El North American XB-28 ( NA-63 ) Dragon fue un avión propuesto por North American Aviation para satisfacer una fuerte necesidad en el Cuerpo Aéreo del Ejército de los Estados Unidos de un bombardero medio de gran altitud . Nunca entró en producción, con solo dos prototipos en construcción.
Diseño y desarrollo
El pedido de un bombardero medio a gran altitud se emitió el 13 de febrero de 1940; el XB-28 voló por primera vez el 26 de abril de 1942 . El XB-28 se basó en el exitoso B-25 Mitchell de North American Aviation , pero a medida que evolucionó se convirtió en un diseño completamente nuevo, que recuerda mucho más al Martin B-26 Marauder
. La configuración general del B-25 y XB-28 era bastante similar; la
distinción más importante fue que la cola gemela del B-25 se cambió a
una cola única en el XB-28. Fue uno de los primeros aviones de combate
con cabina presurizada.
El
XB-28 demostró ser un diseño excelente, con un rendimiento
significativamente mejor que el del B-25, pero nunca se puso en
producción. Los bombardeos
a gran altitud se vieron obstaculizados significativamente por factores
como las nubes y el viento, que eran frecuentes en el Pacífico. Al mismo tiempo, los bombarderos medios se estaban volviendo mucho más efectivos en altitudes más bajas. Las
ganancias en el rendimiento de la aeronave que se produjeron con los
vuelos a gran altitud no se consideraron suficientes para justificar el
cambio del bombardeo a baja altitud.
Prueba y evaluación
Aunque las Fuerzas Aéreas del Ejército rechazaron el XB-28 como bombardero, ordenaron otro prototipo. Designado XB-28A , estaba destinado a explorar la posibilidad de uso como avión de reconocimiento. El XB-28A se estrelló en el Océano Pacífico frente al sur de California después de que la tripulación rescatara el 4 de agosto de 1943.
Especificaciones (XB-28A)
Características generales
Tripulación: Cinco
Longitud: 56 pies 4 pulg (17,17 m)
Envergadura: 72 pies 6 pulgadas (22,10 m)
Altura: 22 pies 0 pulg (6,71 m)
Área del ala: 675,9 pies cuadrados (62,79 m 2 )
Peso vacío: 11,601 kg (25,575 lb)
Peso bruto: 35,763 lb (16,222 kg)
Peso máximo al despegue: 39,135 lb (17,751 kg)
Planta motriz: 2 × Pratt & Whitney R-2800-27 18 cyl. Motores de pistón turboalimentado radial refrigerados por aire , 2000 hp (1500 kW) cada uno
Rendimiento
Velocidad máxima: 372 mph (599 km / h, 323 kn) a 25.000 pies (7.600 m)
Velocidad de crucero: 255 mph (410 km / h, 222 kn)
Alcance: 2040 mi (3280 km, 1770 millas náuticas)
Techo de servicio: 34.800 pies (10.600 m)
Velocidad de ascenso: 1,111 pies / min (5,64 m / s)
Primer prototipo XV-4A Hummingbird. Tipo Aeronave VTOL Fabricante Lockheed Primer vuelo 7 de julio de 1962 Usuario Ejército de los Estados Unidos N.º construidos 2
El Lockheed XV-4 Hummingbird (designado originalmente VZ-10) fue un proyecto del Ejército de los Estados Unidos para demostrar la factibilidad de usar el concepto VTOL (despegue y aterrizaje vertical) como aeronave de vigilancia, llevando equipo de adquisición de blancos y sensores.1 Fue diseñado y construido por la Lockheed Corporation en los años 60, uno de los muchos intentos de producir un reactor de despegue y aterrizaje verticales (V/STOL). Ambos prototipos resultaron destruidos en sendos accidentes.
Diseño y desarrollo
La sustentación de despegue vertical se obtenía expulsando el flujo del motor hacia abajo a través de múltiples toberas, aumentada por un flujo secundario de aire frío.1 Pero las prestaciones estaban muy por debajo de lo estimado, con una relación empuje-peso de solo 1,04, y el prototipo se estrelló el 10 de junio de 1964, muriendo el piloto. La segunda aeronave fue modificada con reactores de sustentación, aunque también se estrelló tras realizar varias pruebas.
El XFV-12 de Rockwell tendría incluso menos éxito en producir sustentación usando el escape del motor para conducir aire frío, en este caso a través de los flaps de las alas. El F-35 Joint Strike Fighter emplearía más tarde una turbina de sustentación propulsada por eje localizada en el fuselaje.
Ninguno de los primeros diseños V/STOL estadounidenses resultaría en una aeronave de producción. El Hawker Siddeley Harrier británico usaba toberas orientables, mientras que el avión de ataque Yakovlev Yak-38 Forger soviético usaba reactores de sustentación en conjunción con toberas traseras orientables.
