AVIONES de la A a la Z

[Manu1946]

RWD

RWD-4

Este modelo era un avión deportivo ligero desarrollado por los ingenieros Stanisław Rogalski, Stanisław Wigura y Jerzy Drzewiecki. Al desarrollar la aeronave, se tomó como base la aeronave ligera RWD-2. El avión fue construido por orden del departamento de aviación para participar en las competiciones del Desafío de 1930. En total, se fabricaron 3 unidades.
El primero despegó en la primavera de 1930. Después de participar en la competición.
Se construyeron 6 aviones más para los clubes de vuelo polacos. El último avión fue dado de baja en 1936.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 2
Motor = 1 PD Cirrus Hermes
Potencia = 115 hp
Velocidad máxima = 180 kms hora
Velocidad de crucero = 152 kms hora
Autonomía = 800 kms
Techo práctico = 5.000 m
Envergadura = 10.50 m
Longitud = 7 m
Altura = 2.26 m
Superficie alar = 3 p.m.
Peso en vacío = 398 kgs
Peso máximo en despegue = 700 kgs

[Manu1946]

RWD

RWD-23

En 1937, comenzó la producción del avión de entrenamiento RWD-8. Sin embargo, el tiempo transcurría inexorablemente y casi de inmediato se comenzó a trabajar en un nuevo avión de entrenamiento: era hora de los monoplanos. El nuevo proyecto recibió la designación RWD-23 .

El prototipo registrado SP-BPO voló en diciembre de 1938 pilotado por el mismo Eugeniusz Przysieckie. En la primavera y el verano de 1939, se realizaron pruebas de vuelo, después de lo cual se inició la construcción del segundo prototipo RWD-23. Justo antes del comienzo de la guerra, se ordenó un lote de 10 aparatos.
En los primeros días de septiembre de 1939, un prototipo ubicado en territorio ITL fue destruido durante un bombardeo. El segundo prototipo no fue construido antes de la guerra.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 2
Motor = 1 PD Walter Mikron II
Potencia = 60 hp
Velocidad máxima = 171 kms hora
Velocidad de crucero = 150 kms hora
Autonomía = 450 kms
Techo = 3.500 m
Envergadura = 11.10 m
Longitud = 8 m
Superficie alar = 16 m²
Peso en vacío = 325 kgs
Peso máximo en despegue = 550 kgs

[Manu1946]

DELFIN-DYBOVSKIY

El piloto militar, teniente Viktor Vladimirovich Dybovsky, conocido por sus excelentes vuelos en 1912-1913, junto con su hermano Vyacheslav construyeron en 1913 en la Fabrica de Motor en la ciudad de Riga, un monoplano muy original, que en algunos aspectos estaba adelantado a su tiempo por al menos 10- 15 años. Se llamaba de manera diferente = " Dolphin " o "Flying Fish", "Dybovsky".

Era un avión que se adelantó a su tiempo en diseño aerodinámico y tecnología. La baja resistencia del avión se logró mediante formas aerodinámicas "lamidas", seleccionadas en base a las recomendaciones de N.E. Zhukovsky, la unión del motor, la piel suave y rígida del fuselaje redondo en la sección transversal y los carenados del tren de aterrizaje y la muleta principal. El uso de chapa para pegar el fuselaje permitió obtener transiciones suaves y también reducir el arrastre del avión. Incluso los radios de las ruedas estaban cubiertos con finas láminas de madera contrachapada. Una cultura aerodinámica tan alta del avión era característica solo de los monoplanos de alta velocidad de principios de los años 30. Durante mucho tiempo, Dolphin Dybowski fue un modelo a seguir para muchos diseñadores nacionales y extranjeros.

El eje del chasis con sus monturas fue tomado de un avión Newport IV, pero las ruedas eran mucho más grandes en diámetro y sus radios estaban cubiertos con madera contrachapada delgada. El ala tenía un barrido inverso con una urdimbre. Las palas de la hélice fueron empujadas hacia adelante.
El motor era un Kalep de 80 cv, y estaba cerrado por una capucha común con el fuselaje del contorno aerodinámico con ranuras en el frente. La aerodinámica de la aeronave era mejor que muchas otras aeronaves, pero el diseño resultó ser pesado. Sin embargo, este avión ganador de forma e interesante no pudo pasar por todo el programa de la 3a carrera de aviones militares. Los problemas en la operación del motor Kalep, complicados por un mal enfriamiento debido al diseño fallido del capó bajo el cual el motor se estaba sobrecalentando.

