AVIONES de la A a la Z

[Manu1946]

AEROSPATIALE (Fouga) CM.170 Magister

Especificaciones técnicas=
Avión reactor biplaza de entrenamiento y ataque ligero
2 turbojets Turboméca Marboré IIA de 400 kgs.
Prestaciones=
Velocidad máxima 715 km por hora a 9150 m.
Velocidad inicial de ascensión 1020 m por minuto. Techo de servicio 11000 m. con una autonomía de 925 km
Peso en vacío equipado 2150 kgs. En despegue con depósitos exteriores 3100 kgs. Máximo en despegue 3200 kgs
Dimensiones=
Envergadura con depósitos en punta de ala 12.5 m. Longitud 10.06 m Altura 2.80 m. Superficie alar 17.30 m²
Armamento=
2 ametralladoras de 7.5 mm ó 7.62 mm en el morro, más cohetes subalares, bombas o misiles Nord AS.11
Usuarios en su época = Argelia, Bangladesh, Camerún, Finlandia, Francia, Irlanda, Israel, Líbano, Libia, Marruecos, Ruanda, El Salvador, Senegal, Togo y Uganda.

Construido por Messerschmitt, bajo licencia, esta unidad, pertenecía a la unidad de exhibición de la Luftwaffe. Año 1962

[Manu1946]

AEROSPATIALE FOUGA 90

Este modelo fué proyectado como un descendiente modernizado del Magister (cuyo fabricante originario, Air Fouga, fué absorbido por Potez, que a su vez fué absorvida por Aerospatiale). Las diferencias principales introducidas en el Fouga 90, han sido motores turbofan de muy bajo consumo de combustible, un fuselaje, medio mucho más ancho para dar cabida al instructor y en una cabina trasera alta con buena visibilidad en todas direcciones, instalaciones muy actualizadas y aviónica completa. El resto de la célula es semejante o idéntico al Magister,
La dificultad principal en el plano nacional, fue que las Fuerzas armadas francesas, no apoyaron el programa, pero anunciaron que seguirian con los Magister hasta el 1985. Por consiguiente el Fouga 90, continuó solamente como un proyecto, siendo abandonado en el año 1980.

La unica variante, fué el Fouga 90A, el cual montaba 2 turbofan Astafan IVG de 790 kgs de empuje, con una velocidad máxima de 700 km por hora a 9145 m. La velocidad ascensional inicial era de 1450 m. por minuto. Techo de servicio 13100 m. y su peso en vacío era de 2550 kgs y el máximo en despegue era de 4500 kgs.

Especificaciones técnicas=
Entrenador básico y de transición y avión de ataque ligero
2 turbofan Turbomecánica Astafan IIG de 690 kgs de empuje
Prestaciones=
Velocidad máxima 640 km por hora. Techo de servicio 12200 m. Autonomía con el máximo de combustible 1850 km
Peso en vacio 2600 kgs, Con carga máxima y sin armas 3500 kgs, Con carga máxima y armas 4200 kgs
Dimensiones=
Envergadura sin tanques de punta de ala 11.96 m. Longitud 10.38 m. Altura 3.08 m. Superficie alar 18.6 m²
Armamento=
4 soportes subalares, el par interior para 250 kgs cada uno y el par exterior para 150 kgs, se incluyen opciones con cañones multiples de 30 mm, misiles guiados por cable AS-11 ó AS-12 o varias bombas, contenedores para cohetes y otras cargas.

[Biel]

Aterrizajes de emergencia en Bilbao por la llegada de la ciclogénesis (25-04-2012)
http://www.youtube.com/watch?v=6BVCFOJkRJc

encontrado en: http://www.meneame.net/story/increibles ... bao-debido

Cordiales saludos Manu, Entrerriano y todos.

[Manu1946]

AEROSPATIALE AS-350 Ecureuil (ardilla)

Helicóptero de uso general, de 6 plazas, igual que el SA-360 Dauphin, proyectado para sustituir al ya antiguo Alouette, pero era tal la perfección de este último, que se continuó fabricando en las versiones SA316B y SA319B. En consecuencia el "Ardilla" debio de considerarse un excelente complemento de la familia Alouette.
Aprovechando la experiencia obtenida con los Alouettes, asi como con el SA360, se centró el esfuerzo de diseño en superar los dos obstáculos principales para un uso comercial más amplio del helicóptero, o sea costes de operación y niveles de ruido. Se necesitaba un nueva combinación rotor-propulsión del rotor-motor a fin de ofrecer costes más bajos de operación y mantenimiento, junto a un reduccion del ruido producido por el rotor. Esto condujo al desarrollo de un rotor principal de 3 palas con cabeza de fibra de vidrio completamente nueva, a la que el Aerospatiale denominó cabeza Starflex. Los goznes de pala del rotor se reemplazaron por articulaciones de rótula sin mantenimiento, unidas a palas de fibra de vidrio con protección de acero inoxidable en los bordes de ataque.
Una transmisión muy simplificada une el rotor principal y el de cola con la planta motriz turboeje que, en el caso de los helicópteros destinados a mercados distintos del norteamericano, consiste en un Turbomécanica Arriel de 641 hp. Se trataba de un nuevo monoturboeje especialmente desarrollado para aplicaciones tales como el Ecureil. Los AS-350 se vendieron en EEUU con el nombre de Astar, y en vez del Arriel montan un turboeje Avco Lycoming LTS101-600A2, de 616 hp , que se desarrolló en los EEUU aproximadamente al mismo tiempo que el Arriel en Francia. El primero en volar, el 27 de junio 1974, fué una versión Astar (F-WVKH), al que siguió el 14 de febrero del 1975, un Ecureuil con motor Arriel (F-WVKI).
A comienzos del 1981, la producción combinada de Astar y Ecureuil, llegó a los 600 ejemplares.

