Desde la primera hora volada, el Libro de Vuelo es quien acompaña al piloto en toda su actividad dejando asentados todos sus registros y actividad aérea.
Ver el siguiente link:
http://www.librosdevuelo.com.ar/index.html
sábado, 1 de octubre de 2011
El Libro de Vuelo
Desde la primera hora volada, el Libro de Vuelo es quien acompaña al piloto en toda su actividad dejando asentados todos sus registros y actividad aérea.
Ver el siguiente link:
http://www.librosdevuelo.com.ar/index.html
Reno Air Races
Aviones, impecablemente presentados,
compiten por quién es el más rápido, en este tradicional circuito de pilones, virando por izquierda, rápido y bajo.
Todos desean el tan esperado rugido de motores.
http://aeromundotv.blogspot.com/2011/09/reno-air-races-2011.html
http://www.liskproductions.com/RenoAirRaces.html
compiten por quién es el más rápido, en este tradicional circuito de pilones, virando por izquierda, rápido y bajo.Todos desean el tan esperado rugido de motores.
http://aeromundotv.blogspot.com/2011/09/reno-air-races-2011.html
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El Bell 430
Este es un helicóptero bimotor ligero-medio construido por Bell Helicopter. Es un Desarrollo alargado y mas potende que el Bell 230, el cuual esta basado en el original Bell 222.
Los 430 de Bell fueron lanzados oficialmente en febrero de 1992, con dos prototipos modificados de Bell 230s.
El primero de ellos voló en su nueva
configuración, el 25 de octubre de 1994, y el segundo prototipo, con la aviónica completa del 430, voló por primera vez el 19 de diciembre de 1994.
La producción del Bell 230 terminó en agosto de 1995, y comenzó la producción de los 430.
El Bell 430 incorpora varias mejoras significativas que en modelos anteriores, la más importante de ellas es el nuevo rotor de cuatro palas compuestas sin articulación.
Aunque tanto el 230 y 430 están propulsados por motores Rolls-Royce (Allison) 250 de turboeje, los motores del 430 son 10% más potentes.
Otros cambios incluyen la cabina de pasajeros alargada 46 cm, que prevé dos asientos adicionales, una cubierta de vuelo EFIS opcional, y una opción de patines o ruedas de tren de rodaje retráctil.
Los asientos de configuración típica de diez, entre ellos un piloto y el copiloto con ocho pasajeros en la cabina principal detrás de ellos en tres filas de asientos.
Se ofrecen de seis y de ocho a cabo de los diseños para ejecutivos. En un papel de evacuación sanitaria puede llevar uno o dos pacientes en camillas con cuatro o tres asistentes médicos respectivamente.
La capacidad máxima de carga externa es de 3.500 libras (1.585 kg).
Características generales:
Tripulación: 2 pilotos
Capacidad: 8 personas, o carga equivalente
Longitud: 44 ft 1 in (13,44 m)
Longitud global: 50 ft 3 in (15,32 m)
Diámetro rotor principal: 42 ft (12,80 m)
Altura: 12 ft 3 in (3,73 m)
Peso vacío: 5305 lb (2406 kg)
Peso máximo al despegue: 9300 lb (4218 kg)
Planta de poder: 2 turbinas Rolls-Royce 250-C40B.
Potencia: 783 hp (584 kW) cada uno.
Performance:
Velocidad máxima: 140 kt (161 mph, 260 km/h)
Autonomía: 324 nmi (372 mi, 600 km)
Techo de servicio: 14600 ft (4450 m)
Régimen de ascenso: 1350 ft/min
Capacidad de combustible: 188+ gal americanos (710+ L)
Los 430 de Bell fueron lanzados oficialmente en febrero de 1992, con dos prototipos modificados de Bell 230s.
El primero de ellos voló en su nueva
configuración, el 25 de octubre de 1994, y el segundo prototipo, con la aviónica completa del 430, voló por primera vez el 19 de diciembre de 1994.La producción del Bell 230 terminó en agosto de 1995, y comenzó la producción de los 430.
El Bell 430 incorpora varias mejoras significativas que en modelos anteriores, la más importante de ellas es el nuevo rotor de cuatro palas compuestas sin articulación.
Aunque tanto el 230 y 430 están propulsados por motores Rolls-Royce (Allison) 250 de turboeje, los motores del 430 son 10% más potentes.
Otros cambios incluyen la cabina de pasajeros alargada 46 cm, que prevé dos asientos adicionales, una cubierta de vuelo EFIS opcional, y una opción de patines o ruedas de tren de rodaje retráctil.
Los asientos de configuración típica de diez, entre ellos un piloto y el copiloto con ocho pasajeros en la cabina principal detrás de ellos en tres filas de asientos.
Se ofrecen de seis y de ocho a cabo de los diseños para ejecutivos. En un papel de evacuación sanitaria puede llevar uno o dos pacientes en camillas con cuatro o tres asistentes médicos respectivamente.
La capacidad máxima de carga externa es de 3.500 libras (1.585 kg).
Características generales:
Tripulación: 2 pilotos
Capacidad: 8 personas, o carga equivalente
Longitud: 44 ft 1 in (13,44 m)
Longitud global: 50 ft 3 in (15,32 m)
Diámetro rotor principal: 42 ft (12,80 m)
Altura: 12 ft 3 in (3,73 m)
Peso vacío: 5305 lb (2406 kg)
Peso máximo al despegue: 9300 lb (4218 kg)
Planta de poder: 2 turbinas Rolls-Royce 250-C40B.
Potencia: 783 hp (584 kW) cada uno.
Performance:
Velocidad máxima: 140 kt (161 mph, 260 km/h)
Autonomía: 324 nmi (372 mi, 600 km)
Techo de servicio: 14600 ft (4450 m)
Régimen de ascenso: 1350 ft/min
Capacidad de combustible: 188+ gal americanos (710+ L)
domingo, 25 de septiembre de 2011
El Bell 212
El Bell 212 Twin Huey (también conocido como Twin Two-Twelve) es un helicóptero de transporte de tamaño medio, bimotor y con rotor principal de dos palas, derivado del Bell 204/205, para ser empleado en actividades civiles y militares.
El Bell 212 se fabricó en las instalaciones de la compañía estadounidense Bell Helicopter en Fort Worth, Texas, aunque en 1988 la producción
se trasladó a Mirabel, Quebec, Canada.
Se produjo una versión derivada del Bell 212 para el mercado militar, conocida como Bell UH-1N Iroquois.
Asimismo el Bell 212 se produjo bajo licencia en Italia, por la compañía Agusta, siendo conocidos estos ejemplares como Agusta-Bell AB.212.
La planta motriz del UH/CUH-1H consistía en un turboeje Avco Lycoming T53-L-13.
Las CAF consideraron que la incorporación de motores de doble turboeje aportarían varias ventajas y esto condujo al desarrollo militar inicial del Bell Modelo 212 y del motor Pratt & Whitney Aircraf of Canada (PWAC) PT6T destinado al mismo.
El programa se inició como una empresa conjunta, financiada por Bell, el gobierno de Canadá y la PWAC.
La característica revolucionaria de este aparato era su planta motriz, el PT6T Twin-Pac diseñado y desarrollado por la PWAC, que consistía en dos turboejes montados lado alado, que accionaban un solo eje de salida mediante una caja de engranajes combinada.
Este sistema proporcionaba una potencia de salida de 4,66 kW por kg de peso seco, en comparación con los 4,19 kW/kg del turboeje Lycoming T53, ya desarrollado.
Había otra considerable ventaja: tal como se instaló en el Modelo 212, el PT6T-3 tenía una potencia de despegue limitada a 1290 cv.
En el caso de producirse el fallo de una de las dos turbinas, medidores de par situados en la caja de engranajes transmitían una señal a la otra turbina para que desarrollara una potencia del orden de 1025 cv a 800 cv, para servir, respectivamente, en caso de emergencia y para funcionamiento continuo.
En la foto se aprecia un radar meteorológico en el morro del Bell 212.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto (2 para vuelo IFR)
Capacidad: 14 personas, o carga equivalente
Longitud: 17,43 m
Diámetro rotor principal: 14,6 m
Altura: 3,83 m
Área circular: 168 m²
Peso vacío: 2961 kg
Peso cargado: 4763 kg
Peso útil: 2038 kg
Peso máximo al despegue: 5080 kg
Planta de poder: 2 turbinas turboeje Pratt & Whitney Canada PT6T-3.
Potencia: 671 kW (900 HP; 912 CV) cada uno.
Hélices: rotor principal y rotor de cola ambos bipala
Performance:
Velocidad que nunca debe exceder (Vne): 223 km/h (139 MPH; 120 kt)
Velocidad máxima operativa (Vno): 223 km/h (139 MPH; 120 kt)
Velocidad de crucero (Vc): 186 km/h (116 MPH; 100 kt)
Autonomía: 439 km (237 nmi; 273 mi)
Techo de servicio: 5305 m (17405 ft)
Régimen de ascenso: 8,9 m/s (1745 ft/min)
Carga del rotor: 300,5 kg/m²
El Bell 212 se fabricó en las instalaciones de la compañía estadounidense Bell Helicopter en Fort Worth, Texas, aunque en 1988 la producción
se trasladó a Mirabel, Quebec, Canada.Se produjo una versión derivada del Bell 212 para el mercado militar, conocida como Bell UH-1N Iroquois.
Asimismo el Bell 212 se produjo bajo licencia en Italia, por la compañía Agusta, siendo conocidos estos ejemplares como Agusta-Bell AB.212.
La planta motriz del UH/CUH-1H consistía en un turboeje Avco Lycoming T53-L-13.
