Mil V-12

El Mil V-12 ( nombre de informe de la OTAN : Homer ), que recibió el número de proyecto Izdeliye 65 ("Ítem 65"), es un prototipo de helicóptero diseñado en la Unión Soviética y el helicóptero más grande jamás construido. ^{[1] [2]} La designación " Mi-12 " habría sido la designación del helicóptero de producción y no se aplicó a los prototipos V-12. ^[3]

Los estudios de diseño para un helicóptero gigante comenzaron en el OKB de Mil en 1959, recibiendo la sanción oficial en 1961 por parte del GKAT ( Gosudarstvenny Komitet po Aviatsionnoy Tekhnike - Comité Estatal de Tecnología Aeronáutica) que instruyó a Mil para desarrollar un helicóptero capaz de levantar de 20 a 25 toneladas (22 a 28 toneladas cortas). La directiva del GKAT fue seguida por una especificación más detallada para el V-12 con dimensiones de bodega similares a las del Antonov An-22 , destinado a levantar grandes elementos de material de combate , así como misiles balísticos intercontinentales (ICBM) 8K67 , 8K75 y 8K82 . ^[3]

Las limitaciones de diseño obligaron a Mil a adoptar un sistema de dos rotores, pero los estudios de diseño de un diseño en tándem, similar al del Boeing CH-47 Chinook , revelaron problemas importantes. Los diseños de un solo rotor estudiados también resultaron no viables, lo que llevó a la elección del diseño transversal para el producto final. ^[3]

El sistema de rotor transversal del V-12, que elimina la necesidad de un rotor de cola, consta de dos sistemas de transmisión Mil Mi-6 completos con rotores montados en las puntas de las alas cónicas inversas de aproximadamente 30 m (100 pies) de envergadura. Aunque fue el primer uso de Mil, el sistema transversal había sido utilizado por varios de los primeros helicópteros, incluidos el Focke-Wulf Fw 61 , el Focke-Achgelis Fa 223 Drache y el convertiplano Kamov Ka-22 Vintokryl . ^[3]

La construcción del primer prototipo V-12, después de exhaustivas pruebas con bancos de pruebas y maquetas que incluían un sistema de transmisión completo, comenzó en Panki en 1965. El fuselaje era en gran parte convencional, utilizando métodos de construcción de revestimiento estresado con piezas de alta resistencia mecanizadas a partir de bloques de metal sólido. El gran fuselaje acomodaba la cabina de 28,15 m × 4,4 m × 4,4 m (92 pies 4 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas) y la sección de tripulación en el morro extremo, albergando a un piloto, copiloto, ingeniero de vuelo e ingeniero eléctrico en la cabina inferior, con el navegante y el operador de radio en la cabina superior. ^[3]

En la parte trasera del fuselaje se accede a la cabina mediante grandes puertas tipo concha y una rampa de carga desplegable con soportes retráctiles incorporados. Las puertas del fuselaje también dan acceso a la bodega de carga: dos en el lado de estribor y tres en el lado de babor. Sobre el fuselaje trasero hay una aleta y un timón muy grandes, con un plano de cola de tamaño moderado con diedro equipado con aletas en las placas de los extremos (no equipadas para el primer vuelo). ^[3]

El tren de aterrizaje fijo consta de grandes pares de unidades de ruedas principales sobre amortiguadores oleoneumáticos apalancados montados en la unión de un sistema de puntal que soporta los sistemas de rotor y las alas y conectados al fuselaje central por una estructura de puntal de trípode con la pata de morro unida a popa de la sección de la tripulación. Un par de ruedas de parachoques están montadas en la parte trasera de la quilla del fuselaje y las almohadillas de soporte fijas aseguran que la rampa de carga se extienda al ángulo correcto. Los puntales largos arriostrados también conectaban las unidades de transmisión al fuselaje trasero por delante de la aleta. La manipulación de la carga se realiza mediante una carretilla elevadora o polipastos eléctricos sobre vigas móviles. ^[3]

El sistema de potencia y las alas están montados sobre el fuselaje central con ejes de interconexión que garantizan la sincronización de los rotores principales que se superponen unos 3 m (10 pies). Las pérdidas de resistencia y sustentación se reducen gracias a las alas de cono inverso con una cuerda mínima en las regiones de mayor corriente descendente. Los ejes de interconexión también garantizan una distribución simétrica de la sustentación en caso de fallo del motor. Para optimizar el control del alabeo y la guiñada, los rotores están dispuestos para girar en direcciones opuestas, con el rotor de babor girando en sentido contrario a las agujas del reloj y el rotor de estribor girando en el sentido de las agujas del reloj, lo que garantiza que las palas que avanzan pasen por encima del fuselaje. ^[3]