Especificaciones técnicas del AS-350B Ecureuil=
Helicóptero de 6 plazas de uso general
Motor = 1 turboeje Turbomeca Arriel de 641 hp
Prestaciones=
Velocidad máxima de crucero 232 km por hora. Techo de servicio 4875 m.
Peso en vacío 1045 kgs. Máximo en despegue normal 1950 kgs
Dimensiones=
Diámetro rotor principal 10.69 m. Longitud con los rotores girando 13 m. Altura 3.08 m. Area discal del rotor principal 89.75 m²

[Manu1946]

Foto de dos helicópteros ligeros Aerospatiale AS-350B Ecureuil, de la empresa Asahi Helicopter, en el heliopuerto Shibaura, Tokyo.
Este modelo, se uso bastasnte en funciones de aerotaxi.
(foto cedida por Asahi Helicopter)

[Manu1946]

AEROSPATIALE-NORD 262 y FREGATE/MOHAWK 298 (serie)
Max Holste, conocido diseñador de aviones francés desarrollo el diseño de un avion pequeño de transporte para servicios de tercer nivel. Denominado MH-250 con motores radiales Pratt & Whitney y MH-260 con tubohélice Turbomeca Bastan, los prototipos de las dos variantes volaron por primera vez el 20 de mayo del 1959 y el 29 de julio del 1960, respectivamente. La compañía nacionalizada Nord Aviation formó parte en la producción de un lote inicial de MH-260, pero hubo de desarrollar una versión mejorada con cabina presurizada. El primero de los Nord 262, como se denominó al tipo modificado, voló por primera vez el 24 de diciembre del 1962.
De configuracion monoplana de ala alta, el Nord 262 presentaba alas, fuselaje de seccion circular a prueba de fallas y unidad de cola totalmente convencionales. El tren de aterrizaje era del tipo triciclo, con un sola rueda en cada unidad y con el tren principal replegable en el carenado o ambos lados del fuselaje. El motor del Nord 262A estandar consistía en dos turbohelices Turbomeca Bastan VIC montados en las alas, de 1080 hp cada uno. La capacidad estandard era de 26 pasajeros y un máximo de 29, una escotilla delantera movible permitia utilizar el Nord 262 como avión de carga. La denominación Nord 262B se aplicó unicamente a los cuatro primeros aviones de producción, que fueron entregados a Air Inter y entraron en servicio comercial el 24 de julio del 1964.
Luego por la fusión de Nord y la Sud-aviation se creó la Aerospatiale, compañía que produjo un N.262.C mejorado, con motores Bastan VII, más poderosos y nuevas puntas de ala que incrementaron la envergadura en 0.70 m. Se le denominó Fregate y una versión muy similar para uso militar fue conocida como N.262D Fregate o Fregate D. Se produjo aún otra versión con variantes en EEUU, donde Mohawk Air Services proyectó la instalación de turbohélices PT6A-45 de 1180 hp. Pratt&Whitney Aircraft de Canada para reemplazar a los Bastan en los Nord 262A de Allengheny. La última de estas conversiones recibió la denominación de Mohawk 298. Durante esta conversión se aprovechó la oportunidad para actualizar el avión mediante la introduccion de mejoras y nuevo equipamiento.
La produccion total de los N262 fue de 77 de las series A y B (Nord 262) y 33 Fregate. La mayoría de los ejemplares fueron a parar a usuarios civiles, pero el usuario mas importante fueron las Fuerzas aéreas francesas, que adquirieron 24 Fregate, para transporte ligero y misiones de enlace con el Commandament du Transport Aereien Militaire. A finales del 1980 seis de estos aviones, prestaban todavia servicio en ET63 de Toulouse y otros 21 en la ET65 de Villacoublay. La marina compro 21 del N262 que prestaron servicio en el Esc. 2S en Lann Bihouse (4 aviones de enlace) Es 3S en Hieres ( 5 aviones de enlace VIP) el SLD en Dugny Le Bourget ( 4 aviones de enlace) y Esc 55S en Aspretto, Córcega ( 8 aviones de entrenamiento). Otros usuarios oficiales del Fregate fueron la Comunidad del Africa Oriental, los gobiernos de Gabón y Alto Volta, las Fuerzas aéreas congoleñas y la SFA de Francia.

[Manu1946]

Especificaciones técnicas del AEROSPATIALE N.262A

Avión de transporte, líneas de tercer nivel
2 motores turbohélices Turbomeca Bastan VIC de 1080 hp
Prestaciones=
Velocidad máxima 385 km por hora
Velocidad de crucero 375 km por hora
Techo de servicio 7160 m.
Autonomía con 26 pasajeros y sin reserva 1392 km.
Autonomía con combustible máximo sin reserva 2132 km
Peso en vacío 7030 kgs. Máximo en despegue 10600 kgs
Dimensiones=
Envergadura 21.90 m. Longitud 19.28 m. Altura 6.20 m Superficie alar 55 m²
Usuarios =
Air Algerie, Alleghny Commuter Consortium, Altair Airlines, Cimber Air A/S Denmark, Ramsome Airlines, Swift Aire Lines y TAT, entre otros.