Las CAF consideraron que la incorporación de motores de doble turboeje aportarían varias ventajas y esto condujo al desarrollo militar inicial del Bell Modelo 212 y del motor Pratt & Whitney Aircraf of Canada (PWAC) PT6T destinado al mismo.
El programa se inició como una empresa conjunta, financiada por Bell, el gobierno de Canadá y la PWAC.
La característica revolucionaria de este aparato era su planta motriz, el PT6T Twin-Pac diseñado y desarrollado por la PWAC, que consistía en dos turboejes montados lado alado, que accionaban un solo eje de salida mediante una caja de engranajes combinada.
Este sistema proporcionaba una potencia de salida de 4,66 kW por kg de peso seco, en comparación con los 4,19 kW/kg del turboeje Lycoming T53, ya desarrollado.
Había otra considerable ventaja: tal como se instaló en el Modelo 212, el PT6T-3 tenía una potencia de despegue limitada a 1290 cv.
En el caso de producirse el fallo de una de las dos turbinas, medidores de par situados en la caja de engranajes transmitían una señal a la otra turbina para que desarrollara una potencia del orden de 1025 cv a 800 cv, para servir, respectivamente, en caso de emergencia y para funcionamiento continuo.
En la foto se aprecia un radar meteorológico en el morro del Bell 212.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto (2 para vuelo IFR)
Capacidad: 14 personas, o carga equivalente
Longitud: 17,43 m
Diámetro rotor principal: 14,6 m
Altura: 3,83 m
Área circular: 168 m²
Peso vacío: 2961 kg
Peso cargado: 4763 kg
Peso útil: 2038 kg
Peso máximo al despegue: 5080 kg
Planta de poder: 2 turbinas turboeje Pratt & Whitney Canada PT6T-3.
Potencia: 671 kW (900 HP; 912 CV) cada uno.
Hélices: rotor principal y rotor de cola ambos bipala
Performance:
Velocidad que nunca debe exceder (Vne): 223 km/h (139 MPH; 120 kt)
Velocidad máxima operativa (Vno): 223 km/h (139 MPH; 120 kt)
Velocidad de crucero (Vc): 186 km/h (116 MPH; 100 kt)
Autonomía: 439 km (237 nmi; 273 mi)
Techo de servicio: 5305 m (17405 ft)
Régimen de ascenso: 8,9 m/s (1745 ft/min)
Carga del rotor: 300,5 kg/m²
miércoles, 21 de septiembre de 2011
Bell 204/205
Bell 204 y 205 son las designaciones de empresa para uso civil de los helicóptero militares UH-1 Iroquois monomotor. Estos modelos son usados en una gran variedad de aplicaciones, incluyendo aplicaciones aéreas, levantamiento de carga, y uno de sus usos más comunes, extinción de incendios.
En 1955 el US Army organizó un concurso de diseños para estimular la creación de un nuevo helicóptero capaz de servir para misiones de
evacuación de bajas en combate, entrenamiento instrumental y uso general. En junio de 1955, el US Army selecionó la propuesta de la Bell Helicopter Company, conocida por la empresa como Bell Modelo 204. Inicialmente el US Army denomino H-40 al nuevo helicóptero, pero al entrar en servicio cambió dicha designación por HU-1, y le otorgo el nombre de Iroquois.
Fue el primero de los "Huey", mote originado en las siglas HU-1 que en 1962, al adoptarse el nuevo esquema de racionalización de los tres servicios, pasaron a ser UH-1.
El pedido inicial del US Army se concretó en tres prototipos destinados a evaluación, designados XH-40. El primer prototipo realizó su vuelo inicial el 22 de octubre de 1956, y los tres construidos fueron utilizados por Bell en pruebas y para desarrollar.
Poco antes de efectuar el primer vuelo, se pasó un pedido por seis ejemplares de la versión de preprodución YH-40, que fueron suministrados en agosto de 1958.
Uno de ellos quedó en poder de la Bell, pero los cinco restantes fueron entregados, uno a la base de Eglin, otro a Edwards y tres a Fort Rucker, siempre con fines de prueba.
Iniciada a su debido tiempo la producción en serie, el 30 de junio de 1959 se entregaron nueve ejemplares de la preproducción definitiva, designados HU-1A, seguidos por otros 74 ejemplares de producción, 14 de los cuales fueron enviados a la Escuela de Aviación del Ejército en San Diego. Estos últimos aparatos llevaban doble mando y se utilizaron para entrenamiento de vuelo instrumental.
El mayor empleo de3 estos aparatos en ultramar se hizo en Corea, con la 55ª Compañía Aérea, los HU-1A fueron de los primeros helicópteros del US Army que sirvieron en Vietnam.
El Modelo 204 revelaba su origen Bell por la barra estabilizadora situada encima y en ángulo recto con las dos palas del rotor principal, así como por los pequeños estabilizadores adosados a la sección posterior del fuselaje.
El tren de aterrizaje de tipo patín resultaba ideal para el servicio operativo. La cabina ofrecía acomodo a dos tripulantes y seis pasajeros o dos camillas.
La planta motriz consistía en un turboeje Avco Lycoming T53-L-1A de 700 cv, lo que convirtió al Modelo 204 en el primer aparato accionado por turbina, tanto de ala rotatoria como fija, pedido por el US Army.
El Bell 204 es la designación comercial de Bell Helicopter del modelo UH-1B.
El Bell 205 es la designación comercial de Bell Helicopter para el UH-1H.
Características generales:
Tripulación: 1-2 pilotos
Capacidad: 3000 lb (1360 kg) incluyendo a 8-9 pasajeros, o la carga equivalente
Longitud: 41 ft 8 en (12,69 m)
Diámetro del rotor: 48 ft 0 en (1,.63 m)
Altura: 14 ft 7 en (4,5 m)
Área del disco: 1808 ft² (168,0 m²)
Peso vacío: 4600 lb (2085 kg)
Máximo peso de despegue: 9500 lb (4310 kg)
Planta de poder: 1 turbina Lycoming T53-L-11A turboshaft, 1100 shp (820 kW)
Performance:
Velocidad del máxima: 120 nudos (135 mph, 220 km/h)
Velocidad de crucero: 111 nudos (125 mph, 205 km/h)
Autonomía: 300 nm ( 533 km)
Techo de servicio: 19390 ft (5910 m)
Proporción de trepada: 1755 ft/min (8,9 m/s)
En 1955 el US Army organizó un concurso de diseños para estimular la creación de un nuevo helicóptero capaz de servir para misiones de
evacuación de bajas en combate, entrenamiento instrumental y uso general. En junio de 1955, el US Army selecionó la propuesta de la Bell Helicopter Company, conocida por la empresa como Bell Modelo 204. Inicialmente el US Army denomino H-40 al nuevo helicóptero, pero al entrar en servicio cambió dicha designación por HU-1, y le otorgo el nombre de Iroquois.Fue el primero de los "Huey", mote originado en las siglas HU-1 que en 1962, al adoptarse el nuevo esquema de racionalización de los tres servicios, pasaron a ser UH-1.
El pedido inicial del US Army se concretó en tres prototipos destinados a evaluación, designados XH-40. El primer prototipo realizó su vuelo inicial el 22 de octubre de 1956, y los tres construidos fueron utilizados por Bell en pruebas y para desarrollar.
Poco antes de efectuar el primer vuelo, se pasó un pedido por seis ejemplares de la versión de preprodución YH-40, que fueron suministrados en agosto de 1958.
Uno de ellos quedó en poder de la Bell, pero los cinco restantes fueron entregados, uno a la base de Eglin, otro a Edwards y tres a Fort Rucker, siempre con fines de prueba.
Iniciada a su debido tiempo la producción en serie, el 30 de junio de 1959 se entregaron nueve ejemplares de la preproducción definitiva, designados HU-1A, seguidos por otros 74 ejemplares de producción, 14 de los cuales fueron enviados a la Escuela de Aviación del Ejército en San Diego. Estos últimos aparatos llevaban doble mando y se utilizaron para entrenamiento de vuelo instrumental.
El mayor empleo de3 estos aparatos en ultramar se hizo en Corea, con la 55ª Compañía Aérea, los HU-1A fueron de los primeros helicópteros del US Army que sirvieron en Vietnam.
El Modelo 204 revelaba su origen Bell por la barra estabilizadora situada encima y en ángulo recto con las dos palas del rotor principal, así como por los pequeños estabilizadores adosados a la sección posterior del fuselaje.
El tren de aterrizaje de tipo patín resultaba ideal para el servicio operativo. La cabina ofrecía acomodo a dos tripulantes y seis pasajeros o dos camillas.
La planta motriz consistía en un turboeje Avco Lycoming T53-L-1A de 700 cv, lo que convirtió al Modelo 204 en el primer aparato accionado por turbina, tanto de ala rotatoria como fija, pedido por el US Army.
El Bell 204 es la designación comercial de Bell Helicopter del modelo UH-1B.
El Bell 205 es la designación comercial de Bell Helicopter para el UH-1H.
Características generales:
Tripulación: 1-2 pilotos
Capacidad: 3000 lb (1360 kg) incluyendo a 8-9 pasajeros, o la carga equivalente
Longitud: 41 ft 8 en (12,69 m)
Diámetro del rotor: 48 ft 0 en (1,.63 m)
Altura: 14 ft 7 en (4,5 m)
Área del disco: 1808 ft² (168,0 m²)
Peso vacío: 4600 lb (2085 kg)
Máximo peso de despegue: 9500 lb (4310 kg)
Planta de poder: 1 turbina Lycoming T53-L-11A turboshaft, 1100 shp (820 kW)
Performance:
Velocidad del máxima: 120 nudos (135 mph, 220 km/h)
Velocidad de crucero: 111 nudos (125 mph, 205 km/h)
Autonomía: 300 nm ( 533 km)
Techo de servicio: 19390 ft (5910 m)
Proporción de trepada: 1755 ft/min (8,9 m/s)
El Cessna 140
Este es un avión biplaza monomotor de propósito general cuya producción comenzó en 1946, después del final de la II Guerra Mundial y finalizó en 1950, siendo luego reemplazado por el Cessna 150, otro biplaza de entrenamiento.
