domingo, 6 de agosto de 2017

El Avian 2/180 Gyroplane

Es una pequeña aeronave de 2 plazas, es un autogiro experimental, que ha tenido una producción continua, pero que fue muy corta, los altos costos de fabricación impidieron un mayor desarrollo. Diseñado para transportar de 2 a 3 pasajeros, el Gyroplane tenía un rotor de 11 m de diámetro, una longitud de 4,92 m y una altura de 2,62 m. El vehículo pesaba sólo 490 kg vacío con un peso normal cargado de 775 kg.
 
Tiene la particularidad de poder despegar en tramos cortos. Después de poner el rotor en movimiento por la toma vertical, se transfiere rápidamente el movimiento del motor a la hélice de empuje de 4 palas, y esta transmite el empuje desde la cola, para provocar el despegue corto, mientras se encuentra en rotación el rotor principal.

El motor de 4 cilindros opuestos refrigerado por aire, era un Lycoming LO-360 de 200hp, que le permitía volar a 193km/h con un buen desempeño, impulsando una hélice de empuje dentro de un conducto circular. También  impulsa una transmisión de correa que acciona el rotor de arriba. La versión de producción utilizó boquillas de aire comprimido en las puntas de las palas para propulsión. El rotor superior tenía tres palas, con bisagras de aleteo. Las palas tenían tubo de acero y vástagos de borde de ataque, núcleo de madera y revestimiento de fibra de vidrio, y utilizaron una configuración NACA 0015. 
 
Poseía un fuselaje en forma de huevo totalmente metálico con una cabina de dos asientos en tándem en la parte delantera encerrada por una gran burbuja, tenía un tren de aterrizaje triciclo no retráctil con una rueda orientable de la nariz y frenos de disco. 

El prototipo (CF-LKF-X) voló por primera vez a principios de 1960, pero posteriormente fue dañado de forma irreparable y fue seguido por un segundo avión similar (CF-MTV-X) el 16 de febrero de 1961.

Había realmente dos prototipos que fueron construidos, el 2 / 180A que utilizó las boquillas de aire comprimido en las extremidades del rotor para los saltos-comienzan. El prototipo 2 / 180B usó una impulsión mecánica al rotor. 

La aeronave tenía una velocidad máxima de 265 km / h y una velocidad de pérdida de 40km / h. Tenía un techo de servicio de 4300 m y un rango de 650 km, junto con una velocidad vertical de ascenso al nivel del mar de 5m / s. 
 
Características generales: 
    Tripulación: 2 
    Longitud: 16 pies (4,88 m) 
    Altura: 7 pies 4 pulg (2,24 m) 
    Peso en vacío: 1400 lb (635 kg) 
    Peso máximo de despegue: 2000 lb (907 kg) 
    Planta de poder: 1 motor Lycoming IO-360 de 4 cilindros horizontalmente opuestos
    Potencia: 200 caballos de fuerza (150 kilovatios) 
    Diámetro del rotor principal: 37 pies (11 m) 
    Área del rotor principal: 99,9 m 2 
    Propulsores: velocidad constante Hartzell de 2 palas  
 
Performance:
    Velocidad máxima: 120 mph (193 km / h) 
    Velocidad de crucero: 105 km / h (169 km / h) 
    Autonomía: 650 km
    Límite de servicio: 14000 pies (4300 m) 

    Velocidad de trepada: 870 pies / min (4,4 m / s) a nivel del mar

domingo, 30 de julio de 2017

El Mitsubishi MU-2

Este es un avión utilitario turbohélice construido por la empresa japonesa Mitsubishi. 

La empresa comenzó en 1956 el diseño de un transporte ligero utilitario que sería propulsado por dos turbohélices y al que se designó como Mitsubishi MU-2.   

Es un monoplano cantilever de ala alta con fuselaje presurizado, tren de aterrizaje triciclo retráctil y dos motores turbohélice de implantación alar, es adecuado para una variedad de funciones civiles y militares, el MU-2 voló por primera vez el 14 de septiembre de 1963.

La principal particularidad de esta aeronave es que la FAA determina que se debe realizar la capacitación específica para el MU-2, como se hace en otras aeronaves.  

Debido a que el avión ofrece un rendimiento muy alto a un costo relativamente bajo, algunos de sus operadores carecen de capacitación y experiencia suficientes para un avión tan avanzado. La certificación de piloto requiere un respaldo simple de los certificados de piloto para los aviones bimotores mucho más lentos.