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AEROSPATIALE EPSILON

En setiembre del 1978 se dieron los primeros detalles relativos al Aerospatiale TB-30, de entrenamiento, con motor de pistón diseñado en colaboración con el Ejército del aire francés, para satisfacer la nueva necesidad de un avión ligero de entrenamiento, capaz de eliminar alumnos antes de comenzar el entrenamiento básico de vuelo en el reactor Air Fouga-Potez Magister. Igual que en otroas fuerzas aéreas, esta iniciativa era un respuesta a la creciente alza de costes, y el TB-30 posteriormente denominado Epsilon, es un simple y robusto bìplaza en tandem, cuy diseño fué constantemente mejorado por el departamento de aviación de la Aerospatiale, a lo largo de varios años. Sus características son una célula metálica con no menos de 10000 horas de vida útil en la funcion de entrenamiento militar, una cabija semejante a la de un reactor de combate y equipo de entrenamiento de vuelo completo, incluso acrobacia, instrumentos, vuelo nocturno, formación de navegación, maniobras de combate y navegación VFR/IRF.


Especificaciones técnicas=
Avión de entrenamiento primario
Motor Avco Lycoming de 6 cilindros de 300 hp
Prestaciones=
Velocidad máxima 355 km por hora a nivel del mar.
Velocidad ascensional 550 m. minuto . Techo de servicio 6100 m. Autonomía 1300 km.
Peso en vacío 870 kgs. Máximo en despegue 1190 kgs.
Dimensiones=
Envergadura 7.90 m. Longitud 7.60 m. Altura 2.70 m Superficie alar 9 m²

[Manu1946]

AEROSPATIALE CARAVELLE
El primer turborreactor comercial francés, fue el Caravelle, el cual se distinguió tambien por ser el primer turborreactor comercial de corto y medio alcanze y el único con la planta motriz montada en la parte posterior del fuselaje. Una disposición del Ministerio francés de Aviación Civil, del noviembre del 1951, llamaba al desarrollo en Francia de un avión de línea equipado con turbinas y capaz de competir en el mercado internacional con los aviones de esta categoría que estaban volando en Gran Bretaña, y que serían desarrollados en los EEUU.
Se recibieron proyectos de diseño de 6 fabricantes nacionales y finalmente se escogió el de la Sud-Est a quien el secretario de Estado del aire, encargó dos prototipos en enero del 1953; unas semanas despues se elegía el nombre de Caravelle para los nuevos aparatos de línea. La Sud-Est o Societe Nationale de Constructions Aeronautiques du Sud-Est (SNCA-SE) para darle su nombre completo se unió con la Sud-Ouest (SNCASO) el 1º de marzo del 1957 para formar la Sud-Aviatión . Esta ultima compañia se unió luego con la Nord-Aviation y la SEREB para formar, el 1º de enero del 1970, la Societé Nationale Industrielle Aerospatiale.

En su forma inicial el Caravelle que llevó la denominacion de la Sud-Est SE210 había sido proyectado para dar cabida a 52 pasajeros y el primero de los dos prototipos, ambos equipados con motores Rolls-Royce Avon RA26 de 4536 kg. de empuje, voló por primera vez el 27 de mayo del 1955. Sin embargo la serie inicial de produccion del Caravelle I alargó el fuselaje en 1.41 m. para proporcionar acomodo normal a 64 pasajeros, con una distribución de asientos de varias clases.
El Caravelle tenía una configuaración de monoplano de ala baja y estaba integramente construido en metal. El ala en felcha incluye alerones accionables hidraulicamente, flaps con borde de fuga de tipo Fowler y aerofrenos en el extradós y el intradós de las alas, delante de los flaps. La unidad de cola tambien estab equipada con superficies de control, y el empenaje estaba montado sobre la deriva para protegerlo del chorro de las turbinas, instaladas a ambos lados del fuselaje de popa. Este uso pionero de los turborreactores montados en popa, tenía como fin principal asegurar que el ala limpia (libre de interferencias aerodinamicas provocadas por los motores, montajes de motores y barquillas) rindiera su prestación óptima, pero tambien secundariamente, el de reducir el nivel de ruidos en el ambiente de la cabina. En este último aspecto, los pasajeros sentados en la parte delantera eran los más beneficiados y muchos luego al comparar enetre el Caravellle, el Boeing 707 y el Havilland Comet, se refirieron con entusiasmo a la tranquila cabina del Caravelle. El tren de aterrizaje era del tipo triciclo replegable hidraulicamente, con dos ruedas en el morro y un conjunto de cuatro ruedas en cada pata. La planta motriz del Caravelle I (del que se construyeron 19 ejemplares) constaba de dos motores Avcon Ra 29Mk 522, de 4763 kgs de empuje; en cambio el Caravelle IA que le siguió ( y del que se construyeron 13 unidades) tenía motores RA29/1 Mk 526.