El prototipo del Cessna Modelo 140, fue el Cessna Modelo 120, que realizó su primer vuelo el 28 de junio de 1945, esto representó un gran esfuerzo para la compañía para insertarse en el mercado de aviones ligeros privados en el período de la posguerra.
El Cessna Modelo 120 es un monoplano con cabina cerrada biplaza, con un ala alta arriostrada mediante montantes, que encabezó una serie de desarrollos cuya producción finalizó a mediados de los 80. La estructura era totalmente metálica, a excepción de las alas, recubiertas en tela; el tren de aterrizaje fijo, con rueda de cola, introducía carenados aerodinámicos en las 2 ruedas principales cantilever (ménsulas largas en voladizo) con muelles de acero; la cabina era cerrada y contaba con doble mando estándar en las dos plazas dispuestas lado a lado.
La planta motriz consistía en un motor Continental de 85 cv, una potencia comparativamente superior a la de los aparatos de la competencia.
El Cessna Modelo 140 fue la actualización del C120, pero en nueva versión " de lujo ", que incorporó como características estándar, flaps de borde de fuga de accionamiento manual, ventanillas adicionales en la cabina y un sistema eléctrico completo (radios, luces, batería y starter "arrancador").
En el año 1950, cuando acabó la producción de los Modelos 120 y 140, se había construido un total de más de 2200 Modelo 120 y 5000 Modelo 140.
La actualización final del Cessna 140 fue el 140A, que estaba propulsado por un motor Continental C-90 que desarrolla 67 kW (90 hp) y con alas revestidas de aluminio.
Las modificaciones más comunes de los Cessna 120 y 140 incluyen:
- Alas "metalicas" en las que el tejido era reemplazado por chapa de aluminio, de modo que ya no era necesario cambiar dicho tejido de forma periódica.
- Extensores del tren de aterrizaje para reducir la tendencia del aparato a cabecear durante fuertes frenadas.
- Instalación de ventanas laterales en la parte trasera de la cabina de los 120 por consejo de algunos pilotos que consideraban escasa la visibilidad en la parte trasera del aparato.
- Instalación del sistema eléctrico en los 120, permitiendo el montaje de aviónica más sofisticada y luces para el vuelo nocturno.
Características generales del Cessna 140:
Tripulación: 2 (piloto y copiloto).
Longitud: 6,4 m (21 ft)
Envergadura: 10 m (32,8 ft)
Altura: 1,9 m (6,3 ft)
Superficie alar: 14,8 m2 (159,5 ft2)
Peso vacío: 408 kg (899,2 lb)
Peso máximo al despegue: 680 kg (1498,7 lb)
Planta de poder: 1 motor Continental C-85-12F motor de cuatro cilindros opuestos enfriados por aire con una Potencia de 63 kW (87 HP; 86 CV)
Hélices: 1 bipala de paso fijo.
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 193 km/h (120 MPH; 104 kt)
Velocidad crucero (Vc): 169 km/h (105 MPH; 91 kt)
Alutonomía: 724 km (391 nmi; 450 mi) (al 50% de potencia).
Techo de servicio: 4.725 m (15.502 ft)
Régimen de ascenso: 3,8 m/s (750 ft/min)
By Christy, Joe: The Complete Guide to the Single-Engine Cessnas - 3ª Edic
El prototipo del Cessna Modelo 140, fue el Cessna Modelo 120, que realizó su primer vuelo el 28 de junio de 1945, esto representó un gran esfuerzo para la compañía para insertarse en el mercado de aviones ligeros privados en el período de la posguerra.
El Cessna Modelo 120 es un monoplano con cabina cerrada biplaza, con un ala alta arriostrada mediante montantes, que encabezó una serie de desarrollos cuya producción finalizó a mediados de los 80. La estructura era totalmente metálica, a excepción de las alas, recubiertas en tela; el tren de aterrizaje fijo, con rueda de cola, introducía carenados aerodinámicos en las 2 ruedas principales cantilever (ménsulas largas en voladizo) con muelles de acero; la cabina era cerrada y contaba con doble mando estándar en las dos plazas dispuestas lado a lado.
La planta motriz consistía en un motor Continental de 85 cv, una potencia comparativamente superior a la de los aparatos de la competencia.
El Cessna Modelo 140 fue la actualización del C120, pero en nueva versión " de lujo ", que incorporó como características estándar, flaps de borde de fuga de accionamiento manual, ventanillas adicionales en la cabina y un sistema eléctrico completo (radios, luces, batería y starter "arrancador").
En el año 1950, cuando acabó la producción de los Modelos 120 y 140, se había construido un total de más de 2200 Modelo 120 y 5000 Modelo 140.
La actualización final del Cessna 140 fue el 140A, que estaba propulsado por un motor Continental C-90 que desarrolla 67 kW (90 hp) y con alas revestidas de aluminio.
Las modificaciones más comunes de los Cessna 120 y 140 incluyen:
- Alas "metalicas" en las que el tejido era reemplazado por chapa de aluminio, de modo que ya no era necesario cambiar dicho tejido de forma periódica.
- Extensores del tren de aterrizaje para reducir la tendencia del aparato a cabecear durante fuertes frenadas.
- Instalación de ventanas laterales en la parte trasera de la cabina de los 120 por consejo de algunos pilotos que consideraban escasa la visibilidad en la parte trasera del aparato.
- Instalación del sistema eléctrico en los 120, permitiendo el montaje de aviónica más sofisticada y luces para el vuelo nocturno.
Características generales del Cessna 140:
Tripulación: 2 (piloto y copiloto).
Longitud: 6,4 m (21 ft)
Envergadura: 10 m (32,8 ft)
Altura: 1,9 m (6,3 ft)
Superficie alar: 14,8 m2 (159,5 ft2)
Peso vacío: 408 kg (899,2 lb)
Peso máximo al despegue: 680 kg (1498,7 lb)
Planta de poder: 1 motor Continental C-85-12F motor de cuatro cilindros opuestos enfriados por aire con una Potencia de 63 kW (87 HP; 86 CV)
Hélices: 1 bipala de paso fijo.
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 193 km/h (120 MPH; 104 kt)
Velocidad crucero (Vc): 169 km/h (105 MPH; 91 kt)
Alutonomía: 724 km (391 nmi; 450 mi) (al 50% de potencia).
Techo de servicio: 4.725 m (15.502 ft)
Régimen de ascenso: 3,8 m/s (750 ft/min)
By Christy, Joe: The Complete Guide to the Single-Engine Cessnas - 3ª Edic
domingo, 18 de septiembre de 2011
El altímetro
Este instrumento indica, en pies o en metros, la lectura de la altitud relativa a un nivel de referencia dado, a la cual está volando el avión.
En el altímetro hay dos agujas: La pequeña indica los millares y la larga las centenas.
Teniendo esto en cuenta, cuando la aguja pequeña se encuentre en los mil pies y la larga en los 300 pies, se vuela a 1300 pies. Algunos aviones tienen una aguja más que indica las décimas, pero la mayoría de aviones ligeros tienen las dos agujas con forma de punta.
La indicación del altímetro depende de que haya sido ajustado a la presión barométrica existente en la zona de vuelo, o bien con referencia a la elevación del aeródromo del que ha partido o al que se dirige. Básicamente, es un barómetro aneroide.
Si por alguna causa, el sistema estático pitot se daña o sufra algún desperfecto, en caso de emergencia, se puede romper el cristal del instrumento para tener una toma de presión estática directa.
Existe además en los aviones de más tamaño y complejidad, un radio altímetro.
Este es un aparato que se usa para determinar la altura sobre el terreno con una exactitud de centímetros, y su funcionamiento está basado en una onda de radar que se emite hacia abajo y vuelve reflejada al instrumento, cuyo procesador mide el tiempo transcurrido y, por consiguiente, la distancia recorrida por la onda de radio.
Es tal su precisión que en los aviones grandes su indicación establece el punto en que el piloto manualmente, o los sistemas automáticos, inician la recogida, flare en inglés, inmediatamente previa al contacto con el suelo. Dando así la altura real del avión respecto a la superficie terrestre en ese momento.
En el altímetro hay dos agujas: La pequeña indica los millares y la larga las centenas.
Teniendo esto en cuenta, cuando la aguja pequeña se encuentre en los mil pies y la larga en los 300 pies, se vuela a 1300 pies. Algunos aviones tienen una aguja más que indica las décimas, pero la mayoría de aviones ligeros tienen las dos agujas con forma de punta.
La indicación del altímetro depende de que haya sido ajustado a la presión barométrica existente en la zona de vuelo, o bien con referencia a la elevación del aeródromo del que ha partido o al que se dirige. Básicamente, es un barómetro aneroide.
Si por alguna causa, el sistema estático pitot se daña o sufra algún desperfecto, en caso de emergencia, se puede romper el cristal del instrumento para tener una toma de presión estática directa.
Existe además en los aviones de más tamaño y complejidad, un radio altímetro.
Este es un aparato que se usa para determinar la altura sobre el terreno con una exactitud de centímetros, y su funcionamiento está basado en una onda de radar que se emite hacia abajo y vuelve reflejada al instrumento, cuyo procesador mide el tiempo transcurrido y, por consiguiente, la distancia recorrida por la onda de radio.
Es tal su precisión que en los aviones grandes su indicación establece el punto en que el piloto manualmente, o los sistemas automáticos, inician la recogida, flare en inglés, inmediatamente previa al contacto con el suelo. Dando así la altura real del avión respecto a la superficie terrestre en ese momento.
