El Sikorsky S-76C ++

Es un helicóptero utilitario comercial de tamaño mediano de origen estadounidense, fabricado por la empresa Sikorsky Aircraft Corporation. 

 
El S-76 cuenta con dos motores de turboeje, rotores principales y de cola de cuatro palas y tren de aterrizaje retráctil, con un rotor principal totalmente articulado de cuatro palas y un rotor anti-torque de cuatro palas en el lado de babor de la plataforma. Dos motores de turboeje están ubicados encima de la cabina de pasajeros. 
 
Su desarrollo comenzó a mediados de la década de 1970 como el S-74, con el objetivo de diseño de proporcionar un helicóptero mediano para el transporte corporativo y la industria de perforación petrolera; el S-74 fue posteriormente rediseñado como el S-76 en honor del Bicentenario de los Estados Unidos. 
 
El trabajo de diseño de Sikorsky en el helicóptero S-70 (que fue seleccionado para ser utilizado por el Ejército de los Estados Unidos como UH-60 Black Hawk) se utilizó en el desarrollo del S-76, incorporando la tecnología de diseño S-70 en sus palas del rotor y cabezal de rotor. 
 
El prototipo voló por primera vez el 13 de marzo de 1977, la primer certificación de tipo de la Administración Federal de Aviación de los EE. UU. se otorgó el 21 de noviembre de 1978, con la primer entrega al cliente el 27 de febrero de 1979. 
 
Incorpora supresión activa de ruido, amortiguadores de vibración y un rotor principal compuesto e incorpora una transmisión mejorada y más silenciosa, así como pequeños cambios en el equipo interior y la aviónica. 
 
El cubo del rotor principal tiene un cubo de aluminio de una sola pieza con cojinetes elastoméricos diseñados para no requerir lubricación o cualquier otro tipo de mantenimiento a lo largo de su vida de diseño. 
 
Las palas del rotor principal tienen largueros de titanio e incorporan un giro de diez grados para dar una carga uniforme cuando se desplazan, mientras que utilizan una sección de perfil aerodinámico no simétrica con un borde delantero inclinado. Las puntas del rotor son cónicas y arrastradas hacia atrás. 
 
Los controles de vuelo son servo asistidos, con un sistema de aumento de estabilidad instalado. 
 
El fuselaje de la aeronave es de construcción mixta de metales y composites; la nariz está compuesta de fibra de vidrio, mientras que la cabina emplea principalmente una estructura de panal de abeja de aleación ligera, la compuerta semi- monocasco también está construida de aleación ligera. 
 
Dos pilotos (o un piloto y un pasajero) se sientan uno al lado del otro en la cabina, situado frente a la cabina, con capacidad para 12 pasajeros más en tres filas de cuatro, o de cuatro a ocho pasajeros en asientos ejecutivos más lujosos. 
 
Características generales del Sikorsky S-76C ++ 
Tripulación: 2 pilotos 
Capacidad: 13 pasajeros  (uno en lugar del copiloto)
Longitud: 52 pies 6 pulg. (16,00 m) desde la punta del rotor principal hasta la punta del rotor de cola 
Ancho: 10 pies 0 pulg. (3,05 m) en el estabilizador horizontal 
Altura: 14 pies 6 pulg. (4,42 m) a la punta del rotor de cola 
Peso vacío: 7005 lb (3177 kg) en configuración de utilidad 
Peso bruto: 11700 lb (5307 kg) 
Diámetro del rotor principal: 44 pies 0 in (13,41 m) 
Capacidad de combustible: 281 galones estadounidenses (1064 litros), con 50 o 102 galones estadounidenses (189 o 386 litros) disponibles en tanques auxiliares adicionales 
Planta de poder: 2 motores turbohélice Turbomeca Arriel 2S2,
       Potencia: 922 shp (688 kW) cada una 

Performance: 
Velocidad máxima: 155 kn (178 mph; 287 km / h) con el peso máximo de despegue al nivel del mar en condiciones atmosféricas estándar 
Velocidad de crucero: 155 kn (178 mph; 287 km / h) la velocidad máxima de crucero es la misma que la velocidad máxima 
Autonomía: 411 nmi (473 mi; 761 km) sin reservas, a velocidad de crucero de largo alcance a 4,000 pies de altitud 
Techo de servicio: 13800 ft (4200 m) 

Avionica: 
Honeywell de cuatro tubos EFIS y la suite de aviónica Collins Proline II 
Piloto automático de cuatro ejes totalmente acoplado. 
Sistema integrado de visualización de instrumentos (IIDS) 
Sistema de advertencia de proximidad al suelo Honeywell 
Radar meteorológico Honeywell Primus 
Radios dual comm / nav 
Buscador de dirección automático 
Doble actitud y sistema de referencia de rumbo y computadoras de datos aéreos 
Radio altímetro 
Transpondedor modo c 
Rango omnidireccional (VOR) de doble VHF y sistema de aterrizaje por instrumentos (ILS) 
Equipo de medición de distancia 
Grabadora de voz en la cabina 

El Lockheed Model 18 Lodestar

Este es un avión de transporte de pasajeros de la época de la Segunda Guerra Mundial. 
 

