Mil V-12

El Mil V-12 ( nombre en clave de la OTAN : Homer ), con el número de proyecto Izdeliye 65 ("Elemento 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 para el helicóptero de producción y no se aplicaba a los prototipos V-12. ^{[ 3 ]}

En 1959, en la oficina de diseño Mil OKB , se iniciaron estudios de diseño para un helicóptero gigante , recibiendo la aprobación oficial en 1961 del GKAT ( Gosudarstvenny Komitet po Aviatsionnoy Tekhnike - Comité Estatal de Tecnología Aeronáutica), que instruyó a Mil a desarrollar un helicóptero capaz de levantar entre 20 y 25 toneladas (22 a 28 toneladas cortas) . A la directiva del GKAT le siguió una especificación más detallada para el V-12, con dimensiones de bodega similares a las del Antonov An-22 , destinado a transportar material bélico de gran tamaño , así como misiles balísticos intercontinentales (ICBM) 8K67 , 8K75 y 8K82 . ^{[ 3 ]}

Las limitaciones de diseño obligaron a Mil a adoptar un sistema de doble rotor, pero los estudios de diseño de una configuración en tándem, similar a la del Boeing CH-47 Chinook , revelaron problemas importantes. Las configuraciones de rotor único también estudiadas resultaron inviables, lo que llevó a la configuración transversal. ^{[ 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 por parte de Mil, el sistema transversal ya 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 del V-12, tras exhaustivas pruebas con bancos de ensayo y maquetas que incluían un sistema de transmisión completo, comenzó en Panki en 1965. La estructura del avión era en gran medida convencional, utilizando métodos de construcción de revestimiento resistente con piezas de alta resistencia mecanizadas a partir de bloques de metal macizo. El gran fuselaje albergaba la cabina y la sección de la tripulación de 28,15 m × 4,4 m × 4,4 m (92 pies 4 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas × 14 pies 5 pulgadas) en el extremo de la nariz, donde se ubicaban el piloto, el copiloto, el ingeniero de vuelo y el ingeniero eléctrico en la cabina inferior, mientras que el navegante y el operador de radio se ubicaban en la cabina superior. ^{[ 3 ]}             

En la parte posterior del fuselaje, el acceso a la cabina se realiza mediante grandes puertas tipo concha y una rampa de carga abatible con gatos de soporte retráctiles incorporados. Las puertas del fuselaje también dan acceso a la bodega de carga: dos en el lado de estribor y tres en el de babor. Sobre la parte trasera del fuselaje se encuentra una aleta y un timón de dirección muy grandes, con un plano de cola de tamaño moderado con diedro provisto de aletas en los extremos (no instaladas para el primer vuelo). ^{[ 3 ]}

El tren de aterrizaje fijo consta de grandes ruedas principales emparejadas sobre amortiguadores oleoneumáticos de palanca, montadas en la unión de un sistema de puntales que soporta los sistemas de rotor y las alas, y conectadas al fuselaje central mediante una estructura de puntales de trípode con la pata delantera fijada detrás de la sección de la tripulación. Un par de ruedas de tope están montadas en la parte trasera de la quilla del fuselaje y almohadillas de soporte fijas aseguran que la rampa de carga se extienda al ángulo correcto. Largos puntales reforzados también conectan las unidades de transmisión a la parte trasera del fuselaje, 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 propulsión y las alas están montados sobre el fuselaje central con ejes de interconexión que aseguran la sincronización de los rotores principales, los cuales se superponen aproximadamente 3 m (10 pies) . Las pérdidas de resistencia y sustentación se reducen gracias a las alas de conicidad inversa con cuerda mínima en las regiones de mayor flujo descendente. Los ejes de interconexión también aseguran una distribución simétrica de la sustentación en caso de fallo del motor. Para optimizar el control en alabeo y guiñada, los rotores están dispuestos para girar en direcciones opuestas: el rotor de babor gira en sentido antihorario y el de estribor en sentido horario, asegurando que las palas de avance 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, cada uno de los cuales impulsa rotores de cinco palas de 35 m (115 pies) de diámetro y sus ejes de sincronización que van de punta a punta de las alas. Cada góndola de motor doble tiene grandes paneles de acceso que se abren para facilitar el mantenimiento y también forman plataformas para que operen los equipos 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 amplias ventanas que proporcionaban una excelente visibilidad. Mediante una palanca cíclica, una palanca de paso colectivo y pedales de timón convencionales, los pilotos introducían sus comandos de forma tradicional. El control de alabeo se realiza mediante el cambio diferencial del paso colectivo en los rotores izquierdo y derecho, lo que garantiza la generación de sustentación suficiente para evitar descensos involuntarios. El guiñada en vuelo estacionario o a bajas velocidades se consigue inclinando los discos del rotor hacia adelante y hacia atrás de forma diferencial, según la dirección de guiñada requerida. A velocidades más altas, el control diferencial de los rotores se sustituye gradualmente por el gran timón aerodinámico situado en la aleta. El ascenso y el descenso se controlan mediante la palanca de paso colectivo, que aumenta o disminuye el paso de ambos rotores simultáneamente. Los grandes elevadores del plano de cola ayudan a controlar la actitud del fuselaje y reaccionan a los momentos de cabeceo del ala y a las variaciones en el ángulo de los discos 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 elevadas cargas de fricción de las varillas de control, palancas, etc. Para minimizar las fuerzas de control que sienten los pilotos, el sistema consta de tres etapas distintas. La primera etapa consiste en el control mecánico directo a partir de las fuerzas de entrada del piloto, que se transmiten a una segunda etapa, un sistema de control intermedio con potencia intermedia, mediante actuadores hidráulicos de baja potencia que transfieren las órdenes a la tercera etapa, donde los actuadores de control de acción rápida de alta potencia ubicados en las cajas de engranajes principales operan directamente los platos oscilantes.

