La segunda parte 
:
I.A. 38 "Naranjero"
resentado también por el ingeniero Dr Reimar Horten, era un ala volante de transporte tetramotor y su construcción comenzó en 1953. El diseño estaba basado en el proyecto alemán de la II GM Horten Ho VIII. El prototipo se terminó en 1959. pero los vuelos de prueba sufrieron demoras por dificultades en el sistema de enfriamiento de los motores. Finalmente, el primer vuelo se realizó el 10 de diciembre de 1960, a cargo del comandante Rogelio Manuel BALADO. A fines de 1961. el prototipo -única unidad construida- completó sólo cuatro vuelos; las performances no fueron satisfactorias y el proyecto fue abandonado. La planta motriz eran cuatro motores I Ae 16 "El Gaucho", de nueve cilindros radiales, que desarrollaban 450 HP a 2.250 RPM y accionaban hélices propulsoras bipalas de paso fijo, pero se había previsto la instalación de los motores IA R-19 R "El Indio", de mayor potencia, La capacidad de combustible era de 1.450 litros y se trasportaba en las alas.
Monoplano de ala alta, su estructura semimonocoque bilarguera estaba construida totalmente de duraluminio, con flecha de 36,5º. Desprovisto de unidad de cola, las derivas y timones de dirección estaban ubicados en las punteras de ala. El tren de aterrizaje tenía cuatro ruedas principales fijas y una rueda de proa retráctil en el fuselaje.
La cabina de pilotaje, con dos asientos en tándem, estaba situada sobre el borde de ataque del ala. La bodega, de gran amplitud y con una capacidad de 23 m3, debía trasportar seis toneladas de carga, para lo cual incorporaba una amplia puerta posterior tipo "boca de cocodrilo", cuya lámina inferior hacia las veces de rampa al abrirse.
Lamentablemente, y a pesar de haberse solicitado su traslado al Museo Aeronáutico, este modelo único fue desguazado en su totalidad en la FMA.
Las características eran: envergadura 32 m; largo 13,50 m; alto 4,60 m; superficie alar 133 m2; trocha 2,80 m; peso vacío 8.500 kg; carga útil 7.500 Kg; peso total 16.000 kg; carga alar 120 Kg/m2; relacion peso-potencia 17,77 kg/HP: velocidad máxima 252 km/h; de crucero 215 Km/h; de aterrizaje 140 km/h; alcance 1.250 kilómetros.
I.A. 41 "Urubú"
Fue éste un planeador ala volante biplaza, con asientos lado a lado. Diseñado por el doctor Reimar Horten y basada en el horten Ho. XV, el estudio del proyecto comenzó en 1950 para finalizar su construcción y realizar el primer vuelo el año 1953. Con este planeador el piloto alemán Heinz Scheidhauer realizó la proeza de cruzar los Andes, acompañando al piloto argentino Claudio J. Dori. Tenía tren de aterrizaje triciclo retráctil y el techo de la cabina se deslizaba hacia adelante. En Alemania se construyeron algunos ejemplares con posterioridad.
Este planeador se conserva actualmente en perfecto estado en el Museo Nacional de Aeronáutica.
Características: envergadura 18 m; largo 5,80; alto 1,90; superficie alar 28 m2:
factor de carga 8; peso vacío 250 kgs; carga útil 200; peso total 450; velocidad máxima de planeo 180 km/h; velocidad máxima en tiempo recorrido, 100 km/h; relación de planeo 1:24 a 74 km h; velocidad de aterrizaje 52 km/h.
I.A. 45 "Querandí"
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Transporte ejecutivo bimotor, cuyo estudio comenzó en 1955. El segundo prototipo fue bautizado "Querandí" y lleva la designación IA 45-X.II. El primer prototipo hizo su primer vuelo de 1959 y el sgundo el 15 de noviembre de 1960 bajo el mando del piloto de prueba, cap. Roberto Starc. La planta motriz original eran dos motores Lycoming 0-320 de 150 Hp, en posición de empuje, que accionaban hélices bipala de paso variable y velocidad constante. El Querandí fue equipado posteriormente con los Lycoming 0-360 de cuatro cilindros horizontales y opuestos, que desarrollaban 180 Hp y accionaban hélices Hartzell metálizas. La capacidad de combustible era de 400 l., distribuida en dos tanques alares internos. El ala alta cantilever tenía una sección NACA 23016 y era totalmente metálica; el fuselaje, también metálico era de estructura semimonocoque. La unidad de cola era cantilever, con doble deriva, las superficies fijas metálicas, en tanto que las móviles incorporaban un marco metálico y revestimiento telado. El tren de aterrizaje, triciclo y retráctil, las ruedas principales se plegaban hacia los costados del fuselaje. En el Querandí, los alojamientos eran obturables mediante tapas de forma circulares y estaban equipados con amortiguadores oleoneumáticos. La cabina albergaba, además de la tripulación, hasta cinco pasajeros o dos camillas y un enfermero en la versión ambulancia. Los controles eran duales y el volúmen de la cabina era de cuatro metros cúbicos.
