AVIONES EXPERIMENTALES.

[alquimista112 3.380]

1 hour ago, Davixu dijo:

parece un calco al mustang

A ver si te gusta el Mustang doble que corgado en aviones modernos, por que aunque parece un prototipo, se construyó y usó en combate.

[visigodo74 2.031]

El frío que hace allí arriba no es para ser contado.

[alquimista112 3.380]

 

 

 

MiG-105

 

El Mikoyan-Gurevich MiG-105.11 (en ruso МиГ-105.11), también conocido como Aeronave Orbital Experimental de Pasajeros (EPOS) (en ruso Экспериментальный орбитальный пассажирский самолет) fue un desarrollo realizado dentro del programa del sistema aeroespacial «Spiral», proyecto soviético para crear una nave espacial reutilizable. Se desarrolló en la Oficina de Diseño OKB-155 de A.I. Mikoyan bajo la la dirección del diseñador jefe Gleb Evgenievich Lozino-Lozinsky. Este vehículo de prueba tripulado sirvió para la investigación y estudio del manejo y el aterrizaje a baja velocidad de aeronaves espaciales destinadas a viajar la órbita terrestre.

El MiG 105 fue apodado "Lapot" (en ruso : лапоть , o bast shoe (la palabra también se usa como jerga para "zapato" o "zueco")), por la forma de su nariz.

Con la definición de "aeronave orbital" (OS), "aeronave aeroespacial" (VKS), "Avión espacial" o "aeronave aeroespacial" se entiende una aeronave alada que se pone en órbita, bien mediante un sistema vertical mediante un cohete o sistemas de cohetes u horizontal mediante un avión de transporte que lo acerca a las capasa altas de la atmósfera facilitando su salida a la órbita terrestre de destino. Tras realizar las tareas encomendadas, regresa a la tierra aterrizando como un avión convencional en el aeródromo designado. Combina las propiedades de un avión y una nave espacial.

 

MiG-105011 exhibido en el Museo Central de las Fuerzas Aéreas en Monino, cerca de Moscú.

El proyecto sistema aeroespacial «Spiral», del que formaba parte el MiG-105, fue cancelado en 1978 y dio paso al nuevo desarrollo del proyecto Energía/Burán que desarrolló el transbordador espacial Burán.

Historia[editar]

A finales de 1965, el Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS emitieron un decreto sobre la creación de un Sistema Orbital Aéreo. Inicialmente, se planeó lanzar el avión orbital con el cohete R-7.

Las pruebas en tierra comenzaron el 2 de diciembre de 1975. Las pruebas a velocidad subsónica, incluida la caída desde un avión portaaviones Tu-95, se llevaron a cabo hasta el 13 de septiembre de 1978, en esté último aterrizaje la aeronave sufrió daños en el tren de aterrizaje al aterrizar de forma defectuosa por un error de la información que recibió el piloto, Vasily Uryadov, que estaba cegado por el sol.¹

Cronología[editar]

• 1960 – Inicio de la concepción del proyecto.
• 1964 - Adopción de un plan quinquenal 1964-1969 para viajes espaciales militares.
• 1965 - Comienza oficialmente el programa Spiral como parte del Plan Quinquenal.
• 1969 - Terminación del programa Spiral
• 1974 – Se reanuda el programa Spiral
• 1976 – 11 de octubre, primer vuelo de prueba subsónico del MiG-105-11 a 1800 pies, partiendo de una pista de aterrizaje cerca de Moscú.¹
• 1976 - 27 de noviembre, primer vuelo de prueba del 105-11, lanzando un avión Tu-95 desde 5.500 metros de altitud.
• 1978 - 1 de septiembre, octavo y último vuelo atmosférico exitoso del MiG-105-11, daño significativo a la estructura del avión al aterrizar porque el piloto Vasily Uryadov, cegado por el sol, aterrizó del suelo a la derecha de la pista debido a una información incorrecta.

Características[editar]

El orbitador, la Aeronave Orbital Tripulada Experimental "EPOS", parece que partió del diseño del avión espacial Tsybin PKA de los años 60, que tenía el mismo apodo, era un pequeño avión, parecido a un cuerpo de sustentación, con pequeñas alas plegables conectadas al fuselaje central.

La tripulación estaba formada por un único tripulante, que accedía al orbitador a través de una escotilla ubicada encima del asiento. La masa total del orbitador era de 8.800 kg. Podía alcanzar órbitas inclinadas entre 45 y 135 grados.

El gran tamaño y grosor del morro, ayudaba a reducir el calor generado durante la reentrada, lo que fue también adoptado por la NASA para la propuesta HL-20 en la década de 1980.

Una de las características más notables del transbordador es que las alas eran movibles. Se mantenían inclinadas 60 grados durante el lanzamiento, órbita y reentrada, lo que favorecía la estabilidad. Tras la reentrada, una vez se había frenado a velocidades subsónicas, unos actuadores movían las alas a una posición horizontal, lo que favorecía la sustentación.

El transbordador era colocado en una órbita provisional de 130-150 km de altitud, que solo podía mantenerse 2 o 3 vueltas sobre la tierra, antes de que la resistencia y el rozamiento de la alta atmósfera a esa altitud, provocara la disminución de su velocidad y la reentrada en la atmósfera. Para evitar esta situación, era necesario un último impulso que elevara el transbordador a una órbita más alta. Eso se conseguía mediante un pequeño motor en la parte trasera del mismo, que desarrollaba una fuerza equivalente a 1.500 kg, con dos motores de emergencia de 40 kg cada uno. Las maniobras orbitales se realizaban mediante seis pequeños motores instalados en el fuselaje central, con una fuerza de 16 kg cada uno y para las maniobras finas de mayor precisión, había diez motores de 1 kg de fuerza cada uno.

Los tanques de combustible se localizaban en el centro del transbordador. Todos los motores utilizaban una combinación de dimetilhidracina asimétrica como combustible y tetróxido de nitrógeno como comburente. Se tenía previsto desarrollar una versión más avanzada que habría utilizado flúor y amoníaco.

El orbitador contaba para vuelos a baja altitud, con un pequeño motor a reacción instalado en la parte trasera, bajo el timón vertical que, a plena potencia, permitía una autonomía de diez minutos volando a baja altitud. Esto permitía en caso necesario abortar el aterrizaje, alejarse de la pista de aterrizaje e intentarlo de nuevo. El motor estaba ubicado bajo el estabilizador central y durante el resto del vuelo estaba oculto para su protección, con una cubierta térmica.

En caso de emergencia, el tripulante del orbitador podía ser eyectado de la nave en su cabina en una cápsula de escape, en un diseño original y único en su tipo, para proteger al piloto de las corrientes de aire supersónico, la gran velocidad y altitud de la nave. Dicha cápsula podía ser activada en cualquier momento del vuelo y a diferente altitud operativa, ya que contaba con su propio sistema de navegación, protección térmica, motores para salir de órbita y escudo de reentrada (cuya forma era parecida a la de las cápsulas Soyuz).

El aterrizaje se efectuaba con plataformas tipo esquís, que bajaban del fuselaje central, ya que no se confiaba en que unas ruedas convencionales, pudieran resistir el calor de la reentrada. El compartimento para alojarlos estaba ubicado en un lateral del fuselaje central (no en la parte inferior, como suele ser habitual en las aeronaves) para proteger la integridad del escudo de reentrada.

El escudo de reentrada estaba compuesto por metales muy resistentes al calor, como el niobio, el molibdeno y el wolframio. Estaba articulado en diferentes láminas, para que la dilatación térmica generada por la reentrada no lo dañara. La proyección térmica fue diseñada bajo el principio de "construcción de carcasa caliente" con una temperatura máxima de 1.500 °C, es decir el enfriamiento de la estructura se realizaba por la transferencia de calor de zonas calientes a frías, sin el uso de refrigeración activa. Esto determinó un radio máximo de brusquedad de la nariz y el ala para aprovechar al máximo la re-irradiación del flujo de calor desde la parte inferior de la superficie a la superior en relación con la implementación de volúmenes huecos en la promoción nasal y el ala. Se construyó un escudo de protección con aislamiento térmico interno de fibra de sílice ultrafina y cuarzo amorfo de alta pureza, prensado por una hoja de capacidad calorífica con una capa de plata, que aseguraban una protección térmica eficaz de una aeronave orbital a velocidades hipersónicas. A esto se le añadió una armadura en las que se fijaban todas las unidades mediante varillas tubulares separadas y en el que se bloquean todos los tipos de cargas que llegan al fuselaje.

La parte de la aeronave más sometida al estrés térmico iba con un escudo térmico que que percibía las cargas aerodinámicas locales y protegía la potencia interna establecida de las altas temperaturas. La pantalla constaba de las siguientes partes:

• Parte principal con aislamiento térmico ubicada debajo de todas las unidades de la aeronave.
• Parte del arco sin aislamiento térmico, que tiene la posibilidad de intercambio de calor radiante libre con una superficie superior menos caliente, por lo que la temperatura de la pantalla en la zona de temperatura máxima disminuía de 1600 °C a 1400 °C.
• Percibir una diferencia de temperatura de hasta 1000 °C debido a deformaciones elásticas de la ondulación.

La pantalla iba montada sobre una serie de cojinetes articulados de cerámica que aislaban el escudo térmico de la estructura principal, esto aseguraba la invariabilidad de los contornos externos al mantener la forma y la posición de la pantalla en relación con el cuerpo,al tiempo que protegía la estructura principal dándose diferencias de temperatura de entre 800 y 1000 °C. El escudo térmico se realizó mediante una cubierta de placas dispuestas en "escama de pescado" realizadas en una aleación de niobio revestido VN5AP, recubiertos con disilicide de molibdeno.

El tren de aterrizaje se diseñó como un chasis de esquí de 4 postes con soportes de disco que se escamoteaban en nichos situados en los laterales de la nave, para los soportes delanteros, y en la sección inferior del fuselaje para los traseros. El tren de aterrizaje quedaba protegido por la pantalla térmica. Los esquís estaban hechos de metal resistente al desgaste y podían aguantar las temperaturas que se daban en la nave sin deteriorarse, cosa que no era factible con el uso de neumáticos de goma. Este sistema de aterrizaje aseguraba el aterrizaje en casi cualquier terreno más o menos uniforme con una resistencia mínima de unos 4 kg/cm².

Los diseñadores de la OKB-155 ya contemplaron en 1966 un revestimiento protector de calor de cerámica ultraligero; 16 años después, se ensayó en el BOR-4 la primera prueba de baldosas de cuarzo soviéticas.²

Versiones[editar]

Se diseñaron tres versiones diferentes:

• 105-11: prototipo de vuelo atmosférico subsónico (EPOS), 2 × Kolessow RD-36¹
• 105-12 - Prototipo supersónico para vuelo atmosférico.
• 105-13 - Prototipo supersónico para vuelo orbital.

Estas versiones se correspondían a los siguientes objetivos:

• Reconocimiento: llevaba 500 kg de equipos electrónicos. Los equipos fotográficos permitían una resolución de 1,2 m para una órbita de 130 km de altitud. Hubiera llevado una antena desechable sobre la nave de 1,5 m. capaz de detectar escuadrones de aviones y grandes bases enemigas, al volar invertido en el espacio. Unos motores de flúor y amidol permitían variar la inclinación de la órbita hasta 17 grados.

• Intercepción: llevaba 500 kg de material militar. Unos motores de flúor y amidol permitían variar la inclinación de la órbita hasta 17 grados. Se desarrollaron dos versiones del interceptor:

• Interceptor-inspector: hubiera sido capaz de acercarse a 35 km del objetivo enemigo a gran altitud, como un satélite militar, estudiarlo con un visor que amplificaba las imágenes 50 veces y, en caso de que se quisiera, atacarlo con hasta 6 misiles pequeños de 25 kg. cada uno, transportados en un contenedor rotatorio sobre la nave y cuyo alcance máximo era de 30 km. Esta versión hubiera sido capaz de atacar hasta dos objetivos diferentes que ocuparan órbitas que se diferenciaran 7-8 grados y 100 km de distancia, por la gran velocidad de la nave y la gran altitud operativa para el ataque.

• Interceptor de largo alcance: hubiera llevado dos misiles de 170 kg con guiado óptico, capaces de alcanzar objetivos a 350 km de distancia. En esta versión de largo alcance el Spiral también hubiera sido capaz de atacar dos objetivos, que podían encontrarse a alturas de hasta 1000 km sobre la nave.

• Avión espacial de ataque: llevaba 2.000 kg de material militar, más grande y pesado, se hubiera utilizado para atacar buques. El orbitador hubiera contado con un único misil de 1700 kg, cuya probabilidad de acertar a un portaaviones occidental se estimaba en un 90%, volando en forma invertida en el borde del espacio, a una altitud imposible de interceptar por un avión de combate convencional. Unos motores de flúor y amidol, permitían variar la inclinación de la órbita hasta 7 u 8 grados; además, podía efectuar simultáneamente un cambio de órbita a más de 100 km de altitud, con un cohete conectado en su parte trasera, que podía ser desechado y al lanzar el misil sobre el objetivo enemigo, su peso se hubiera reducido a 4.900 kg. y por la gran velocidad en el borde del espacio, sería imposible de interceptar por un sistema de defensa convencional.

El 105-12, que debía haber realizado vuelos supersónicos, estaba listo cuando el programa se dio por finalizado. Nunca llegó a volar. El 105-13, que debía haber realizado vuelos hipersónicos, solo tenía completado el fuselaje y se probó en una cámara de vacío, para simular las condiciones de reentrada, demostrándose capaz de resistir condiciones de hasta 50 vuelos.

Especificaciones[editar]

Generales

• Tripulación: 1 persona
• Longitud: 8 m (8,5 m subsónico analógico)
• Envergadura: 7,4 (6,4) m
• Altura: 3,5 m
• Área del ala: 24 m²
• Masa vacía: 10 300 kg (4220)
• Motores: TRD RD-36-35K
• Empuje máximo: 2350 kgf (2000)
• Carga alar: 175 kg/m²

Características de vuelo

• Velocidad máxima: 800 km/h (500 mph, 430 nudos) Mach 0,65
• Velocidad máxima en el suelo: 250-280 km/h

Astronautas participantes en el proyecto[editar]

En 1966 se formó, en el Centro de Entrenamiento de Cosmonautas, un grupo de cosmonautas con el objetivo que participarán en las pruebas del proyecto del sistema aeroespacial «Spiral». En él participaron cosmonautas con suficiente experiencia de vuelo. Composición inicial del grupo fue:

• Guerman Stepánovich Titov, que ya había salido al espacio.
• Anatoly Petrovich Kuklin
• Vasili Grigorievich Lazarev
• Anatoly Vassilyevich Filipchenko

En 1969 se realizó una reorganización del Centro de Formación de Cosmonautas y se creó el Cuarto Departamento de la Primera Dirección de la CTC cuyo responsable fue Guerman Stepánovich Titov que acababa de obtener el diploma del Sistema de rescate de emergencia (SAS) en aviones aeroespaciales.³ El nuevo departamento reclutó a jóvenes pilotos que recibieron capacitación espacial, estos fueron:

• Leonid Denísovich Kizim, preparado entre 1969 y 1973.
• Anatoli Nikoláyevich Beriozovói, preparado entre 1972 y 1974.
• Anatoly Ivanovich Dedkov, preparado entre 1972 y 1974.
• Vladímir Aleksandrovich Dzhanibekov, preparado de julio a diciembre de 1972.
• Vladimir Sergeevich Kozelsky, preparado entre agosto de 1969 y octubre de 1971.
• Vladímir Afanásievich Liájov, preparado entre 1969 y 1973.
• Yuri Vasilyevich Malyshev, preparado entre 1969 y 1973.
• Aleksandr Yakovlevich Petrushenko, preparado entre 1970 y 1973.
• Yuri Viktorovich Romanenko, preparado en 1972.

