AVIONES de la A a la Z

[Manu1946]

IRWIN Aircraft Co Meteorplane M-T-2 / SP-1

Finalizada la I.G.M. , la empresa construyó una versión mejorada del MT, el MT-2, propulsado por un motor Meteor de 20 hp. El MT-2 de 1926, o SP-1, era de madera contrachapada y se vendía por = 1.165 $.
Según la estimación de Irwin, se vendieron alrededor de 40 aparatos, incluido el N2616, más un número no registrado que se vendió como kits por 350 $, incluidos N579M, N3685 y N7788, menos el motor (el Meteormotor se vendió po 625 $). Uno de los primeros aviones personales pequeños exitosos del mundo.

Tripulación = 1
Motor = Meteormotor Irwin
Potencia = 25 hp
Velocidad máxima = 137 km hora
Velocidad de crucero = 120 km hora
Autonomía = 322 km
Envergadura: 3.55 m
Longitud: 3.04
Carga útil: 386 kg

[Manu1946]

ISHIKAWAJIMA-KKY


En 1932, el Ejército Imperial japonés presentó requisitos para la compañía KK Ishikawajima Hikoki Seisakusho para un nuevo avión - ambulancia ligero pequeño. El diseñador jefe fue Rikishi Endo (Ryokichi Endo). Se tomó como base el avión de entrenamiento de la misma compañía R-5, que se creó sobre la base del avión de transporte ligero británico De Havilland DH-83. Se suponía que el avión se usaría cerca de las líneas del frente para evacuar a los heridos del campo de batalla, por lo que tenía que tener un despegue y una carrera bajos.
Las pruebas de vuelo del nuevo avión KKY comenzaron en 1933. Se trataba de un biplano con cabina cerrada y alas de diferentes envergaduras, equipado con un motor en línea Cirrus Hermes IV de 120 hp. Acomodó al piloto, dos camillas y un asistente. El Ejército aceptó el avión en servicio en 1935, y en 1936 comenzó su producción a pequeña escala, que duró hasta 1939. Una gran cantidad de tales aviones bajo la designación "Aikoku-go" ("Aikoku-go") fueron donados a la Ejército.
Debido a los constantes problemas con el motor Cirrus Hermes, en 1938 apareció la variante KKY-2, con un motor radial japonés Gasuden "Jimpu" de 150 hp. La hélice metálica de 2 palas fue reemplazada por 1 de madera. Además, se aumentó el área del ala superior para reducir el despegue / carrera, que ascendió a solo 250 m.
En 1939, el Ministerio de Ferrocarriles de Japón ordenó 2 aviones modificados, designados KS-1 . El avión estaba equipado con un motor radial Hitachi "Jimpu" 3 de 7 cilindros con una potencia de 150-160 hp. y se diferenció de la serie KKY-2 en el aumento del área de acristalamiento de la cabina y la instalación de equipos fotográficos para fotografía aérea geodésica y cartográfica.
Se construyeron un total de 23 aparatos, de los cuales la mayoría eran KKY-2 y 2 eran KS-1.

Especificaciones técnicas del KKY-1
Tripulación = 1
Motor =1 PD Cirro Hermes IV
Potencia = 120 cv
Velocidad máxima = 182 km hora
Velocidad de crucero = 156 km hora
Autonomía = 620 km
Trepada = 143 m/min
Techo práctico = 4.500 m
Envergadura = 10 m
Longitud = 7.90 m
Altura = 2.38 m
Superficie alar = 22 m²
Peso vacío = 560 kg
Peso máximo en despegue = 977 kg
Carga útil = 2 camillas y 1 asistente

[Manu1946]

ISHIKAWAJIMA-R1

En 1926, Ishikawajima Hikōki Seisakushō (Ishikawajima Aircraft Manufacturing Co., Ltd.), en paralelo con el desarrollo del avión de reconocimiento T-2, encargado por el Ejército, comenzó a desarrollar por iniciativa propia un nuevo avión de entrenamiento, denominado CM- 1. El proyecto fue dirigido por el ingeniero Shiro Oshihara.
En julio de 1927 estaba listo el primer avión. Era un biplano biplaza de madera de un solo pilar, propulsado por un motor Cirrus Mk.I de 80 hp. Ya en la entrada a la construcción, la designación CM-1 (que significaba Cirrus Motor -1) se cambió al oficial R-1 (de la palabra Renshuki - autocar).
A pesar de la clara superioridad sobre el avión de entrenamiento Ki-1 (una copia con licencia del Hanriot HD-14), las características de vuelo del avión no satisfacían a los militares y la producción en serie nunca se inició.

Especificaciones técnicas del R-1
Tripulación = 2
Motor = 1 PD Cirrus Mk.I
Potencia = 80 cv
Velocidad máxima = 121 km hora
Velocidad de crucero = 100 km hora
Duración del vuelo = 2 horas
Envergadura = 9.60 m
Longitud = 7 m
Altura = 2.85 m
Superficie alar = 23.40 m²
Peso vacío = 493 kg
Peso máximo en despegue = 683 kg

[Manu1946]