Las características generales de la versión equipada con motores Lycoming 0-360 eran: envergadura 13,75 m; largo 8,91m; alto 2,79 m; superficie alar 19,30 m2; trocha 2,14 m; peso vacío 1170 kg; carga útil 630 kg; peso total 1800 kg; carga alar.
I.A. 46 "Ranquel"
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El Ranquel ha sido diseñado para tareas agrícolas y turismo. Realizó su primer vuelo el 23 de diciembre de 1957, piloteado por el capitán Pedro Rosell.
Es un avión liviano, triplaza de ala alta con riostras, de estructura bilarguera y su construcción es de caños de aleación de aluminio revestidos en tela, con un perfil NACA 23012. Posee alerones Frise y flaps, los tanques de comssbustible se alojaron en su interior con una capacidad total de 140 litros.
El fuselaje, está construido en tubos de acero soldados y revestidos en tela, al igual que el segmento de cola con timón monoderiva. El tren de aterrizaje, fijo e independiente tiene frenos hidráulicos de disco y rueda de cola.
La planta de poder es un motor Lycoming =-320 de cuatro cilindros horizontales opuestos, refrigerados por aire de 150 Hp de potencia que acciona una hélice bipala Sensenich.
A la cabina se ingresa por puertas rebatibles a estibor; el puesto de pilotaje es central , y detrás del mismo se ubica un asiento para dos pasajeros. En la versión fumigador, un tanque de capacidad para 500 litros se aloja detrás de la cabina y se lo denomina IA-46 X-1.
Otra versión del IA-46, lleva un motor Lycoming 0-360 de 180 Hp; se lo denomina Súper-Ranquel y tiene la posibilidad de remolcar planeadores. De este versátil avión se fabricaron más de 200 unidades y todavía vuela en muchos aeroclubes.
Características: Envergadura 11.60 m; Largo 7.45 m; Alto 2.15m; Superficie alar 18 m2; Velocidad máxima 195 Km/h; techo de servicio 4000 m; alcance 6810 km.
"Guaraní I"
El "Guaraní I" fue un biturbohélice de 6500 kilos, diseñado para cumplir económicamente, misiones de transporte variado, utilizando pistas de la época. Monoplano de ala baja y tren de aterrizaje triciclo, de construcción enteramente metálica, estaba equipado con dos turbohélices "Bastán III-A", de 870 CV de potencia unitaria en el despegue y con un empuje adicional de 72 kilos, asegurando su bajo consumo específico un excelente rendimiento.
Este avión fue desarrollado sobre las bases del I.A. 35 "Huanquero", aprovechando sus excelentes condiciones aerodinámicas; el fuselaje delantero era más largo que el antecesor y se modificó la posición de la puerta de acceso. En la versión de uso ejecutivo permitía llevar 10 pasajeros, dispuestos en doble hilera, con un amplio pasillo central. Por otro lado, la disposición de la puerta del Guaraní I permitía su utilización para el transporte y lanzamiento de 15 paracaidistas, con su correspondiente equipo.
El alcance, con reserva y dos tanques de puntera de ala, con 350 litros cada uno, en sus diferentes misiones y a una velocidad de crucero de 400 km/h y altura de vuelo de 3000 m, llega a 2150 km. Sin tanques auxiliares y con reserva, el alcance es de 1750 km.
El desarrollo posterior de este avión llevó al IA 50 GII.
Dimensiones: Envergadura 19.53 m; largo 14.95 m; alto 4.10 m; superficie alar total 42.18 m2; alargamiento 9; ahusamiento 0.4; diedro 7º.
Velocidad de crucero a potencia máxima contínua (0 metro) 420 km/h; idem (3000 m) 440 km/h; idem (6000 m) 436 km/h. Techo práctico 9000 m.
