñador	Agencia de Desarrollo Aeronáutico Establecimiento de Desarrollo Aeronáutico Instituto Indio de Tecnología Kanpur
Primer vuelo	1 julio, 2022 [1]
Estado	Pruebas de taxi, despegue y aterrizaje autónomos del demostrador de tecnología completados.
Usuario principal	Fuerza Aérea India (esperado)

 

Descripción [ editar ]

El Ghatak es un vehículo aéreo de combate no tripulado (UCAV) sigiloso propulsado por un jet autónomo , desarrollado por el Establecimiento de Desarrollo Aeronáutico (ADE). ^[9] Inicialmente se llamó Aeronave de investigación autónoma no tripulada (AURA), ^[5] pero finalmente se le cambió el nombre a Ghatak UCAV. ^[1] [4] En 2015, el ministro de Defensa Manohar Parrikar informó a Rajya Sabha que el Ghatak UCAV estará propulsado por una variante seca del motor turboventilador de postcombustión Kaveri , ^[10] que tendrá un empuje de 52 kilonewtons . ^[4]

El sistema de control de vuelo y los paquetes de enlace de datos del UCAV serán desarrollados internamente por ADA y el Laboratorio de Aplicaciones Electrónicas de Defensa . ^[11] El Ghatak UCAV se desarrollará con participación del sector público y privado. ^[12]

En 2011, en una entrevista concedida a The Economic Times , el controlador principal de DRDO , I + D (aeronáutica), el Dr. Prahlada dijo: "El UCAV tendrá computadoras de misión a bordo, enlaces de datos, radares de control de incendios, identificación de amigos o enemigos. , y sistemas de prevención de colisiones, serán drones altamente inteligentes ”, agregó que “los UCAV serán capaces de volar a altitudes de 30,000 pies [9,144 m] y pesarán menos de 15 toneladas, tendrán un lanzamiento ferroviario para los misiles, bombas y PGM (municiones guiadas de precisión) que llevarán". ^[13]

Desarrollo [ editar ]

Proyecto Ghatak [ editar ]

El Proyecto Ghatak se inició como sucesor del programa AURA (Aviones autónomos de investigación no tripulados) de 2009. El AURA fue un programa pionero sancionado en 2009 con un presupuesto de ₹ 125 millones (equivalente a ₹ 270 millones o US $ 3,3 millones en 2020), para llevar a cabo un estudio de viabilidad para el futuro UCAV indio. El programa AURA se completó en abril de 2013. ^[4] El proyecto Ghatak fue iniciado por ADA en consulta con la Fuerza Aérea India (IAF), con el objetivo de desarrollar un UCAV sigiloso basado en un diseño de ala voladora . ^[4]La configuración de ala voladora es inherentemente sigilosa, puede transportar más combustible y carga útil que los diseños de UCAV convencionales, sin embargo, tiene leyes y superficies de control de vuelo más complejas. ^[8] Las noticias de Times Now que citan a los científicos de DRDO informan que este diseño garantiza un uso óptimo del combustible y la estabilidad de la aeronave. ^[14] Se proyecta que el Ghatak UCAV pese menos que un avión de combate y esté diseñado para ser propulsado por un 'motor seco' derivado del motor turbofan GTRE GTX-35VS Kaveri capaz de producir un empuje de 52 kN. ^[4] Según un documento de la Oficina de Información de Prensa (PIB) de 2017, un fondo inicial de ₹ 2310 millones (equivalente a ₹2.8 mil millones o US $ 35 millones en 2020) se asignaron en 2016 para el diseño de Ghatak y el desarrollo de tecnologías avanzadas críticas para Ghatak y HAL AMCA . ^[15] [1] La Marina de la India también está interesada en el proyecto y desea adquirir UCAV basados en cubierta para futuros portaaviones y muelles de plataforma de aterrizaje (LPD) . ^[dieciséis]

Stealth Wing Flying Testbed (SWiFT) [ editar ]

 

Exitoso vuelo inaugural de SWiFT

El desarrollo de un demostrador de tecnología reducido de Ghatak UCAV, llamado Stealth Wing Flying Testbed (SWiFT), comenzó en 2020. ^[16] Según DRDO, el SWiFT UAV tiene como objetivo desarrollar y demostrar tecnologías para controlar la configuración del ala voladora y las características de vuelo. a alta velocidad subsónica. ^[8] Las pruebas en tierra de SWiFT UAV comenzaron en junio de 2021, y el 29 de octubre de 2021 aparecieron imágenes y videos de las pruebas de taxi. Se parecía al bombardero furtivo Northrop Grumman B-2 Spirit de EE. UU. ^[8] El SWiFT UAV tiene una longitud de 4 metros y una envergadura de 5 metros. ^[17] [14] El peso de Swift UAV es de alrededor de 1 tonelada y utiliza un NPO SaturnMotor turbofan 36MT ^[14] o TRDD-50MT . ^[7]

El SWiFT UAV (demostrador de tecnología de Ghatak UCAV) realizó su vuelo inaugural el 1 de julio de 2022. ^[7] Según DRDO, la aeronave exhibió un vuelo perfecto, incluido el despegue, la navegación de punto de ruta y un aterrizaje suave mientras operaba en un Modo totalmente autónomo. ^[9] Sin embargo, la aeronave que se muestra en el video utiliza un estabilizador vertical que, por lo demás, está ausente en el diseño. Esto posiblemente se deba a problemas con la estabilidad horizontal de la aeronave. ^[18]

El fuselaje, el tren de aterrizaje y todos los sistemas de aviónica y control de vuelo utilizados para la aeronave (SWiFT UAV) se desarrollaron de forma autóctona. ^[7] Además de ser un precursor del desarrollo tecnológico relacionado con el proyecto Ghatak, SWiFT también podría avanzar como un proyecto separado bajo el programa de bombarderos no tripulados .

[alquimista112 3.380]

 

 

 

 

Boeing T-7 Red Hawk

El Boeing/Saab T-7 Red Hawk, originalmente conocido como Boeing T-X, es un avión de entrenamiento avanzado desarrollado por Boeing Defense, Space & Security en asociación con Saab. Fue seleccionado el 27 de septiembre de 2018 por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos como el ganador del programa Advanced Pilot Training System (T-X) para reemplazar el Northrop T-38 Talon.

 

Boeing T-7 Red Hawk
Tipo	Entrenador avanzado
Fabricante	Boeing/ Saab Group
Primer vuelo	20 de diciembre de 2016
Estado	En desarrollo
Usuario	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos	21

 

Diseño y desarrollo[editar]

El Comando de Formación y Educación Aérea de la USAF (AETC) comenzó a desarrollar los requisitos para un reemplazo del Northrop T-38 Talon ya en 2003. Inicialmente se esperaba que la entrada en servicio del entrenador tuviera lugar en 2020, pero un incidente que involucró a un T-38C en 2008, causando la muerte de los dos tripulantes, llevó a la USAF a adelantar la fecha objetivo de la capacidad operativa inicial (COI) a 2017.² En la propuesta de presupuesto del año fiscal 2013, la USAF sugirió retrasar la capacidad operativa inicial para el año fiscal 2020 con la adjudicación del contrato no prevista antes del año fiscal 2016.³ La reducción de los presupuestos y la mayor prioridad de los proyectos de modernización impulsaron al COI del programa ganador del TX del año fiscal 2023 o 2024. Aunque el programa quedó completamente fuera del presupuesto del año fiscal 2014, el servicio aún consideraba al entrenador como una prioridad.⁴

En cooperación con su socio, el grupo aeroespacial sueco Saab,⁵⁶ la presentación de Boeing en la competencia fue el Boeing T-X, un avión de entrenamiento avanzado de un solo motor con doble cola, asientos en tándem y tren de aterrizaje triciclo retráctil. El avión presentado y los modelos de demostración estaban propulsados por un motor turbofan General Electric F404 con postcombustión.⁷

Boeing reveló su avión al público el 13 de septiembre de 2016.⁸ El T-X realizó su primer vuelo el 20 de diciembre de 2016.⁹¹⁰

El 27 de septiembre de 2018, el diseño de Boeing se anunció oficialmente como el nuevo avión de entrenamiento avanzado de la USAF, reemplazando al T-38 Talon. Un total de 351 aviones y 46 simuladores, entrenamiento de mantenimiento y soporte serán suministrados a un coste del programa de 9200 millones de dólares.^11121314

En mayo de 2019, Saab anunció que abriría una instalación de fabricación para el T-X en Indiana (Estados Unidos), en asociación con la Universidad Purdue.¹⁵¹⁶

El 16 de septiembre de 2019 se anunció que el avión se llamaría oficialmente el T-7A Red Hawk como homenaje a los aviadores de Tuskegee y al Curtiss P-40 Warhawk.¹⁷

Componentes[editar]

Electrónica[editar]

Sistema	País	Fabricante	Notas
Sistema de control de vuelo			Bucle completamente cerrado.

Variantes[editar]

 

Foto publicitaria de la USAF del T-7A Red Hawk con librea de los Red Tail.

BTX-1

Dos prototipos para evaluación.

T-7A

Aviones de producción para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos.

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos

Especificaciones[editar]

Referencia datos: FlightGlobal,⁹ militaryfactory.com¹⁸

Características generales

• Tripulación: Dos (instructor y alumno)
• Longitud: 14,1 m (46,3 ft)
• Envergadura: 10 m (32,8 ft)
• Altura: 4 m (13,1 ft)
• Planta motriz: 1× turbofán con postcombustión General Electric F404.
  • Empuje normal: 49 kN (4997 kgf; 11 016 lbf) de empuje.
  • Empuje con postquemador: 79 kN (8056 kgf; 17 760 lbf) de empuje.

Rendimiento

• Velocidad nunca excedida (V_ne): Mach 1,3
• Alcance: 1839 km (993 nmi; 1143 mi)
• Techo de vuelo: 15 240 m (50 000 ft)
• Régimen de ascenso: 170 m/s (33 464 ft/min)

[alquimista112 3.380]

 

 

 

 

 

República XF-84H Thunderscreech

El Republic XF-84H "Thunderscreech" fue un avión turbohélice experimental estadounidense derivado del F-84F Thunderstreak . Propulsado por un motor de turbina acoplado a una hélice supersónica , el XF-84H tenía el potencial de establecer el récord no oficial de velocidad en el aire para aeronaves propulsadas por hélice , pero no pudo superar las deficiencias aerodinámicas y los problemas de confiabilidad del motor, lo que resultó en la cancelación del programa

 

XF-84H número de serie 51-17060 en vuelo, con la turbina de aire ram extendida
Role	luchador experimental
origen nacional	Estados Unidos
Fabricante	Aviación de la República
Primer vuelo	22 de julio de 1955
Usuario principal	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
Número construido	2
Desarrollado por	República F-84F Thunderstreak

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

Aunque el Centro de Desarrollo Aéreo Wright de la USAF fue el patrocinador clave del caza turbohélice Republic Project 3347, el inicio provino de un requisito de la Marina de los EE. UU . para un caza portaaviones que no requiriera asistencia de catapulta. ^[2] Originalmente conocido como XF-106 (una designación luego reutilizada para el Convair F-106 ), ^[3] el proyecto y su avión prototipo resultante fueron redesignados XF-84H, ^[4] identificando de cerca el programa como un F-84 variante, en lugar de un tipo completamente nuevo. ^[5]Con un contrato proyectado para tres prototipos, cuando la Marina de los EE. UU. canceló su pedido, en última instancia, los prototipos XF-84H restantes se convirtieron en aeronaves de investigación pura construidas para el Laboratorio de hélices de la Fuerza Aérea en Wright-Patterson AFB para probar hélices supersónicas en la exploración de la combinación de hélice capacidad de respuesta a la velocidad del jet. ^[6]

El XF-84H se creó modificando un fuselaje F-84F Thunderstreak , instalando un motor turbohélice XT40-A-1 de 5850 hp (4360 kW) ^[7] en una carcasa ubicada en el centro detrás de la cabina con un eje de extensión largo hasta la nariz -propulsor montado. ^[8] El motor de turbina también proporcionó empuje a través de su escape; Se instaló un dispositivo de poscombustión que podría aumentar aún más la potencia a 7230 hp (5390 kW), pero nunca se usó. ^[9] El empuje se ajustó cambiando el paso de las palas de los Aeroproducts de 12 pies (3,7 m) de diámetrohélice, que consta de tres palas de acero de punta cuadrada que giran a una velocidad constante, con las puntas viajando a aproximadamente Mach 1,18 (1446 km/h). Para contrarrestar el par de la hélice y el " factor P ", el XF-84H estaba equipado con una paleta de guiñada dorsal fija. ^[10] La cola se cambió a una cola en T para evitar el flujo de aire turbulento sobre las superficies horizontales del estabilizador/elevador debido al lavado de la hélice. ^[11]

El XF-84H fue desestabilizado por el poderoso par de la hélice, así como por los problemas inherentes a las palas de la hélice supersónica. ^[12] Se probaron varias configuraciones de hojas exóticas antes de decidirse por un diseño final. ^[10] Varias características de diseño estaban destinadas a contrarrestar el par masivo, incluido el montaje de la entrada del borde de ataque izquierdo 12 pulgadas (30 cm) más adelante que el derecho, y proporcionar aletas izquierda y derecha con operación diferencial. ^[8] Los dos prototipos estaban igualmente plagados de problemas relacionados con el motor que afectaban a otros aviones equipados con motores T40, como el Douglas A2D Skyshark y el North American XA2J Super Savage.avión de ataque Una característica notable del diseño fue que el XF-84H fue el primer avión en llevar una turbina de aire ram retráctil/extensible . En caso de falla del motor, automáticamente giraría hacia la corriente de aire para proporcionar energía hidráulica y eléctrica. Debido a los frecuentes problemas del motor, como medida de precaución, la unidad a menudo se desplegaba en vuelo. ^[10]

Prueba [ editar ]

 

Prototipo 51-17059

Después de la fabricación en la planta de Farmingdale, Long Island, de Republic, los dos XF-84H se desmontaron y enviaron por ferrocarril a la Base de la Fuerza Aérea Edwards para realizar pruebas de vuelo. ^[2] Volado por primera vez el 22 de julio de 1955, el XF-84H tenía una aceleración increíble, pero pronto se descubrió su impracticabilidad. No era adecuado para el combate debido al tiempo de calentamiento del motor de 30 minutos, pero las preocupaciones más serias eran las vibraciones generadas por la hélice de 12 pies de diámetro y las fallas mecánicas del engranaje de paso de la hélice. ^[13]Los prototipos realizaron un total de 12 vuelos de prueba desde Edwards, acumulando solo 6 horas y 40 minutos de tiempo de vuelo. Lin Hendrix, uno de los pilotos de prueba de Republic asignados al programa, voló el avión una vez y se negó a volverlo a volar, afirmando que "nunca voló a más de 450 nudos (830 km/h) indicados, ya que a esa velocidad desarrolló un desafortunada práctica del 'snaking', perdiendo aparentemente la estabilidad longitudinal". ^[14] Hendrix también le dijo al formidable ingeniero de proyectos de Republic: "No eres lo suficientemente grande y no eres lo suficiente como para meterme en esa cosa de nuevo". ^[13] Los otros vuelos de prueba estuvieron plagados de fallas en el motor y persistentes problemas hidráulicos, de tren de morro y de vibración. ^[2]El piloto de pruebas Hank Beaird tomó el XF-84H 11 veces, y 10 de estos vuelos terminaron en aterrizajes forzosos . ^[15]

Ruido [ editar ]

El XF-84H fue casi con certeza el avión más ruidoso jamás construido, y se ganó el apodo de "Thunderscreech", así como el "Mighty Ear Banger". ^[16] Según los informes, en las "carreras" en tierra, los prototipos se podían escuchar a 25 millas (40 km) de distancia. ^[17] A diferencia de las hélices estándar que giran a velocidades subsónicas, las 24 a 30 pulgadas (61 a 76 cm) exteriores de las palas de la hélice del XF-84H viajaban más rápido que la velocidad del sonido, incluso con empuje inactivo, produciendo un sonido sónico visible continuo . boom que irradió lateralmente desde las hélices durante cientos de metros. La onda de choque fue en realidad lo suficientemente poderosa como para derribar a un hombre; un desafortunado jefe de equipo que estaba dentro de un C-47 cercano quedó gravemente incapacitado durante una carrera en tierra de 30 minutos.Junto con el ruido ya considerable del aspecto subsónico de la hélice y las secciones de doble turbina del T40, el avión era conocido por inducir náuseas y dolores de cabeza severos entre las tripulaciones de tierra. ^[11] En un informe, un ingeniero de Republic sufrió una convulsión después de una exposición a corta distancia a las ondas de choque que emanaban de un XF-84H encendido. ^[18]

El ruido generalizado también interrumpió gravemente las operaciones en la torre de control de la Base de la Fuerza Aérea Edwards, ya que se corre el riesgo de que las vibraciones dañen los componentes sensibles y obligue al personal de tránsito aéreo a comunicarse con la tripulación del XF-84H en la línea de vuelo mediante señales luminosas . Después de numerosas quejas, el Centro de Pruebas de Vuelo de la Fuerza Aérea ordenó a Republic que remolcara la aeronave en Rogers Dry Lake , lejos de la línea de vuelo, antes de encender su motor. ^[14]El programa de prueba no avanzó más allá de los vuelos de prueba de Fase I del fabricante; en consecuencia, ningún piloto de prueba de la USAF voló el XF-84H. Con la probabilidad de que las fallas del motor y del equipo, junto con la incapacidad para alcanzar las velocidades de diseño y la inestabilidad posterior experimentada, fueran problemas insuperables, la USAF canceló el programa en septiembre de 1956. [19 ^]

Importancia histórica [ editar ]

Ver también: el avión propulsado por hélice más rápido

 

Prototipo 51-17059

Aunque el Libro Guinness de los récords registró el XF-84H como el avión propulsado por hélice más rápido jamás construido, ^[20] con una velocidad máxima de diseño de 670 mph (1080 km/h) (Mach 0,9) y 623 mph (1003 km/h ) (Mach 0,83) durante las pruebas, esta afirmación ha sido cuestionada. ^[14] La velocidad récord no oficial también es inconsistente con los datos del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, que da una velocidad máxima de 520 mph (840 km/h) (Mach 0,70), sin embargo, lo que convierte al XF-84H en el El avión monomotor propulsado por hélice más rápido ^[11] hasta 1989 cuando " Rare Bear ", un Grumman F8F Bearcat altamente modificado , alcanzó las 528 mph (850 km/h) (Mach 0,71). ^[21]

Operadores [ editar ]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos : Los prototipos nunca volaron en manos de los pilotos de la USAF, ya que solo completaron las pruebas de vuelo iniciales de los fabricantes.