Anemómetro (indicador de velocidad aerodinámica)
Es el indicador de la velocidad relativa con respecto al aire. Cada tipo de aeronave de ala fija posee una serie de velocidades características fundamentales para una operación segura de la misma, destacan entre ellas una velocidad aerodinámica mínima, velocidad de entrada en pérdida = Vs y una velocidad máxima, a no exceder (Vne), así como una velocidad óptima, o de máximo rendimiento, se comprende la importancia de este instrumento.
Su funcionamiento se basa en la comparación de dos presiones: La presión estática y la presión dinámica, captadas en puntos apropiados del aparato, mediante un sistema llamado Sistema Pitot-Estatico.
Indicador de velocidad aerodinámica.
El indicador de velocidad aerodinámica o anemómetro, mide la velocidad del avión expresada en nudos, o bien mph, con respecto a la masa de aire alrededor de la aeronave. Esto significa que si el avión se desplaza a 100 nudos (Kt = knot) en una corriente de aire cuya componente según la dirección de vuelo es de 10 nudos en el mismo sentido (viento de cola), la velocidad real respecto al suelo o Ground Speed (GS) será de 100 + 10 = 110 Kt. Del mismo modo, si el viento es de frente, el anemómetro indicara 110 Kt pero la velocidad real respecto al suelo será de 90 Kt.
El indicador de velocidad aerodinámica contiene arcos coloreados en los extremos superpuestos a las cifras que nos indican lo siguiente:
Arco blanco: desde Vso hasta Vfe. Este arco blanco está en las velocidades bajas o lentas del avión, indica las velocidades a las que se puede operar con los flaps y las velocidades máximas a que se puede, si se tienen los flaps extendidos y si se sobrepasa el límite del arco blanco, se podrían dañar los flaps.
Arco verde: desde Vs1 hasta Vno. Este arco verde corresponde a las velocidades normales de crucero del avión, son las velocidades que suele desarrollar el avión gran parte del vuelo y además en caso de turbulencias el avión no sufre sobreesfuerzos estructurales. El límite inferior del arco corresponde a la Velocidad de Entrada en Perdida en configuración de aterrizaje, y el arco superior corresponde a la velocidad máxima operacional de crucero.
Arco amarillo: desde Vno hasta Vne. Este arco corresponde a las velocidades altas del avión, hay que tener bastante precaución ya que sólo se puede llegar a esta velocidad cuando no hay turbulencias o rachas de viento, ni tampoco se pueden realizar maniobras bruscas con el avión porque aquello conlleva un ""estres"" alar.
Línea roja: solo ocupa una línea (Vne). Esta línea corresponde a la velocidad máxima a la que el avión puede volar, normalmente en vuelo en descenso pronunciado, no se debe llegar ni pasar de esta línea ya que la estructura podría sufrir daños severos (ver fenómeno del Flutter. El nombre técnico corresponde a la ""Velocidad de Nunca Exceder"", derivado del inglés ""Never Exceed"".
Su funcionamiento se basa en la comparación de dos presiones: La presión estática y la presión dinámica, captadas en puntos apropiados del aparato, mediante un sistema llamado Sistema Pitot-Estatico.Indicador de velocidad aerodinámica.
El indicador de velocidad aerodinámica o anemómetro, mide la velocidad del avión expresada en nudos, o bien mph, con respecto a la masa de aire alrededor de la aeronave. Esto significa que si el avión se desplaza a 100 nudos (Kt = knot) en una corriente de aire cuya componente según la dirección de vuelo es de 10 nudos en el mismo sentido (viento de cola), la velocidad real respecto al suelo o Ground Speed (GS) será de 100 + 10 = 110 Kt. Del mismo modo, si el viento es de frente, el anemómetro indicara 110 Kt pero la velocidad real respecto al suelo será de 90 Kt.
El indicador de velocidad aerodinámica contiene arcos coloreados en los extremos superpuestos a las cifras que nos indican lo siguiente:
Arco blanco: desde Vso hasta Vfe. Este arco blanco está en las velocidades bajas o lentas del avión, indica las velocidades a las que se puede operar con los flaps y las velocidades máximas a que se puede, si se tienen los flaps extendidos y si se sobrepasa el límite del arco blanco, se podrían dañar los flaps.
Arco verde: desde Vs1 hasta Vno. Este arco verde corresponde a las velocidades normales de crucero del avión, son las velocidades que suele desarrollar el avión gran parte del vuelo y además en caso de turbulencias el avión no sufre sobreesfuerzos estructurales. El límite inferior del arco corresponde a la Velocidad de Entrada en Perdida en configuración de aterrizaje, y el arco superior corresponde a la velocidad máxima operacional de crucero.
Arco amarillo: desde Vno hasta Vne. Este arco corresponde a las velocidades altas del avión, hay que tener bastante precaución ya que sólo se puede llegar a esta velocidad cuando no hay turbulencias o rachas de viento, ni tampoco se pueden realizar maniobras bruscas con el avión porque aquello conlleva un ""estres"" alar.
Línea roja: solo ocupa una línea (Vne). Esta línea corresponde a la velocidad máxima a la que el avión puede volar, normalmente en vuelo en descenso pronunciado, no se debe llegar ni pasar de esta línea ya que la estructura podría sufrir daños severos (ver fenómeno del Flutter. El nombre técnico corresponde a la ""Velocidad de Nunca Exceder"", derivado del inglés ""Never Exceed"".
Reims-Cessna F406 Caravan II
Este es un avión turbohélice bimotor fabricado y diseñado por Reims Aviation en Francia en colaboración con Cessna.
Es en esencia un Cessna 404 con dos motores Pratt & Whitney turbohélice y por tanto similar al presurizado Cessna 441.
Su primer vuelo tuvo lugar en 1983 y sigue siendo producido por Reims Aviation, empresa que actualmente es una constructora aeronáutica francesa privada tras haber recomprado las acciones controladas por Cessna en 1989.
El 406 está diseñado para el transporte de pasajeros y pequeñas cargas, así como para vigilancia civil y militar. Puede conseguirse capacidad de carga extra añadiendo un compartimento al vientre del avión.
El Surpolmar es una reciente versión de vigilancia marítima con equipamiento extra, como por ejemplo un radar de 360 grados.
Aunque el ser bimotor hace que sea más caro operar con él que con otros monomotores similares como el Cessna 208 Caravan, precisamente el contar con dos motores lo hace más fiable, algo importante cuando se vuela sobre terreno accidentado o sobre el mar.
Características generales:
Tripulación: 2 pilotos
Capacidad: 12 pasajeros
Longitud: 11,9 m (39 ft)
Envergadura: 15,08 m
Altura: 4,01 m
Superficie alar: 23,5 m2 (253 ft2)
Peso vacío: 2283 kg (5031,7 lb)
Peso cargado: 4246 kg (9358,2 lb)
Planta de poder: 2 turbinas Pratt & Whitney Canada PT6A.
Potencia: 373 kW cada uno.
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 424 km/h (263 MPH; 229 kt)
Velocidad crucero (Vc): 370 km/h
Autonomía: 2135 km
Techo de servicio: 9145 m (30003 ft)
Régimen de ascenso: 9,4 m/s
Es en esencia un Cessna 404 con dos motores Pratt & Whitney turbohélice y por tanto similar al presurizado Cessna 441.
Su primer vuelo tuvo lugar en 1983 y sigue siendo producido por Reims Aviation, empresa que actualmente es una constructora aeronáutica francesa privada tras haber recomprado las acciones controladas por Cessna en 1989.
El 406 está diseñado para el transporte de pasajeros y pequeñas cargas, así como para vigilancia civil y militar. Puede conseguirse capacidad de carga extra añadiendo un compartimento al vientre del avión.
El Surpolmar es una reciente versión de vigilancia marítima con equipamiento extra, como por ejemplo un radar de 360 grados.
Aunque el ser bimotor hace que sea más caro operar con él que con otros monomotores similares como el Cessna 208 Caravan, precisamente el contar con dos motores lo hace más fiable, algo importante cuando se vuela sobre terreno accidentado o sobre el mar.
Características generales:
Tripulación: 2 pilotos
Capacidad: 12 pasajeros
Longitud: 11,9 m (39 ft)
Envergadura: 15,08 m
Altura: 4,01 m
Superficie alar: 23,5 m2 (253 ft2)
Peso vacío: 2283 kg (5031,7 lb)
Peso cargado: 4246 kg (9358,2 lb)
Planta de poder: 2 turbinas Pratt & Whitney Canada PT6A.
Potencia: 373 kW cada uno.
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 424 km/h (263 MPH; 229 kt)
Velocidad crucero (Vc): 370 km/h
Autonomía: 2135 km
Techo de servicio: 9145 m (30003 ft)
Régimen de ascenso: 9,4 m/s
sábado, 17 de septiembre de 2011
Despegue JATO
Impresionante despegue con JATOs, (acrónimo en inglés de Jet Assisted Take-Off, «despegue asistido por reactores»).
Son muchos los aviones que pueden volar a través de las condiciones extremas, pero simplemente un avión como el LC-130, puede arrastrar cargas monstruosas a las regiones polares imprevisibles.
Estos aviones cargan pesos de 155000 libras, cuando están totalmente cargados, en períodos de paz, con comida, combustible, equipo y personal.
Pronto, una pequeña flota de LC-130s estará viajando a la Antártida, donde ellos actúan como el aprovisionamiento logístico para las instalaciones de verano que están en el polo sur.