I.A. 50 "GII"
Mientras se construía el Guaraní I, los ingenieros de la FMA se abocaron a continuar con el desarrollo del diseño anterior, con la idea de lograr un modelo de avión, que cubriera la franja de aviones bimotores entre los ejecutivos de 5 a 9 plazas y los de transporte comercial en ese momento inexistente en el mercado , con cabina multipropósito.
Su diseño sencillo permite un fácil mantenimiento. La capacidad es de tres tripulantes y hasta 14 pasajeros. Su principal defecto fue la imposibilidad de presurizarlo a causa de su sección cuadrada.
El prototipo matriculado TX-01, realizó su primer vuelo el 23 de abril de 1963 y pronto la Fuerza Aérea Argentina pidió la construcción de 14 aviones, destinado al transporte, relevamiento fotográfico y entrenamiento de navegación. Se los destinó al escuadrón III de transporte de la 1ª Brigada Aérea y se los matriculó T-110 en adelante.
También prestaron servicios en otros organismos oficiales, gobernaciones, Policía Federal y una aerolínea local.
Envergadura: 19,59 m; Largo: 15,49 m; alto 5,76 m; superficie alar 42 m2; velocidad máxima 490 km/h (nivelado), velocidad de crucero 420 km/h; techo de servicio 12500 ; alcance máximo 2200 km.
I.A. 58 "Pucará"
Mas fotos e info en este post
El proyecto y construcción de este avión fue realizado de acuerdo con los requerimientos formulados por el Comando en Jefe de la Fuerza Aérea y presentados oficialmente al Area de Material Córdoba al comenzar 1968. La construcción del primer prototipo se inició en setiembre del mismo año, el cual realizó su primer vuelo el 16 de agosto de 1969. El primer prototipo fue equipado con dos turbohélices Garret TPE 331 de 904 ESHP, aunque para los aparatos de serie se seleccionó el Turbomeca "Astazou XVI-G" de 1021 ESHP.
El Pucará es el único avión producido en la FMA que vio acción de combate ya que fue utilizado por la Fuerza Aérea Argentina en el conflicto de las Malvinas.
El "Pucará" es un biplaza de ataque y apoyo táctico, de construcción enteramente metálica y sus características generales son: Envergadura 14,50 m; longitud 14,25 m; alto 5,36 m; superficie alar 30,30 m2; peso vacío 3985 kg; peso máximo en el despegue 6625 kg; peso máximo en el aterrizaje 5800 kg; carga útil 2640 kg; velocidad máxima a 3000 m de altitud, 520 km/h; velocidad máxima de picada 750 km/h; velocidad máxima de crucero 485 km/h; velocidad ascensional a nivel del mar 18 m/as; distancia de despegue sobre obstáculo de 15 m, 420 m; distancia de aterrizaje en las misma condiciones 230 m; alcance normal 1400 km; alcance máximo en vuelo "ferry" 3400 km.
El armamento fijo está constituido por cuatro ametralladoras de 7,62 mm ubicadas en ambos lados del fuselaje y dos cañones de 20 mm en la parte inferior de la proa. Posee además tres pilones para transportar cargas externas con un peso total de 1500 kg. Se realizaron pruebas para el lanzamiento de torpedos.
I.A. 63 "Pampa"
Mas fotos e info en este post
El Pampa ofrece excelentes cualidades de control bajo condiciones normales y criticas. Durante la aproximación al aterrizaje, aun con viento cruzado y mal tiempo responde con mucha firmeza, pudiendo soportar ráfagas de hasta 25 nudos de velocidad. Una vez en tierra rodará solamente durante 850 metros, con un peso de 3600 kg., 40° de flaps y bajo condiciones ISA. Para la aérea es capaz de realizar rizos de 350 metros de radio a solo 250 nudos de velocidad inicial. Los toneles rápidos de 360° puede completarlos en solo 2.8 segundos, a una velocidad de 0.45 Mach. Las tareas principales como entrenador son las siguientes: Transición y trabajo aéreo, acrobacia aérea, ejercicios de tirabuzón, vuelo por instrumentos básicos, maniobras tácticas.