 

Republic XF-84H en la Galería de Investigación y Desarrollo del Museo Nacional de la Fuerza Aérea de EE. UU., Dayton, Ohio.

Disposición de aeronaves [ editar ]

Se construyeron dos prototipos (51-17059 y 51-17060), con los números Buzz FS-059 y FS-060 . ^[22]

• 51-17059 ( FS-059 ): en exhibición en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en la Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson , cerca de Dayton, Ohio . Fue retirado y pasó muchos años montado en un poste en las afueras del aeropuerto Meadows Field , Bakersfield, California , donde su hélice giraba mediante el uso de un motor eléctrico. ^[19] En 1992, el guardián de la puerta fue llevado a la 178.ª Ala de caza de la Guardia Nacional Aérea de Ohio , cuyos voluntarios pasaron más de 3.000 horas devolviendo el Thunderscreech a su estado de exhibición. ^[11]
• 51-17060 ( FS-060 ): realizó solo cuatro vuelos y se supone que se desechó cuando se canceló el proyecto en 1956. Según los informes, su motor T40 se usó para respaldar el programa de prueba de vuelo Douglas A2D Skyshark . ^[23]

Especificaciones [ editar ]

 

El primer XF-84H en exhibición en Bakersfield

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 51 pies 5 pulgadas (15,67 m)
• Envergadura: 33 pies 5 pulgadas (10,18 m)
• Altura: 15 pies 4 pulgadas (4,67 m)
• Área del ala: 331,0 pies cuadrados (30,75 m ² )
• Peso vacío: 17.892 lb (8.132 kg)
• Peso bruto: 27.046 libras (12.293 kg)
• Planta motriz: 1 × turbohélice Allison XT40-A-1 , 5850 hp (4365 kW)

Actuación

• Velocidad máxima: 520 mph (837 km/h, 450 nudos)
• Alcance: 2000 mi (3200 km, 1700 nmi)
• Techo de servicio: 40.000 pies (14.600 m)
• Velocidad de ascenso: 5000 pies/min (25 m/s)
• Empuje/peso : 0,66

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Republic XF-91 Thunderceptor

 

El Republic XF-91 Thunderceptor (originalmente designado XP-91 ) es un prototipo de avión interceptor de propulsión mixta , desarrollado por Republic Aviation . La aeronave usaría un motor a reacción para la mayoría de los vuelos y un grupo de cuatro motores de cohetes pequeños para un mayor empuje durante el ascenso y la intercepción. El diseño estaba en gran parte obsoleto cuando se completó debido al rápido aumento del rendimiento de los motores a reacción contemporáneos, y solo se construyeron dos prototipos. Uno de ellos fue el primer caza estadounidense en superar Mach 1 en vuelo nivelado.

Una característica única del Thunderceptor era su inusual ala cónica inversa , en la que la longitud de la cuerda aumentaba a lo largo de la envergadura del ala desde la raíz hasta la punta, lo opuesto a los diseños de ala en flecha convencionales . Este fue un intento de abordar el problema del cabeceo , un fenómeno potencialmente mortal que afectó a los primeros modelos de alta velocidad. El diseño del Thunderceptor significó que todo el ala se detuvo sin problemas, más como un diseño de ala recta.

 

Role	Prototipo de avión interceptor
Fabricante	Aviación de la República
Primer vuelo	9 de mayo de 1949
Estado	Cancelado
Número construido	2
Desarrollado por	República F-84 Thunderjet

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

 

XF-91 en 1951 en la Base de la Fuerza Aérea Edwards.

Durante el desarrollo del XP-84, Republic, bajo la dirección de Alexander Kartveli , analizó la instalación de cohetes para cazas. La compañía se inspiró en los aviones alemanes de guerra: el Messerschmitt Me 163 propulsado por cohetes y la serie experimental de prototipos interceptores Messerschmitt Me 262 C Heimatschützer (protector del hogar) turborreactor propulsado por cohetes.

El diseño del Thunderceptor fue una de las dos modificaciones de ala en flecha basadas en el Republic F-84 Thunderjet original , el otro es el Republic F-84F Thunderstreak que se desarrolló más tarde. Un problema grave con la mayoría de los diseños de ala en flecha de la época era el rendimiento peligroso a bajas velocidades y alto ángulo de ataque . El flujo de aire estancado sobre el ala tendía a "deslizarse" hacia las puntas de las alas, lo que provocó que se detuvieran.antes que el resto del ala. En esta situación, el centro de sustentación se desplazaría rápidamente hacia adelante en relación con el centro de masa, elevando el morro y provocando un ángulo de ataque aún mayor o, en casos extremos, la caída de la aeronave de un extremo a otro. Las aeronaves atrapadas en este régimen a menudo entraban en pérdida y se estrellaban, y una serie de accidentes de este tipo con el F-100 Super Sabre de América del Norte llevó al término "baile del sable" . ^{[nota 1]}

La característica de diseño más notable del Thunderceptor estaba destinada a abordar este problema. Las alas fueron construidas para tener considerablemente más cuerda (distancia desde el borde de ataque hasta el borde de fuga) en la punta que en la base, lo que les permite generar más sustentación. Esto abordó claramente el problema de la danza del sable al retrasar el punto de pérdida en la punta al de toda el ala. Un efecto secundario de este diseño fue que las puntas tenían más espacio interno, por lo que el tren de aterrizaje se montó para retraerse hacia afuera con las ruedas en las puntas de las alas, utilizando dos ruedas más pequeñas en una disposición en tándem para cada puntal del tren principal, en lugar de una. uno más grande Otro cambio de diseño fue la capacidad de variar el ángulo de incidencia.del ala como un todo, inclinándola hacia arriba para operaciones de baja velocidad durante el despegue y el aterrizaje, y luego "nivelándola" para vuelo de alta velocidad y crucero. Esto permitió que el fuselaje permaneciera más cerca del nivel durante el aterrizaje, mejorando en gran medida la visibilidad.

De acuerdo con su función prevista como interceptor, el morro se rediseñó para incorporar una antena de radar , lo que obligó a mover la entrada de aire del motor de su posición original montada en el morro a una nueva entrada debajo. Por lo demás, el fuselaje era muy similar al del F-84. El primer prototipo no incluía el radomo, aunque este se instaló en el segundo prototipo.

Pruebas y evaluación [ editar ]

 

XF-91 Thunderceptor durante la prueba

 

A la izquierda está Republic XF-91 ( número de serie 46-680) después de la instalación del radomo de la nariz y a la derecha está el XF-91 (serie 46-681) después de la modificación de la cola en V.

El primer prototipo realizó su primer vuelo el 9 de mayo de 1949, rompiendo la velocidad del sonido en diciembre de 1951. Posteriormente se modificó con una cúpula pequeña para el alcance de la artillería (aunque no la cúpula "completa" del segundo prototipo). El segundo prototipo incluía un radomo completo y una entrada montada en la barbilla, pero por lo demás era similar. Con el jet y los cohetes en marcha, el avión podría alcanzar Mach 1,71. Ambos prototipos completaron 192 vuelos de prueba en el transcurso de cinco años. ^[1]

El segundo prototipo, 46-681 , tuvo una falla en el motor durante el despegue de Edwards AFB en el verano de 1951. El piloto de pruebas de Republic, Carl Bellinger , escapó del avión justo cuando la cola se derritió solo 90 segundos después de iniciado el vuelo. Para cuando llegó el equipo de bomberos, conduciendo siete millas (11 km) a través del lecho seco del lago, la sección de cola se había reducido a cenizas. Luego, 46-681 se equipó con una cola en "V" (o "mariposa") y se probó en vuelo con esta configuración. Más tarde se usó en Edwards AFB como un simulador de entrenamiento de la tripulación de choque y luego se desechó. ^[2]

Como interceptor, el Thunderceptor pronto fue eclipsado por diseños de otras compañías, pero al igual que el Thunderceptor, ninguno de estos entraría en producción. La Fuerza Aérea de los Estados Unidos decidió esperar el breve tiempo necesario para introducir diseños más nuevos y mucho más capaces creados como parte del proyecto del interceptor de 1954 . El Thunderceptor, al igual que los otros diseños de interceptores de la época, tenía tiempos de vuelo extremadamente cortos del orden de 25 minutos, lo que los hacía casi inútiles para proteger un área tan grande como los Estados Unidos. Los diseños de 1954 superaron al XF-91 en velocidad, alcance y tiempo de merodeo, además de incluir el radar y los sistemas de control de incendios necesarios para la operación nocturna y en todo clima. La era del luchador diurno dedicado-tipo interceptor había terminado.

Aeronaves en exhibición [ editar ]

 

XF-91 Thunderceptor, s/n 46-680 en exhibición

El prototipo sobreviviente, 46–0680, se exhibe en la Galería de Investigación y Desarrollo en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en Wright-Patterson AFB en Dayton, Ohio . ^[3] [4]

Especificaciones (XF-91 Thunderceptor) [ editar ]

Datos de The Complete Book of Fighters, ^[5] Air Force Legends #210: Republic XF-91 Thunderceptor ^[6]

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 43 pies 3 pulgadas (13,18 m)

47 pies 6 pulgadas (14 m) con cola de mariposa

46 pies 9 pulgadas (14 m) con punta de radomo

• Envergadura: 31 pies 2,7 pulgadas (9,517 m)
• Altura: 18 pies 1,1875 pulgadas (5,516563 m)

16 pies 6 pulgadas (5 m) con cola de mariposa

• Área del ala: 320 pies cuadrados (30 m ² )
• Perfil aerodinámico : República R-4,40-1710-1.0 ^[7]
• Peso vacío: 15.853 lb (7.191 kg)
• Peso bruto: 18,600 lb (8,437 kg) ^{[ cita requerida ]}
• Peso máximo al despegue: 28 516 lb (12 935 kg)
• Capacidad de combustible: 46-680 559 gal EE.UU. (465 gal imp.; 2120 l) internos (JP)

46-681 231 gal EE. UU. (192 gal imp.; 870 l) JP en el tanque del fuselaje

50 gal EE.UU. (42 gal imp.; 190 l) LOX en el fuselaje delantero

87 gal EE. UU. (72 gal imp.; 330 l) LOX en el fuselaje trasero

191 gal EE.UU. (159 gal imp.; 720 l) agua-alcohol en el fuselaje delantero

• 2x tanques de caída

60 gal EE. UU. (50 gal imp.; 230 l) (JP), 216 gal EE. UU. (180 gal imp.; 820 l) LOX , 265 gal EE. UU. (221 gal imp.; 1000 l) agua-alcohol en cada uno

• Planta motriz: 1 × motor turborreactor General Electric J47-GE-7 (más tarde GE-17) , 5200 lbf (23 kN) de empuje en seco

6100 lbf (27 kN) con inyección de agua en seco, 6900 lbf (31 kN) con postquemador

• Planta motriz: 1 × Reaction Motors XLR11-RM-9 motor cohete de combustible líquido con cuatro cámaras de combustión, 6000 lbf (27 kN) de empuje con cámaras conmutables individualmente

• Combustible: Agua-alcohol (25% H ₂ O / 75% C ₂ H ₆ O)
• Oxidante: Oxígeno líquido (LOX)

Actuación

• Velocidad máxima: 984 mph (1584 km/h, 855 nudos) a 47 500 pies (14 478 m)
• Velocidad máxima: Mach 1,49
• Alcance: 1.171 mi (1.885 km, 1.018 nmi)
• Techo de servicio: 50 000 a 55 000 pies (15 000 a 17 000 m)
• Tiempo hasta la altitud: 50 000 pies (15 240 m) en 5 minutos y 30 segundos
• Carga alar: 58,12 lb/sq ft (283,8 kg/m ² ) ^{[ cita requerida ]}
• Empuje/peso : 0,60

Armamento

• Armas: provisión para:

• Cañón M-3 de 4 × 20 mm (0,787 pulgadas) con 200 rpg (F-91)

o

• 4x T-110 cañón con 15 rondas T-131 cada uno (F-91-1)

o

• 4 cañones M-24 de 20 mm (0,787 in) con 200 rpg (F-91-3)

• Cohetes:
• hasta 6x 5 in (127 mm) HVAR F-91B

o

• 24 cohetes Mighty Mouse de 2,75 in (70 mm) en grupos de lanzadores extensibles
• Misiles: 4 misiles aire-aire Hughes AIM-4 Falcon (F-91-2)

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Consolidated Vultee XP-81

 

El Consolidated Vultee XP-81 (más tarde redesignado ZXF-81 ) es un desarrollo de Consolidated Vultee Aircraft Corporation para construir un caza de escolta de largo alcance de un solo asiento que combinaba el uso de motores turborreactores y turbohélices . Aunque prometedor, la falta de motores adecuados combinada con el final de la Segunda Guerra Mundial condenó al proyecto.

Diseño y desarrollo [ editar ]

Se ordenaron dos aviones prototipo el 11 de febrero de 1944 que fueron designados XP-81. La selección del motor fue un intento de combinar la capacidad de alta velocidad del motor a reacción con la resistencia que ofrece el motor de hélice . El XP-81 fue diseñado para usar el motor turbohélice General Electric TG-100 (más tarde designado XT31 por el ejército de EE. UU.) en la parte delantera que impulsa una hélice de cuatro palas y un turborreactor GE J33 en la parte trasera del fuselaje. El turbohélice se usaría para vuelos normales y de crucero y se agregaría el turborreactor para vuelos de alta velocidad.

 

Role	luchador de escolta
Fabricante	Corporación consolidada de aviones Vultee
Primer vuelo	11 de febrero de 1945
Estado	Cancelado
Usuario principal	Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos
Número construido	2

 

Historial operativo [ editar ]

 

La instalación original del motor Merlin en el XP-81

El primer XP-81 (serie 44-91000) se completó en enero de 1945, pero debido a problemas de desarrollo, el motor turbohélice no estaba listo para su instalación. Luego se tomó la decisión de montar un paquete completo de motor V-1650-7 de un avión P-51D en lugar del turbohélice para las pruebas de vuelo iniciales. Esto se hizo en una semana y el XP-81 con motor Merlin se envió a la base aérea de Muroc , donde voló por primera vez el 11 de febrero de 1945. Durante 10 horas de prueba de vuelo, el XP-81 mostró buenas características de manejo, excepto por una dirección inadecuada. estabilidad debido a la parte delantera más larga del fuselaje (esto se rectificó agrandando la cola vertical ). ^[1]

Si bien se ordenaron 13 aviones de preproducción YP-81 , la captura de Guam y Saipan eliminó la necesidad de cazas de escolta de alta velocidad y largo alcance y luego, justo antes del Día VJ , se canceló el contrato, después de que el 85% de la ingeniería Se completó. El YP-81 iba a ser esencialmente el mismo que el prototipo pero con un motor turbohélice GE TG-110 (XT41) más ligero y potente, el ala se movía hacia atrás 10 pulgadas (0,25 m) y un armamento de seis calibre .50 ( 12,7 mm) ametralladoras o seis cañones de 20 mm.

Después de que el XP-81 fue devuelto a Vultee Field, se instaló el turbohélice TG-100 y se reanudaron las pruebas de vuelo, incluido el primer vuelo de un avión estadounidense con motor turbohélice el 21 de diciembre de 1945. Sin embargo, el motor turbohélice no pudo producir su potencia diseñada; produciendo solo la misma potencia que el Merlin (1490 hp o 1112 kW) con el rendimiento resultante limitado al de la versión con motor Merlin.

Con el fin de las hostilidades, los dos prototipos continuaron siendo probados hasta 1947, cuando ambos fueron enviados a un campo de bombardeo como objetivos fotográficos. ^[2] [3]

Aviones sobrevivientes [ editar ]

• Ambos prototipos están almacenados en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos cerca de Dayton, Ohio . ^[4]

Operadores [ editar ]

 Estados Unidos

• Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (solo pruebas)

Especificaciones (XP-81) [ editar ]

Nota: El rendimiento se estima con TG-100 "totalmente potenciado". Solo se proyecta armamento.

 

Vista lateral del XP-81.

Datos de Jane's all the World's Aircraft 1947; ^[5] Aeronaves de General Dynamics y sus predecesores ^[6]

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 44 pies 8 pulgadas (13,61 m)
• Envergadura: 50 pies 6 pulgadas (15,39 m)
• Altura: 13 pies 6 pulgadas (4,11 m)
• Área del ala: 425 pies cuadrados (39,5 m ² )
• Peso vacío: 12,979 lb (5,887 kg)
• Peso bruto: 24.650 libras (11.181 kg)
• Planta motriz: 1 × motor turbohélice General Electric T31-GE-3 , 2300 shp (1700 kW) más 600 lbf (2,7 kN) de empuje residual (potencia estimada del motor de producción)
• Planta motriz: 1 × turborreactor de flujo centrífugo General Electric J33-GE-5 , 3750 lbf (16,7 kN) de empuje (motor planificado para aviones de producción)
• Hélices: hélice de velocidad constante de 4 palas, 12 pies (3,7 m) de diámetro

Actuación

• Velocidad máxima: 478 mph (769 km/h, 415 nudos) al nivel del mar; 816 km/h (507 mph) a 9100 m (30 000 pies)
• Velocidad de crucero: 275 mph (443 km / h, 239 nudos) a 30 000 pies (9100 m)
• Alcance: 2500 mi (4000 km, 2200 nmi)
• Techo de servicio: 47.000 pies (14.000 m)
• Velocidad de ascenso: 5300 pies/min (27 m/s)
• Carga alar: 106 lb/pie cuadrado (520 kg/m ² )

Armamento

• Cañones: cañón de 6 × 20 mm (0,787 pulgadas)
• Bombas: 2000 lb (910 kg) de bombas

[alquimista112 3.380]

 

 

 

 

Douglas A2D Skyshark

El Douglas A2D Skyshark fue un avión de ataque turbohélice creado por la compañía Douglas Aircraft Company para la Armada de los Estados Unidos en los años 1950, como un desarrollo del AD Skyraider de motor radial, pero fue cancelado antes de entrar en servicio debido a la baja fiabilidad del motor empleado.