El 7 de enero de 1971 Anatoly Vassilyevich Filipchenko sustituyó a Guerman Titov al frente del departamento y el 11 de abril de 1973, el cosmonauta de prueba de instructor Lev Vasilievich Vorobyov se puso al frente del mismo, ese mismo año de disolvió tras poner fin al proyecto Spiral.

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Avro Canada VZ-9 Avrocar

 

El Avro Canada VZ-9-AV, comúnmente llamado Avrocar, fue una aeronave canadiense VTOL desarrollada por Avro Canada, como parte de un proyecto secreto estadounidense militar realizado en los primeros años de la Guerra Fría.² El Avrocar pretendía aprovechar el efecto Coandă para proporcionar la sustentación y el empuje de un solo "turborrotor", expulsando los gases de escape por el borde de la aeronave con forma de disco.

Diseñado originalmente como un avión de caza capaz de alcanzar altas velocidades y altitudes, el proyecto fue repetidamente reducido y la Fuerza Aérea de los Estados Unidos lo abandonó finalmente. El desarrollo fue retomado por el Ejército de los Estados Unidos para un requerimiento de una aeronave de combate táctico, una especie de helicóptero de altas prestaciones.³ En las pruebas de vuelo, el Avrocar demostró no haber resuelto los problemas de empuje y estabilidad que lo limitaban a una envolvente de vuelo degradada de bajas prestaciones; posteriormente, el proyecto fue cancelado en septiembre de 1961.

Durante la historia del programa, se hizo referencia al proyecto mediante una serie de nombres diferentes. Avro denominaba los trabajos como Proyecto Y, siendo conocidos los vehículos individuales como Spade y Omega. El Proyecto Y-2 fue más tarde patrocinado por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, que lo denominó como WS-606A, Proyecto 1794 y Proyecto Silver Bug (Bicho de Plata). Cuando el Ejército estadounidense se unió a los trabajos, tomó su denominación final "Avrocar", y la designación VZ-9, como parte de los proyectos VTOL del Ejército estadounidenses de la serie VZ.

El Avrocar S/N 58-7055.
Tipo	Aeronave VTOL experimental
Fabricante	Avro Canada
Diseñado por	John Frost
Primer vuelo	12 de noviembre de 1959
Introducido	1958
Retirado	1961
Usuario principal	Fuerza Aérea de los Estados Unidos (destinado a)
Otros usuarios destacados	Ejército de los Estados Unidos (destinado a)
Producción	1958-1959
N.º construidos	2
Coste del programa	10 millones de dólares estadounidenses

 

Historia operacional[editar]

Pruebas iniciales[editar]

El primer Avrocar salió de la fábrica de Avro Malton en mayo de 1959. Del 9 de junio al 7 de octubre del mismo año se probó en una plataforma estática de vuelo fijo. Desafortunadamente, se encontró que el gas caliente del escape se mezclaba de nuevo en las tomas en vuelo fijo, reduciendo el empuje del motor. Además, el ventilador generaba elevación solo en una pequeña área de su superficie, lo que reducía el empuje general disponible. Los conductos también demostraron tener mayores pérdidas de lo esperado, y una serie de modificaciones no fueron capaces de resolver este problema en gran medida. Estos problemas redujeron la elevación máxima a mayores altitudes del efecto de tierra a 1430 kg, menos que el peso vacío de la aeronave a 1944 kg (4985 libras). Esto significaba que el avión sería incapaz de flotar fuera del efecto tierra. Después de estas pruebas, el vehículo fue enviado a NASA Ames para una prueba de túnel de viento.

El segundo ejemplar fue terminado agosto de 1959. El 29 de septiembre, el primer intento de vuelo se realizó con el Avrocar atado al suelo. Después de que el vehículo despegara, se inició una oscilación incontrolable de balanceo y cabeceo que forzó cada una de las tres ruedas en el suelo a su vez. El piloto, W. D. "Spud" Potocki, cortó inmediatamente los motores. Se realizaron cambios en el sistema de estabilidad para proporcionar más autoridad de control, mientras que se investigaron nuevos cordones para mejorar la capacidad de controlar este tipo de problemas. A medida que las pruebas continuaron, quedó claro que el problema era inherente al diseño, y los ingenieros comenzaron a referirse al efecto como "hubcapping", llamado así porque se parecía a un tapacubos girando en el suelo.

Las investigaciones sobre el efecto revelaron lo que estaba causando el problema. Mientras que en efecto tierra, el aire de alta presión debajo de la nave era atrapado, llenando el área entera y proporcionando así una base estable, cuando el aparato se elevaba, el aire se formaba en una sola columna estrecha, descrita por Frost como "tronco de árbol". A altitudes intermedias, la nave transitaría momentáneamente de un régimen a otro, durante el cual un lado del vehículo tendría sustentación, mientras la misma desaparecía bajo el otro. Esto llevaba a un fuerte movimiento de impulso hacia el lado no sustentado. Tan pronto como esto ocurría, ese lado se acercaría al suelo y restablecería el aire de sustentación, mientras que el otro lado se elevaría por encima de este límite. Este proceso se repetiría, con el aire rodando de lado a lado. Se realizaron modificaciones para tratar de resolver el problema. Finalmente se perforaron una serie de 52 agujeros en el fondo del vehículo, ubicados radialmente a tres pies del centro. Estaban destinados a proporcionar un empuje central para estabilizar el colchón de tierra.

Con estas modificaciones completas y aparentemente funcionando, el primer vuelo completamente libre ocurrió el 12 de noviembre de 1959. Esta prueba demostró que el sistema de control de la boquilla era inaceptable. Los alerones fueron diseñados para dirigir el aire hacia fuera, sobre la parte superior o inferior de la aleta anular; hacia fuera el fondo solamente durante el vuelo estacionario, pero sobre la tapa y la parte inferior durante el vuelo horizontal. La idea era que cuando se colocaba la solapa para proporcionar control, el elevador se bajaría de un lado y se elevaría en el otro. La elevación fue de hecho bajaba en un lado, pero por desgracia la sustentación no mejoraba en el otro, por lo que cada entrada de control se traducía en una pérdida de altitud. Después de cinco vuelos, las pruebas se detuvieron temporalmente el 5 de diciembre de 1959, momento en el que el Avrocar había registrado 18,5 horas de tiempo de pruebas en total.

Regreso[editar]

Un diseño completamente nuevo fue instalado durante el invierno. Los alerones originales fueron desmontados y reemplazados por un solo anillo por debajo de la aleta anular. El anillo se desplazó en relación con el arte bajo la entrada de control, "sellando" el hueco en un lado mientras se abre en el otro. Las pruebas continuaron en enero de 1960 y parecieron funcionar mucho mejor. Sin embargo, mientras que el nuevo sistema de control mejoró las cualidades de oscilación, la nave se volvió inestable a velocidades superiores a los 30 nudos (56 km/h). El primer Avrocar en Ames fue modificado de forma similar y, en abril de 1960, fue probado en su túnel de viento de 12 m × 24 m. El problema quedó claro; el anillo bloqueaba tanto el empuje total del motor que la energía total se reducía enormemente. A medida que la nave aceleraba, el flujo de aire en la parte inferior reducía la recirculación, reduciendo la elevación debido al flujo de aire sobre la superficie superior. Esto fue algo inesperado; la recirculación se ha considerado una "cosa mala" debido a la pérdida de empuje del motor, y sus efectos positivos sobre la elevación no parecen haber sido apreciados. Al final, para mantener la elevación a velocidades más altas, la nave tuvo que ser lanzada al final de su capacidad de control.

Avro estaba convencida de que el concepto era todavía viable, y propuso un nuevo programa para la reelaboración principal del sistema de propulsión y control. En lugar de la única aleta anular triangular y los alerones, o el control posterior del anillo, el nuevo sistema incluía dos sistemas de control separados para el vuelo horizontal y hacia atrás, combinados en una sola boquilla. Para el vuelo horizontal, se abrió una serie de "puertas de transición" en las boquillas, bloqueándolas y volviendo a dirigir el flujo hacia abajo bajo el avión. El control durante este régimen se proporcionaba moviendo la parte exterior de la solapa para "enfocar" el flujo. A velocidades más altas, las puertas estaban cerradas, permitiendo que el aire fluyera desde el borde de la aeronave, donde se encontraban una serie de sencillos controles de tipo aleta. El nuevo sistema de control cubría los 3/4 traseros de la circunferencia exterior de la aeronave; la sección delantera ofrecía los controles que flotaban solamente.

Las modificaciones se completaron en el modelo de Ames y las pruebas se reanudaron en abril de 1961. El nuevo diseño demostró un control mucho mejor en sustentación y la elevación fue considerablemente mejorada. El vehículo ahora podía viajar hasta 100 nudos (190 km/h), una gran mejora sobre los 30 nudos (56 km/h) alcanzados previamente. Sin embargo, se mantuvo inestable en el máximo, y exhibió un ajuste fuerte de la nariz para arriba. Los ingenieros de la NASA intentaron modificar esto con una cola en T, pero esto demostró sentarse dentro del flujo de aire del turborrotor y no ayudó. El equipo de Frost consideró dos nuevos diseños, uno con una cola vertical grande y otro con un ala con verticales montados en punta ("winglets"). Ambos diseños usaron dos motores General Electric J85 de 2700 lbf (12 kN) y aumentaron el diámetro del turborrotor de cinco a seis pies.

El 9 de junio de 1961, una segunda evaluación de vuelo del Avrocar de la USAF/NASA fue conducida en el segundo prototipo similarmente modificado en la facilidad de Avro. Durante estas pruebas, el vehículo alcanzó una velocidad máxima de 20 nudos (37 km/h) y mostró la capacidad de atravesar una zanja de seis pies de ancho y 18 pulgadas (460 mm) de profundidad. El vuelo por encima de la altitud crítica resultó peligroso, si no casi imposible, debido a la inestabilidad inherente. El informe de las pruebas en vuelo identificó además una serie de problemas de control.

El programa fue cancelado definitivamente en diciembre de 1961.

Especificaciones (VZ-9AV)[editar]

Referencia datos: Avrocar: Canada's Flying Saucer...⁴ and The World's Worst Aircraft: From Pioneering Failures to Multimillion Dollar Disasters⁵

Características generales

• Tripulación: Dos
• Longitud: 5,5 m (diámetro)
• Altura: 1,1 m (3,5 ft)
• Superficie alar: 23,6 m² (254 ft²)
• Peso vacío: 1361 kg (2999,6 lb)
• Peso máximo al despegue: 2522 kg (5558,5 lb)
• Planta motriz: 3× turborreactor Continental J69-T-9.
  • Empuje normal: 2,9 kN (296 kgf; 652 lbf) de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 480 km/h (estimada), 56 km/h (real)
• Alcance: 1601 km (estimado), 127 km (real)
• Techo de vuelo: 3000 m (estimado), 0,91 m (3 pies) (real)

[alquimista112 3.380]

 

 

Chrysler VZ-6

El Chrysler VZ-6 fue un vehículo de pruebas VTOL de flujo guiado estadounidense, diseñado y construido por Chrysler para el concurso Flying Jeep del Ejército de los Estados Unidos.¹²

Diseño y desarrollo[editar]

Ordenado en 1958, se construyeron dos VZ-6. Era un vehículo de forma rectangular con dos hélices tripala insertadas en las partes delantera y trasera.² El motor Lycoming de 500 hp estaba localizado en el centro, propulsando las hélices de flujo guiado.² También estaba equipado con faldones de goma alrededor del borde inferior del vehículo, de forma similar a un hovercraft.²

Historia operacional[editar]

El VZ-6 comenzó a realizar pruebas de vuelo cautivo en 1959, pero mostraron que el vehículo tenía sobrepeso y estaba infrapotenciado, con problemas de estabilidad lateral.² Un intento de vuelo libre acabó con el VZ-6 dándose la vuelta, destrozándose, aunque el piloto escapó sin heridas serias.² Ambos VZ-6 fueron desguazados en 1960.²

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Ejército de los Estados Unidos

Especificaciones[editar]

Referencia datos: Aerofiles²

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Longitud: 6,6 m (21,5 ft)
• Altura: 1,57 m³
• Peso cargado: 1089 kg³
• Planta motriz: 1× motor bóxer de seis cilindros refrigerado por aire sobrealimentado y con reductora Lycoming GSO-480.
  • Potencia: 370 kW (510 HP; 503 CV)
• Hélices: 2× tripala por motor.
• Diámetro de la hélice: 2,59 m

Rendimiento

 

Chrysler VZ-6
Tipo	Plataforma experimental VTOL
Fabricante	Chrysler
Primer vuelo	1959
Usuario principal	Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos	2

 

[alquimista112 3.380]

 

 

Curtiss-Wright VZ-7

El Curtiss-Wright VZ-7 (también conocido como VZ-7AP¹) fue una aeronave VTOL de cuatro rotores diseñada por la compañía Curtiss-Wright para el Ejército de los Estados Unidos. Como el Chrysler VZ-6 y el VZ-8 Airgeep, iba a ser un "jeep volador".

 

Tipo	Aeronave utilitaria VTOL
Fabricante	Curtiss-Wright
Primer vuelo	1958
Retirado	1960
Usuario principal	Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos	2

 

Diseño y desarrollo[editar]

Se entregaron dos prototipos al Ejército estadounidense a mitad de 1958, registrados 58-5508 y 58-5509.²

El VZ-7 tenía un fuselaje con el asiento del piloto, los depósitos de combustible y los controles de vuelo. Las hélices se instalaron a ambos lados del fuselaje, sin recubrimiento (la aeronave lo tenía originalmente, pero fue desmontado). Había cuatro hélices en total. El VZ-7 era controlado cambiando el empuje de cada hélice. La plataforma volante era maniobrera y fácil de volar.

La aeronave se comportó bien en las pruebas, pero no fue capaz de alcanzar los requerimientos de velocidad y altitud del Ejército,² por lo que fue retirada y devuelta al fabricante en 1960.

Un VZ-7 forma parte de la colección de aeronaves del Museo de la Aviación del Ejército de los Estados Unidos en Fort Rucker. Sin embargo, actualmente no está en exhibición debido a restricciones de espacio.³⁴

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Ejército de los Estados Unidos

Especificaciones[editar]

Referencia datos: Flying Jeeps⁵

Características generales

• Tripulación: Uno (piloto)
• Longitud: 5,2 m (17 ft)
• Envergadura: 4,9 m (16 ft)
• Altura: 2,8 m (9,3 ft)
• Peso vacío: 771 kg (1699,3 lb)
• Peso cargado: 952 kg (2098,2 lb)
• Planta motriz: 1× turboeje Turbomeca Artouste IIB.
  • Potencia: 317 kW (437 HP; 431 CV)

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 51 km/h (32 MPH; 28 kt)
• Velocidad crucero (V_c): 40 km/h (25 MPH; 22 kt)
• Techo de vuelo: 61 m (200 ft)

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Piasecki VZ-8 Airgeep

 

El Piasecki VZ-8 Airgeep (designación de compañía PA-59) fue un prototipo de aeronave de despegue y aterrizaje verticales (VTOL), desarrollada por Piasecki Aircraft. El Airgeep fue desarrollado para cubrir un contrato del Mando de Investigación del Transporte del Ejército de los Estados Unidos por un jeep volante en 1957.² Se pensaba que el jeep volador sería más pequeño y fácil de volar que un helicóptero.

Diseño y desarrollo[editar]

 

Piasecki AIRGEEP II (Ejército) durante su primer vuelo, 15 de febrero de 1962.