En el diseño de la estructura existió una combinación de simplicidad y avanzada tecnología aerodinámica. El resultado es un bajo peso estructural y una buena relación costo-efectividad en la producción. Las estructuras de los cajones de los largueros y cuadernas principales, son estructuras integradas mecanizada, con fresadoras químicas y control numérico, como así también fibras compuestas. Sintéticamente los puntos principales del diseños son: *Distribución estática convencional *Estructura robusta *Buen acceso para el mantenimiento. Las característica mas sobresaliente del IA-63 es su ala de avanzada tecnología, del tipo cantilever, sin flecha y con ahusamiento. Posee un perfil transónico Dornier DO-7 con relación espesor-cuerda del 14.5% en raíz y del 12.5% en puntera. Los Flaps son del tipo Fowler de ranura única con actuación hidráulica, dándole a la aeronave un considerable aumento de la relación sustentación- resistencia al avance, y máxima sustentación al despegue. Los alerones son de movida mediante servo-actuadores Liebherr en tándem. El fuselaje es de estructura semimonocoque y están instaladas frenos de actuación hidráulicos en ambos costados posteriores del mismo. En interior del ala esta el tanque de combustible para 580 litros, en el fuselaje un tanque flexible de 400 litros, y se pueden adosar tanques suplementarios en las alas por un total de 400 litros Esta asegurado un máximo de 10 Seg de vuelo invertido gracias a una cámara para G-negativo en el tanque flexible central.
El Pampa puede ser equipado con una amplia variedad de aviónica, desde el instrumental básico hasta el mas sofisticado, haciéndolo apto para operaciones IFR ( reglas de vuelo por instrumentos. Equipo de comunicaciones VHF adicional. Sistema de intercomunicación entre pilotos. Equipo de ayuda de navegación VOR/ILS,DME y un RML. Un SINT (Sistema Integrado de Navegación y Tiro) de fabricación nacional. El sistema de aire acondicionado es Garrett, alimentado por alta y baja presión del motor, el cual provee una eficaz presurización y temperatura en cabina, oxigena el sistema de G-negativa y el sellado inflable de la cúpula.
Está equipado con controles primarios del tipo servomotores, siendo las fuerzas ejercidas en el bastón de mando simuladas por" sensación artificial". El "trimeado" sobre los tres ejes es operado mediante electromecanismos. Los comandos fueron diseñados de acuerdo a la normas MIL.F.18372, siendo regulables longitudinalmente o desplazando el asiento. Israel Aircraft Industries (IAI) desarrollo el tren de aterrizaje hidráulico del triciclo retráctil, con cubiertas de baja presión para operar en pistas no preparadas. Bajo condiciones de emergencia puede ser extendida por gravedad. El sistema de frenos posee un mecanismo antideslizamiento. Dos circuitos hidráulicos independiente son conducidos mediante bombeo del motor, trabajando a una presión nominal de 3000 PSI. El sistema de potencia N° 1 abastece los controles de vuelo primarios, tren de aterrizaje, frenos y aerofrenos, en tanto que el N° 2 opera los flaps, sistemas de frenos de emergencia y dirección de rueda de nariz.
El sistema eléctrico es alimentado principalmente por un arrancador generador de 11.5 Kw, entregando 28 Volts DC. Además esta instalado un alimentador secundario consistente de dos inversores estáticos (115 VAC/26VDC.400HZ). El motor Garett puede ser encendido desde el avión mediante la batería. El cockpit del IA63 esta equipado con dos asientos eyectables UPC/Stencel SIIIS-31A63 tipo cero-cero. El procedimiento de eyección puede ser preseleccionado desde cualquiera de ambos asientos independientemente, o en secuencia programada.
Características Envergadura: 9.69 m;Altura: 4.29 m; Largo: 10.93 m; Superficie alar: 15.63 m2 ; Carga alar: 224 kg/m2 ; Superficie del plano horizontal: 4.35 m2 ;Planta de poder fabricada por: Garret AiResearch; Modelo: FE731-2-2N; Empuje estático: 1590 kg; Consumo especifico de combustible: 0.5 kg/h Peso normal de despegue: 3500 kg; peso máximo de despegue: 4650 kg; capacidad total de combustible: 1115 kg (1380 L); Carrera de despegue (ISA a nivel del mar): 400m; velocidad máxima en vuelo recto: 740 km/h; Velocidad de trepada: 27 m/s; Techo de servicio: 12900m; Autonomía: 2.8 Hs; Alcance (A 4000 m y 555 k/h): 1500 km.
