AE. DEWOITINE D 21 (1930)

La FMA da un paso importante construyendo el DEWOITINE D 21 porque es metálico casi por completo, en especial su fuselaje; las alas, el estabilizador y su timón de profundidad, la deriva y su timón de dirección, estaban construidos en duraluminio y entelados totalmente con lienzo aeronáutico endopado. El primer DEWOITINE vuela el 9 de setiembre de 1930. Se fabricaron 32 aviones y fueron entregados por series al personal de pilotos designado por la Dirección General de Aeronáutica del Ejército. La aeronave tenía dos ametralladoras gemelas VICKERS de calibre 7,65 que disparaban sincronizadas con la hélice porque estaban montadas sobre el motor (bajo el capot). Invitado por el Ing. Taravella, el diseñador del D 21, Emile Dewoitine, pudo ver la fabricación visitando la FMA.

DEWOITINE D 21 Nro. 1 de serie.
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AE. M.O.1(1934)

Monoplano militar de observación biplaza con cabina descubierta en tándem, cuarto de diseño nacional construido por la FMA. El primer vuelo es realizado el 25 de enero de 1934. Su construcción era similar a la del Ae. M.E. 1 modificándose el empenaje, la implantación alar y la estructura del fuselaje; la planta de poder era más potente: WRIGHT WHIRLWIND R-760 ET, radial de siete cilindros y 235 HP a 2000 r.p.m. a nivel del mar, y 195 HP a 1850 r.p.m. accionando una hélice bipala HAMILTON STANDARD de paso variable.
12 unidades fueron entregadas el 7 de julio de 1934 a la Aeronáutica Militar, formándose así el Grupo Nro. 1 de Observación. Algunas unidades fueron equipadas con armamento, disponiendo de un portabombas bajo el fuselaje, con cuatro bombas, accionado eléctricamente por el piloto; el observador contaba con una ametralladora móvil, que era una VICKERS de 7,65 mm. Otras unidades fueron dotadas de ametralladoras dobles, de 7,65 mm instaladas en el capot, y tirando a través de la hélice sincronizadas con el paso de la misma. En total se construyeron 41 unidades.


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AE.M.B.1 - AE.M.B.2 BOMBI (1935)
El Ae.M.B.1 es el primer avión de bombardeo liviano construido en el país, y esa designación se aplicó al prototipo; luego vendría el Ae.M.B.2 que no era otra cosa que un Ae.M.B.l modificado y construido en serie. El Ae.M.B.l Prototipo es un monoplano de ala baja cantilever, con deriva simple y tren de aterrizaje a ruedas independientes, contando con rueda de cola. Puesto de pilotaje de doble comando, tipo lado a lado, cabina descubierta y de posición muy avanzada. El ingreso a bordo podía efectuarse por una portezuela lateral ubicada del lado de babor; la cabina y parte útil del fuselaje con revestimiento de duraluminio; sección transversal aerodinámica de gran penetración (fue estudiada en colaboración con oficiales especialistas en sistemas de armas y tiro; el equipo de armamento, dispositivo de observación, bombardeo, comunicaciones y navegación, fue analizado por pilotos militares). El primer vuelo del Prototipo, según lo establece la Memoria de la FMA, se llevó a cabo el 9 de junio de 1935.
El motor era un WRIGHT CYCLONE SGR-1820F.3 de nueve cilindros en estrella, desarrollando 715 HP a 2100 m de altura y accionando una hélice HAMILTON STANDARD tripala de paso regulable en tierra, y 3,60 m de diámetro. La misma planta de poder equipó posteriormente a los aviones de serie que eran esencialmente distintos por las modificaciones introducidas; conocidos comúnmente con el nombre de BOMBI, tenían un aspecto muy diferente y la construcción era más de avanzada. La deriva de mayor altura y corte trapezoidal; tren de aterrizaje con un importante carenado que le confiere una fisonomía característica; se agrega una torreta dorsal y el entelado del fuselaje comienza inmediatamente detrás del puesto de pilotaje. Se previó la fabricación de dos versiones, una de bombardeo y observación y otra de transporte militar, pero solamente se construyeron 14 unidades en el año 1936. El armamento consistía en un par de ametralladoras MADSEN modelo 1933 de 7,65 mm dispuestas en la torreta dorsal, más una ametralladora en el capot y otra emplazada en un puesto ventral calibre 11,35 mm; la carga de bombas llegaba a 400 Kg; portaba también una cámara NISTRI y un moderno equipo de radio TELEFUNKEN.