 

Tipo	Avión de ataque
Fabricante	Douglas Aircraft Company
Primer vuelo	1950
Estado	Cancelado
Usuario	Armada de los Estados Unidos
N.º construidos	12 (4 nunca volaron)
Desarrollo del	A-1 Skyraider

 

Diseño y desarrollo[editar]

 

Douglas A2D-1 Skyshark BuNo. 125485 (séptimo de 10 prototipos) en el Idaho Falls Regional Airport.

El 25 de junio de 1945, la Oficina de Aeronáutica (BuAer) solicitó a la Douglas Aircraft un avión a hélice con motor de turbina.¹ Se presentaron tres propuestas en el siguiente año y medio: el D-557A, para usar dos General Electric TG-100 en góndolas alares; el D-557B, mismo motor, con hélices contrarrotativas; y el D-557C, para usar el Westinghouse 25D.¹ Estos fueron cancelados, debido a dificultades en el desarrollo del motor, pero la BuAer continuó buscando una solución a los sedientos reactores.¹

El 11 de junio de 1947,¹ Douglas consiguió la carta de intenciones de la Armada por un turbohélice embarcado. La necesidad de operar desde portaaviones de escolta de la clase Casablanca dictaba el uso de un turbohélice en lugar de un reactor.² Las ventajas de los motores turbohélice sobre los de pistón estaban prácticamente en la relación potencia-peso y la máxima potencia que se podría generar. La ventaja sobre los reactores era que un turbohélice funcionaba cerca del tope de RPM todo el tiempo, y el empuje podía ser generado rápidamente con simplemente cambiar el paso de la hélice.

 

Un A2D-1 de producción en vuelo.

Aunque recordase al AD Skyraider, el A2D era un avión totalmente diferente, y como tenía que ser, el Allison XT-40-A2 de 5100 hp³ tenía más del doble de la potencia que la del R3350 del Skyraider,³ con la instalación del XT40 en el Skyshark usando hélices contrarrotativas para aprovechar toda la potencia disponible. El espesor de la raíz alar se redujo, del 17 al 12%, mientras que tanto la altura de la cola como su superficie aumentaron.³

Los problemas de desarrollo del motor retrasaron el primer vuelo hasta el 26 de mayo de 1950, realizado en la Edwards Air Force Base por George Jansen.³

El piloto de pruebas de la Armada Cdr. Hugh Wood murió intentando aterrizar el primer prototipo del XA2D-1, BuNo 122988, el 19 de diciembre de 1950, en su decimoquinto vuelo. Fue incapaz de comprobar el régimen de descenso, resultando en un choque de alto impacto contra la pista.⁴ La investigación descubrió que la unidad de potencia de estribor del acoplado motor turbohélice Allison XT40A había fallado y no desembragó, no permitiendo volar al Skyshark con la potencia de la unidad opuesta ni poner las hélices en bandera. Como la sustentación de las alas desapareció, se indujo un régimen de hundimiento fatal. Se añadieron instrumentación adicional y un desacoplador automático al segundo prototipo, pero por la época en que estuvo listo para volar el 3 de abril de 1952, habían pasado dieciséis meses, y siendo desarrollados diseños totalmente a reacción, el programa del A2D estaba esencialmente muerto. El tiempo total de vuelo de la célula perdida fue de apenas 20 horas.⁵

Allison no pudo entregar un motor de "producción" hasta 1953, y mientras probaba un XA2D con ese motor, el piloto de pruebas C. G. "Doc" Livingston salió de un picado y fue sorprendido por un fuerte ruido y cabeceo hacia arriba. Su parabrisas estaba cubierto de aceite y el piloto de seguimiento le dijo que las hélices no estaban. La caja reductora había fallado. Livingston aterrizó exitosamente el avión. En el verano de 1954, el A4D estaba listo para volar. Los portaaviones de escolta estaban siendo retirados, y el tiempo se había acabado para el problemático programa del A2D.⁶

Debido en gran parte al fracaso del programa del T40 de producir un motor fiable, el Skyshark nunca entró en servicio operacional.

Fueron construidos doce Skysharks, dos prototipos y diez aviones de producción. La mayoría fue desguazada o destruida en accidentes, y solo uno sobrevivió.⁷

Aviones en exhibición[editar]

• A2D-1 Skyshark, BuNo. 125485: está en el aeropuerto de El Cajón (California) a 30 de marzo de 2016. Fue restaurado para exhibición estática por Pacific Fighters alrededor de 1995.⁸

Especificaciones (XA2D-1)[editar]

 

Dibujos del A2D-1.

Referencia datos: Encyclopedia of American Aircraft⁹

Características generales

• Tripulación: 1 piloto
• Longitud: 12,6 m (41,3 ft)
• Envergadura: 15,2 m (50 ft)
• Altura: 3,7 m (12,1 ft)
• Superficie alar: 37 m² (398,3 ft²)
• Peso vacío: 5864 kg (12 924,3 lb)
• Peso cargado: 8500 kg (18 734 lb)
• Peso máximo al despegue: 10 436 kg (23 000,9 lb)
• Planta motriz: 1× Turbohélice Allison XT-40-A-2.
  • Potencia:
• Hélices: 2× tripala contrarrotivas por motor.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 813 km/h (505 MPH; 439 kt)
• Alcance: 3520 km (1901 nmi; 2187 mi)
• Techo de vuelo: 14 664 m (48 110 ft)
• Régimen de ascenso: 37 m/s (7283 ft/min)
• Carga alar: 230 kg/m² (47,1 lb/ft²)
• Potencia/peso: 440 W/kg

Armamento

• Cañones:
  • 4 T31 de 20 mm
• Puntos de anclaje: 11 con una capacidad de 2 500 kg, para cargar una combinación de:
  • Otros: Diverso armamento de ataque a superficie

[alquimista112 3.380]

 

 

 

McDonnell XF-88 Voodoo

El McDonnell XF-88 Voodoo fue un birreactor de caza de largo alcance con alas en flecha, diseñado a finales de los años 1940 para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, por la McDonnell Aircraft Corporation. Aunque no entró en servicio, el diseño fue adaptado para el desarrollo del caza supersónico F-101 Voodoo.

 

Prototipo McDonnell XF-88 número de serie 46-525.
Tipo	Caza de escolta
Fabricante	McDonnell
Primer vuelo	20 de octubre de 1948
Estado	Cancelado
Usuario	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos	2
Coste del programa	6,6 millones de US$
Desarrollado en	McDonnell F-101 Voodoo

 

Diseño y desarrollo[editar]

 

El equipo de ingeniería posa tras el Vuelo 100.

 

Híbrido turbohélice-reactor supersónico XF-88B.

 

Aterrizaje del XF-88B.

Fue diseñado a raíz de una propuesta de las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos (USAAF) en 1946, por la que se solicitaba un caza a reacción de largo alcance para realizar tareas de penetración o escolta. Iba a ser esencialmente un reemplazo a reacción del North American P-51 Mustang que había escoltado a los bombarderos Boeing B-17 Flying Fortress sobre Alemania. Iba a tener un radio de combate de 1450 km y altas prestaciones. McDonnell comenzó los trabajos en el avión, denominado Model 36, el 1 de abril de 1946. El 20 de junio, a la compañía se le concedió un contrato por dos prototipos designados XP-88. Dave Lewis fue el Jefe de Aerodinámica del proyecto.¹

El diseño inicial iba a tener alas rectas y cola en V, pero las pruebas de túnel de viento indicaron problemas aerodinámicos que condujeron a un plano de cola convencional y a unas alas en flecha.²³ Las USAAF confirmaron la orden de dos prototipos el 14 de febrero de 1947,⁴ mientras que un cambio en el sistema de designación condujo a que los todavía no volados prototipos fueran redesignados XF-88 el 1 de julio de 1948, ganándose el modelo el apodo de "Voodoo".²

El Voodoo tenía un ala media/baja, en flecha de 35º. Los dos motores, especificados como turborreactores Westinghouse J34, estaban en el fuselaje inferior, alimentados por tomas de aire en las raíces alares y toberas por debajo del fuselaje trasero. Esto dejaba espacio en el largo fuselaje para los depósitos de combustible necesarios para el requerido largo alcance. El corto morro del Voodoo no tenía radar, con la intención de albergar un armamento de seis cañones M39 de 20 mm, mientras que el único piloto del caza se sentaba en una cabina presurizada y con un asiento eyectable.⁵⁶

Historia operacional[editar]

El primer XF-88 realizó su primer vuelo desde Muroc Field el 20 de octubre de 1948, pilotado por el Jefe de Pilotos de Pruebas de McDonnell, Robert Edholm.⁷² Estaba desarmado y equipado con motores J34-13 sin poscombustión que entregaban 13,37 kN (3000 lbf) de empuje.² Aunque las pruebas mostraron un manejo adecuado y la autonomía requerida, el XF-88 se probó falto de potencia. Esto resultó en prestaciones inadecuadas, con su velocidad máxima de 1031,59 km/h, siendo menor que la del F-86 Sabre.⁴ Con el fin de mejorar las prestaciones, se decidió equipar a los motores del segundo prototipo con posquemadores diseñados por McDonnell.⁸ Así modificados, los motores se convirtieron en los J34-22, entregando 16,05 kN (3600 lbf) de empuje.⁴ El segundo prototipo, XF-88A, realizó su primer vuelo el 26 de abril de 1949, siendo el primer prototipo modificado más tarde al mismo estándar.⁸

Los posquemadores mejoraron las prestaciones del Voodoo, alcanzando el XF-88A los 1126 km/h, pero a expensas de reducir el alcance debido al aumento del consumo de combustible.⁹ A pesar de esto, el XF-88 fue elegido contra los Lockheed XF-90 y North American YF-93 para el requerimiento de Caza de Penetración de la USAF, que planeaba versiones de producción que usaran motores más potentes Westinghouse J46⁸ (una orden de 1948 por 118 F-93 había sido cancelada en 1949).¹⁰ Cambios en las prioridades de la Fuerza Aérea, junto con una carencia de fondos, condujeron a que el caza de penetración fuese cancelado en agosto de 1950.¹¹

El primer prototipo fue modificado al estándar del XF-88B, con un motor turbohélice Allison T38 montado en el morro, añadido a los turborreactores. Se usó para realizar pruebas de vuelo hasta 1956,⁸ y alcanzó velocidades sobrepasando ligeramente Mach 1,0,¹² siendo el primer avión de hélice en conseguirlo.⁸ McDonnell también propuso una versión naval del XF-88, una variante de entrenador operacional biplaza y de reconocimiento, pero ninguno fue construido.⁸ Ambos prototipos fueron desguazados en 1958.⁸

La experiencia de la Guerra de Corea condujo a la USAF a reconsiderar sus planes para los cazas de penetración y llevó a una nueva especificación por un caza de largo alcance, siendo emitido el Requerimiento Operativo General (GOR) 101 en febrero de 1951. Se eligió una versión considerablemente agrandada para cubrir este requerimiento más tarde el mismo año, convirtiéndose el revisado diseño en el McDonnell F-101 Voodoo,³¹³ del que la primera versión de producción voló el 29 de septiembre de 1954.¹⁴

Variantes[editar]

XF-88

Primer prototipo, propulsado por motores Westinghouse XJ34-WE-13 de 13,38 kN de empuje. Desarmado.²

XF-88A

Segundo prototipo, equipado como con motores mejorados XJ34-WE-22, provistos de unos primitivos postquemadores. Posteriormente incluyó armamento. El primer prototipo fue modificado a esta versión.

XF-88B

Modificación del XF-88 que equipó en la parte delantera un motor turbohélice Allison XT38 de 1865 kW de potencia, manteniendo los turborreactores. Esta versión voló por primera vez el 14 de abril de 1953.

Especificaciones (XF-88A)[editar]

Referencia datos: Fighters of the United States Air Force¹⁵

 

Dibujo 3 vistas del McDonnell XF-88 Voodoo.

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Longitud: 16,5 m (54,2 ft)
• Envergadura: 12,1 m (39,7 ft)
• Altura: 5,3 m (17,3 ft)
• Superficie alar: 32,5 m² (350,1 ft²)
• Peso vacío: 5507 kg (12 137,4 lb)
• Peso máximo al despegue: 8392 kg (18 496 lb)
• Planta motriz: 2× turborreactores con postcombustión Westinghouse J34-WE-22.
  • Empuje normal: 13,4 kN (1364 kgf; 3008 lbf) de empuje cada uno.
  • Empuje con postquemador: 16,1 kN (1637 kgf; 3608 lbf) ⁹ de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 1136 km/h (706 MPH; 613 kt) a 6100 m de altitud
• Alcance: 2779 km (1501 nmi; 1727 mi)
• Techo de vuelo: 12 009 m (39 400 ft)
• Régimen de ascenso: 41 m/s (8071 ft/min)

Armamento

• Cañones:
  • 6x M39 de 20 mm

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Lockheed XF-90

El Lockheed XF-90 fue un avión de caza desarrollado por la compañía Lockheed Corporation en respuesta a un requerimiento de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos por un caza de largo alcance y escolta de bombarderos. El avión fue diseñado por Willis Hawkins y el equipo Skunk Works liderado por Kelly Johnson. Para el mismo requerimiento, McDonnell produjo el XF-88 Voodoo. Lockheed consiguió un contrato para la producción de dos prototipos (números de serie 46-687 y 46-688) con la designación inicial XP-90 (renombrado XF-90 en 1948). El primer vuelo de este modelo fue el 3 de junio de 1949 con el piloto de pruebas Tony LeVier a los mandos, retrasado por dificultades de desarrollo y contratiempos políticos. El rendimiento del XF-90 se consideró inadecuado debido a su poca potencia y no entró en producción.

 

El primer prototipo XF-90 (número de serie 46-687).
Tipo	Avión de caza
Fabricante	Lockheed Corporation
Primer vuelo	3 de junio de 1949
Estado	Cancelado
Usuario	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos	2
Coste del programa	5,1 mil

 

Diseño y desarrollo[editar]

 

El XF-90 en vuelo.

En respuesta a una solicitud del Ejército por un avanzado caza a reacción, Lockheed propuso un reactor propulsado inicialmente por un turborreactor de flujo axial Lockheed L-1000, y luego por el General Electric J35.² Posteriores refinamientos de diseño incluyeron el uso de dos motores Westinghouse J34 con posquemadores. Después de que los datos mostraran que una configuración de ala en delta no resultaba adecuada, el Lockheed Model 90 fue construido como maqueta en 1947 con alas en flecha.³

El diseño final aglutinó mucha de la experiencia adquirida y compartió la disposición de la toma de aire y ala baja del anterior P-80 Shooting Star, pero con alas con una flecha de 35º, un morro puntiagudo y dos motores turborreactores de flujo axial Westinghouse J34-WE-11, proporcionando un empuje total de 27,6 kN (6200 lbf), montados lado a lado en la cola y alimentados por tomas de aire situadas en los laterales del morro.⁴ Las alas tenían slats de borde de ataque, flaps tipo Fowler y alerones en el borde de fuga. La cabina presurizada estaba equipada con un asiento eyectable y una cubierta de burbuja. El armamento propuesto era de seis cañones de 20 mm. El combustible interno era complementado por depósitos de punta alar, llegando a una capacidad total de combustible de 6308 l. El uso de la aleación de aluminio 75ST en lugar de la hasta entonces estándar 24ST, junto con pesadas partes forjadas y mecanizadas, resultó en una célula extremadamente bien construida y robusta. Sin embargo, estas innovaciones también resultaron en un avión con un peso en vacío de más del 50 % más pesado que sus competidores.⁴

El primer XF-90 usaba J34 sin poscombustión, pero carecían de empuje suficiente para despegar, por lo que fue necesario usar cohetes RATO en la mayoría de los vuelos, a menos que llevara una carga de combustible muy pequeña. El segundo (XF-90A) tenía posquemadores instalados que habían sido probados en un avión bancada F-80. Incluso así, el avión continuó falto de potencia.⁴

Pruebas y evaluación[editar]

 

El primer prototipo del XF-90.

 

Restos del segundo prototipo del XF-90.

El XF-90 fue el primer reactor de la USAF con posquemador y el primer reactor de Lockheed en volar en supersónico, aunque en un picado. También incorporaba un inusual estabilizador vertical que podía moverse hacia delante y hacia atrás para ajustar el estabilizador horizontal. Debido en parte a que el diseño de Lockheed se probó falto de potencia, quedó segundo tras el McDonnell XF-88 Voodoo, que ganó el contrato en septiembre de 1950, antes de que el proyecto del caza de penetración fuera asimismo abandonado.

Una vez que Lockheed perdió el contrato de producción, los dos prototipos fueron retirados a otras tareas de pruebas. El primer avión (46-687) fue transportado al Laboratorio del NACA en Cleveland (Ohio) en 1953, para realizar pruebas estructurales. Ya no estuvo más en condiciones de volar, y su extremadamente fuerte célula fue probada hasta su destrucción. El otro (46-688) sobrevivió a tres explosiones atómicas en Frenchman Flat, dentro del Emplazamiento de pruebas de Nevada, en 1952.

Variantes[editar]

Model 90

Designación interna de la compañía.

XP-90

Designación inicial dada por las USAAF.

XF-90

Designación final del proyecto. Prototipo de caza, uno construido.