Aviones Industria Argentina (Parte I)
Aviones Industria Argentina (Parte II)
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I.A. 38 "Naranjero"
resentado también por el ingeniero Dr Reimar Horten, era un ala volante de transporte tetramotor y su construcción comenzó en 1953. El diseño estaba basado en el proyecto alemán de la II GM Horten Ho VIII. El prototipo se terminó en 1959. pero los vuelos de prueba sufrieron demoras por dificultades en el sistema de enfriamiento de los motores. Finalmente, el primer vuelo se realizó el 10 de diciembre de 1960, a cargo del comandante Rogelio Manuel BALADO. A fines de 1961. el prototipo -única unidad construida- completó sólo cuatro vuelos; las performances no fueron satisfactorias y el proyecto fue abandonado. La planta motriz eran cuatro motores I Ae 16 "El Gaucho", de nueve cilindros radiales, que desarrollaban 450 HP a 2.250 RPM y accionaban hélices propulsoras bipalas de paso fijo, pero se había previsto la instalación de los motores IA R-19 R "El Indio", de mayor potencia, La capacidad de combustible era de 1.450 litros y se trasportaba en las alas.
Monoplano de ala alta, su estructura semimonocoque bilarguera estaba construida totalmente de duraluminio, con flecha de 36,5º. Desprovisto de unidad de cola, las derivas y timones de dirección estaban ubicados en las punteras de ala. El tren de aterrizaje tenía cuatro ruedas principales fijas y una rueda de proa retráctil en el fuselaje.
La cabina de pilotaje, con dos asientos en tándem, estaba situada sobre el borde de ataque del ala. La bodega, de gran amplitud y con una capacidad de 23 m3, debía trasportar seis toneladas de carga, para lo cual incorporaba una amplia puerta posterior tipo "boca de cocodrilo", cuya lámina inferior hacia las veces de rampa al abrirse.
Lamentablemente, y a pesar de haberse solicitado su traslado al Museo Aeronáutico, este modelo único fue desguazado en su totalidad en la FMA.
Las características eran: envergadura 32 m; largo 13,50 m; alto 4,60 m; superficie alar 133 m2; trocha 2,80 m; peso vacío 8.500 kg; carga útil 7.500 Kg; peso total 16.000 kg; carga alar 120 Kg/m2; relacion peso-potencia 17,77 kg/HP: velocidad máxima 252 km/h; de crucero 215 Km/h; de aterrizaje 140 km/h; alcance 1.250 kilómetros.
I.A. 41 "Urubú"
Fue éste un planeador ala volante biplaza, con asientos lado a lado. Diseñado por el doctor Reimar Horten y basada en el horten Ho. XV, el estudio del proyecto comenzó en 1950 para finalizar su construcción y realizar el primer vuelo el año 1953. Con este planeador el piloto alemán Heinz Scheidhauer realizó la proeza de cruzar los Andes, acompañando al piloto argentino Claudio J. Dori. Tenía tren de aterrizaje triciclo retráctil y el techo de la cabina se deslizaba hacia adelante. En Alemania se construyeron algunos ejemplares con posterioridad.
Este planeador se conserva actualmente en perfecto estado en el Museo Nacional de Aeronáutica.
Características: envergadura 18 m; largo 5,80; alto 1,90; superficie alar 28 m2:
factor de carga 8; peso vacío 250 kgs; carga útil 200; peso total 450; velocidad máxima de planeo 180 km/h; velocidad máxima en tiempo recorrido, 100 km/h; relación de planeo 1:24 a 74 km h; velocidad de aterrizaje 52 km/h.
I.A. 45 "Querandí"
?dc=4675569617124949994
Transporte ejecutivo bimotor, cuyo estudio comenzó en 1955. El segundo prototipo fue bautizado "Querandí" y lleva la designación IA 45-X.II. El primer prototipo hizo su primer vuelo de 1959 y el sgundo el 15 de noviembre de 1960 bajo el mando del piloto de prueba, cap. Roberto Starc. La planta motriz original eran dos motores Lycoming 0-320 de 150 Hp, en posición de empuje, que accionaban hélices bipala de paso variable y velocidad constante. El Querandí fue equipado posteriormente con los Lycoming 0-360 de cuatro cilindros horizontales y opuestos, que desarrollaban 180 Hp y accionaban hélices Hartzell metálizas. La capacidad de combustible era de 400 l., distribuida en dos tanques alares internos. El ala alta cantilever tenía una sección NACA 23016 y era totalmente metálica; el fuselaje, también metálico era de estructura semimonocoque. La unidad de cola era cantilever, con doble deriva, las superficies fijas metálicas, en tanto que las móviles incorporaban un marco metálico y revestimiento telado. El tren de aterrizaje, triciclo y retráctil, las ruedas principales se plegaban hacia los costados del fuselaje. En el Querandí, los alojamientos eran obturables mediante tapas de forma circulares y estaban equipados con amortiguadores oleoneumáticos. La cabina albergaba, además de la tripulación, hasta cinco pasajeros o dos camillas y un enfermero en la versión ambulancia. Los controles eran duales y el volúmen de la cabina era de cuatro metros cúbicos.