Características técnicas
Tripulación = 1
Motor = Kalep
Potencia = 80 hp
Envergadura = 12 m
Longitud = 8.50 m
Superficie alar = 28 m²
Peso en vacío = 560 kgs
Peso en máximo despegue = 800 kgs

[Manu1946]

DYN AERO -- MCR-4S

Los estudios iniciales del MCR-4S para 4 asientos comenzaron a principios del año 1994, durante el desarrollo del MCR VLA. El VLA apareció por primera vez en 1996 y permitió el desarrollo de la tecnología general. El fuselaje y los dispositivos de gran elevación, como las aletas de doble ranura, fueron diseñados inicialmente para equipar el MCR UL, mientras que el sistema de control era directamente de la tecnología MCR CLUB de 1998.
El concepto MCR 4-S era volar con 4 personas a bordo, navegando a más de 250 km / h, y con un consumo solo 20 lt / h con un motor de 100 hp.
La investigación proporcionó puntas de ala optimizadas en un túnel de viento y aletas de doble ranura, proporcionando al MCR 4-S prestaciones STOL.
Diseñado alrededor de una cabina espaciosa; Ancho de 1,20 m en los asientos traseros, para permitir que cuatro personas de hasta 1,95 m de altura puedan sentarse fácilmente en el avión, el avión está equipado con un tren de aterrizaje neumático-aceite muy fuerte, que permite aterrizar en cualquier tipo de pistas.
El MCR 4-S tiene un peso en vacío muy ligero. El avión puede transportar hasta el 150% de su propio peso vacío.
Las opciones del motor incluyen el Rotax 912S de 100 hp, el Rotax 914 turbo de 100 hp y el Jabiru 3300 de 120 hp.

El MCR-4S puede equiparse con otras opciones, como el paracaídas del sistema de recuperación balística, tanques de combustible de rango extendido y frenos hidráulicos accionados por los dedos.
El MCR-4S está disponible en forma de kit con respecto a la regulación CNSK (certificado de aeronavegabilidad del kit específico) o en la categoría "experimental", según el país de registro.
Su primer vuelo fue en junio del 2020.

Datos técnicos

El MCR PickUp es una versión de dos plazas del MCR 4S con una gran cajuela en lugar de los asientos traseros.

Envergadura = 8,72 m de
Superficie alar = 8,30 m²
Ancho de cabina = 1.20 m
Capacidad de combustible estándar = 2 de 65 litros // 2 de 100 litros
Peso vacío versión básica = 300 kgs
Peso en vacío equipado = 350 kgs
Peso máximo al despegue = 750 kgs
Carga de ala = 90 kgs / m²
VSO (configuración de aterrizaje de velocidad de pérdida)= 83 kms hora
Velocidad de maniobra= 219 kms hora
Vne (nunca excede la velocidad) = 270 kms hora
Velocidad de maniobra de diseño = 300 kms hora
Vno (velocidad de funcionamiento normal)=
Carga de 243 km / h G; +3.8 /-1.5 g
Vfe (Flaps de velocidad extendida)= 160 kms hora

motor; Rotax 912, 95-100 hp
Crucero 75%, FL 0; 245 km / h
Crucero 75%, FL 80; 236 km / h
Consumo de combustible 75%;
Rango de 20,7 lt / h , tanques estándar 75%; 1079 km
Crucero 65% FL110; 255 km / h
Consumo de combustible 65%;
Rango de 17,9 lt / h , tanques estándar 65%;
Rollo de despegue de 1846 km ; CS. Apuntalar; 350 m
Velocidad de ascenso FL 0, CS. Apuntalar;

Motor de 750 fpm Rotax 914, 100-115 hp
Crucero 75%, FL 0; 245 kms hora
Crucero 75%, FL 80; 272 kms hora
Consumo de combustible 75%;
Rango de 20,7 lt / h , tanques estándar 75%; 1.079 kms
Crucero 65% FL110; 255 kms hora
Consumo de combustible = 65%;
Rango de 17,9 lt / h , tanques estándar 65%;
Autonomía = 1.846 kms

Parada de recogida de 900 fpm DynAero MCR = 63 kms hora
Velocidad de crucero = 250 kms hora
VNE = 270 kms hora
Peso vacío = 260 kgs
Peso MTOW = 600 kgs
Relación de ascenso = 6 m / s
Distancia de despegue = 73 m
Distancia de aterrizaje = 107 m

[Manu1946]

DYN AERO - MCR-180


El diseño del MCR R180 incorpora un fuselaje de carbono derivado del MCR 4S (cuatro plazas con más de 130 vendidos), un Lycoming O-360 de 180 CV y ​​un dosel que ofrece una visibilidad de 180 °. Las opciones incluyen un rodillo de cable de remolque y un paracaídas balístico.


El MCR R180 está certificado para kits bajo la categoría CNSK 2 que permite kits.