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FMA CURTISS HAWK 75-0 (1940)
Constituye la segunda construcción de aviones metálicos, después del exitoso DEWOITINE D 21 del año 1930. El 1º de setiembre de 1940 realiza su primer vuelo al mando del Teniente Primero Correa. Es un avión de caza construido bajo licencia de la casa CURTISS WRIGHT de EEUU. La licencia contemplaba la construcción de 200 aparatos, pero se concluyeron 21, esencialmente por el déficit de entrega de materiales por parte de los EEUU durante la Segunda Guerra Mundial. Fue el primer avión construido en Sudamérica que contaba con una instalación para cineametralladora, conexiones para varias combinaciones de cargas subalares, y un equipamiento que comprendía: radio, oxígeno, cohetes luminosos y pistola de señalización. Estos aviones fueron totalmente elaborados en la FMA: utilajes, montajes y calibres, elevando la capacidad constructiva del plantel de ingenieros y operarios.

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I.AE. 24 CALQUÍN (1946)
El avión I.Ae.24 CALQUÍN es el primer bombardero bimotor proyectado y construido en la Argentina. Monoplano de ala media cantilever, cumple una doble misión de bombardero liviano y de ataque a baja cota. Vuela el 5 de junio de 1946, provisto de dos plantas de poder PRATT & WHITNEY TWIN-WASP modelo R-1830-SC-G de 18 cilindros radiales en doble estrella refrigerados por aire, 1050 HP, que se alojaban en barquillas bajo las alas. El planeador del I.Ae.24 está realizado totalmente con maderas nacionales. La tripulación compuesta por piloto y bombardero, sentados lado a lado. Se construyeron 101 bombarderos, el Nro. 100 se termina en el año 1950.
Ala continua a través del fuselaje, tiene como base de su estructura dos largueros que corren de puntera a puntera sirviendo de apoyo a una serie de costillas que soportan el recubrimiento del tipo sándwich. Borde de ataque y fuga constituidos por una serie de falsas costillas recubiertas de madera compensada (madera terciada totalmente producida en el Instituto Aerotécnico) y entelada con lienzo aeronáutico. En el interior se alojan los tanques de combustible. Alerones provistos de aletas de compensación que ocupan casi la mitad del borde de salida del ala, el resto libre es para los flaps con ranura que llevan acoplado un flap auxiliar de menor dimensión para reducir notablemente la velocidad de aterrizaje.


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I.AE. 27 PULQUI I D-700 (1947)