Cada unidad de potencia consta de dos motores turboeje Soloviev D-25VF montados debajo de las cajas de engranajes principales, que impulsan rotores de cinco palas de 35 m (115 pies) de diámetro y sus ejes de sincronización que van de punta a punta de ala. Cada módulo de motor emparejado tiene grandes paneles de acceso que se abren para el acceso de mantenimiento y también forman plataformas desde las que pueden operar las tripulaciones de servicio. ^[3]

El control del V-12 presentó varios problemas a los diseñadores e ingenieros debido a su gran tamaño y a la disposición de los rotores. El piloto y el copiloto se sentaban en la cabina de vuelo inferior, con una amplia extensión de ventanas para ofrecer una excelente visibilidad. Utilizando una palanca cíclica convencional, una palanca colectiva y pedales de timón, los pilotos ingresaban sus comandos de manera convencional. El control del alabeo se realiza mediante un cambio diferencial del paso colectivo en los rotores izquierdo y derecho, lo que garantiza que se genere suficiente sustentación para evitar un hundimiento involuntario. El guiñada en vuelo estacionario o a bajas velocidades se logra inclinando los discos del rotor hacia adelante y hacia atrás de manera diferencial según la dirección de guiñada requerida. A velocidades más altas, el control diferencial del rotor se reemplaza gradualmente por el gran timón aerodinámico en la aleta. El ascenso y el descenso se controlan mediante la palanca colectiva que aumenta o disminuye el paso de ambos rotores simultáneamente. Los grandes elevadores en el plano de cola ayudan a controlar la actitud del fuselaje y brindan reacción a los momentos de cabeceo del ala y a la variación del ángulo del disco del rotor.

El sistema de control es complejo debido al gran tamaño de la aeronave y a la necesidad de compensar la deformación aeroelástica de la estructura, así como las enormes cargas de fricción de las barras de control, palancas, etc. Para mantener al mínimo las fuerzas de control que sienten los pilotos, el sistema de control tiene tres etapas distintas. La primera etapa es el control mecánico directo de las fuerzas de entrada del piloto que se alimentan a una segunda etapa, un sistema de control intermedio con servomotores hidráulicos de baja potencia que transfieren los comandos a la tercera etapa, los actuadores de control de acción rápida de alta potencia en las cajas de engranajes principales que operan los platos cíclicos directamente.

La construcción del primer prototipo se completó en 1968. El primer vuelo, que tuvo lugar el 27 de junio de 1967, terminó prematuramente debido a oscilaciones provocadas por problemas de control; un juego de ruedas principales tocó el suelo con fuerza, reventando un neumático y doblando un cubo de rueda. La causa de las oscilaciones resultó ser una amplificación armónica de las vibraciones en el suelo de la cabina que se transmitían a la columna de control cuando se introducía una orden de balanceo en la palanca cíclica. La prensa occidental informó de forma generalizada, pero errónea, de que el avión había quedado destruido. ^[3]

El primer prototipo, con matrícula SSSR-21142, realizó su primer vuelo el 10 de julio de 1968 desde la plataforma de la fábrica Mil en Panki hasta las instalaciones de vuelo de prueba de Mil OKB en Lyubertsy . En febrero de 1969, el primer prototipo elevó una carga útil récord de 31.030 kg (68.410 lb) a 2.951 m (9.682 ft). ^[4] El 6 de agosto de 1969, el V-12 elevó 44.205 kg (97.455 lb) a una altura de 2.255 m (7.398 ft), también un récord mundial . ^[5]

El segundo prototipo también se montó en las instalaciones de producción experimental de Mil en Panki, pero permaneció en el taller durante un año entero a la espera de los motores. Voló por primera vez en marzo de 1973 desde Panki hasta las instalaciones de pruebas de vuelo en Lyubertsy. Curiosamente, el segundo prototipo también estaba registrado como SSSR-21142. ^[3]

Los prototipos V-12 superaron las especificaciones de diseño, establecieron numerosos récords mundiales que aún se mantienen hoy en día y aportaron a sus diseñadores numerosos premios, como el prestigioso Premio Sikorsky otorgado por la American Helicopter Society por logros sobresalientes en tecnología de helicópteros. El diseño del V-12 fue patentado en Estados Unidos, Reino Unido y otros países. ^[3] A pesar de todos estos logros, la Fuerza Aérea Soviética se negó a aceptar el helicóptero para las pruebas de aceptación estatal por muchas razones, la principal de las cuales fue que la misión más importante prevista del V-12 ya no existía, es decir, el despliegue rápido de misiles balísticos estratégicos pesados. Esto también llevó a una reducción en la producción del Antonov An-22 . ^[3]

En mayo-junio de 1971, el primer prototipo V-12 SSSR-21142 realizó una serie de vuelos sobre Europa que culminaron con una aparición en el 29º Salón Aeronáutico de París en Le Bourget con el código de exhibición H-833.