Durante el verano del Hemisferio Norte, sin embargo, ellos apoyan la Estación de la Cúspide de Groenlandia, un campamento de la investigación operado por la Fundación de la Ciencia Nacional, 750 millas al norte del círculo polar ártico y 10500 pies sobre el nivel del mar
Son muchos los aviones que pueden volar a través de las condiciones extremas, pero simplemente un avión como el LC-130, puede arrastrar cargas monstruosas a las regiones polares imprevisibles.
Estos aviones cargan pesos de 155000 libras, cuando están totalmente cargados, en períodos de paz, con comida, combustible, equipo y personal.
Pronto, una pequeña flota de LC-130s estará viajando a la Antártida, donde ellos actúan como el aprovisionamiento logístico para las instalaciones de verano que están en el polo sur.
Durante el verano del Hemisferio Norte, sin embargo, ellos apoyan la Estación de la Cúspide de Groenlandia, un campamento de la investigación operado por la Fundación de la Ciencia Nacional, 750 millas al norte del círculo polar ártico y 10500 pies sobre el nivel del mar
El TCAS (Traffic Collision Avoidance System)
El equipo TCAS (Sistema Anti Colisión de Tráfico) calcula la distancia a la A/C interrogada de forma convencional, de acuerdo con el tiempo transcurrido entre la emisión de la interrogación y la recepción de la respuesta.
Distancia = Tiempo transcurrido / 12,35 Mseg.por NM
La marcación relativa del intruso se obtiene gracias a la direccionalidad de al menos una de sus antenas.
El TCAS se vale de la emisión de señales de interrogación similares a las del Radar Secundario, para obtener respuestas de los XDR de las A/C cercanas.
El TCAS proporciona dos tipos de aviso:
A) TA (Traffic Advisories) tráficos cercanos.
B) RA (Resolution Advisories) órdenes de evasión.
Para lograr esto, el TCAS envía una serie de pulsos de interrogación similares a los emitidos por la antena del Radar Secundario. Su finalidad es provocar respuestas en los XDR de las A/C próximas consiguiendo con ello detectar la presencia de aeronaves.
El TCAS se interesa únicamente de los tráficos cercanos de aeronaves que puedan llegar a constituir una amenaza, y hace que la intensidad de la interrogación emitida por un equipo TCAS, sea inferior a la intensidad del pulso de interrogación emitida por radar secundario.
El micro procesador del TCAS constituye el cerebro del sistema. Se encarga de realizar la función inicial de vigilancia del espacio aéreo circundante a la aeronave.
El alcance máximo del área de vigilancia oscila en el plano horizontal entre 30-40Nm y en el plano vertical alrededor de 9000ft.
Si el TCAS opera en un espacio aéreo de alta densidad, el número de interrogaciones y respuestas es mas elevado. Para controlar la posibilidad de interferencias entre las respuestas de los tráficos circundantes se utiliza el método denominado whisper-shout .
La potencia de las interrogaciones emitidas por el TCAS es variable, con lo cual el número de respuestas es directamente proporcional a la potencia de emisión de la interrogación. Para un potencia baja, responderán las A/C que se encuentren más próximas.
Este equipo puede llevar a cabo el seguimiento simultáneo de unos 40-45 A/C aproximadamente, aunque luego presente en pantalla un número inferior, que oscila alrededor de las 30 A/C.
El espacio aéreo protegido dentro del cual se generan avisos, es como una burbuja de aire en forma de huevo, que rodea a la A/C equipada con TCAS.
El tamaño de esta burbuja depende de la velocidad y rumbo de las A/C en conflicto, aunque el elemento clave que determina el tamaño de la misma lo establece el tiempo que falta hasta alcanzar el CPA (Punto de Máxima Aproximación, (Closest Point of Aproach ).
El CPA se define como el punto de máximo acercamiento permitido entre dos aeronaves, pues más allá la colisión no puede ser evitada. Por esto la separación entre A/C, cuando se genera un aviso, puede variar considerablemente en función del régimen de acercamiento o velocidad relativa entre las mismas.
Distancia = Tiempo transcurrido / 12,35 Mseg.por NM
La marcación relativa del intruso se obtiene gracias a la direccionalidad de al menos una de sus antenas.
El TCAS se vale de la emisión de señales de interrogación similares a las del Radar Secundario, para obtener respuestas de los XDR de las A/C cercanas.
El TCAS proporciona dos tipos de aviso:
A) TA (Traffic Advisories) tráficos cercanos.
B) RA (Resolution Advisories) órdenes de evasión.
Para lograr esto, el TCAS envía una serie de pulsos de interrogación similares a los emitidos por la antena del Radar Secundario. Su finalidad es provocar respuestas en los XDR de las A/C próximas consiguiendo con ello detectar la presencia de aeronaves.
El TCAS se interesa únicamente de los tráficos cercanos de aeronaves que puedan llegar a constituir una amenaza, y hace que la intensidad de la interrogación emitida por un equipo TCAS, sea inferior a la intensidad del pulso de interrogación emitida por radar secundario.
El micro procesador del TCAS constituye el cerebro del sistema. Se encarga de realizar la función inicial de vigilancia del espacio aéreo circundante a la aeronave.
El alcance máximo del área de vigilancia oscila en el plano horizontal entre 30-40Nm y en el plano vertical alrededor de 9000ft.
Si el TCAS opera en un espacio aéreo de alta densidad, el número de interrogaciones y respuestas es mas elevado. Para controlar la posibilidad de interferencias entre las respuestas de los tráficos circundantes se utiliza el método denominado whisper-shout .
La potencia de las interrogaciones emitidas por el TCAS es variable, con lo cual el número de respuestas es directamente proporcional a la potencia de emisión de la interrogación. Para un potencia baja, responderán las A/C que se encuentren más próximas.
Este equipo puede llevar a cabo el seguimiento simultáneo de unos 40-45 A/C aproximadamente, aunque luego presente en pantalla un número inferior, que oscila alrededor de las 30 A/C.
El espacio aéreo protegido dentro del cual se generan avisos, es como una burbuja de aire en forma de huevo, que rodea a la A/C equipada con TCAS.
El tamaño de esta burbuja depende de la velocidad y rumbo de las A/C en conflicto, aunque el elemento clave que determina el tamaño de la misma lo establece el tiempo que falta hasta alcanzar el CPA (Punto de Máxima Aproximación, (Closest Point of Aproach ).
El CPA se define como el punto de máximo acercamiento permitido entre dos aeronaves, pues más allá la colisión no puede ser evitada. Por esto la separación entre A/C, cuando se genera un aviso, puede variar considerablemente en función del régimen de acercamiento o velocidad relativa entre las mismas.
viernes, 16 de septiembre de 2011
Sukhoi Superjet 100
Es un avión regional dedicado al transporte de pasajeros, con capacidad entre 68 y 103 plazas.
Su desarrollo dió comienzo en el año 2000, siendo diseñado por la empresa aeronáutica rusa Sujói, en colaboración con Alenia Aeronautica.
Su primer vuelo tuvo lugar el 19 de mayo de 2008, recibiendo el certificado de tipo por parte del Comité Interestatal de Aviación en enero de 2011.
El 21 de abril de 2011 entró en servicio comercial con la aerolínea armenia Armavia.
Competirá con aviones como el Antonov An-148, Embraer E-Jets, COMAC ARJ21, Mitsubushi MRJ90 y el Bombardier C Series.
Se producirá en dos clases, la ejecutiva cuyo precio será de 40 millones de dólares, mientras el avión regional SuperJet-100 de 95 pasajeros costará 28 millones de la misma moneda.
El Sukhoi Superjet 100 MSN 95011 de producción, que será el tercero en entrar en servicio con Aeroflot, realizó su primer vuelo a los mandos de los pilotos de SCAC Leonid Chikunov y Gennady Pripuskov.
Durante el vuelo de 3 horas y 18 minutos, los pilotos chequearon el conjunto de actuación de motores, sistemas y equipos, confirmando que las características de la aeronave están en el entorno operacional.
Este reactor regional de 100 plazas diseñado, desarrollado y construido por Sukhoi Civil Aircraft Company (SCAC), en asociación con Alenia Aeronautica, una compañía de Finmeccanica.
El Sukhoi Superjet 100 alcanza una velocidad máxima operativa en crucero de Mach 0,81 y 40000 pies de altitud. Despega de pistas de 1731 m, en la versión básica y de 2052 m en la de largo alcance. El alcance operativo en la versión básica es de 3048 km y de 4578 km en la de largo alcance.
En febrero de 2011, el SSJ100 obtuvo el Certificado de Tipo de la autoridad de homologación rusa IAC AR. La certificación de la EASA europea está prevista para este año 2011.
El 19 de abril de 2011 el primer SSJ100 de producción fue entregado a Armavia (Armenia). Actualmente tres SSJ100 están en servicio con Armavia y Aeroflot.
Características Generales: SSJ 100–75
Tripulación: 1 piloto
Capacidad: 83 asientos 1ra clase, 78 (clase normal) 68 (2 clase normal)
Longitud 26,44 m (86 ft 9 in) 29,94 m (98 ft 3 in)
Envergadura: 27,80 m (91 ft 2 in)
Altura: 10,28 m (33 ft 9 in)
Diámetro del fuselaje: 3,35 m (11 ft 0 in)
Ancho de la cabina: 3,236 m (127,4 in)
Altura de la cabina: 2,12 m (6 ft 11 in)
Ancho del pasillo: 51 cm (20 in)
Peso máximo de despegue: (MTOW) 38820 kg (85600 lb)
Peso máximo de aterrizaje: 35000 kg (77000 lb)
Carga máxima: 9130 kg (20100 lb) 12245 kg (27000 lb)
Capacidad de combustible máxima: 13135 L (10600 kg o 23370 lb)
Capacidad de carga: 15,01 m3 (530 ft cu)
Carrera de despegue a MTOW: 1515 m (4970 ft)
Performance:
Altitud de vuelo máxima; 12500 m (41000 ft)
Velocidad cruzando Mach 0,78: (828 km/h/511 mph / 448knots a 11000 m/36000 ft)
Velocidad de crucero máxima a Mach 0,81: (870 km/h / 541 mph / 469knots a 11000 m/36000 ft)
Autonomía: 2900 km (1800 mi)
Planta de poder: 2 turbinas PowerJet SaM146
Empuje en despegue: c/u 13500 lbf (60 kN)
Longitud de turbina 2,07 m (81 in)
Su desarrollo dió comienzo en el año 2000, siendo diseñado por la empresa aeronáutica rusa Sujói, en colaboración con Alenia Aeronautica.
