El Fokker 50

Este es un avión turbohélice diseñado como una mejora del Fokker F27 y con la intención de sustituirle. 

Su función es el transporte de pasajeros en vuelos regionales y cortos, aunque existen versiones combinadas de carga y pasajeros. 

También se creó la versión Fokker 60 destinada al transporte de carga con un fuselaje más largo y que posee una compuerta en su lado derecho para facilitar la carga.

Solo se fabricaron cuatro aparatos, todos entregados a la Real Fuerza Aérea Holandesa, con un costo unitario de US $ 17,5 millones.

Estaba equipado con una cabina de vidrio que incorporaba un sistema electrónico de instrumentos de vuelo y un sistema automático de control de vuelo, este último certificado para realizar aproximaciones Cat II. 

Los controles de vuelo incluyen una única palanca única que es capaz de controlar la potencia del motor y accionar las hélices de paso variable, reduciendo la complejidad y la carga de trabajo del piloto.

 La cabina también cuenta con un sistema de alerta integrado de tres etapas que emite advertencias a la tripulación de vuelo.

Es capaz de usar la mayoría de los aeropuertos en todo el mundo, incluidas las operaciones desde superficies no pavimentadas, y se ha descrito que posee un "rendimiento de campo corto de primera clase" y es capaz de realizar aproximaciones pronunciadas para acceder a aeropuertos como el aeropuerto de la ciudad de Londres.

Características generales:
Tripulación: 2 pilotos
Capacidad: hasta 58 pasajeros.
Longitud: 25,25 m (82 pies 10 pulg.) 
Envergadura: 29 m (95 pies 2 pulgadas)
Altura: 8,32 m (27 pies 4 pulg.)
Área de ala: 70 m2 (750 pies cuadrados)
Peso en vacío: 12250 kg (27007 lb), peso de combustible cero: 18600 kg (41006 lb)
Peso bruto: 18597 kg (41000 lb)
Peso máximo de despegue: 20820 kg (45900 lb) 
Planta de poder: 2 motores turbopropulsados Pratt & Whitney Canada PW125B, 
        Potencia: 1864 kW (2500 hp) cada uno 
Hélices: hélices compuestas Dowty Rotol de seis palas

Performance:
Velocidad máxima: 560 km / h (348 mph; 302 kn)
Velocidad de crucero: 530 km / h (329 mph; 286 kn) 
Autonomía: 2055 km (1277 mi; 1110 nmi)
Techo de servicio: 7620 m (25000 ft)

El Pilatus PC-6 Porter

Este es un avión de aplicaciones generales, un monomotor de fabricación suiza, con ala configurada para operaciones STOL, tren de aterrizaje fijo y rueda de cola. 

Es uno de los diseños de más éxito de la empresa aeronáutica suiza, con capacidades operativas que superan con creces su bajo costo de mantenimiento, voló por primera vez el 4 de mayo de 1959.

Los primeros aviones de serie estaban propulsados por el motor Avco Lycoming GSO-480-B1A6 de seis cilindros opuestos y 340 cv. A pesar de las debilidades producidas por el motor, fue un avión muy útil en la expedición a los Himalayas en 1960, donde se ganó el apodo de "Yeti". 

Gran parte de la polivalencia de este tipo reside en sus modelos de trenes de aterrizaje, que pueden aceptar ruedas, esquíes con ruedas o flotadores. 

El PC-6 tenía la cabina dotada con dos asientos, para piloto y pasajero, que dejaba un espacio libre de 2,30 x 1,16 que podía ser empleado en gran variedad de cosas.

Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Carga: 1200 kg ó 1080 kg con máximo combustible 2643,17 libras / 2378,85 libras
Longitud: 10,9 m (35,8 ft)
Envergadura: 15,1 m (49,6 ft)
Altura: 3,2 m (10,5 ft)
Superficie alar: 30,2 m² (324,5 ft²)
Peso vacío: 1400 kg (3085,6 lb)
Peso útil: 1410 kg (3107,6 lb)
Peso máximo al despegue: 2810 kg (6193,2 lb)
Planta de poder actual: 1 turbohélice Pratt & Whitney of Canada PT6A-27.
        Potencia: 410 kW (565 HP; 558 CV)
Hélices: 1 Tripala Hartzell HC-B3TN-3D, o cuatripala Hartzell HC-D4N-3P (opcional) por motor.
        Diámetro de la hélice: 2,56 m

Performance:
Velocidad a nunca exceder (Vne): 279,6 km/h (174 MPH; 151 kt)
Velocidad máxima operativa (Vno): 231 km/h (144 MPH; 125 kt)
Velocidad crucero (Vc): 220,4 km/h (137 MPH; 119 kt)
Velocidad de entrada en pérdida (Vs): 107,4 km/h (67 MPH; 58 kt)
Autonomía: 926 km (500 nmi; 575 mi)
Alcance en ferry: 1611 km (870 nmi; 1001 mi) con dos tanques externos de 240 litros cada uno
Techo de vuelo: 6248 m (20500 ft) con máxima carga
Régimen de ascenso: 5,1 m/s (1010 ft/min)
Carga alar: 92,9 kg/m² (19 lb/ft²)

El Fokker D.XXI

Este fue un avión de caza, su diseño data del año 1935, realizado por la compañía holandesa Fokker, siendo el último modelo de caza que produciría. 