Pruebas
El primer despegue convencional del primer prototipo, el XV-4A (62-4503), tuvo lugar el 7 de julio de 1962. Se llevaron a cabo pruebas iniciales de vuelo cautivo el 30 de noviembre de 1962, teniendo lugar el primer vuelo de sustentación libre el 24 de mayo de 1963. El primer vuelo de transición desde estacionario a vuelo horizontal se realizó el 8 de noviembre del mismo año. El 62-4503 resultó destruido en un accidente fatal en Cobb County el 10 de junio de 1964.
Lockheed modificó el segundo prototipo entre 1966 y 1968 al estándar XV-4B. Los dos motores Pratt & Whitney JT12 fueron reemplazados por 6 turborreactores General Electric J85, actuando cuatro de estas unidades como reactores de sustentación. La aeronave se estrelló en Georgia el 14 de mayo de 1969; el piloto, Harlan J. Quamme, escapó ileso, usando el asiento eyectable.
XV-4B
El 4 de junio de 1968 fue presentado el segundo prototipo XV-4B Hummingbird. Al igual que el XV-4A, el XV-4B usaba sistemas de despegue y aterrizaje verticales (VTOL), así como métodos de vuelo convencionales. En el despegue, la aeronave pesaba 5706 kg. La envergadura era de 7,8 m, y tenía una velocidad máxima de 823 km/h, con una velocidad de crucero de 630 km/h (Mach 0,68). Tenía un alcance de 965 km y era capaz de ascender a un régimen de 3660 m/min. El XV-4B tenía una longitud de 10,36 m. La parte más pesada del avión era el sistema de propulsión, que pesada 1466 kg. Estaba previsto que el tiempo de servicio inicial de la aeronave fuera de 500 horas, pero la misma resultó destruida en 1969 durante unas pruebas, mucho antes del objetivo previsto. Los depósitos de combustible estaban localizados internamente, con bombas impulsoras y eyectores de chorro, junto con las válvulas asociadas. Los depósitos estaban localizados en la parte delantera del fuselaje y podían albergar un total de 740 galones de combustible de turbina de aviación. Debido a la posición delantera de los depósitos, el combustible tenía que ser consumido por igual. Un desequilibrio en los depósitos de combustible de más de 100 galones provocaba el riesgo de desestabilizar la aeronave.
El XV-4B era significativamente diferente al XV-4A en su diseño interno. Las diferencias se encontraban en las alas, fuselaje, tren de aterrizaje, instalaciones motrices, hidráulica y controles. El XV-4B contenía dos válvulas de control de reacción como seguro para el motor. Otro cambio importante fue la adición de cuatro motores turborreactores colocados verticalmente en el fuselaje. Proporcionaban cantidades inmensas de empuje vertical para el vuelo VTOL. La adición de un sistema de aumento de la estabilidad (SAS), junto con embragues hidromecánicos y muelles de sensación, le daban al piloto una buena sensación de los controles y mayor habilidad para controlar el SAS. El timón incluía un nuevo resorte de centrado por encima del muelle de sensación para reducir la fricción del mismo. El Sistema de Control de Vuelo Principal (PFCS) era un sistema híbrido fly-by-wire con controles de vuelo convencionales como refuerzo. No se llevaba combustible en las alas, aunque las mismas tenían la estructura básica de viga de caja. Tenía dos grados de libertad en el cabeceo y movimiento lateral, mientras que el alabeo solo tenía un grado de libertad.
Cada motor contenía una válvula desviadora. Estás válvulas conducían longitudinalmente hacia las toberas de empuje horizontal de la aeronave, o hacia las toberas de sustentación localizadas en el fuselaje. Los motores de sustentación/crucero proporcionaban empuje horizontal cuando estaban orientadas horizontalmente y sustentación cuando estaban orientadas verticalmente. Este era el uso de las válvulas desviadoras. Las seis toberas tenían 10 grados de libertad para orientar el empuje. Los motores del fuselaje se usaban cuando se iniciaba el vuelo VTOL, pero se apagaban cuando el avión estaba lo suficiente en vuelo.
El XV-4B se enfrentó a una gran cantidad de desafíos electrónicos, en gran parte debido al cableado incorrecto. Por otra parte, el sistema eléctrico se comportó bastante bien, dando bastante confianza un reducido número de componentes del sistema eléctrico. Una etapa electrónica se ubicó al final de la secuencia de cables, con otra en la parte opuesta en los actuadores de potencia electrohidráulica. La electrohidráulica simplemente reemplazaba a los sistemas operados hidráulicamente de la aeronave con sistemas puramente eléctricos que hacían el mismo trabajo. Esto reducía peso, además de añadir simplicidad y fiabilidad. Estaba alimentada por un juego de dos generadores de 300 amperios propulsados por los motores. Proporcionaban electricidad continua de 9 voltios al sistema principal de transporte y distribución eléctrica.