Motor = Lycoming O-360.
Potencia = 180 hp
Hélice = Sensenich o Hoffman de 4 palas.
Diámetro máximo de la hélice = 1.94 m
Superficie alar = 8,31 m²
longitud = 9.2 m.
Ancho de cabina = 1,20 m
Capacidad de combustible = 2 x 65 litros
Versión inicial de peso vacío = 450 kgs
Peso equipado = 750 kgs
MTOW aerotowing = 600 kgs
Carga de ala = 72 kgs sq.m
MAUW = 83 kms hora
Parada = 600 kgs 74 kms hora
Velocidad de maniobra (Va) = 219 kms hora
Vne = 270 kms hora
Vno (Aire turbulento máx.) = 243 kms hora
Factores de carga = + 3.8 / -1.5 g
Extensión de aleta (Vfe) = 160 kms hora
La mejor velocidad de remolque = 90-150 kms hora
ROC con remolque 350 kgs = 7,27 m / s
ROC con remolque 550 kgs = 5,73 m / s
ROC con remolque 750 kgs = 4,67 m / s

[Manu1946]

DYN AERO - MCR- CR100


Este modelo fue concebido y optimizado para su uso en clubes de vuelo. El primer vuelo tuvo lugar en agosto de 1992. El motor seleccionado (180 CV y ​​vp prop) es el menos costoso, el CR100 puede recibir varias opciones, incluyendo 200 CV con una hélice de paso fijo.

Un CR100 construido a partir de planos podrá volar bajo el CNRA (Plano de restricción del certificado de navegabilidad). Las aeronaves de un kit podrán volar bajo el CNSK (Kit de certificado de navegabilidad especial) / "categoría; experimental", según el país de registro.
El CR100T es un biplaza derivado directamente del CR100. Los primeros vuelos tuvieron lugar en noviembre de 2000. Con una rueda de morro, 180-200 hp y propulsión de paso variable, el CR100T fue optimizado para un uso escolar confiable e intensivo.

Especificaciones técnicas


CR 100
Wing span = 8,50 m d
Superficie alar = 10,60 m²
longitud= 6.8 m
capacidad de combustible = 85 litros
Luz de alerón = 2.17 m
Superficie de alerón = 1.21 m²
Máxima maniobra (Va)= 260 kms hora
Velocidad máxima (Vne) = 346 kms hora
Aire turbulento máximo (Vno) = 301 kms hora
Carga de diseño = +8 / -6 g
Extensión máxima de aleta (Vfe) = 185 kms hora
Velocidad de ascenso = 8 m / s
Velocidad de balanceo = a 260 kms hora
Peso en vacío = 550 kgs
Peso equipado vacío = 850 kgs
MTOW = 760 kgs

CR 100T de 195 grados / s
Motor = Lycoming O-360,
Velocidad de maniobra (Va)= 260 kms hora
Velocidad máxima (Vne) = 346 kms hora
Velocidad máxima de turbulencia (Vno) = 301 kms hora
Factor de carga = +8 / -6 g
Max. Solapa ext. = 185 kms hora
Velocidad de ascenso = 8 m / s
Velocidad de balanceo = a 260 kms hora ; 195 grados / s
Envergadura de 200 hp = 8,50 m de
Superficie alar = 10,60 m²
Longitud = 6,8 m
Capacidad de combustible = 85 litros
Peso en vacío = 550 kg
MTOW = 850 kg
Palmo del alerón = 2,17 m
Superficie de alerones = 1.21 m²





CR 100
Asientos = 2
Motor = Lycoming IO-360, 180 CV
Capacidad de combustible = 40 litros
Velocidad máxima = 316 kms hora
Velocidad de crucero = 273 kms hora
Velocidad mínima = 96 kms hora
Velocidad de ascenso = 8 m / s
Envergadura = 8,5 m.
Superficie alar = 10,6 m²
MAUW = 854 kgs
Peso en vacío = 550 kg.

[Manu1946]

DYN AERO MCR CR-120

El CR120 es un biplaza derivado directamente del CR100. Los primeros vuelos tuvieron lugar en septiembre de 1996, con un rendimiento óptimo con 200 CV.
El 120 tiene un ala más fuerte y no tiene aletas.
La aeronave construida a partir de los planes podrá volar bajo CNRA (Certificado de restricción del plano de navegabilidad), y el avión del kit volará bajo la categoría "experimental" del CNSK (Certificado especial de navegabilidad), según el país de registro.

CR 120
Motor = Lycoming, 200 hp
Va (Velocidad máxima de maniobra) = 260 kms hora
Vne.( nuca pasar de = 342 kms hora
Vno. (Aire turbulento máximo = 301 kms hora
Velocidad de ascenso = 10 m / s
Velocidad de balanceo = a 260 kms hora ; 275 grados / s
Prop = paso fijo
Factor de carga = +8 / -6 g
Wing span = 7.77 m de
Superficie alar = 9,74 m²
Longitud = 6.2 m
Capacidad de combustible = 85 litros
Luz de alerón = 2,70 m d
Area de alerones = 1.63 m²
Peso en vacio = 570 kgs
MTOW = 850 kgs

[Manu1946]

DZIALOWSKI DKD-I
El diseño del DKD-I fue desarrollado por los hermanos Stanisław y Mieczysław Działowski en 1925. El avión fue diseñado para el motor Haacke. El motor vino del avión Gabriel PV. La construcción comenzó en el sótano de la casa en ul. Pomorska en Bydgoszcz, y completado en la Escuela Pilotów en Bydgoszcz.