XF-90A

Segundo prototipo, motores con posquemadores, uno construido.

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos

Apariciones notables en los medios[editar]

El XF-90 pervivió como el avión volado desde los años 50 por el popular Blackhawks Squadron en la serie de cómics del mismo nombre, publicado por primera vez por Quality Comics y más tarde por DC Comics. Los Blackhawks volaban modelos monomotores B y C, variantes de producción de ficción del bimotor XF-90 de Lockheed.⁵

Disposición de los aviones[editar]

• 46-0687: Probado hasta su destrucción en el laboratorio del NACA en Cleveland (Ohio).⁶
• 46-0688: En almacenamiento, esperando restauración en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos en Dayton (Ohio). En 2003, el muy dañado casco fue recuperado del Emplazamiento de Pruebas de Nevada y trasladado allí. Actualmente está bajo restauración menor en una de las instalaciones del Museo. Sus alas han sido desmontadas, y su morro está mutilado por las explosiones nucleares. Durante el proceso de descontaminación, todos los remaches tuvieron que ser desmontados para retirar la arena radioactiva. El avión se encuentra en exhibición en la galería de la Guerra Fría del museo, en un diorama que reproduce el Nevada Test Site.^7 8

Especificaciones (XF-90A)[editar]

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Longitud: 17,1 m (56,2 ft)
• Envergadura: 12,2 m (40 ft)
• Altura: 4,8 m (15,7 ft)
• Superficie alar: 32 m² (344,5 ft²)
• Peso vacío: 8204 kg (18 081,6 lb)
• Peso cargado: 12 363 kg (27 248,1 lb)
• Peso máximo al despegue: 14 118 kg (31 116,1 lb)
• Planta motriz: 2× turborreactor Westinghouse J34-WE-15.
  • Empuje normal: 18 kN (1835 kgf; 4047 lbf) de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 1064 km/h (661 MPH; 575 kt)
• Alcance: 3680 km (1987 nmi; 2287 mi)
• Techo de vuelo: 11 890 m (39 009 ft)
• Régimen de ascenso: 28,2 m/s (5551 ft/min)
• Carga alar: 386 kg/m² (79,1 lb/ft²)
• Empuje/peso: 0,3

Armamento

• Cañones:
  • 6 de 20 mm
• Bombas: 907 kg
• Cohetes:
  • 8× HVAR de 127 mm

[alquimista112 3.380]

 

 

North American YF-93

El North American YF-93 fue un caza estadounidense desarrollado desde el F-86 Sabre, que surgió como una variante radicalmente diferente, que recibió su propia designación. Dos aparatos fueron construidos y volados antes de que el proyecto fuera finalmente cancelado.

El primer YF-93A con tomas NACA.
Tipo	Avión de caza
Fabricante	North American Aviation
Primer vuelo	24 de enero de 1950
Retirado	1956
Usuario	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
Usuarios principales	NACA
N.º construidos	2
Coste del programa	11,5 millones de dólares1
Desarrollo del	F-86 Sabre

 

iseño y desarrollo[editar]

 

Vista superior del segundo YF-93.

En 1947, North American Aviation comenzó un estudio de diseño, el NA-157, para crear un verdadero "caza de penetración" y cubrir los requerimientos de una versión de largo alcance de su F-86A Sabre. Para acomodar más combustible, se pensó en un F-86A mucho mayor, finalmente capaz de llevar 7420 l, tanto internamente como en dos depósitos subalares lanzables de 760 l. La nueva variante poseía un alcance teórico sin repostar de más de 3700 km, el doble que el de un F-86A de producción estándar. El caza resultante, designado originalmente F-86C, estaba destinado a competir contra el XF-88 Voodoo y el Lockheed XF-90 para cubrir el requerimiento de Caza de Penetración de la USAF como escolta de bombarderos.

El F-86C era mucho mayor y más pesado, pesando 4830 kg más que su antecedente. El peso y perímetro aumentados necesitaban un tren principal de dos ruedas, área alar aumentada y un motor más potente, el Pratt & Whitney J48 de 27,8 kN (6250 lbf) de empuje estático y 38,9 kN (8750 lbf) de empuje disponible con poscombustión. Con el radar de búsqueda SCR-720 y seis cañones de 20 mm montados en el morro, donde estaba la toma de aire del F-86A, los ingenieros diseñaron un nuevo juego de tomas NACA enrasadas. También se incorporó una "cintura de avispa" en el fuselaje.

En diciembre de 1947, la Fuerza Aérea ordenó dos prototipos NA-157 y, considerando los muchos cambios respecto del F-86, los redesignó YF-93A. El primer prototipo fue construido con las tomas NACA; el segundo avión tenía unas tomas más convencionales. Seis meses más tarde, el contrato inicial fue seguido por una orden de 118 F-93A-NA. En 1949, la orden de producción fue abruptamente cancelada ya que las prioridades habían cambiado dramáticamente tras las pruebas del innovador Boeing B-47, que reputadamente no necesitaría una escolta debido a sus capacidades de alta velocidad. Estando a punto de salir los prototipos YF-93A de la línea de montaje, la USAF se hizo cargo del proyecto.

Historia operacional[editar]

 

El primer YF-93 en vuelo.

Los prototipos, números de serie 48-317 y -318, comenzaron las pruebas de vuelo en 1950 y entraron en una eliminatoria contra otros proyectos de cazas de penetración, el XF-88 y el XF-90; el primero fue declarado ganador. Ninguno de los proyectos sería ordenado. Los YF-93A fueron devueltos a las instalaciones AMES del Comité Asesor Nacional para la Aeronáutica (NACA) para realizar más pruebas antes de ser utilizados como aviones de seguimiento hasta 1956. El vuelo con las tomas NACA se probó problemático a altos ángulos de ataque, restringiendo el flujo de aire a los motores. Por esta época, sin embargo, estaban disponibles aviones de mayores prestaciones y ambos aparatos fueron finalmente declarados excedentes y desguazados.

Variantes[editar]

F-86C

Designación original para una variante remotorizada del F-86A, dos construidos.

YF-93A

Redesignación de los dos prototipos F-86C.

F-93A

Variante de producción, orden cancelada de 118 unidades.

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos

Especificaciones (YF-93A)[editar]

Referencia datos: The American Fighter²

 

Ilustración en corte esquemático del YF-93A.

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Longitud: 13,4 m (44,1 ft)
• Envergadura: 11,8 m (38,7 ft)
• Altura: 4,8 m (15,7 ft)
• Superficie alar: 28,4 m² (305,7 ft²)
• Peso vacío: 6366 kg (14 030,7 lb)
• Peso cargado: 9802 kg (21 603,6 lb)
• Peso máximo al despegue: 12 027 kg (26 507,5 lb)
• Planta motriz: 1× turborreactor Pratt & Whitney J48-P-6.
  • Empuje normal: 27 kN (2753 kgf; 6070 lbf) de empuje.
  • Empuje con postquemador: 38,9 kN (3967 kgf; 8745 lbf) de empuje.

Rendimiento

• Velocidad nunca excedida (V_ne): 1139 km/h (708 MPH; 615 kt) a nivel del mar, 1001 km/h a 11 000 m (35 000 pies)
• Velocidad máxima operativa (V_no): 859 km/h (534 MPH; 464 kt)
• Alcance: 3166 km (1710 nmi; 1967 mi)
• Techo de vuelo: 14 300 m (46 916 ft)
• Régimen de ascenso: 60,8 m/s (11 968 ft/min)

Armamento

• Cañones:
  • 6x M24 de 20 mm (propuesto, no instalado en los prototipos)

[alquimista112 3.380]

 

 

Grumman XF10F Jaguar

El Grumman XF10F Jaguar fue un prototipo de caza con alas de geometría variable, ofrecido a la US Navy (Marina de los Estados Unidos) a principios de la década de 1950. Aunque nunca llegó a entrar en servicio, fue un modelo en el que la US Navy y sus diseñadores experimentaron avanzadas soluciones tecnológicas y aerodinámicas para desarrollos posteriores tales como el General Dynamics/Grumman F-111B y para el F-14 Tomcat.

 

Grumman XF10F Jaguar
Tipo	Caza embarcado
Fabricante	Grumman Aircraft Engineering Corporation
Primer vuelo	19 de mayo de 1952
N.º construidos	Solamente se completó un prototipo

 

Historia, diseño y desarrollo[editar]

El Departamento de Aeronáutica de la US Navy estaba interesado en el concepto de alas de geometría variable ya que estaban sumamente preocupados ante la posibilidad cada día más tangible de que las velocidades de aproximación y apontaje de sus cazas pesados de alas en flecha resultasen incompatibles con las condiciones operacionales de los portaaviones entonces en servicio. Muchos de los aviones existentes en esa época ya tenían prestaciones marginales operando desde portaaviones, y la tendencia en el incremento de peso no parecía tener solución. Al mismo tiempo, las demandas por mayores velocidades condujeron a la utilización de aviones con alas en flecha que no tenían buenas características de despegue. La perspectiva de combinar ambas características en un solo avión era simplemente irresistible.

El proyecto XF10F original, del que se encargaron dos prototipos el 4 de marzo de 1948, consistía en un caza de ala en flecha fija propulsado por un Pratt & Whitney J42 (el Rolls-Royce Nene fabricado bajo licencia). Sin embargo, el diseño fue objeto de numerosas alteraciones y cambios de consideración, proponiéndose la adopción de las alas de geometría variable el 7 de julio de 1949. La configuración definitiva fue establecida en los meses finales de 1950, y la revisión del contrato, que incluía los dos prototipos, concluyó el 14 de diciembre de ese año. El Jaguar resultante era un avión grande y pesado, cuyo fuselaje era similar al del Grumman F9F Panther. Tenía una deriva en forma de T, con el estabilizador horizontal montados sobre la deriva vertical. El único turborreactor tenía las tomas de aire colocadas a los costados del fuselaje, detrás de la posición de la cabina. Provisto de unas alas que se aflechaban hidráulicamente de 13,5º para el despegue/aterrizaje y otra de 42,5º para los vuelos a alta velocidad y que incorporaba grandes avances, como slats de borde de ataque de envergadura total y flaps tipo Fowler que ocupaban el 80% del borde de fuga. El diseño solía causar oscilaciones inducidas por el piloto, provocando que el avión fuera casi incontrolable durante gran parte del vuelo.

El XF10F no estaba armado, pero estaba previsto que los aviones de serie acomodasen 4 cañones automáticos de 20 mm y soportes subalares para bombas y cohetes, igual que los cazas de la US Navy de su época

Pruebas[editar]

A pesar de que el potencial del Jaguar era más que interesante, la configuración presentaba muchas de las dificultades que el avión experimental Bell X-5 había experimentado. El desarrollo del Jaguar se vio obstaculizado porque utilizaba el desastroso motor Westinghouse J40 que al igual que a otros aviones de ese periodo convirtió al Jaguar en un avión propenso a problemas relacionados con el motor y con poco empuje. El J40 tenía una relación normal de 3.337 kg, capaz de ser incrementada hasta los 4.944 kg mediante la poscombustión, y sus eternos problemas probaron ser insuperables. De Hecho, el único prototipo que llegó a volar estuvo propulsado por un J40-WE-6 de tan solo 3.084 kg de empuje, y el posquemador no llegó a instalarse jamás.

El primer aparato fue completado en marzo de 1952, y después de algunos cortos carreteos a escasa velocidad, realizados en Bethpage , fue desmontado para su traslado en un Douglas C-124 Globemaster II a la base aérea de Edwards, en Muroc Dry Lake, el 16 de abril de ese año. El piloto de pruebas de Grumman, C.H. "Corky" Meyer, fue el encargado de tripularlo a lo largo de todo el programa, comenzando por un memorable vuelo inaugural de 16 minutos de duración realizado el 19 de mayo de 1952. En él se experimentaron problemas con los sistemas de a bordo y de control, sentando la pauta de lo que iba a ser casi todo el programa de 32 vuelos, que finalizó el 25 de abril de 1953. En él se recopiló mucha y muy valiosa experiencia, y el mecanismo de aflechamiento alar resultó un éxito, pero la anulación del desarrollo del motor J40 en marzo de 1953 representó el golpe final y después de la cancelación el 1 de abril del pedido de 100 ejemplares de serie y de los restantes 12 aparatos de preserie el 13 de junio, el proyecto fue abandonado. El XF10F-1 y el segundo prototipo, que estaba incompleto, fueron trasladados al Centro Naval de Materiales Aeronáuticos en Filadelfia para unas pruebas, y el avión utilizado para pruebas estáticas fue utilizado como blanco de prácticas.

El piloto de pruebas Corwin “Corky” Meyer, que como más arriba indicabamos fue el único piloto en volar el Jaguar lo describió como divertido de volar "porque había tantas cosas mal en él". Irónicamente, Meyer encontró que el novedoso mecanismo que accionaba las alas de geometría variable, que era mucho más complicado que el que usaba el Bell X-5 , y que luego fue adoptado por el F-111, el F-14 y el Panavia Tornado ) era lo único del Jaguar que funcionaba bien. La US Navy estaba decepcionada por los resultados de las pruebas, y el desarrollo de portaaviones más grandes, con cubiertas anguladas y catapultas a vapor, hizo que la configuración de geometría variable fuese menos necesaria.

Especificaciones[editar]

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Longitud: 17,01 m
• Envergadura: 11,2 m (13,5º de flecha), 15,42 m (42,5º de flecha)
• Altura: 4,95 m
• Superficie alar: 41,8 m² (13,5º de flecha), 43,38 m² (42,5º de flecha)
• Peso vacío: 9265 kg
• Peso cargado: 16 080 kg
• Planta motriz: 1× Turborreactor Westinghouse J40-W-8.
  • Empuje normal: 30 kN (6800 lbf) de empuje.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 1140 km/h
• Alcance: 2670 km
• Empuje/peso: 0,19

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Ryan XF2R Dark Shark

 

El Ryan XF2R Dark Shark fue un avión de caza experimental construido por la compañía estadounidense Ryan Aeronautical Company para la Armada de los Estados Unidos, que combinaba la propulsión de un motor turbohélice y turborreactor. Estaba basado en el Ryan FR-1 Fireball, pero este contaba en la parte frontal con un motor de pistones tripala en lugar del turbohélice General Electric T31 con una hélice Hamilton Standard de cuatro palas que equipaba el XF2R.¹

El turbohélice mejoró enormemente las prestaciones con respecto al FR-1 Fireball, pero la Armada se mostró poco interesada en el modelo, acabando por abandonar la idea de cazas combinados y apuntando hacia cazas de propulsión únicamente con reactores.

 

Ryan XF2R-1 en vuelo.

La Fuerza Aérea de los Estados Unidos, sin embargo, mostró mayor interés; en ese momento estaban evaluando el Consolidated Vultee XP-81 de concepto similar, y consultaron a Ryan para modificar el XF2R para usar el turborreactor Westinghouse J-34 en lugar del General Electric J-31 usado previamente. Las modificaciones propuestas dieron lugar al XF2R-2, con las tomas de aire movidas a los lados del fuselaje delantero utilizando tomas NACA en lugar de las entradas en el borde de ataque de las alas usadas previamente.

A pesar de que el Dark Shark demostró ser un avión capaz, nunca paso de la etapa de prototipo, ya que los aviones de reacción puros fueron considerados superiores.

Ryan FR-1 del NACA Ames Research Center, en Moffet Field (California, 1945).
Tipo	Avión de caza
Fabricante	Ryan Aeronautical Company
Estado	Cancelado
Usuario	Armada de los Estados Unidos
N.º construidos	1 prototipo
Desarrollo del	Ryan FR-1 Fireball

 

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 11 m (36 ft)
• Envergadura: 12,8 m (42 ft)
• Altura: 4,3 m (14 ft)
• Superficie alar: 28,3 m² (304,6 ft²)
• Peso cargado: 4990 kg (10 998 lb)
• Planta motriz:
  • 1× turborreactor General Electric J31.
    • Empuje normal: 7,1 kN (724 kgf; 1596 lbf) de empuje.
  • 1× Turbohélice General Electric T31.
    • Potencia: 1760 kW (2427 HP; 2393 CV) cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 800 km/h (497 MPH; 432 kt) a nivel del mar.
• Techo de vuelo: 11 900
• Régimen de ascenso: 24,6 m/s (4850 ft/min)
• Carga alar: 176 kg/m² (36 lb/ft²)

Armamento

• Armas de proyectiles: 4× ametralladoras Browning M2 de 12,7 mm

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Curtiss XF15C

El Curtiss XF15C fue un prototipo de caza de propulsión mixta de los años 40 del siglo XX. Estaba entre varios diseños similares ordenados por la Armada de los Estados Unidos antes de que los aviones a reacción puros demostraran su habilidad de operar desde portaaviones y los diseños de propulsión mixta fueran abandonados. Solo se construyeron tres prototipos, estrellándose el primero durante las pruebas, mientras que el segundo fue desguazado y el tercero perdura actualmente.

 

Tipo	Caza embarcado
Fabricante	Curtiss Aeroplane and Motor Company
Primer vuelo	27 de febrero de 1945
N.º construidos	3

Desarrollo[editar]

A finales de los años 40, la Armada estadounidense estaba interesada en el concepto de la propulsión mixta para sus cazas embarcados. Los motores a reacción de la época tenían una respuesta muy lenta, lo que representaba una preocupación de seguridad en caso de una aproximación frustrada a un portaaviones, ya que el avión no podría acelerar lo suficientemente rápido para mantenerse en el aire después de llegar al final de la cubierta. Esto condujo a órdenes de una serie de cazas de propulsión mixta, que incluían al FR Fireball.

Por ello, se emitió una orden a Curtiss el 7 de abril de 1944 para la entrega de tres aviones de propulsión mixta, designados F15C. Propulsado por un motor a hélice Pratt & Whitney R-2800 Double Wasp de 1566 kW (2100 hp) y un turborreactor Allis-Chalmers J36, el avión era en teoría el caza más rápido de la Armada estadounidense en esa época.