Variantes
VZ-10
Designación inicial del proyecto.
XV-4A
Primer prototipo, con dos motores Pratt & Whitney JT12, uno construido.
XV-4B
Segundo prototipo, con seis motores General Electric J85, uno construido.
Operadores
Estados Unidos Ejército de los Estados Unidos
Especificaciones (XV-4A)
Referencia datos: Lockheed Aircraft since 19132 Características generales Tripulación: Dos Longitud: 9,96 m (XV-4B: 10 m) Envergadura: 7,82 m (XV-4B: 8 m) Altura: 3,58 m (XV-4B: 4 m) Superficie alar: 9,662 m² Peso vacío: 2266 kg (XV-4B: 2275 m) Peso cargado: 3266 kg (XV-4B: 3834 m) Planta motriz: 2× turborreactor Pratt & Whitney JT12A-3LH. Empuje normal: 15 kN (3300 lbf) al despegue3 de empuje cada uno. XV-4B: 6x turborreactor General Electric J85-GE-19 de 13,41 kN (3015 lbf) cada uno, 4 para sustentación, 2 para vuelo horizontal Rendimiento Velocidad máxima operativa (Vno): 833 km/h a 3048 m (10 000 pies) (XV-4B: 745 km/h) Velocidad crucero (Vc): 628 km/h Alcance: 965 km (normal) Régimen de ascenso: 61 m/s (12 000 pies/min) Carga alar: 338 kg/m² (69,2 lb/sq ft) Empuje/peso: 1,176 (XV-4B: 1,43)
El Helio AU-24 Stallion fue un avión de combate armado estadounidense, de contrainsurgencia y transporte utilitario desarrollado para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos. Se construyeron un total de 20 durante la Guerra de Vietnam, y la mayoría de los aviones se vendieron más tarde a la Fuerza Aérea Khmer .
Diseño y desarrollo
El Helio HST-550 Stallion fue un avión utilitario STOL desarrollado en los Estados Unidos en 1963, con el primer prototipo volando en julio de 1964. Inicialmente concebido por Helio Aircraft Company como una variante propulsada por turbohélice del Helio Courier
, finalmente surgió como un diseño completamente nuevo de la misma
configuración general y gran parte de su diseño se inició a partir de
componentes utilizados en el Helio H-500 Twin. Era un avión mucho más
grande que el Courier, y Helio pronto descubrió que era demasiado caro
para el mercado.
La Fuerza Aérea de Estados Unidos (USAF), sin embargo, surgió como un comprador para el diseño, la compra de la aeronave para la persecución creíble programa que la AU-24A . Esta era la versión de cañonera del Stallion, con un turbohélice PT6A-27 680 shp (510 kW), equipado con un cañón giratorio M197 de tres cañones de 20x102 mm montado en la puerta de carga izquierda. También tenía cinco puntos de anclaje debajo del ala y del fuselaje.
De los 18 aviones comprados por la USAF, catorce o quince fueron finalmente entregados a la Fuerza Aérea Khmer
(KAF) entre enero y noviembre de 1972 bajo el programa de Ventas
Militares Extranjeras para su uso en funciones de vigilancia fronteriza y
contrainfiltración, donde la amenaza de encontrarse el fuego antiaéreo
(que no sean armas pequeñas) fue mínimo.
Historia operativa
Camboya
Una adición importante a la KAF, las mini-cañoneras AU-24A fueron asignadas a un escuadrón de mini-cañoneras recientemente levantado (en francés : Escadron AU-24 ) estacionado en la Base Aérea de Pochentong cerca de Phnom Penh , que amplió las operaciones de escolta de convoyes de suministros en la parte inferior Corredores de los ríos Mekong - Bassac . Tales operaciones se habían llevado a cabo en conjunto con la Armada Nacional Khmer (MNK) desde mediados de 1971, cuando el KAF comenzó a proporcionar cobertura aérea a los convoyes del MNK con sus cañoneras Douglas AC-47D Spooky.
Bajo el Proyecto Flycatcher
, un programa de mejora para el KAF, los estadounidenses entregaron,
entre otros tipos de aviones, un solo mini-cañonero AU-24A antes de que
el programa terminara oficialmente el 30 de junio de 1973.
Aunque los mini-cañoneros AU-24A entregaron a Camboya se conocían bien
en el papel de escolta del convoy fluvial, se descubrió que estaban
acosados por una larga lista de fallas técnicas, que se hicieron
dolorosamente claras el 10 de agosto de 1973, después de que un semental
se estrellara en un paso de cohete, matando a su tripulación y forzando
el Comando Aéreo de la KAF para dejar temporalmente en tierra toda la
flota de mini-cañoneras.