Era un ala alta de 2 plazas con construcción mixta. Ala trapezoidal, de madera, cubierta con tela, el borde de ataque cubierto con madera contrachapada y unido al casco sobre cuatro tubos de acero, cruzados con alambre, sostenidos por tirantes en forma de V. Las alas estaban equipadas con alerones.

Un casco con una sección transversal rectangular, truss, soldado de tubos de acero. La parte frontal del casco está cubierta con chapa de aluminio. Debajo de la superficie de sustentación, en el centro de gravedad de la aeronave había una cabina de pasajeros interior con ventanas a los lados del fuselaje, la cabina del piloto descubierta. Postes rectangulares, soldados de tubos de acero, cubiertos con tela y un tren de rodaje fijo clásico.
El motor Haacke tenía 30 cv (22 kW).
Entre 25-27.05.1927, S. Działowski realizó el primer viaje interurbano con el DKD-I, desde Bydgoszcz a través de Toruń hasta Varsovia (2 horas y 10 minutos). En Varsovia, el avión se mostró en mayo de 1927, en la Exposición LOPP. Después de la exposición, durante un vuelo de Varsovia a Cracovia, el avión sufrió graves daños durante un aterrizaje forzoso. Después de este accidente, sus componentes se usaron para construir el DKD-III.

Engine = Haacke 30 cv (22 kW)
Velocidad máxima = 120 kms hora
Velocidad de crucero = 100 kms hora
Alcance = 9.0 or 8.4 m
Superficie alar = 11.5 m²
Altura = 1.9 m
Peso en vacío = 220 kgs.
Peso máximo = 393 kgs

[Manu1946]

[Manu1946]

DZIALOWSKI-DKD-III

En el verano de 1927, Stanisław Działowski transformó el avión destrozado DKD-I en un avión DKD-III de un solo asiento. Con la ayuda de sus colegas, Działowski hizo un nuevo fuselaje y chasis en los 2 talleres del Regimiento Aéreo en Cracovia, y renovó el listón, que vino con la cola de DKD-I. Desde el Departamento de Aeronáutica, MSWojsk alquiló un motor Anzani.

Un avión de ala alta de un solo asiento con construcción mixta. Ala trapezoidal, de madera, cubierta con tela. La nariz está cubierta de madera contrachapada. El ala estaba unida al casco sobre una torreta de tubos de acero y sostenida por dos pares de tubos de acero reforzados con alambre de acero. Equipado con alerones. El casco soldado con armadura era de tubos de acero, cubiertos con tela. La parte frontal del casco estaba cubierta de chapa. Había una cabina abierta y un tren de aterrizaje fijo clásico.
Al día siguiente, después del vuelo, Działowski hizo un vuelo desde Cracovia a través de Dęblin a Varsovia para la empresa Awionettes. En la cursa, el avión recibió la mejor puntuación por los intentos de despegue, aterrizaje, altitud y desmontaje, pero debido al defecto del motor durante el vuelo, finalmente ocupó el cuarto lugar.
En 1928, el avión fue mejorado, pero a costa de aumentar su peso. En la 2da competencia de Awionette en 1928, S. Działowski tomó el quinto lugar en el DKD-III.
En 1929, el avión recibió las marcas de registro SP-ACR.
En 1930, participó en la Tercera Competencia Nacional de aparatos ligeros, pero sufrió daños durante un aterrizaje forzoso en un vuelo circular.
El DKD-III se usó durante varios años y realizó un total de aproximadamente 1800 vuelos con un tiempo total de 431 horas.

Algunos datos tecnicos
Motor = Anzani de 45 hp (33 kW)
Velocidad máxima = 125 kms hora
Velocidad de crucero = 110 kms hora
Alcance = 9.0 or 8.4 m
Longitud = 5.2 m
Altura = 2.1 m
Superficie alar = 11.5 m²
Techo = 3.800 m
Autonomía = 500 kms
Estancamiento = 72 kms hora
Ascenso = 2 m / s
Peso en vacío = 293 kgs (después de una modificación 314 kgs)
Peso total = 420 kgs (después de una modificación 463 kgs)

[Manu1946]

DZIALOWSKI-DKD-IV // V

El DKD IV era un parasol monoplano de 2 asientos con un ala de tres partes, de madera, dos largueros, cubierta de tela que era trapezoidal en el plan. La sección central se montó en dos pares de puntales de cabaña de acero que se inclinan hacia afuera desde el fuselaje superior, uno a cada mástil y cada panel externo se sujetó a los largueros del fuselaje inferior con un par de puntales de acero a los mástiles. Sus alerones de punta de ala eran cortos y anchos. Había un gran corte semicircular en el borde posterior central para facilitar el acceso a la cabina y mejorar el campo de visión ascendente.
Su fuselaje era similar al del DKD-III, que tenía una estructura de viga de tubo de acero soldado con marcos de madera, tirantes y cubierta de tela, produciendo una sección transversal ovalada aparte de una parte inferior plana. Los motores radiales de ambas versiones fueron montados con sus cilindros expuestos, pero por lo demás bajo una cubierta de duraluminio.