Historia operacional[editar]

El primer vuelo del primer prototipo ocurrió el 27 de febrero de 1945, sin el turborreactor instalado. Cuando fue completado en abril del mismo año, el avión realizó varias pruebas de propulsión mixta, aunque el 8 de mayo se estrelló en una aproximación de aterrizaje. El segundo prototipo voló por primera vez el 9 de julio del mismo año, y pronto fue seguido por un tercer prototipo. Ambos aviones eran prometedores, pero, en octubre de 1946, la Armada había perdido el interés en el concepto de la propulsión mixta y canceló el desarrollo.¹

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Armada de los Estados Unidos

Supervivientes[editar]

De los dos prototipos restantes de este inusual avión, uno fue desguazado después de la Segunda Guerra Mundial, y el otro permaneció almacenado hasta que la Armada lo liberó como pieza de museo. Más tarde fue ubicado en el Quonset Air Museum en North Kingstown, Rhode Island.²³ Una parte del tejado se había desplomado por hielo y nieve en marzo de 2014, por lo que permanecía cerrado.³ El único superviviente está actualmente en exhibición estática en el Hickory Aviation Museum en Hickory (Carolina del Norte).

Especificaciones[editar]

Referencia datos: Jane's all the World's Aircraft 1947,⁴ Curtiss aircraft 1907-1947⁵

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Longitud: 13,32 m
• Envergadura: 15 m (6,22 m con las alas plegadas)
• Altura: 4,65 m (5,2 m con las alas plegadas)
• Superficie alar: 37 m²
• Peso vacío: 5737 kg
• Peso cargado: 7543 kg
• Peso máximo al despegue: 8481 kg
• Planta motriz: 1× motor radial de 18 cilindros y refrigerado por aire Pratt & Whitney R-2800-34W Double Wasp.
  • Potencia: 1600 kW (2100 hp)
• Hélices: Hamilton Standard de cuatro palas de velocidad constante y abanderamiento total
• Diámetro de la hélice: 3,99 m
• Planta motriz: 1x turborreactor de flujo centrífugo Allis-Chalmers J36 de 12 kN (2700 lbf) de empuje

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 755 km/h con ambos motores a 7700 m (25 300 pies)
• Alcance: 2229 km
• Techo de vuelo: 12 700 m (41 800 pies)
• Régimen de ascenso: 25,5 m/s (5020 pies/min)

Armamento

• Cañones:
  • 4 de 20 mm montados en las alas

 

 

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BAE Systems Tempest

 

El BAE Systems Tempest (Tempestad en español) es un avión de combate a reacción de sexta generación que se está desarrollando en el Reino Unido para la Real Fuerza Aérea (RAF). El avión está destinado a entrar en servicio a partir de 2035, reemplazando gradualmente al Eurofighter Typhoon. Está siendo desarrollado como parte de un programa llamado Future Combat Air System (FCAS) -no confundir con otro programa también llamado Future Combat Air System (FCAS) liderado por Alemania, Francia y España- por un consorcio conocido como "Team Tempest", que incluye al Ministerio de Defensa Británico, BAE Systems, Rolls-Royce, Leonardo S.p.A. y MBDA UK. El gobierno británico planea gastar 2 mil millones de libras esterlinas para la fase inicial del proyecto hasta 2025.¹

Tanto Italia como Suecia firmaron un Memorando de Entendimiento en 2020 comprometiéndose a explorar la colaboración en el programa FCAS.² El Reino Unido y Japón anunciaron que están trabajando juntos en el desarrollo conjunto de motores y radares de demostración. A esto le siguió un anuncio en diciembre de 2022 del Programa Global Combat Air (GCAP); una colaboración entre Italia, Japón y el Reino Unido para un avión de combate de sexta generación.

Una maqueta del Tempest en la feria DSEI de 2019.
Tipo	Sexta generación de cazas de reacción
Fabricante	BAE Systems Rolls-Royce Leonardo S.p.A. MBDA
Introducido	2035 (planificado)
Estado	En desarrollo
Usuario	Reino Unido  Italia  Japón  Suecia

 

Desarrollo[editar]

El desarrollo del Tempest comenzó en 2015.⁵

El 16 de julio de 2018, el Ministerio de Defensa del Reino Unido (MoD) publicó su estrategia aérea de combate. Los elementos clave de esto son:⁶⁷

• Continuar el desarrollo del Eurofighter Typhoon.
• Implementar la Iniciativa de Tecnología del Sistema Aéreo de Combate Futuro que fue establecida por la Revisión de Seguridad y Defensa Estratégica de 2015 .
• Estudio de programas de sustitución de Typhoons.
• "Construir o establecer nuevas asociaciones [internacionales] para cumplir con los requisitos futuros".
• Centrarse en la asequibilidad.
• El documento describe el aire de combate como "Una aeronave, tripulada o no tripulada, cuya función principal es realizar operaciones de combate aire-aire y/o aire-superficie en un entorno hostil y/o disputado, mientras tiene la capacidad de realizar tareas de vigilancia, reconocimiento, guerra electrónica y mando y control”.⁷ El mismo día, el programa Tempest se presentó en el Salón Aeronáutico de Farnborough como parte de la Estrategia Aérea de Combate para mantener las capacidades de desarrollo de aviones de combate del Reino Unido.⁸

El Tempest será un avión de combate de sexta generación que incorporará varias tecnologías nuevas, incluida la IA de aprendizaje profundo, la capacidad de volar sin tripulación, drones enjambre, armas de energía dirigida,⁹ cabina virtual en el casco¹⁰¹¹ y armas hipersónicas.¹² Se asignaron 2 mil millones de £ hasta 2025.¹³⁹ Fue desarrollado por un grupo llamado "Team Tempest", formado por BAE Systems, líder del proyecto e integrador de sistemas; Rolls-Royce, trabajando en potencia y propulsión; Leonardo S.p.A, trabajando en sensores, electrónica y aviónica; MBDA, trabajando en armas;⁹¹⁴¹¹ y la Oficina de Capacidades Rápidas de la Royal Air Force (RAF).⁸¹⁰ Se anticipa que el vuelo inaugural ocurrirá en 2025 antes de la entrada en servicio en 2035.¹⁰¹⁵ Tempest reemplazará al Eurofighter Typhoon en el servicio RAF.⁹ El caza Hawker Tempest de la Segunda Guerra Mundial de la RAF también sucedió a un caza llamado Typhoon (Hawker Typhoon).¹⁶ Parte de la tecnología desarrollada para Tempest se implementará en los cazas Typhoon.¹³

En 2018 se informó que el Ministerio de Defensa estaba en conversaciones con funcionarios de Suecia sobre un avión de combate común.¹⁷¹⁸⁹ El 8 de febrero de 2019, se informó que el Ministerio de Defensa y BAE Systems planeaban acercarse al Ministerio de Defensa y la Fuerza Aérea de la India con respecto a la colaboración para el diseño y la fabricación del Tempest.¹⁹

En julio de 2019, Team Tempest reveló que planeaba usar un Boeing 757 como banco de pruebas para la tecnología desarrollada para Tempest.²⁰ El avión, llamado Excalibur , será el único banco de pruebas de caza furtivo fuera de los Estados Unidos.²¹

Participación internacional[editar]

El 19 de julio de 2019, Suecia y el Reino Unido firmaron un memorando de entendimiento (MoU) para explorar formas de desarrollar conjuntamente tecnologías de combate aéreo de sexta generación.²²²³ La televisión de servicio público sueca SVT informó que Suecia ahora es parte del proyecto Tempest,²⁴ sin embargo , Jane's Defense Weekly aclaró más tarde que Suecia no era formalmente parte del proyecto Tempest, sino que está cooperando en el proyecto más amplio. Estrategia aérea de combate. Se esperaba una decisión sobre el compromiso total con Tempest por parte de Suecia para el tercer trimestre de 2020.²⁵

Italia anunció su participación en Team Tempest el 10 de septiembre de 2019.²⁵²⁶ La declaración de intenciones fue firmada entre los organismos participantes del Reino Unido y las empresas participantes italianas (Leonardo Italia, Elettronica, Avio Aero y MBDA Italia).²⁷

En el Farnborough Airshow virtual en julio de 2020, el secretario de Defensa, Ben Wallace , anunció que siete nuevas empresas se unirían al consorcio Team Tempest: GEUK, GKN, Collins Aerospace, Martin Baker, QinetiQ, Bombardier en Belfast (ahora Spirit Aerosystems) y Thales UK, junto con Universidades y pymes del Reino Unido. Las empresas desarrollarán más de 60 prototipos tecnológicos y actividades de demostración. Para julio de 2020, habían comenzado las discusiones trilaterales de la industria entre el Reino Unido, Suecia e Italia;²⁸ También se anunció una inversión inicial de 50 millones de libras esterlinas en el proyecto por parte de Saab y la apertura de un centro de Future Combat Air Systems en el Reino Unido.²⁸ Sin embargo, Saab no se comprometió explícitamente con Tempest.²⁹

La participación de Italia y Suecia se confirmó con la firma de un memorando de entendimiento trilateral con el Reino Unido, denominado Cooperación del Sistema Aéreo de Combate Futuro (FCASC), el 21 de diciembre de 2020, "que define los principios generales para la cooperación en igualdad de condiciones entre los tres países".²

El 29 de julio de 2021, el proyecto pasó a la fase de concepto y evaluación, y BAE Systems recibió un contrato de 250 millones de libras esterlinas para avanzar en el diseño.³⁰ En agosto de 2021, Italia anunció su intención de invertir 2000 millones de euros para 2035, comenzando con una contribución de 20 millones de euros en 2021, seguida de la misma cantidad en 2022 y 2023.³¹ En el presupuesto de defensa italiano de julio de 2022, el desarrollo del luchador se aceleró con Italia ahora presupuestando un gasto de 220 millones de euros en 2022 y 345 millones de euros en 2023, con una inversión total prevista de 3.800 millones de euros para 2036.³²

El 22 de diciembre de 2021, se anunció que el Reino Unido y Japón desarrollarían conjuntamente un banco de pruebas de motores, y el Reino Unido contribuiría inicialmente con 30 millones de libras esterlinas para el diseño, seguido de 200 millones de libras esterlinas para la producción del banco de pruebas.³³ El 15 de febrero de 2022, el Reino Unido y Japón también acordaron el desarrollo conjunto de un demostrador de radar de combate de próxima generación denominado JAGUAR (sensor RF avanzado universal de Japón y Gran Bretaña), dirigido por Leonardo UK y Mitsubishi Electric.³⁴³⁵

El 18 de julio de 2022, el Reino Unido anunció que volaría un avión de demostración por primera vez "en los próximos cinco años". Según el comunicado de prensa del MOD, el desarrollo del demostrador ya está en marcha en las instalaciones de BAE Systems en Preston, Inglaterra, y ya se ha volado en simuladores.³⁶

Las discusiones para combinar esfuerzos en Tempest con el propio proyecto de caza Mitsubishi FX de Japón como un medio para reducir los costos de desarrollo comenzaron ya en 2017.³⁷²⁰⁹ La decisión final se tomó a fines de 2022 para fusionar el desarrollo y el despliegue. de un avión de combate común bajo un proyecto llamado "Programa Aéreo de Combate Global" (GCAP) con desarrollo compartido con Italia.³⁸³⁹⁴

GCAP[editar]

El Programa Aéreo de Combate Global (Global Combat Air Programme, GCAP) es una iniciativa multinacional liderada por el Reino Unido, Japón e Italia para desarrollar un caza furtivo de sexta generación. El programa tiene como objetivo reemplazar el Eurofighter Typhoon y el avión Mitsubishi F-2 actualmente en servicio con la Royal Air Force, la Fuerza Aérea Italiana y la Fuerza Aérea de Autodefensa de Japón. El 9 de diciembre de 2022, los gobiernos de Japón, el Reino Unido e Italia anunciaron conjuntamente que desarrollarían y desplegarían un avión de combate común, fusionando sus proyectos de sexta generación previamente separados; BAE Systems Tempest, liderada por el Reino Unido , y la japonesa Mitsubishi F-X.³

Alrededor de 2024, se aclarará el desarrollo detallado y los costos compartidos para cada empresa, y la producción comenzará alrededor de 2030, y el primer avión se desplegará en 2035.⁴⁰

Diseño[editar]

Una maqueta del Tempest en la feria DSEI de 2019 Tempest será modular, tanto para adaptarse fácilmente a funciones para adaptarse a la misión particular como para tener componentes fácilmente actualizables durante su vida útil. ⁴¹ Tiene alas delta y un par de estabilizadores verticales que apuntan hacia afuera.¹⁵ Incorporará tecnología sigilosa , podrá volar sin tripulación y usará tecnología de enjambre para controlar drones. Incorporará aprendizaje profundo de inteligencia artificial y llevará armas de energía dirigida.⁴¹⁹¹² La aeronave tendrá una capacidad de compromiso cooperativoque es la capacidad de compartir datos y mensajes con otras aeronaves y coordinar acciones.¹⁵¹² Tempest contará con una cabina virtual que se muestra en la pantalla montada en el casco de un piloto [39] usando una unidad Striker II,¹¹ y un motor de ciclo adaptativo que utiliza materiales compuestos y un proceso de fabricación mejorado para ser liviano y tener mejor gestión térmica manteniendo los costos bajos.¹⁵¹⁰

Leonardo ha propuesto un receptor de advertencia de radar que es cuatro veces más preciso a 1/10 del tamaño de las unidades actuales.⁴²

El avión tiene una sección trasera del fuselaje ligeramente elevada, para acomodar conductos en "forma de S" detrás de las entradas de aire de su bimotor, para reducir su sección transversal de radar frontal.⁴³ Sus dos motores están colocados en el interior del fuselaje para minimizar las señales de radar e infrarrojos. Its two engines are placed deep inside the fuselage to minimise radar and infrared signatures.¹⁵

Los dos generadores de la aeronave pueden proporcionar 10 veces más energía eléctrica que los del Typhoon.⁵⁴⁴ Uno de los generadores sirve como arranque eléctrico, eliminando la necesidad de un sistema de arranque mecánico o de aire comprimido para el motor.⁴⁵

El casco del piloto monitoreará las señales cerebrales y otros datos médicos, acumulando una base de datos de información biométrica y psicométrica única para cada piloto, que crecerá cuanto más vuele el piloto. La IA de la aeronave trabajará en conjunto con la base de datos para ayudar al piloto, por ejemplo, asumiendo los controles de vuelo si el piloto se desmaya debido a la fuerza g.o aumentar su propia carga de trabajo cuando el piloto está abrumado o bajo mayor estrés, por ejemplo, hacerse cargo de la guía terminal después del despliegue del arma si la atención del piloto se centra en una amenaza más inminente para la aeronave. La IA también está destinada a actuar como un guardián que analizará la abrumadora cantidad de datos de sensores e inteligencia recopilados por la aeronave para identificar amenazas clave, mientras que se proporciona al piloto una aceleración de la tasa de datos procesados para evitar que se sobrecargue.

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Futuro Sistema Aéreo de Combate

 

El Futuro Sistema Aéreo de Combate o FCAS (siglas del inglés Future Combat Air System) es un sistema de sistemas de combate europeo en desarrollo por Airbus, Thales Group, Indra Sistemas y Dassault Aviación. El FCAS constará de un Sistema de Armas de Próxima Generación (en inglés, Next-Generation Weapon System, NGWS) así como otros elementos aéreos en el futuro espacio de batalla operacional.¹² Los componentes del NGWS serán vehículos operadores remotos (enjambres de drones) así como el Caza de Nueva Generación (en inglés, New Generation Fighter, NGF), un caza de sexta generación³ que alrededor de los años 2035–2040 reemplazará a los Rafale de Francia y los Typhoon de Alemania y de España.⁴⁵

Se esperaba un vuelo de prueba alrededor del año 2027 y entrada en servicio alrededor del año 2040.^6789101112 Pero tras una fuerte desavenencia entre los fabricantes Dassault (francés) y Airbus (alemán) que estuvo a punto de dar al traste con el proyecto, lograron reconducirlo y se estima que el primer vuelo sea en 2029.

Futuro Sistema Aéreo de Combate Future Combat Air System (FCAS)
Maqueta del NGF y un operador remoto en el Salón de la Aeronáutica de París de 2019.
Tipo	Sistema de sistemas de combate
Fabricante	Airbus (coordinador) Indra Sistemas (coordinador) Dassault Aviación (coordinador)
Introducido	2040 (estimado)
Usuario	Ejército del Aire Español  Ejército del Aire Francés  Luftwaffe
N.º construidos	0
Coste del programa	ver Costes
Coste unitario	ver Costes

 

Contratistas[editar]

Dassault será el contratista principal para el NGF, mientras Airbus dirigirá el desarrollo de vehículos operadores remotos acompañantes y la nube de combate de apoyo para todo el sistema.¹⁴ Contará con una única variante, que será embarcable y volará desde el futuro portaviones de la armada francesa.^15161718 Safran Motores será el contratista principal para la motor del caza de nueva generación, liderando en diseño de motor e integración, mientras MTU Aero Motores, como socio principal para la primera fase de investigación y tecnología, liderará en servicios de motor.¹⁹

Cada país ha designado un coordinador industrial nacional, Airbus para Alemania, Indra para España y Dassault para Francia.²⁰

Historia[editar]

En el año 2017 Alemania y España solicitaron a Airbus que elaborase una propuesta para un sistema de combate nuevo bajo el nombre Future Combat Air System (FCAS).²¹²²

En 2018 en la Exhibición Aeroespacial Internacional de Berlín, Dassault y Airbus anunciaron un acuerdo para cooperar en el desarrollo del FCAS.