[Manu1946]

2ª Parte del AEROSPATIALE CARAVELLE

Luego se construyeron un total de 78 unidades del Caravelle III, cuya diferencia era tener instalados motores RA29/3 Mk 527 de 5307 kgs de empuje. Todos menos uno de los Mk 1 y los 13 Mk IA Caravelle fueron más tarde convertidos en Mk III standard. La producción continuó con el Caravelle VI de los que el VI_N (construidos 53) y el VI-R (construidos 56) tenían las siguientes características diferenciales:
El VI-N tenía dos turborreactores RA 29/6 Mk 531 de 5534 kgs de empuje y el VI-R tenía motores Mk 532R ó Mk535R de 5715 kgs de empuje, que introducian inversores de empuje, para reducir la carrera de aterrizaje. Otras mejoras que se incorporaron en el VI-R fueron la ampliación de las ventanillas de la cabina de pilotaje, a fin de aumentar el campo visual, frenos más poderosos y equipo de deflectores de ala para disminuir la sustentación.
La siguiente versión que voló el 3 de marzo del 1964, fué el Super Caravelle (construidos 22) un desarrollo considerablemente refinado de la familia básica del Caravelle, que introduciía muchas mejoras aerodinámicas. Otros progresos comprendían la instalación de motores turbofan Pratt&Whitney JT8D-7 de 6350 kgs de empuje, el alargamiento en un metro el fuselaje para dar acomodo en clase turista a 104 pasajeros.
El Super Caravelle habia recibido originariamente la denominación de Caravelle 10B, y el modelo fué sucedido por el 10R (construidos 20) el primero de los cuales voló el 8 de enero del 1965. Era basicamente una célula del Caravelle VI, con motores JT8D-7, inversores de empuje en cascada, diseñados por la Sud-Aviation, y una modificacion de la célula para incrementar la capacidad de las bodegas de carga inferiores. Luego la compañía desarrolló el Caravelle 11R. para satisfacer un pedido de aumento de la capacidad de carga en rutas de alcance medio.( contruccion 6 ejemplares).
El útimo Caravelle de producción fué el Mk 12, desarrollado a partir del Super Caravelle, y con un fuselaje alargado en 3.23 m. para dar acomodo a un máximo de 140 pasajeros. Otros cambios, incluían el refuerzo de la estructura, a fin de soportar pesos mayores y la introduccion del turbofan Pratt&Whitney JTD8D-9. El primero voló el 29 de octubre de 1970 y la produccion del Caravelle 12, fué de 12 ejemplares, con los que la producción total alcanzó las 280 unidades, incluidos los prototipos. En el apogeo de su utilización, los Caravelle prestaron servicio en unas 35 compañías.

[Manu1946]

Especificaciones técnicas del CARAVELLE 12

Avión de transporte de alcanze corto y medio
2 turbofan Pratt&Whitney JT8D-9 de 6577 kgs de empuje
Prestaciones=
Velocidad máxima de crucero con carga de 50000 kgs = 825 km por hora
Autonomía, con combustible máximo = 11240 kg de carga útil y sin combustible de reserva 4040 km.
Autonomía con carga útil máxima de 13200 km sin combustible de reserva 3465 km
Peso en vacío 29500 kgs´. Máximo en despegue 58000 kgs
Dimensiones=
Envergadura 34.29 m. Longitud 36.23 m Altura 9.02 m. Superficie alar 146.70 m²

[Manu1946]

AEROSPATIALE SE313B y SA 318C ALOUETTE II (Alondra)
De configuración convencional pero diseño robusto, el Aerospatiale Alouette II fué uno de los primeros helicopteros multiusos y se distinguió en gran variedad de tareas. Está adaptabilidad se vió facillitada por suseguro motor turboeje, de fácil mantenimiento y su trende aterrizaje, que podía ser tanto de ruedas como de patines o flotadores, y que contaba además con un tren de flotacion de emergencia.
En su origen, el Alouette II era un Sud-Est SE 3120 Alouette, helicoptero ligero triplaza diseñado especialmente con fines agrícolas. El primer prototipo SE 3120 voló el 31 de julio del 1952, equipado con un motor Salmson 9NH radial de 200 hp y un año despues establecia un nuevo record internacional de duración para helicopteros en circuito cerrado con 13 h. y 56 min. La célula básica fue entonces enteramente rediseñada para poder adaptarse al turboeje Turboméca Artouste I de 360 hp y el primero de los dos prototipos, denominado SE3130 voló el 12 de marzo del 1955, seguido de tres aparatos de preproduccion en 1956. El 2 de mayo del 1956 se otorgó al Alouette II el certificado francés de autorizacion de vuelo y poco despues empezaron los pedidos del mercado internacional. En el 1957 al fusionarse la Sud-Est con la Sud-Aviation, se cambió la denominación del Alouette II por la de SE 313B, que ya no se cambió tras la adquisición de Sud por la Aerospatiale.
Desde el comienzo el Alouette II demostró tener un excelente diseño, particularmente adaptable a las operaciones a gran altura. Así durante el periodo del 9 al 13 de junio del 1958, un Alouette II, equipado con un motor turboeje Artouste estableció un nuevo record de altura para helicópteros de todo tipo, con 10981 m. y un record de altura de 9583 m. para helicopteros de la categoria de 1750 kgs. Hacia setiembre del 1960 clientes de diversos paises, habian encargado unos 598 helicopteros, y el tipo era montado en los EEUU por la Republic Aircraft y en Suecia por la Saab. Tambien fue el primer aparato francés de cualquier tipo, y el primer helicoptero del mundo, que obtuvo un certificado de vuelo norteamericano.
En mayo del 1957, se anunció una variante del II, con un motor Turbomeca Turmo II de 400 hp, con la denominación SE 3140, pero no llegó a la fase de producción. Más exito tuvo otra variante, equipada con el más economico motor Astazou IIA turboeje y con un embrague centrífugo. El primer prototipo denominado SA3180 volo el 31 de enero del 1960 y despues de duras pruebas, el 18 de febrero del 1964 se le otorgaba una extensión del ceretificado francés de autorización de vuelo. La producción como SA318C comenzó el mismo año y las primeras entregas tuvieron lugar en el 1965. De apariencia y versatilidad similares en general al modelo básico, el SA318C contaba con una velocidad máxima ligeramente superior y mayor autonomía y era capaz de transportar cargas mas pesadas, aunque tenía la desventaja de adaptarse peor a las operaciones a gran altura.
Al éxito del diseño básico del II se vió reflejado en el numero creciente de clientes civiles y militares: hacia el 1º de junio del 1967 se habian encargado un total de casi 1000 aparatos; el 21 de mayo del 1970 el total ascendió a unos 1200 (923 con motores Artouste y 277 con Astazou), este total incluía 450 Alouette II que se habían entregado a las Fuerzas aéreas, al Ejército y a la Marina de Francia.
Hacia la primavera del 1975, cuando la producción de este helicóptero se habia dado definitivamente por finalizada, la cantidad de Alouette II vendidos llegaba a la cantidad de 1300, siendo utilizados, en aquella época, por 126 usuarios, tanto civiles como militares.