ISHIKAWAJIMA-R3

Continuando con la serie "R" en 1929, Ishikawajima Hikōki Seisakushō (Ishikawajima Aircraft Manufacturing Co., Ltd.) desarrolló otro avión, denominado R-3 . El diseñador principal del proyecto fue el mismo Shiro Oshihara. Durante el desarrollo de la nueva aeronave, se prestó especial atención a la seguridad de los pilotos, asegurando un alto rendimiento de vuelo a bajos costos operativos.
El primer prototipo del avión se fabricó en septiembre de 1929. Era un biplano monocolumna biplaza de diseño mixto, propulsado por un motor Cirrus Hermes Mk.II de cuatro cilindros y 115 CV.
En 1931, se produjeron cuatro aviones similares más. Las dos primeras copias fueron entregadas al Ejército Imperial como de entrenamiento, pero pronto fueron revendidas a la liga de aviación estudiantil. El tercer ejemplar quedó como auto de prueba en la empresa. El cuarto auto fue comprado por el periódico Asahi Shimbun y el quinto fue comprado por la liga estudiantil por un patrocinador.
El 29 de mayo de 1931, dos estudiantes Kirimura y Kumakawa de la Universidad de Hosei volaron un R-3 (número de registro J-BEPB) desde Tokio vía Moscú, Berlín y Bruselas a Londres, y de allí vía Marsella a Roma, cubriendo un total de 14.210 kilómetros

Descripción técnica.
El bastidor de potencia del fuselaje de la aeronave estaba hecho de tubos de acero soldados y estaba reforzado con tirantes. Al crear el fuselaje, se prestó especial atención al hecho de que las cabinas del piloto y el pasajero tuvieran suficiente espacio, que también es suficiente para las piernas. El bastidor del motor está unido al fuselaje con solo cuatro pernos. El marco estaba hecho de canales de duraluminio, reforzado con una placa de duraluminio curvada instalada debajo del motor y también servía como carenado.
Las alas tenían un conjunto de energía completamente de madera; el revestimiento del borde de ataque estaba hecho de madera contrachapada de tres capas, el resto del revestimiento era de lino. Los largueros tenían forma de caja y estaban hechos de abeto y madera contrachapada de tres capas. El borde de ataque de madera contrachapada en el R.3 difiere de la práctica habitual en este país; el revestimiento de madera contrachapada en la parte inferior del ala se extendía hasta el larguero trasero, mientras que la parte superior del ala tenía un revestimiento de tela.
Otra característica distintiva de la aeronave es el uso de una patente recibida por Ishikawajima Aircraft Co. en su diseño. Los pivotes de alerones articulados están instalados de tal manera que, según la compañía, compensan la guiñada y reducen los movimientos de timón necesarios para vueltas Los alerones son muy ligeros y están hechos de canales de duraluminio. Los bastidores entre alas están hechos de tubos de acero aerodinámicos.
Todas las superficies deflectoras de la unidad de cola tienen un diseño similar a los alerones hechos de canales de duraluminio. Y aunque este diseño es muy ligero y rígido, también está reforzado con puntales de tubo de acero aerodinámico.
El tren de aterrizaje principal, de tipo abierto sin eje transversal, utiliza discos de goma y aceite para absorber los impactos. El patín de cola es orientable y está equipado con discos de goma de compresión y un resorte. El combustible se suministra por gravedad desde dos tanques de aluminio de 63,6 litros, ubicados sobre la sección central del ala.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 2
Motor = 1 PD Cirrus Hermes Mk.II
Potencia = 115 cv
Velocidad máxima = 171 km hora
Velocidad de crucero = 140 km hora
Trepada = 167 m/min
Techo práctico = 6.000 m
Envergadura = 9.80 m
Longitud = 7.50 m
Altura = 2.98 m
Superficie alar = 24.50 m²
Peso vacío = 455 kg
Peso máximo en despegue = 680 kg

[Manu1946]

ISLAND ARV-Super 2

El equipo de diseño de Richard Nobles apuntó a un avión que fuera económico de volar y comprar; tener dos asientos; debe tener un fuselaje totalmente metálico; y estar disponible ya sea ensamblado en fábrica o como un kit simplemente ensamblado.
El motor, diseñado a medida por Mike Hewland, es un motor invertido de tres cilindros en línea, 77 hp, enfriado por agua, pesa 120 libras con un radiador de 14 libras ubicado debajo del fuselaje detrás de la cabina. Presentaba encendido electrónico. La aeronave ha sido aprobada según los requisitos de la Parte 23 de FAR de los Estados Unidos.
El motor quema una mezcla de dos tiempos en una relación de 40-1, aunque las pruebas han proporcionado un rendimiento satisfactorio en un rango de 20-1 a 95-1. El consumo de combustible es de alrededor de tres galones por hora, ya sea una mezcla de avgas o mogas con aceite.
El prototipo, G-OARV, realizó su primer vuelo el 11 de marzo de 1985 y fue seguido en el aire por el segundo avión el 12 de noviembre. El cuarto (004) se entregó en forma de kit a L.Wensley de Lincoln.
El Super 2 se convirtió más tarde en el Opus 280 certificado sueco por ASL Hagfors.
El Super 2 más tarde se convirtió en Island Aircraft ARV-1 Super 2, luego en Aviation Scotland ARV-1 Super2.
Highlander Aircraft Corp ofreció el monoplano de dos asientos Highlander en forma de kit alrededor de 1997.

Especificaciones técnicas del ARV Super 2
Tripulación =
Motor = Hewland AE7
Potencia = 77 hp
Velocidad máxima = 190 km hora
Velocidad de aterrizaje = 88 km hora
Velocidad de crucero = 160 km hora
Trepada inicial = 3 m/s
Autonomía = 680 km
Techo de servicio = 4.000 m
Carga alar = 58,0 kg/sq.m
Superficie alar = 8.6 m²
Envergadura = 8.7 m
Longitud = .,5 m
Altura = 2,3 m
Peso vacío = 306 kg
Peso máximo de despegue = 500 kg
Peso máximo transportado = 194 kg

[Manu1946]

ISSOIRE IA-80 Piranha
Wassmer WA-80 Piranha

Aparato polivalente francés, diseñado y producido por la empresa «Societe Wassmer» en el 1975