El DC3 era un poco costoso, y para mejorar la economía de este modelo, Lockheed decidió estirar el fuselaje del avión en 5 pies y 6 pulgadas (1,68 m), permitiendo la instalación de dos filas adicionales de asientos, y fue denominado Modelo 18, por la capacidad de pasajeros. 
 
La aeronave modificada voló por primera vez con el primer Modelo 18 recién construido el 2 de febrero de 1940. 
 
Se les instalaron varias centrales eléctricas de Pratt & Whitney y Wright Cyclone, entre otros. 
 
Después de la guerra, muchos Lodestars fueron revisados y devueltos al servicio civil, principalmente como transportes ejecutivos como la conversión DAS Dalaero de Dallas Aero Service, Learstar de Bill Lear (producido por PacAero) y Howard 250 de Howard Aero, algunos de estos últimos fueron convertidos a tren de aterrizaje de triciclo. 
 
Características generales: 
Tripulación: 3, piloto, copiloto y técnico 
Capacidad: 18 pasajeros. 
Longitud: 49 pies 10 pulgadas (15,19 m) 
Envergadura : 65 pies 6 pulgadas (19,96 m) 
Altura: 11 pies 10 in (3.6 m) 
Área de ala: 551 ft² (51,2 m²) 
Peso en vacío: 12500 libras (5670 kg) 
Peso cargado: 17500 lb (7938 kg) 
Peso máximo de despegue: 21000 lb (9825 kg) 
Planta de poder: 2 motores radiales enfriados por aire de nueve cilindros Wright R-1820 -87 
       Potencia: 1200 hp (895 kW) cada uno 
 
Performance: 
Velocidad máxima: 266 mph (231 nudos, 428 km / h) a 17150 pies (5230 m) 
Velocidad de crucero: 200 mph (174 nudos, 322 km / h) 
Autonomía: 2500 mi (2174 millas náuticas, 4025 km) 
Techo de servicio : 25400 ft (7740 m) 
Sube hasta los 10000 pies (3050 m): en 6,6 minutos

El empuje del avión

Se llama así a la fuerza de reacción descrita cuantitativamente por la tercera ley de Newton.  

 

Cuando un sistema expele o acelera masa en una dirección (acción), la masa acelerada causará una fuerza igual en dirección contraria (reacción).  

 

Matemáticamente esto significa que la fuerza total F experimentada por un sistema se acelera con una masa m que es igual y opuesto a m veces la aceleración a, experimentada por la masa. 

En un avión de hélice se genera el empuje hacia adelante cuando la hélice al girar, empuja el aire hacia atrás del avión.

En un avión de turbina se genera empuje hacia adelante al desalojar violentamente los gases expansivos del reactor, hacia atrás del avión.  

 

El empuje adelante es proporcional a la masa del aire multiplicada por la velocidad media del flujo de aire.

 

El empuje inverso es cuando se aplica el sistema de reversores de gases en la turbina, haciendo que estos inicien una barrera de gases en sentido inverso al empuje normal.

El BAC-111 -500

Este es un avión de pasajeros británico de corto alcance utilizado durante los años sesenta y setenta. 

Fue el segundo avión de pasajeros de corta distancia en entrar en servicio, después del francés Sud Aviation Caravelle.

El One-Eleven fue concebido por Hunting Aircraft y desarrollado por la British Aircraft Corporation cuando Hunting se fusionó con BAC junto con otros fabricantes de aviones británicos en 1960. 

Estaba destinado a reemplazar el turbohélice Vickers Viscount en rutas de corto alcance. El One-Eleven entró al mercado por delante de rivales como el Douglas DC-9-10, que le dio una ventaja temporal en el mercado.

En 1960, Hunting Aircraft, bajo la presión del gobierno británico, se fusionó con Vickers-Armstrongs, Bristol e English Electric para formar British Aircraft Corporation (BAC), y se decidió que el proyecto Hunting tenía méritos, pero que habría poco mercado para un avión de pasajeros con capacidad para 30 pasajeros. 

El diseño fue reelaborado en el BAC 107, un avión de 59 asientos con dos motores de turbofan BS75 Bristol Siddeley BS75 de 7000 libras (31 kN). BAC también continuó con el desarrollo del VC-11 más grande de 140 asientos del Vickers VC10, que había heredado. 

Otros proyectos internos que compiten entre sí, como el Bristol Type 200, se abandonaron rápidamente después de la absorción de Hunting en BAC.

El avión resultó popular entre las aerolíneas nacionales y varios operadores internacionales. Más de la mitad de las ventas de One-Eleven en el lanzamiento fueron a los EE. UU. 

El One-Eleven fue uno de los diseños de aerolínea británicos más exitosos y sirvió hasta una jubilación generalizada en la década de 1990, que se debió en parte a la introducción de restricciones de ruido de los aviones en muchas naciones europeas.

 A partir de 2013, dos de ellos permanecen en servicio como bancos de pruebas para Northrop-Grumman.