El empenaje del DKD IV era convencional y más ordenado que el de su predecesor. Su cola horizontal trapezoidal estaba montada en la parte superior del fuselaje y su aleta de forma similar montaba un timón rectangular y desequilibrado que llegaba hasta la quilla, trabajando en un corte entre los ascensores. Su estructura de tubo de acero estaba cubierta de tela. El área más grande, el área de timones balanceados se agregaron a ambos ejemplos a fines de 1929, junto con alerones más grandes.
Los prototipos tenían un tren de aterrizaje simple, de eje único y fijo con dos puntales en V con una barra transversal entre sus vértices, aunque el único ejemplo de producción dispensaba la barra transversal.

Especificaciones
DKD.IV
Motor = Anzani 6, 34 kW (45 hp)
Velocidad máxima = 135 kms hora .
Velocidad de crucero = 126 kms hora
Parada = 75 kms hora
Velocidad de ascenso = 1.5 m / s
Techo= 2.270 m.
Envergadura = 9.0 m
Largo = 5.5 m
Alto = 2.28 m
Superficie alar = 13.5 m²
Peso en vacío = 264-318 kgs
Carga útil = 230 kg
Peso máximo = 548 kgs



DKD.4bis
Asientos = 2
Motor = Siemens-Halske Sh 4, 41 kW (55 hp)
Hélice = 2 palas
Velocidad máxima = 140 kms hora a 76 kn al nivel del mar
Velocidad de crucero = 125 kms hora
Parada = 80 kms hora
ROC = 1.4 m / s
Envergadura = 9.0 m
Longitud = 5,6 m.
Altura = 2,2 m.
Superficie alar = 13.5 m²
Peso en vacío = 345 kgs
Carga útil = 242-294 kgs
MAUW = 638 kgs
Tiempo de subida hasta 2000 m = 23 min
Techo de servicio = 3.000 m.


DKD.5
Motor: Cirrus III, 63 kW (85 hp)
Velocidad máxima = 175 kms hora
Velocidad de crucero = 150 kms hora
Parada = 75 kms hora
Velocidad de ascenso = 2.5 m / s
Techo = 3.500 m
Envergadura = 10.0 m
Longitud = 6.6 m
Height = 2.7 a 2.1 m
Superficie alar = 18.0 m2
Peso en vacío = 440 kgs
Peso en bruto = 650 kgs

***
El DKD5 posterior fue un desarrollo completamente acrobático y final del diseño DKD4. Fue impulsado por un motor en línea vertical de cuatro cilindros Cirrus III de 63 kW (85 hp) montado en posición expuesta y refrigerado por aire. Una limpieza aerodinámica incluyó un tren de aterrizaje dividido con ejes acodados y un puntal oleo largo desde el eje exterior hasta el larguero superior en cada lado. Sus alas eran plegables y su envergadura y área eran un 11% mayores que el DKD4. Primero voló en julio de 1930, pilotado por su diseñador. A pesar de un ligero aumento en el peso sobre el DKD4bis, el gran aumento de potencia y la limpieza elevaron su velocidad máxima a 175 kms hora , le dieron un techo de 4.500 m y le permitieron alcanzar 1,000 m en seis minutos.

El DKD5 SP-ACY no alcanzó el Segundo Desafío Internacional de Turismo de Varsovia, ya que sufrió graves daños en un aterrizaje de emergencia después de que se rompió una tubería de combustible durante su vuelo a Varsovia at Końskie.
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[Manu1946]

DZIALOWSKI-DKD-VII // VIII

Entre los años 1929-1930, los hermanos Działowski diseñaron los aviones deportivos de 3 plazas = DKD-VII y DKD-VIII (que difieren solo con el motor: Siemens 55hp o Genet 80 hp respectivamente), sin embargo, los ensayos aerodinámicos en el Instituto de Aerodinámica de Varsovia expusieron numerosas deficiencias del diseño y El trabajo adicional fue cancelado.

En 1930, la construcción de DKD-VIII comenzó como un avión de ala alta de construcción mixta.

La suspensión del apoyo al proyecto y la falta de recursos financieros, así como el interés del constructor en el nuevo proyecto (DKD-X) dieron como resultado la interrupción de los trabajos en DKD-VIII.