El primer avión de desarrollo Wassmer WA-80 Piranha comenzó en 1972 año. Si los proyectos anteriores para construir aviones para la compañía aeronáutica francesa «Societe Wassmer» prevén el uso de un avión en esferas comerciales y privadas, el modelo de avión Wassmer WA-80 Piranha se ha centrado exclusivamente en los propietarios privados.
Debido al hecho de que el avión Wassmer WA-80 Piranha permitió permanecer a bordo de un pequeño número de personas, y no requiere el uso de una planta de energía potente y productiva. Los fabricantes de aviones franceses lograron minimizar el costo del avión, pero, en última instancia, no condujo a un aumento de la demanda y, por lo tanto, la producción del avión Wassmer WA-80 Piranha fue muy limitada en el tiempo, durante todo el período de lanzamiento Wassmer Modelo de avión WA-80 Piranha , los fabricantes de aviones franceses establecieron 25 aviones que realmente recuperaron el proyecto, pero no permitieron promoverlo más.
A pesar de que el avión Wassmer WA-80 Piranha no puede transportar a bordo ninguna carga que se limite en su mayoría a las características de diseño de la aeronave, la aeronave puede usarse, y se usa de manera bastante activa, como un medio de enseñanza y entrenamiento. herramienta que debido a la presencia aquí de controles emparejados.
En la cabina del avión Wassmer WA-80 Piranha puede acomodar hasta dos personas: un piloto y un pasajero, sin embargo, una versión posterior del avión ofrece alojamiento a bordo y el segundo pasajero. Con una mayor popularidad de la aeronave debido a su mayor amplitud. Debido al uso de baja potencia suficiente para propulsar la planta, la aeronave no puede ser utilizada como instalaciones aéreas deportivas, aunque sus reducidas dimensiones y gran maniobrabilidad contribuyen claramente a ello.

Variantes
Wassmer WA-80 Piranha - Versión básica del avión;
Wassmer WA-81 Piranha = una versión mejorada del avión que permite colocar en el tablero hasta tres personas.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 1
Pasajeros = 2
Motor = Rolls-Royce Continental O-200-A;
Potencia = 100 cv
Velocidad máxima (según versión) = 200 km hora
Velocidad de crucero (según versión) = 175 km hora
Autonomía = 700 km
Techo práctico = 4.260 m
Envergadura (según versión) = 9.4 m
Longitud = 7.49 m
Altura = 2.12 m
Peso vacío = 503 kg
Peso máximo al despegue = 809 kg
Carga útil (según versión) 306 kg

[Manu1946]

ISSOIRE APM-20 Lionceau
Moniot APM 20 Lionceau / APM-21 Lion / APM-22 Liondo
Rex Composites APM21 León / APM 21 León


El APM 20 Lionceau comenzó como Moniot APM-20 en 1992, por Les Industries de Composites d'Auvergne Reunites (ICAR).
Diseñado por Philippe Moniot en Rex Composites y certificado en 1999 EASA CS-VLA, el APM 20 Lionceau es un avión con motor Rotax 912 ULS muy ligero (400 kg vacío, 634 kg cargado) y económico de 73,5 kW (98,6 hp) que está diseñado principalmente para ser utilizado para aprender a volar, sino también para viajar con una velocidad de crucero relativamente alta (113 nudos).
Fabricado por el fabricante francés Issoire Aviation, está construido íntegramente con materiales compuestos, especialmente fibras de carbono. El diseño (como Moniot APM-20) fue iniciado en 1992 por Les Industries de Composites d'Auvergne Reunites (ICAR).
El diseño presenta un perfil aerodinámico NACA 63618 de ala baja, relación espesor/cuerda 18 por ciento, diedro 3o, incidencia 2o , torsión 1o . La estructura es fibra de Carbono/epoxi. Los controles de vuelo son convencionales y manuales. Lengüeta elevadora de resorte para ajuste de paso.
Aletas ranuradas operadas eléctricamente hasta aproximadamente dos tercios de luz. Un punto de reabastecimiento de combustible está en el lado de babor del fuselaje.
El tren de aterrizaje es fijo tipo triciclo con polainas; Pata de morro orientable con suspensión de aceite, patas principales de materiales compuestos. Ruedas principales y rueda de morro de 330 mm de diámetro; presión máxima 2,35 bar (34 lb/sq in).
Dos asientos uno al lado del otro están debajo del techo polarizado que se desliza hacia atrás. Controles duales estándar. Maletero en la parte trasera de los asientos. Paso fijo hacia adelante del borde de ataque del ala en cada lado.

El prototipo (F-WWMP) exhibido en el Salón Aeronáutico de París de 1995 antes del primer vuelo el 21 de noviembre de 1995; tercer avión (segundo vuelo) (F-WWXX) exhibido estáticamente en el Salón Aeronáutico de París, junio de 1997, equipado con motor JPX de cuatro cilindros, que no se ofrece en los aviones de producción.
El No.4 (también registrado como F-WWXX) se exhibió en París en junio de 1999 y el No.5 (F-GRRE) en 2001.
Fueron certificados para JAR-VLA el 17 de mayo de 1999 y para JAR-21 en 2000. El primer avión monomotor totalmente de fibra de carbono en obtener la certificación JAR-VLA.
El desarrollo costó alrededor de FFr10 millones. Coste unitario 620.000 FFr, mínimamente equipado o 700.000 FFr con equipamiento estándar (2001). Costo de operación FFr350 por hora (1998).
Volando por primera vez en diciembre de 1995, el Issoire Aviation APM 20 Lionceau está completamente construido con materiales compuestos, especialmente fibras de carbono. La producción corre a cargo de Issoire Aviation.