Una característica de diseño es su alta velocidad de crucero, mientras que tiene una velocidad de aterrizaje baja. Esto se logra mediante el uso de aletas de doble ranura en el borde posterior del ala. Estas aletas dan un área de ala comparable a un Beechcraft King Air en la configuración de aterrizaje, mientras que tienen un área de ala comparable a un jet en modo de crucero.

Características generales: 
Tripulación: 1 ó 2 pilotos  
Capacidad: Hasta 12 pasajeros.  
Longitud: 12,01 m  
Envergadura: 11,94 m  
Altura: 4,17 m  
Superficie alar: 16,55 m²  
Peso vacío: 3433 kg  
Peso máximo al despegue: 5250 kg  
Planta motriz: 2 motores Turbohélice Garrett TPE331-6-251M.  
Potencia: 579 kW cada uno.  

Performance:
Velocidad a no exceder (Vne): 547 km/h  
Velocidad crucero (Vc): 483 km/h  
Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 142 km/h  
Autonomía: 1931 km (1200 millas)  
Techo de servicio: 9020 m


domingo, 2 de julio de 2017

El Irkut A-002

Este es un autogiro de tres plazas, con configuración de empuje, está desarrollado en Rusia.

cuenta con una cabina aerodinámica cerrada, se accede por grandes puertas laterales con ventanas, está hecha de duraluminio y está remachada. Los dos asientos delanteros tienen control dual y hay un tercer asiento detrás.


La configuración de empuje está completamente cerrada por carenados, que protegen el motor AviaSmart y sus unidades, cuenta con un par de entradas de aire de refrigeración por encima de su techo.

La línea de empuje de la hélice está a la altura del techo de la cabina, al igual que las entradas de aire.

El rotor de 2 palas está montado en un pilón aerodinámico en la parte trasera de la cabina. En vuelo, el rotor no está accionado, pero puede ser girado por el motor para arranques de salto realizados sin carrera de despegue. El despegue corto es posible cuando la velocidad del viento excede los 8 m/s, de lo contrario se necesita recorrer pista unos 15 m.
 
Características generales: 
Tripulación: 1 o 2 pilotos
Longitud: 4,98 m (16 pies 4 pulg) de fuselaje, sin incluir el rotor 
Ancho: 2,40 m (7 pies 10 pulg.) entre ambas ruedas 
Altura: 3,20 m (10 pies 6 pulg) sin rotor 
Peso en vacío: 420 kg (926 lb) 
Peso máximo de despegue: 800 kg (1764 lb) sobrecargado (normal = 750 kg) 
Capacidad del combustible: 108 kg: 150 L (39,6 galones de los EEUU, gal de 33,0 Imp) 
Planta de poder: 1 motor AviaSmart B-H4K de 4 tiempos de 4 cilindros con refrigeración de fluido; con unidad de control digital 
Diámetro del rotor principal: rotor de 2 palas, de 10,30 m (33 pies 10 pulg) 
Área de barrido del rotor principal: 83,32 m2 (896,8 pies cuadrados)
Hélices: de 2 hojas, 1,90 m (6 pies 3 pulg.) De diámetro de paso fijo, en configuración de empuje 

Performance:
Velocidad máxima: 210 km/h (130 mph) 
Velocidad de crucero: 180 km/h (112 mph) 
Velocidad de descenso: 40 km / h (25 mph)
Autonomía: 620 km (335 millas) 
Resistencia: 3h 30min 
Techo de servicio: 3000 m (9800 pies) 
Velocidad de ascenso: 5 m/s (980 pies/min)  

Carga máxima del disco rotor: 12,36 kg / m2 (2,53 lb / pie cuadrado) 

domingo, 25 de junio de 2017

El Barón Rojo y su pañuelo

Su verdadero nombre es Manfred Von Richthofen (1892-1918), y fue un célebre aviador de la Primera Guerra Mundial. Se convirtió en héroe nacional, consiguiendo la Medalla al Mérito Militar, y logró que su unidad derribase hasta 644 aviones con sólo 56 bajas.

Se cuenta que Manfred tenía como particularidad, que al hacer maniobras cerradas para combatir con su avión, solía apretar su pañuelo para impedir que la sangre deje de irrigar el cerebro, y así impedir entrar en un descenso de presión arterial, que le nublaría la visión.

Manfred murió con solo 25 años de edad. Según las fuentes oficiales, el capitán canadiense Roy Brown acabó con la vida de Manfred. Sin embargo, las nuevas investigaciones parecen indicar que fue el soldado de infantería australiano Evans el que le disparó desde tierra. La bala entró por el lado derecho del pecho y le causó heridas en los pulmones, el hígado, el corazón, la arteria aorta y la vena cava antes de salir. Según los forenses, tardó un minuto antes de perder la consciencia y poco más en morir.