 

VZ-8P en 1959.

Para cubrir el requerimiento del Ejército estadounidense, el diseño de Piasecki presentaba dos rotores tripala en tándem, con la tripulación sentada entre los mismos. La potencia era suministrada por dos motores de pistón Lycoming O-360-A2A de 134,2 kW (180 hp), propulsando los rotores mediante una caja reductora central. La primera de las dos aeronaves ordenadas por el Ejército, designada inicialmente Model 59K Skycar (y más tarde renombrada Airgeep) por Piasecki y como VZ-8P por el Ejército, voló el 22 de septiembre de 1958.³⁴

Fue remotorizada con un único turboeje Turbomeca Artouste IIB de 317 kW (425 hp) que reemplazaba a los dos motores de pistón, volando de esta forma en junio de 1959.³ Tras ser prestada a la Armada estadounidense para ser evaluada como Model 59N, donde fue equipada con flotadores, fue devuelta al Ejército y su motor reemplazado por un más ligero y potente Garrett AiResearch TPE331-6 de 410,1 kW (550 hp).⁵

El segundo prototipo fue completado con un diseño modificado, designado Model 59H AirGeep II por Piasecki y VZ-8P (B) por el Ejército. Estaba propulsado por dos motores Artouste, con asientos eyectables para el piloto y el copiloto/artillero, y tres asientos más para pasajeros. También fue equipado con un tren de aterrizaje eléctrico triciclo para aumentar la movilidad en tierra.

El primer vuelo del AirGeep II tuvo lugar el 15 de febrero de 1962, pilotado por "Tommy" Atkins.⁶

Aunque el Airgeep operaría normalmente cerca del suelo, era capaz de volar a varios miles de pies, probando ser estable en vuelo. El volar bajo le permitía evadir la detección por radar.⁷ A pesar de estas cualidades, y su superioridad sobre los otros dos modelos evaluados por el Ejército estadounidense presentados para cubrir el mismo requerimiento (el Chrysler VZ-6 y el Curtiss-Wright VZ-7), aquel decidió que "el concepto de Jeep Volante no era adecuado para el campo de batalla moderno", y en su lugar se concentró en el desarrollo de helicópteros convencionales.⁵

Variantes[editar]

 

Piasecki Model PA-59N SEAGEEP.

Model 59K Skycar

Designación de la compañía para la primera aeronave, propulsada por dos motores de pistón Lycoming O-360-A2A de 134,2 kW (180 hp), dándosele la designación militar VZ-8P Airgeep. Más tarde, los motores de pistón fueron reemplazados por un único motor turboeje Turbomeca Artouste IIB de 316,9 kW (425 hp).⁸

Model 59N SeaGeep I

La primera aeronave (después de que los motores de pistón fueran reemplazados por un único Artouste), prestada a la Armada de los Estados Unidos, equipada con flotadores.⁸

PA-59H AirGeep II

La segunda aeronave, designación militar VZ-8P (B), completada con dos motores turboeje Turbomeca Artouste IIC de 298,3 kW (400 hp) y asientos para cinco personas, incluyendo la tripulación.⁸

VZ-8P Airgeep I

Designación militar de la primera aeronave entregada.

VZ-8P-1 Airgeep I

La primera aeronave después de que los motores de pistón fueran reemplazados por un único Turbomeca Artouste IIB de 316,9 kW (425 hp).

VZ-8P-2 Airgeep I

La primera aeronave después de que el motor Artouste fuera reemplazado por un más ligero y potente Garrett AiResearch TPE331-6 de 410,1 kW (550 hp).

VZ-8P (B) Airgeep II

Designación militar para la segunda aeronave.⁸

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Ejército de los Estados Unidos

Especificaciones (VZ-8P (B))[editar]

Referencia datos: Jane's All the World's Aircraft 1962-63⁸ Flying Jeeps: The US Army's Search for the Ultimate 'Vehicle' ⁵

Características generales

• Tripulación: Dos (piloto y copiloto/artillero)
• Capacidad: Hasta tres pasajeros
• Longitud: 7,5 m (24,4 ft)
• Envergadura: 2,8 m (9,3 ft)
• Altura: 1,8 m (5,8 ft)
• Peso vacío: 1184 kg (2609,5 lb)
• Peso cargado: 1665 kg (3669,7 lb)
• Peso máximo al despegue: 2177 kg (4798,1 lb)
• Planta motriz: 2× turboeje Turbomeca Artouste IIC.
  • Potencia: 410 kW (565 HP; 558 CV) cada uno.
• Hélices: Tripala
• Diámetro de la hélice: 2,5 m

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 136 km/h (85 MPH; 73 kt)
• Velocidad crucero (V_c): 112 km/h (70 MPH; 60 kt)
• Alcance: 56 km (30 nmi; 35 mi)
• Techo de vuelo: 914 m (2999 ft)

Armamento

• Armas de proyectiles: Provisión para un fusil sin retroceso (no instalado)

Tipo	Rotonave experimental
Fabricante	Piasecki Aircraft
Primer vuelo	Principios de 19591
Usuario principal	Ejército de los Estados Unidos
N.º construidos	2

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Curtiss-Wright XF-87 Blackhawk

El Curtiss-Wright XF-87 Blackhawk ("halcón negro"), anteriormente designado XP-87, fue un prototipo de caza interceptor de reacción todo tiempo estadounidense y último proyecto de la compañía Curtiss-Wright.² Fue diseñado para reemplazar al interceptor y caza nocturno Northrop P-61 Black Widow, de la época de la Segunda Guerra Mundial y propulsado por hélices. Sin embargo, el XF-87 perdió la competición de contratación del Gobierno de Estados Unidos contra el Northrop F-89 Scorpion. La pérdida del contrato fue fatal para la compañía; Curtiss-Wright Corporation cerró su división aeronáutica, vendiendo todos sus activos a North American Aviation.

 

Prototipo Curtiss XF-87.
Tipo	Interceptor
Fabricante	Curtiss-Wright
Primer vuelo	5 de marzo de 1948
Estado	Cancelado el 10 de octubre de 1948
Usuario principal	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos	2 prototipos
Coste del programa

 

Diseño y desarrollo[editar]

El avión comenzó su vida en la mesa de diseño como un proyecto de avión de caza y ataque, siendo designado XA-43. Cuando las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos emitieron un requerimiento a las constructoras de aeronaves, para la competición y presentación de un modelo de avión de caza todo-tiempo que llevase motores de reacción en 1945, la Curtiss-Wright decidió cambiar el diseño y enfocarlo hacia esta solicitud.

El XP-87 era un avión grande de ala media, con cuatro motores en parejas en contenedores subalares, con un plano de cola de montaje medio y tren de aterrizaje triciclo. La tripulación formada por el (piloto y operador de radio) se sentaban lado a lado en una sola cabina. Según diseño, el armamento iba a ser de una torreta eléctrica de cuatro cañones de 20 mm (0,79 pulgadas) en el morro, pero nunca se montó en los prototipos.

Historia operacional[editar]

El primer vuelo fue realizado el 1 de marzo de 1948. Aunque la velocidad máxima era más baja de lo esperado, el avión era aceptable y la recién formada (en septiembre de 1947) Fuerza Aérea de Estados Unidos solicitó 57 aviones de caza F-87A y 30 aviones de reconocimiento RF-87A justo un mes más tarde. Dado que los problemas de rendimiento se debían a la falta de potencia, los cuatro turborreactores Westinghouse XJ34-WE-7 de los prototipos iban a ser reemplazados por dos motores a reacción General Electric J47 en los modelos de producción. Uno de los dos prototipos del XF-87 iba a ser modificado como bancada de los nuevos motores.

En ese momento, la USAF decidió que el Northrop F-89 Scorpion era un avión más prometedor. El contrato del XF-87 Blackhawk fue cancelado el 10 de octubre de 1948, y los dos prototipos fueron desguazados.

Variantes[editar]

 

XP-87 tras el colapso de la rueda de morro.

 

XP-87 en rampa con C-47 y B-17 en el fondo.

XA-43

Designación inicial del diseño, como avión de ataque.

XP-87

Prototipo de avión de caza, primer vuelo el 1 de marzo de 1948, dos construidos.

XF-87

Redesignación dada al XP-87.

F-87A

Versión de caza de producción (cancelada).

RF-87A

Variante de reconocimiento (cancelada).

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos

Especificaciones (XF-87)[editar]

Referencia datos: Curtiss Aircraft 1907–1947³

Características generales

• Tripulación: Dos (piloto y operador de radio)
• Longitud: 19,2 m (62,8 ft)
• Envergadura: 18,3 m (60 ft)
• Altura: 6,1 m (20 ft)
• Superficie alar: 55,7 m² (600 ft²)
• Peso vacío: 11 786 kg (25 976,3 lb)
• Peso máximo al despegue: 22 682 kg (49 991,1 lb)
• Planta motriz: 4× turborreactor Westinghouse XJ34-WE-7.
  • Empuje normal: 13 kN (1326 kgf; 2923 lbf) de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 966 km/h (600 MPH; 522 kt)
• Alcance: 1610 km (869 nmi; 1000 mi)
• Techo de vuelo: 12 500 m (41 010 ft)
• Ascenso a 10 700 m: 13,8 min

Armamento

• Cañones:
  • 4x Hispano-Suiza HS.404 de 20 mm en el morro

[alquimista112 3.380]

 

 

 

 

Convair F2Y Sea Dart

El Convair F2Y Sea Dart fue un prototipo de hidrocanoa de caza diseñado y desarrollado por la firma Convair que no llegó a entrar en producción. Fue el primer y único hidroavión que ha superado la velocidad del sonido.

 

Convair XF2Y-1 Sea Dart volando cerca de San Diego, California.
Tipo	Hidrocanoa de caza
Fabricante	Convair
Primer vuelo	9 de abril de 1953
Estado	Cancelado
Usuario principal	Armada de los Estados Unidos
N.º construidos	5

 

Desarrollo[editar]

El concepto representado por el Convair 2-2 despertó gran interés en la Armada estadounidense, hasta el punto que el 19 de enero de 1951 realizó un pedido de un prototipo del XF2Y-1 y más tarde, el 28 de agosto de 1952, encargó una serie de 12 cazas F2Y-1, además de cuatro YF2Y-1 de preserie.

Sin embargo, en su primer vuelo realizado el 9 de abril de 1953, las prestaciones del prototipo resultaron inferiores a las esperadas; este factor, al que se sumaban serios problemas de vibraciones debidos a los esquíes, fue la causa de que se cancelaran los pedidos de XF2Y-1 y la serie del F2Y-1. Era precisa una potencia superior al empuje de 1.542 kg que suministraba cada uno de los turborreactores Westinghouse J34-WE-32 instalados en el prototipo y en el primer YF2Y-1. Este último fue modificado mediante la instalación de dos Westinghouse J46-WE-2, y su sección delantera del fuselaje adaptada para que pudiera contener los posquemadores del motor; esa misma planta motriz fue instalada en los otros tres YF2Y-1. El 3 de agosto de 1954, el YF2Y-1 superó la velocidad de Mach 1 en un suave picado, con lo que se convirtió en el primer hidroavión supersónico. Sin embargo, sólo dos de estos aviones fueron utilizados en un programa de pruebas limitado que finalizó en 1956.

Redesignación[editar]

Sorprendentemente, ya que el proyecto llevaba años cancelado, durante la unificación de designaciones realizada en las fuerzas armadas estadounidenses en 1962, recibió la designación F-7.

Diseño[editar]

El Sea Dart era un diseño bimotor con ala en delta de implantación media, con un ligero diedro positivo. Carecía de flotadores alares y su fuselaje de configuración hidrocanoa no seguía la típica configuración de estos hidroaviones. Aunque mantenía la sección frontal hidrodinámica en V, la altura libre era extremadamente reducida, quedando la raíz alar muy cerca del agua, mientras que los extremos, en contacto con ella, proporcionaban el equilibrio necesario.

Si bien el diseño básico era de hidrocanoa, una configuración tan extrema no facilitaba en absoluto el despegue, por lo que en la parte inferior del fuselaje se ubicaban un par de hidroesquíes extensibles, que se extendían a medida que la velocidad aumentaba, funcionando inicialmente como hidroalas y posteriormente, a mayor velocidad, como los flotadores de un hidroavión convencional, siendo el punto de contacto del avión con la superficie del agua.

Para evitar en lo posible la ingestión de agua, las tomas de los motores estaban ubicadas sobre el fuselaje, detrás del arranque de las alas. Ningún Sea Dart llegó a ser equipado con armamento, aunque estaba previsto dotarlos con cuatro cañones de 20 mm y una batería de cohetes.¹

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Armada de los Estados Unidos

Aparatos conservados[editar]

 

Sea Dart en el Museo Aeroespacial de San Diego.

De las cinco ejemplares construidos, tres se encuentran en exposición y otro que pertenece al Instituto Smithsoniano está a la espera de ser restaurado. El ejemplar restante se perdió en una exhibición.

Especificaciones[editar]

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 16 m (52,5 ft)
• Envergadura: 10,3 m (33,8 ft)
• Altura: 4,9 m (16,1 ft)
• Superficie alar: 53 m² (570,5 ft²)
• Peso vacío: 5730 kg (12 628,9 lb)
• Peso cargado: 7480 kg (16 485,9 lb)
• Peso máximo al despegue: 9750 kg (21 489 lb)
• Planta motriz: 2× turborreactor Westinghouse J46-WE-2.
  • Empuje normal: 27 kN (2753 kgf; 6070 lbf) de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad nunca excedida (V_ne): 1325 km/h (823 MPH; 715 kt)
• Alcance: 826 km (446 nmi; 513 mi)
• Techo de vuelo: 16 700 m (54 790 ft)
• Régimen de ascenso: 86,7 m/s (17 067 ft/min)
• Carga alar: 142 kg/m² (29,1 lb/ft²)

Armamento

• Cañones: 4× 20 mm (proyectado)

 

 

 

 

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Caproni Campini N.1

 

El Caproni Campini N.1¹ fue un avión experimental italiano diseñado por Secondo Campini y construido por la compañía Caproni. Su característica más distintiva era el fuselaje anular, en cuyo interior se ubicaba un motor de pistón que accionaba un compresor triple. Hasta ese punto, el fuselaje hueco era parte del diseño de un motor de hélice entubada o hélice tubular² similar al del Stipa-Caproni, pero en la sección de cola contaba con un dispositivo que inyectaba combustible al flujo de aire y lo prendía, generando impulso suplementario, pasando a ser un termorreactor.

Fue el segundo avión a reacción aeronavegable en la historia, después del Heinkel He 178.

Aparato expuesto en el Museo histórico de la Aeronautica Militare en Vigna di Valle, Bracciano, Italia.
Tipo	Avión biplaza experimental
Fabricante	Società Caproni e Comitti
Diseñado por	Secondo Campini
Primer vuelo	27 de agosto de 1940
Retirado	1942
N.º construidos	2

Historial[editar]

El ingeniero Secondo Campini fundó en 1931 su compañía, la Società Campini per Velivoli e Natani a Reazione, con el objeto de investigar la propulsión a reacción. En 1939 construyó una planta motriz que instaló en una célula que Caproni había fabricado para evaluar las posibilidades del nuevo motor. Designado Caproni N.1 voló por primera vez el 27 de agosto de 1940, a los mandos del piloto de pruebas y antiguo as militar italiano Mario de Bernardi. Pronto se comprobó que las prestaciones eran decepcionantes, con una velocidad máxima de tan sólo 375 km/h, inferior a la del biplano contemporáneo Fiat CR.42. Del mismo modo, el uso del posquemador para activar el termorreactor consumía gran cantidad de combustible. El 30 de noviembre de 1941, Mario de Bernardi y el ingeniero Pedace lo trasladaron desde el aeropuerto de Taliedo, en Milán, al de Guidonia Montecelio en Roma, separados por 478 kilómetros, el N.1 tuvo que hacer una escala en Pisa para repostar, alcanzando una velocidad media de 209 km/h. Activar el posquemador añadía 40/45 km/h de velocidad, permitiendo alcanzar su máximo de 375 km/h.