Diseñado como caza interceptor por el Ing. francés Emile Dewoitine, fue el primer aparato a reacción construido en Argentina y América del Sur transformándonos en el quinto país a nivel mundial que tenía un avión a reacción de construcción nacional. El estudio para desarrollar un avión a turbina que pudiera operar en terrenos semipreparados comenzó en el año 1946 y en 1947 el prototipo estaba terminado.
La prueba en vuelo se realizó el 9 de agosto de ese año y estuvo a cargo del entonces Capitán Edmundo Osvaldo Weiss.
El PULQUI I D-700 es de construcción totalmente metálica en duraluminio D 024 T con aleaciones de alta resistencia; la estructura fue racionalmente proyectada con el objeto de obtener el máximo de resistencia con el menor peso posible, permitiéndole toda clase de maniobras acrobáticas y resistir aceleraciones de hasta 16 G. Ala baja cantilever. Toma de aire en la sección delantera del fuselaje pasando alrededor de la cabina de pilotaje hacia la turbina que está inmediatamente detrás de la cabina. Estructura del fuselaje semimonocasco con cuatro largueros principales corriendo a lo largo del fuselaje.
Cabina del piloto (colocada muy adelante para obtener una buena visibilidad, con una cúpula con marco metálico desplazable hacia atrás) unida a la sección posterior por medio de una bancada de tubos de acero, facilitando el acceso al turborreactor. Para retirar la turbina se divide el fuselaje en dos partes a la altura de la bancada, los paneles que rodean la turbina son desmontables. Flaps y alerones interconectados a través de toda la envergadura, permitiendo que en el momento de aterrizaje los flaps puedan cumplir la función de alerones para mejorar la estabilidad lateral. Comandos mediante sistema de barras rígidas con guiñoles para tener suavidad en las maniobras y evitar deformaciones; superficies de comando enteramente metálicas equilibradas estática y dinámicamente para evitar vibraciones a alta velocidad.
Ala de estructura monolarguera con recubrimiento del borde de ataque resistente a la torsión, perfil (FMA) I.Ae. 242/1 de flujo laminar de alta velocidad, dividida en tres tramos (uno central y dos exteriores). El recubrimiento del ala hace de pared para los 18 tanques de combustible, independientes y conectados entre sí, que descargan su contenido por gravedad a la zona central donde se ubican cuatro bombas eléctricas sumergidas que proveen el carburante al turborreactor. Larguero principal colocado a 30 % de la cuerda alar y de forma doble T con alma resistente al corte; en la zona central el larguero está curvado para permitir el paso de la turbina; platabandas de sección variable, obtenidas de una pieza de duraluminio fresado. Deriva y estabilizador (de incidencia variable en vuelo) monolargueros con estructuras semejantes al ala; el timón de dirección posee aleta de compensación, no así el timón de profundidad. Tren de aterrizaje de tipo triciclo con amortiguadores oleoneumáticos, muy robusto para operar pistas semipreparadas. Ruedas principales que se retraen dentro del fuselaje (la delantera detrás del puesto del piloto), con mecanismo antishimmy a resorte, neumáticos sin cámara y de alta presión. Frenos neumáticos, el aire comprimido es provisto por medio de recipientes de aire a presión.
Turborreactor (motor a reacción) ROLLS ROYCE DERWENT V de flujo centrífugo con compresor y turbina de una etapa; empuje máximo de 1632 Kg (16 Kn) a 14700 r.p.m. a nivel del mar, empuje crucero 1360 Kg a 14000 r.p.m. y a nivel del mar.


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I.AE. 30 ÑAMCÚ (1948)
El avión está dotado de un equipo completo de instrumentos para vuelos nocturnos, aeronavegación y adicionales para prototipos; energía eléctrica de 24 V suministrada por un generador de 1450 W instalado en el motor izquierdo y conectado en paralelo con dos baterías en serie de 12 V y 40 amperios cada una. Transmisor y receptor Bendix y radiogoniómetro. 4/6 cañones HISPANO SUIZA 804 de 20 mm y una bomba de 250 Kg (fue el primer avión diseñado para una prestación de casa interceptor nocturno, y también como escolta de bombarderos pesados); POD ventral para 2 cañones de 20 mm OERLIKON. Dos motores ROLLS ROYCE MERLIN 134-135 de 12 cilindros en V, refrigerados por líquido con compresores de dos etapas y dos velocidades que se acoplaban en vuelo; potencia de 1800 HP a 3000 r.p.m. y de 2035 HP a 3300 r.p.m. y a 3000 m de altura sin usar compresor. Hélices DE HAVILLAND 4/4000/5 cuatripalas, diámetro de 3,66 m, velocidad constante de control hidromático, giro contrarrotativo para control de torque; dispositivo para puesta en bandera.