Especificaciones técnicas del SE 313B Aluetete II =
Helicóptero ligero multiuso
1 turboeje Turbomeca Artoueste IIC6 de 530 hp, reducido a 360 hp
Prestaciones=
Con peso máximo en despegue
Velocidad máxima a nivel del mar 185 km.
Velocidad máxima de crucero al nivel del mar 165 km
Velociad ascensional al nivel del mar 252 m por minuto. Techo de servicio 2150 m Techo de vuelo estacionario con efecto de suelo 1650 m
Peso en vacio 895 kgs. Máximo en despegue 1600 kgs,
Dimensiones=
Diámetro rotor principal 10.20 m Diámetro del rotor de cola 1.81 m. Longitud (palas de rotor plegadas) 9.70 m. Altura 2.75 m.
Superficie discal del rotor principal 81.75 m²

[Manu1946]

AEROSPATIALE SA 315B Lama
Originariamente proyectado para satisfacer un pedido de las Fuerzas Armadas Indias, en el 1968, y pensado sobre todo para operaciones en condiciones de mucho calor y altitud, el diseño básico del SA 315B Lama combina una célula del Alouette III, incluidos el motor Artouste y el sistema del rotor. El prototipo voló por primera vez el 17 de marzo del 1969, recibiendo el certificado francés de aptitud el 30 de setiembre del 1970 y en julio del 1971 le bautizaron con el nombre de Lama.
Desde el primer momento el SA 315B sobresalió en prestaciones de carga a gran altitud. Durante una serie de vuelos de exhibición en el Himalaya indio, en el 1969, con una tripulación de 2 hombres y 120 kgs de combustible, aterrizó y despego a la mayor altitud jamás registrada, 7500 m. El 21 de junio del 1972 un Lama con un solo piloto establecio un record de altura absoluta para helicópteros, al alcanzar los 12442 m.
Estos logros asi como la reputación de gran fiabilidad conquistada por su parientes cercanos, los Alouette II y III, le aseguraron una buena acogida en el mercado. Ya en el 1971 se firmaron acuerdos sobre licencia de producción por la empresa HAL de Bangalore (India). El primer Lama montado en la India voló el 6 de octubre de 1972, y las entregas comenzaron en diciembre del mismo año. El Lama, fue rebautizado en la India con el nombre de Cheetah.
Semejante a la serie de los Alouette, el Lama podía adaptarse a diferentes funciones, como el transporte ligero de pasajeros o tareas agrícolas, mientras que las variantes militares incluyeron conversiones para enlace, observación, fotografía, rescate aire-mar (capacidad de elevamiento 160 kgs) transporte (carga máxima externa) 1135 kgs, ambulancia (dos camillas y un asistente sanitario) y otras muchas tareas. Un helicóptero muy bueno, para zonas montañosas.
El Lama de produccion puede transportar cargas externas colgantes de más de 1000 kgs a una altura de 2500 m.
En el año 1978, se firmaron acuerdos entre Aerospatiale y Helibras de Brasil, para el montaje de los Lama, lo cual condujo, en una etapa posterior, a una licencia total de producción.
Especificaciones técnicas del Lama
Helicoptero pentaplaza para misiones generales
1 turboeje Turbomeca Artouste IIIB de 970 hp, reducido a 550 hp.
Prestaciones=
Con 2300 kgs.
Velocidad máxima de crucero 120 km por hora.
Velocidad ascensional al nivel del mar 234 m. minuto. Techo de servicio 3000 m.
Techo en vuelo estacionario con efecto de suelo 2950 m.
Techo de vuelo estacionario sin efecto de suelo 1550 m
Peso en vacío 1021 kgs. Máximo en despegue, con carga exterior colgante 2300 kgs
Dimensiones=
Diámetro del rotor principal 11.02 m. Diámetro del rotor de cola 1.91 m.
Longitud del fuselaje 10.26 m Altura 3.09 m. Superficie discal del rotor principal 95.38 m²