El desarrollo fue detenido en 1942, y tras la guerra uno de los dos ejemplares existentes fue llevado al Reino Unido, analizado y posteriormente destruido. El ejemplar superviviente se expone en el Museo Storico dell’Aeronautica Militare en Vigna di Valle.

Especificaciones[editar]

 

Características generales

• Tripulación: 2
• Longitud: 13,10 m
• Envergadura: 15,85 m
• Altura: 4,7 m
• Superficie alar: 36 m²
• Peso vacío: 3.640 kg
• Peso cargado: 4.195 kg
• Planta motriz: 1× Termorreactor. Un motor V12 Isotta Fraschini L.121RC40 de 900 cv accionaba un compresor de tres etapas.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 375 km/h
• Alcance: km

 

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Mikoyan Proyecto 1.44

 

(Redirigido desde «Proyecto Mikoyan 1.44»)

MiG Proyecto 1.44 МиГ-1.44
Imagen conceptual de 2 MiG 1.44 en vuelo
Tipo	Demostrador de tecnología
Fabricante	Mikoyán
Primer vuelo	12 de abril de 1970
Estado	Cancelado
N.º construidos	3
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El Mikoyán MiG Proyecto 1.44 (en ruso: Микоян МиГ-1.44, designación OTAN: Flatpack¹) fue un demostrador de tecnología de avión de caza desarrollado por la compañía rusa Mikoyán. Este avión ha recibido múltiples nombres dentro de la compañía como Objeto/Artículo 1.44/1.42, 1.42 se refiere al diseño (designación OTAN: Foxglove) mientras que 1.44 es la designación del prototipo; también fue conocido como MiG-MFI, y extraoficialmente durante un tiempo fue conocido como MiG-35 pero actualmente este nombre es asignado a un nuevo caza ruso de 4.5 generación.²

Fue uno de los proyectos iniciados en la Unión Soviética como respuesta al programa estadounidense Advanced Tactical Fighter (ATF) que daría lugar al caza de 5.ª generación F-22 Raptor. Incorporaba numerosas características de los cazas de quinta generación como aviónica avanzada, tecnología furtiva, supermaniobrabilidad y supercrucero. El desarrollo del diseño fue lento, caracterizado por aplazamientos repetidos y prolongados debido a la falta crónica de fondos; Rusia abandonó el proyecto 1.44 para dar prioridad al PAK FA.

 

a Unión Soviética se fijó la necesidad de tener un avión caza de nueva generación (quinta generación) que pudiera reemplazar en el futuro a los afamados cazas MiG-29 y Su-27, como avión de caza de primera línea en su Fuerza Aérea, para misiones de supremacía aérea, especializado en combate aire-aire a gran altitud y de diseño «furtivo» . El proyecto se conoció bajo la sigla PAK-FA, que es la abreviación del nombre del proyecto que quiere decir "Caza táctico de primera línea" (en ruso: Перспективный авиационный комплекс фронтовой авиации, Perspektivnyi Aviatsionnyi Kompleks Frontovoi Aviatsyi).

La Fuerza Aérea de Rusia solicitó la presentación de un diseño, cuya construcción se adelantaría en un futuro cercano, para un nuevo caza furtivo de vuelo supersónico, de alta maniobrabilidad, con capacidad de transporte de bombas/armamento pesado y de largo alcance. La empresa aeronáutica Mikoyan, fabricante de los afamados cazas MiG-21, MiG-27, MiG-25, MiG-29, MiG-31 y el más moderno MiG-35, presentó este proyecto, al cual denominó MiG 1.44 (MFI). Su configuración alar es de construcción triangular, en forma de ala delta y canard, al estilo del caza europeo Eurofighter Typhoon, y con los motores instalados bajo el fuselaje central, y supuestamente elevar su tasa de sobrevivencia en un impacto a las turbinas. El proyecto se llevaba a cabo y tenía como meta final el crear un caza para enfrentar al proyecto del nuevo caza furtivo estadounidense F-22 Raptor, el cual era de capacidades consideradas de «quinta generación» y al posterior proyecto multinacional Joint-Strike-Figther, llevado a cabo en conjunto por la firma citada, el alto mando de la Armada de los Estados Unidos y los socios iniciales del F-16A/B de Europa, y que también tenía previsto el ser un caza transportado por los nuevos portaaviones de la OTAN, para disponer de esas mismas capacidades.

Este aparato estaría equipado con un nuevo sistema de avistamiento para combate contra otros aviones caza (IRST), similar al instalado en el caza experimental de pruebas de vuelo y nuevas tecnologías Su-37, con un sistema de puntería integrado en el casco del piloto, en un pequeño domo con una cúpula transparente sobre el cono del Radar, al costado derecho del parabrisas de la cabina de mando, es un sistema de búsqueda y seguimiento del objetivo enemigo por infrarrojos IRST, que va montado sobre el cono del Radar, funciona en dos bandas de radiación infrarroja y se utiliza, junto con el Radar de la nave, en una misión de combate aire-aire contra otros aviones caza en combate cerrado. El sistema funciona como un equipo de búsqueda y seguimiento por infrarrojos, el cual le proporciona al piloto capacidades de detección y seguimiento de los objetivos pasivos en su entorno de combate. En una misión de combate "Aire-superficie", realiza identificación y localización de objetivos. También proporciona ayuda de navegación y de aterrizaje, está enlazado con el visor montado en el casco del piloto, con un sensor que gira en forma permanente, mide la distancia del avión enemigo, sin necesidad de alertar al avión enemigo con la señal del radar de la nave y le informa al piloto, la posición de la nave enemiga.

A pesar de tener mejores perspectivas, el que fuera seleccionado fue el otro proyecto, llevado a cabo por la empresa competidora Sukhoi, lo cual cortó su financiación de forma inmediata, y finalmente, para continuar con las pruebas de vuelo, se pretendía el construir otros cuatro prototipos para seguir adelante con las pruebas de vuelo y su fabricación en serie en el futuro, para equipar a la Fuerza Aérea de Rusia con el primer avión de combate de "quinta generación" antes del año 2015, lo cual, obviamente; no se concretó debido a los serios y constantes retrasos del proyecto.

Especificaciones[editar]

Características generales

• Tripulación: 1 (piloto)
• Longitud: 19 m
• Envergadura: 15 m
• Altura: 4,5 m
• Peso vacío: 18.000 kg
• Peso cargado: 28.000 kg
• Peso máximo al despegue: 35.000 kg
• Planta motriz: 2× turbofán con postquemador Lyulka AL-41F.
  • Empuje con postquemador: 176 kN (17 947 kgf; 39 567 lbf) de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no):
  • A altitud: 3 210 km/h (Mach 2,6)
  • A nivel del mar: 1 500 km/h
• Alcance: 4000 km (2160 nmi; 2485 mi)
• Techo de vuelo: 21 555 m (70 719 ft)
• Régimen de ascenso: 350 m/s

Armamento

• Cañones: 1× Gryazev-Shipunov GSh-301 de 30 mm con 250 proyectiles
• Bombas:
  • Guiadas: KAB-500
  • De caída libre: ODAB-500P
• Misiles:
  • Misiles aire-aire
    • R-73 (AA-11 Archer) o K-74 de corto alcance guiados por infrarrojos.
    • R-77 (AA-12 Adder) de medio alcance guiado por radar.
    • K-37 de largo alcance guiado por radar.
  • Misiles aire-superficie:
    • Kh-55
    • P-800 Ónix
    • P-270 Moskit

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Scaled Composites Proteus

El modelo 281 Proteus de Scaled Composites es un avión de larga duración y gran altitud con ala en tándem diseñado por Burt Rutan para investigar el uso de aeronaves como repetidores de telecomunicaciones a gran altitud . El Proteus es un vehículo multimisión capaz de transportar varias cargas útiles en un pilón ventral . El Proteus tiene un diseño extremadamente eficiente y puede orbitar un punto a más de 19.800 m durante más de 18 horas. Actualmente es propiedad de Northrop Grumman .

 

Role	Aviones experimentales
Fabricante	Compuestos escalados
Diseñador	burt rutan
Primer vuelo	26 de julio de 1998
Estado	En servicio
Número construido	1
Desarrollado en	Compuestos escalados Caballero Blanco

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

Proteus tiene un fuselaje completamente compuesto con una construcción de sándwich de grafito-epoxi. Su envergadura de 77 pies y 7 pulgadas (23,65 m) se puede expandir a 92 pies (28 m) con las puntas de las alas removibles instaladas. Proteus es un avión "pilotado opcionalmente" que normalmente vuelan dos pilotos en una cabina presurizada. Sin embargo, también tiene la capacidad de realizar sus misiones de forma semiautónoma o volar de forma remota desde tierra. En el marco del proyecto Environmental Research Aircraft and Sensor Technology (ERAST) de la NASA, el Dryden Flight Research Center de la NASA ayudó a Scaled Composites a desarrollar un sofisticado sistema de piloto automático para el mantenimiento de la estación y un sistema de datos de enlace ascendente y descendente basado en comunicaciones satelitales (SATCOM) para el desempeño de Proteus. y datos de carga útil. El ala de Proteofue adaptado para su uso en el avión portaaviones Modelo 318 White Knight , que es el sistema de lanzamiento para la nave espacial de Nivel Uno de Rutan y el DARPA X-37 .

Las pruebas de vuelo del Proteus comenzaron con su primer vuelo el 26 de julio de 1998 en el aeropuerto de Mojave y continuaron hasta fines de 1999. En junio, el Proteus se desplegó internacionalmente por primera vez, debutando en el Salón Aeronáutico de París . Fue volado sin escalas desde Bangor, Maine a París . Durante el espectáculo de una semana, voló todos los días, demostrando sus capacidades como plataforma de telecomunicaciones.

El Proteus es el poseedor actual de una serie de récords mundiales FAI de altitud (clase: C1-e: aviones terrestres de 3000 a 6000 kg, Grupo: 3, turborreactor), establecidos en cooperación con NASA Dryden. ^[1] La mayor altitud alcanzada fue de 63 245 pies (19 277 m) en octubre de 2000.

Proteus fue incluido en la lista de los "100 mejores diseños de 1998", de la revista Time , 21 de diciembre de 1998. ^[2]

Historial operativo [ editar ]

Debido a la naturaleza multimisión de la aeronave, ha estado involucrada en varios proyectos y misiones de investigación importantes. Scaled Composites, una subsidiaria de propiedad absoluta de Northrop Grumman, comercializa activamente la aeronave como una plataforma de investigación y ha publicado una guía del usuario para planificar las misiones propuestas. ^[3]

Angel Technologies HALO [ editar ]

Proteus se concibió originalmente como una plataforma de telecomunicaciones de gran altitud y operación prolongada (HALO). Proteus iba a ser el primero de una serie de aviones construidos por Scaled Technology Works de Montrose, Colorado (una escisión propuesta de Scaled Composites que luego se canceló). El avión estaba destinado a llevar una antena de 4,3 m (14 pies), que se probó en vuelo en el otoño de 1999 y el verano de 2000, incluida la retransmisión de una videoconferencia mientras el avión orbitaba sobre Los Ángeles . ^[4] Sin embargo, el proyecto no pudo avanzar y la siguiente serie de aviones no se construyó.

Cámara ARTIS [ editar ]

Una pequeña cámara Airborne Real-Time Imaging System (ARTIS), desarrollada por HyperSpectral Sciences, Inc., en el marco del proyecto ERAST de la NASA, se demostró durante el verano de 1999 cuando tomó fotos visuales y de infrarrojo cercano de Proteus mientras volaba a gran altura . AirVenture 99 Airshow de la Asociación de Aeronaves Experimentales en Oshkosh, Wisconsin . Las imágenes se mostraron en un monitor de computadora en el programa solo momentos después de que se tomaron.

Validación NAST [ editar ]

La primera misión científica de Proteus fue llevar el instrumento Interferómetro (NAST-I) del Sistema Nacional de Satélites Ambientales Operacionales de Órbita Polar en el Aire en marzo de 2000 durante el Período de Operación Intenso en la Nube sobre el Banco de Pruebas de Radiación y Nubes del Departamento de Energía (CART) sitio. Los vuelos, con base en Stilwell, Oklahoma , abarcaron 30 horas de vuelo durante una semana y media, caracterizando las propiedades de las nubes y validando el instrumento. ^[5]

Luego, en septiembre y octubre de 2000, durante el período operativo intensivo de vapor de agua, Proteus y NAST realizaron vuelos de validación para estudiar el vapor de agua de la troposfera superior y realizar vuelos inferiores del satélite Terra .

Proyecto ARM-FIRE AFWEX [ editar ]

En noviembre-diciembre de 2000, Proteus voló como parte del programa de Medición de Radiación Atmosférica (ARM) del DOE y sus experimentos con vapor de agua. Los vuelos fueron esencialmente los mismos que se volaron para los vuelos de validación del período operativo intensivo de vapor de agua de NAST. ^[6]

NASA TRACE-P [ editar ]

Como parte de la misión TRACE-P (Transporte y Evolución Química sobre el Pacífico), Proteus una vez más llevó la cápsula NAST durante marzo de 2001. La aeronave registró 126 horas de vuelo y se basó en Alaska, Hawái y Japón para recopilar datos. en coordinación con paquetes de sensores de tierra, globos y satélites sobre el Polo Norte en marzo de 2001. ^[7] [8]

ALMEJAS DE LA NASA [ editar ]

Proteus participó en el programa Chesapeake Lighthouse & Aircraft Measurements for Satellites (CLAMS) de la NASA en julio y agosto de 2001, volando desde las instalaciones de vuelo Wallops de la NASA . El proyecto utilizó varios aviones diferentes para desarrollar métodos de medición de las características del océano y estimaciones de aerosoles. ^[9]

Objetivo láser aerotransportado [ editar ]

En febrero de 2002, Proteus llevó una cápsula de 30 pies de largo (9,1 m) que sirvió como objetivo para el desarrollo del sistema láser aerotransportado Boeing YAL-1 . La cápsula albergaba una serie de más de 2000 pequeños agujeros que contenían sensores ópticos para detectar el sistema láser. Debido a limitaciones de programación con otros clientes de Proteus, el Airborne Laser nunca realizó una prueba de vuelo real con el sistema de destino de Proteus. Se diseñó e integró un sistema de destino en el avión NKC-135 Big Crow y se utilizó para la mayoría de las pruebas de láser aerotransportado.

Sistema ERAST DSA [ editar ]

En marzo de 2002, NASA Dryden, en cooperación con el Centro de Aplicaciones y Análisis Técnico (TAAC) de la Universidad Estatal de Nuevo México, la FAA y varias otras entidades, realizaron demostraciones de vuelo de un sistema activo de detección, observación y evitación (DSA) para su aplicación potencial . a vehículos aéreos no tripulados (UAV) de Las Cruces, Nuevo México . Esto fue parte del Proyecto ERAST de la NASA . Proteus voló como un UAV sustituto controlado de forma remota desde tierra, aunque los pilotos de seguridad estaban a bordo para manejar el despegue y el aterrizaje y cualquier emergencia potencial. Otros tres aviones, desde aviones de aviación general hasta un F/A-18 de la NASA, sirvió como avión objetivo "cooperativo" con un transpondedor operativo. En cada uno de los 18 escenarios diferentes, un sistema de aviso de tráfico (TAS) Goodrich Skywatch HP en el Proteus detectó el tráfico aéreo que se acercaba en posibles cursos de colisión, incluidos varios escenarios con dos aviones acercándose desde diferentes direcciones. Luego, el piloto remoto ordenó a Proteus que girara, ascendiera o descendiera según fuera necesario para evitar la amenaza potencial.