Características generales:
Tripulación de cabina: 2 pilotos
Número de plazas: 119 pasajeros
Longitud: 107 pies 0 in (32,61 m)
Envergadura: 93 pies 6 pulg. (28,50 m)
Área del ala: 1031 pies cuadrados (95,8 m2 )
Altura: 24 pies 6 pulgadas (7,47 m)
Ancho de la cabina: 10 pies 6 pulgadas (3,20 m)
Longitud de la cabina: 70 pies 4 pulgadas (21,44 m)
Peso vacío típico: 54582 lb (24758 kg)
Peso máximo de despegue: 104500 libras (47400 kg)
Peso máximo de aterrizaje: 87000 libras (39000 kg)
Carga máxima: 26,418 lb (11,983 kg)
Planta de poder: 2 motores Rolls Royce RB.163 Spey Mk 512-14DW 
       Potencia a máximo empuje: 12550 lbf (55,8 kN) 

Performance:
Velocidad máxima de crucero a 21000 pies (6400 m): 541 mph (470 kn; 871 km / h)
Velocidad de perdida: 121 mph (105 kn; 195 km / h)
Techo de servicio: 35000 pies (11000 m)
Ritmo de ascenso: 2280 pies / min (11,6 m / s)
Despegue en MTOW: 6500 pies (2000 m)
Autonomía (Carga útil típica, 2 horas de reserva): 1705 mi (1482 nmi; 2744 km)

El Boeing Stearman Modelo 75

Este es un avión biplano utilizado anteriormente como un avión de entrenamiento militar, de los cuales al menos 10626 se construyeron en los Estados Unidos durante los años 1930 y 1940. Stearman Aircraft se convirtió en una subsidiaria de Boeing en 1934.

Sirvió como entrenador principal para las Fuerzas Aéreas del Ejército de los Estados Unidos, la Armada de los Estados Unidos (como NS y N2S), y con la Real Fuerza Aérea Canadiense como Kaydet a lo largo de la Segunda Guerra Mundial.

Después que terminó la guerra, miles de aviones excedentes se vendieron en el mercado civil, y en los años inmediatos de la posguerra se hicieron populares como fumigadores de cosechas, aviones deportivos y para el uso de acrobacias aéreas y de ala en espectáculos aéreos.

Era un biplano convencional de construcción robusta con un tren de rodaje grande y fijo en la cola, y alojamiento para el estudiante e instructor en carlingas abiertas en tándem. 

El motor radial estaba normalmente desenfundado, aunque algunos operadores de Stearman eligen cubrir el motor, especialmente los del Escuadrón Stearman del barón rojo.

La Armada Argentina recibió 16 modelos 76D1s 1936 a 1937 y 60 N2S Kaydet en la posguerra; todos fueron retirados a principios de la década de 1960, y uno de ellos, el N2S-5 (BuNo. 61151) (ex-0308/1-E-57) se encuentra en el Museo de Aviación Naval Argentina en condición de vuelo.

Características generales:
Tripulación: 2, estudiante e instructor.
Largo: 24 pies 9 pulgadas (7,54 m)
Envergadura: 32 pies 2 pulg. (9,81 m)
Altura: 9 pies 8 pulgadas (3 m)
Área de ala: 298 pies cuadrados (27,7 m²)
Peso en vacío: 1931 lb (878 kg)
Máximo peso de despegue: 2635 lb (1200 kg).
Planta de poder: 1 motor Continental R-670 -5 radial de 7 cilindros enfriado por aire
       Potencia: 220 hp (164 kW)

Performance:
Velocidad máxima: 135 mph (117 nudos, 217 km / h)
Velocidad de crucero: 96 mph (83 nudos, 155 km / h)
Techo de servicio: 13200 pies (4024 m)
Trepada a 10000 pies (3330 m): 17,3 min

El Airbus A319

Este es un avión civil de pasajeros de la empresa Airbus, el consorcio europeo de fabricación de aeronaves.

Es un modelo acortado derivado del A320, con cambios mínimos, debido a que tiene los mismos depósitos de combustible, pero menos pasajeros (124 en configuración de 2 clases, y un máximo de 156 pasajeros (en configuración sin cocinas y con 8 salidas de emergencia, en vez de las 6 salidas del A319 estándar), su alcance se ve aumentado hasta los 7200 km, el mayor de su clase, posee mandos de control fly-by-wire.

En 2003 easyJet compró A319 sin cocinas por lo que la capacidad aumenta hasta 156 pasajeros en 1 clase, pero para satisfacer las normas de evacuación se añadieron puertas adicionales de emergencia sobre las alas, siendo easyJet el cliente de lanzamiento de la versión de capacidad de 156 pasajeros y 8 salidas de emergencia. 

Actualmente algunas de esas unidades encargadas por easyJet están operando en la aerolínea chilena de bajo coste Sky Airline. Usa los mismos motores que el A320. Fue certificado en 1996.

Características generales:
Tripulación: 2 pilotos y 3 Auxiliares de vuelo
Capacidad: 
       1 clase: 134 (configuración típica), 156 (máximo)
       2 clases: 124 (configuración típica)
Carga: 27,62 m³, 4 contenedores LD3-46
Longitud: 33,8 m (111 ft)
Envergadura: 34,1 m (111,9 ft)
Altura: 11,8 m (38,6 ft)
Superficie alar: 122,6 m² (1319,7 ft²)
Ancho de cabina: 3,7 m
Ancho de fuselaje: 3,95 m
Ángulo de las alas: 25 grados
Peso vacío: 40800 kg (89923,2 lb)
Peso útil: 58500 kg (128934 lb)
Peso máximo al despegue: 75500 kg (166402 lb)
Capacidad de combustible: 24210 litros (estándar), 30190 litros (máxima)
Planta de poder: 2 motores Turbofan Serie IAE V2500 o Serie CFM International CFM56-5.
       Empuje normal: 98-120 kN (22 000–27 000 lbf) de empuje cada uno.

Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 871 km/h (Mach 0,82) a 11000 m
Velocidad crucero (Vc): 828 km/h (Mach 0,78) a 11000 m
Autonomía: 6700 km, LR: 10400 km, CJ: 12000 km
Techo de vuelo: 12000 m (39370 ft)
Carrera de despegue: 1950 m (a nivel del mar)

Río Cuarto Vuela 2019

El motor Ivchenko AI-24

Este motor para el avión turbopropulsado fue diseñado y desarrollado a fines de la década de 1950 por el departamento de diseño de Ivchenko y fabricado posteriormente por Motor Sich. Fue diseñado para impulsar las exitosas series de aviones An-24 , An-26 y An-30 de Antonov. 
 
Cada góndola del motor incluía un sistema de extinción de incendios que podía configurarse en un modo de funcionamiento automático. Los motores turbopropulsores AI-24 presentaban un amplio margen de estabilidad dinámica del gas en todas las condiciones de potencia, altitudes y velocidades de vuelo. 

 
La característica más notable del motor fue su confiabilidad operativa. Las principales ventajas del motor fueron el diseño simple, la alta confiabilidad, la larga vida útil y la facilidad de mantenimiento. 
El AI-24T posterior recibió una inyección de agua que incrementó la potencia de salida. También introdujo la limitación automática de las sobrecargas de energía y las temperaturas de los gases de escape, junto con el monitoreo de vibraciones, el apagado automático y el acolchado. 
 
El primer avión propulsado por dos turbopropulsores Ivchenko AI-24 fue el An-24. Conducían hélices reversibles de velocidad constante AV-72T de cuatro palas. El AI-24 se usó más tarde en los transportes An-26 y An-30 
 
Los aviones de producción temprana tenían motores AI-24 que proporcionaban una potencia de despegue de 1790 kW (2400 shp) cada uno, mientras que los aviones de producción posterior estaban equipados con los motores AI-24A más nuevos. 
 
Características generales: 
Tipo: turbopropulsor de un solo eje 
Longitud: 2350 mm (93 in) 
Diámetro: 680 mm (27 in) 
Peso seco: 600 kg (1,300 lb) 
 
Componentes principales: 
Compresor: axial de 10 etapas. 
Combustores: cámara de combustión anular con 8 quemadores. 
Turbina: 3 de etapas 
 
Performance: 
Potencia máxima de salida: 2074 kW (2820 CV); Potencia continua: 1650 hp (1214 kW). 
Relación de presión global: 7,05: 1 
Consumo de combustible específico: 90,1 µg / J (0,533 lb / h / shp)

El OpenSky M-02 y M-02j

Este es un planeador primario japonés con motor de propulsión a chorro inspirado por el avión Möwe volado por el protagonista en el anime Nausicaä de Hayao Miyazaki del Valle del Viento.

Es un diseño sin cola destinado a ser encendido en el despegue y ascenso durante 10 minutos, y luego volado sin potencia como un planeador. 

Desde junio de 2006, se han construido dos prototipos de aviones, y uno ha completado con éxito una serie de 10 vuelos de prueba sin potencia en los que voló 98 metros y alcanzó una altitud de 4 metros después de haber sido remolcado por un cable elástico tensado. 

El proyecto está dirigido por la artista Kazuhiko Hachiya y diseñado por Satoru Shinohe y fabricado por Aircraft Olympos. La versión instalada del motor Jet, M-02J, tuvo un vuelo de demostración pública en junio de 2016 en Takikawa, Hokkaido.

Ver video en este link:

Características generales del M-02:
Tripulación: 1 piloto
Capacidad: solo el piloto
Longitud: 2083 mm (6.83 pies)
Envergadura: 9636 mm (31,61 pies)
Altura: 1057 mm (3,47 pies)
Área de ala: 12,2 m² (131,3 pies cuadrados)
Perfil aerodinámico: alta inclinación hacia delante, reflejado
Peso en vacío: 50 kg (110 lb)
Carga útil: 50 kg (110 lb)
Peso cargado: 105 kg (231 lb)
Max. Peso de despegue: 115 kg (253 lb)
Acorde aerodinámico medio: 1287 mm (4,22 pies)
Relación de aspecto: 3,74 (bastante bajo para un planeador)
Relación L / D: 18 (planeado)
Capacidad de combustible: 10 L (planeado)
Planta de poder: 1 motor jet de 40 kg (88 lbf)

Performance:
Velocidad máxima: 120 km / h (75 mph)
Velocidad de crucero: (proyectada) 50–90 km / h (31–56 mph)
Velocidad de parada: 36 km / h (23 mph)
Velocidad a No exceder: 200 km / h (124 mph)
Carga de ala: 8,6 kg / m2 (0,0122 lb / sqin)
Empuje / peso: 0,36

El Spacek SD-1 Minisport

Este es un avión construido por aficionados checos, diseñado por Igor Špacek y producido por Spacek sro de Hodonin. 

El avión también es producido en los EE. UU. por SkyCraft Airplanes de Orem, Utah, como un avión deportivo liviano, y se suministra en tres formas: solo los planos, como un kit para la construcción de aficionados, o como un avión listo para volar.