Las características generales de la versión equipada con motores Lycoming 0-360 eran: envergadura 13,75 m; largo 8,91m; alto 2,79 m; superficie alar 19,30 m2; trocha 2,14 m; peso vacío 1170 kg; carga útil 630 kg; peso total 1800 kg; carga alar.
I.A. 46 "Ranquel"
?dc=4675569617229992168
El Ranquel ha sido diseñado para tareas agrícolas y turismo. Realizó su primer vuelo el 23 de diciembre de 1957, piloteado por el capitán Pedro Rosell.
Es un avión liviano, triplaza de ala alta con riostras, de estructura bilarguera y su construcción es de caños de aleación de aluminio revestidos en tela, con un perfil NACA 23012. Posee alerones Frise y flaps, los tanques de comssbustible se alojaron en su interior con una capacidad total de 140 litros.
El fuselaje, está construido en tubos de acero soldados y revestidos en tela, al igual que el segmento de cola con timón monoderiva. El tren de aterrizaje, fijo e independiente tiene frenos hidráulicos de disco y rueda de cola.
La planta de poder es un motor Lycoming =-320 de cuatro cilindros horizontales opuestos, refrigerados por aire de 150 Hp de potencia que acciona una hélice bipala Sensenich.
A la cabina se ingresa por puertas rebatibles a estibor; el puesto de pilotaje es central , y detrás del mismo se ubica un asiento para dos pasajeros. En la versión fumigador, un tanque de capacidad para 500 litros se aloja detrás de la cabina y se lo denomina IA-46 X-1.
Otra versión del IA-46, lleva un motor Lycoming 0-360 de 180 Hp; se lo denomina Súper-Ranquel y tiene la posibilidad de remolcar planeadores. De este versátil avión se fabricaron más de 200 unidades y todavía vuela en muchos aeroclubes.
Características: Envergadura 11.60 m; Largo 7.45 m; Alto 2.15m; Superficie alar 18 m2; Velocidad máxima 195 Km/h; techo de servicio 4000 m; alcance 6810 km.
"Guaraní I"
El "Guaraní I" fue un biturbohélice de 6500 kilos, diseñado para cumplir económicamente, misiones de transporte variado, utilizando pistas de la época. Monoplano de ala baja y tren de aterrizaje triciclo, de construcción enteramente metálica, estaba equipado con dos turbohélices "Bastán III-A", de 870 CV de potencia unitaria en el despegue y con un empuje adicional de 72 kilos, asegurando su bajo consumo específico un excelente rendimiento.
Este avión fue desarrollado sobre las bases del I.A. 35 "Huanquero", aprovechando sus excelentes condiciones aerodinámicas; el fuselaje delantero era más largo que el antecesor y se modificó la posición de la puerta de acceso. En la versión de uso ejecutivo permitía llevar 10 pasajeros, dispuestos en doble hilera, con un amplio pasillo central. Por otro lado, la disposición de la puerta del Guaraní I permitía su utilización para el transporte y lanzamiento de 15 paracaidistas, con su correspondiente equipo.
El alcance, con reserva y dos tanques de puntera de ala, con 350 litros cada uno, en sus diferentes misiones y a una velocidad de crucero de 400 km/h y altura de vuelo de 3000 m, llega a 2150 km. Sin tanques auxiliares y con reserva, el alcance es de 1750 km.
El desarrollo posterior de este avión llevó al IA 50 GII.
Dimensiones: Envergadura 19.53 m; largo 14.95 m; alto 4.10 m; superficie alar total 42.18 m2; alargamiento 9; ahusamiento 0.4; diedro 7º.