En los últimos meses de la Guerra Civil de Camboya , la KAF empleó sus mini-cañoneras AU-24A en operaciones de bombardeo nocturno contra posiciones atrincheradas de cohetes Khmer Rouge de 107 mm al norte de Phnom Penh,
pero después de gastar virtualmente todas sus reservas de artillería,
tres sementales escaparon del 16 al 17 de abril de 1975 de la Base Aérea
de Pochentong, llevados por sus respectivas tripulaciones a un refugio
seguro en la vecina Tailandia. El Khmer Rouge se las arregló para rescatar intactas nueve mini-cañoneras AU-24A para la Fuerza Aérea del Ejército de Liberación de Kampuchea (AFKLA) de la nueva Kampuchea Democrática.El
régimen, aunque un mantenimiento deficiente y una escasez crónica de
repuestos aseguraron que sólo una de estas máquinas estuviera todavía en
condiciones de volar cuando el AFKLA fue neutralizado por el Ejército Popular de Vietnam en febrero de 1979 durante la Guerra Camboyano-Vietnamita . Este semental restante fue posteriormente llevado después de 1979 al servicio del componente de la fuerza aérea de las Fuerzas Armadas Revolucionarias del Pueblo de Kampuchea (KPRAF; más tarde, CPAF), permaneciendo operativo hasta 1993, cuando finalmente fue dado de baja.
Variantes
H-550 - prototipos (2 construidos)
Semental AU-24A (H-550A) - versión de producción (18 construidos)
H-634 Twin Stallion : versión con turbopropulsores gemelos Allison 250 montados en una viga a lo largo de la nariz del avión (no construido)
H-1201T Twin Stallion
: versión con motores gemelos en góndolas debajo del ala, tren de
aterrizaje retráctil, tanques de carga y compartimentos de carga debajo
del ala (no construidos)
Operadores
Camboya
Fuerza Aérea Khmer
Estados Unidos
Fuerza Aérea de los Estados Unidos
Especificaciones (H-550A)
Datos de Jane's All The World's Aircraft 1976–77
Características generales
Tripulación: 1
Capacidad: 9 pasajeros
Longitud: 39 pies 7 pulg (12,07 m)
Envergadura: 41 pies 0 pulgadas (12,50 m)
Altura: 2,82 m (9 pies 3 pulg)
Área del ala: 242 pies cuadrados (22,5 m 2 )
Relación de aspecto: 6,93: 1
Superficie aerodinámica : NACA 23012
Peso vacío: 2860 lb (1297 kg)
Peso máximo al despegue: 5,100 lb (2,313 kg)
Capacidad de combustible: 120 gal EE.UU. (100 gal imp.; 450 L)
El Hiro G2H (?) , también conocido como un avión de ataque Hiro de doble motor terrestre para la Marina Tipo 95 (上上?? (Largo) fue un bombardero de largo alcance de ala media / avión de reconocimiento desarrollado en Japón por el undécimo Arsenal Técnico de la Fuerza Aérea de Hiro en la década de 1930, construido por Hiro (seis) y Mitsubishi Jūkōgyō (2) y empleado por Dai-Nippon Teikoku Kaigun Kōkū. Hombu, el Servicio Aéreo de la Armada Imperial Japonesa
A principios de la década de 1930, la Armada Imperial Japonesa comenzó un programa para modernizar su flota aérea conocida como el "programa experimental 7 - Shi" , en el que se emitieron varias especificaciones que promueven el desarrollo de nuevos aviones de combate, bombarderos de buceo, aerosilurantes, reconocimiento Hydro y bombarderos terrestres. La oficina de diseño aeronáutico del undécimo arsenal técnico naval de Hiro decidió proponer un nuevo modelo para satisfacer esta última necesidad. El proyecto, desarrollado por un grupo de trabajo encabezado por el ingeniero jefe Kaigun Shōsa (equivalente al capitán del Corvette) Jun Okamura, estaba relacionado con un gran monoplano de ala media en voladizo propulsado por dos motores Hiro Tipo 94 W de 18 cilindros refrigerados por líquido de 1180 hp (880 kW) cada uno (al despegue). El prototipo fue construido en 1933, pero en las primeras pruebas estaba cargado de debilidad estructural. Sin embargo, se fomentó el programa de desarrollo y el modelo fue aceptado y puesto en producción en masa. Los modelos en servicio sufrieron la falta de fiabilidad congénita de los motores, lo que comprometió su funcionamiento y limitó la producción final a solo ocho unidades, incluido el prototipo. El desarrollo del modelo fue costoso tanto en recursos humanos como económicos y el G2H no estuvo a la altura de las expectativas. Sin embargo, la experiencia adquirida en el entrenamiento de la tripulación y la gestión de aeronaves resultó invaluable para los departamentos aéreos de Imperial Merina que reutilizaron durante la Guerra del Pacífico.