Cuenta con una cabina cerrada para un solo asiento en voladizo de ala baja, un tren de aterrizaje convencional fijo u, opcionalmente, un tren de aterrizaje de triciclo, una cola en T y un solo motor en la configuración tracción. 

Debido a su peso muy ligero, puede calificar para la categoría alemana de 120 kg. Cumple con las normas del Reino Unido SSDR para aviones de ultraligero desregulados de un solo asiento.

El avión está hecho de madera, con un uso juicioso de materiales compuestos, incluso para el larguero del ala. Su ala de 6 m (19,7 pies) emplea una superficie aerodinámica A315, tiene un área de 6 m2 (65 pies cuadrados) y utiliza flaperones. 

Se pueden utilizar motores de 24 a 50 CV (18 a 37 kW). Los motores estándar probados son los de 28 hp (21 kW) Hirth F33, los 50 hp (37 kW) Hirth F23 de dos tiempos, los de 24 hp (18 kW) o 33 hp (24kw) Briggs & Stratton Vanguard, o el Verner JCV 360, también se pueden utilizar los modelos Rotax 447, Hirth 2702, Zanzottera MZ 201, Simonini Victor 1 Super, 2si 460 y Half VW.

Para noviembre de 2015, 113 se habían vendido en todo el mundo y aproximadamente 41 estaban volando.

A finales de mayo de 2014, SkyCraft Airplanes anunció que se habían completado las pruebas de vuelo para deportes ligeros en su versión. Su modelo tiene una cabina revisada, que incluye la instrumentación Dynon SkyView, un sistema de frenos hidráulicos y el motor de dos tiempos con inyección de combustible Hirth F-23 de 50 hp (37 kW). 

La intención de la compañía era que 12 aviones fueran construidos para la primera carrera de producción. Sin embargo, a partir del 7 de agosto de 2017, el SD-1 todavía no estaba en la lista de aeronaves ligeras aceptadas de la Administración Federal de Aviación.

Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Longitud: 4,35 m (14 pies 3 pulg.)
Envergadura: 6 m (19 pies 8 pulg.)
Altura: 1,23 m (4 pies 0 in)
Área de ala: 6 m 2 (65 pies cuadrados)
Perfil: A315
Peso en vacío: 110 kg (243 lb)
Peso bruto: 240 kg (529 lb)
Capacidad de combustible: 34 litros (7,5 imp gal; 9,0 US gal)
Planta de poder: 1 motor Hirth F33 monocilíndrico, refrigerado por aire, de dos tiempos 
       Potencia: 21 kW (28 CV)
Hélices: de 2 palas de madera,  diámetro 1,2 m (3 pies 11 pulg.) 

Performance:
Velocidad máxima: 190 km / h (118 mph; 103 kn)
Velocidad de crucero: 155 km / h (96 mph; 84 kn)
Velocidad de calado: 63 km / h (39 mph; 34 kn) de flaperones desplegados
Velocidad a No exceder: 210 km / h (130 mph; 113 kn)
Límites de g: + 4 / -2
Relación máxima de planeo: 13: 1
Velocidad de ascenso: 3 m / s (590 pies / min)
Carga alar: 40 kg / m2 (8,2 lb / pies cuadrados)

8° Encuentro Aeronáutico en Aeroclub San Cayetano

El Skyleader

Este es el nuevo ultraligero de altas performances, fabricado en la República Checa. 
 
La empresa Skyleader Aircraft es la encargada de producir las 2 versiones del ultraliviano, el modelo Skyleader 200 UL mas orientado al mercado europeo y el Skyleader 500 LSA orientado al mercado americano bajo la norma Light Sport Aircraft. 

 
El avión es de construcción metálica en aluminio, el ala tiene un perfil aerodinámico GAW-2 y posee flaps de accionamiento mecánico o eléctrico como una opción para el usuario. 
 
El fuselaje también es de construcción metálica y aloja a 2 personas lado a lado, siguiendo las tendencias de mercado como la configuración más clásica de los asientos lado a lado incrementando el ancho de cabina a 1,20m. 
 
El tren de aterrizaje es retráctil de accionamiento eléctrico. Posee 2 tanques de combustible con una capacidad de 64 litros en total, aunque con tanques opcionales esta capacidad puede ser incrementada hasta 94 litros. 
 
La planta de poder es un motor de la línea del Rotax 912 y 914, tanto en sus versiones de 80 HP, 100 HP y 114 HP para el caso de 914 turbo. 
 
El precio para el Skylader es de U$S 112650,00 en la versión básica lista para volar con varias opciones mas que pueden incrementar el precio en unos miles de dolares mas. 
 
Versiones del avión: 
Skyleader 200 UL, su primer vuelo fue en 1996, de 2 asientos     
Skyleader 400, su primer vuelo fue en 1996, de 2 asientos   
Skyleader 500 LSA, su primer vuelo fue en 1996, de 2 asientos 
Skyleader 600, su primer vuelo fue en 2010, de 2 asientos   
Skyleader GP, su primer vuelo fue en 2010, de 2 asientos 
Skyleader 100, su primer vuelo fue en 2011, de 2 asientos   
Skyleader 150, su primer vuelo fue en 2011, de 2 asientos

El Ilyushin Il-62

Este es el primer avión reactor de pasajeros de largo alcance producido en la Unión Soviética. 
 