[Manu1946]

AEROSPATIALE SA 316B/ SA 319B ALOUETTE III

El Alouette III es un desarrollo ampliado y afortunado del II, con aumento de la capacidad de cabina, equipo mejorado, motor de turbina más potente y mejores prestaciones, en general. El prototipo fué denominado SE3160, voló por primera vez, el 28 de febrero del 1959, y le siguio la primera serie de produccion, conocida como SA316A. En junio del 1960 un Alouette con 7 tripulantes a bordo, mostró su extraordinario rendimiento al aterrizar y despegar a una altura de 4810 m. en el Mont Blanc, Alpes franceses. Cinco meses más tarde el mismo aparato, con 2 tripulantes y 250 kgs de carga util, aterrizo y despego a una altura de 6004 m. del Himalaya. El SA316A fue construido para el mercado interior francés y para la exportación, y en junio del 1962. se firmo un acuerdo de fabricacion con la empresa HAL -India. El primer aparato, montado en la India voló el 11 de junio del 1965.
El 316B, volo por primera vez el 27 de junio del 1968, disponía de tranmisiones reforzadas en el rotor principal y rotor de cola y en general era un poco más ligero, pero podía transportar más carga. Se convirtió en la principal versión de produccion, y desde que se iniciaron las primeras entregas en el 1970, se convirtió en un exito absoluto.
Los prototipos del Alouette III y las dos primeras series de produccion equipadas con turboejes Turbomeca Artouste IIIB, que luego fueron reemplazados por el Artouste IIID en el SA316D, del cual solo se construyo un numero limitado.
La cabina del Alouette era mas cerradaa que la del II y podia dar cabida a 7 personas. Todos los asientos de los pasajeros eran facilmente desmontables a fin de ampliar espacia para carga. Estaba prevista una eslinga exterior para transportar cargas superiores a los 750 kgs y para las tareas de rescate aire/mar, una grua de 175 kgs de capacidad. Lo mismo que la mayoria de helicópteros ligeros de cometidos generales, el Alouette III, tambien podía usarse para la evacuacion de heridos, pues tenia capacidad para transportar dos camillas y dos medicos o asistentes sanitarios, sentados detrás del piloto.

Las experiencias posteriores realizadas con el motor turboeje Astazou, de mayor eficacia desde el punto de vista térmico y más económico, condujeron al SA319B Alouette III Astazou, desarrollo directo del SA316B. El primer prototipo experimental SA319B, voló por primera vez en el 1967, pero su produccion en serie, no comenzó hasta el 1973.
Las variantes del III, tuvieron más exito aún, en el mercado internacional que las de su predecesor y el 1 de abril del 1978, se habían vendido, no menos de 1382 unidades a 190 usuarios civiles y militares de 92 paises. Además de la licencia de produccion a HAL de Bangalore-India (200), se firmaron acuerdos similares con ICA-Brasov en Rumanía (130) y Suiza (60).

[Manu1946]

ALOUETTE III de la Gendarmerie francesa, suspendido sobre el fondo de una montaña.

ESPECIFICACIONES TECNICAS del AEROSPATIALE SA316B ALOUETTE III
Helicópteros para cometidos generales
1 turboeje Turbomeca Artouste IIIB de 870 hp, reducido a 570 hp
Prestaciones=
Version estandard con peso máximo en despegue.
Velocidad máxima al nivel del mar 210 km por hora. Velocidad máxima de crucero al nivel del mar 185 km por hora.
Velocidad ascensional máxima al nivel del mar 260 m por minuto. Techo de servicio 3200 m.
Techo en vuelo estacionario con efecto al suelo 2880 m
Techo en vuelo estacionario sin efecto al suelo 1520 m
Autonomia con combustible máximo al nivel del mar 480 km. Autonomía a altura optima 540 km.
Peso en vacío 1143 kgs Máximo en despegue 2200 kgs.
Dimensiones=
Diámetro del rotor principal 11.02 m Diametro del rotor de cola 1.91 m Longitud total con las palas plegadas 10.03 m Altura 3 m.
Superficie discal del rotor principal 95.38 m²

AEROSPATIALE SA319C ALOUETTE III ASTAZOU
1 turboeje Turbomeca Astazou XIV de 870 hp, reducido a 600 hp
Prestaciones=
Con peso máximo en despegue =
Velocidad máxima al nivel del mar 220 km por hora. Velocidad maxima de crucero al nivel del mar 197 km por hora
Velocidad ascensional máxima a nivel del mar 270 m por minuto.
Techo en vuelo estacionario con efecto de suelo 3100 m. Sin efecto de suelo 1700 m.
Autonomía con 6 pasajeros (despegue al nivel del mar) 605 km
Peso en vacío 1146 kgs Máximo en despegue 2250 kgs
Dimensiones las mismas que el SA319C

[Manu1946]