En abril de 2003, se llevó a cabo una segunda serie de demostraciones de vuelo centradas en aviones "no cooperativos" (aquellos sin transpondedores operativos) en un espacio aéreo restringido cerca de Mojave, California , utilizando nuevamente el Proteus como UAV sustituto. Proteus estaba equipado con un pequeño sistema de radar primario Amphitech OASys de 35 GHz para detectar posibles aviones intrusos en cursos de colisión simulados. Los datos del radar se enviaron directamente a la estación terrestre, así como a través de un sistema de satélite Inmarsat instalado en Proteus. Una mezcla de siete aviones intrusos, desde un planeadora un jet de alta velocidad, voló 20 escenarios durante un período de cuatro días, uno o dos aviones a la vez. En cada caso, el radar detectó la aeronave intrusa en rangos de 2,5 a 6,5 millas (10,5 km), según la firma del radar del intruso. El piloto remoto de Proteus en tierra pudo indicarle a Proteus que tomara una acción evasiva si fuera necesario.

IHOP 2002 [ editar ]

El Proyecto Internacional H2O (IHOP 2002) fue un experimento de campo que tuvo lugar en las Grandes Llanuras del Sur de los Estados Unidos del 13 de mayo al 25 de junio de 2002. El objetivo principal de IHOP 2002 fue mejorar la caracterización de las cuatro dimensiones (4- D) distribución del vapor de agua y su aplicación para mejorar la comprensión y predicción de la convección. El experimento del instrumento Lidar giratorio aerotransportado holográfico de la NASA se realizó como parte de este proyecto. Los vuelos se realizaron en coordinación con aeronaves Lockheed P-3 y DC-8 . ^[10] [11]

NASA Crystal-FACE [ editar ]

En julio de 2002, Proteus participó en Crystal-FACE, midiendo cirros tropicales, operando desde Key West, Florida , volando tan al sur como Belice . Para esta fase del proyecto, la aeronave se configuró con canards de 10 pies (3,0 m) y 13+Extensiones de punta de ala de 1 ⁄ 2 pies. ^[12] [13]

 

Proteus en vuelo en 2002 en el programa de vehículos aéreos no tripulados (ARM-UAV) de medición de radiación atmosférica del Departamento de Energía

BRAZO-UAV [ editar ]

Proteus se ha utilizado en varios despliegues como parte de un proyecto patrocinado por el programa de Medición de Radiación Atmosférica del DOE y los Laboratorios Nacionales Sandia para estudiar las nubes cirros en la atmósfera superior. ^[14] Durante estos vuelos, la aeronave estaba equipada con más de 20 sensores montados en cinco partes de la aeronave. En noviembre de 2002, Proteus participó en otra fase del proyecto, volando desde la ciudad de Ponca. En octubre de 2004, Proteus operó desde Fairbanks, Alaska , ^{[ cita requerida ]} y, en febrero de 2006, el avión se desplegó en Darwin, Australia .

Trapecio espacial [ editar ]

En mayo y junio de 2005, Transformational Space Corp., o t/Space , probó en vuelo su concepto de lanzamiento de cohetes utilizando Proteus de Scaled Composites. El 13 de mayo se realizó un vuelo de prueba de transporte cautivo y la maqueta del cohete se dejó caer tres veces, el 24 de mayo, el 7 de junio y el 14 de junio, sobre Edwards AFB . La maqueta era un modelo a escala del 23% de una cápsula de tripulación propuesta para cuatro personas (llamada CXV) y su propulsor QuickReach II producido por AirLaunch LLC . ^[15] Estas pruebas de vuelo en particular fueron para demostrar el concepto del sistema de lanzamiento aéreo Trapeze/Lanyard (TLAD) de t/Space. ^[dieciséis]

Desarrollo del modelo 395 [ editar ]

 

Proteus sobrevuela las montañas Tehachapi con la cápsula de radar MP-RTIP

Northrop Grumman está utilizando Proteus para investigar nuevas tecnologías de UAV , ya que puede controlarse desde la cabina , una estación de control en tierra u operar de forma semiautónoma. Scaled, en asociación con Northrop Grumman, ofrece una versión sin tripulación del Proteus, denominada Modelo 395 , como parte de la competencia de la USAF Hunter-Killer . Si se selecciona, ese producto se habría volado en 2007. ^{[ necesita actualización ]}

El 24 de febrero de 2005, Proteus se convirtió en el primer bombardero de Scaled con el lanzamiento de un arma inerte de 500 libras sobre la Base de la Fuerza Aérea Nellis en Nevada . ^[17]

Radar Global Hawk [ editar ]

El 27 de abril de 2006, el vuelo de Proteus probó una cápsula grande diseñada para albergar una versión de desarrollo del Programa de inserción de tecnología de radar multiplataforma , o MP-RTIP. Este es un sistema de radar de apertura sintética aire-tierra y aire-aire de alta resolución y largo alcance que se está desarrollando para su uso en el RQ-4 Global Hawk . Esta cápsula es, en función de su longitud y área frontal, una de las cargas útiles más grandes llevadas por Proteus hasta la fecha. Las pruebas de vuelo reales del sistema MP-RTIP comenzaron a fines de septiembre de 2006, y el vuelo inicial alcanzó los 100 nudos (120 mph; 190 km / h) y 22,000 pies (6,700 m) de altitud. ^[18] [19]

Récords mundiales [ editar ]

Proteus ha establecido varios récords mundiales de altitud en FAI Clase C-1e (aviones terrestres: peso de despegue de 3000 a 6000 kg (6600 a 13 200 lb)), Grupo 2, turborreactor, que incluye:

• Altitud: pilotado por Mike Melvill y Robert Waldmiller, 19 277 m (63 245 pies), 25 de octubre de 2000. ^[20]
• Altitud en vuelo horizontal: pilotado por Mike Melvill y Robert Waldmiller, 19 015 m (62 385 pies), 25 de octubre de 2000. ^[20]
• Altitud con 1000 kg (2200 lb) de carga útil: pilotado por Mike Melvill y Robert Waldmiller, 17 067 m (55 994 pies), 27 de octubre de 2000. ^[20]

Especificaciones (Proteus) [ editar ]

Datos de Jane's All the World's Aircraft 2003–2004 ^[21]

Características generales

• Tripulación: Dos (piloto y copiloto)
• Longitud: 56 pies 4 pulgadas (17,17 m)
• Envergadura: 77 pies 7 pulgadas (23,65 m)
• Altura: 17 pies 8 pulgadas (5,38 m)
• Área del ala: 300,5 pies cuadrados (27,92 m ² )
• Peso vacío: 5860 lb (2658 kg)
• Peso máximo al despegue: 12.500 lb (5.670 kg)
• Planta motriz: 2 × Williams FJ44 -2 turboventiladores , 2293 lbf (10,20 kN) de empuje cada uno

Actuación

• Velocidad máxima: 313 mph (504 km / h, 272 nudos)
• Velocidad de crucero: 219 mph (352 km/h, 190 nudos) a 20 000 pies
• Resistencia: 14 horas a 1.150 millas (1.850 km) desde la base
• Techo de servicio: 61 000 pies (19 000 m) de altitud media de la misión
• Velocidad de ascenso: 3400 pies/min (17 m/s)

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Edgley Optica

El Edgley EA-7 Optica es un avión ligero británico diseñado para trabajos de observación a baja velocidad y pensado como una alternativa económica a los helicópteros . El Optica tiene una velocidad de merodeo de 130 km/h (70 nudos; 81 mph) y una velocidad de pérdida de 108 km/h (58 nudos; 67 mph).

 

Edgley Optica G-BOPO en el Salón Aeronáutico Sywell 2008
Role	Observación
origen nacional	Reino Unido
Fabricante	Edgley
Diseñador	Juan Edgley
Primer vuelo	14 de diciembre de 1979
Número construido	22

 

Diseño y desarrollo [ editar ]

 

Farnborough , 1990

 

Viejo alcaide , junio de 2014

El proyecto Optica comenzó en 1974 con una empresa, Edgley Aircraft Limited, formada por John Edgley quien, con un pequeño equipo, diseñó y construyó el prototipo original. En 1982, los inversores institucionales compraron el proyecto y establecieron una línea de producción en Old Sarum Airfield en Wiltshire. Durante los siguientes tres años, la empresa se desarrolló hasta alcanzar la capacidad de fabricación total, el avión recibió la certificación del Reino Unido y se entregó el primer avión del cliente. A pesar de este éxito, la inversión adicional necesaria para la fase final de la producción completa no llegó, el negocio entró en suspensión de pagos y John Edgley se vio obligado a abandonar. Con nuevos propietarios, se completaron los aviones en la línea de producción y el Optica entró en servicio.

El avión tiene una configuración inusual con una cabina delantera totalmente acristalada, que recuerda a un helicóptero Alouette , que proporciona una visión panorámica de 270° y una visión descendente casi vertical para el piloto y dos pasajeros. El avión tiene brazos gemelos con timones gemelos y un plano de cola de montaje alto. Está propulsado por un motor de aspiración normal Lycoming flat-six situado detrás de la cabina y que acciona un ventilador con conductos de paso fijo . Gracias al ventilador canalizado, el avión es excepcionalmente silencioso. El avión tiene un tren de aterrizaje triciclo fijo con la rueda de morro desplazada hacia la izquierda. Las alas no están barridas ni ahusadas . El avión tiene una construcción totalmente metálica bastante estándar, con una piel estresada.de aluminio _

La apariencia distintiva de la aeronave ha llevado a que se la conozca como "ojo de insecto" en algunos informes populares. ^[1]

Historial operativo [ editar ]

El Optica, propulsado por un motor Lycoming IO-320 de 160 hp (119 kW) , realizó su vuelo inaugural el 14 de diciembre de 1979 ^[2] cuando lo voló el líder de escuadrón Angus McVitie, el piloto jefe del Cranfield College of Aeronautics . ^[3]

El Optica, actualizado al más poderoso Lycoming IO-540 , ^[4] entró en producción en 1983. Edgley Aircraft Limited obtuvo su certificación inicial de la Autoridad de Aviación Civil el 8 de febrero de 1985. ^[5]

Se construyeron un total de 22 Opticas, mientras que se inició la construcción de una 23, pero no se completó. Diez aviones fueron destruidos en un incendio provocado en la fábrica. ^[6]

El Optica pasó por varios cambios de propiedad, hasta que FLS Aerospace (Lovaux Ltd) se hizo cargo de los derechos, junto con los derechos de diseño y fabricación del Sprint : un entrenador ab-initio de dos asientos que había sido diseñado por Sydney Holloway en Cornualles, Reino Unido. casi al mismo tiempo que la Optica. Lovaux tenía la intención de desarrollar ambos aviones, con el Sprint como entrenador militar para las fuerzas del Reino Unido. Sin embargo, el Sprint no se adoptó para esta función y Lovaux canceló ambos proyectos.

El Optica y el Sprint juntos luego pasaron por otros propietarios hasta que, en 2007, se los ofrecieron a John Edgley, quien formó una nueva compañía, AeroElvira Limited, con tres ex empleados de Edgley Aircraft (Chris Burleigh, Fin Colson y Dave Lee) quienes en ese tiempo estaban trabajando en ambos proyectos para los entonces dueños. La nueva compañía volvió a poner en servicio G-BOPO con éxito como demostrador en el Reino Unido, con un primer vuelo de regreso al servicio el 3 de junio de 2008. [7] [8] En ^agosto de 2016, Interflight Global (IFG) anunció planes para iniciar una valoración del inactivo programa Optica con vistas a relanzar la producción. ^[9] En diciembre de 2016, IFG completó su valuación y en junio de 2017 entregó una LOI a AeroElvira para continuar con la diligencia debida, la evaluación y los pasos adicionales para relanzar el programa de aeronaves EA-7 Optica en el período 2018-19. ^[10] IFG planeó desarrollar, comercializar y respaldar Optica, subcontratando la fabricación y el ensamblaje final a un OEM certificado FAA/EASA Parte 23. A fines de 2018, IFG modificó los esfuerzos de relanzamiento de su programa inicial mientras, nuevamente, identificaba y seleccionaba un socio estratégico OEM adecuado para actualizar el Optica TC y poner el avión en producción. A fines de 2019, IFG continúa buscando un socio OEM estratégico para relanzar el programa alineado con plantas de energía eléctricas o híbridas opcionalmente pilotadas y alimentadas por electricidad. A partir de 2022, IFG, en una reevaluación de intenciones posterior a la pandemia de COVID 19, permanece activo en la búsqueda de socios estratégicos para ayudar en el relanzamiento del programa de aeronaves.

Accidentes e incidentes [ editar ]

El 15 de mayo de 1985, Optica G-KATY se estrelló, matando a su piloto de la Policía de Hampshire y su pasajero fotógrafo. La Rama de Investigación de Accidentes Aéreos del Departamento de Transporte del Reino Unido encontró, entre otras cosas, que: "No había indicios de que se hubiera producido una falla estructural o mecánica o de un mal funcionamiento o bloqueo del control de vuelo". y que "La pérdida final de control fue causada por la entrada en pérdida de la aeronave en un viraje con un alto ángulo de alabeo, o por la caída del morro". ^[11]

El 11 de marzo de 1990, G-BMPL, mientras estaba en vuelo, sufrió daños en el conjunto del buje y el ventilador con conductos y daños menores en la estructura del avión. El piloto realizó con éxito un aterrizaje de aproximación forzada: no hubo heridos ni más daños a la aeronave. Una investigación posterior descubrió grietas resultantes de la fatiga del metal en el eje del ventilador. El fabricante emitió un boletín de servicio solicitando una inspección del centro antes de continuar con el vuelo, y la Autoridad de Aviación Civil del Reino Unido emitió un Aviso de aeronavegabilidad obligatoria (No. 004-05-90). El ventilador Optica ahora ha sido reemplazado por uno diseñado y fabricado por Hoffmann Propeller . ^[12]

Especificaciones [ editar ]

 

Una Optica exhibida en el pabellón del Reino Unido de la Expo 86 de Canadá

Datos de Jane's All the World's Aircraft 1988–89 ^[13]

Características generales

• Tripulación: 3
• Longitud: 8,15 m (26 pies 9 pulgadas)
• Envergadura: 12,00 m (39 pies 4 pulgadas)
• Altura: 2,31 m (7 pies 7 pulgadas)
• Área del ala: 15,84 m ² (170,5 pies cuadrados)
• Relación de aspecto: 9,1:1
• Perfil aerodinámico : NASA GA(W)-1
• Peso vacío: 948 kg (2090 libras)
• Peso máximo al despegue: 1315 kg (2899 lb)
• Capacidad de combustible: capacidad útil de 250 L (66 gal EE. UU.; 55 gal imp.)
• Planta motriz: 1 × motor Textron Lycoming IO-540-V4A5D de seis cilindros refrigerado por aire , 190 kW (260 hp)
• Hélices: ventilador canalizado de paso fijo de 5 palas

Actuación

• Velocidad máxima: 213 km/h (132 mph, 115 nudos)
• Velocidad de crucero: 130 km/h (81 mph, 70 nudos) (velocidad de merodeo, 40 % de potencia)
• Velocidad de pérdida: 108 km / h (67 mph, 58 nudos) flaps externos hacia arriba
• Nunca exceda la velocidad : 259 km/h (161 mph, 140 nudos)
• Alcance: 1056 km (656 mi, 570 nmi) a 130 km/h (81 mph; 70 nudos) (reservas de 45 minutos)
• Resistencia: 8 h (a velocidad de merodeo)
• Techo de servicio: 4275 m (14 026 pies)
• Velocidad de ascenso: 4,1 m/s (810 pies/min)

 

[alquimista112 3.380]

 

 

AIBUS MAVERIC

Los planes para volar o aviones de alas mixtas se remontan al menos a la década de 1940. Con el Maveric, Airbus está buscando revivir el concepto para el futuro. Abreviatura de "Modelo de avión para la validación y experimentación de controles innovadores y robustos", el avión tiene una forma triangular que es más gruesa en el centro para acomodar a los pasajeros. Esta construcción inusual reduciría el consumo de combustible hasta en un 20% en comparación con los aviones de pasajeros actuales, al tiempo que permite nuevos sistemas de propulsión. El modelo a escala actual mide 2 metros de largo, 3.2 metros de ancho, y ha estado volando desde junio de 2019, con vuelos de prueba programados para finales de año.

