Caza H.126

El Hunting H.126 es un avión experimental diseñado y construido por la compañía aeronáutica británica Hunting Aircraft .

La aeronave se desarrolló para probar el rendimiento de los flaps soplados , conocidos comúnmente en Gran Bretaña como "flaps de reacción". En aquel entonces, eran relativamente desconocidos, por lo que el Ministerio de Aviación emitió la Especificación ER.189D para el desarrollo de una aeronave de investigación adecuada. En 1959, Hunting Aircraft fue seleccionada y se le adjudicó un contrato para construir dos aeronaves. La primera, con número de serie XN714 , se completó a mediados de 1962 y las pruebas iniciales en tierra comenzaron a finales de ese año. Esta aeronave realizó su primer vuelo el 26 de marzo de 1963.

Solo se completó un ejemplar, ya que la construcción del segundo se canceló a mitad de camino. Tras la finalización de los vuelos preliminares, el XN714 se utilizó para realizar una serie de cien vuelos de prueba en el Centro de Aerodinámica del Royal Aircraft Establishment en RAE Bedford , el último de los cuales se llevó a cabo en 1967. El XN714 fue transportado a Estados Unidos durante 1969, donde la NASA lo sometió a pruebas en túnel de viento ; tras su regreso al Reino Unido, el avión fue retirado oficialmente en 1972. Actualmente, el avión conservado se exhibe de forma estática en el Museo de la Real Fuerza Aérea de Cosford .

A finales de la década de 1940, varias instituciones de investigación británicas, entre ellas el National Gas Turbine Establishment (NGTE), el Royal Aircraft Establishment (RAE) y diversos fabricantes de aeronaves, se interesaron por las posibles aplicaciones de la reciente innovación de los flaps soplados , o como se les conocía en Gran Bretaña , "jet flaps". ^{[ 1 ]} A partir de este trabajo, se reconoció que una de las principales ventajas de los jet flaps sería la reducción sustancial de las velocidades de despegue y aterrizaje de las aeronaves. En 1951, el principio del jet flap fue patentado con éxito por el NGTE. ^{[ 1 ]}

Para explorar y validar con mayor profundidad el "principio del flap de chorro", el Ministerio de Aviación emitió la Especificación ER.189D , que solicitaba el desarrollo de una aeronave específica construida para tal fin con el fin de realizar una investigación a gran escala. ^{[ 1 ]} En 1959, Hunting Aircraft obtuvo un contrato para construir un par de aeronaves. Según la revista de aviación Flight International , una de las razones que influyeron en la decisión de Hunting Aircraft de responder a la Especificación fue la experiencia previa de la empresa en el funcionamiento de sistemas de conductos de gas caliente, adquirida a través de sus actividades de investigación previas sobre helicópteros. ^{[ 2 ]}

La fabricación del H.126 se completó durante el verano de 1962, y su presentación oficial tuvo lugar en agosto de ese mismo año. Tras realizar pruebas de rodaje limitadas en el aeropuerto de Luton , la aeronave fue desmontada y transportada por carretera a RAE Bedford, donde se volvió a ensamblar y se preparó para el vuelo. ^{[ 2 ]}

El Hunting H.126 es un avión muy poco convencional; según Flight, su desarrollo "planteó numerosos problemas aerodinámicos, termodinámicos y estructurales... la canalización de gases calientes, los grandes cambios de trimado que se producen con una variación tan grande en el coeficiente de sustentación y la interrelación entre los chorros de control... y los controles convencionales de elevador y timón". ^{[ 1 ]} A pesar de esto, varios aspectos del avión, como su tren de aterrizaje fijo con rueda de morro , eran relativamente convencionales. Hubo un esfuerzo deliberado por evitar la complejidad innecesaria, en parte porque se consideró que las pruebas del concepto de flap de chorro debían llevarse a cabo en varias etapas manejables. ^{[ 1 ]}

La cabina de mando está situada directamente encima del compartimento del motor. Aunque equipada con un aparato de oxígeno y un asiento eyectable fabricado por Martin-Baker , la cabina no estaba presurizada . ^{[ 1 ]} Debido a su uso como avión de pruebas, estaba equipado con una amplia instrumentación de pruebas; gran parte del espacio de la parte trasera del fuselaje estaba ocupado por la instrumentación, los sensores y el equipo de registro; en particular, debido a problemas de calor, se llevó a cabo una monitorización exhaustiva de la temperatura en varios puntos de la estructura del avión. ^{[ 3 ]} Los controles de vuelo, principalmente la columna de control y los pedales del timón, operaban tanto las superficies de control convencionales como las toberas de chorro presentes en la cola del avión, controlando estas últimas tanto el cabeceo como la guiñada . Las toberas de las puntas de las alas, que controlaban el alabeo , eran operadas por un sistema de autoestabilización. El plano de cola de incidencia variable es de accionamiento hidráulico y estaba conectado directamente a los elevadores para variar la curvatura efectiva de la unidad de cola . Los alerones podían inclinarse hacia abajo, proporcionando un flap de chorro de envergadura completa. ^{[ 1 ]}

El H.126 estaba propulsado por un único motor turborreactor Bristol Orpheus . ^{[ 1 ]} Todo el empuje del motor se canalizaba a través de un colector de distribución vertical, cuya parte superior presentaba tres conductos a cada lado que conducían al ala para alcanzar un total de ocho colas de pez, desde las cuales el escape se dirigía a lo largo de toda la envergadura de los flaps y alerones; uno de los conductos del ala también suministraba la tobera de alabeo en la punta del ala. La base del colector tenía un conducto bifurcado adicional que se extendía hacia atrás a través de cada lado del fuselaje, proporcionando empuje adicional para complementar las colas de pez en el ala; estas dos toberas de chorro podían estar provistas de spoilers controlados por el piloto . ^{[ 1 ]} Otro conducto del colector suministraba las toberas de control de cabeceo y guiñada presentes en la unidad de cola, así como otro conducto para una tobera de compensación de cabeceo. El extenso sistema de conductos requería un cuidadoso aislamiento y protección térmica para contener de forma segura los gases calientes; A pesar de esto, se utilizaron ampliamente aleaciones ligeras tradicionales en toda la estructura principal, salvo en algunos puntos críticos. ^{[ 1 ]}