El APM-22 Liondo fue el prototipo APM-21 F-WWMP equipado con grandes winglets y exhibido en París, del 15 al 22 de junio de 2003, como representante de esta propuesta de UAV, con una autonomía de 24 horas y un MTOW de 556 kg
Una versión de tres asientos, el APM 30 Lion, se presentó en el Salón Aeronáutico de París de 2005.

Especificaciones técnicas del Issoire APM-20 lionceau
Tripulación = 2
Motor = Motor: Rotax 912A
Potencia = 80 cv ( 59,6 kW)
Hélice = Evra AL1 de 2 palas, madera de paso fijo
Velocidad de crucero = 230 km hora
Velocidad de pérdida = 80 km hora
Trepada = 3.4 m/seg.
No pasar nunca de los = 250 km hora
Resistencia = 4–5 horas
Combustible = 68 litros
Envergadura = 8.66 m
Altura = 2.4 m
Longitud = 6.6 m
Superficie alar = 9.5 m²
Peso vacío = 380 kg
Peso máximo al despegue = 620 kg
Perfil aerodinámico = NACA 63-418

[Manu1946]

ISSOIRE-APM-30- Leon
Moniot APM 30 León
Rex Composites APM 30 León

El APM 30 Lion fue diseñado por Philippe Moniot y es la versión de 3 plazas del APM 20 Lionceau. Está fabricado íntegramente en PRFV y es el primer avión fabricado en PRFV y el único avión triplaza que ha sido homologado en la clase VLA. Se instala un Rotax 912s como motor, que junto con el MT-Prop-Twin-Propeller permite una velocidad de crucero de 204 km hora. También está aprobado para NVFR.
La cabina tiene instrumentos de vuelo en el clásico "arreglo de seis paquetes". Una cabina de vidrio está disponible opcionalmente.
El APM 30 Lion, certificado en 2007, es una extensión de la certificación Lionceau utilizando el mismo fuselaje y el mismo ala, cambiando de motor e introduciendo un tercer puesto.
Siguiendo los comentarios de los pilotos, el fabricante llevó a cabo una serie de pruebas requeridas por EASA, que permitieron aumentar el peso máximo de despegue de 736 a 750 kg. Además, se modificaron los controles de vuelo, lo que permitió un mejor manejo de la aeronave.

APM 30 León
Tripulación = 1
Pasajeros = 2
Motor = Rotax 912s
Hélice = MT Prop Twin
Velocidad máxima = 265 km hora
Velocidad de crucero = 204 km hora
Trepada = 244 m / min
Techo de servicio = 4.267 m
Autonomía = 796 km
Combustible = 70 litros
Envergadura = 8,6 m
Longitud = 6.6 m
Altura = 2.4 m
Superficie alar = 9,5 m²
Peso en vacío = 430 kg
Peso máximo al despegue = 750 kg

[Manu1946]

ISSOIRE APM-40 / APM 41 Simba / APM 50 Nala / APM 51 Cheelaar
Moniot APM 40 Simba
Rex Composites APM 40 Simba


Fué diseñado por Philippe Moniot; el prototipo APM 40 Simba 2009 fue construido por Rex Composites.
Es un derivado del APM 20 Lionceau de 2 plazas y del APM 30 Lion de 3 plazas.

El Issoire APM 40 Simba es un avión ligero de 4 asientos fabricado por Issoire Aviation. Está completamente construido con polímeros reforzados con fibra de carbono. El primer vuelo de la aeronave fue el 19 de mayo de 2009 e hizo su debut público en el Salón Aeronáutico de París en junio de 200

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Moniot APM 40 Simba
Rex Composites APM 40 Simba
Issoire APM 40 Simba / APM 41 Simba / APM 50 Nala / APM 51 Cheelaar

IssoireAPM40-01

Diseñado por Philippe Moniot, el prototipo APM 40 Simba 2009 fue construido por Rex Composites. Es un derivado del APM 20 Lionceau de 2 plazas y del APM 30 Lion de 3 plazas.

El Issoire APM 40 Simba es un avión ligero de cuatro asientos fabricado por Issoire Aviation. Está completamente construido con polímeros reforzados con fibra de carbono. El primer vuelo de la aeronave fue el 19 de mayo de 2009 e hizo su debut público en el Salón Aeronáutico de París en junio de 2009.

El APM 41 Simba 2017 es el APM 40 renovado con un Rotax 915iS de 140 hp.
El APM 50 Nala es un derivado acrobático del APM 41.
El APM 51 Cheelaar es un derivado de APM 41 multipropósito destinado a vigilancia, entrenamiento, etc.

Especificaciones del APM-40
Tripulación = 1
Pasajeros = 3
Motor = Teledyne Continental Motors IO-240F
Potencia = 125 hp (93 kW)
Velocidad de crucero = 220 km hora
Autonomía = 700 km
Envergadura = .66 m
Longitud = 7.7 m
Peso vacío = 490 kg
Peso máximo al despegue = 1000 kg



APM 41 Simba
Motor = Rotax 915i
Potencia = 140 cv
Envergadura = 8,66 m

APM 50 Nala
APM 51 Cheelaar

[Manu1946]

ISSOUDUN H-23

La American Issoudun Aircraft Corp. diseñó el H-23, un hidroavión bimotor anfibio de ala alta en 1930, propulsado por dos motores Warner Scarab de 90 hp, era un avión muy poco conocido, pero no se supo nada de esta empresa después o antes de ese diseño.
El Issoudun H-23 disponía de 4 asientos, totalmente metálico (aparte de las alas cubiertas de tela y las superficies de control) diseñado por AC Hamilton. Su foto del Issoudun H-23 aparece en American Flying Boats and Amphibious Aircraft: An Illustrated History de ER Johnson y Michigan Aircraft Manufacturers de Robert F. Pauley:
https://books.google.ca/books?id=H35Yzd ... ft&f=false

El fundador de Issoudun fue Thomas George Lamphier, Sr., un graduado de West Point, veterano de la Primera Guerra Mundial y comandante de USAAC que sirvió en Michigan hasta fines de la década de 1920. Mientras estuvo en el Air Corps, Lamphier realizó varios vuelos récord. El 1 de noviembre de 1925, voló desde Selfridge Field a la ciudad de Nueva York en 3 horas y 20 minutos. Anteriormente, en 1923, el Capitán Lamphier había dirigido un vuelo de 6 aviones desde San Antonio, TX, a San Juan, Puerto Rico. Después de conocer a Charles Lindbergh (en 1927), Lamphier dejó el Air Corps para convertirse en miembro del Comité Técnico de TAT (Transcontinental Air Transport) en 1929 junto con Lindbergh.