Fue requerido en principio por la Real Fuerza Aérea del Ejército de los Países Bajos y concretamente para el Cuerpo de Aviación del Ejército de las Indias Orientales.

Fue diseñado como un avión barato, pequeño y robusto, que tuvo una actuación respetable para la época. 

Entró en uso operacional antes de la Segunda Guerra Mundial, prestando servicio en el Luchtvaartafdeling (Grupo de aviación de Ejército holandés), así como en las Fuerzas aéreas de Finlandia y Dinamarca.

Era un avión monoplano de ala baja, con tren de aterrizaje fijo y control de frenos hidráulicos e independientes. 

Su construcción se basaba en tubos metálicos con cubierta textil para el fuselaje y chapas de madera con recubrimiento de aluminio para las alas. Este recubrimiento se concentraba en el borde de ataque y permitía picados muy pronunciados a alta velocidad, llegando hasta 700 km/h, además de dotar al avión de una gran resistencia frente a impactos.

La cabina se cerraba sobre un revestimiento de polimetilmetacrilato y era eyectable en caso de emergencia. Delante de esta, estaban unos paneles de madera sobre los cuales se instalaron los instrumentos y que además servían para separarla del depósito principal de combustible de 350 litros, que descansaba inmediatamente detrás del motor. 

Unos orificios encima del tablero permitían la colocación de dos ametralladoras FN-Browning M36 de 7,92 mm y 500 balas sincronizadas con el paso de hélice. Otras dos ametralladoras con 300 balas cada una se introducían en las alas. Teniendo la posibilidad de montar depósitos de combustible auxiliares en el intradós del ala.

Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Longitud: 8,2 m
Envergadura: 11 m
Altura: 2,92 m
Superficie alar: 16,2 m2
Peso vacío: 1594 kg
Peso cargado: 1970 kg
Planta de poder: 1 motor radial de 9 cilindros refrigerado por aire Bristol Mercury VIII.
       Potencia: 620 kW (830 hp)

Performance:
Velocidad a nunca exceder (Vne): 460 km/h
Velocidad crucero (Vc): 429 km/h
Autonomía: 930 km
Techo de vuelo: 11 350 m (37 240 pies)
Tiempo en llegar a altitud: 6000 m (19685 pies) en 7 min 30 s
Potencia/peso: 0,309 kW/kg (0,188 hp/lb)

Lockheed Martin X-59

La industria aerocomercial está experimentando uno de los cambios más destacados en el siglo XXI, y uno de ellos es el Lockheed Martin X-59.

La tecnología de los aviones no para de mejorar. Las innovaciones introducidas en el sector están siendo uno de sus principales alicientes para contar con una mayor demanda desde hace años. El X-59 podría ser un digno sucesor del histórico Concorde.

El diseño del X-59 está creado para mejorar el coeficiente aerodinámico con el objetivo de paliar uno de los grandes problemas del Concorde, el alto gasto en combustible. Se espera que la primera unidad del X-59 pueda estar en vuelo en el año 2021.

Está diseñado junto con la NASA, y pensado para romper con algunas de las notas clásicas del mercado. Por este motivo, se especula que podría alcanzar los 16.700 metros y superar los 1.500 km/h. Pese a ello, cabe destacar que el X-59 continuaría estando por debajo de la velocidad máxima teórica del Concorde, fijada en 2.179 km/h.

El paso de la hélice

Cada hélice está formada por un número variable de palas que giran alrededor de un eje produciendo una fuerza propulsora. 

Cada pala es un conjunto de perfiles aerodinámicos que cambian progresivamente su ángulo de incidencia desde la raíz hasta el extremo de la hélice. Estos perfiles están sujetos a las mismas leyes y principios que otros perfiles aerodinámicos, tal como el ala del avión.

Las hélices pueden estar movidas por motores de pistón o turbinas. El acoplamiento de la hélice al motor puede ser directo o bien mediante mecanismos reductores de velocidad.

El paso de la hélice, es el ángulo que forma la cuerda de los perfiles de las palas con el plano de rotación de la hélice.