En diciembre de 2018, el Ministerio de Defensa Alemán dio la bienvenida a la expresión de interés de España en el programa.²³

En junio de 2019 España se unió el programa.²⁴

En diciembre de 2019 Safran y MTU Aero acordaron la creación de una empresa conjunta 50/50 que se constituirá al final del año 2021 para gestionar el desarrollo, producción, y actividades de soporte posventa del motor del NGF.²⁵

El 12 de febrero de 2020, la primera fase (1A) del programa de investigación y desarrollo fue aprobada por el comité de presupuesto de parlamento alemán. Realizó la distribución industrial los primeros cinco subprogramas.²⁶

En el año 2020 Airbus lanzó una fase de colaboración piloto con startups y PYMEs alemanas.²⁷

En verano del año 2021, cuando estaba previsto el inicio de la fase 1B, surgió un conflicto entre Dassault y Airbus, ya que la primera rechazaba compartir la propiedad intelectual del software de vuelo.²⁸ Alemania afirmaba que si no se compartía el know-how y la propiedad intelectual Alemania estaría subvencionando el desarrollo aeroespacial francés.²⁹ Este conflicto que mantuvo el proyecto parado durante meses y estuvo a punto de poner fin al FCAS se resolvió en diciembre de 2022 con un acuerdo entre las compañías.³⁰ Según este acuerdo se compartirá la propiedad de los trabajos realizados conjuntamente, pero no las tecnologías y el know-how de cada parte. Además se establece que Dassault será el contratista principal y arquitecto del avión.³¹

Desarrollo[editar]

Ilustraciones del caza de nueva generación

Modelo 3D interactivo de la maqueta FCAS mostrada en el Salón Aeronáutico de París 2019   Librea similar a las ilustraciones publicadas por Dassault a principios de 2021   Representación del New Generation Fighter, un componente del Future Combat Air System.

Demostrador inicial[editar]

Fase 1A - Contrato marco Inicial (febrero de 2020 - diciembre de 2020)[editar]

Dassault y Airbus, junto con sus socios MTU Aero Engines, Safran, MBDA y Thales, recibieron el contrato marco inicial el cual marca el inicio la fase demostrador. Empezó en febrero de 2020 y está previsto que cubra un periodo de 18 meses de investigación y desarrollo. Mientras asignó funciones a las diferentes empresas anteriormente mencionadas, España quedó fuera³² Esta fase abarcaba inicialmente 5 pilares:

• Estudio Conjunto, donde participan los coordinadores de Francia y Alemania
• Caza de Nueva Generación (en inglés, Next Generation Fighter, NGF), con Dassault Aviación como socio principal y Airbus como socio
• Motor con Safran como principal contratista y MTU Aero Engines como socio
• Operador Remoto (en inglés, Remote Carrier, RC) con Airbus como contratista principal y MBDA como socio
• Nube de combate (en inglés, Combat Cloud, CC) con Airbus como principal contratista y Thales como socio

Fase 1A modificada (diciembre de 2020 - junio de 2021)[editar]

En octubre del año 2020 se incorporaron contratistas españoles al proyecto y se añadieron los pilares de sensores y baja observabilidad para acomodar los socios españoles repartiéndose en 8 pilares tecnológicos. La inclusión de empresas españolas se vio condicionada por los acuerdos que ya habían realizado previamente las empresas alemanas y francesas.³³

• Estudio Conjunto, donde participan los tres coordinadores nacionales
• Caza de Nueva Generación (en inglés, Next Generation Fighter, NGF), con Dassault Aviación como contratista principal y Airbus (España y Alemania) como socio

• Motor con Safran como contratista principal y MTU Aero Engines e ITP Aero como socios
• Operador Remoto (en inglés, Remote Carrier, RC) con Airbus (Alemania) como contratista principal y MBDA y la UTE española Satnus (GMV, SENER y Tecnobit) como socios
• Nube de combate (en inglés, Combat Cloud, CC) con Airbus (Alemania) como principal contratista y Thales e Indra como socios
• Consistencia entre pilares / Simlab, donde participan los tres coordinadores nacionales

• Sensores con Indra como socio principal y Thales Group y una UTE alemana como socios
• Baja observabilidad mejorada con Airbus (España) como socio principal y Dassault Aviación y Airbus (Alemania) como socios

Fase 1B (diciembre de 2022 - 2026)[editar]

Inicialmente estaba previsto que se iniciase en junio de 2021 y finalizase en 2024 pero el desacuerdo entre Dassault y Airbus provocó su retraso.³⁰ Tiene por objetivo la creación de diferentes prototipos demostradores.³⁴ El primer prototipo no llevará caja negra para evitar desvelar propiedad intelectual, al no alcanzarse un acuerdo en esta área. Se mantiene el mismo esquema industrial que ya quedó establecido para la Fase 1A:³⁴

• En el pilar del avión de combate de nueva generación, New Generation Fighter, liderado por Dassault Aviación, Airbus (España) y Airbus (Alemania) como socios principales.

• En el pilar del motor, Safran y MTU Aero Engines conformarán una joint venture que actuará de contratista principal, con la española ITP Aero como socio principal. En este demostrador se empleará el motor Safran M88 francés, tras imponerse al EJ200.³⁵ ITP Aero desarrollará la turbina de baja presión, la tobera y otras partes del motor.³⁶

• En el pilar de remote carriers, será liderado por Airbus (Alemania), Satnus (consorcio constituido por GMV, SENER Aeroespacial y Tecnobit) y MBDA como socios principales.

• En el pilar de nube de combate (Combat Cloud), será liderado por Airbus (Alemania), Indra y Thales como socios principales.

• En el pilar de sensores, Indra es contratista principal, con Thales Group y German FCMS (consorcio constituido por Hensoldt, Rohde&Schwarz, Diehl y ESG) como socios principales.

• En el pilar de tecnologías de baja observabilidad (Elot), Airbus (España) es contratista principal, con Dassault Aviación y Airbus (Alemania) como socios principales.

Fase 2 (2026 - 2029)[editar]

Inicialmente estaba previsto que finalizase en 2027 pero el desacuerdo entre Dassault y Airbus provocó su retraso a 2029.³⁰ Desarrollará procesos de maduración tecnológica y se construirá el demostrador tecnológico.³³

Fase 3 (2030 - 2040)[editar]

Se desarrollarán demostradores en vuelo.³³

Costes[editar]

En el año 2020 el senado francés publicó una estimación en la cual calculaba que el proyecto costará entre 50.000 y 80.000 millones de euros.³⁷ La aportación económica de los 3 socios será igualitaria del 33%.³⁸

El coste de la fase 1B será de 3.500 millones de euros, repartidos por igual entre los 3 países socios.³⁹

En diciembre de 2022 se planificó gastar hasta 8000 millones de euros para su desarrollo antes de 2029, cuando debería de realizarse su primer vuelo.

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Tridente SNCASO SO.9000

El SNCASO SO.9000 Trident fue un avión interceptor francés de potencia mixta construido por el fabricante de aviones SNCASO durante la década de 1950. Como parte de un esfuerzo más amplio para reconstruir el poder militar francés a fines de la década de 1940 y para proporcionar a Francia nuevos diseños avanzados producidos en el país, se emitió una solicitud de un avión interceptor de defensa puntual con capacidad supersónica para equipar a la Fuerza Aérea francesa a SNCASO. En respuesta, la empresa diseñó el Trident de propulsión mixta, propulsado por un solo motor de cohete SEPR , que se complementó con motores turborreactores montados en las puntas de las alas , y la Fuerza Aérea ordenó dosprototipos _

Los dos SO.9000 Trident I demostraron la viabilidad del concepto de diseño a pesar de la pérdida de un avión durante las pruebas de vuelo y la Fuerza Aérea ordenó un lote de tres prototipos de cazas SO.9050 Trident II en 1954, y un lote de seis aviones de preproducción. avión en 1956 para desarrollar aún más el avión para que pudiera servir como un interceptor de corto alcance. Solo seis de estos nueve aviones finalmente se completaron, de los cuales los tres prototipos resultaron dañados o destruidos en accidentes antes de que el programa fuera cancelado en 1958 a pesar de su desempeño récord.

Antecedentes y descripción [ editar ]

A fines de la década de 1940, luego del final de la Segunda Guerra Mundial , Francia rápidamente emprendió la recuperación y la reconstrucción de su ejército, particularmente la Fuerza Aérea Francesa con el desarrollo autóctono de aviones militares avanzados. A este respecto, un área de gran interés fue el campo relativamente nuevo de los aviones propulsados por cohetes . Según el historiador de aviación Michel van Pelt, los oficiales de la Fuerza Aérea Francesa estaban en contra de un caza propulsado por cohetes puro, similar al Messerschmitt Me 163 Komet de la era de la guerra , pero en cambio favorecían un enfoque de propulsión mixta, utilizando una combinación de cohetes y motores turborreactores. Durante 1944, una nueva empresa, Société d'Etudes pour la Propulsion par Réaction(SEPR), se había fundado con el propósito de desarrollar los propios motores de cohetes domésticos de Francia. ^[1]

En consecuencia, SNCASO recibió una solicitud del Estado Mayor Aéreo para comenzar estudios para interceptores de defensa puntual propulsados por cohetes con turborreactores auxiliares en 1948. ^[1] Durante octubre, SNCASO comenzó a trabajar en una serie de estudios de diseño en respuesta. ^[2] La empresa favoreció un diseño particular del diseñador de aviones Lucien Servanty . Este era un monoplano de ala de hombro capaz de alcanzar velocidades supersónicas utilizando un solo motor de cohete construido por SEPR en el fuselaje aumentado con un conjunto de turborreactores montados en la punta del ala; Operacionalmente, ambos tipos de motores debían usarse para realizar un ascenso rápido e intercepción a gran altura, mientras que los motores a reacción solos se usarían para regresar a la base.^[3] Servanty persuadió a la Fuerza Aérea para financiar un estudio de diseño y una maqueta el 7 de julio de 1950. ^[4]

El motor cohete seleccionado se basó en el utilizado por el misil Matra M.04 . Fue alimentado por una mezcla de Furaline (C ₁₃ H ₁₂ N ₂ O) y ácido nítrico (HNO ₃ ); según Pelt, la decisión de utilizar ácido nítrico como agente oxidante planteó algunos desafíos, ya que era corrosivo tanto para la estructura del avión como para el motor. La combinación de Furaline, que era relativamente difícil de fabricar en comparación con el queroseno convencional , y el ácido nítrico funcionó como un propulsor hipergólico., que no requiere ningún agente de ignición. Sin embargo, como los aviones cohete tripulados eran un producto completamente desconocido en Francia, la Fuerza Aérea decidió modificar un avión existente, el Sud-Ouest Espadon , para que sirviera como banco de pruebas aéreas para probar la disposición de propulsión. Durante marzo de 1951 se realizaron las primeras pruebas en tierra del motor cohete; el 10 de junio de 1952, el banco de pruebas de Espadon modificado realizó su vuelo inaugural . ^[3] Durante su programa de prueba, se probaron motores cohete mejorados y el avión se convirtió en el primer avión europeo en alcanzar Mach 1 durante el vuelo nivelado. ^[5]

Animada por el éxito del Espadon, la Fuerza Aérea solicitó a las compañías aeronáuticas francesas una aeronave interceptora liviana y de alta velocidad que aprovechara la propulsión de turborreactores o cohetes, o alguna combinación de ambas. Entre los requisitos especificados se encontraban la capacidad de alcanzar Mach 1.3, una tasa de ascenso relativamente alta y la posibilidad de desplegar la aeronave desde pistas de aterrizaje austeras. Entre las diversas respuestas de la industria francesa estuvo SNCASO con su propia propuesta, que se basó en sus estudios de diseño anteriores; su diseño fue designado más tarde como SO.9000 Trident . ^[5]

El Trident era un avión con forma de bala de aspecto rápido , equipado con un fuselaje aerodinámicamente limpio y alas delgadas y rectas para minimizar la resistencia . Estaba equipado con un tren de aterrizaje triciclo de vía estrecha con las ruedas principales retraídas en el fuselaje. El diseño era inusual por algo más que su disposición de propulsión mixta. En lugar de un asiento de eyección convencional , se podría desechar toda la sección de la nariz. Se prestó especial atención al sistema de control para garantizar que fuera adecuado en las etapas transónica y supersónica del vuelo; mientras que los alerones convencionalesse usaron cuando volaban a velocidades bajas, estos se bloquearían fuera de uso a velocidades más altas para evitar la formación de ondas de choque; en cambio, el plano de cola controlaba el balanceo moviéndose en direcciones opuestas. Las tres superficies de la cola se movían por completo, lo que eliminaba la necesidad de ascensores y timones separados y evitaba bloqueos de control a altas velocidades. ^[6] Adecuadamente impresionado con el diseño y su desempeño proyectado, SNCASO recibió un contrato por dos prototipos el 8 de abril de 1951. ^[4]

SO.9000 Tridente I [ editar ]

 

El Tridente I en vuelo, c. 1956

El 2 de marzo de 1953, el primer prototipo Trident I realizó el vuelo inaugural del tipo; pilotado por el piloto de pruebas Jacques Guignard, el avión usó toda la longitud de la pista para despegar, siendo propulsado solo por sus dos motores turborreactores Turbomeca Marboré de 4 kN (900 lbf) . ^[2] Inicialmente voló sin ningún motor de cohete instalado, basándose únicamente en sus motores turborreactores para evaluar su manejo a baja velocidad. ^[7] Según el historiador de aviación Bill Gunston , los primeros vuelos de prueba del SO.9000 fueron "peludos" antes de la instalación del motor cohete ^[2]en septiembre de 1954. Durante el primer vuelo del segundo prototipo Trident I el 1 de septiembre de 1953, la aeronave se estrelló después de luchar para ganar altitud después del despegue y chocó con un poste de electricidad , lo que provocó la separación de la sección de la nariz y Guignard sufrió heridas graves. ^{[8] [9] [10]}

El 16 de enero de 1954, se reanudaron los vuelos de prueba utilizando el prototipo Trident I restante, pilotado por el piloto de pruebas Charles Goujon. ^[8] En lo que habría sido su sexto vuelo propulsado por cohete el 26 de octubre, el cohete falló durante el despegue y la aeronave apenas pudo regresar a la pista y aterrizar de manera segura. ^[11] Este incidente demostró gráficamente que el Trident necesitaba más potencia de sus turborreactores y la aeronave fue puesta a tierra hasta motores Dassault MD.30 Viper de 7,34 kN (1654 lbf) más potentes , un motor producido bajo licencia .Se instaló la versión británica del Armstrong Siddeley Viper. La aeronave realizó su primer vuelo con sus nuevos motores en marzo de 1955. Propulsada por estos motores, la aeronave pronto demostró su capacidad para superar Mach 1 durante una inmersión poco profunda, incluso sin el empuje adicional del motor del cohete. ^[8]

En abril de 1956, se decidió finalizar las pruebas de vuelo con el Trident I superviviente. ^[8] Durante el programa de pruebas de vuelo de 18 meses, el Trident I completó más de 100 vuelos y finalmente alcanzó una velocidad máxima registrada de Mach 1,8. y una altitud máxima de 20.000 metros (65.000 pies). ^[2] Un total de 24 de estos vuelos se realizaron utilizando el motor cohete. Según Pelt, la Fuerza Aérea Francesa quedó impresionada por el rendimiento del Trident y estaba ansiosa por adoptar un modelo mejorado con capacidad operativa para ponerlo en servicio. ^[12]

SO.9050 Tridente II [ editar ]

En 1954 se encargaron dos prototipos SO.9050 Trident II y se diferenciaban principalmente de sus predecesores por el uso de un cohete más potente, ya que un cohete SEPR 631 de dos cámaras de 29,3 kN (6600 lbf) reemplazó al SEPR 431. Otros cambios incluyeron la eliminación de los alerones, un ala más pequeña, una cabina ampliada , la transferencia de los frenos de velocidad de las alas al fuselaje y el alargamiento del tren de aterrizaje para acomodar un gran misil aire-aire (AAM) debajo del fuselaje. ^[13]El primer avión realizó su vuelo inaugural el 19 de julio de 1955, aunque solo con sus turborreactores, y su primer vuelo propulsado por cohetes se produjo el 21 de diciembre. El segundo prototipo voló por primera vez el 4 de enero de 1956, pero fue destruido tres días después cuando la bomba de combustible de los turborreactores falló y los motores se incendiaron . SNCASO había construido un tercer prototipo para desarrollar un misil tierra-aire basado en el Trident, pero la Fuerza Aérea lo compró para reemplazar el avión destruido y voló por primera vez el 30 de marzo. ^[14] [15]

El 16 de febrero de 1956, el primer prototipo alcanzó una velocidad de Mach 1,7 mientras transportaba una maqueta del Matra 052 AAM. Posteriormente alcanzó una velocidad de Mach 1,96 sin el misil a una altura de 19.100 m (62.664 pies). El 21 de mayo de 1957, la aeronave explotó en el aire durante un vuelo de práctica para el Salón Aeronáutico de París que probablemente se debió a que la altamente volátil Furaline y el ácido nítrico se mezclaron y explotaron accidentalmente, matando al piloto. El tercer prototipo continuó volando hasta que hizo un aterrizaje de panza el 19 de septiembre. ^{[15] [16] [17]}

En mayo de 1956, la Fuerza Aérea hizo un pedido de un lote de seis aviones de preproducción, y siguió un contrato complementario para cuatro aviones adicionales, aunque este último contrato se canceló el 24 de octubre de 1957 debido a recortes presupuestarios. Estos aviones se diferenciaban de los primeros tres prototipos al sustituir un par de turborreactores Turbomeca Gabizo de 10,79 kN (2430 lbf) por los motores MD.30. Otros cambios incluyeron una nariz rediseñada para acomodar un radar de control de fuego y la adición de un punto fijo debajo del fuselaje para un Matra R.511 AAM. El primer avión de preproducción (el cuarto Trident II) voló por primera vez el 3 de mayo de 1957. ^[15]