Issoudun se formó en marzo de 1930, pero hay algunas discrepancias en la narración. La firma se llama Issoudun Aircraft Corp. por Aerofiles. Pero, en Michigan Aircraft Manufacturers,
Pauley lo llama Issoudun Aircraft Manufacturing Corporation. Un boletín de la industria contemporánea ( Automotive Industries ) se refiere a ella como Issoudun Aircraft Co. Cualquiera puede adivinar cuál de estos nombres es el correcto.


Los motores fueron otro problema. Los aerofiles dicen 2 radiales Warner Scarab de 90 hp, pero esa salida sugiere el Warner Scarab Junior de 5 cilindros . Johnson dice 2 x 125 hp Warner Scarab s que parece una mejor combinación para la foto (que muestra claramente motores de 7 cilindros).
Pauley dice que la fábrica de Northville, MI, es la antigua ubicación de Cadillac Aircraft Corp., pero el artículo del boletín se refiere a ella como una antigua fábrica de Stinson. Eran ambos (Cadillac se hizo cargo de las instalaciones de Stinson en 1929).
Supongo que Lamphier nombró a su empresa de 1930 en honor al aeródromo de entrenamiento estadounidense de la Primera Guerra Mundial en Issoudun, Francia. Por cierto, el capitán Thomas G. Lamphier Jr. era un piloto de P-38 que originalmente recibió un crédito compartido por derribar el avión del almirante Yamamoto. Más tarde se convirtió en vicepresidente de Convair.

[Manu1946]

IST XL14 Maya

A principios de la década de 1950 en la República de Filipinas, el Instituto de Ciencia y Tecnología (IST, anteriormente conocido como Oficina de Ciencias) diseñó al menos tres prototipos diferentes, tanto para investigar el alcance del diseño y la producción de aeronaves locales como para examinar la uso de materiales autóctonos en su construcción. Uno de esos materiales de interés fue Wobex (experimental de bambú tejido), un bambú tejido reforzado.

Diseñado por Antonio J. de Leon, el XL-14 Maya (hasta 1995 el maya era el ave nacional de Filipinas) fue el primero de esta serie de prototipos. Era un monoplano monomotor de ala alta de diseño estándar excepto por su cola gemela. El ala tenía una cuerda constante y estaba construida alrededor de dos largueros sólidos paralelos y costillas de madera. Los bordes de ataque se cubrieron y reforzaron con Wobex y el resto del ala se cubrió con tela. La sección central era integral con la parte superior de la cabina y las alas exteriores estaban reforzadas a cada lado con puntales en V desde los largueros de las alas hasta la parte inferior del fuselaje. Se instalaron alerones y flaps ranurados. Tenía un plano de cola reforzado con puntales, colocado ligeramente por encima de la parte superior del fuselaje en un pilón corto. El plano de cola llevaba aletas y timones casi rectangulares. La estructura de la cola era de madera con cubierta de tela.

A principios de la década de 1950 en la República de Filipinas, el Instituto de Ciencia y Tecnología (IST, anteriormente conocido como Oficina de Ciencias) diseñó al menos tres prototipos diferentes, tanto para investigar el alcance del diseño y la producción de aeronaves locales como para examinar la uso de materiales autóctonos en su construcción. Uno de esos materiales de interés fue Wobex (experimental de bambú tejido), un bambú tejido reforzado.

Diseñado por Antonio J. de Leon, el XL-14 Maya (hasta 1995 el maya era el ave nacional de Filipinas) fue el primero de esta serie de prototipos. Era un monoplano monomotor de ala alta de diseño estándar excepto por su cola gemela. El ala tenía una cuerda constante y estaba construida alrededor de dos largueros sólidos paralelos y costillas de madera. Los bordes de ataque se cubrieron y reforzaron con Wobex y el resto del ala se cubrió con tela. La sección central era integral con la parte superior de la cabina y las alas exteriores estaban reforzadas a cada lado con puntales en V desde los largueros de las alas hasta la parte inferior del fuselaje. Se instalaron alerones y flaps ranurados. Tenía un plano de cola reforzado con puntales, colocado ligeramente por encima de la parte superior del fuselaje en un pilón corto. El plano de cola llevaba aletas y timones casi rectangulares. La estructura de la cola era de madera con cubierta de tela.