Las hélices se clasifican en hélices de paso fijo y hélices de paso variable. Una hélice de paso fijo es aquella cuyo paso es único para todos los regímenes de vuelo; no es modificable por el piloto. Este tipo de hélice compensa su falta de eficacia con una gran sencillez de funcionamiento. Una hélice de paso variable posibilita al piloto ajustar el paso de la hélice a las distintas condiciones de vuelo.

En muchos aviones las palas pueden ajustarse desde una posición de resistencia y empuje mínimo, en las que las palas están de canto al frente (paso bandera), a una de máxima resistencia y máximo empuje, en la que estas están prácticamente perpendiculares al eje de avance del avión.

El ajuste del paso de la hélice se realiza con una palanca que, habitualmente, permite seleccionar un paso dentro de un rango, entre un paso mínimo y un paso máximo.

El paso corto provoca menos resistencia y permite el mejor desarrollo de la potencia del motor, más r.p.m.. Este paso incrementa el rendimiento en despegue y ascenso, pero no es adecuado para régimen de crucero. El paso largo implica mayor resistencia y menor desarrollo de la potencia del motor, menos r.p.m., pero mueve una masa de aire mayor. Es el utilizado en régimen de crucero y no es eficaz en despegue y ascenso.

El rendimiento del motor y de la hélice varía con la densidad del aire: a mayor densidad mayor rendimiento. Como la densidad disminuye con la altura, a mayor altura menor rendimiento de la hélice y del motor.

Hoy en día el paso de la hélice es controlado automáticamente sin que el piloto deba intervenir. Antes, y en los aviones más pequeños, el piloto tenía al menos tres palancas para controlar la potencia: una que gobernaba la potencia del motor, otra la mezcla aire-combustible, y otra, el paso de la hélice.

Ahora muchos aviones disponen de una sola palanca por motor, como en los reactores. Al mover la palanca adelante y atrás, el sistema FADEC del motor, equivalente a una central electrónica de un automovil, ajusta automáticamente estos tres parámetros para lograr el máximo rendimiento.

El Fairey Rotodyne

Este fue un girodino, (híbrido entre un helicóptero y un avión), diseñado y construido a fines de la década de 1950 por la empresa británica Fairey Aviation. 
 
Trataba de ser una aeronave innovadora orientada hacia el mercado civil y militar, pero terminó siendo un fracaso comercial. Era un desarrollo bastante más sofisticado y ambicioso que el anterior Gyrodyne, el cual había establecido un récord de velocidad para un helicóptero. 
 

El Rotodyne poseía un rotor impulsado por pequeños motores jet ubicados en los extremos de cada una de sus cuatro aspas, que quemaban una mezcla de combustible y de aire comprimido (este último proveniente de los motores turbohélice ubicados en las alas). 
 
El rotor era mecánicamente impulsado para los despegues verticales, los aterrizajes y el vuelo estacionario (hovering), así como durante el vuelo de transición de baja velocidad. 
 
A pesar de que entraba en un régimen de autorrotación como un autogiro convencional, durante el vuelo a altura y velocidad crucero, llegaba un momento en el que toda la potencia era aplicada para que las dos hélices laterales generasen el impulso necesario hacia adelante. 
 
Se trataba de un concepto nuevo y prometedor, que resultó totalmente exitoso durante sus vuelos de prueba experimentales, el proyecto Rotodyne fue finalmente cancelado cuando una combinación de política y falta de pedidos por parte de las aerolíneas terminaron condenando el proyecto. 
 
Realizó su vuelo de bautismo el 6 de noviembre de 1957, a los mandos del piloto de pruebas y líder de escuadrón W Ron Gellatly y por su asistente, el teniente John G.P. Morton. 
 
Durante todas las fases de vuelo operaba con una función automatizada de inclinación colectiva (collective pitch) de las aspas, mientras la hélice montada a cada lado de la aeronave cumpliría la doble función de impulsarla hacia adelante y corregir el torque causado por el rotor (evitando de esa manera la necesidad de un eventual rotor de cola para hacer ese último trabajo). 
 
Características generales: 
Tripulación: 1 piloto y 1 copiloto 
Capacidad: 40 pasajeros 
Longitud: 17,9 m (58,7 ft) 
Diámetro del rotor principal: 27,4 m (90 ft) 
Envergadura: 27,9 m (91,5 ft) 
Altura: 6,8 m (22,2 ft) 
Área circular: 591 m² 
Peso cargado: 15000 kg 
Peso máximo al despegue: 17000 kg 
Planta de poder: 2 motores turbohélice Napier Eland Rolls-Royce Tyne.  Potencia: 2 237 kW (3 000 HP; 3 042 CV) cada uno. 4 reactores de combustión de combustible/aire comprimido en los extremos de cada aspa del rotor. Empuje normal: 4,5 kN (454 kgf; 1 001 lbf) de empuje cada uno. 
 