Su entierro fue realizado, con todos los honores militares, por los británicos. Su ataúd, cubierto de flores, fue llevado a hombros por seis militares. En el momento del entierro, 7 soldados australianos presentaron armas y lanzaron tres salvas en su honor. En su lápida, situada en el lugar donde cayó, se inscribió el siguiente epitafio: "Aquí yace un valiente, un noble adversario y un verdadero hombre de honor. Que descanse en paz".

Su avión era un Fokker Dr I Dreidecker triplano, con motor Oberursel Ur.II 9-Zylinder Umlaufmotor de 110 HP, con una Vel. Máx. de 185 km/h, y un techo de servicio de 5000 m.


sábado, 3 de junio de 2017

¿Qué es el controlador de velocidad constante, o CSD?

Un (CSD) es una caja de cambios mecánica que toma de un eje de entrada girando a una amplia gama de velocidades, para entregar esta potencia a un eje de salida que gira a una velocidad constante, a pesar de tener la entrada con una velocidad variable.  


Se utilizan para impulsar los generadores eléctricos, que requieren una velocidad de entrada constante.  

Estos generadores de velocidad constante se encuentran generalmente como parte de las impulsiones accesorias de los motores de la turbina de avión.

Los CSD se encuentran generalmente suministrando velocidad constante desde la caja de accesorios.

Los CSD se utilizan principalmente en aviones de pasajeros y motores de aviones militares para impulsar el generador eléctrico de corriente alterna (CA). Para producir el voltaje apropiado a una frecuencia CA constante, usualmente trifásico 115 VAC a 400 Hz, un generador necesita girar a una velocidad específica constante (típicamente 6000 RPM para generadores enfriados por aire). 


Dado que la velocidad de la caja de accesorios del motor a reacción varía de ralentí a plena potencia en muy poco tiempo, se hace necesario usar un variador de velocidad constante (CSD), que toma la salida de velocidad variable de la caja de accionamiento de accesorios y produce hidroeléctricamente una RPM de salida constante.

domingo, 7 de mayo de 2017

¿Qué es la inspección boroscópica?

Son las inspecciones visuales en aquellos lugares inaccesibles para el ojo humano, realizadas  con la ayuda de un equipo óptico, el boroscopio.
 
El boroscopio, es un dispositivo largo y delgado en forma de varilla flexible.


Son imprescindibles para inspeccionar las partes internas sin realizar grandes desmontajes de partes.

En el interior del tubo del boroscopio hay un sistema telescópico con numerosas lentes, que aportan una gran definición de la imagen, y está equipado con una intensa fuente de luz, para definir mejor la imagen.

La imagen puede verse en un monitor, en la lente principal del aparato, o ser registrada en una computadora o en un celular, para su posterior análisis.

La principal ventaja de este tipo de inspecciones es que facilitan el mantenimiento de la turbina sin tener que desmontar nada, y permiten guardar las imágenes, para su consulta posterior.


viernes, 28 de abril de 2017

El Winglet



Estos dispositivos están diseñados para mejorar la eficiencia del flujo de aire en los aviones de ala fija.

El concepto inicial se remonta a 1897, cuando el ingeniero inglés Frederick W. Lanchester patentó el uso de estos dispositivos en los extremos de las alas, como un método para controlar los vórtices de las alas.

Existen varios tipos de dispositivos de punta de ala, y aunque funcionan de diferentes maneras, su efecto deseado es siempre reducir la resistencia de la aeronave por recuperación parcial de la energía vórtice de la punta y mejorar la seguridad para los siguientes aviones.

El vórtice de la punta de la aguja, que gira alrededor de debajo del ala, golpea la superficie abombada del winglet, generando una fuerza en los ángulos hacia adentro y ligeramente hacia adelante.

El winglet convierte algo de la energía desperdiciada en el vortex en parte del empuje aparente.

También hay un beneficio potencial, donde reducen la intensidad de los vórtices de las alas, que se deslizan detrás del avión y representan un peligro para otros aviones, tanto en vuelo como en aterrizajes y despegues. La reducción de arrastre permitida por winglets también puede reducir la distancia de despegue requerida.

lunes, 6 de febrero de 2017

36° Convención en Vuelo de la EAA Argentina

 EAA Argentina

La institución necesita de su participación, súmese como colaborador, expositor, sponsor o simplemente como espectador.

Como llegar:
Si accede por vía terrestre: 
El aeródromo se encuentra ubicado sobre la ruta 6 y el arroyo “la Choza” a 10 minutos del cruce de acceso Oeste y ruta Nº 6, en dirección a Cañuelas, (partido de Gral. Rodríguez.).