Especificaciones

Motor:
DKD-VII = Siemens-Halske Sh-4, 40 kW (55 hp)
DKD-VIII = Armstrong Siddeley Genet, 59 kW (80 hp).
Velocidad máxima: 155 kms hora
Velocidad de crucero = 135 kms hora
Parada = 60 kms hora
Velocidad de ascenso = 3 m / s
Techo = 3.600 m.
Autonomía = 640 kms
Envergadura = 11.0 m
Longitud = 7.3 m
Altura = 2.35 m
Superficie alar = 20.0 m²
Peso en vacío = 380 kgs.
Peso máximo = 800 kgs

[Manu1946]

DZIALOWSKI DKD-X Aeromobil

Stanisław Działowski desarrolló el proyecto de automóvil DKD-X "Aeromobil" durante 1930-1931
En 1931, junto con su hermano Mieczysław Działowski, comenzaron la construcción de un carro autopropulsado de tres ruedas que constituye la parte de tracción del futuro avión, que, después de separar la parte trasera del casco y las alas, podría moverse en el suelo como un coche. La construcción del carro se completó en octubre de 1932 y se demostró en las calles de Cracovia en octubre de 1933.

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Działowski DKD-X Aeromobil

Dzial-X-01

Stanisław Działowski desarrolló el proyecto de automóvil DKD-X "Aeromobil" durante 1930-1931. El "Aeromobil" took so much that he abandoned the implementation of previous projects. The plane was to serve as an air taxi or a liaison aircraft.

En 1931, junto con su hermano Mieczysław Działowski, comenzaron la construcción de un carro autopropulsado de tres ruedas que constituye la parte de tracción del futuro avión, que, después de separar la parte trasera del casco y las alas, podría moverse en el suelo como un coche. La construcción del carro se completó en octubre de 1932 y se demostró en las calles de Cracovia en octubre de 1933.

En 1934, Stanisław Działowski desarrolló una versión mejorada del DKD-X / 2 con un motor más potente y con dimensiones mas largas.
Una embarcación de dos o tres plazas de alas altas con construcción mixta. Las alas eran de doble estructura, de madera, sostenidas por abrazaderas en V y dobladas para colgar y transportar. El frontal estaba cubierto con madera contrachapada, la parte restante con tela.
El carro del casco estaba armado con tubos de acero, cubiertos con tela. La parte delantera del fuselaje contenía una cabina con dos asientos uno al lado del otro, en la segunda versión había un tercer asiento o lugar para una camilla, estaba cubierto con una lámina de metal. La parte posterior del fuselaje es extraíble del carro, estaba soldada con tubos de acero, cubierta con tela.

Un chasis de tres ruedas provisto de dos volantes en la parte delantera y una rueda impulsada por cajas de cambios en la parte trasera. Las ruedas delanteras fueron reparadas. Durante el vuelo, la rueda con la transmisión debía ocultarse en el casco y moverse en el suelo, extendida a 1/3 de la altura de la rueda. La rueda trasera fue impulsada por un pequeño motor separado.

Más tarde, como director técnico de la Escuela de Pilotos LOPP en Stanisławów, trabajó en la mejora de la estructura, que no se terminó antes de la guerra. En mayo y junio de 1938, el casco DKD-X / 2 se exhibió en el 1er Salón Aeronáutico Nacional en Lviv.

Algunos datos de los 2 modelos

DKD-X / 1
Motor = Napier Javelin, 110-125 kW (150-170 hp) + Moto Schakosch, 12 kW (16 HP)
Velocidad en carretera = 40/45 kms hora
Envergadura = 9.00 m
Longitud = 6.80 m
Altura = 1.70 m
Superficie alar = 16.00 m²
Peso en vacío = 380 kgs
Carga útil = 220 kgs
Peso total = 600 kg


DKD-X / 2
Motor = 15 kW (20 HP) BMW wheel drive
Velocidad máxima = 210 kms hora
Velocidad de crucero = 180 kms hora
Parada = 75 kms hora
Envergadura = 12.95 m
Longitud = 7.45 m
Altura = 1.73 m
Superficie alar = 25 m²
Peso en vacío = 450 kgs
Peso total = 750-800 kg

[Manu1946]

EAA - A1

Fue en el año 1955 cuando la EAA decidió desarrollar un biplano deportivo de un solo asiento como un servicio para sus miembros. El prototipo fue construido como un proyecto de aula por estudiantes de St.Rita's High School en Chicago. Efectuó su primer vuelo el 10 de junio de 1960.
El biplano EAA fue diseñado en respuesta a muchas solicitudes de miembros de la Asociación Estadounidense de Aviones Experimentales para un biplano deportivo monoplaza de construcción simple pero resistente. El fuselaje consiste en un marco de tubo soldado de acero al cromo-molibdeno, en el cual se montan formadores de madera contrachapada y largueros de madera, todo el tejido cubierto por paneles de aluminio. Tanto las alas superiores como las inferiores tienen mástiles de abeto macizo y costillas de madera acumuladas, y están reforzadas con alambre interna y externamente. El borde de ataque al larguero delantero está cubierto de aluminio, el resto está cubierto de tela. Los puntales de la sección central y del plano intermedio están hechos de un tubo de acero aerodinámico. A 9.5 Imp. El tanque de combustible de un galón está instalado detrás del firewall. El empenaje, como el fuselaje, está formado por un tubo de acero soldado y está cubierto de tela y reforzado externamente. Los alerones que se instalan solo en el ala inferior, son operados por medio de varillas de empuje, mientras que el elevador y el timón son operados por cable. El tren de rodaje principal está formado por un tubo de acero con cuerdas elásticas para la absorción de impactos.