[alquimista112 3.380]

 

 

 

 

HEART ES-30

 

Heart Aerospace es una empresa emergente sueca que desarrolla aviones eléctricos . La compañía está desarrollando el ES-30, un avión regional híbrido-eléctrico de 30 pasajeros .

Producto [ editar ]

La compañía está desarrollando el ES-30, un avión regional híbrido-eléctrico de 30 pasajeros . ^[1] Está previsto que el ES-30 tenga una autonomía totalmente eléctrica de 108 millas náuticas (200 kilómetros; 124 millas) o una autonomía de 215 millas náuticas (398 km; 247 millas) cuando también utilice generadores alimentados con biocombustible de aviación . Un rango de 430 nmi (800 km; 490 mi) podría ser posible si solo se transportan 25 pasajeros. Heart planea tener una aeronave de prueba de concepto en 2024 y comenzar las pruebas de vuelo en 2026, con una entrada en servicio en 2028. Se instalará la suite de aviónica Garmin G3000 con funciones personalizadas relacionadas con la gestión de los sistemas eléctricos de la aeronave. ^[2]

Historia [ editar ]

En marzo de 2021, Heart firmó una carta de intención con Finnair que le permitiría a la aerolínea comprar hasta 20 aviones ES-19. ^[3] En julio de 2021, United Airlines anunció su intención de comprar hasta 200 aviones ES-19 para ser operados en las rutas de United Express por Mesa Airlines . ^[4] En septiembre de 2020, Sounds Air de Nueva Zelanda firmó una carta de intención para comprar aviones ES-19. ^[5] En septiembre de 2022, Heart Aerospace canceló sus planes para que el ES-19 se centre en el ES-30 y declaró su intención de convertir los compromisos ES-19 existentes en el ES-30. ^[6]

En septiembre de 2022, Air Canada adquirió una participación accionaria de 5 millones de dólares canadienses  en Heart como parte de un acuerdo de compra de 30 aviones ES-30 (en desarrollo en el momento de la firma), que se espera que entren en servicio en 2028. [7] ^United Airlines , Sounds Air y Mesa Airlines reconfirmaron su interés en el ES-30. Heart Aerospace también tiene cartas de intención de Braathens Regional Airlines , Icelandair y SAS por un total de 96 aviones y 40 unidades adicionales para el arrendador Rockton. 

[alquimista112 3.380]

 

 

 

AIRBUS ALBATROSS

Los ingenieros de Airbus han desarrollado un modelo a escala de una aeronave al cual han equipado con lo que ellos consideran lo que podría ser el futuro diseño de las alas de un avión: unas alas con una bisagra semiflexible que baten en vuelo.

Así es, un avión cuyas alas aletean, basadas en la aerodinámica que presentan las alas de los albatros, cuyas alas se modifican y usan un planeo dinámico para poder mantenerse en el aire durante días usando simplemente el viento y su estupenda aerodinámica. EL Albatros traba sus alas en el hombro para elevarse a larga distancia, pero las desbloquea cuando se producen rachas de viento o se requiere maniobra.

Este tipo de alas ha sido probado en un modelo a escala de un A321 que ya ha hecho su primer vuelo en Filton, Reino Unido el pasado febrero, después de un programa de desarrollo de 20 meses. La idea de Airbus es que estas alas puedan mantenerse rígidas cuando es requerido, aunque también puedan aletear libremente para aliviar el efecto de las turbulencias y los vientos cruzados.

Según Airbus y los ingenieros que han llevado a cabo esta prueba, en los próximos meses seguirán las investigaciones para probar a la vez el formato de las rígidas y las alas con aleteo libre y examinar la transición entre ellas.

 

[alquimista112 3.380]

 

 

General Dynamics X-62 VISTA

El General Dynamics X-62 VISTA ("Variable Stability In-flight Simulator Test Aircraft") ^[2] es un avión experimental, derivado del F-16D Fighting Falcon , que fue modificado como una empresa conjunta entre General Dynamics y Calspan para su uso por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF). Originalmente designado NF-16D , el avión fue redesignado X-62A el 14 de junio de 2021 como parte de una actualización a un Skyborg , con Sistema de Control Autónomo de Simulación (SACS). ^[3]

X-62A permanece en el plan de estudios de la Escuela de Pilotos de Prueba de la Fuerza Aérea como un avión de práctica para pilotos de prueba. ^[3]

Diseño y desarrollo [ editar ]

 

El NF-16D (ahora X-62A) VISTA en 2019 bajo un nuevo esquema de pintura diseñado por Mike Machat

La aeronave de banco de pruebas NF-16D VISTA incorporó una tobera de motor de vectorización de empuje multieje (MATV) que proporciona un control más activo de la aeronave en una situación posterior a la pérdida . Como resultado, la aeronave es supermaniobrable , conservando el control de cabeceo y guiñada en ángulos de ataque más allá de los cuales las superficies de control tradicionales no pueden cambiar de actitud. ^{[ cita requerida ]}

El NF-16D VISTA es un Block 30 F-16D basado en el diseño del fuselaje de la versión de la Fuerza Aérea de Israel , que incorpora un carenado dorsal que corre a lo largo del fuselaje detrás del dosel y un tren de aterrizaje pesado derivado del Block 40 F. -16 C/D. El carenado alberga la mayoría de los equipos de estabilidad variable e instrumentación de prueba. El equipo pesado permite la simulación de aeronaves con tasas de caída de aterrizaje más altas que un F-16 estándar. ^{[ cita requerida ]}

El programa se destacó por el desarrollo de Direct Voice Input y el " Virtual HUD ", que eventualmente se incorporarían al diseño de la cabina del F-35 Lightning II . ^[4]

El avión VISTA ahora es operado por la Escuela de Pilotos de Prueba de la Fuerza Aérea de los EE. UU . y mantenido por Calspan en la Base de la Fuerza Aérea Edwards . Se usa regularmente en salidas de currículo de estudiantes, proyectos académicos especiales e investigaciones de vuelo. ^[3] A partir del 14 de junio de 2021, VISTA se encuentra en proceso de actualización. Además de reemplazar el Sistema de simulación VISTA (VSS) con una versión más nueva y mejorada del mismo sistema, se agregará un Sistema de control autónomo de simulación (SACS) para operar el X-62A como un Skyborg. Una aplicación es como aeronave pilotada de forma autónoma, tal vez como wingman robótico de una aeronave tripulada. ^[3]

Especificaciones [ editar ]

Datos de la hoja informativa de la USAF ^[5] AerospaceWeb ^[6]

Características generales

• Tripulación: 2 (piloto y piloto de seguridad) ^[7]
• Longitud: 48 pies 7 pulgadas (14,8 m)
• Envergadura: 32 pies 2 pulgadas (9,8 m)
• Altura: 15 pies 9 pulgadas (4,8 m)
• Área del ala: 300 pies cuadrados (28 m ² )
• Perfil aerodinámico : raíz y punta NACA 64A204
• Peso vacío: 18.238 libras (8.273 kg)
• Peso bruto: 26.463 libras (12.003 kg)
• Peso máximo al despegue: 42,300 lb (19,187 kg)
• Planta motriz: 1 × turbofan de postcombustión General Electric F110 -GE-100 , 16.600 lbf (74 kN) de empuje en seco, 28.200 lbf (125 kN) con postquemador

Actuación

• Velocidad máxima: 1170 nudos (1350 mph, 2170 km / h)

Al nivel del mar: Mach 1,2 (915 mph, 1460 km/h)

En altitud: Mach 2+

• Alcance del ferry: 2800 nmi (3200 mi, 5200 km) con 3 tanques de caída de 370 gal EE.UU. (1401 L)
• Techo de servicio: 50 000 pies (15 000 m) +
• Velocidad de ascenso: 50 000 pies/min (250 m/s)
• Carga alar: 88,2 lb/pies cuadrados (431 kg/m ² )
• Empuje/peso : 1.095

 

 

General Dynamics VISTA/MATV NF-16D
Role	Aviones experimentales
Fabricante	General Dynamics (luego Lockheed Martin ) y Calspan
Primer vuelo	abril de 1992 [1]
Usuario principal	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
Número construido	1
Desarrollado por	General Dynamics F-16 Fighting Falcon

 

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Sukhoi T-4

 

El Sukhoi T-4, también conocido como "Aeronave N° 100", "Ob'jyect 100" o "Sotka", fue un proyecto para la construcción de un bombardero supersónico y avión de reconocimiento de alta velocidad, diseñado por Sukhoi en la Unión Soviética y que consiguió pasar de la fase de prototipo, a varias pruebas de vuelo supersónico con éxito, pero que nunca se construyó en serie.

Historia[editar]

Es un avión experimental de alta velocidad, para el estudio de las características de vuelo supersónico a gran altitud y de gran alcance de vuelo.

Debido a la aparición de nuevos misiles tácticos ICBM Misil balístico intercontinental con mayor precisión, transportados en camiones, embarcados en submarinos y barcos de guerra, estos aviones bombarderos de largo alcance quedaron obsoletos.

No se continuó con el desarrollo de nuevos modelos de producción en serie debido a su alto costo de producción, mantenimiento, costo de vuelo por hora y su función muy específica de atacar objetivos enemigos en caso de una guerra convencional o nuclear.

Diseño[editar]

Avión experimental de diseño de ala en delta en combinación con alerones delanteros de tipo canard, propulsado por cuatro turborreactores de gran tamaño y empuje, instalados juntos bajo el fuselaje central de la nave, utilizados posteriormente por el Tu-160 que si se construyó en serie, aunque en pocas cantidades por su diseño que es muy especializado y de alto costo operativo.

En la parte delantera del fuselaje, justo detrás de la cabina biplaza, con el piloto y copiloto sentados en tándem, uno delante del otro, tiene dos alas grandes de tipo canard, para mejorar la estabilidad del avión a bajas velocidades y en el momento, de la aproximación final a la pista de aterrizaje, para mejorar las maniobras de despegue y aterrizaje, levantando la parte delantera del avión; tiene solamente un timón vertical de cola, en forma similar al avión supersónico de transporte de pasajeros Concorde, debido a que las maniobras con giros cerrados y el combate contra otros aviones caza, no es su tarea.

Se construyó con nuevos materiales experimentales de alto costo, en gran parte con titanio y acero inoxidable, con un sistema de soldadura interna especial, que no deja ver las uniones, los remaches en el fuselaje y las uniones entre láminas sobre su estructura y las alas principales, para poder penetrar el aire en forma limpia y eficiente; controlado con el primer sistema de comandos de vuelo Digital por cables Fly-by-wire, considerada la norma en la actualidad para la fabricación de aviones de combate y de transporte comercial, pero también se diseñó un sistema de control hidráulico convencional de soporte, para mejorar la seguridad de la aeronave; la punta de la aeronave podía bajarse para facilitar la visibilidad durante el despegue y el aterrizaje, en forma similar al avión de pasajeros Concorde fabricado en forma conjunta por Inglaterra y Francia, y el Túpolev Tu-144 fabricado en forma independiente por la Unión Soviética, la nave debía pilotarse con un periscopio para poder ver hacía adelante, porque la punta de la nave, subía completamente cubriendo el parabrisas de la cabina, formando una línea recta en la parte dorsal de la nave, para mejorar su rendimiento de vuelo supersónico, con el fuselaje central bien delgado, con el piloto sentado al frente y el copiloto sentado detrás del piloto, cubiertos por el fuselaje aerodinámico, en forma similar al avión espía Lockheed SR-71.

El fuselaje era de forma circular y delgado, con los motores bajo el fuselaje central hasta la base de las alas, la parte delantera de la cabina, con el radomo del radar y la punta aerodinámica, podía descender para facilitar su aterrizaje, en forma similar al avión de pasajeros supersónico francés Concorde y podía subir completamente, para darle un perfil aerodinámico especial de alta eficiencia, único en su tipo, logrando volar en teoría, al triple de la velocidad del sonido en forma sostenida.

Detrás de la cabina de mando, estaban los equipos electrónicos, sistemas automáticos de navegación y bombardeo de tipo experimental, que se utilizan actualmente en el Tu-160. Su tren de aterrizaje principal era de triciclo retráctil, con ocho ruedas en cada uno de los trenes de aterrizaje principales, que se guardaban bajo del fuselaje central, a los costados de los motores y dos en la parte delantera, que se guardaba bajo las toberas de ingreso de aire a los motores, para poder mantener la estabilidad en aterrizajes de alta velocidad y con un estabilizador vertical, como el del avión supersónico francés Concorde.

Pruebas[editar]

El primer T-4, denominado "101", voló por primera vez el 22 de agosto de 1972. El piloto de pruebas fue Vladimir Ilyushin, hijo del famoso diseñador de aviones, Serguéi Iliushin (curiosamente, Vladimir nunca sirvió en la oficina de su padre como piloto de pruebas), y el navegante Nikolai Alfyorov. Las pruebas continuaron hasta el 19 de enero de 1974.

La nave T-4 voló sólo diez veces, con un total de 10 horas y 20 minutos de pruebas de vuelo. Se cree que alcanzó la velocidad supersónica al menos Mach 1,3, a una altitud de 12.000 metros, con cuatro motores Kolesov RD36-41. Estos motores produjeron cada uno 16.000 kgf (157 kN) de empuje con poscombustión. El avión fue diseñado para alcanzar velocidades de hasta Mach 3, pero el programa fue cancelado antes de conseguir el pleno rendimiento del avión y nunca entró en producción en serie.

A veces incorrectamente se afirma, que el T-4 fue el anterior modelo "avión 101" que estableció un récord de velocidad de Mach 1,89 en un circuito de 2.000 kilómetros. En realidad, el "avión 101" fue un Tu-144D avión de pasajeros supersónico similar al Concorde.

Cancelación[editar]

Era un moderno avión supersónico que estaba adelantado a su época, pero que no se construyó en serie, por ser muy especializado para alta velocidad y vuelos de gran altitud operativa, pero sirvió de base de pruebas para otros diseños de aviones supersónicos más versátiles, con mejor maniobrabilidad a media y baja altitud, que podían penetrar las líneas de defensa enemigas volando a baja altitud, en misiones de combate con vuelos de penetración profunda, sin ser detectados por los radares enemigos, despegar y aterrizar en pistas más cortas, en aeropuertos comerciales y en bases militares de países aliados, que superaron el performance de vuelo de este avión y sí fueron fabricados en serie, como el bombardero supersónico pesado bimotor Túpolev Tu-22M y el más moderno diseño del bombardero supersónico Túpolev Tu-160.