El fuselaje es de construcción convencional de revestimiento autoportante, cuya estructura es una mezcla de elementos longitudinales y marcos verticales, reforzados en áreas clave como las alas, el tren de aterrizaje y el montaje del motor. ^{[ 1 ]} El ala a la altura de los hombros de la aeronave presentaba un conjunto de puntales , no para soporte sino para proporcionar tuberías para el aire comprimido utilizado en los flaps soplados. Los planos principales utilizaban una construcción de dos largueros, soportados por un solo puntal y unidos al fuselaje mediante articulaciones de pasador; tanto las uniones del ala como las de los puntales se diseñaron para facilitar dos ángulos diedros alternativos (4° u 8°). Cada alerón cuenta con cinco bisagras, mientras que el aire de refrigeración también circulaba a través de ranuras en los bordes de ataque y de salida; los flaps son de construcción similar. El plano de cola de dos largueros pivotaba en su larguero trasero, mientras que cuatro bisagras del elevador estaban unidas al larguero trasero. ^{[ 1 ]}

Las superficies de control traseras consistían en una pequeña cola en T triangular , similar a la del Gloster Javelin . El sistema de flaps del motor consistía en una serie de dieciséis toberas dispuestas a lo largo del borde de salida del ala, que recibían aproximadamente la mitad de los gases de escape calientes del motor. Una cantidad menor, alrededor del 10%, también se dirigía a pequeñas toberas en las puntas de las alas para proporcionar empuje de control a bajas velocidades. Un sistema similar se utilizó posteriormente en el Hawker Siddeley Harrier por razones similares. Esto dejaba poca potencia para el empuje hacia adelante, y la aeronave estaba limitada a bajas velocidades, pero la velocidad de despegue era de apenas 32 mph (51 km/h) , una velocidad que la mayoría de las aeronaves ligeras tendrían dificultades para igualar.  

El 26 de marzo de 1963 tuvo lugar el primer vuelo del primer Hunting H.126, número de serie XN714 . ^{[ 4 ]} Voló desde RAE Bedford (actualmente Aeródromo de Bedford ) y fue pilotado por SB Oliver, piloto de pruebas jefe de Hunting Aircraft. Poco después de este vuelo, Oliver declaró que fue "Un vuelo perfecto, sin contratiempos... Despegar con este avión es una sensación completamente nueva; simplemente flota del suelo y luego asciende como un ascensor". ^{[ 2 ]}

Antes de la entrega formal del XN714 a sus propietarios, el Ministerio de Aviación de Hunting operó la aeronave durante varios meses para realizar vuelos preliminares. ^{[ 2 ]} Estaba pintada completamente de amarillo con una zona antirreflejos negra mate en el morro, delante de la cabina. La segunda aeronave, XN719, nunca se completó y finalmente fue desguazada. El programa de vuelos de prueba de la RAE se llevó a cabo entre 1963 y 1967, durante el cual se recopilaron valiosos datos sobre el concepto en 100 salidas distintas. En 1969, la aeronave fue enviada a Estados Unidos , donde se sometió a más pruebas por parte de la NASA ; posteriormente, regresó a Gran Bretaña en mayo de 1970. Durante varios años, permaneció almacenada por si fuera necesaria para futuras investigaciones; en septiembre de 1972, fue dada de baja formalmente de los registros de la RAF. En 1974, la aeronave fue transferida al Museo de la RAF ; desde entonces, se exhibe de forma estática. ^{[ 5 ]}

Cuando se le prestó un motor Orpheus de un Folland Gnat a Donald Campbell para su hidroplano Bluebird , que batió el récord de velocidad en el agua , el arrancador neumático Rotax , las botellas de presión y la APU de tierra destinadas al segundo H.126 fueron "tomadas prestadas" por el equipo del Bluebird. ^{[ 5 ]}

 Reino Unido

• Real Establecimiento Aeronáutico

Datos del libro de bolsillo de Jane sobre aeronaves de investigación y experimentales ^{[ 6 ]}

Características generales

• Tripulación: 1
• Longitud: 50  pies 2  pulgadas (15,29  m)
• Envergadura: 45  pies 4  pulgadas (13,82  m)
• Altura: 4,72 m ( 15  pies 6 pulgadas )  
• Superficie del ala: 221 pies  cuadrados  (20,5  m² ⁾
• Perfil aerodinámico : NACA 4424
• Peso en vacío: 8240  lb (3738  kg)
• Peso máximo al despegue: 10.740  lb (4.872  kg)
• Planta motriz: 1 × motor turborreactor Bristol Siddeley BOr.3 Orpheus Mk.805 , empuje de 4000 lbf (18 kN).  

Actuación

• Velocidad de pérdida: 28  nudos (32  mph, 52  km/h)

Desarrollo relacionado

• Ala a reacción Ball-Bartoe

Aeronaves de función, configuración y época comparables

• Inglés Eléctrico P.10

Listas relacionadas

• Lista de aeronaves experimentales

• "H.126" . Museo de la Real Fuerza Aérea de Cosford.
• Directorio de aeronaves británicas, Caza H.126
• Datos del motor Bristol