El Maya, que llevaba en las aletas la matrícula de categoría experimental PI-X-104, tenía un fuselaje semimonocasco con largueros de madera y revestimiento de esteras Wobex. La cabina se encontraba por encima de la línea trasera del fuselaje, encerrando asientos uno al lado del otro con un tercer asiento ocasional o espacio para equipaje detrás. Al frente, un motor plano de cuatro cilindros Lycoming de 75 kW (100 hp), con las culatas expuestas, impulsaba una hélice de dos palas. Tenía un tren de aterrizaje convencional, con cada rueda principal montada sobre puntales en V y semiejes articulados a la parte inferior central del fuselaje a través de amortiguadores de goma. La rueda de cola fija era orientable.
Se desconoce la fecha del primer vuelo del Maya, aunque el avión se completó en mayo de 1955 y un diseño posterior, el XL-15 Tagak, estaba siendo probado en vuelo en octubre de 1954. Solo se construyó un Maya, aunque se describió como siendo Apto para uso agrícola y para trabajos de utilidad y observación, su función fue siempre como material de construcción de aeronaves experimentales.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 1
Pasajeros = 2
Motor = 1 × Lycoming O-235-2
Potencia = 100 hp (75 kW)
Hélice = madera de 2 palas, paso fijo
Velocidad máxima = 184 km hora
Velocidad de crucero = 150 km hora
Autonomía = 480 km
Techo de servicio = 3.820 m
Trepada = 3.6 m/seg.
Combustible = 68 litros
Envergadura = 10.24 m
Longitud = 6.30 m
Altura = 2.40 m
Superficie alar = 16 m²
Peso vacío = 510 kg
Peso bruto = 780 kg

[Manu1946]

IST/PAF ARDA XL-17 Musang

A mediados de la década de 1950, el Instituto Filipino de Ciencia y Tecnología (IST) diseñó aviones para explorar las posibilidades de producción local de aviones a partir de materiales autóctonos. El monoplano L-17 de un solo motor, tren de aterrizaje triciclo y ala baja fue uno de ellos.
Diseñado por Antonio J. de León, su ala era una estructura de madera de una sola pieza con 5° de diedro y planta recta troncocónica. Estaba cubierto de madera contrachapada y tenía flaps divididos en el interior de los alerones. La unidad de cola en voladizo se construyó de manera similar con las superficies horizontales cónicas rectas en la parte superior del fuselaje de popa extrema; el elevador de una sola pieza llevaba una lengüeta de ajuste descentrada. La cola vertical era alta y de bordes rectos; la parte inferior del timón equilibrado de la bocina estaba sobre el elevador y justo detrás de su bisagra, con un pequeño corte para permitir la desviación del elevador.
El fuselaje del L-17 era un semi-monocasco de madera con revestimiento de madera contrachapada, la cabina tenía dos asientos uno al lado del otro bajo un dosel de una sola pieza. Un motor de cuatro cilindros Lycoming O-235 de 108 hp (80 kW) impulsaba una hélice de dos palas. El tren de aterrizaje fijo del triciclo tenía patas oleo inclinadas hacia atrás montadas en las alas, dando una pista de 2,40 m (7 pies 10 pulgadas).
El primer vuelo del L-17 estaba previsto para mayo de 1956.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 2
Motor = 1 × Lycoming O-235
Potencia = 108 hp ( 81 kW)
Hélice = 2 palas, de paso fijo, de madera
Velocidad máxima = 210 km hora
Velocidad de crucero = 175 km hora
Velocidad de ascenso = 3,8 m/s
Combustible = 68 litros
Envergadura = 9,60 m
Altura = 3.20 m
Longitud = 7.20 m
Superficie alar = 13.40 m²
Perfil aerodinámico = US 35B en la raíz, punta NACA 23012
Peso vacío = 510 kg
Peso bruto = 735 kg

[Manu1946]

IST XL15 Tagak

A principios de la década de 1950, el Instituto Filipino de Ciencia y Tecnología (IST-Institute of Science and Technology, antes conocido como Bureau of Science) creó tres proyectos para aviones ligeros multipropósito.

El segundo proyecto fue el XL-15 Tagak (cisne). Era un fuselaje semi-monocasco de ala alta de cuatro asientos propulsado por un motor de seis cilindros Lycoming O-425A de 185 hp. Para el fuselaje y las alas, por primera vez, se utilizó material Wobex, hecho de fibras de bambú tejidas.
La cabina podía acomodar hasta cuatro pasajeros o dos camillas con heridos y una escolta. El XL-15 podría usarse como un avión ligero de transporte, observación o recuperación para la Fuerza Aérea de Filipinas.
Las pruebas de vuelo del Tagak comenzaron en octubre de 1954. En 1956 se habían realizado algunas pequeñas modificaciones: se aumentó el área del timón y se agregó un amortiguador de oscilación a la pata de la rueda de morro.
El primer vuelo de la aeronave tuvo lugar en octubre de 1954
Solamente se construyó un ejemplar.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 1
Pasajeros = 4 ó dos camillas con heridos
Motor = 1 PD Lycoming O -425A
Potencia = 185 cv (138 kW)
Hélices = 2 palas, paso fijo
Velocidad máxima = 200 km hora
Velocidad de crucero = 158 km hora
Autonomía = 675 km
Tasa de ascenso = 180 m/min
Techo de servicio = 4.000 m
Perfil aerodinámico = NACA 23012 (sección interior), sección exterior USA 35B
Envergadura = 12 m
Longitud = 9.15 m
Altura = 2.80 m
Superficie alar = 20.30 m²
Peso vacío = 780 kg
Peso máximo en despegue = 1.250 kg

[Manu1946]

UEC Saturn
Rusia

D-30KU/KP

Características
Empuje = 100 - 200 kN
Aplicaciones = para avión de línea


DESCRIPCIÓN
D-30KU/KP: familia de motores turbofán para aviones comerciales de línea y de carga/transporte.

UEC-Saturn es una empresa básica para la producción y MRO de los motores D-30KU/KP, disfrutando del derecho del diseñador de los motores D-30KU/KP.

- Compresor de baja presión de 3 etapas

- Compresor de alta presión de 11 etapas

- cámara de combustión canular (12 tubos de llama)

- Turbina de alta presión de 2 etapas

- Turbina de baja presión de 4 etapas

Ventajas

Alta fiabilidad: más de 60 millones de horas de vuelo en funcionamiento; más de 8000 motores entregados, unos 2000 motores en funcionamiento en todo el mundo.