Concebido en 1960 por la oficina de diseño del fabricante de aeronaves Ilyushin, el Il-62 es un cuatrirreactor que realizó su primer vuelo el 2 de enero de 1963 y entró en servicio en la compañía soviética Aeroflot en marzo de 1967. 
 

En abril de 2015, transcurrido más de medio siglo de su vuelo inaugural, un total de trece aeronaves aún permanecen en servicio activo, convirtiéndolo en uno de los reactores rusos más longevos, si se tiene en cuenta que el último Il-62 fabricado salió de la línea de producción en 1995. 
 
Los primeros diseños de este avión fueron muy similares a los del británico Vickers VC10, de ahí el hecho de que los dos aviones se asemejen bastante, sobre todo en la disposición de los motores, montados a pares en la parte trasera del fuselaje. Además, ambos podían operar rutas de largo alcance y hacerlo en pistas cortas o mal preparadas. 
 
El 24 de septiembre de 1962 se presenta el primer prototipo, y el 2 de enero de 1963 tiene lugar el primer vuelo desde el aeródromo de Zhukovsky, situado a 40 km al sudeste de Moscú. 
 
Características generales: 
Tripulación: 3 a 5 (4 pilotos, primer oficial, ingeniero de vuelo, y opcionalmente un navegante, un operador de radio) 
Capacidad: 
                 Il-62: 186 pasajeros 
                 Il-62M: 186 pasajeros 
                 Il-62MK: 195 pasajeros 
Longitud: 53,12 M 
Envergadura: 43,2 m 
Altura: 12,35 m 
Superficie alar: 279,55 m² 
Peso vacío: 71600 kg 
Peso máximo al despegue: 167000 kg (Il-62MK) 
Planta de poder: 4 motores turbofans  Soloviev D-30KU , 107.9 kN (24,250 lbf). 
        Empuje normal: 107,9 kN de empuje cada uno. 
 
Performance: 
Velocidad máxima operativa (Vno): 900 km/h mach 0,83 
Velocidad crucero (Vc): 850 km/h mach 0,80 
Autonomía: 10000 km (Il-62MK) 
Techo de vuelo: 12000 m 
Régimen de ascenso: 5,3 m/s 
Carga alar: 349 kg/m² 
Empuje/peso: 0,259 

El Boeing 757

Este es un avión comercial de fabricación estadounidense, de corto, medio y largo radio de acción, de fuselaje estrecho, fabricado por Boeing. El primer vuelo fue el 19 de febrero de 1982.

Fue adquirido en primer lugar por Eastern Airlines y British Airways para reemplazar al 727 y entró en servicio en 1983. 

La producción del B757 finalizó el 28 de octubre de 2004 tras haber sido construidas 1050 unidades. La última aeronave fue entregada a Shanghai Airlines.

El 757 fue pensado para tener mayor capacidad y ser más eficiente que el anterior 727. El enfoque en la eficiencia del combustible reflejaba las preocupaciones de las aerolíneas sobre los costos de operación, que habían crecido en medio de los crecientes precios del petróleo durante la Guerra de Yom Kipur de 1973.

Los objetivos de diseño incluyeron una reducción del 20 por ciento en el consumo de combustible de los nuevos motores, más un 10 por ciento adicional en las mejoras aerodinámicas, frente a las aeronaves precedentes.

También se esperaba que los materiales más ligeros y las nuevas alas mejoraran la eficiencia.6? El peso máximo de despegue (MTOW) se fijó en 99 800 kg, que ascendía a 4540 kg más que el 727.

Pesos más altos de despegue para mejorar la capacidad de carga útil en climas hot and high, donde el rendimiento del despegue se degrada debido a las mayores temperaturas y elevaciones, eran opcionales.

La configuración bimotor fue elegida para una mayor eficiencia de combustible en comparación con los diseños de tres y cuatro motores.

Las alas más eficientes tenían menos resistencia y una mayor capacidad de combustible.

La cabina de vuelo del de 757 emplea seis pantallas CRT de Rockwell Collins para visualizar la instrumentación de vuelo, así como un sistema electrónico de instrumentos de vuelo (EFIS) y un sistema de indicación del motor y de alerta a la tripulación (EICAS).

Estos sistemas permiten a los pilotos manejar las tareas de monitoreo previamente realizadas por el ingeniero de vuelo. Un mejor sistema de gestión de vuelo, mejorado en versiones utilizadas en los primeros 747, automatiza la navegación y otras funciones, mientras que un sistema de aterrizaje automático facilita los aterrizajes por instrumentos CAT IIIb en condiciones de baja visibilidad.

El sistema de referencia inercial (IRS), que debutó con el 757-200, fue el primero en incorporar giroscopios láser.

En el 757-300 la cabina de vuelo cuenta con un equipo de gestión de vuelo Pegasus de Honeywell, EICAS mejorado y sistemas de software actualizados.

El espacio resultante tiene una visibilidad despejada del panel de instrumentos y espacio para un asiento de observador. 

El piso inclinado hacia abajo y la utilización de las mismas ventanas frontales que en el Boeing 767 permite a los pilotos a tener los mismos ángulos de visión en ambos aparatos.

Tres sistemas hidráulicos independientes están instalados en el 757, uno potenciado por cada motor y el tercero usando bombas eléctricas.