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I.AE. 33 PULQUI II (1950)
El PULQUI II es un monoplaza de ala alta, con una flecha hacia atrás de 40° y diedro negativo. La cola en T con los estabilizadores ubicados sobre el timón. Construcción completamente metálica y cabina presurizada con una cubierta tipo burbuja. El motor elegido fue una turbina ROLLS ROYCE NENE II con una potencia de 2267 Kg, que al final de las pruebas demostró ser insuficiente (un dato interesante es que el MIG 15 utilizaba una copia soviética de este mismo motor). Raíz del ala NACA simétrico del 11,08% de espesor modificado con posición del espesor máximo llevado al 40% y radio de borde de ataque r = 1.1 t2; puntera de ala NACA simétrico del 7,97% de espesor modificado con posición del espesor máximo llevado al 40% y radio de borde de ataque r = 0.825 t2; los perfiles intermedios se obtuvieron por interpolación lineal entre la raíz y la puntera, de forma que el espesor real máximo del ala disminuía linealmente hacia la puntera.

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PROYECTO I.A. 37 ALA DELTA
Proyecto de interceptor supersónico conformación ala delta, diseño del Dr. Reimar Hörten, erróneamente conocido como PULQUI III. Se pretendía lograr 1300 Km/h. Los planes de desarrollo comienzan en 1953 y el objetivo era poner en vuelo motorizado el primer prototipo en 1956, pero el proyecto es demorado luego del derrocamiento de Perón. En 1956 Hörten presenta un cambio en el proyecto, modificando la posición prono por una cabina convencional con cúpula de acrílico rebatible hacia la derecha; se reinician los vuelos del planeador Esc. 1:1 en 1957 acumulando más de 50 h de prueba en 1958. Cuando el prototipo metálico estaba en un importante grado de avance se acepta la propuesta de dejar el proyecto I.A. 37 y continuar con el desarrollo de un birreactor supersónico. El primer vuelo como planeador lo realiza el 1° de octubre de 1954, comandado por el Primer Teniente Jorge Connan Doyle; fue remolcado por el trimotor JUNKERS-JU 52/3M (Tía Jú) perteneciente a la FMA pilotado por el Primer Teniente Nelio González.

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PROYECTO I.A. 40
El Proyecto avanzó hasta una maqueta Esc. 1:5 para el túnel aerodinámico, diseño del Ing. Kurt W. Tank para operar a Mach 2. Debía llevar 4 cañones HISPANO SUIZA calibre 30 mm y 1800 Kg de pertrechos subalares; 2 motores ORPHEUS 703 de 2200 Kg de empuje para el prototipo, posteriormente debían reemplazarse por turbinas más potentes (estaban previstos los turborreactores BRISTOL SIDDELEY de 3220 Kg de empuje).

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PROYECTO I.A.48 ALA DELTA OVOIDAL
Proyecto basado en el I.A.37, avión biplaza en tándem supersónico de combate, de alta cota para todo tiempo. Construcción tipo monocasco totalmente metálico con nuevas aleaciones de duraluminio y aceros especiales de alta resistencia; alas bilargueras que alojaban los elevones (sistema de comandos con dos funciones: alerón y timón de profundidad), monoderiva; poseía asientos eyectables de última generación. Las dos plantas de poder se alojan en barquillas bajo las alas de perfil laminar; turbinas BRISTOL ORPHEUS BO-3 de 2200 Kg de empuje o ROLLS ROYCE AVON - R.A.3 de 2900 Kg de empuje. Contaba con un empuje adicional de dos cohetes instalados en popa.