Todo el desarrollo del V-12 se detuvo en 1974. El primer prototipo permaneció en la Planta de Helicópteros Mil de Moscú en Panki - Tomilino , Distrito de Lyuberetsky cerca de Moscú y todavía está allí hoy (27 de diciembre de 2023) en 55°40′2″N 37°55′56″E / 55.66722, -37.93222 . ^{[6] [7]} El segundo prototipo fue donado al Museo Central de la Fuerza Aérea a 50 km (30 mi) al este de Moscú para su exhibición pública.

Los récords están certificados por la Federación Aeronáutica Internacional . ^[8] El primer prototipo V-12 ha ostentado ocho récords mundiales, tres de los cuales aún están vigentes, en la clase FAI E1 General para helicópteros propulsados ​​por motores de turbina. La aeronave estaba tripulada por:

22 de febrero de 1969

Piloto - Vasily Kolochenko

Tripulación: LV Vlassov, VV Journaliov, VP Bartchenko, SG Ribalko, AI Krutchkov

6 de agosto de 1969

Piloto - Vasily Kolochenko

Tripulación: LV Vlassov, VV Juravlev, VP Bartchenkov, SG Ribalko, AI Krutchkov

V-12

Designación OKB de los dos prototipos de la versión de producción propuesta del Mi-12. ^[3]

Mi-12

Designación reservada para la versión de producción prevista. ^[3]

Mi-12M

Otro refinamiento propuesto del V-16 con dos turboejes Soloviev D-30V (V - Vertolyotny - helicóptero) de 15.000 kW (20.000 hp) que impulsan seis rotores de palas, para transportar 20.000 kg (44.000 lb) a lo largo de 500 km (310 mi) o 40.000 kg (88.000 lb) a lo largo de 200 km (120 mi). El Mi-12M fue cancelado en la etapa de maqueta cuando se canceló el programa de desarrollo del V-12. ^[3]

Datos de los helicópteros de carga pesada de Mil: Mi-6, Mi-10, V-12 y Mi-26, ^[3] Jane's All The World's Aircraft 1975-76 ^[17]

Características generales

• Tripulación: 6 (piloto, copiloto, ingeniero de vuelo, electricista, navegante, operador de radio)
• Capacidad: 196 pasajeros
  

normal 20.000 kg (44.000 libras)

máximo 40.000 kg (88.000 lb)

• Longitud: 37 m (121 pies 5 pulgadas)
• Envergadura: 67 m (219 pies 10 pulgadas) entre rotores
• Altura: 12,5 m (41 pies 0 pulgadas)
• Peso vacío: 69.100 kg (152.339 lb)
• Peso bruto: 97.000 kg (213.848 lb)
• Peso máximo de despegue: 105.000 kg (231.485 lb)
• Compartimento de carga: 28,15 × 4,4 × 4,4 m (92 pies 4 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas)
• Planta motriz: 4 × motores turboeje Soloviev D-25VF , 4.800 kW (6.500 shp) cada uno, 26.000 HP en total
• Diámetro del rotor principal: 2 × 35 m (114 pies 10 pulgadas)
• Área del rotor principal: 962 m2 ⁽ 10,350 pies cuadrados) dos rotores de 5 palas ubicados transversalmente, el área es por rotor (área total de 1,924 m2 ⁽ 20,710 pies cuadrados))

Actuación

• Velocidad máxima: 260 km/h (160 mph, 140 kn)
• Velocidad de crucero: 240 km/h (150 mph, 130 nudos)
• Alcance: 500 km (310 millas, 270 millas náuticas)
• Autonomía del ferry: 1.000 km (620 mi, 540 nmi) con tanques de combustible externos
• Techo de servicio: 3.500 m (11.500 pies)
• Carga del disco: 50,5 kg/m2 ⁽ 10,3 lb/pie cuadrado) con peso bruto
• Techo flotante con efecto suelo: 10 m (33 pies)
• Techo flotante fuera del efecto suelo: 600 m (1969 pies)

Aviónica

• Piloto automático AP-44
• PILOTO AUTOMÁTICO EXPERIMENTAL VUAP-2
• Radar meteorológico y de navegación ROZ-1 Lotsiya

• Hotelicóptero
• Yakovlev VVP-6

Desarrollo relacionado

• Mil Mi-6

Aeronaves de función, configuración y época comparables

• Mil Mi-26
• Yakovlev Yak-60

• Datos y fotografías del Mil V-12 en aviation.ru
• Acerca del Mil V-12 CCCP-21142 en Avia-dejavu.net
• Mil Mi-12 'Homer' en Airliners.net
• Vídeo del Mil-12 en inglés