La aparición de nuevos misiles de largo alcance ICBM Misil balístico intercontinental, con mayor capacidad y precisión, disminuyó la necesidad de construir este nuevo avión supersónico en serie, para transportar bombas y misiles, hasta los blancos asignados en una posible guerra contra los países de Europa, Estados Unidos y sus aliados, de forma similar como sucedió con el proyecto del avión bombardero supersónico XB-70 Valkyrie, pero no se descartaba su fabricación en serie en el futuro, en caso de que se fabricaran nuevos bombarderos en los países occidentales y el proyecto del XB-70 Valkyrie pudiera ser fabricado en serie, para mantener un equilibrio estratégico en la guerra fría, necesario para mantener la paz.

Final[editar]

Solamente un avión supersónico T-4 persiste en la actualidad, el avión de pruebas "101" está expuesto en el Museo Central de la Fuerza Aérea de Rusia en Mónino cerca de Moscú. Los números de serie de los prototipos de pruebas de vuelo, estaban asignados como "101" al "106". Solamente se construyeron el prototipo "101" y el "102" completamente.

Cuando finalmente se canceló el proyecto de construcción en serie, el prototipo "103" y el "104" estaban siendo construidos, y el prototipo "105" junto con el "106" no habían empezado todavía su construcción. Solo el "101" completo las primeras pruebas de vuelo con éxito, realizó el último vuelo de pruebas antes de la cancelación final del proyecto, el 22 de enero de 1974. El resto de los prototipos fueron desguazados y reciclados, para usar sus materiales en la construcción de otros aviones bombarderos.

Especificaciones[editar]

Características generales

• Tripulación: 2
• Longitud: 44 m
• Envergadura: 22 m
• Altura: 11,2 m
• Superficie alar: 295,7 m²
• Peso vacío: 55.600 kg
• Peso cargado: 114.000 kg
• Peso máximo al despegue: 135.000 kg
• Planta motriz: 4× Turbofán Kolesov RD-36-41.
  • Empuje normal: 157 kN 35.000 lbf de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 3.589 km/h (Mach 3,5) estimación
• Velocidad crucero (V_c): 3.000 km/h (Mach 2,8)
• Alcance en ferry: 7000 km
• Techo de vuelo: 20.000-24.000 m

 

Un T-4 expuesto en el Museo de la Fuerza Aérea de Mónino.
Tipo	Bombardero y avión de reconocimiento
Fabricante	Sukhoi
Diseñado por	K. S. Chernykov (jefe de diseño)
Primer vuelo	22 de agosto de 1972
Estado	Retirado
Usuario principal	Fuerza Aérea Soviética
N.º construidos	4

[alquimista112 3.380]

 

Martin XB-51

 

l Martin XB-51 fue un avión de ataque al suelo de tres motores a reacción estadounidense. Fue diseñado en 1945 y realizó su primer vuelo en 1949. Fue diseñado originalmente como bombardero para las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos bajo la especificación V-8237-1 y fue designado XA-45. La clasificación "A" de ataque al suelo fue eliminada el año siguiente, y en su lugar le fue asignada la designación XB-51. Los requerimientos eran de bombardeo a baja cota y apoyo cercano. El XB-51 perdió en la evaluación contra el English Electric Canberra, construido por Martin, que entró en servicio como Martin B-57 Canberra.

 

Primer prototipo, 46-685, durante la realización de pruebas.
Tipo	Bombardero
Fabricante	Glenn L. Martin Company
Primer vuelo	28 de octubre de 1949
Retirado	25 de marzo de 1956
Estado	Cancelado en 1952
Usuario principal	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos	2
Coste del programa	12,6 mill

Diseño y desarrollo[editar]

 

Los dos prototipos del XB-51 de Martin, vistos bajos sobre la pista en una pasada a alta velocidad.

 

Probando el despegue con botellas RATO.

El poco ortodoxo diseño resultante, volado por primera vez el 28 de octubre de 1949, estaba equipado (inusualmente para un avión de combate) con tres motores, en este caso General Electric J47: uno en el extremo de la cola con una toma de aire en la base de la deriva, y dos por debajo del fuselaje delantero en góndolas.² Las innovadoras alas de incidencia variable, aflechadas 35º y con un ángulo anhedral de 6º, estaban equipadas con slats de borde de ataque y flaps de envergadura total. Los spoilers generaban la mayor parte del control de alabeo y los pequeños alerones proporcionaban sensación para el piloto.³ La combinación del ajuste de la incidencia variable y de los flaps ranurados permitía una carrera de despegue más corta. Cuatro botellas de Despegue Asistido por Cohetes (RATO) de 4,24 kN de empuje con una duración del encendido de 14 segundos podían ser instaladas en el fuselaje trasero para mejorar las prestaciones al despegue. Se realizaron espectaculares lanzamientos en los últimos vuelos de pruebas.²

El tren de aterrizaje principal consistía en juegos dobles de ruedas en tándem en el fuselaje, similar al Boeing B-47 Stratojet, con ruedas estabilizadoras en las puntas alares (probadas originalmente en un Martin B-26 Marauder bautizado "Middle River Stump Jumper"²). El B-51 era un diseño grande pero aerodinámicamente "limpio", que incorporaba internamente casi todos los sistemas principales.⁴ El avión fue equipado con una bodega de bombas rotatoria, de diseño Martin; las bombas también podían ser llevadas externamente hasta una carga máxima de 4700 kg, aunque la misión básica especificada requería solamente una carga de 1814 kg.⁵ Habrían sido instalados ocho cañones de 20 mm montados en el morro en los aviones de producción.

La provisión de la tripulación era para un piloto bajo una cubierta de burbuja de tipo "caza" y un operador/navegador del sistema de bombardeo y navegación de corto alcance (SHORAN) en un compartimiento situado más abajo y en la parte trasera de la cabina (solo había una pequeña ventana de observación).⁴ Ambos miembros de la tripulación disponían de un entorno presurizado con aire acondicionado, equipado con asientos eyectables hacia arriba.⁴ El XB-51 fue el primer avión de Martin equipado con asientos eyectables, siendo éstos de diseño propio.⁶

Historia operacional[editar]

 

Una toma del 46-685 en la aproximación, de los archivos del Museo Nacional de la USAF.

En 1950, la Fuerza Aérea de los Estados Unidos emitió un nuevo requerimiento, basado en las primeras experiencias de la Guerra de Corea, por un incursor nocturno/bombardero para reemplazar al Douglas A-26 Invader. El XB-51 fue presentado, así como el Avro Canada CF-100 y el English Electric Canberra; el Canberra y el XB-51 surgieron como favoritos. El XB-51 era un avión altamente maniobrable a baja cota, y sustancialmente más rápido que el Canberra (su "cambio de velocidad" era más rápido que la mayoría de los aviones de caza de la época). Sin embargo, su limitado factor de carga de sólo 3,67 g (36 m/s²) restringía los giros cerrados, y la autonomía del XB-51 era sustancialmente más pobre que la del Canberra; esto último demostró ser un factor decisivo. Adicionalmente, se pensó que el tren de aterrizaje principal en tándem más los estabilizadores del XB-51 no eran apropiados para cubrir los requerimientos de volar desde aeródromos avanzados de emergencia.

El Canberra fue seleccionado para su compra y el XB-51 fue oficialmente cancelado por la USAF. Sin embargo, Martin fue seleccionada para construir 250 Canberra bajo licencia, con la designación Martin B-57. Fue propuesto un "Super Canberra", incluyendo otras características del XB-51, como alas y planos de cola en flecha. Este proyecto (aunque prometía mucha mejor velocidad y prestaciones) nunca alcanzó la etapa de prototipo, principalmente debido a que los muchos cambios habrían llevado demasiado tiempo de realización y pruebas, antes de que pudiera ser puesto en producción.²

Las pruebas de vuelo del XB-51 continuaron con propósitos de investigación, después de la cancelación del programa. El segundo prototipo, el 46-686, que voló por primera vez en 1950, se estrelló el 9 de mayo de 1952 mientras realizaba acrobacias a baja cota. El primer prototipo, el 46-685, continuó volando, incluyendo la aparición en la película Al borde del infierno (Toward the Unknown) como el caza "Gilbert XF-120". El prototipo superviviente estaba de camino a la Eglin AFB para rodar metraje adicional, cuando se estrelló durante el despegue, después de una parada de reaprovisionamiento en El Paso, Texas, el 25 de marzo de 1956.⁴

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos

Especificaciones[editar]

Referencia datos: U.S. Standard Aircraft Characteristics⁷

Características generales

• Tripulación: Dos (piloto y navegador/operador SHORAN)
• Longitud: 25,9 m (85 ft)
• Envergadura: 16,2 m (53,1 ft)
• Altura: 5,3 m (17,4 ft)
• Superficie alar: 50,9 m² (547,9 ft²)
• Peso vacío: 14 019 kg (30 897,9 lb)
• Peso cargado: 26 251 kg (57 857,2 lb)
• Peso máximo al despegue: 28 328 kg (62 434,9 lb)
• Planta motriz: 3× turborreactor General Electric J47-GE-13.
  • Empuje normal: 23 kN (2345 kgf; 5171 lbf) de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 1037 km/h (644 MPH; 560 kt) a nivel del mar
• Alcance: 1730 km (934 nmi; 1075 mi)
• Alcance en ferry: 2324 km
• Techo de vuelo: 12 725 m (41 749 ft)
• Régimen de ascenso: 33,5 m/s (6594 ft/min)
• Carga alar: 515,6 kg/m² (105,6 lb/ft²)
• Empuje/peso: 0,27

Armamento

• Cañones:
  • 8x cañón automático M24 de 20 mm con 1280 disparos
• Bombas:
  • Hasta 4720 kg llevadas internamente u
• Cohetes:
  • 8x Cohete Aéreo de Alta Velocidad (HVAR)

 

 

 

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Convair XB-46

 

l Convair XB-46 fue un único ejemplar de un bombardero medio a reacción experimental estadounidense que fue desarrollado a mitad de los años 40, pero que nunca entró en producción o en servicio activo. Compitió con diseños similares, el North American XB-45 y el Martin XB-48, que tuvieron poco uso tras el exitoso desarrollo del Boeing XB-47.

 

Tipo	Bombardero medio
Fabricante	Convair
Primer vuelo	2 de abril de 1947
Retirado	1947
Estado	Cancelado
Usuario principal	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos	1
Coste del programa	4,9 millones de dólares1

Diseño y desarrollo[editar]

 

Detalle de los alerones y aerofrenos del XB-46.

En 1944, el Departamento de Guerra estaba al tanto de los avances en aviación en Alemania y emitió un requerimiento por un abanico de diseños de bombarderos medios desde los 36 287 kg hasta más de los 90 718 kg. Los otros diseños que resultaron de esta competición, a veces llamada clase del 45, incluían al North American XB-45 y al Martin XB-48. La obtención comenzó con un contrato de carta (coste-más-tarifa fija) el 17 de enero de 1945, con la inspección de maquetas y aprobación a principios de febrero. Siguieron las órdenes por tres prototipos el 27 de febrero del mismo año con ciertos cambios recomendados por el comité. Se asignaron los numerales 45-59582 a 59584. Problemas presupuestarios también provocaron que el contrato se cambiara a un tipo de precio-fijo.

En el otoño de 1945, Convair se encontró con que estaba compitiendo consigo misma cuando las USAAF se interesaron en un diseño poco ortodoxo de avión de ataque a reacción con ala de flecha invertida, el XA-44-CO en el que la compañía también había estado trabajando. Con el final de la Segunda Guerra Mundial restringiendo severamente los presupuestos, la compañía consideró cancelar el XB-46 en favor del otro proyecto, ya que no había suficientes fondos para ambos. Los dirigentes de la compañía arguyeron que sería más sensato permitirles completar el prototipo del XB-46 como una bancada básica, omitiendo el armamento y otros equipos, y para que las AAF les permitieran proceder con las dos células de XA-44 junto con los otros dos XB-46 del contrato. En junio de 1946, las AAF estuvieron de acuerdo en la sustitución, pero todos los proyectos fueron finalmente cancelados en diciembre de 1946, antes de que los prototipos fueran completados. El B-46 sería completado con solo el equipo necesario para probar sus capacidades de vuelo y sus características de manejo.

El XB-46 era un diseño agraciado y tenía un largo y ovalado fuselaje aerodinámico con forma de torpedo, largas alas rectas y estrechas en montaje semialto con cuatro turborreactores, construidos por Chevrolet, de once etapas y flujo axial J35-C3 de 17 kN de empuje estático, emparejados en una góndola integral bajo cada ala. El fuselaje resultó ser un problema, ya que se deformaba debido a las cargas de vuelo. Los pilotos se sentaban en tándem en una cabina presurizada de estilo caza bajo una única cubierta de lágrima de plexiglás, con el bombardero-navegador-operador de radio situado en una sección de morro de plexiglás transparente.

La recta ala tenía una relación de aspecto de 11,6 y estaba equipada con flaps tipo Fowler que se extendían más del 90 por ciento de la envergadura, en cuatro secciones. Los flaps se extendían gracias a actuadores eléctricos, y tenía alerones muy pequeños. Cada ala tenía cinco aerofrenos hechos de aleación perforada de magnesio. Las tomas de aire de los motores eran tomas ovales planas, con un conducto curvándose hacia abajo en una "S" plana hacia los motores, que estaban montados detrás del borde de ataque del ala. El poco usual sistema de control de vuelo utilizaba una sistema de tuberías neumáticas para transmitir las acciones de control de los pilotos y accionar varios sistemas, en lugar de los más típicos sistemas de control con líneas hidráulicas, manuales o eléctricas de la mayoría de los aviones de la época.

Las versiones de producción debían ser equipadas con un par de ametralladoras Browning M2 de 12,7 mm en una torreta de cola diseñada por la Emerson Electric Company y con provisión para llevar un sistema de óptica y puntería de control remoto APG-27, pero el prototipo no se equipó con armamento. Asimismo, se suponía que los aviones de producción iban a ser construidos con motores General Electric J47 de 23 kN de empuje estático en lugar de los J35 usados en el prototipo.

Pruebas[editar]

El primer vuelo del XB-46 tuvo lugar el 2 de abril de 1947, después de un mes de pruebas de carreteo, y el bombardero tardó noventa minutos en salir de la planta de Convair en San Diego (California), y llegar al Muroc Army Airfield en el desierto. El piloto alabó sus cualidades de manejo. Las pruebas básicas de vuelo se realizaron en cinco meses, y en septiembre de 1947 concluyó tras 127 horas en el aire en 64 vuelos realizados por pilotos de pruebas tanto de la compañía Convair como de las AAF. La estabilidad y el control eran excelentes, pero había problemas de ingeniería con el deshielo de los motores, el sistema de aire de la cabina, y oscilaciones verticales causadas por resonancia armónica entre las alas y los aerofrenos. También había preocupación respecto a la capacidad de los tres tripulantes de salir del avión en caso de emergencia, ya que el plan de escape confiaba en el sistema neumático para mantener la escotilla principal abierta contra el flujo de aire. El avión fue aceptado el 7 de noviembre y entregado el 12 de noviembre de 1947.