Para mejorar continuamente las características operativas del D-30KU/KP, se realizan actualizaciones:

- para mejorar las prestaciones ecológicas

- mejorar la fiabilidad en vuelo

- aumentar la vida útil de los motores

Aplicación
- D-30KP y D-30KP-2 para la familia de aviones de carga/transporte Ilyushin-76/78

- D-30KU y D-30KU-2 para los aviones comerciales de largo y medio alcance Ilyushin-62M

- D-30KU-154 para aviones comerciales de medio alcance Tupolev-154M

[Manu1946]

Itoh Chu Koku Seibi N-62 Eaglet

Itoh Chu Koku Seibi Kabushiki Kaisha ayudó en el desarrollo y producción del N-62 Eaglet de cuatro plazas diseñado en la Universidad de Nihon.
Totalmente de metal con tren de aterrizaje fijo, el N-62 se vendió por 16.166 $ con radio VHF en Japón en 1964.

Plazas = 4
Motor = Lycoming
Potencia = 160 cv
Velocidad de crucero = 200 km hora
Envergadura = 10.8 m
MTOW = 903 kg

[Manu1946]

ITOH NAKAJIMA T6 // B5N

Descripción técnica. Fabricado por "Nakajima Hikoki Kabushiki Kaisha" en Ota (prefectura de Gumma), Japón.

Ala = El ala de dos vigas tenía un dispositivo de plegado manual, la consola derecha se plegó primero, desde el punto de "plegar" el ala hacia arriba, de modo que quedó debajo de la izquierda en la parte superior de la cabina y fue apoyada por puntales auxiliares en el fuselaje Los flaps ranurados se colocaron hasta los nodos de plegado de las alas, y los alerones del tipo Frise con revestimiento de lino se ubicaron fuera de ellos. Los tanques de combustible incorporados, utilizando el revestimiento del ala superior e inferior, se colocaron entre los largueros principal y trasero de la sección central y se sujetaron con soportes a lo largo de los bordes.

Chasis = Los puntales principales retráctiles hidráulicamente estaban montados en el larguero delantero. Cada puntal tenía un amortiguador de aceite y estaba reforzado por un puntal de flexión delante de él. En la posición retraída, las ruedas no se cerraban. La rueda de cola no era retráctil y estaba fundida. Un gancho de aterrizaje stinger retráctil estaba montado delante de la rueda de cola.

Fuselaje = Semi-monocasco de metal con soporte de motor tubular. De los tres miembros de la tripulación, solo uno estaba sentado mirando hacia la cola. Un par de pequeñas puertas en el piso del segundo miembro de la tripulación se abrían a través de la superficie inferior de la raíz del ala izquierda para visual apuntando durante el bombardeo. lado del fuselaje para el lanzamiento de una antena remolcada, y más tarde los aviones fueron equipados con una antena estirada desde un estante en la parte superior de la cabina hasta la parte superior de la quilla.
Los aviones de dirección tenían un conjunto de metal con cubierta de tela y las lengüetas de ajuste estaban disponibles en los timones horizontales y verticales.
https://www.youtube.com/watch?v=V1euFCW_ZIg
El Nakajima B5N Kate


Especificaciones técnicas del B5N2
Tripulación = 3
Motor = 1 PD Nakajima NK1B Sakae-11
Potencia = 1.000 cv
Velocidad máxima = 378 km hora
Velocidad de crucero = 255 km hora
Autonomía = 1.990 km
Trepada = 395 m/min
Techo práctico = 8.620 m
Envergadura = 15.50 m
Longitud = 10.20 m
Altura = 3.70 M
Superficie alar = 37.70 m²
Peso vacío = 2.279 kg
Peso en despegue normal = 3.800 kg

Armamento
1 amet. del tipo 92 de 7,7 mm en la cabina trasera, generalmente retraída en el fuselaje.
Los soportes reemplazables para "cargas bélicas lanzables y dañinas" y torpedos podían transportar = 6 x 60 kg, bombas de 3 x 250 kg o un torpedo de 800 kg El torpedo estaba suspendido a la derecha del eje longitudinal del fuselaje.
https://www.youtube.com/watch?v=xqA4l-mt_ts
Torpedo Bombing

[Manu1946]

Industria Valtion Lentokonetehdas
I.VL A-22
Hansa-Brandenburg W.33

Pedido en abril de 1918, el W.33 fue básicamente un desarrollo más grande y poderoso del W.29 y, aumentando el hidroavión de combate más pequeño, entró en servicio desde las estaciones aéreas del Mar del Norte durante los últimos meses de la I G.M.

El W.33 estaba propulsado por un motor refrigerado por agua de seis cilindros en línea Mb IVa de 260 hp y el armamento normalmente comprendía 2 amet. LMG 08/15 de 7,62 mm que disparaban hacia adelante y una Parabellum en la cabina trasera. Un avión fue equipado experimentalmente con un cañ. Becker de 20 mm en la cabina trasera, y varios aviones fueron equipados con radio y se les quitó uno de las LMG.
Al menos seis de un pedido inicial de 26 aparatos W.33 se habían incluido en el inventario de la Armada alemana cuando terminaron las hostilidades, pero la Norwegian Naval Flying Boat Factory construyó 30 bajo licencia y la Norwegian Army Aircraft Factory construyó otros 11.
La Fábrica de Aeronaves de la Fuerza Aérea de Finlandia ensambló dos W.33 como aviones modelo en 1922 y fabricó con licencia otros 120 durante 1923-26. Dos fueron vendidos a Letonia. Los aviones de fabricación finlandesa estaban propulsados ​​por motores Fiat A-12bis de 300 hp.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 2
Motor = Maybach Mb.IV
Potencia = 183 kW
Velocidad máxima = 173 km hora
Techo de servicio = 5.000 m
Envergadura: 15,85 m (52 ​​pies)
Longitud = 11.10 m
Altura = 3.37 m
Superficie alar = 44 m²
Peso vacío = 1.420 kg
Peso máximo al despegue = 2050 kg