Performance: 
Velocidad máxima operativa (Vno): 307 km/h (191 MPH; 166 kt) 
Autonomía: 724 km (391 nmi; 450 mi) 
Carga del rotor: 25 kg/m² 
Potencia/peso (hélice): 280 W/kg

El Hexa

Es un nuevo dron que puede transportar una persona a un máximo de 101 kilómetros por hora y hacerlo a una altura de 365 metros.

 

La empresa LIFT Aircraft es la compañía que se ha sumado a la competencia  por sumar autos voladores ligeros. 

  

El Hexa tiene una cabina para el piloto, y puede controlarse usando un joystick y un iPad Pro. 

 

Tiene un peso de casi 200 kilos y cuenta con 18 juegos de hélices, motores y baterías, en caso de que ocurra un fallo en el suministro energético. 

 

Se puede volar de manera autónoma, o desde tierra si el piloto tiene problemas para aterrizarlo remotamente desde otros controles. Se puede soltar completamente el joystick, y la aeronave se mantendrá estable en una posición GPS, y en el caso de que ocurra un imprevisto, está programado para que vuelva automáticamente al sitio del que despegó. 

 

El centro de pruebas será en un lago situado en las afueras de Austin, donde las personas los podran volar, previo curso de instrucción, los vuelos tendrán un costo de USD 249 y una duración de 15 minutos. 

 

Características generales: 

Tripulación: 1 piloto  

Altura: 3,30 m  

Peso vacío: 200 kg  

Planta de poder: 18 motores eléctricos  

Hélices: bipala  

  

Performance:  

Velocidad crucero (Vc): 101 km/h   

Autonomía: 15 minutos 

Techo de vuelo: 365 m

El Fokker C.X

Este era un avión biplano de reconocimiento y bombardero de tipo ligero, que fue diseñado originalmente por un encargo del Real Ejército de las Indias Orientales Neerlandesas para reemplazar al obsoleto Fokker C.V. 
 
También fue utilizado por la aviación del ejército en la metrópoli y la fuerza aérea finlandesa. 

 
Estaba construido en madera y metal, podía tener tren con ruedas, o adaptar patines para la nieve. 
 
El primer prototipo fue terminado en 1934 y equipado con un motor Hispano-Suiza, realizó su primer vuelo y fue presentado en el Salon de l´Aéronautique de París ese mismo año. 
 
Características generales: 
Tripulación: 2 pilotos 
Longitud: 9,2 m 
Envergadura: 12 m 
Altura: 3,30 m 
Peso vacío: 1400 kg 
Peso cargado: 2550 kg 
Peso máximo al despegue: 2900 kg 
Planta de poder: 1 motor V12 Rolls Royce Kestrel. 
        Potencia: 477 kW 640 HP 
Hélices: bipala 
 
Performance: 
Velocidad a nunca exceder (Vne): 320 km/h (a 4250 m) 
Velocidad crucero (Vc): 270 km/h 
Autonomía: 830 km 
Techo de vuelo: 8300 m 
Régimen de ascenso: 8,3 m/s

El Pilatus SB-2 Pelícan

Este era un avión de utilidad civil, desarrollado por Pilatus Aviation Company y el ETH Zurich durante la Segunda Guerra Mundial.

 

Los trabajos en el SB-2 Pelícan, comenzaron por el invierno de 1941.

Se buscaba construir un avión especial de vuelo lento, de despegues y aterrizajes cortos, más capacidades de trabajo sobre las cumbres empinadas de los Alpes.  

 

El avión fue diseñado para llevar de 4 a 5 pasajeros. 

 

La configuración de los SB-2 era ligeramente rara, en eso a le se proporcionó tren de aterrizaje triciclo (un rasgo raro en el momento), y una ala que tenía un barrido delantero ligero, formando una V invertida hacia adelante en los extremos. 

 

Los SB-2 hicieron su primer vuelo el 30 de mayo de 1944. 

 

El Pelican se utilizó particularmente para los traslados de pasajeros, pero también podía usarse para la fotografía aérea, vuelos del estudio, transporte de carga y trabajo agrícola. 

 

Características generales:

Tripulación: 1 o 2 pilotos

Capacidad: 4 a 5 pasajeros 

Longitud: 6,69 m (21 ft 11 in)

Wingspan: 15,5 m (50 ft 10 in) 

Altura: 3,2 m (10 ft 6 en) 

Lance área: 29 m² (310 ft del sq) 

Peso vacío: 1596 kg (3519 lb)

Peso máximo: 2095 kg (4619 lb)

Capacidad de combustible: 340  l  (90 gal americanos; 75 gal imp)

Planta de poder: 1 motor Pratt & Whitney R-985 Wasp Junior TB de 9 cil. a pistón radial, y  refrigerado por aire.