A excepción de uno perdido en un accidente, el G2HS restante se utilizó durante las primeras etapas de la Segunda guerra sino-japonesa en operaciones sobre territorio chino. En 1937, un incendio en la base aérea en la isla de Jeju destruyó cinco aviones estacionados en el aeropuerto.
Especificaciones (G2H1)
Datos de The Illustrated Encyclopedia of Aircraft
Características generales
Tripulación: 6/7
Longitud: 20,15 m (66 pies 1,25 pulg.)
Envergadura: 31,68 m (103 pies 11,25 pulgadas)
Altura: 6,28 m (20 pies 7,25 pulg.)
Superficie alar: 140 m 2 (1.507 pies cuadrados)
Peso vacío: 7.567 kg (16.682 libras)
Peso bruto: 11.000 kg (24.250 libras)
Planta motriz: 2 × motor de pistón tipo 94 W-18 , 880 kW (1180 hp) cada uno
Rendimiento
Velocidad máxima: 245 km / h (152 mph, 132 nudos)
Alcance: 1,557 km (967 mi, 840 nmi)
Techo de servicio: 5.130 m (16.830 pies)
Armamento
5
ametralladoras de 7,7 mm (0,303 pulg.) (Dos en montaje de nariz
pivotante, dos en montaje de anillo dorsal, una en un cubo de basura
ventral)
Bomba de 6 × 250 kg (551 lb) o
4 bombas de 400 kg (882 lb) en bastidores debajo de las alas
El Lockheed XP-58 Chain Lightning fue un caza de largo alcance estadounidense desarrollado durante la Segunda Guerra Mundial. Aunque derivado del exitoso P-38 Lightning, el XP-58 estaba plagado de problemas técnicos en sus motores que finalmente condujeron a la cancelación del proyecto.
Diseño y desarrollo
El XP-58 fue una iniciativa financiada por la Lockheed Aircraft Company, para desarrollar un Lightning mejorado como caza de largo alcance, tras el anuncio del Cuerpo Aéreo del Ejército estadounidense de la venta del Lightning al Reino Unido, el 20 de abril de 1940. Inicialmente, se formularon dos diseños, usando ambos motores Continental IV-1430. Uno sería un avión monoplaza con un cañón de 20 mm y cuatro ametralladoras de 12,7 mm. El segundo sería un avión biplaza con la adición de un arma flexible de 12,7 mm al final de cada botalón de cola.
En julio de 1940, Lockheed decidió cambiar a motores Pratt & Whitney XH-2600, ya que el avión estaría falto de potencia con los motores Continental, teniendo dos asientos y siendo designado XP-58. Sin embargo, Lockheed pronto se dio cuenta de que el desarrollo del motor XH-2600 estaba acabado. Después de considerar las alternativas motoras, el diseño fue cambiado para usar dos motores Wright R-2160 Tornado, también se produjo un cambio del armamento trasero a dos torretas, una por encima y la otra por debajo del fuselaje, conteniendo cada torreta dos ametralladoras de 12,7 mm. Como se añadió equipo de soporte para los dos tripulantes, el peso estimado del XP-58 creció hasta los 15527 kg, hacia agosto de 1941.
En marzo de 1942, las USAAF emitieron una orden por un segundo XP-58 que incorporaría depósitos de combustible aumentados para obtener un alcance de 4800 km. Las Fuerzas Aéreas dudaban acerca de la misión y armamento del avión, y en septiembre de 1942, se tomó la decisión de convertir el avión para que realizase tareas de ataque a baja altura, armado con un cañón automático M5 de 75 mm. Ya había aviones adecuados disponibles para esta misión, con el Douglas A-26 Invader y el Beechcraft XA-38 Grizzly bajo desarrollo. Como resultado, el segundo XP-58 fue cancelado y la misión del diseño volvió a la de caza a gran altura, usando un cañón de gran calibre disparando proyectiles de alto explosivo para romper las formaciones de bombarderos.
El cañón automático M4 de 37 mm fue seleccionado inicialmente para su uso en un montaje cuádruple en el morro, pero la trayectoria de los proyectiles de 37 mm caían más que el resto de municiones, limitando su alcance efectivo. Se probó un morro articulado hidráulicamente que podía doblarse para corregir este problema, pero fue rechazado por ser demasiado complejo. Más tarde, se probó un cañón automático M5 de 75 mm emparejado con dos ametralladoras de 12,7 mm, demostrándose mucho más exitoso.