Si accede en vuelo: 
Cuenta con pista de césped de 1540 Mts 16/34
Coordenadas 34º 40' Sur - 59º 02' Oeste
Recuerde que en este aeródromo el circuito de transito es SIEMPRE al oeste de la pista.

No es obligatorio ingresar con radio, pero se recomienda su uso para seguridad de todos, durante los dos días del evento se estara operando en: 118.0 Mz

domingo, 25 de diciembre de 2016

El Pegasus PE-210A

Este es un avión Canard, monomotor, de entrenamiento, desarrollado en México.
 
Tiene un motor Lycoming AEIO-390 acrobático montado en la parte posterior con su hélice recubierta por un ducto protector.
 
La cabina de 2 plazas en tándem con controles de mando en cada una, el asiento trasero se encuentra a un nivel superior con respecto al asiento delantero, lo cual permite una visión de 300° verticales y 240° horizontales.
 
Características generales
* Tripulación: 2 pilotos
* Longitud: 7,4 m
* Envergadura: 8,9 m
* Superficie alar: 12,5 m^2
* Superficie del canard: 1,48 m2
* Peso máximo: 1250 kg
* Carga útil: 350 kg
* Planta motriz: 1 motor Lycoming AEIO-390
* Empuje: 210 HP
* Capacidad de combustible: 210 Litros
Rendimiento
* Velocidad máxima: 221 nudos / 410 km/h
* Velocidad crucero: 162 nudos / 300 km/h
* Velocidad de entrada en pérdida: 64 nudos / 118 km/h
* Techo de vuelo: 18000 ft / 5400 m
* Autonomía: 864 NMi / 1600 km

viernes, 9 de diciembre de 2016

Auditoría de Seguridad Operacional de Línea (LOSA)

Esta auditoria de seguridad de operaciones es vista como una forma importante de ayudar a desarrollar contramedidas a los errores de manejo/operación.


Se trata de un programa estructurado de observación de las actividades de primera línea, construidos en torno a la gestión de amenazas y errores (TEM).

Su objetivo es identificar amenazas a la seguridad operativa, identificar y minimizar los riesgos que son el origen de tales amenazas e implementar medidas para manejar los aspectos de error humano del riesgo residual.

Proporciona una manera de evaluar el nivel de resiliencia organizacional a las amenazas sistémicas de acuerdo con los principios de un enfoque basado en datos. 

Se utilizan observadores capacitados para recolectar datos sobre el comportamiento del piloto y su contexto situacional en vuelos "normales" desde asientos secundarios en la mientras transcurre el vuelo.

Este monitoreo permite capturar datos que pueden caracterizar estrategias piloto para manejar "amenazas, errores y estados indeseables".

Las auditorias se llevan a cabo bajo estrictas condiciones de no peligro; por lo tanto, las tripulaciones de vuelo no son responsables de sus acciones y errores que se observan.

Durante los vuelos que se están auditando, los observadores registran y codifican: 
  • Amenazas potenciales a la seguridad; 
  • Cómo se abordan las amenazas; 
  • Los errores que tales amenazas generan; 
  • Cómo las tripulaciones de vuelo manejan estos errores; 
  • Comportamientos específicos que se sabe que están asociados con accidentes e incidentes. 

El método LOSA es visto como estrechamente vinculada con Gestión de recursos de la tripulación de formación (CRM).

Una fuerza particular de LOSA se percibe como la forma en que identifica ejemplos de desempeño piloto "superior" que puede proporcionar modelos para su uso en entrenamiento. 

La definición de investigación y proyecto inicial fue un esfuerzo conjunto entre la Universidad de Texas en Austin y Continental Airlines, con fondos proporcionados por la Administración Federal de Aviación (FAA).

En 1999, la OACI aprobó LOSA como herramienta principal para desarrollar contramedidas a errores humanos en las operaciones de aviación e hizo que LOSA sea el foco central de su programa de seguridad de vuelo y factores humanos para el período de 2000 a 2004.

El número de operadores que unen LOSA creció en el período Después de marzo de 2001 para incluir a algunos operadores internacionales importantes de diversas partes del mundo y culturas diversas pero un cuadro confiable de la extensión del uso continuado no se sabe. 
Papel de la OACI 
 
La OACI ha promovido el potencial de LOSA y ha actuado como un socio habilitador en el programa LOSA.

La OACI ha elaborado un manual (Doc 9803) que ofrece una introducción al concepto, la metodología y las herramientas de LOSA ya las posibles medidas correctivas que pueden adoptarse utilizando los datos recopilados.

Resumen PDF de Mexicana de Aviación