        Potencia: 330 kW (440 hp) para el despegue 

Hélices: 2 Hamilton, las 2 con variación de paso de hélice

Performance:

Velocidad máxima: 230 km/h (143 mph; 124 kn) al nivel de el mar 

Velocidad de crucero: 201 km/h (125 mph; 109 kn) al nivel de el mar (280 hp (210 kW) a 1950 rpm) 

Velocidad mínima:76 km/h (47 mph; 41 kn) 

Autonomía: 805 km (500 mi; 435 nmi) 

Duración del vuelo: 4 horas 

Distancia de despegue: 366 m (1201 ft) a 15 m (49 ft) 

Distancia de aterrizaje: 220 m (720 ft) de 15 m (49 ft) 

Carga alar: 14,7 kg/m2 (3,0 ft del lb/sq) con 4 pasajeros 

Potencia/masa: 6,37 kg/kW (10,5 lb/hp)  con 4 pasajeros en el despegue

El Fokker E.II

Este fue la segunda variante del avión de combate monoplano de un solo asiento, Fokker Eindecker alemán de la Primera Guerra Mundial. 

Fue esencialmente un Fokker E.I con el motor rotativo de 9 cilindros Oberursel UI de 75 kW (100 hp), en lugar de los 60 kW (80 hp) de la I.E. Oberursel U.0, pero mientras que el «E.I» era simplemente un M.5K con una ametralladora de 7,92 mm (0,312 in) atornillada a ella, la E.II fue diseñada con el sistema de armas integrado con su fuselaje.

La principal diferencia con el «E.I» fue una reducción en la envergadura en el «E.II», destinado a aumentar la velocidad, pero el rendimiento en el manejo y la escalada disminuyeron. 

El mayor peso del motor rotativo Oberursel UI de 75 kW (100 hp) utilizado para alimentar el «E.II» requería una estructura del fuselaje trasero algo más alargada, en comparación con la versión «E.I» para lograr un equilibrio adecuado y el diámetro mayor del motor UI requería una cubierta superior de "herradura" de radio más grande para encerrarla. 

Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Longitud: 7,2 m (23 pies 7 pulg.)
Envergadura: 9,7 m (31 pies 10 pulgadas)
Altura: 2.8 m (9 pies 2 pulg.)
Área del ala: 16 m 2 (170 pies cuadrados)
Peso en vacío: 340 kg (750 lb)
Peso bruto: 500 kg (1,102 lb)
Planta de  poder: 1 motor rotativo Oberursel UI 9-cyl. refrigerado por aire, 
      Potencia:  75 kW (101 CV)

Performance:
Velocidad máxima: 140 km / h (87 mph; 76 kn)

38a Convención en Vuelo de la EAA

Festival Aéreo YVYTU -Sanber - Paraguay - 2019

El Flyer

En el año 2016, Larry Page, cofundador de Google, creo la compañía Kitty Hawk, para diseñar coches voladores. Este vehículo cuenta con un nuevo aspecto, muy diferente de los prototipos, más profesional, es el Flyer.   
   
Es un avión personal, recreativo, liviano y eléctrico, muy futurista, con un diseño muy estilizado. 

Funciona de forma muy similar a un drone, está impulsado por 10 motores eléctricos, cada uno con su hélice, los cuales cuentan con tecnología de estabilización automática, que sirve para evitar vuelcos y proporcionar un vuelo más suave, la idea es que el Flyer sea extremadamente sencillo de pilotear.   
   
Sólo se necesita una hora para aprender a pilotearlo, en la cabina sólo hay un joystick que controla la dirección, y un control deslizante para la manejar velocidad de desplazamiento.   
   
Tiene un peso de apenas 113,5 kilogramos, es alimentado por una batería de polímero de litio con 20 minutos de autonomía, es capaz de volar a una velocidad de casi 33 km/h, con una altitud de entre 1 y 3 metros.   
   
La velocidad y la altitud están limitados por cuestiones de seguridad, ya que en teoría sería capaz de alcanzar unos 161 km/h y una altitud de hasta 10 metros.   
   
Un punto interesante es que Flyer ha sido clasificado por la FAA como una aeronave 'CFR Part 103 - Ultraligero', lo que significa que no necesitaremos una licencia de piloto para poder pilotarlo.   
   
