Pitcairn PA-34

Los Pitcairn PA-34 y Pitcairn PA-33 , designados respectivamente como Pitcairn OP-2 por la Armada de los Estados Unidos (USN) y Pitcairn YG-2 por el Ejército de los Estados Unidos (US Army), fueron autogiros de reconocimiento diseñados y construidos en 1936 para su evaluación.

La compañía Pitcairn Aircraft Company construyó y desarrolló autogiros bajo licencia de la Cierva Autogiro Company , operando como Pitcairn-Cierva Autogiro Company desde finales de la década de 1920. El interés de la Armada de los Estados Unidos (USN) en el autogiro resultó en la compra de dos autogiros Pitcairn PCA-2 , modificados como plataformas de observación biplaza, designados XOP-1 . Las pruebas con los XOP-1 a partir de 1931 tuvieron un éxito limitado, pero incluyeron un despliegue operativo en Nicaragua desde junio de 1932, con el Cuerpo de Marines de los Estados Unidos (USMC). ^{[ 1 ]}

Tras el desarrollo de sistemas de rotor y control mucho más avanzados, el interés de las fuerzas armadas estadounidenses dio lugar al Pitcairn PA-33 (YG-2) y al Pitcairn PA-34 (XOP-2). Estas aeronaves, prácticamente idénticas, se diferenciaban principalmente en el diseño del tren de aterrizaje; el PA-33 tenía patas de tren de aterrizaje oleoneumáticas totalmente en voladizo , mientras que el PA-34 tenía ejes divididos montados sobre puntales con amortiguadores oleoneumáticos acoplados a los largueros superiores del fuselaje . ^{[ 1 ]}

El fuselaje estaba construido con tubos de acero soldados, recubiertos de tela y carenados de aleación ligera. El rotor plegable de tres palas estaba montado sobre un bípode reforzado con patas delante y detrás de la cabina delantera. La unidad de cola constaba de una aleta de cuerda muy ancha y un timón con un plano de cola sostenido por puntales con puntas de ala curvadas hacia arriba. Las superficies de la cola estaban construidas de madera con revestimiento de tela y las palas del rotor estaban construidas con largueros de tubo de acero y costillas de madera contrachapada con revestimiento de tela. ^{[ 1 ]}

El alojamiento consistía en cabinas en tándem, con el piloto en la cabina trasera, detrás del bípode de soporte del rotor, y el observador en la cabina delantera, debajo de la cabeza del rotor. ^{[ 1 ]}

La potencia la proporcionaba un motor Wright R-975E-2 de 420 hp (310 kW) montado en la parte delantera , dentro de una cubierta de cuerda ancha y ajustada con protuberancias para alojar los balancines. El motor estaba montado con un ángulo de inclinación considerable hacia abajo para asegurar que el flujo de aire de la hélice cubriera el rotor, manteniendo así la rotación y facilitando el arranque del rotor. ^{[ 1 ]}  

El control de la aeronave se lograba únicamente mediante el uso del acelerador y el rotor basculante, operado por una palanca de control colgante en la cabina trasera. ^{[ 1 ]}

El YG-2 y el OP-2 fueron probados brevemente por el Ejército y la Armada de los Estados Unidos, con un éxito limitado. Tras completar las pruebas con el Ejército, el YG-2 fue asumido por el Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA), donde fue registrado como NACA 88. El 30 de marzo de 1936, durante una prueba, el NACA 88 sufrió una falla en el rotor, lo que llevó a la tripulación a realizar el primer salto en paracaídas exitoso desde una aeronave de ala rotatoria. ^{[ 2 ]}

PA-33

Designación de la compañía YG-2 para el Ejército de los Estados Unidos

PA-34

Designación de la empresa para el OP-2 en la Armada de los Estados Unidos

YG-2

El Ejército de los Estados Unidos prueba un autogiro (PA-33); se construyó una unidad.

XOP-2

La Armada de los Estados Unidos prueba un autogiro (PA-34); se construyó uno.

Datos de Jane's all the World's Aircraft 1938 ^{[ 1 ]}

Características generales

• Tripulación: 2
• Longitud: 13,23 m ( 43  pies 5 pulgadas ) con las palas plegadas.  
• Ancho: 4,575 m ( 15  pies 0,1 pulgadas ) con las palas plegadas.  
• Altura: 3,52 m ( 11  pies 7 pulgadas )  
• Peso en vacío: 2300  lb (1043  kg)
• Peso bruto: 3300  lb (1497  kg)
• Capacidad de combustible: combustible 66 galones  estadounidenses  (55 galones  imperiales  ; 250  litros); aceite 6,5 galones  estadounidenses (5,4 galones imperiales ; 25 litros)    
• Planta motriz: 1 × motor de pistón radial Wright R-975E-2 de 9 cilindros refrigerado por aire, 420  hp (310  kW)
• Diámetro del rotor principal: 50  pies (15  m)
• Hélices: Hélice metálica de 2 palas de paso variable

Actuación

• Velocidad máxima: 230 km/h  (140 mph  , 120  nudos) a nivel del mar, 206 km/h  (128 mph, 111  nudos  ) a 2700  m (8900  pies)
• Velocidad de crucero: 185 km/h  (115 mph , 100 nudos) a nivel del mar.  
• Velocidad mínima de control : 22 mph (35 km/h, 19 nudos)
• Autonomía: 3,26 horas a velocidad de crucero
• Techo de servicio: 15.500  pies (4.700  m)
• Tiempo para alcanzar la altitud: 5000  pies (1500  m) en 3,8 minutos.
• Distancia de despegue: 135  pies (41  m) en calma total; 0  pies (0  m) con viento de 28  mph (24  nudos; 45 km/h). 
• Carrera de aterrizaje: 0  pies (0  m)