Pruebas
En febrero de 1943, fue necesario el uso de otro motor, el Allison V-3420, debido al pobre progreso con el desarrollo del motor Tornado. Con este cambio, el segundo XP-58 fue resucitado. El XP-58 voló finalmente el 6 de junio de 1944, pero los trabajos de pruebas de vuelo en el mismo pasaron a un segundo plano debido a otros desarrollos de mayor prioridad. Finalmente, se completaron 25 vuelos de pruebas. Más tarde, el XP-58 fue volado a Wright Field para realizar pruebas de aceptación por las USAAF, aunque los turbo-sobrealimentadores estuvieran sufriendo incendios y una serie de sistemas no estuvieran instalados, incluyendo la provisión de la presurización de cabina y el armamento con su equipo de control de fuego. Aunque el prototipo llegó a Wright Field el 22 de octubre de 1944, el avión era un quebradero de cabeza en mantenimiento y no se realizaron más pruebas. La construcción del segundo prototipo fue abandonada.
Operadores
Estados Unidos
Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos
Vista lateral del Lockheed XP-58 Chain Lightning.
Especificaciones (XP-58)
Características generales
Tripulación: Dos (piloto y artillero) Longitud: 15,07 m Envergadura: 21,34 m Altura: 4,88 m Superficie alar: 55,7 m² Peso vacío: 14344 kg Peso máximo al despegue: 17777 kg Planta motriz: 2× motor lineal de 24 cilindros y refrigerado por líquido Allison V-3420. Potencia: 2238 kW (3000 hp) cada uno.
Rendimiento
Velocidad nunca excedida (Vne): 702 km/h a 7620 m Velocidad crucero (Vc): 455 km/h Alcance: 4265 km Techo de vuelo: 11645 m (38200 pies) Régimen de ascenso: 13,1 m/s (2582 pies/min)
Armamento
Armas de proyectiles: (Propuesto) 4x Cañón M4 de 37 mm o 1x Cañón M5 y 2x Browning M2 de 12,7 mm en morro intercambiable. (Propuesto) 4x Browning M2 de 12,7 mm en dos torretas flexibles por control remoto en la parte trasera.
La potencia de los motores chinos no permite que el caza J-20 use armas láser
Revista Militar
La intención del ejército chino de equipar a su caza J-20 más avanzado con sistemas de combate de alta tecnología, como láseres, aún no se puede realizar debido a la potencia insuficiente de los motores de la aeronave.
Actualmente, varios países, incluido Estados Unidos, están dando prioridad a las armas de energía dirigida que pueden usarse para combatir misiles hipersónicos. El láser de combate aerotransportado se considera un arma prometedora que es capaz de golpear a otros aviones, así como a objetos en tierra y en el mar.
Sin embargo, el J-20 no tiene una planta de energía lo suficientemente potente. En su versión actual, no proporciona energía para nuevos sistemas de armas, y el trabajo en su modernización está crónicamente retrasado. Se suponía que el motor de mayor potencia para la nueva generación de cazas de la Fuerza Aérea del ELP aparecería en 2020, pero los horarios cambian constantemente.
El empuje limitado de los motores WS-10, originalmente diseñados para generaciones anteriores de aviones de combate, podría ser una seria limitación para el programa de armas láser aerotransportadas de China.
Como explican los observadores occidentales, el aumento en el consumo de energía afectará negativamente el rango de vuelo y la maniobrabilidad del caza. También existen limitaciones físicas: cuando un avión se acerca a la velocidad del sonido, las perturbaciones en el flujo de aire degradan la calidad de los láseres. En este sentido, los expertos sugieren que los desarrolladores chinos en la etapa actual se centren en desarrollar las capacidades de un caza para controlar drones.
El J-20 necesita más empuje y una salida de potencia estable para aprovechar al máximo las armas de energía dirigida. - escribe un columnista en la edición de Hong Kong de SCMP.
El Chelomey 10Kh de fabricación soviética se parecía superficialmente al V-1 alemán.
Dieciocho meses después del primer ataque V1 a Londres, los altos mandos del NKAP (y probablemente también los líderes militares soviéticos) dieron un "cambio de actitud" sobre su actitud hacia las armas guiadas. Los ingenieros Nikol'skiy y Chachikian antes mencionados escribieron al gobierno soviético; esta carta motivó la preparación de un borrador de directiva por parte del Comité de Defensa del Estado (GKO - Gosaodarsfvennyy komfret oborony) ordenando el establecimiento de la oficina de diseño OKB-100 dentro del sistema MAP con un prototipo de taller de construcción y una instalación de prueba de vuelo basada en el (anterior) planta no 23 en Leningrado. La nueva empresa tenía la tarea de desarrollar y construir torpedos deslizantes y bombas guiadas controlados por radio y sin guía. Aproximadamente al mismo tiempo, se asignó al Instituto Central de Motores Aeronáuticos (TslAM - Tsentrahl’nyy institoot aviatsionnovo motorostroyeniya) la tarea de desarrollar un equivalente autóctono de la "bomba de zumbido" alemana.