Ver video en este link:   
https://www.youtube.com/watch?v=UzZJ-HxvLLI 
 

El Fokker F.VII

Este fue el avión trimotor comercial de mayor éxito en los años 20 y el que dominó el mercado europeo hasta la llegada de los aviones alemanes y estadounidenses totalmente metálicos de mediados de los años 30. 
 

Se construyó en la fabrica Fokker en Holanda, por la Atlantic Aircraft Corporation, subsidiaria en Estados Unidos de dicha compañía, y en otros países bajo licencia. 
 
Fue diseñado por Walter Rethel del que se construyeron 5 ejemplares en 1924-25, el Fokker F.VIIa voló por primera vez el 12 de marzo de 1925, equipado con un motor Packard Liberty de 400 hp. 
 
La versión TA-2 contaba con 3 motores radiales Wright R-975 de 300 hp. 
 
Características generales: 
Tripulación: 2 pilotos 
Capacidad: 8 pasajeros 
Longitud: 14,35 m 
Envergadura: 19,30 m 
Altura: 3,90 m 
Superficie alar: 58,50 m² 
Peso vacío: 1950 kg 
Peso máximo al despegue: 3650 kg 
Planta de poder: 3 motores radiales de 9 cilindros refrigerado por aire Wright R-975 
Potencia: 300 hp cada uno 
 
Performance 
Velocidad nunca excedida (Vne): 185 km/h 
Velocidad crucero (Vc): 155 km/h 
Autonomía: 1160 km 
Techo de vuelo: 2600 m (8530,18 pies)

¿Qué es un slot?

Es un espacio de tiempo del que dispone una aeronave para hacer una maniobra determinada, el turno que tiene un avión para aterrizar y despegar en un aeropuerto, en Europa está gestionado por la Organización Europea para la Seguridad de la Navegación Aérea Eurocontrol, con sede en Bruselas.

Una compañía debe hacer una solicitud (compra) de un slot con anticipación, una vez que se le concede, Control Aéreo, ATC, reserva el espacio aéreo para esa franja horaria, si un vuelo no puede cumplir con ese horario, por lo que sea, pierde el slot y con ello, el derecho a despegar, según el caso. Y lo mismo a la inversa, un avión no puede aterrizar si no tiene su slot asignado. 

 

Existen distintos tipos de slots: 

Slot aeroportuario. Derecho a utilizar las infraestructuras del aeropuerto: mostradores de facturación, finger, puerta de embarque, etc.  Antes de operar un vuelo, las compañías aéreas compran un tiempo, de ahí la diferencia de precio entre unos vuelos y otros, cuanto más temprano es el vuelo, menos congestión y más barato, que repercute en el pasajero también, también es más barato aparcar más lejos, donde usas la escalerilla en lugar del finger, de ahí el precio final de los billetes. 

Slot aeronáutico. Eurocontrol gestiona el espacio aéreo y es la hora de salida en base al tráfico, meteorología o alguna otra incidencia. Si el piloto ve que no va a dar tiempo a despegar, tiene que solicitar una extensión de su slot, si se le autoriza, evitará tener que solicitar otro nuevo. Se gestiona siempre y en cualquier caso desde Eurocontrol. 

Slot histórico. Son los slots que las compañías se han ganado por los años, pero que tienen que mantener.  Una compañía aérea que ha operado correctamente el slot en el pasado, tiene derecho a ese mismo slot en el futuro, pero deberá mantenerlos volando un porcentaje de vuelos estipulados entre la compañía y el gestor aeroportuario. De ahí los 30 minutos de embarque antes del despegue, embarcar a los pasajeros de las filas traseras antes, todo cuesta dinero a la compañía y a los pasajeros. 

El Fokker E.I

Este fue el primer avión de caza exitoso en entrar en servicio con la Luftstreitkräfte alemana a mediados de 1915. 
 
Era un monoplano de ala media reforzado externamente con un fuselaje de sección de caja verticalmente afilada, con superficies estabilizadoras horizontales y verticales completamente móviles, también conocidas como superficies "voladoras", que le dan al piloto las funciones de control de la cola habituales; el control de balanceo se logró mediante el alabeo controlado del ala, como fue convencional en los monoplanos contemporáneos. 
 

La deformación del ala se logró a través de cables externos conectados al larguero trasero del ala, y corriendo a través de un poste de rey ubicado en la parte frontal de la cabina. 
 
La estructura del fuselaje estaba cubierta por un tejido de acero soldado con cromo-molibdeno. 
 
El tubo de acero "cromoly" soldado sirvió de base para la estructura de todos los fuselajes Fokker durante muchos años. 
 