Su primer vuelo tuvo lugar el 19 de mayo de 2008, recibiendo el certificado de tipo por parte del Comité Interestatal de Aviación en enero de 2011.
El 21 de abril de 2011 entró en servicio comercial con la aerolínea armenia Armavia.
Competirá con aviones como el Antonov An-148, Embraer E-Jets, COMAC ARJ21, Mitsubushi MRJ90 y el Bombardier C Series.
Se producirá en dos clases, la ejecutiva cuyo precio será de 40 millones de dólares, mientras el avión regional SuperJet-100 de 95 pasajeros costará 28 millones de la misma moneda.
El Sukhoi Superjet 100 MSN 95011 de producción, que será el tercero en entrar en servicio con Aeroflot, realizó su primer vuelo a los mandos de los pilotos de SCAC Leonid Chikunov y Gennady Pripuskov.
Durante el vuelo de 3 horas y 18 minutos, los pilotos chequearon el conjunto de actuación de motores, sistemas y equipos, confirmando que las características de la aeronave están en el entorno operacional.
Este reactor regional de 100 plazas diseñado, desarrollado y construido por Sukhoi Civil Aircraft Company (SCAC), en asociación con Alenia Aeronautica, una compañía de Finmeccanica.
El Sukhoi Superjet 100 alcanza una velocidad máxima operativa en crucero de Mach 0,81 y 40000 pies de altitud. Despega de pistas de 1731 m, en la versión básica y de 2052 m en la de largo alcance. El alcance operativo en la versión básica es de 3048 km y de 4578 km en la de largo alcance.
En febrero de 2011, el SSJ100 obtuvo el Certificado de Tipo de la autoridad de homologación rusa IAC AR. La certificación de la EASA europea está prevista para este año 2011.
El 19 de abril de 2011 el primer SSJ100 de producción fue entregado a Armavia (Armenia). Actualmente tres SSJ100 están en servicio con Armavia y Aeroflot.
Características Generales: SSJ 100–75
Tripulación: 1 piloto
Capacidad: 83 asientos 1ra clase, 78 (clase normal) 68 (2 clase normal)
Longitud 26,44 m (86 ft 9 in) 29,94 m (98 ft 3 in)
Envergadura: 27,80 m (91 ft 2 in)
Altura: 10,28 m (33 ft 9 in)
Diámetro del fuselaje: 3,35 m (11 ft 0 in)
Ancho de la cabina: 3,236 m (127,4 in)
Altura de la cabina: 2,12 m (6 ft 11 in)
Ancho del pasillo: 51 cm (20 in)
Peso máximo de despegue: (MTOW) 38820 kg (85600 lb)
Peso máximo de aterrizaje: 35000 kg (77000 lb)
Carga máxima: 9130 kg (20100 lb) 12245 kg (27000 lb)
Capacidad de combustible máxima: 13135 L (10600 kg o 23370 lb)
Capacidad de carga: 15,01 m3 (530 ft cu)
Carrera de despegue a MTOW: 1515 m (4970 ft)
Performance:
Altitud de vuelo máxima; 12500 m (41000 ft)
Velocidad cruzando Mach 0,78: (828 km/h/511 mph / 448knots a 11000 m/36000 ft)
Velocidad de crucero máxima a Mach 0,81: (870 km/h / 541 mph / 469knots a 11000 m/36000 ft)
Autonomía: 2900 km (1800 mi)
Planta de poder: 2 turbinas PowerJet SaM146
Empuje en despegue: c/u 13500 lbf (60 kN)
Longitud de turbina 2,07 m (81 in)
lunes, 12 de septiembre de 2011
Cessna 421 Golden Eagle
Este es el resultado del desarrollo de los anteriores Cessna 411 ligeros.
Es una aeronave bimotor de transporte privado.
La principal diferencia entre los dos modelos es que el 421 es presurizado.
El 421 utiliza motores Continental GTSIO-520-D. El sistema de engranes de esta aeronave la diferencian de modelos anteriores, ya que el eje de transmisión no está directamente conectado a la hélice sino que esto se efectúa mediante una caja de engranajes reductores
El 421 fue producido por primera vez en mayo de 1967. El 421A apareció en 1968 y el avión fue rediseñado en 1970 y se comercializó como el 421B.
En 1975, el 421C contó con tanques en las alas (wet wings), se eliminaron los tanques externos en las puntas de las alas y hubo un rediseño del tren de aterrizaje, que pasó de ser de una sola pieza a un tren con un mecanismo con articulaciones.
La producción terminó en 1985.
El máximo peso en el despegue del 421B es de 7250 libras (3289 kg).
Los modelos posteriores aumentaron su peso máximo de despegue a 7450 libras (3379 kg).
Características generales:
Tripulación: 1 o 2 pilotos
Capacidad: 6 a 7 pasajeros
Longitud: 36 pies 9 ⅝ (11,09 m)
Envergadura: 41 pies 1 ½ pulgadas (12,53 m)
Altura: 11 pies 5 ⅜ (3,49 m)
Superficie alar: 215 m² (19,97 m²)
Peso vacío: 4501 libras (2041 kg)
Peso máximo al despegue: 7450 libras (3379 kg)
Planta de poder: 2 motores Continental GTSIO-520-L con turbocompresor, con inyección de combustible, con 6 cilindros opuestos, refrigerado por aire, 375 CV (280 kW) cada uno.
Performance:
Velocidad máxima: 256 nudos (475 km/h, 295 mph) a 20000 pies (6100 m)
Velocidad de crucero: 240 nudos (444 km/h, 276 mph) a 25000 pies (7600 m) (75% de potencia)
Autonomía: 1487 millas náuticas (2755 kilómetros, 1,712 millas terrestres)
Techo de servicio: 30200 pies (9205 m)
Tasa de ascenso: 1940 pies/min (9,9 m/s)
Es una aeronave bimotor de transporte privado.
La principal diferencia entre los dos modelos es que el 421 es presurizado.
El 421 utiliza motores Continental GTSIO-520-D. El sistema de engranes de esta aeronave la diferencian de modelos anteriores, ya que el eje de transmisión no está directamente conectado a la hélice sino que esto se efectúa mediante una caja de engranajes reductores
El 421 fue producido por primera vez en mayo de 1967. El 421A apareció en 1968 y el avión fue rediseñado en 1970 y se comercializó como el 421B.
En 1975, el 421C contó con tanques en las alas (wet wings), se eliminaron los tanques externos en las puntas de las alas y hubo un rediseño del tren de aterrizaje, que pasó de ser de una sola pieza a un tren con un mecanismo con articulaciones.
La producción terminó en 1985.
El máximo peso en el despegue del 421B es de 7250 libras (3289 kg).
Los modelos posteriores aumentaron su peso máximo de despegue a 7450 libras (3379 kg).
Características generales:
Tripulación: 1 o 2 pilotos
Capacidad: 6 a 7 pasajeros
Longitud: 36 pies 9 ⅝ (11,09 m)
Envergadura: 41 pies 1 ½ pulgadas (12,53 m)
Altura: 11 pies 5 ⅜ (3,49 m)
Superficie alar: 215 m² (19,97 m²)
Peso vacío: 4501 libras (2041 kg)
Peso máximo al despegue: 7450 libras (3379 kg)
Planta de poder: 2 motores Continental GTSIO-520-L con turbocompresor, con inyección de combustible, con 6 cilindros opuestos, refrigerado por aire, 375 CV (280 kW) cada uno.
Performance:
Velocidad máxima: 256 nudos (475 km/h, 295 mph) a 20000 pies (6100 m)
Velocidad de crucero: 240 nudos (444 km/h, 276 mph) a 25000 pies (7600 m) (75% de potencia)
Autonomía: 1487 millas náuticas (2755 kilómetros, 1,712 millas terrestres)
Techo de servicio: 30200 pies (9205 m)
Tasa de ascenso: 1940 pies/min (9,9 m/s)
Cessna T303 Crusader
El Cessna T303 Crusader es un avión bimotor para seis plazas. La producción cesó en 1986.
El Cessna T303 Crusader, voló por primera vez el 17 de octubre de 1979, con las primeras entregas en octubre de 1981.