Velocidad de crucero a potencia máxima contínua (0 metro) 420 km/h; idem (3000 m) 440 km/h; idem (6000 m) 436 km/h. Techo práctico 9000 m.
I.A. 50 "GII"
Mientras se construía el Guaraní I, los ingenieros de la FMA se abocaron a continuar con el desarrollo del diseño anterior, con la idea de lograr un modelo de avión, que cubriera la franja de aviones bimotores entre los ejecutivos de 5 a 9 plazas y los de transporte comercial en ese momento inexistente en el mercado , con cabina multipropósito.
Su diseño sencillo permite un fácil mantenimiento. La capacidad es de tres tripulantes y hasta 14 pasajeros. Su principal defecto fue la imposibilidad de presurizarlo a causa de su sección cuadrada.
El prototipo matriculado TX-01, realizó su primer vuelo el 23 de abril de 1963 y pronto la Fuerza Aérea Argentina pidió la construcción de 14 aviones, destinado al transporte, relevamiento fotográfico y entrenamiento de navegación. Se los destinó al escuadrón III de transporte de la 1ª Brigada Aérea y se los matriculó T-110 en adelante.
También prestaron servicios en otros organismos oficiales, gobernaciones, Policía Federal y una aerolínea local.
Envergadura: 19,59 m; Largo: 15,49 m; alto 5,76 m; superficie alar 42 m2; velocidad máxima 490 km/h (nivelado), velocidad de crucero 420 km/h; techo de servicio 12500 ; alcance máximo 2200 km.
I.A. 58 "Pucará"
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El proyecto y construcción de este avión fue realizado de acuerdo con los requerimientos formulados por el Comando en Jefe de la Fuerza Aérea y presentados oficialmente al Area de Material Córdoba al comenzar 1968. La construcción del primer prototipo se inició en setiembre del mismo año, el cual realizó su primer vuelo el 16 de agosto de 1969. El primer prototipo fue equipado con dos turbohélices Garret TPE 331 de 904 ESHP, aunque para los aparatos de serie se seleccionó el Turbomeca "Astazou XVI-G" de 1021 ESHP.
El Pucará es el único avión producido en la FMA que vio acción de combate ya que fue utilizado por la Fuerza Aérea Argentina en el conflicto de las Malvinas.
El "Pucará" es un biplaza de ataque y apoyo táctico, de construcción enteramente metálica y sus características generales son: Envergadura 14,50 m; longitud 14,25 m; alto 5,36 m; superficie alar 30,30 m2; peso vacío 3985 kg; peso máximo en el despegue 6625 kg; peso máximo en el aterrizaje 5800 kg; carga útil 2640 kg; velocidad máxima a 3000 m de altitud, 520 km/h; velocidad máxima de picada 750 km/h; velocidad máxima de crucero 485 km/h; velocidad ascensional a nivel del mar 18 m/as; distancia de despegue sobre obstáculo de 15 m, 420 m; distancia de aterrizaje en las misma condiciones 230 m; alcance normal 1400 km; alcance máximo en vuelo "ferry" 3400 km.
El armamento fijo está constituido por cuatro ametralladoras de 7,62 mm ubicadas en ambos lados del fuselaje y dos cañones de 20 mm en la parte inferior de la proa. Posee además tres pilones para transportar cargas externas con un peso total de 1500 kg. Se realizaron pruebas para el lanzamiento de torpedos.
I.A. 63 "Pampa"
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El Pampa ofrece excelentes cualidades de control bajo condiciones normales y criticas. Durante la aproximación al aterrizaje, aun con viento cruzado y mal tiempo responde con mucha firmeza, pudiendo soportar ráfagas de hasta 25 nudos de velocidad. Una vez en tierra rodará solamente durante 850 metros, con un peso de 3600 kg., 40° de flaps y bajo condiciones ISA. Para la aérea es capaz de realizar rizos de 350 metros de radio a solo 250 nudos de velocidad inicial. Los toneles rápidos de 360° puede completarlos en solo 2.8 segundos, a una velocidad de 0.45 Mach. Las tareas principales como entrenador son las siguientes: Transición y trabajo aéreo, acrobacia aérea, ejercicios de tirabuzón, vuelo por instrumentos básicos, maniobras tácticas.