Características generales: 
Tripulación: 1 piloto 
Longitud: 7,2 m (23,7 ft) 
Envergadura: 8,9 m (29 ft) 
Altura: 2,9 m (9,5 ft) 
Superficie alar: 15,9 m² (171,2 ft²) 
Peso vacío: 360 kg (793,4 lb) 
Peso cargado: 563 kg (1 240,9 lb) 
Planta motriz: 1× Motor rotativo de 7 cilindros refrigerado por aire Oberursel U.0. 
Potencia: 80 HP 60 kW 
Hélices: 1× bipala por motor. 
Diámetro de la hélice: de 2,3 a 2,5 m 
Rendimiento 
Velocidad máxima operativa (Vno): 130 km/h (81 MPH; 70 kt) 
Alcance: 198 km a 110 km/h 
Radio de acción: km 
Alcance en combate: km 
Alcance en ferry: km 
Techo de vuelo: 3 000 m (9 843 ft) 
Régimen de ascenso: 1,7 m/s (327 ft/min)

El Antonov An-24

Este es un avión de transporte propulsado por dos turbohélices y con capacidad para 44 asientos fabricado en la Unión Soviética por la compañía Antonov.

Fue diseñado para reemplazar al Antonov Il-14 en distancias cortas y medias, siendo este diseñado para operar en pistas sin pavimentar y a muy bajas temperaturas.

El diseño de ala alta protege los motores y las palas de los escombros que se levantan al aterrizar en pistas de tierra. Además, requiere de un mínimo mantenimiento y poco equipo de tierra.

Gracias a su fuselaje resistente y buen rendimiento, se ha adaptado para llevar a cabo muchas misiones secundarias, tales como el reconocimiento en zonas árticas y como banco de pruebas para distintos tipos de motores y hélices.

Características generales:
Tripulación: 2 pilotos
Capacidad: 50 pasajeros
Longitud: 23,5 m (77,2 ft)
Envergadura: 29,2 m (95,8 ft)
Altura: 8,3 m (27,3 ft)
Superficie alar: 75 m² (807,1 ft²)
Peso vacío: 13300 kg (29313,2 lb)
Peso máximo al despegue: 21 000 kg (46 284 lb)
Planta de poder: 2 motores turbohélice Ivchenko AI-24A.
       Potencia: 1655 kW (2219 HP; 2250 CV) cada uno.

Performance:
Velocidad de crucero: 450 km / h (280 mph)
Autonomía: 2761 km (1716 millas)
Techo de servicio: 8400 m (27560 pies)

Fokker M.1 Spin

Este fue el primer avión construido por el pionero holandés de la aviación Anthony Fokker. 
 
La gran cantidad de cables de refuerzo hicieron que el avión se asemejara a una araña gigante, de ahí su nombre Spin ("araña", en holandés). 
 

Fokker, mientras estudiaba en Alemania, construyó el Spin en 1910 junto con Jacob Goedecker y su socio Franz von Daum, que adquirió el motor. 
 
El avión se inició como un diseño experimental de Fokker que le proporcionaría un medio para explorar su interés en el vuelo. 
 
El primer Spin fue destruido cuando von Daum se estrelló contra un árbol, el motor era todavía recuperable y se utilizó en la segunda versión. 
 
La segunda versión del Spin fue construida poco después, en la cual Fokker aprendió a volar y obtuvo su licencia de piloto. Este avión también fue irreparablemente dañado por von Daum. 
 
Con el tercer modelo, Fokker llegó a la fama en su país natal, los Países Bajos, volando alrededor de la torre de la iglesia de Grote or St.-Bavokerk en Haarlem el 31 de agosto de 1911. Y saltó a la su fama por volar en esta fecha, ya que era el cumpleaños de la reina Wilhelmina. Después de este éxito, fundó una fábrica de aviones y escuela de vuelo cerca de Berlín. Allí, los M.1 a M.4 se desarrollaron para el Ejército alemán, basados en el Spin. 
 
Características generales: 
Tripulación: 1 piloto y 1 pasajero 
Longitud: 8 m (26,2 ft) 
Envergadura: 13,6 m (44,6 ft) 
Altura: 3 m (9,8 ft) 
Superficie alar: 26,5 m² (285,3 ft²) 
Peso vacío: 660 kg (1 454,6 lb) 
Peso máximo al despegue: 995 kg (2 193 lb) 
Planta de poder: 1 Motor lineal Argus, de 4 cilindros refrigerado por agua. 
        Potencia: 75 kW (100 hp) 
 
Performance: 
Velocidad máxima operativa (Vno): 115 km/h (71 MPH; 62 kt) 
Techo de vuelo: 2 100 m (6 890 ft)

El Lockheed F-104 Starfighter

Este fue un caza interceptor, supersónico, monomotor de alto rendimiento, desarrollado originalmente para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF) por la compañía Lockheed, y después también fabricado en otros países bajo licencia. 