Especificaciones técnicas
Motor= Continental C-85
Potencia = 85 cv
Velocidad máxima = 201 kms hora .
Velocidad de ascenso = 800 fpm
Parada = 55 mph
Autonomía = 200 kms
Envergadura = 6.1 m.
Longitud = 5.18 m
Altura = 1.83 m
Superficie alar = 108 pies cuadrados
Carga del ala = 9.4 lb./sq.ft.
Depósito de combustible = 12 US galones
Peso máximo de TO = 522 kgs.
Peso en vacío = 640 lb.

[Manu1946]

EAA - ACRO Sport


Este biplano fue diseñado por el presidente de la EAA, Paul Poberezny, que quería idear un avión que pudiera usarse en los programas de artes industriales de la escuela secundaria y grupos de la Patrulla Aérea Civil como herramienta educativa. El primero voló en enero de 1972, menos de 12 meses después del inicio del diseño. El Acro-Sport se puede fabricar con herramientas que normalmente se encuentran en una tienda de secundaria. Está construido con un tubo de acero cubierto por tela y motores de 100 a 200 hp.

Características técnicas
Asientos = 1
Motor = Lycoming IO-360,
Potencia = 180 cv.
Velocidad máxima = 152 mph.
Velocidad de crucero = 130 mph.
Alcance = 350 sm.
Parada = 50 mph.
ROC = 3500 fpm.
Altura = 6 pies.
Longitud = 17.5 pies.
Envergadura = 19.7 pies.
Área del ala: 116 pies cuadrados.
Distancia de despegue = 350 pies.
Distancia de aterrizaje = 800 pies.
Techo de servicio = 25,000 pies.
Rango de HP = 85-200.
Capacidad depósito de combustible = 20 US galones.
Peso vacío = 739 lbs.
Bruto = 1350 lbs.

[Manu1946]

EAA - ACRO Sport II

El Acro II, era una versión más grande de los 2 anteriores del Acro Sport, se puede construir por poco más que sus hermanos. Con sus ruedas más grandes, su tren de aterrizaje ancho y su peso bruto ligero, el .Acro II es un avión deportivo divertido y dócil diseñado para motores con potencias de 115 a 200 hp. Cuando está equipado con un Lycoming de 180 hp, su peso en vacío es de 875 libras. Su primer vuelo fue el 9 de julio de 1978, como todos los Acro Sports, su cabina está diseñada para ser cómoda para pilotos de hasta 6 pies 6 pulgadas y 240 libras. El fuselaje es más grande que los biplanos realmente "enanos" para evitar características de vuelo "sensibles" y permitir más equipaje. Diseñado por Paul Poberezny, el Acro II presenta una superficie de sustentación M-6 con un acorde de 43 pulgadas.
Como con todos los proyectos de Acro Sport, el fuselaje es un tubo de acero soldado, las alas son de abeto y Stits Poly-fiber se usa para cubrir. Un excelente entrenador de acrobacia aérea con controles receptivos y dóciles características de vuelo recto y nivelado. Navega a 123 mph (180 hp), para a 53 y alcanza un máximo de 152.

Características técnicas
Asiento = 2
Motor = Lycoming O-360
Potencia = 180 cv.
Rango de HP = 115-180.
Velocidad máxima = 152 mph.
Velocidad de crucero = 123 mph.
Autonomía = 300 sm.
Parada = 53 mph.
ROC = 1200 fpm.
Altura = 6.7 pies
Longitud = 18.85 pies
Envergadura = 21.67 pies
Superficie alar = 152 pies cuadrados
Distancia de despegue = 350 pies.
Distancia de aterrizaje = 800 pies.
Techo de servicio = 25,000 pies.
Capacidad del depósito de combustible: 26 US galones.
Peso vacío = 875 lbs.
Peso en bruto = 1520 lbs.

[Manu1946]

EAGLE AIRCRAFT -- DW-1 Eagle

Las entregas del nuevo avión agrícola Eagle Aircraft, fabricado por Bellanca, se planearon para comenzar en octubre de 1979.
Diseñado con tecnología avanzada de planeador, que mejora la eficiencia del combustible, el Eagle fue certificado con motores Continental de 220 y 240 hp y 275 y 350- HP Jacobs (todos radiales); la certificación estaba pendiente con el motor opuesto Lycoming de 300 hp.


Un acuerdo con Bellanca Aircraft Corporation de junio de 1979 fue para que Bellanca fabricara Eagle en su nombre. La producción del Eagle duró hasta principios de la década de 1980.