[Manu1946]

I.VL C24

A principios de la década de 1920, el mando de la Fuerza Aérea de Finlandia intentó negociar con la empresa alemana Siemens-Schuckert sobre la producción bajo licencia de cazas SSW D.VI, pero las prohibiciones aliadas de la posguerra impidieron estos planes. Después de eso, se decidió comenzar a desarrollar sus propios cazas. En 1923, se adjudicó un contrato de desarrollo de prototipo a Ilmailuvoimien lentokonetehdas (IVL, que más tarde se convirtió en VL - Valtion lentokonetehdas).

El desarrollo del caza estuvo a cargo del ingeniero Kurt Berger. El proyecto, denominado IVL C.24 , era un avión monoplaza de ala alta reforzado con puntales equipado con un motor radial alemán Siemens-Halske Sh.IIIA con una potencia de 160 hp. (119 kilovatios). Especialmente para esto, se compró uno de esos motores en Copenhague.
En la primavera de 1924 se completó el prototipo y el 16 de agosto el C.24, número de cola 8F.4, realizó su vuelo inaugural. Durante las pruebas, la aeronave demostró buenas características de vuelo, pero no fue lo suficientemente maniobrable. Además, había problemas constantes con el motor.
La única copia del caza se devolvió a la fábrica de IVL, donde se utilizó en el programa de desarrollo de una versión mejorada del C.25. Posteriormente, fue desmantelado y almacenado en el hangar de la planta.
A principios de la década de 1980, el C.24 fue recogido y donado al museo Hallinportin ilmailumuseo. Pero resultó que, por error, el ala del C.25 estaba unida al C.24. Una vez finalizado, el aparato se mostró por primera vez hasta 2006 en el Museo Sotamuseon Maneesi y luego se entregó al Museo Central de Aviación de Finlandia.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 1
Motor = 1 PD Siemens Halske Sh.IIIA
Potencia = 160 cv
Velocidad máxima = 200 km hora
Velocidad de crucero = 175 km hora
Envergadura = 9.50 m
Longitud = 7.14 m
Altura = 2.93 m
Superficie alar = 19 m²
Peso vacío = 659 kg
Peso máximo en despegue = 870 kg

Armamento
no planeado.

[Manu1946]

IVL CIV-25

Fue un avión de combate monoplaza de un solo motor diseñado y fabricado por la fábrica de aviones de la Fuerza Aérea de Finlandia.
El C.25 se desarrolló sobre la base de su predecesor IVL C.24. Aunque el aspecto de las máquinas era bastante similar, tenían pocas otras similitudes además del motor y el diseñador. Al igual que su predecesor, solo se produjo un prototipo del tipo de máquina después de que un motor defectuoso arruinara una construcción doméstica prometedora.
Al igual que el C.24, el C.25 era principalmente de madera, pero un poco más elegante que su predecesor. Además, se utilizaron perfiles delgados de metal en lugar de madera en la cola. El ala del C.25 también usó el perfil general del ala de Eiffel en las construcciones posteriores de Berger, y las alas de la máquina también estaban sostenidas, a diferencia del predecesor, por dos soportes en N en el exterior y una delgada viga de madera en el medio. Se colocaron tanques con 84 kilogramos de combustible, como el C.24, entre la cabina y el conjunto del motor. Al final del marco frontal había una rejilla de metal que se usaba para montar el motor de estrella giratorio.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 1
Motor = Siemens & Halske Sh.IIIA -motor estrella de 11 cilindros.
Potencia = 160 hp (119 kW)
Velocidad máxima = 210 km hora
Hélice = 4 palas, paso fijo
Envergadura = 9.5 m
Longitud = 6.9 m
Superficie alar = 9.5 m²
Peso máximo al despegue = 843 kg

[Manu1946]

JABIRU J200 y J400

El modelo J200 tenía un ala de nuevo estilo. El perfil sigue siendo el mismo que el ala corta pero con una estructura interna modificada. Atrás quedó el núcleo de espuma y dos tanques de combustible de 50 litros ocupan el espacio. La nueva ala no es una actualización de los modelos Jabiru existentes, ya que los puntos de conexión son bastante diferentes. Sin embargo, se está considerando un combustible opcional en el perfil aerodinámico del ala para el avión anterior.
El modelo J400 de cuatro asientos es básicamente el mismo que el J200 con dos asientos en la parte trasera de la cabina y motor Jabiru 330 de 120 hp.

Especificaciones técnicas del J200
Tripulación = 2
Motor = Jabiru 3300
Potencia = 120 hp
Velocidad de crucero = 222 km hora
Velocidad de pérdida = 88.51 km hora
Autonomía = 520 km
Combustible = 36 USG
Velocidad de ascenso = 1000 fpm
Distancia de despegue = 290 m
Distancia de aterrizaje = 198 m
Ancho de la cabina = 1.20 m
Altura de la cabina = .0.90 m
Resistencia = 4.4 h.
Consumo de combustible en velocidad de crucero = 23 1 litros hora
Longitud: 21,5 pies / 6550 mm
Envergadura = 8.1 m
Altura = 2.2 m
Superficie alar = 8.08 m²
Peso en vacío = 310 kg
Peso bruto = 700 kg
Carga útil = 390 kg