La construcción del primer prototipo se completó en 1968. El primer vuelo, el 27 de junio de 1967, terminó prematuramente debido a oscilaciones causadas por problemas de control; un juego de ruedas principales impactó fuertemente contra el suelo, reventando un neumático y doblando un cubo de rueda. La causa de las oscilaciones resultó ser una amplificación armónica de las vibraciones en el piso de la cabina, que se transmitían a la columna de control al introducir una orden de alabeo en la palanca cíclica. La prensa occidental informó, de forma generalizada pero errónea, que la aeronave había sido destruida. ^{[ 3 ]}

The first prototype, given the registration SSSR-21142, made its first flight on 10 July 1968 from the Mil factory pad in Panki to the Mil OKB test flight facility in Lyubertsy. In February 1969, the first prototype lifted a record 31,030 kg (68,410 lb) payload to 2,951 m (9,682 ft).^[4] On 6 August 1969, the V-12 lifted 44,205 kg (97,455 lb) to a height of 2,255 m (7,398 ft), also a world record.^[5]

The second prototype was also assembled at the Mil experimental production facility in Panki but sat in the workshop for a full year awaiting engines, flying for the first time in March 1973 from Panki to the flight test facilities in Lyubertsy. Curiously the second prototype was also registered SSSR-21142.^[3]

The prototype V-12s outperformed their design specifications, setting numerous world records which still stand today, and brought its designers numerous awards such as the prestigious Sikorsky Prize awarded by the American Helicopter Society for outstanding achievements in helicopter technology. The V-12 design was patented in the United States, United Kingdom, and other countries.^[3] Despite all of these achievements the Soviet Air Force refused to accept the helicopter for state acceptance trials for many reasons, the main one being that the V-12's most important intended mission no longer existed, i.e. the rapid deployment of heavy strategic ballistic missiles. This also led to a reduction in Antonov An-22 production.^[3]

In May–June 1971, the first prototype V-12 SSSR-21142 made a series of flights over Europe culminating in an appearance at the 29th Paris Air Show at Le Bourget wearing exhibit code H-833.

All development on the V-12 was stopped in 1974. The first prototype remained at the Mil Moscow Helicopter Plant in Panki-Tomilino, Lyuberetsky District near Moscow and is still there today (27 December 2023) at 55°40′2″N37°55′56″E / 55.66722°N 37.93222°E / 55.66722; 37.93222.^[6][7] The second prototype was donated to Central Air Force Museum50 km (30 mi) east of Moscow for public display.

V-12

OKB designation of the two prototypes of the proposed Mi-12 production version.^[3]

Mi-12

Designation reserved for the expected production version.^[3]

Mi-12M

Se propuso una mejora adicional del V-16 con dos turboejes Soloviev D-30V (V - Vertolyotny - helicóptero) de 15 000 kW (20 000 hp) que impulsaban rotores de seis 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 ]}          

 Unión Soviética

• Aeroflot
• Fuerzas Aéreas Soviéticas (Propuestas)

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  lb)

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 en vacío: 69.100  kg (152.339  lb)
• Peso bruto: 97.000  kg (213.848  lb)
• Peso máximo al 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 CV 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 (1924 ^m² ( 20 710 pies cuadrados ) área total)     

Actuación

• Velocidad máxima: 260  km/h (160  mph, 140  nudos)
• Velocidad de crucero: 240  km/h (150  mph, 130  nudos)
• Alcance: 500  km (310  millas, 270  millas náuticas)
• Autonomía del ferry: 1000  km (620  millas, 540  millas náuticas) con tanques de combustible externos.
• Techo de servicio: 3.500  m (11.500  pies)
• Disk loading: 50.5 kg/m² (10.3 lb/sq ft) at gross weight
• Hovering ceiling in ground effect: 10 m (33 ft)
• Hovering ceiling out of ground effect: 600 m (1,969 ft)

Avionics

• AP-44 autopilot
• VUAP-2 experimental autopilot
• ROZ-1 Lotsiya weather and navigational radar

• Hotelicopter
• Yakovlev VVP-6

Related development

• Mil Mi-6

Aircraft of comparable role, configuration, and era

• Mil Mi-26
• Yakovlev Yak-60

• Datos y fotos 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