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I.A. 58 PUCARÁ (1974)
Las cualidades más destacables del I.A. 58 PUCARÁ , son las siguientes: radio de giro reducido, baja velocidad de pérdida, excelente maniobrabilidad; alta capacidad operacional a baja altura, amplio radio de acción; comando sencillo aún volando con un solo motor y mantenimiento de bajo costo. Su admirable capacidad de maniobra a baja altura y una amplia gama de velocidades operativas le permiten cumplir misiones de combate sobre terrenos de severa configuración, destacándose su respuesta en la recuperación de picadas a velocidades máximas y su variedad de armamento ofensivo. Dos turbopropulsores TURBOMECA ASTAZOU XVI-G de 1050 HP c/u (inicialmente se usó turbohélice GARRET TPE-331-11 de 1000 HP); velocidad crucero 500 Km/h y 750 Km/h de picada, hélices de paso variable y reversible para el frenado en aterrizaje en 300 m. El despegue en terrenos no aptos lo efectúa con ayuda de cohetes JATO en sólo 80 m salvando un obstáculo de 15 m; su robusto tren de aterrizaje absorbe las deficiencias del terreno con ruedas duales sin cámara de baja presión.
Amplia visibilidad de cabina brindada tanto al piloto como al copiloto con desnivel de 25 cm entre ambos asientos, blindaje ventral para protección de la tripulación ante fuego antiaéreo y parabrisas frontal blindado. El cierre hermético de la cabina, climatizada, con equipamiento de oxígeno para piloto y observador/copiloto, permite un techo operativo de 10000 m con los dos turbopropulsores y de 6000 m con una sola planta de poder. Asientos eyectables MARTIN BAKER tipo O/O. Gran autonomía con dos tanques alares de 318 l de combustible c/u y dos en bodega con capacidad de 831 l. Equipado con dos cañones de 20 mm y cuatro ametralladoras de 7,62 mm con 260 y 950 proyectiles respectivamente. El armamento lanzable puede ser llevado en tres estaciones externas, una ventral con capacidad de 1000 Kg y dos colocadas bajo las alas para 250 Kg c/u; en total sus tres pilones eyectores le permiten portar 1500 Kg (bombas de 125 Kg, bombas de 250 Kg, napalm de 250 Kg, coheteras de 19 cohetes aire-tierra); se pueden seleccionar múltiples combinaciones de cohetes y bombas; el control de tiro se efectúa desde el puesto de piloto pudiendo optarse por una selección comandada convencional o por control automático programable en vuelo, con seis modos probables de lanzamiento en intervalos que pueden configurarse entre 20 milisegundos y dos segundos.


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PROYECTO I.A. 63 AVANZADO
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PROYECTO SAIA - AC - 90
En 1980 comienza un proyecto de avanzada: avión de combate para la década del '90, con proyección al siglo XXI. Fue planeada una producción real a partir de la entrega de las primeras series de entrenadores I.A.63. En el cronograma preliminar para definir el desarrollo y la producción, se dejó abierta la posibilidad de unirse a empresas extranjeras como subcontratistas. El SAIA-AC-90 debía ser impulsado por una turbina PRATT & WHITNEY E-100 PW-100. Se buscaba lograr 1600 Km/h. No se llegaron a construir. SAIA significaba Sistema de Armas Integrado Argentino.


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IA-63 Pampa Fase III (previsto para el 2013)
El AT-63 Pampa Fase III es una versión avanzada propuesta de instrucción y avión de ataque, desarrollo a obtener una mayor estructura capaz de soportar ala +7/-3 g, equipado con una turbina TFE731-40R de 1.928 Kg (4.250 libras) de empuje, montando en su nariz un telémetro láser, aleta con receptor de alerta de radar, dispensadores de bengalas y otros dos puntos de sostén en el exterior de las alas, cada uno valorado en 170 Kg (375 libras), para los misiles aire-aire. También se le reforzará el tren de aterrizaje.
La incorporación de estas nuevas capacidades le permitirá desempeñarse en operaciones tácticas como el apoyo aéreo cercano, el reconocimiento, conflictos de baja intensidad y combate aire-aire. Para ese cometido, tendrá cinco pilones que en conjunto podrán transportar una carga externa de 2.240 kilogramos. Con el nuevo motor -militar-, se pasará de los 1590 a los 1925 Kg del TFE-731-40 o sea unos 336 Kg mas de empuje.
El cockpit está dominado por un Head Up Display de Elbit que corresponde a la familia HUD SU-967 de El Op. Se trata de un HUD multimodo con doble cristal de proyección, con un campo de visión de 24 a 28 grados, que dispone de un sistema de grabación de imágenes proyectadas para su análisis posterior, las cuales también se pueden presentar en la LCD. Por debajo del mismo se encontrará el UFCP (Up Front Control Panel) y un mini-display para el ingreso de datos de comunicaciones y navegación. El alcance máximo del AT-63, sin cargas externas y con un MTOW de 4 000 kg, será de 2.100 km volando a 10.000 m.


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