AEROSPATIALE SA-321 Super Frelon

Derivado del más pequeño Sud-Aviation SA-3.200 Frelon (avispón), helicóptero mediano de transporte, que volo por primera vez el 10 de junio del 1959, el SA-321 Super Frelon, fué diseñado con asistencia técnica de la Sikorsky Aircraft de los EEUU y construido en cooperación con la Fiat de Italia. En consecuencia, la seria SA-321 incluye algunas características típicas de los Sikorsky, tales como el casco hermético para operaciones anfibias, las cámaras de aire de flotación que alojan el tren de aterrizaje principal y un sistema de rotor diseñadod por Sikorsky. El primer prototipo, denominado originariamente SA3210-01 voló el 7 de diciembre del 1962 equipado con tres motores Turbomeca Turmo IIIC2 de 1320 hp, en versión equipada para transporte de tropa. En julio del 1963, este aparato estableció varios records internacionales de helicópteros, entre ellos uno de velocidad de 342 km por hora en un circuito de 3 km. y una velocidad de 340.47 km por hora en un circuito de 15-25 km. El segundo prototipo que voló el 28 de mayo del 1963 era la versión navalizada y presentaba flotadores estabilizadores en los soportes del tren de aterrizaje principal. Siguieron a este cuatro ejemplares de preproducción SA-321 y un encargo de Aeronavale de 17 unidades denominadas SA-321G. Esta versión fue especialmente diseñada para misiones de patrulla maritima-antisubmarino y se convirtió en la primera serie de producción. El prototipo SA.321G voló el 30 de noviembre del 1965 y las entregas de producción comenzaron a principios del 1966. Estos helicópteros montaban un equipo completo de guerra submarina; la sección de cola se pliega y los amortiguadores del tren inferior de tres ruedas pueden bajarse para facilitar su almacenamiento.
La version comercial SA-321F, con cabida para 37 pasajeros voló por primera vez, el 7 de abril del 1967, y fue aprobada para el servicio de pasajeros en junio del 1968, Una versión de transporte utilitario público más rapida y mayor autonomía, el SA321J, se había introducido en el campo comercial, aun antes de esta fecha. Su prototipo voló por primera vez, el 6 de julio del 1967 y el SA321J obtuvo el 20 de octubre del 1967, el certificado francés de vuelo.
El Super Frelon habia atraído el interes de clientes extranjeros aún antes de entrar en servicio en Francia y muy pronto llegaron los primeros pedidos de exportación.
Los Super Frelon, construidos para Israel llevaban la denominación SA-321K y estaban equipados como transportes militares, pero despues de su entrega en el 1967 mostraron a menudo su eficacia en misiosnes de transporte aéreo de tropas de asalto. Los ejemplares de transporte militar suministrados a la Republica de Sudafrica y Libia recibieron la denominación SA-321L. Estos aparatos transportaban una tripulacion de 3 hombres y 27/30 soldados; sus rampas traseras de carga se podían abrir en pleno vuelo.
Las ultimas versiones en produccion y servicio fueron el SA-321Ja, transporte de pasajeros y carga que es una versión más pesada del SA-321J y el SA-321H helicóptero militar universal simplificado sin flotadores estabilizadores, carenado externo ni equipo de descongelamiento. Lo mismo que toda la serie de Super Frelon militares, puede adaptarse el transporte de tropas (27-30 soldados), función de ambulancia (tripulación, 15 camillas y 2 asistentes sanitarios), rescate aéreo en el mar (con previsión para una grua de 275 kgs de capacidad), y transporte de carga (5000 kg de carga interna o externa) pero tambien fue capaz de adaptarse a otras necesidades.

[Manu1946]

VARIANTES DEL SA-321 SUPER FRELON (Avispón)

SA-3200 Frelon
Transporte.
3 turboejes Turmo IIIB, dos tripulantes y 28 soldados. Cola amovible para la carga; el primer prototipo voló el 10 de junio del 1959, estableció la configuración básica del Super Frelon.

SA-3210.01 y 02 Super Frelon
Prototipo para transporte de tropas, efectuó el primer vuelo el 7 de diciembre del 1962 y la version naval (primer vuelo el 28 de mayo del 1963)
montaba 3 motores Turmo IIIC2 de 1320 hp.

SA-321
4 aparatos fabricados de preproducción

SA-321F Super Frelon
Transporte civil de pasajeros con 3 motores Turmo IIIC6 de 1320 hp, diseñado para transportar 34-37 pasajeros en etapas de 175 km a una velocidad de crucero de 230 km por hora, con reserva de combustible pra 20 minutos; primer vuelo del prototipo el 7 de abril de 1967, autrización francesa de vuelo el 27 de junio del 1968

SA-321G Super Frelon
Versin anfibia, con 3 motores Turmo IIIC, con 5 tripulantes, radar panorámico Sylphe en flotadores en largero de soporte de plano fijo. Capacidad máxima 4 torpedos autodirigidos, sonar sumergible, el primer ejemplar voló el 30 de noviembre del 1965, las entregas fueron a partir del 1966, (24 en total)

SA-321H Super Frelon
Versión militar simplificada, para tareas de transporte y ataque. Montaba 3 motores Turmo IIIE6

SA-321J Super Frelon
Transporte utilitario-publico, diseñado para transportar un máximo de 27 pasajeros con equipaje en etapas de 700 km a una velocidad de crucero de 243 km por hora, con reserva de combustible para 20 minutos; el prototipo voló el 6 de junio del 1967, autorización de vuelo el 20 de octubre del 1967

SA-321Ja Super Frelon
Transporte de pasajeros y carga; en general semejante al SA-321J, pero con peso máximo de despegue aumentado a 13000 kgs.
Montaba 3 motores Turmo IIIC. Máximo 27 pasajeros. Autorización de vuelo en diciembre del 1971.