En el diseño de la estructura existió una combinación de simplicidad y avanzada tecnología aerodinámica. El resultado es un bajo peso estructural y una buena relación costo-efectividad en la producción. Las estructuras de los cajones de los largueros y cuadernas principales, son estructuras integradas mecanizada, con fresadoras químicas y control numérico, como así también fibras compuestas. Sintéticamente los puntos principales del diseños son: *Distribución estática convencional *Estructura robusta *Buen acceso para el mantenimiento. Las característica mas sobresaliente del IA-63 es su ala de avanzada tecnología, del tipo cantilever, sin flecha y con ahusamiento. Posee un perfil transónico Dornier DO-7 con relación espesor-cuerda del 14.5% en raíz y del 12.5% en puntera. Los Flaps son del tipo Fowler de ranura única con actuación hidráulica, dándole a la aeronave un considerable aumento de la relación sustentación- resistencia al avance, y máxima sustentación al despegue. Los alerones son de movida mediante servo-actuadores Liebherr en tándem. El fuselaje es de estructura semimonocoque y están instaladas frenos de actuación hidráulicos en ambos costados posteriores del mismo. En interior del ala esta el tanque de combustible para 580 litros, en el fuselaje un tanque flexible de 400 litros, y se pueden adosar tanques suplementarios en las alas por un total de 400 litros Esta asegurado un máximo de 10 Seg de vuelo invertido gracias a una cámara para G-negativo en el tanque flexible central.
El Pampa puede ser equipado con una amplia variedad de aviónica, desde el instrumental básico hasta el mas sofisticado, haciéndolo apto para operaciones IFR ( reglas de vuelo por instrumentos. Equipo de comunicaciones VHF adicional. Sistema de intercomunicación entre pilotos. Equipo de ayuda de navegación VOR/ILS,DME y un RML. Un SINT (Sistema Integrado de Navegación y Tiro) de fabricación nacional. El sistema de aire acondicionado es Garrett, alimentado por alta y baja presión del motor, el cual provee una eficaz presurización y temperatura en cabina, oxigena el sistema de G-negativa y el sellado inflable de la cúpula.
Está equipado con controles primarios del tipo servomotores, siendo las fuerzas ejercidas en el bastón de mando simuladas por" sensación artificial". El "trimeado" sobre los tres ejes es operado mediante electromecanismos. Los comandos fueron diseñados de acuerdo a la normas MIL.F.18372, siendo regulables longitudinalmente o desplazando el asiento. Israel Aircraft Industries (IAI) desarrollo el tren de aterrizaje hidráulico del triciclo retráctil, con cubiertas de baja presión para operar en pistas no preparadas. Bajo condiciones de emergencia puede ser extendida por gravedad. El sistema de frenos posee un mecanismo antideslizamiento. Dos circuitos hidráulicos independiente son conducidos mediante bombeo del motor, trabajando a una presión nominal de 3000 PSI. El sistema de potencia N° 1 abastece los controles de vuelo primarios, tren de aterrizaje, frenos y aerofrenos, en tanto que el N° 2 opera los flaps, sistemas de frenos de emergencia y dirección de rueda de nariz.
El sistema eléctrico es alimentado principalmente por un arrancador generador de 11.5 Kw, entregando 28 Volts DC. Además esta instalado un alimentador secundario consistente de dos inversores estáticos (115 VAC/26VDC.400HZ). El motor Garett puede ser encendido desde el avión mediante la batería. El cockpit del IA63 esta equipado con dos asientos eyectables UPC/Stencel SIIIS-31A63 tipo cero-cero. El procedimiento de eyección puede ser preseleccionado desde cualquiera de ambos asientos independientemente, o en secuencia programada.
Características Envergadura: 9.69 m;Altura: 4.29 m; Largo: 10.93 m; Superficie alar: 15.63 m2 ; Carga alar: 224 kg/m2 ; Superficie del plano horizontal: 4.35 m2 ;Planta de poder fabricada por: Garret AiResearch; Modelo: FE731-2-2N; Empuje estático: 1590 kg; Consumo especifico de combustible: 0.5 kg/h Peso normal de despegue: 3500 kg; peso máximo de despegue: 4650 kg; capacidad total de combustible: 1115 kg (1380 L); Carrera de despegue (ISA a nivel del mar): 400m; velocidad máxima en vuelo recto: 740 km/h; Velocidad de trepada: 27 m/s; Techo de servicio: 12900m; Autonomía: 2.8 Hs; Alcance (A 4000 m y 555 k/h): 1500 km.
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