El T303 es un aeronave metálica de ala baja, de seis plazas, con dos motores y con tren de aterrizaje triciclo.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Capacidad: 5 pasajeros
Longitud: 30 pies 5 pulgadas (9,27 m)
Envergadura: 39 pies 0 ½ pulgada (11,90 m)
Altura: 13 pies 4 pulgadas (4,06 m)
Área del ala: 189,2 metros cuadrados (17,58 m²)
Peso vacío: 3305 libras (1499 kg)
Peso máximo al despegue: 5150 libras (2336 kg)
Planta de poder: 2 motores Continental TSIO-520-AE / LTSIO-520-AE turbo refrigerado por aire, motores de pistón de 6 cilindros, 250 CV (186 kW) cada uno
Performance:
Velocidad máxima: 249 mph (216 nudos, 400 km/h) a 18000 pies (5485 m)
Velocidad de crucero: 226 mph (196 nudos, 363 km/h) a 20000 pies (6100 m) (Max crucero, el 71% de potencia)
Velocidad de pérdida: 71,5 mph (62 nudos, a 115 km/h), con flaps abajo y sin potencia
Autonoía: 1174 millas (1020 nmi , 1891 kilometros), economía en crucero a 10000 pies (3050 m), con 45 min con la reserva
Techo de servicio: 25000 (7620 m)
Velocidad de Trepada: 1480 ft / min (7,5 m / s)
El Cessna T303 Crusader, voló por primera vez el 17 de octubre de 1979, con las primeras entregas en octubre de 1981.El T303 es un aeronave metálica de ala baja, de seis plazas, con dos motores y con tren de aterrizaje triciclo.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Capacidad: 5 pasajeros
Longitud: 30 pies 5 pulgadas (9,27 m)
Envergadura: 39 pies 0 ½ pulgada (11,90 m)
Altura: 13 pies 4 pulgadas (4,06 m)
Área del ala: 189,2 metros cuadrados (17,58 m²)
Peso vacío: 3305 libras (1499 kg)
Peso máximo al despegue: 5150 libras (2336 kg)
Planta de poder: 2 motores Continental TSIO-520-AE / LTSIO-520-AE turbo refrigerado por aire, motores de pistón de 6 cilindros, 250 CV (186 kW) cada uno
Performance:
Velocidad máxima: 249 mph (216 nudos, 400 km/h) a 18000 pies (5485 m)
Velocidad de crucero: 226 mph (196 nudos, 363 km/h) a 20000 pies (6100 m) (Max crucero, el 71% de potencia)
Velocidad de pérdida: 71,5 mph (62 nudos, a 115 km/h), con flaps abajo y sin potencia
Autonoía: 1174 millas (1020 nmi , 1891 kilometros), economía en crucero a 10000 pies (3050 m), con 45 min con la reserva
Techo de servicio: 25000 (7620 m)
Velocidad de Trepada: 1480 ft / min (7,5 m / s)
domingo, 11 de septiembre de 2011
Museo de TAM
El Museo TAM tiene 96 aeronaves históricas en su colección y 76 están expuestas. Destacan el hidroavión Jahu; el Lockheed L-049 Constellation de Pan Air de Brasil, primero en hacer viajes intercontinentales; y el caza alemán Messerschmitt BF 109 G-4 Trop, usado en la Segunda Guerra Mundial; además de réplicas del 14 Bis y del Demoiselle, construidos por Santos Dumont. Casi la mitad de las aeronaves expuestas están en condiciones para volar.
En marzo de este año, se incrementaron dos nuevas aeronaves a la exposición: un Hawker Siddeley HS-125 donado por la FAB (Fuerza Aérea Brasileña) y un ultraligero Roloff-Unger RLU-1 Breezy Pusher, integralmente construido y montado en los talleres de la institución.
En las conmemoraciones del aniversario por el año de su reapertura, en junio de 2011, el Museo TAM puso en exposición el Piper-J3, aeronave utilizada en clases de vuelo, que está equipada con motor Franklin de 65 HP y también fue completamente restaurada en el local.
Ver el link del museo:
http://www.museutam.com.br/home.php
En marzo de este año, se incrementaron dos nuevas aeronaves a la exposición: un Hawker Siddeley HS-125 donado por la FAB (Fuerza Aérea Brasileña) y un ultraligero Roloff-Unger RLU-1 Breezy Pusher, integralmente construido y montado en los talleres de la institución.
En las conmemoraciones del aniversario por el año de su reapertura, en junio de 2011, el Museo TAM puso en exposición el Piper-J3, aeronave utilizada en clases de vuelo, que está equipada con motor Franklin de 65 HP y también fue completamente restaurada en el local.
Ver el link del museo:
http://www.museutam.com.br/home.php
sábado, 10 de septiembre de 2011
Festival del Aeroclub Bragado 2011
http://aeroclubbragado.blogspot.com/
Datos del Aeroclub Bragado
Domicilio: Entre Ríos 1601, (6640) Bragado, Bs. As., ArgentinaTeléfono: (054)2342-422441
E-mail: aeroclubbragado@hotmail.com
Horarios de Atención: De Lunes a Domingo de 8.00 a 12.00 hs. y de 15.00 a 19.00 hs.
Coordenadas: S35° 8'43", W060°28'55"
Pistas 02-20 830x30Mts. 12-30 1000x30Mts.
VHF: 123.200
Esta todo previsto y se esta trabajando con la expectativa de superar ampliamente lo logrado en ediciones anteriores.
Éste año se realizaran vuelos de bautismo en globo aerostatito cautivo, paracaidismo en tándem, vuelos de bautismo acrobático, aeromodelismo, shows especiales; también habrá patio de comidas, pelotero para los chicos, stands comerciales, muestras estática de aviones y helicópteros, etc.
La Escuela de Vuelo que esta bajo la dirección de su presidente Sr. Jorge Barcús, instruye a 18 alumnos, entrena a mas de 20 pilotos y tiene habilitadas 5 aeronaves para su actividad.
viernes, 9 de septiembre de 2011
El ATR 72
Este es un avión comercial propulsado por dos motores turbohélice, es para viajes regionales y trayectos de corta duración, construidos en Francia e Italia por ATR (Avions de Transport Régional).
Ha sido desarrollado a partir del ATR 42. El ATR 72 tiene una capacidad máxima de 74 asientos y es tripulado por dos personas.
Fue dado a conocer en 1985 durante el Paris Air Show y realizó su viaje inaugural el 27 de octubre de 1988.
Los pasajeros embarcan a través de la puerta trasera, mientras que la puerta delantera es utilizada para introducir la carga.
Características generales:
Tripulación: 2, piloto y copiloto
Capacidad: 62-74 pasajeros
Carga: 10,60 m³
Longitud: 27,16 m
Envergadura: 27,05 m
Altura: 7,65 m
Superficie alar: 61,00 m²
Peso vacío: 12950 kg
Peso máximo al despegue: 22800 kg
Planta de poder: 2 motores turbohélice Pratt & Whitney Canada PW127F.
Potencia: 1846 kW (2475 HP; 2509 CV) cada uno.
Performance:
Velocidad que nunca debe exceder (Vne): 511 km/h
Autonomía: 1650 km
Techo de servicio: 7600 m
Ha sido desarrollado a partir del ATR 42. El ATR 72 tiene una capacidad máxima de 74 asientos y es tripulado por dos personas.
Fue dado a conocer en 1985 durante el Paris Air Show y realizó su viaje inaugural el 27 de octubre de 1988.
Los pasajeros embarcan a través de la puerta trasera, mientras que la puerta delantera es utilizada para introducir la carga.
Características generales:
Tripulación: 2, piloto y copiloto
Capacidad: 62-74 pasajeros
Carga: 10,60 m³
Longitud: 27,16 m
Envergadura: 27,05 m
Altura: 7,65 m
Superficie alar: 61,00 m²
Peso vacío: 12950 kg
Peso máximo al despegue: 22800 kg
Planta de poder: 2 motores turbohélice Pratt & Whitney Canada PW127F.
Potencia: 1846 kW (2475 HP; 2509 CV) cada uno.
Performance:
Velocidad que nunca debe exceder (Vne): 511 km/h
Autonomía: 1650 km
Techo de servicio: 7600 m
Cessna 188/AG Wagon
Los Cessna 188 pertencen al grupo de aviones ligeros agrícolas, de ala baja, fabricados entre 1966 y 1983 por Cessna Aircraft Company.
Las diferentes versiones del 188 (AGwagon, AGpickup, AGtruck y AGhusky) junto con la variante agrícola AGcarryall del Cessna 185, constituyeron la línea de aviones de uso agrícola de Cessna.
El Cessna 188 tomó prestadas gran parte de sus características del Cessna 180, de tal modo que la versión inicial montaba el mismo cono de cola así como los mismos motores Continental O-470-R de 170 kW (230hp). El casco del 188 está construido principalmente con aleación de aluminio 2024-T3, mientras que la tolva de almacenamiento de los productos químicos es de fibra de vidrio. En los últimos modelos se decidió presurizar la cabina para reducir la entrada de productos químicos a su interior.
El Cessna 188 voló por primera vez el 19 de febrero de 1965, siendo certificado y comenzado a fabricar justo un año después, periodo en el cual fueron entregadas 241 unidades.
El diseño inicial del Cessna 188 resultó tan exitoso que tras más de 17 años de producción su base permaneció igual.
Únicamente los motores y los sistemas de dispersión de productos agrícolas fueron actualizados, junto con ligeras modificaciones de los sistemas de ventilación.
Se fabricaron un total de 3.967 unidades de las cuatro variantes durante el periodo de producción del Cessna 188.
El A188 fue el primer Cessna 188 con 250 kW (300 hp) de potencia gracias al motor Continental IO-520-D.
La capacidad de transporte de químicos se mantuvo en 750 litros.
Fue presentado en 1966 a la vez que el AGpickup con un precio base de 18.950 dólares.
El A188 pasó a llamarse AGwagon en 1972, dejando de fabricarse en 1980.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Longitud: 8 m (26,2 ft)
Envergadura: 12,7 m
Altura: 2,4 m
Superficie alar: 19 m2 (204,5 ft2)
Peso vacío: 921 kg (2.029,9 lb)
Peso cargado: 1497 kg (3299,4 lb)
Planta de poder: 1 motor Continental IO-520-D.
Potencia: 223,7 kW durante 5 minutos, 212,5 kW contínuos.