Está equipado con una turbina de aire de impacto para proporcionar energía para los controles esenciales en caso de emergencia. Una forma básica de fly-by-wire facilita la operación de los alerones, utilizando señalización eléctrica en lugar de los cables de control tradicionales.

Características generales del 757-200:
Tripulación: 2 pilotos
Pasajeros (conf. 2 clases): 200 (12 + 188)
Pasajeros (conf. 1 clase): 228
Capacidad de carga: 43,3 m³ 239 m³ 67,1 m³
Peso en vacío: 58390 kg
Peso máximo al despegue: 115 680 kg
Capacidad de combustible 43 490 l
Longitud: 47,32 m
Envergadura: 38,05 m 
Área o superficie alar: 181,25 m²
Altura de cola: 13,56 m
Planta poder: 2 motores Rolls-Royce RB211 o Pratt & Whitney PW2037-PW2040-PW2043

Performance:
Velocidad de crucero: 868 km/h
Techo de vuelo: 12500 m
Autonomía: 7222 km

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El Antonov An-26

Este es un avión de transporte táctico bimotor turbohélice desarrollado a partir del Antonov An-24.

En esencia se trata de una versión de éste enfocada especialmente al mercado militar, con un fuselaje trasero modificado en el que se ha incorporado una rampa de carga. 

Es también fabricado (sin licencia) en China por Xian Aircraft Factory como Y-7H, su designación inicial fue Y-14.

El primer vuelo de este avión fue en Abril de 1963.

Características generales:
Tripulación: 5 (2 pilotos, 1 operador de radio, 1 ingeniero de vuelo, 1 navegador)
Capacidad: 40 pasajeros
Carga: 5500 kg
Longitud: 23,8 m (78,1 ft)
Envergadura: 29,2 m (95,8 ft)
Altura: 8,6 m (28,1 ft)
Superficie alar: 75 m² (807,1 ft²)
Peso vacío: 15020 kg (33104,1 lb)
Peso máximo al despegue: 24000 kg (52896 lb)
Planta de poder: 2 motores turbohélice Progress AI-24VT.
       Potencia: 2103 kW (2899 HP; 2860 CV) cada uno.
Hélices: 1 de 4 palas por cada motor.

Performance:
Velocidad crucero (Vc): 440 km/h (273 MPH; 238 kt)
Autonomía: 2550 km (1377 nmi; 1584 mi) 1100 km a plena carga
Techo de vuelo: 7500 m (24606 ft)
Régimen de ascenso: 8 m/s (1575 ft/min)

El Xian Y-7

Este es un avión de transporte bimotor turbohélice, desarrollado por el fabricante aeronáutico chino Xi'an Aircraft Industrial Corporation, como una licencia de producción del Antonov An-24. Del Y-7 existe también la variante Y-7H, que es una copia sin licencia del Antonov An-26. 

El motor turbopropulsor WJ-5A1 fue elegido como la fuente de energía del Y-7. El primer avión de producción no voló hasta febrero de 1984, lo que ilustra el lento progreso (dieciocho años desde la licencia hasta la producción).
 
Características generales: 
Tripulación: 3, 1 piloto, 1 copiloto, 1 técnico de vuelo 
Longitud: 24,2 m (79,4 ft) 
Envergadura: 29,7 m (97,3 ft) 
Altura: 8,6 m (28,1 ft) 
Superficie alar: 75,3 m² (810,1 ft²) 
Perfil alar: TsAGI S-5 
Peso vacío: 14988 kg (33033,6 lb) 
Peso máximo al despegue: 21800 
Planta de poder: 2 motores turbohélices Dongan WJ5A. 
       Potencia: 3530 kW (4734 HP; 4800 CV) cada uno. 
 
Performance: 
Velocidad máxima operativa (Vno): 503 km/h (313 MPH; 272 kt) 
Velocidad crucero (Vc): 423 km/h (263 MPH; 228 kt) 
Autonomía: 1982 km (1070 nmi; 1232 mi) 
Techo de vuelo: 8750 m (28707 ft)

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El Lockheed AH-56 Cheyenne

Este fue un helicóptero de ataque militar sofisticado fabricado en EEUU. 
Surgió del programa Sistema de Apoyo Aéreo Aéreo Avanzado (AAFSS) del Ejército para desplegar el primer helicóptero de ataque dedicado del servicio. 
 
Lockheed diseñó la Cheyenne utilizando un sistema de rotor rígido de cuatro palas y configuró la aeronave como un helicóptero compuesto con alas de montaje bajo y una hélice de empuje montada en la cola impulsada por un motor de turboeje General Electric T64. 
 

Debía tener una capacidad de carrera de alta velocidad para proporcionar escolta armada a los helicópteros de transporte del Ejército, como el Bell UH-1 Iroquois. 
 
El primer vuelo del AH-56 tuvo lugar el 21 de septiembre de 1967. En enero de 1968, el Ejército le otorgó a Lockheed un contrato de producción, basado en el progreso de las pruebas de vuelo. 
 
Un choque fatal y problemas técnicos que afectaron el rendimiento retrasaron el desarrollo de Cheyenne, lo que resultó en la cancelación del contrato de producción el 19 de mayo de 1969. 
 