Algunos datos técnicos del 300
Eagle 300
Primera construcción = 1980.
Asientos = 1
Motor = 1 x Lycoming IO-540
Potencia = 300 hp.
TBO = 1500 horas
Apoyo = hoja Hartzell 3, velocidad constante 86 pulgadas .
Velocidad máxima = 100 kts.
Velocidad de trabajo = 100 kts.
Longitud = 26 pies.
Altura = 10.9 pies.
Envergadura = 55 pies.
Superficie alar = 386 pies cuadrados.
Relación de aspecto del ala = 15,1.
Carga de ala: 13.5 lbs / sq.ft.
Carga de energía: 18 lbs / hp.
Combustible utilizable máximo: 426 lbs.
Capacidad de la tolva: 250 USG.
Velocidad de ascenso: 750 fpm.
Subir a 8000 pies: 450 fpm.
Techo de servicio; 20,000 pies.

Peso máximo de aterrizaje = 4000 lbs.
Combustible utilizable máximo = 426 lbs.
Capacidad de la tolva = 250 US galons.
Velocidad de ascenso = 750 fpm.
Subir a 8000 pies = 450 fpm.
Techo de servicio; 20,000 pies.
Flujo de combustible a velocidad de trabajo = 103 pph.
Resistencia velocidad de trabajo = 3.9 h.
Velocidad de parada limpia = 48 kts.
Velocidad de penetración de aire turbulento = 103 kts.
Tren de rodaje fijo con rueda trasera.
Equipado con spoilers.
Peso máx. = 5400 lbs.
Peso máximo de despegue = 5400 lbs.
Peso vacío estándar = 2650 lbs.
Carga útil máxima = 2750 lbs.
Peso máximo de aterrizaje = 4000 lbs.

[Manu1946]

EAGLE AIRCRAFAT -- XDS // X-TS

Composite Industries Limited (CIL) se formó para desarrollar el avión inicialmente designado Eagle XDS (Eagle X Dual Seater). Un cambio de nombre siguió a la idea de que XDS enfatizaba un rol de entrenamiento y XTS - Eagle biplaza - fue adoptado en su lugar. Después de un prototipo, el diseño se congeló para dos prototipos de preproducción.

El prototipo Eagle utiliza un motor Continental 0-200 de 100 CV para proporcionar una velocidad de ascenso de 800 fpm, crucero de 115 nudos, pesa 959 kgs con un peso máximo de T / O con una velocidad mínima de 44 nudos.

Hay dos cambios importantes incorporados en los prototipos de preproducción. El fuselaje es tres pulgadas más profundo en el área de la cabina como resultado de una búsqueda para proporcionar una "zona de aplastamiento" de seguridad y el tren de aterrizaje se estaba cambiando de puntales cónicos a patas unidas a bloques de goma en compresión.

El avión no cumplió con los requisitos de JAR-VLA y recibió un certificado de aeronavegabilidad de categoría especial del CAA de Australia. La velocidad de pérdida excedió los 45 kts permitidos por 2 kts, en MAUW y hacia adelante C de G.

Motor = Continental IO-240
Potencia = 125 hp.
TBO = 2000 hrs.
Crucero = 120 kts.
Flujo de combustible = 23 lt crucero.
Subida = 1100 fpm.
Techo de servicio = 15.000 pies.

[Manu1946]

Museo del Motor Vännäs
Vännäs - Umeå
Suecia

https://www.vannasmotormuseum.se/

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Museo de aviones F-15
Söderhamn - Gävle
Suecia


http://www.soderhamnflygmuseum.se/


Edificio Söderhamn / F15 Flygmuseum 81 Flygstaden
826 70 Söderhamn

[Manu1946]

ECLIPSE 400

El Eclipse 400 tiene capacidad para 4 personas y navega a 12.500 m , 4.850 m por encima de su competencia más cercana.
Su robusto diseño de cola en V proporciona un manejo superior, monta un motor Pratt & Whitney PW615F de Canadá produce un empuje excepcional y una economía de combustible envidiosa.

Especificaciones técnicas
Tripulación = 1
Pasajeros= 3
Motor = Pratt & Whitney PW615F- Canada
Velocidad máxima de crucero (FL350) = 330 ktas
Velocidad de crucero de largo alcance (FL400);
Rango máximo de 290 ktas (FAA IFR + reserva de 45 minutos).
Techo de servicio de 1.250 nm = 41,000 pies
Tiempo para subir a FL250 = 13 min
Tiempo para subir a FL350; 22 minutos de
velocidad de pérdida (VSO);
Distancia de despegue de 61 kt a 50 pies (nivel del mar, ISA, MGTOW); 2,045 pies
Distancia de aterrizaje (nivel del mar, ISA, peso máximo de aterrizaje);
Asientos de 2,100 pies :
Capacidad de equipaje 1 + 3 , interior;
Capacidad de equipaje de 18 pies cúbicos , exterior; 14 pies cúbicos