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 195 km/h (121 MPH; 105 kt)
Velocidad crucero (Vc): 183 km/h a 75% de potencia
Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 98 km/h en configuración limpia (92 km/h con flaps a toda)
Autonomía: 628 km
Techo de servicio: 3383 m (11099 ft)
Régimen de ascenso: 3,5 m/s
Carga alar: 78,8 kg/m²
Las diferentes versiones del 188 (AGwagon, AGpickup, AGtruck y AGhusky) junto con la variante agrícola AGcarryall del Cessna 185, constituyeron la línea de aviones de uso agrícola de Cessna.
El Cessna 188 tomó prestadas gran parte de sus características del Cessna 180, de tal modo que la versión inicial montaba el mismo cono de cola así como los mismos motores Continental O-470-R de 170 kW (230hp). El casco del 188 está construido principalmente con aleación de aluminio 2024-T3, mientras que la tolva de almacenamiento de los productos químicos es de fibra de vidrio. En los últimos modelos se decidió presurizar la cabina para reducir la entrada de productos químicos a su interior.El Cessna 188 voló por primera vez el 19 de febrero de 1965, siendo certificado y comenzado a fabricar justo un año después, periodo en el cual fueron entregadas 241 unidades.
El diseño inicial del Cessna 188 resultó tan exitoso que tras más de 17 años de producción su base permaneció igual.
Únicamente los motores y los sistemas de dispersión de productos agrícolas fueron actualizados, junto con ligeras modificaciones de los sistemas de ventilación.
Se fabricaron un total de 3.967 unidades de las cuatro variantes durante el periodo de producción del Cessna 188.
El A188 fue el primer Cessna 188 con 250 kW (300 hp) de potencia gracias al motor Continental IO-520-D.
La capacidad de transporte de químicos se mantuvo en 750 litros.
Fue presentado en 1966 a la vez que el AGpickup con un precio base de 18.950 dólares.
El A188 pasó a llamarse AGwagon en 1972, dejando de fabricarse en 1980.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Longitud: 8 m (26,2 ft)
Envergadura: 12,7 m
Altura: 2,4 m
Superficie alar: 19 m2 (204,5 ft2)
Peso vacío: 921 kg (2.029,9 lb)
Peso cargado: 1497 kg (3299,4 lb)
Planta de poder: 1 motor Continental IO-520-D.
Potencia: 223,7 kW durante 5 minutos, 212,5 kW contínuos.
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 195 km/h (121 MPH; 105 kt)
Velocidad crucero (Vc): 183 km/h a 75% de potencia
Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 98 km/h en configuración limpia (92 km/h con flaps a toda)
Autonomía: 628 km
Techo de servicio: 3383 m (11099 ft)
Régimen de ascenso: 3,5 m/s
Carga alar: 78,8 kg/m²
Cessna 205 / 206 / 207
Estos 3 Cessna son conocidos en distintos momentos como el Super Skywagon, Stationair o Super Skylane, y forman una familia de aviones monomotor de propósito general empleados tanto en servicios comerciales como en la aviación privada.
Cuenta con un potente motor, una construcción robusta y una gran cabina, que han convertido a estos tres aviones en los más populares, dentro de los dedicados a los vuelos a lugares extremos.
Cessna describe el 206 como "el utilitario deportivo del aire".
También se utilizan en fotografía aérea, paracaidismo, Etc.
A los tres modelos se les pueden añadir flotadores normales o anfibios o bien esquís.
El modelo 206 de la foto, es de 6 plazas, este modelo fue presentado en 1964 y su producción duró hasta 1986. Ésta fue retomada en 1998 y sigue activa.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Capacidad: 5 pasajeros
Longitud: 8,61 m
Envergadura: 10,97 m
Altura: 2,83 m
Superficie alar: 16,30 m²
Peso vacío: 987 kg
Peso máximo al despegue: 1632 kg
Planta motriz: 1 motor Lycoming IO-540-AC1A.
Potencia: 224 kW
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 280 km/h a nivel de mar
Velocidad crucero (Vc): 263 km/h a 1890 m
Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 100 km/h
Autonomía: 1352 km
Techo de servicio: 7785 m (25.541 ft)
Régimen de ascenso: 5 m/s
Cuenta con un potente motor, una construcción robusta y una gran cabina, que han convertido a estos tres aviones en los más populares, dentro de los dedicados a los vuelos a lugares extremos.
Cessna describe el 206 como "el utilitario deportivo del aire".
También se utilizan en fotografía aérea, paracaidismo, Etc.
A los tres modelos se les pueden añadir flotadores normales o anfibios o bien esquís.
El modelo 206 de la foto, es de 6 plazas, este modelo fue presentado en 1964 y su producción duró hasta 1986. Ésta fue retomada en 1998 y sigue activa.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Capacidad: 5 pasajeros
Longitud: 8,61 m
Envergadura: 10,97 m
Altura: 2,83 m
Superficie alar: 16,30 m²
Peso vacío: 987 kg
Peso máximo al despegue: 1632 kg
Planta motriz: 1 motor Lycoming IO-540-AC1A.
Potencia: 224 kW
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 280 km/h a nivel de mar
Velocidad crucero (Vc): 263 km/h a 1890 m
Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 100 km/h
Autonomía: 1352 km
Techo de servicio: 7785 m (25.541 ft)
Régimen de ascenso: 5 m/s
Cessna 310
Este fue el primer avión bimotor de Cessna fabricado luego de la Segunda Guerra Mundial.
El 310 voló por primera vez el 3 de enero de 1953, iniciándose las entregas en 1954.
Con los motores gemelos nacía una línea de avionetas modernas y elegantes con innovadoras características como motores con tubo de escape aumentador del empuje o el almacenamiento de todo el combustible en depósitos en los alerones.
En 1964, el sistema de escape del motor fue modificado para que fluyera bajo el ala en lugar de emplear los tubos aumentadores, considerados demasiado ruidosos.
Los aviones de serie obtuvieron tanta aceptación que a principios de 1982 aún se vendia el modelo; ya en esa época la producción se elevaba ya a más de 5500 ejemplares.
El prototipo, con una configuración de ala baja y tren de aterrizaje triciclo, estaba propulsado por motores Continental O-470 de 225 cv, motor desarrollado inicialmente para uso militar, bajo la designación E225.
La instalación de ese motor en el Cessna 310 fue una de sus primeras aplicaciones civiles, en tanto que los aviones de las series iniciales utilizaban los más potentes IO-470, de 260 CV.
Cada nueva versión a partir de la original era nombrada mediante una letra tras el número del modelo con la que se identificaban los cambios introducidos.
La primera actualización significativa de la serie 310 fue el 310C de 1959, que contaba con motores Continental IO-470-D más potentes de 195 kW (260 hp).
En 1960 fue presentado el 310D con un nuevo diseño de cola, y el 310F se caracterizó por añadir una ventanilla extra en cabina.
El 310G presentaba nuevos depósitos de combustible, el 310K reemplazaba las dos ventanillas traseras por una única gran pieza de vidrio.
Los subsiguientes desarrollos incluyen el 310Q y su versión turbo T310Q con parte trasera rediseñada con ventana superior, y las versiones finales 310R y T310R (turbo), identificables por sus morros alargados.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto y 5 pasajeros (3 en las primeras versiones).
Longitud: 9,70 m
Envergadura: 11,20 m
Altura: 3,30 m
Peso vacío: 1518 kg
Peso de carga: 907 kg
Peso máximo de despegue: 2495 kg
Planta de poder: 2 motores de 6 cilindros opuestos horizontalmente con inyección de combustible Continental IO-470-M.
Potencia: 179 kW 240 cv cada uno.
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 383 km/hr
Autonomía: 2668 km
El 310 voló por primera vez el 3 de enero de 1953, iniciándose las entregas en 1954.
Con los motores gemelos nacía una línea de avionetas modernas y elegantes con innovadoras características como motores con tubo de escape aumentador del empuje o el almacenamiento de todo el combustible en depósitos en los alerones.En 1964, el sistema de escape del motor fue modificado para que fluyera bajo el ala en lugar de emplear los tubos aumentadores, considerados demasiado ruidosos.
Los aviones de serie obtuvieron tanta aceptación que a principios de 1982 aún se vendia el modelo; ya en esa época la producción se elevaba ya a más de 5500 ejemplares.
El prototipo, con una configuración de ala baja y tren de aterrizaje triciclo, estaba propulsado por motores Continental O-470 de 225 cv, motor desarrollado inicialmente para uso militar, bajo la designación E225.
La instalación de ese motor en el Cessna 310 fue una de sus primeras aplicaciones civiles, en tanto que los aviones de las series iniciales utilizaban los más potentes IO-470, de 260 CV.
Cada nueva versión a partir de la original era nombrada mediante una letra tras el número del modelo con la que se identificaban los cambios introducidos.
La primera actualización significativa de la serie 310 fue el 310C de 1959, que contaba con motores Continental IO-470-D más potentes de 195 kW (260 hp).
En 1960 fue presentado el 310D con un nuevo diseño de cola, y el 310F se caracterizó por añadir una ventanilla extra en cabina.
El 310G presentaba nuevos depósitos de combustible, el 310K reemplazaba las dos ventanillas traseras por una única gran pieza de vidrio.
Los subsiguientes desarrollos incluyen el 310Q y su versión turbo T310Q con parte trasera rediseñada con ventana superior, y las versiones finales 310R y T310R (turbo), identificables por sus morros alargados.
Características generales:
Tripulación: 1 piloto y 5 pasajeros (3 en las primeras versiones).
Longitud: 9,70 m
Envergadura: 11,20 m
Altura: 3,30 m
Peso vacío: 1518 kg
Peso de carga: 907 kg
Peso máximo de despegue: 2495 kg
Planta de poder: 2 motores de 6 cilindros opuestos horizontalmente con inyección de combustible Continental IO-470-M.
Potencia: 179 kW 240 cv cada uno.
Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 383 km/hr
Autonomía: 2668 km
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