SA-321K
Versión militar de transporte y asalto no anfibia para el ejército de Israel (version militar del SA-321J), con 3 motores Turmo IIIC

SA-321L
Versión militar de transporte, no anfibio, para la Republica de Sudafrica y Libia.

[Manu1946]

ESPECIFICACIONES TECNICAS del AEROSPATIALE SA-321G/H Super Frelon

Helicópteros para trabajos pesados.
Motor para el SA321G, tres turboejes Turbomeca Turmo IIIC de 1550 hp ó tres turboejes Turmo IIIE6, misma potencia, para el SA321H.
Prestaciones=
Con peso máximo de despegue.
Velocidad máxima a nivel del mar 275 km por hora.
Velocidad de crucero al nivel del mar 250 km por hora
Velocidad ascensional máxima a nivel del mar 400 m. por minuto, con un techo de servicio de 3150 m. Techo en vuelo estacionario con efecdto de suelo 2170 m.
Autonomia normal al nivel del mar 820 km, y con carga util, al nivel del mar, 3500 kgs.
Duacion del vuelo, en misiones antisubmarina 4 horas.
Peso en vacio (SA-321G) 6863 kgs. y 6702 kgs el SA-321H. Máximo en despegue, en las dos versiones 13000 kgs
Dimensiones=
Diámetro del rotor 18.90 m. Diametro del rotor de cola 4 m. Longitud del fuselaje 19.40 m.
Altura del SA-321G (palas rotor y cola plegada) 4.94 m. Altura del rotor de cola 6.66 m. Superficie discal del rotor principal 280 = 55 m²

[Manu1946]

AEROSPATIALE SA-330 Puma

A comienzos de la década de los 70, la Sud-Aviation comenzó a desarrollar un helicóptero equipado con 2 turbinas destinado no solo a cumplir las especificaciones del Ejercidto francés para un transporte táctico y logístico para todo tipo de condiciones atmosféricas, sino tambien a su utilización por otras fuerzas armadas. El primero de dos prototipos realizó su vuelo inicial el 15 de abril del 1965, y el acuerdo anglofrances sobre helicópteros, el cual fué firmado el 2 de abril del 1968, convirtió a la Westland Helicopters de Gran Bretaña en copartícipe en la produccion de este aparato. Originariamente proyectado para el servicio en las Fuerzas francesas y en la RAF, (Royal Air Force) esta última solicitó la adaptación del helicóptero para el transporte táctico.
El fuselaje del SA330 Puma, como se denominó a este aparato, es una estructura convencional semimonocoque integramente de metal, con la planta motriz montada externamente, encima del caso del fuselaje y delante del emplazamiento del rotor principal. El rotor es impulsado por medio de una caja principal de transmisión con dos engranajes cilíndricos rectos para adaptar la energía de los 2 motores turboeje a un eje impulsor simple. En el caso de que un motor fallase, el motor restante continúa impulsando el rotor, y en caso de que ambos motores fallen, el rotor principal autogiratorio continúa impulsando los arranques auxiliares del eje del rotor de cola, el alternador, las bombas hidraúlicas y el ventilador. La viga de cola, que lleva un rotor de cola de cinco palas con el eje de giro a estribor y un estabilizador horizontal a babor, es una continuación monocoque del fuselaje de popa. Al comienzo las palas del rotor principal estaban construidas en aleaciones ligeras, pero en lasunidades fabricadas a partir del 1976, las palas estaban compuestas de fibra de vidrio, fibra de carbón y estructura en panal de abeja, con bordes de ataque antiabrasivos de acero inoxidable. El tren de aterrizaje, era del tipo triciclo semireplegable, con dos ruedas en cada pata.

[Manu1946]

Hubo algunos cambios en la planta motriz: los primeros SA-330B para el Ejército y las Fuerzas aéreas francesas y los SA 330E para la RAF estaban equipados con turboejes Turmo IIIC4 con una potencia de 1328 hp en el despegue y las versiones militares para la exportación SA-330H que volaron por primera vez en setiembre del 1968, montaban originariamente motores Turmo IVB de 1400 hp, pero desde finales del 1973, los SA 330H se equiparon con motores Turmo IVC de 1575 hp, que incluían anticongelantes en las tomas de aire del motor. Las primeras versiones civiles SA 330F/G tenían motores Turmo IVA de 1435 hp como el que volo por primera vez el 26 de setiembre del 1969 y los que fueron entregados desde finales de los 70, pero lo mismo que el SA 330H a partir de finales del 1973 el SA 330G se le monto, motores Turmo IVC; motores que se instalaron tambien en los helicópteros SA 330J (civil) y SA 330L (militar) introducidos en el 1976.
El SA 330J, tenia un acomodo par una tripulación normal de dos personas en el compartimento de pilotaje, y la cabina puede llevar 9 ó 12 pasajeros VIP, o bien 20 pasajeros muy apretaditos. Tenía lavabo y compartimento para equipaje en la parte posterior de la cabina. Equipado con aparatos térmicos anti-hielo en las palas del rotor principal y anticongelantes térmicos en el rotor de cola, tomas especiales y radar meteorológico, el SA 330J podía volar en todas las condiciones atmosféricas.