Lockheed diseñó el Cheyenne como un helicóptero compuesto, que combina un helicóptero con características de ala fija para aumentar el rendimiento, generalmente la velocidad. 
 
El diseño incluía características tales como un rotor principal rígido, alas de montaje bajo y una hélice de empuje. El Cheyenne fue propulsado por un motor de turboeje General Electric T64. El empuje fue proporcionado por una hélice de empuje en la parte trasera del avión. 
 
A altas velocidades, la cantidad de elevación proporcionada por las alas, junto con el empuje del propulsor, redujo la carga aerodinámica del rotor. A tales velocidades, el rotor produjo el 20% de la elevación y podría ajustarse mediante cambios colectivos de control de inclinación. 
 
La inclinación del rotor se controló mediante precesión giroscópica, el Cheyenne alcanzó velocidades de más de 200 nudos (230 mph, 370 km/h), pero como un helicóptero compuesto no pudo calificar para los registros de velocidad en categorías de helicópteros. 
 
El Cheyenne tenía una cabina de dos asientos en tándem con una avanzada suite de navegación y control de incendios, el asiento en tándem colocó al piloto en el asiento trasero y al artillero en el asiento delantero. Una característica inusual de la estación del artillero era que todo el asiento, el sistema de observación y los controles de disparo giraban para mantener al artillero orientado en la misma dirección en que se controla la torreta del cañón, la vista del arma permitió al artillero la visión directa desde la torreta por medio de una visión de periscopio. El piloto tenía un sistema de mira montado en el casco para apuntar otras armas. 
 
Las torretas de armas se montaron en la nariz y en el centro de la parte inferior del avión. La torreta de morro podría girar +/- 100 ° desde la línea central del avión y podría montar un lanzagranadas de 40 mm (1,57 pulg.) o una miniarma de 7,62 mm (0,308 pulg.). La torreta abdominal incluía un cañón automático de 30 mm (1,18 pulgadas) con 360 ° de rotación. Las paradas mecánicas impidieron que la torreta del vientre apuntara a cualquier parte del helicóptero. 
 
Los dos lanzadores del ala interior podrían transportar vainas de tres misiles antitanque BGM-71 TOW. Se podrían transportar cohetes de 2,75 pulgadas (70 mm) en lanzadores de 7 o 19 cohetes en los cuatro puntos extremos de las alas. 
 
Los dos montajes del fuselaje estaban dedicados a transportar tanques de combustible externos. Los lanzadores de las alas también se conectaron para permitir el transporte de tanques de combustible adicionales si fuera necesario. 
 
Características generales: 
Tripulación: 2; un piloto, un copiloto / artillero (en asiento delantero) 
Longitud: 54 pies 8 pulgadas (16,66 m) 
Diámetro del rotor: 51 pies 3 pulg. (15,62 m) 
Altura: 13 pies 8,5 pulg. (4,18 m) 
Peso en vacío : 12215 lb (5540 kg) 
Peso cargado: 18300 lb (8300 kg) 
Máximo peso de despegue: 25880 lb (11740 kg) 
Planta de poder: 1 motor turboeje General Electric T64-GE-16 
       Potencia: 3925 shp (2930 kW) 
Sistemas de rotor: 4 palas en el rotor principal, 4 palas en el rotor de cola, 3 palas en la hélice de empuje 
 
Performance: 
Velocidad máxima: 212 nudos (244 mph, 393 km/h) 
Velocidad de crucero: 195 nudos (225 mph, 362 km/h) 
Autonomía: 1063 nmi (1225 mi, 1971 km) 
Techo de servicio: 20000 ft (6100 m) 
Velocidad de ascenso: 3000 ft / min (15,23 m/s)

El Idintos 4

Este proyecto se había comenzado en 2011, y se completó recién en agosto de 2013, lo que llevó a la construcción de este innovador avión anfibio ultraligero.  

El rasgo característico de este avión, que lo diferencia de todos los actuales, es su sistema de caja de ala, donde se unen en sus extremos las alas con el estabilizador horizontal. Dicha configuración es el resultado de una investigación iniciada en los años 80 en la Universidad de Pisa (Italia) y coordinada por el Profesor Aldo Frediani del Departamento de Ingeniería Civil e Industrial de la Sección Aeroespacial. 

 

La idea de adoptar un sistema box-wing para maximizar la eficiencia aerodinámica, se remonta a los años 20 y se debe a uno de los padres de la aerodinámica moderna, Ludwig Prandtl.  

 

La investigación llevada a cabo en Pisa confirmó los resultados de Prandtl y, al tomar en cuenta aspectos adicionales de la ingeniería aeronáutica, dio lugar a la aplicación de dicho concepto a aviones de diferentes categorías, desde el ultraligero deportivo hasta el comercial.  

 

En honor al hombre que se dio cuenta por primera vez de las ventajas aerodinámicas del box-wing, esta arquitectura de avión ha sido llamada "PrandtlPlane" 

 

La principal ventaja es su eficiencia altamente aerodinámica que tiene efectos obvios sobre el consumo de combustible y el impacto ambiental. 

 

Los mayores beneficios se pueden encontrar en la seguridad de vuelo, gracias a un comportamiento intrínseco anti-bloqueo y la presencia de superficies de control en ambas alas, el PrandtlPlane puede reducir la probabilidad de que un error humano pueda ser la causa de accidentes y otras situaciones peligrosas.