Sirvió con la USAF desde 1958 hasta 1969, y continuó en servicio con unidades de la Guardia Nacional Aérea hasta que fue retirado en 1975.

La NASA también operó con una pequeña flota mixta de distintas versiones del F-104 para pruebas de vuelo supersónico y programas de vuelo espacial hasta 1994.

Realizó su primer vuelo el 4 de marzo de 1954 en la Base de la Fuerza Aérea Edwards. 

Se diseñó con un ala de amplia cuerda y envergadura muy reducida, de configuración recta con un espesor máximo de solo 10,16 cm y con un borde de ataque muy afilado, hasta el punto de que necesitaba ser protegido con una cubierta para impedir que alguien se dañase al manejar el avión en tierra. 

La cola, de típica configuración en T, poseía un estabilizador enterizo y el fuselaje, largo y estrecho, parecía haber sido construido en torno al turborreactor General Electric J79, seleccionado para propulsar el revolucionario Lockheed F-104 Starfighter, implicando la carencia virtual de espacio para equipo, hasta el punto que el afilado morro no contenía el radar de interceptación aérea.

Contaban con un radar de medición de distancias AN/ASG-14T básico, TACAN y radio UHF AN/ARC-34. El posterior cazabombardero internacional F-104G tenía un radar Autonetics NASARR mucho más avanzado, un avanzado sistema de navegación inercial Litton LN-3, una mira infrarroja simple y una computadora de datos aéreos.

Características generales:
Tripulación: 1 piloto
Longitud: 16,7 m (54,7 ft)
Envergadura: 6,4 m (20,9 ft)
Altura: 4,1 m (13,4 ft)
Superficie alar: 18.22 m²
Perfil alar: Biconvex 3.36% en raíz y punta
Peso vacío: 6350 kg
Peso cargado: 9365 kg
Peso máximo al despegue: 13170 kg
Planta de poder: 1 motor turborreactor con postquemador General Electric J79-GE-11A.
        Empuje normal: 44,5 kN (4536 kgf; 10000 lbf) de empuje.
        Empuje con postquemador: 69,4 kN (7076 kgf; 15 600 lbf) de empuje.

Performance:
Velocidad máxima operativa (Vno): 2125 km/h (1320 MPH; 1147 kt)
Autonomía en combate: 670 km (362 nmi; 416 mi)
Autonomía en ferry: 2623 km (1416 nmi; 1630 mi)
Techo de vuelo: 15000 m (50 000 pies)
Régimen de ascenso: 244 m/s (48031 ft/min)
Carga alar: 514 kg/m²
Empuje/peso: 0,54

El Embraer E190-E2

Esta es una aeronave bimotor de fuselaje estrecho de medio alcance desarrollado por la compañía aeroespacial brasileña Embraer, reemplaza a sus antecesores de la familia Embraer E-jet. 

Existen tres variantes (E175/E190/E195-E2) y comparten las secciones de fuselaje con diferentes longitudes y 3 nuevos tipos de alas, 2 motores de turbina Pratt & Whitney PW1000G en 2 tamaños distintos, mandos de tipo fly-by-wire con nueva aviónica, y una actualización de cabina con bandejas portaequipajes un 40% más grandes.

Las mejoras anunciadas por asiento son una reducción de entre el 16 y el 24% en consumo de combustible y un 15–25% en costos de mantenimiento.

El primer avión E190-E2, salió de la planta de producción el 25 de febrero de 2016 y efectuó su primer vuelo el 23 de mayo en São José dos Campos.

Características generales:
Tripulación: 2 pilotos
Capacidad: 106Y @ 31” (HD : 114)  97 (9J @36” +88Y @31”)
Longitud: 36,2 metros (118,8 pies)
Altura: 11 m (36,1 pies)
Envergadura: 33,7 m (110,6 pies)
Superficie alar: 103 m2 (1110 pies2)
Peso máximo al despegue: 56200 kg (123900 lb)
Peso máximo al aterrizaje: 48730 kg (107431 lb)
Carga útil: 13080 kg (28836 lb)
Distancia de despegue a MTOW: 1650 m (5413 pies)
Distancia de aterrizaje a MLW: 1315 m (4314 pies)
Planta de poder: 2 Motores Pratt & Whitney PW1919G/21G/22G/23G 
        Empuje por motor: 19000–23000 lbf (85–102 kN)     
        Diámetro del motor: 73 pulgadas (185 cm) 

Performance:
Velocidad máxima: Mach 0,82, 470 kn (870 km/h; 540 mph)
Autonomía: (1a clase, a plena carga): 2800 millas náuticas (5185,6 km)
Techo de vuelo 41000 pies (12496,8 m)