En un intento fallido de evitar la cancelación, SNACSO se esforzó por establecer nuevos récords de altura y altitud en 1958. El primer avión de preproducción estableció un récord de 2 minutos, 37 segundos a 15 000 metros (49 213 pies) el 4 abril, mientras que el tercer avión de preproducción alcanzó extraoficialmente los 22 800 metros (74 800 pies) el 17 de enero y luego alcanzó su altitud récord oficialmente observada de 24 217 metros (79 452 pies) el 2 de mayo, poco después de que se cancelara el programa el 26 de abril. . Los últimos tres fuselajes incompletosfueron desechados, pero la Fuerza Aérea continuó con las pruebas de vuelo hasta finales de año. Esto permitió que el Trident II estableciera varios registros no oficiales antes de que se desecharan los aviones supervivientes. Estos incluyeron una velocidad máxima de Mach 1,97 el 23 de julio, una altitud de 26.000 metros (85.302 pies) el 6 de octubre que fue la mayor altitud en la que voló un turborreactor y un tiempo hasta la altura de 2 minutos, 15 segundos a 15.000 metros el 8 de julio. Ninguno de estos logros posteriores se publicitó para evitar molestar a la Fuerza Aérea después de que se decidió por el Dassault Mirage III para satisfacer su requisito de interceptor. ^[18] [17]

Variantes [ editar ]

SO.9000 Tridente I

 

Dos aviones construidos, propulsados por dos motores turborreactores Turbomeca Marboré II con un único motor cohete SEPR 481 de tres cámaras. ^[19]

SO.9050 Tridente II

 

Tres prototipos y seis aviones de preproducción, pero solo se completaron tres de estos últimos. Los prototipos estaban propulsados por un par de turborreactores Dassault MD.30 Viper y un motor cohete SEPR 631 de dos cámaras. Los aviones de preproducción estaban equipados con dos turborreactores Turbomeca Gabizo y un SEPR 631. ^[14]

SO.9050 Tridente III

 

El cuarto avión de preproducción incompleto habría servido como prototipo para la familia Trident III, todos los cuales habrían sido equipados con dos turborreactores Turbomeca Gabizo de postcombustión y un SEPR 631. El IIIB habría tenido un fuselaje alargado y un dosel revisado . La nariz del IIIC se habría agrandado para acomodar un radar de control de fuego más grande. ^[20]

Supervivientes [ editar ]

El primer prototipo del SO.9000 ha estado en exhibición pública desde 1956 en el Musée de l'Air et de l'Espace , cerca de París . ^[21]

Especificaciones (SO.9050 Trident II (modelos de preproducción)) [ editar ]

 

Datos de X-Planes of Europe: Secret Research Aircraft from the Golden Age 1946-1974 ; ^[22] Proyectos secretos franceses 1: combatientes de la posguerra ^[17]

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 12,7 m (41 pies 8 pulgadas)
• Envergadura: 6,98 m (22 pies 11 pulgadas)
• Área del ala: 14,5 m ² (156 pies cuadrados)
• Peso bruto: 5150 kg (11 354 libras)
• Peso máximo al despegue: 5900 kg (13 007 lb)
• Planta motriz: 2 motores turborreactores Turbomeca Gabizo , 10,79 kN (2425 lbf) de empuje cada uno
• Planta motriz: 1 × SEPR 631 motor cohete de doble cámara de combustible líquido, 29,42 kN (6615 lbf) de empuje total

Actuación

• Velocidad máxima: 2092 km/h (1300 mph, 1130 nudos) a 24 000 m (78 740 pies)
• Velocidad máxima: Mach 1,92
• Techo de servicio: 24.000 m (79.000 pies)
• Tiempo hasta la altitud: 15 000 m (49 213 pies) 2 minutos, 15 segundos

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Nord 1500 Griffon

 

El Nord 1500 Griffon fue un avión interceptor propulsado por ramjet experimental diseñado y construido por el fabricante de aviones de propiedad estatal francesa Nord Aviation . El Griffon fue desarrollado para convertirse en una continuación Mach 2 del avión de investigación supersónico Nord Gerfaut . El desarrollo de la aeronave comenzó en serio después de recibir una carta de intención en 1953 para un par de aviones de investigación desarmados. El diseño presentaba una innovadora configuración turborreactor de doble propulsión - estatorreactor ; el primero se usa para despegar y alcanzar la velocidad suficiente para iniciar el segundo.

El primer prototipo , llamado Griffon I, realizó su primer vuelo en 1955 y finalmente alcanzó una velocidad de Mach 1,3. Debido a que carecía del motor estatorreactor, se utilizó principalmente para explorar las propiedades aerodinámicas de la aeronave y sus sistemas. Su prueba de vuelo terminó poco después de que el Griffon II equipado con estatorreactor realizara su primer vuelo dos años después. Este avión alcanzó una velocidad máxima de Mach 2,19 y estableció un récord mundial para un circuito cerrado pequeño en 1959. Voló por última vez en 1961 y actualmente reside en el Musée de l'air et de l'espace en las afueras de París , Francia.

Desarrollo y descripción [ editar ]

El Nord 1500 Griffon se originó a partir de un estudio patrocinado por el estado sobre alas delta y en flecha. Para proporcionar datos para estos estudios, el Arsenal de l'Aéronautique (el predecesor nacionalizado de SFECMAS) construyó un planeador de madera, el Arsenal 1301 , que podía equiparse con alas delta y en flecha y con y sin canards . ^[1] Remolcado hasta el punto de liberación por aviones de transporte SNCAC Martinet , Douglas DC-3 o SNCASE Languedoc , el planeador proporcionó datos valiosos para el diseño del Gerfaut. ^[2]

Para utilizar estos datos, el diseñador jefe de SFECMAS, Jean Galtier, inició los proyectos de interceptor 1400, 1500 y 1910 con alas delta y diferentes tipos de sistemas de propulsión. El 1400 se convirtió en la serie Nord Gerfaut , el 1500 se convirtió en el Griffon, mientras que el 1910, especificado ambiciosamente con dos grandes motores estatorreactores , nunca se persiguió. Galtier imaginó al Griffon como el sucesor Mach 2 del supersónico Gerfaut. Para entonces, el Arsenal había sido privatizado como SFECMAS - Société Française d'Etude et de Construction de Matériel Aéronautiques Spéciaux . Propulsado por un gran estatorreactor con turborreactor sustentador, el Griffon pasó a llamarse SFECMAS 1500 Guépard (Cheetah) después de que SFECMAS se fusionara conSNCAN para formar Nord Aviation . ^[3] [4]

El 24 de agosto de 1953, se ordenaron un par de prototipos, aunque el contrato final (No. 2003/55) no se emitiría hasta 1955. Aunque Nord tenía la intención de cumplir con el requisito de un interceptor ligero capaz de utilizar aeródromos de hierba , estos Se ordenaron dos aviones sin ningún equipo militar instalado, destinados únicamente a fines de investigación. ^[5]

Al igual que hizo con el Gerfaut, Gaultier optó por un conducto de aire recto para mantener el aire que entra en los motores lo más tranquilo posible y colocó la cabina de un solo asiento inmediatamente encima de la entrada de aire ventral semicircular. El gran fuselaje tubular sostenía el mismo ala delta que se usaba en el Gerfaut y el estabilizador vertical barrido con timón . El fuselaje delantero tenía pequeños canards triangulares colocados a ambos lados de esta cabina para contrarrestar la tendencia del centro de presión del ala delta a hundir el morro cuando la aeronave se acercaba a velocidades transónicas . El avión estaba equipado con un tren de aterrizaje triciclo.que se retrajo en las alas y la parte inferior de la toma de aire. ^[6]

Una innovación clave del Griffon fue su disposición de doble propulsión, que incorporó un motor turborreactor - estatorreactor . ^[7] El turborreactor permitiría a la aeronave realizar despegues sin asistencia (los estatorreactores no pueden producir empuje a velocidad aerodinámica cero y, por lo tanto, no pueden mover una aeronave desde un punto muerto) mientras que el estatorreactor proporcionaría empuje adicional una vez que la aeronave haya alcanzado una velocidad aerodinámica superior a 1000 km/h (600 mph). Para reducir los riesgos en el uso del motor turbo-estatorreactor, se construyó el primer Griffon (Nord 1500-01 Griffon I) con solo el SNECMA Atar 101 de 37,3 kilonewton (8400  lbf ₎ de postcombustión .Motor turborreactor G21 instalado con el estatorreactor que se agregará en una fecha posterior. ^[8]

Pruebas de vuelo [ editar ]

 

El Griffon I durante un vuelo de prueba, c. 1956

El Griffon I realizó su vuelo inaugural el 20 de septiembre de 1955, pilotado por André Turcat. Las pruebas de vuelo demostraron rápidamente que la aeronave tenía poca potencia, una determinación que se vio agravada por la cancelación de los planes para instalar el sistema de propulsión ramjet planificado. A pesar de esta supuesta falta de potencia, el Griffon I logró alcanzar una velocidad máxima de Mach 1,15 en su primer vuelo supersónico el 11 de enero de 1956. En algún momento de su vida, la entrada de aire se amplió, probablemente cuando el motor Atar 101E, que era más potente. se instaló y antes de que la aeronave alcanzara su velocidad máxima de Mach 1,3 a una altitud de 8.560 m (28.080 pies). Aunque las pruebas de vuelo iniciales mostraron que el rendimiento del motor por encima de los 9.144 m (30.000 pies) se vio afectado, las cualidades de manejo de la aeronave fueron excelentes. Su tren de morro colapsó el 19 de junio cuando Turcat estaba rodandoatravesó un campo de hierba y la aeronave no volvió a volar hasta el 26 de julio. El Griffon I era en gran medida similar al posterior Griffon II equipado con estatorreactor; entre las pocas diferencias visibles entre los dos aviones se encontraban la entrada más pequeña y la tobera de escape de dos posiciones utilizada solo en el Griffon I. Se retiró el 16 de abril de 1957. ^[8]

El Griffon II estaba equipado con la combinación de un turborreactor Atar 101E-3 y un estatorreactor Nord. Para acomodar el diámetro de 1,5 metros (4 pies 11 pulgadas) de este último, el fuselaje de popa se alargó y ensanchó y su mayor requerimiento de aire significó que la entrada de aire ventral tuvo que ampliarse. El avión realizó su primer vuelo el 23 de enero de 1957 y su primer vuelo supersónico se produjo el 6 de abril. El rendimiento fue decepcionante ya que no logró superar el Mach 1.3 del Griffon I ya que el estatorreactor aún no recibía suficiente aire para alimentarlo por completo. Posteriormente, al Griffon II se le amplió la admisión una vez más y alcanzó Mach 1,85 en su primer vuelo de prueba posterior. ^[9] El Griffon II estableció un récord de velocidad de 2320 kilómetros por hora (1440 mph) el 5 de octubre de 1959. ^[10]Alcanzó una velocidad máxima de Mach 2,19 a 15.240 m (50.000 pies) mientras estaba pilotado por Turcat el 13 de octubre. Turcat había batido anteriormente el récord mundial para el circuito cerrado de 100 km (62 millas) por más de 400 km / h (250 mph) con una velocidad de 1.643 km / h (1.021 mph) el 25 de febrero, un logro por el cual él fue honrado con el Trofeo Harmon . La Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF) contribuyó con algo de dinero para las pruebas de vuelo hasta 1960. No se realizaron vuelos entre febrero y julio de ese año y el Griffon II realizó su último vuelo el 5 de junio de 1961. [11 ^]

El programa de pruebas de vuelo había revelado que la aeronave presentaba varias dificultades técnicas, incluidas preocupaciones sobre el calor generado cinéticamente . Un área particular de preocupación era la temperatura del escape del estatorreactor que con frecuencia dañaba el tubo de escape, otra era la temperatura superficial de la cubierta de aleación de duraluminio del fuselaje . Las pruebas de vuelo también se centraron en tratar de controlar el estatorreactor, que no se podía acelerar hacia arriba o hacia abajo, solo encenderlo o apagarlo, mediante el ajuste de la relación aire/combustible. Los pilotos informaron que las características de vuelo del Griffon II eran excelentes a todas las velocidades: el estatorreactor podía encenderse en una banda muy amplia de velocidades y su entrada de aire era insensible al ángulo de ataque.asuntos. Además, su capacidad para mantener la aceleración en un giro fue fundamental para su éxito en el rendimiento récord de circuito cerrado. ^[12]

Variantes [ editar ]

SFECMAS 1500 Guépard

Denominación y denominación original de los estudios iniciales de diseño realizados en SFECMAS. ^[13]

Nord 1500-01 Grifón I

El primer avión se completó con solo el componente turborreactor de postcombustión SNECMA Atar 101F del motor turbo-estatorreactor planificado. ^[8]

Nord 1500-02 Grifón II

El segundo avión equipado con el motor turbo-estatorreactor definitivo. ^[14]

Operadores [ editar ]

 Francia

Aeronaves en exhibición [ editar ]

 

Vista frontal del Griffon II conservado

El Nord 1500 Griffon II se encuentra actualmente en exhibición en el Museo Francés del Aire y el Espacio , en Le Bourget , cerca de París. ^[15]

Especificaciones (Nord 1500-2 Griffon II) [ editar ]

 

Motor turborreactor SNECMA ATAR 101E-3 y estatorreactor Nord Stato-Réacteur en exhibición estática

Datos de X-Planes of Europe: Secret Research Aircraft From the Golden Age 1946–1974; ^[16] Aeronaves conceptuales: prototipos, X-Planes y aeronaves experimentales; ^[17] Les oubliés du Salon de l'Aeronautique (5): les experimentaux ^[10]

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 14,54 m (47 pies 8 pulgadas)
• Envergadura: 8,1 m (26 pies 7 pulgadas)
• Altura: 5,0 m (16 pies 5 pulgadas)
• Área del ala: 32 m ² (340 pies cuadrados)
• Peso máximo al despegue: 6.745 kg (14.870 lb)
• Planta motriz: 1 × motor turborreactor SNECMA Atar 101 E-3 , 34,3 kN (7700 lbf) de empuje
• Planta motriz: 1 × estatorreactor Nord Stato-Réacteur , 67,8 kN (15.200 lbf) de empuje

Actuación

• Velocidad máxima: 2320 km/h (1440 mph, 1250 nudos) a 3300 m (10 800 pies)
• Velocidad máxima: Mach 2.19
• Velocidad de ascenso: 86,67 m/s (17 061 pies/min)

[alquimista112 3.380]

 

 

 

SNCASE SE.212 Durandal

El SNCASE SE.212 Durandal fue un avión de combate experimental francés de potencia mixta a reacción y cohetes de mediados de la década de 1950.

Fue diseñado por el fabricante de aviones francés SNCASE a principios de la década de 1950, que estaba ansioso por explotar las ventajas potenciales de un sistema de propulsión de potencia mixta. Paralelamente, como parte de un esfuerzo más amplio para reconstruir el poder militar francés y proporcionar a Francia nuevos diseños avanzados de producción nacional, la Fuerza Aérea Francesa buscó un avión interceptor de defensa puntual con capacidad supersónica con el que equiparse. En consecuencia, el diseño resultante, designado SE.212 Durandal por la empresa, se especializó en una etapa hacia su aplicación como un avión interceptor de defensa puntual dedicado .

El desarrollo del Durandal fue paralelo a una serie de proyectos de cazabombarderos ligeros que se promovieron en respuesta a los requisitos militares básicos de la OTAN 1 . Si bien SNCASE optó por enviar su diseño para que se evaluara con el fin de satisfacer este requisito, el Fiat G.91 más convencional fue elegido como el ganador de la competencia, y posteriormente se fabricó en cantidad para numerosos países. En consecuencia, Durandal se convirtió en uno de varios "también-rans". El primer prototipo realizó su vuelo inaugural el 20 de abril de 1956. A pesar de los resultados prometedores demostrados por los prototipos durante las pruebas, el proyecto finalmente no se ordenó y la empresa terminó todo el trabajo durante 1957.^[1]

Diseño y desarrollo [ editar ]

A fines de la década de 1940, luego del final de la Segunda Guerra Mundial , Francia rápidamente emprendió la recuperación y la reconstrucción de su ejército, particularmente la Fuerza Aérea Francesa . Durante este tiempo, el Estado Mayor del Aire francés buscó volver a convertirse en una fuerza militar fuerte y fomentar el desarrollo autóctono de aviones militares avanzados. A este respecto, un área de gran interés para el desarrollo prospectivo fue el campo relativamente nuevo de los aviones propulsados por cohetes . ^[2] Según el autor Michel van Pelt, los oficiales de la Fuerza Aérea Francesa estaban en contra de una lucha puramente propulsada por cohetes, similar al Messerschmitt Me 163 Komet de la era de la guerra , pero en cambio favorecían un enfoque de propulsión mixta, utilizando una combinación de cohete ymotores turborreactores . Durante 1944, se fundó una nueva empresa, Société d'Etudes pour la Propulsion par Réaction (SEPR), con el propósito de desarrollar los propios motores de cohetes domésticos de Francia . ^[2]

El fabricante de aviones francés SNCASE no solo estaba interesado en desarrollar y producir diseños de vanguardia, sino que también sabía que la Fuerza Aérea francesa estaba interesada en que las compañías de aviación investigaran el desarrollo de un avión interceptor de defensa puntual avanzado y capaz , con miras a incorporar tal avión en sus escuadrones. ^[2] En consecuencia, ya a fines de 1951, SNCASE comenzó a trabajar en estudios de diseño para un avión interceptor liviano que aprovechaba múltiples sistemas de propulsión; Posteriormente, la empresa encargó a su equipo de diseño, encabezado por el ingeniero aeronáutico Pierre Satre, que se encargara del desarrollo de dicho avión. ^[3]El desarrollo formal de lo que sería designado SE.212 Durandal por SNCASE se inició durante diciembre de 1963. ^[4]

El equipo de diseño produjo un avión compacto equipado con un ala delta de 60° y propulsado por un solo motor turborreactor SNECMA Atar 101F , equipado con poscombustión . Estaba destinado a que el Durandal despegara mientras funcionaba únicamente con este motor convencional; una vez que había alcanzado una gran altitud, la velocidad de la aeronave podría ser impulsada por el encendido de su motor auxiliar, un solo motor cohete SEPR 75 . ^[3] Las bombas de combustible para el motor del cohete eran impulsadas por el motor a reacción, por lo que este último tenía que mantenerse en funcionamiento para que el primero se encendiera o siguiera impulsando la aeronave. ^[4]