Cancelación[editar]

El programa del B-46 fue cancelado en agosto de 1947, incluso antes de que las pruebas de vuelo hubieran sido completadas, porque ya era obsoleto. El North American B-45 Tornado ya tenía órdenes de producción, e incluso sería eclipsado por las superiores prestaciones del Boeing B-47 Stratojet. Además, el voluminoso sistema de control de fuego por radar, que no fue instalado en el prototipo del XB-46, habría forzado sin duda un caro rediseño del esbelto fuselaje. Las pruebas siguientes investigaron el excesivo ruido, la vibración de la cola, y los problemas de estabilidad y control, y fueron realizadas en la Palm Beach Air Force Base, Florida, entre agosto de 1948 y agosto de 1949. Después de 44 horas de vuelo adicionales, el XB-46 fue retirado del servicio, ya que el coste de sostenimiento y mantenimiento, junto con una carencia de repuestos, había llegado a ser prohibitivo. Después de permanecer inactivo durante un año, fue volado a la Base de la Fuerza Aérea Eglin, Florida, en julio de 1950, donde su sistema neumático fue probado en las más frías condiciones en la gran instalación climática allí ubicada. La mayoría de los aviones a reacción de este periodo usaba sistemas hidráulicos o eléctricos, así que el sistema de control neumático de este avión ofrecía una oportunidad única de investigación. Cuando este programa de pruebas finalizó en noviembre de 1950, la Fuerza Aérea ya no tuvo más necesidad del XB-46, un hecho conocido en la prensa ya desde agosto, y el 13 de enero de 1951, la sección de morro fue enviada al Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos en la Base de la Fuerza Aérea Wright-Patterson, Ohio, aunque parece que la sección de la célula no ha sobrevivido en la colección. El resto de la célula fue desguazado el 28 de febrero de 1952.

Variantes[editar]

Model 109

Designación interna de la compañía, continuación de la de Vultee.

Model 1

Designación interna de la compañía.

XB-46

Designación dada por las USAAF, uno construido.

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Fuerza Aérea de los Estados Unidos

Especificaciones[editar]

Características generales

• Longitud: 32,2 m (105,8 ft)
• Envergadura: 34,5 m (113 ft)
• Altura: 8,5 m (27,9 ft)
• Superficie alar: 119,4 m² (1285,2 ft²)
• Peso vacío: 21 826 kg (48 104,5 lb)
• Peso cargado: 41 364 kg (91 166,3 lb)
• Peso máximo al despegue: 43 455 kg (95 774,8 lb)
• Planta motriz: 4× turborreactor Allison J35-A-3.
  • Empuje normal: 17,8 kN (1815 kgf; 4002 lbf) de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 877 km/h (545 MPH; 474 kt) a 4580 m (15 000 pies)
• Velocidad crucero (V_c): 707 km/h (439 MPH; 382 kt) a 10 700 m (35 000 pies)
• Alcance: 4621 km (2495 nmi; 2871 mi)
• Techo de vuelo: 12 200 m (40 026 ft)
• Ascenso a 10 700 m (35 000 pies): 19 min

Armamento

• Ametralladoras:
  • 2x M3 de 12,7 mm en cola
• Bombas: 10 000 kg²

[Davixu 996]

On 12/6/2023 at 21:57, alquimista112 dijo:

 

 

Es el avión que robaba Clin Easwood en Firefox!!

[Davixu 996]

hace 14 horas, alquimista112 dijo:

 

 

 

El que iba en el morro saldría morenito (o quemado si hacía efecto lupa)

 

[manolojones 1.235]

hace 32 minutos, Davixu dijo:

Es el avión que robaba Clin Easwood en Firefox!!

Ni de coña... 

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Martin XB-48

 

El Martin XB-48 fue un bombardero medio a reacción estadounidense desarrollado a mitad de los años 40. Compitió contra el Boeing B-47 Stratojet, que demostró ser un diseño superior, y fue considerado en gran parte como plan de reserva en caso de que el B-47 sufriera problemas de desarrollo. Nunca entró en producción o en servicio activo, y solo fueron construidos dos prototipos, con los numerales 45-59585 y 45-59586.²

 

 

Tipo	Bombardero
Fabricante	Glenn L. Martin Company
Primer vuelo	22 de junio de 1947
Estado	Cancelado en 1948
Usuario principal	Fuerza Aérea de los Estados Unidos
N.º construidos	2
Coste del programa

Diseño y desarrollo[editar]

 

Prototipo del XB-48 carreteando, mostrando los espacios entre los motores para refrigeración, el tren de aterrizaje principal en tándem y los estabilizadores de las góndolas.

En 1944, el Departamento de Guerra estadounidense estaba al tanto de los avances en aviación de Alemania y emitió un requerimiento por un abanico de diseños de bombarderos medios que pesasen de 36 287 kg (80 000 lb) a más de 90 718 kg (200 000 lb). Otros diseños resultantes de esta competición, a veces llamada la clase del 45, incluían al North American XB-45 y al Convair XB-46. Las órdenes de producción fueron finalmente para el North American B-45 Tornado, e incluso este avión sirvió un par de años antes de ser reemplazado de nuevo por el mucho más moderno Boeing B-47 Stratojet, aunque el B-45 tuvo la suficiente "utilidad" constructiva como para hacerse un hueco como avión de reconocimiento.

En retrospectiva, los de la clase del 45 eran aviones de transición, combinando la potencia de los turborreactores con el conocimiento aeronáutico de la Segunda Guerra Mundial. El XB-48 no era una excepción, y su fuselaje redondo y alas rectas mostraban una distintiva influencia del bombardero medio B-26 Marauder de Martin. Con todo, donde el B-26 tenía suficiente potencia con dos enormes motores radiales de 18 cilindros, el XB-48 necesitaba no menos de seis de los nuevos motores a reacción.

Aunque las fotografías hacen parecer que el avión tuviera tres góndolas motrices bajo cada ala, los motores a reacción realmente estaban agrupados en un par de góndolas trimotoras planas con un intrincado sistema de conductos de aire entre los motores, ideado para facilitar la refrigeración. En la época del diseño del XB-48, la propulsión a reacción todavía estaba en pañales.

El XB-48 fue el primer avión diseñado con tren de aterrizaje principal en tándem de tipo bicicleta, que había sido probado previamente en un B-26 modificado. El perfil alar era demasiado delgado para albergar mecanismos de tren de aterrizaje convencionales.³ El tren de aterrizaje principal estaba en el fuselaje y pequeños estabilizadores localizados en cada ala se usaban para equilibrar el avión.

Historia operacional[editar]

El XB-48 realizó su primer vuelo el 22 de junio de 1947, un salto de 37 minutos y 117 km desde las instalaciones en Baltimore de Martin, Maryland, hasta la Estación aeronaval del Río Patuxent, Maryland, pero al tomar tierra reventó sus cuatro neumáticos delanteros y traseros montados en el tren de aterrizaje, cuando el piloto Pat Tibbs aplicó demasiada presión a su insensible palanca de frenos, especialmente diseñada, pero de muy lenta respuesta. Tibbs y el copiloto Dutch Gelvin resultaron ilesos.⁴

Operadores[editar]

 Estados Unidos

• Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos
• Fuerza Aérea de los Estados Unidos

Especificaciones[editar]

Referencia datos: "Encyclopedia of US Air Force Aircraft and Missile Systems, Volume II"⁵

Características generales

• Tripulación: Tres (piloto, copiloto y bombardero-navegador)
• Longitud: 26,1 m (85,8 ft)
• Envergadura: 33 m (108,3 ft)
• Altura: 8,1 m (26,5 ft)
• Superficie alar: 123,5 m² (1329,4 ft²)
• Peso vacío: 26 535 kg (58 483,1 lb)
• Peso cargado: 42 000 kg (92 568 lb)
• Peso máximo al despegue: 46 540 kg (102 574,2 lb)
• Planta motriz: 6× turborreactor de flujo axial General Electric J35.
  • Empuje normal: 17 kN (1733 kgf; 3822 lbf) de empuje cada uno.

Rendimiento

• Velocidad máxima operativa (V_no): 841 km/h (523 MPH; 454 kt) a 10 668 m (35 000 pies)
• Velocidad crucero (V_c): 668 km/h (415 MPH; 361 kt)
• Alcance: 2900 km (1566 nmi; 1802 mi)
• Alcance en combate: 1280 km
• Techo de vuelo: 12 009 m (39 400 ft)
• Régimen de ascenso: 21,3 m/s (4193 ft/min)

Armamento

• Ametralladoras:
  • 2x M-2 de 12,7 mm en torreta de cola (propuesto)³
• Bombas:
  • 1 de 9980 kg o
  • 36 de 113 kg

[alquimista112 3.380]

 

 

 

Boom XB-1

 

El Boom XB-1 "Baby Boom" es un demostrador supersónico trijet de un tercio de escala diseñado por Boom Technology ( dba "Boom Supersonic" ^[1] ) como parte del desarrollo del avión de transporte supersónico Boom Overture . Impulsado por tres General Electric J85 , se planea mantener Mach 2.2, con más de 1,000 nmi (1,900 km) de alcance. Las pruebas de taxi comenzaron en diciembre de 2022. ^[2]

 

Diseño inicial del demostrador XB-1
Role	Avión de demostración de tecnología supersónica
origen nacional	Estados Unidos
Fabricante	Tecnología de auge
Estado	En desarrollo
Número construido	1

Desarrollo [ editar ]

El diseño se dio a conocer en Denver el 15 de noviembre de 2016, ^[3] e inicialmente tenía la intención de realizar su primer vuelo subsónico a fines de 2017, propulsado por tres turborreactores General Electric CJ610 (un J85 civil ), con la posterior prueba de vuelo supersónico en Edwards . Base de la Fuerza Aérea . ^[4]

Para abril de 2017, se aseguró suficiente financiamiento para construirlo y volarlo. ^[5] Su revisión de diseño preliminar se completó en junio de 2017, con un cambio de motor a la versión militar del J85 para aprovechar su empuje adicional. Luego se anticipó que las pruebas de vuelo comenzarían a fines de 2018. ^[6] En 2017, el larguero compuesto del ala se probó con carga mientras se calentaba en un banco de pruebas hidráulico a 300 °F (149 °C), por encima de la temperatura operativa de absorción de calor. El primer vuelo supersónico esperado se retrasó hasta 2019. ^[7]

Para julio de 2018, se completó el diseño aerodinámico, se ensambló la cola horizontal y se recibieron los motores. The Spaceship Co. , fabricante de los vehículos de Virgin Galactic , se anunció como socio para las pruebas de vuelo en Mojave, California . ^[8] Las pruebas de vuelo se retrasaron nuevamente para 2019 debido a la aerodinámica desafiante y al cambio adicional del motor; desde el J85-21 de 16 kN (3500 lbf) hasta el J85-15 de 19 kN (4300 lbf). ^[8]

El diseño del XB-1 pasó por tres series de pruebas en túnel de viento. El primero indicaba que la calibración prevista estaba errada en un 30 %. El segundo conjunto de pruebas confirmó una calibración precisa y un tercer conjunto de pruebas confirmó la seguridad del diseño. Las pruebas en el túnel finalizaron en noviembre de 2018, incluido el despegue y el aterrizaje con el impacto de las puertas de engranajes en la estabilidad, así como las pruebas de entrada supersónica . Estas pruebas habían llevado una década en el Concorde . La disposición de fibra de carbono de las mitades del fuselaje debía comenzar a principios de 2019 para el ensamblaje final del fuselaje delantero a principios de la primavera. Con una inversión total que aumentó a $ 200 millones, Boom recibió fondos para las pruebas de vuelo del XB-1 hasta fines de 2020. ^[9] En el Salón Aeronáutico de París de junio de 2019, Blake Scholl anunció que la fecha del primer vuelo se retrasó hasta 2020, seis meses después de lo planeado previamente después de incluir un sistema de aumento de estabilidad para una mayor seguridad a alta velocidad y en el despegue y aterrizaje. ^[10]

En febrero de 2020, con la finalización del segundo simulador de Boom, comenzaron las pruebas de los controles de vuelo y la integración del sistema XB-1. ^[11] Las pruebas de carga estática del ala se llevaron a cabo en marzo de 2020, y las alas se acoplaron al fuselaje en abril ^[12] con el fuselaje de popa casi terminado en mayo. ^{[13] [ se necesita una mejor fuente ]} Los motores y el tren de aterrizaje se instalaron más tarde en agosto y septiembre de 2020. ^[14]

Prueba [ editar ]

El 7 de octubre de 2020, Boom lanzó el XB-1 en una promoción, con un anuncio de que se esperaba el vuelo inaugural en 2021. ^[15] A principios de 2021, se esperaba que fuera probado en vuelo alrededor de septiembre de 2022. ^[16] El 26 de julio de 2021, Boom comenzó a probar y evaluar un sistema de visión prospectiva (FLVS) como parte de los preparativos para las pruebas de vuelo del XB-1. ^[17]

En enero de 2022, Boom comenzó a realizar pruebas de motor con el XB-1, en preparación para las pruebas de rodaje y el primer vuelo más tarde en 2022. ^[18] En mayo de 2022, se completó la prueba en tierra con la prueba de motor realizada en los tres motores. . El tren de aterrizaje y los sistemas de vuelo se probaron y se consideraron listos. Se esperaban carreras de taxis y vuelos reales a fines de 2022. ^[19] Más demoras a partir de febrero de 2023 retrasaron el primer vuelo esperado hasta mediados de 2023. ^[20]

Diseño [ editar ]

El XB-1 Baby Boom mide 68 pies (21 m) de largo, tiene una envergadura de 17 pies (5,2 m) y un peso máximo de despegue de 13 500 lb (6100 kg) . Propulsado por tres motores J85-15 sin poscombustión con entradas y escape de geometría variable, el prototipo debería ser capaz de soportar Mach 2.2 con más de 1000 millas náuticas (1900 km) de alcance. ^[3]

Tiene una cabina planificada para dos tripulantes, con solo un asiento completamente desarrollado en el demostrador, y cuenta con un cuerpo delantero con mentón y bordes de fuga en flecha . ^[3] Para el control térmico, el sistema de control ambiental utiliza el combustible como disipador de calor para absorber el calor de la cabina. ^[7]

Uno de los problemas asociados con este tipo de aeronave es la visibilidad externa en lugares cerrados, por lo que Boom tiene una solución para este problema con la introducción de una pantalla en el centro del panel de instrumentos, que brinda al piloto vistas sin obstrucciones independientemente de la actitud del avión. ^[19] También como parte de su desarrollo, se ideó un simulador de vuelo junto con un programa de prueba de vuelo para ayudar a evaluar las características del vuelo y brindar retroalimentación a los procesos de diseño. ^[11] El espacio para un segundo asiento está ocupado por equipos de prueba. ^[21]

Materiales [ editar ]

El XB-1 está fabricado con compuestos ligeros, titanio y A286. ^[21] Los materiales para los bordes de ataque calientes y la nariz de 307 °F (153 °C), y los materiales epoxi para las partes más frías, son proporcionados por Dutch TenCate Advanced Composites , proveedor de materiales de alta temperatura para SpaceX Falcon 9 . ^[7] El fuselaje será principalmente de fibra de carbono /epoxi de módulo intermedio, con fibras de módulo alto para las tapas de los largueros de las alas y bismaleimida preimpregnada para los bordes de ataque y las nervaduras de alta temperatura. ^[7]La sección trasera del fuselaje que contiene los motores está fabricada con un 90 % de titanio y un 10 % de aleaciones de acero inoxidable A286. ^[21]

Especificaciones (preliminares) [ editar ]

Datos de Aviation Week ^{[3] [ necesita actualización ]}

Características generales

• Tripulación: 1 (el diseño permite un segundo asiento)
• Longitud: 68 pies (21 m)
• Envergadura: 17 pies (5,2 m)
• Altura: 17 pies 0 pulgadas (5,2 m)
• Peso máximo al despegue: 13.500 lb (6.123 kg)
• Planta motriz: 3 turborreactores General Electric J85 -15 ^[8] , 4300 ^[8]  lbf (19 kN) de empuje cada uno

Actuación

• Velocidad máxima: Mach 2.2
• Alcance: 1000 millas náuticas (1200 millas, 1900 km)