El trabajo en los motores a reacción de pulsos en TslAM se había llevado a cabo desde 1942 bajo la dirección de Vladimir Nikolayevich Chelomey. Le tomó dos años construir y probar el primer chorro de impulsos soviético viable. Cuando el gobierno soviético se enteró del ataque con misiles en Londres, Aleksey I. Shakhoorin (el entonces Comisario del Pueblo de la Industria Aeronáutica), el Mariscal del Aire AA Novikov (el entonces Comandante en Jefe de la Fuerza Aérea del Ejército Rojo) y V N. Chelorney fueron convocados al Kremlin para una sesión informativa de GKO y se les asignó la tarea de desarrollar nuevos sistemas de armas aéreas sin piloto. La directiva GKO apropiada apareció poco después.
El proyecto de desarrollo avanzado del misil alado de Chelomey impulsado por un chorro de pulsos D-3 y designado 10Kh se completó a fines del verano de 1944. El 19 de septiembre de ese año, VN Chelomey nombró al diseñador jefe y director de la planta NKAP No.51 - el antiguo taller de construcción de prototipos del difunto 'Rey de los Cazas' Nikolay N. Polikarpov.
El desarrollo del 10Kh se aceleró con la entrega de "bombas de zumbido" V1 incompletas (o sus restos) de Gran Bretaña y Polonia; Sin embargo, aunque se parece mucho al V1, el 10Kh no era una copia directa del mismo. Por ejemplo, para acelerar la entrada de producción del piloto automático AP-4 de los misiles soviéticos, la oficina de diseño especializada OKB-1 bajo V. M. Sorkin hizo un uso máximo de los componentes estándar de los instrumentos de producción de aviones soviéticos. A principios de 1945, se había completado el primer prototipo de 10Kh y el motor D-3 había pasado las pruebas oficiales de banco en TslAM. El primer misil de producción salió de la línea de montaje el 5 de febrero de 1945; Diecisiete de los diecinueve misiles fabricados por la planta No 51 fueron autorizados para las pruebas de vuelo, y los dos restantes fueron retenidos por la planta como muestras de patrones.
Tres bombarderos de largo alcance Petlyakov Pe-8 y dos bombarderos de largo alcance Yermolayev Yer-2 fueron equipados con bastidores para transportar y lanzar el misil de 10Kh. El Yer-2 más pequeño y más barato se consideró una mejor alternativa, pero los diésel Charomskiy ACh-30B del primer Yer-2 involucrado sufrieron las altas temperaturas ambientales de Asia Central, donde estaba el rango de prueba, el déficit en la potencia del motor fue tan severo. que el bombardero no podría volar con el misil en su lugar. Finalmente, los motores dejaron de funcionar por completo y, desde entonces, sólo se utilizaron los Pe-8 en las pruebas en ese lugar; el otro Yer-2 se operó en un clima más frío o en la región de Moscú.
A fines de 1944, el desarrollo del motor de impulsos D-3 que propulsaba el 10Kh estaba en la etapa de prototipo y la primera producción de 10Kh estaba lista el 5 de febrero de 1945. Como no se habían construido rampas de lanzamiento, la primera prueba fue una prueba de aire. lanzamiento desde un bombardero pesado Petlyakov Pe-8 el 20 de marzo de 1945, cerca de Tashkent. Para el 25 de julio de 1945, se habían lanzado 66 misiles, de los cuales 44 pasaron a vuelo autónomo, 22 de ellos alcanzaron el objetivo de alcance y 20 mantuvieron el rumbo requerido. Se construyó un lote de 10Kh mejorado (Izdeliye 30) con alas de madera, y se realizaron 73 lanzamientos aéreos más en diciembre de 1948. En 1948 también se probó una variante lanzada desde tierra llamada 10KhN, que utilizaba despegue asistido por cohetes desde una rampa.
El propósito de las primeras pruebas fue determinar la viabilidad de lanzar los misiles de 10Kh desde un avión en vuelo y, a unos 100 metros por debajo del avión, encender el chorro de pulsos, pero solo 6 de los 22 misiles lo hicieron correctamente. La segunda serie de pruebas fue sobre fallas corregidas en los misiles, permitiendo un éxito de 12 de los 22 misiles lanzados. Las pruebas finales se realizaron para determinar la precisión (6 de los 18 misiles lanzados impactaron en el objetivo) y la efectividad (de 4 misiles, 3 detonaron con éxito) de los misiles.