En comparación con otros aviones experimentales franceses de potencia mixta, como el prototipo de interceptor SNCASO Trident de la competencia , era un avión más pesado, destinado a volar principalmente con su motor a reacción en lugar de su motor de cohete. ^[5] Su armamento consistiría en un solo misil aire-aire AA.20 , que se llevaría debajo de la línea central del fuselaje; una configuración alternativa de armamento involucró un par de cañones DEFA de 30 mm o 24 cohetes SNEB de 68 mm . ^[1] Según el autor de aviación Michel van Pelt, el armamento de misiles limitado de un solo AA.20 fue un punto importante de crítica al Durandal y contribuyó a su cancelación. ^[4]

Se construyeron un par de aviones prototipo; el 20 de abril de 1956, el primero realizó su vuelo inaugural en Istres , inicialmente volando solo con propulsión a chorro, el motor del cohete no estaba instalado en absoluto. ^[4] El 30 de marzo de 1957, el segundo Durandal realizó su primer vuelo, uniéndose al programa de prueba poco después. Fue el segundo prototipo que utilizó por primera vez el motor cohete durante abril de 1957. ^[4]Durante las pruebas de vuelo, se alcanzó una velocidad máxima de 1.444 kilómetros por hora (897 mph) a una altitud de 12.300 metros (40.400 pies), incluso sin utilizar la potencia adicional del motor del cohete; esto aumentó a 1667 km / ha 11,800 m mientras el cohete estaba activo. Estas pruebas se realizaron sin que se instalara ningún armamento. Se realizaron un total de 45 vuelos de prueba antes de que se terminara el trabajo en el programa. ^[4]

El segundo Durandal, el avión No.02, se exhibió estáticamente en el Salón Aeronáutico de París en el aeropuerto de París Le Bourget durante mayo de 1957 con el misil AA.20 debajo del avión. ^{[ cita requerida ]}

Cancelación [ editar ]

Durante mayo de 1957, se tomó la decisión de terminar el desarrollo del Durandal antes de que se construyera cualquier avión de producción; nunca se realizó ninguna actividad adicional en el programa. ^[4] van Pelt señala que los críticos del programa se habían burlado de la capacidad de llevar solo un AA.20 por dar a un interceptor de este tipo solo una oportunidad de atacar, después de lo cual estaría indefenso; esta crítica se aplicó igualmente al Dassault Mirage I , el precursor de la exitosa familia de aviones de combate Dassault Mirage III . Además, supuestamente se sintió en ese momento que tal capacidad sería apenas mayor que la de los misiles tierra-aire . ^[6] Según el autor de aviación Bill Gunston, la cancelación de varios aviones franceses de potencia mixta en esta época estuvo fuertemente influenciada por los acontecimientos políticos en el vecino Reino Unido , específicamente el anuncio del Libro Blanco de Defensa de 1957 por parte del Ministro de Defensa británico , Duncan Sandys , en el que un gran número de los programas avanzados de desarrollo de aeronaves, incluido su propio programa de interceptores de potencia mixta, se habían abortado abruptamente a favor de concentrarse en el desarrollo de misiles . ^[7]

Preservación [ editar ]

El Musée de l'Air et de l'Espace en Le Bourget ha guardado secciones del primer avión . ^[8] [4]

Especificación [ editar ]

Datos de ^[9]

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 12,07 m (39 pies 7 pulgadas)
• Envergadura: 7,44 m (24 pies 5 pulgadas)
• Área del ala: 29,60 m ² (318,6 pies cuadrados)
• Peso vacío: 4575 kg (10 086 libras)
• Peso bruto: 6.700 kg (14.771 libras)
• Planta motriz: 1 × turborreactor SNECMA Atar 101F , 43 kN (9700 lbf) con postquemador
• Planta motriz: 1 × motor cohete SEPR 75 , 7,35 kN (1653 lbf) de empuje

Actuación

• Velocidad máxima: 1.667 km / h (1.036 mph, 900 nudos) con cohete a 11.800 m (36.300 pies)
• Velocidad máxima: Mach 1,57
• Velocidad de ascenso: 200 m/s (39 000 pies/min)

Armamento

• Un Nord AA.20 o
• Dos cañones DEFA de 30 mm o
• Cohetes SNEB de 24 x 68 mm

[Davixu 996]

hace 21 horas, alquimista112 dijo:

 

 

 

 

El piloto se debía sentir como el coyote cuando se sube a un cohete para intentar atrapar al correcaminos

 

 

[Davixu 996]

FCAS ... Tempest... de momento lo más real que hay de estos proyectos es una maqueta que podría ser de las fallas de Valencia

 

[alquimista112 3.380]

hace 2 horas, Davixu dijo:

 

El piloto se debía sentir como el coyote cuando se sube a un cohete para intentar atrapar al correcaminos

 

 

Parece un diseño de lo mas extraño pero hay que ponerle en contexto con la época en que se diseña, los primeros reactores, y hay diseños de lo mas extrafalario.

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Republic XF-103

 

El Republic XF-103 fue un proyecto estadounidense para desarrollar un poderoso avión interceptor armado con misiles capaz de destruir bombarderos soviéticos mientras volaba a velocidades tan altas como Mach 3. A pesar de un desarrollo prolongado, nunca pasó de la etapa de maqueta .

Desarrollo [ editar ]

En 1949, la USAF emitió una solicitud de un interceptor supersónico avanzado para equipar el Comando de Defensa Aérea . Conocido formalmente como Sistema de armas WS-201A, pero más conocido informalmente como el interceptor de 1954 , requería un avión supersónico con capacidad para todo clima, un potente radar de intercepción aerotransportado y armamento de misiles aire-aire . Republic fue una de las seis empresas que presentaron propuestas. El 2 de julio de 1951, se seleccionaron tres de los diseños para un mayor desarrollo, el XF-92 ampliado de Convair que evolucionó hasta convertirse en el F-102 , un diseño de Lockheed que condujo al F-104., y AP-57 de República. AP-57 era un concepto avanzado que se construiría casi en su totalidad de titanio y con capacidad Mach  3 a altitudes de al menos 60,000 pies (18 km).

En marzo de 1953 se construyó e inspeccionó una maqueta a gran escala del AP-57. En junio de 1954 se firmó un contrato para tres prototipos. [1] El trabajo ^en los prototipos se retrasó debido a problemas continuos con la construcción de titanio, y más problemas continuos con el motor Wright J67 propuesto . Posteriormente, el contrato se redujo a un solo prototipo. ^[1] Al final, el J67 nunca entró en producción y el avión para el que había sido elegido se vio obligado a cambiar a otros diseños de motor, o fue cancelado por completo. Republic sugirió reemplazar el J67 con el Wright J65 , un motor mucho menos potente. El proyecto finalmente se canceló el 21 de agosto de 1957 y nunca se completaron prototipos voladores. ^[1]

El diseño recibió un breve respiro como parte del proyecto Interceptor de largo alcance - Experimental (LRI-X) que finalmente condujo al North American XF-108 Rapier . Parte de este proyecto fue el desarrollo del avanzado radar de pulso doppler Hughes AN/ASG-18 y el misil GAR-9 . Republic propuso adaptar el F-103 como un banco de pruebas para estos sistemas con tanques de combustible adicionales ocupando gran parte de los espacios originales de la bahía de armas, aunque no podría acercarse a cumplir con los requisitos de alcance de LRI-X. Se llevó a cabo un trabajo de adaptación de la maqueta para albergar la antena de 40 pulgadas, lo que requirió que la sección de la nariz se ampliara considerablemente. Nunca salió nada de la propuesta, ^[2]y la prueba del ASG-18/GAR-9 se llevó a cabo en un Convair B-58 Hustler modificado . ^[3]

Diseño [ editar ]

 

Se construyó una maqueta del F-103 en la fábrica de Republic. En esta imagen, la cápsula del piloto se muestra en su posición baja.

Propulsión [ editar ]

El rendimiento de Mach 3 en la década de 1950 era difícil de lograr. Los motores a reacción comprimen el aire entrante, luego lo mezclan con combustible y encienden la mezcla. La expansión resultante de los gases produce empuje. Los compresores generalmente pueden tomar aire solo a velocidades subsónicas. Para operar de manera supersónica, las aeronaves utilizan entradas avanzadas para reducir la velocidad del aire supersónico a una velocidad utilizable. La energía perdida en este proceso calienta el aire, lo que significa que el motor tiene que funcionar a temperaturas cada vez más altas para proporcionar un empuje neto. El factor limitante en este proceso es la temperatura de los materiales en los motores, en particular, los álabes de la turbina justo detrás de las cámaras de combustión. Usando los materiales disponibles en ese momento, las velocidades mucho más allá de Mach 2.5 fueron difíciles de lograr.

La solución a este problema es la eliminación de la turbina. El motor estatorreactor consta principalmente de un tubo grande y es relativamente fácil de enfriar con aire forzando aire adicional alrededor del motor. Los aviones estatorreactores experimentales de la época, como el Lockheed X-7 , alcanzaban velocidades de hasta Mach 4. Sin embargo, existen numerosos problemas con el motor estatorreactor. La economía de combustible, o el consumo de combustible específico de empuje en términos de aviones, es extremadamente pobre. Esto hace que las operaciones generales, como volar de una base aérea a otra, sean propuestas caras. Más problemático es el hecho de que los estatorreactores dependen de la velocidad de avance para comprimir el aire entrante y solo se vuelven eficientes por encima de Mach 1.

Alexander Kartveli , diseñador jefe de Republic, ideó una solución a estos problemas. Propuso usar un turborreactor Wright J67 (un derivado del Bristol Olympus fabricado bajo licencia ) complementado con un estatorreactor RJ55-W-1 detrás. Conectando los dos había una serie de conductos móviles que podían enrutar el aire entre los motores. A bajas velocidades, la aeronave sería propulsada por el J67, con el RJ55 actuando como un dispositivo de poscombustión tradicional, produciendo un empuje total de aproximadamente 40 000 lbf (180 kN). A altas velocidades, comenzando por encima de Mach 2.2, el motor a reacción se apagaría y el flujo de aire de la entrada se enrutaría alrededor del motor a reacción y directamente al RJ55. Aunque el empuje neto se redujo al apagar el avión, operar solo con el estatorreactor permitió que la aeronave alcanzara velocidades mucho más altas.

Ambos motores estaban ubicados detrás de una sola entrada ventral muy grande de tipo Ferri , que usaba un labio prominente y inclinado hacia adelante, una configuración que también se usa para las entradas de la raíz del ala en el F-105 Thunderchief . El J67 se instaló justo detrás de la entrada, en ángulo con su entrada por debajo de la línea central de la aeronave. El RJ55 se instaló en línea con el fuselaje en el extremo trasero, como si fuera el escape de una instalación de motor convencional. Había un espacio vacío significativo sobre el J67 para conductos.

Alas y superficies de control [ editar ]

Todas las superficies de control eran alas delta puras . El ala principal se barrió a 55 grados y se podía girar alrededor del larguero para proporcionar una incidencia variable. Para el despegue y el aterrizaje, el ala se inclinó hacia arriba para aumentar el ángulo de incidencia mientras se mantenía el fuselaje casi horizontal. La longitud del fuselaje dificultaba lograr el mismo fin al inclinar todo el avión hacia arriba, lo que habría requerido una extensión muy grande en el tren de aterrizaje . El sistema también permitió que el fuselaje volara plano al flujo de aire a varias velocidades, estableciendo el ángulo de compensación independiente del avión en su conjunto. Esto disminuyó la resistencia al ajuste, mejorando así el rango.

El ala se partió en aproximadamente dos tercios de la envergadura. La porción fuera de esta línea capaz de rotar independientemente del resto del ala. Estas partes móviles actuaban como grandes alerones , o como Republic los llamó, tiperons . Para mantener el área de la superficie delante y detrás del punto de pivote algo similar, la línea dividida estaba más cerca del fuselaje delante del pivote. Grandes flaps convencionales iban desde el fuselaje hasta los tiperons. Los puntos duros para los tanques de caída estaban disponibles a aproximadamente 1 ⁄ 3 de la salida desde la raíz del ala.

Los estabilizadores horizontales aparentemente eran demasiado pequeños y estaban montados debajo de la línea del ala. La aleta vertical más grande se complementó con una aleta ventral para la estabilidad a alta velocidad. Esta aleta se dobló hacia la derecha, vista desde atrás, durante el despegue y el aterrizaje para evitar tocar el suelo. Se montaron dos frenos de aire tipo pétalo directamente detrás de las superficies horizontales, abriéndose hacia afuera y hacia arriba en un ángulo de aproximadamente 45° en el espacio entre las superficies horizontal y vertical. La disposición de un paracaídas de frenado no es evidente en la maqueta o en las diversas obras de arte, aunque esto era común para los aviones de la época.

Fuselaje [ editar ]

El fuselaje era completamente liso, con una alta relación de finura para una baja resistencia a velocidades supersónicas. El diseño se desarrolló antes del descubrimiento de la regla del área y no muestra ninguna de las arrugas de avispa comunes a las aeronaves desarrolladas principalmente después de 1952. Los contornos del fuselaje eran principalmente cilíndricos, pero se mezclaban con la admisión comenzando alrededor de la raíz del ala, dándole un perfil rectangular redondeado en el medio, antes de volver a una forma de cilindro puro nuevamente en la boquilla del motor.

Cabina [ editar ]

El diseño de la cabina originalmente presentaba un dosel, pero los requisitos de baja resistencia para alta velocidad sugirieron que se quitara. La idea de utilizar una disposición de periscopio para la visualización frontal en aviones de alta velocidad estaba entonces de moda, y el Avro 730 seleccionó un sistema muy similar. La Fuerza Aérea exigió que se utilizara en el F-103. Kartveli se opuso a este diseño y continuó presionando por el uso de un dosel "real". Los documentos de diseño a lo largo del programa continuaron incluyendo esto como una característica opcional, junto con estimaciones de rendimiento que sugerían que la diferencia sería mínima. ^[2]

El sistema que se muestra en las maquetas usaba dos grandes ventanas ovaladas en los lados de la cabina y un sistema de periscopio que proyectaba una imagen en una disposición de lentes Fresnel directamente en frente del piloto. En 1955, el concepto de periscopio se probó en un F-84G modificado , que se realizó en un largo vuelo a campo traviesa con la visión delantera del piloto bloqueada. ^{[1] [N 1]}

Una cápsula de escape supersónica únicafue diseñado para el XF-103. El asiento del piloto estaba ubicado en un caparazón con un gran escudo móvil en el frente que normalmente se deslizaba hacia el área frente a las piernas del piloto. En el caso de despresurización, el escudo se deslizaría frente al piloto, sellando el asiento en una cápsula presurizada. Los instrumentos de vuelo básicos dentro de la cápsula permitieron que la aeronave volara de regreso a la base, y una ventana en el frente del escudo permitió usar el sistema de periscopio. En caso de emergencia, toda la cápsula sería expulsada hacia abajo, junto con una pequeña parte del fuselaje de la aeronave que proporcionaba una forma aerodinámica estable. Para entrar y salir de la aeronave, el módulo de eyección se bajó sobre rieles desde la parte inferior de la aeronave, lo que permitió que el piloto simplemente caminara hacia el asiento, se sentara y elevara el módulo hacia la aeronave.^[5]

Aviónica y armamento [ editar ]

Todo el morro de la aeronave fue ocupado por el gran equipo de radar Hughes, que (en ese momento) ofrecía largos rangos de detección. El mismo paquete MX-1179 que se estaba desarrollando para todos los diseños WS-201 proporcionaría orientación y control de tiro. Hughes había ganado este contrato con su sistema de control de incendios Hughes MA-1, que estaba en desarrollo. Las armas se transportaban en bahías ubicadas a los lados del fuselaje detrás de la cabina, que se abría al voltearse hacia arriba, girando así los misiles fuera de sus bahías. Iba a estar armado con seis GAR-1/GAR-3 Falcon (entonces conocido como MX-904), con una disposición probable de tres o cuatro de cada GAR-1 y GAR-3, disparados en pares (uno de radar y uno de infrarrojos). guiado) para mejorar las probabilidades de acierto. El XF-103 también contaría con 36 FFAR "Mighty Mouse" de 2,75 pulgadas..

Especificaciones (XF-103, según diseño) [ editar ]

Características generales

• Tripulación: un piloto
• Longitud: 77 pies 0 pulgadas (23,5 m)
• Envergadura: 34 pies 5 pulgadas (10,5 m)
• Altura: 16 pies 7 pulgadas (5,1 m)
• Área del ala: 401 pies cuadrados (37,2 m ² )
• Peso vacío: 24,949 lb (11,317 kg)
• Peso bruto: 38.505 libras (17.466 kg)
• Peso máximo al despegue: 42.864 lb (19.443 kg)
• Planta motriz: 1 × turborreactor Wright XJ67 -W-3 , 15.000 lbf (67 kN) de empuje
• Planta motriz: 1 × estatorreactor Wright XRJ55-W-1 , 18,800 lbf (84 kN) de empuje

Actuación

• Velocidad máxima: Mach 3 (como turborreactor) / Mach 5 (solo estatorreactor)
• Techo de servicio: 80.000 pies (24.390 m)
• Tasa de ascenso: 19 000 pies/min (97 m/s)
• Carga alar: 96 libras/pies cuadrados (470 kg/m ² )
• Empuje/peso : 0,57 (solo poscombustión); 0,95 (poscombustión y estatorreactor)
• Radio de combate: 245 mi (394 km)
• Rango de ferry: 1,545 mi (2,486 km)

Armamento

• 36 cohetes FFAR de 2,75 pulgadas (70 mm)

y

• 6 GAR-1/GAR-3 AIM-4 Halcón

o

• 4 misiles GAR-1/GAR-3 AIM-4 Falcon
• 2 misiles aire-aire con punta nuclear