En la primavera de 1945, la planta No.125 de NWP unió fuerzas con otras plantas para iniciar la producción del 10Kh de acuerdo con los documentos de fabricación suministrados por la planta No.51 de Chelomey. Un total de 300 habían sido construido antes de que se detuviera la producción debido al fin de las hostilidades.
Mientras tanto, el Chelomey OKB sacó tres modelos de pulsadores más potentes basados en el D-3; Estos fueron el D-5 clasificado en 420-440 kgp (925-970 Ibst), el D-6 de 600 kgp (1,320-lbst) y el D-7 de 900 kgp (1,980-lbst). 425 kgp (937 lbst) durante pruebas de banco En noviembre de 1945 En 1944, Chelomey había comenzado el trabajo de diseño O el misil alado de 14Kh propulsado por este motor. Se esperaba que el mayor empuje del motor y el fuselaje más aerodinámicamente refinado le dieran a esta arma una velocidad de crucero 130-150 km / h (80-93 mph) más alta en comparación con los 10Kh; El mayor peso del nuevo motor se vio compensado por un ahorro de peso gracias a los cambios en el diseño de las alas (las alas eran más pequeñas y presentaban una forma cónica pronunciada).
En equipo con la planta 456, el taller experimental de Chelorney OKB fabricó un lote de veinte misiles de 14Kh en 1946. Diez de ellos se sometieron a pruebas de vuelo en un rango objetivo entre el 1 y el 29 de julio de 1948, un bombardero Pe-8 actuando como plataforma de lanzamiento. . Seis de estos misiles presentaban alas rectangulares estándar, mientras que los otros cuatro presentaban alas reforzadas de forma trapezoidal: las alas eran de construcción de madera en ambos casos. Las pruebas demostraron que el 14Kh cumplía con las especificaciones; la versión de ala trapezoidal alcanzó una velocidad de 825 km / h (512 mph) o incluso más en un tramo de 100 km (62 millas), superando la cifra objetivo en un 10%. Por otro lado, las alas de madera no eran lo suficientemente fuertes; se experimentaron varias fallas en las alas y la estructura necesitaba ser reforzada antes de que el misil pudiera entrar en servicio.
El D-6 pasó las pruebas oficiales del fabricante en octubre de 1946 con buenos resultados. Dos meses después, mejoró la cifra de empuje especificada en 110 kgp (240 Ibst) cuando se ejecutó en un banco durante las pruebas de aceptación estatales. Esto permitió a la planta número 51 desarrollar un proyectil de misil alado de calibre 7.000 kg (15.430 Ib) propulsado por dos motores D-6 en 1946.
En 1945, el Chelomey OKB había completado el proyecto de desarrollo avanzado del misil alado de 16Kh. Al principio, esto era básicamente el fuselaje del 10Kh acoplado a un motor D-6; más tarde, sin embargo, el proyecto fue revisado significativamente para incluir dos englnes D-3 en pilones inclinados hacia afuera. El bombardero Tu-2 fue elegido como vehículo de reparto.
A principios de 1947, la planta No.51 (Chelomey OKB) recibió la tarea de desarrollar una serie completa de misiles alados, el 16Kh lanzado desde el aire, el 15Kh y el 17Kh navales que se lanzarían desde barcos de superficie, y el 18Kh. Muy pronto, sin embargo, el gobierno tuvo que frenar su apetito, limitando el pedido al misil revisado Priboy (Surf) de 16KhA y al dron objetivo de 10KhM (M = mishen ’- objetivo).
Variantes
10Kh La versión de producción inicial del V-1 con diseño de ingeniería inversa similar, impulsado por un solo Chelomey D-3, Argus As014 de ingeniería inversa. 10Kh Izdeliye 30 Versión mejorada con alas de madera.
10KhN Una versión lanzada desde tierra que usa equipo de despegue asistido por cohetes para impulsar el misil por una rampa de lanzamiento.
14Kh Mayor desarrollo con alas revisadas de varias configuraciones y material estructural, impulsadas por un solo Chelomey D-5.
14KhK1 Una consecuencia del Kh14 impulsado por un solo Chelomey D-6.
15Kh Una versión lanzada desde un barco.
16Kh Misiles experimentales que usan fuselajes Kh10 con motores Chelomey D-6 individuales, luego probados con dos motores Chelomey D-3 montados uno al lado del otro en pilones configurados en V en el fuselaje de popa y aviones de cola extendidos con aletas rectangulares y timones en las puntas del plano de cola.
17Kh Una versión lanzada desde un barco. 18Kh Mayor desarrollo de la serie de misiles de crucero 10Kh.
Bomba deslizante
También se derivó una bomba deslizante sin motor del 10Kh con una cola gemela similar al 16Kh además de una aleta central, así como un tren de aterrizaje desechable.
