EL //B-52 ::::::STRATOFORTRESS:::::::::::

   

B-52 Stratofortress

Ficha Técnica

TIPO:
Bombardero pesado de ocho motores.

DESAROLLO:
El desarrollo a gran escala de un sistema capaz de transportar el misil de crucero aerotransportado AGM-86B comenzó a principios de 1978. Inicialmente se modificaron 98 B-52G y 95 B-52H para transportar, cada uno de ellos, 12 AGM-86B en soportes externos, además de SRAM u otro tipo de armamento en bodegas internas. La primera unidad preparada para operar con los AGM-86B fue el Ala 416ª de Bombarderos con base en Griffiss en Diciembre de 1982. Todos los aviones se encontraban equipados al terminar 1989, completándose el programa en 1990.

CARACTERISTICAS:
- DATOS DEL DISEÑO: Estructura semi-monocasco con ángulo diedro negativo y 35º de flecha. Estabilizador horizontal con ángulo de incidencia variable actuado hidráulicamente.

- ESTRUCTURA: Estructura completamente metálica con revestimiento rigidizado.

- TREN DE ATERRIZAJE: Cuatro patas en el tren principal con dos ruedas cada uno, dispuestas en tándem. Retraíbles individualmente dentro del fuselaje en la parte anterior y posterior de la bodega de armas. Las dos unidades delanteras tienen actuadores hidráulicos. Las cuatro patas pueden inclinarse en vuelo o en tierra en caso de aterrizaje con viento cruzado. Más allá de los motores exteriores hay unos dispositivos de disparo de unas unidades menores que se abaten hacia delante dentro de las alas. El avión está equipado con un paracaídas de frenado de 13,4 m (44 pies) de diámetro, alojado en un compartimento en la parte superior del fuselaje tras el timón de cola.

- PLANTA PROPULSORA: (B-52H): Ocho turbofanes de 75,6 kN (17.000 libras) Pratt&Whitney TF33-P-3. La capacidad de los tanques internos de combustible es de 174.130 litros (46.000 galones US; 38.303 galones Imp), además de dos depósitos subalares con capacidad para 2.650 litros (700 galones US; 583 galones Imp) cada uno.

- HABITABILIDAD: (B-52G/H): 6 tripulantes (piloto y copiloto, dispuestos uno al lado del otro en el puente, navegador, operador de radar, operador de ECM y artillero).

- AVIÓNICA: Emplea el sistema OAS (sistema de aviónica ofensivo) de Boeing desde 1980. Se trata de un dispositivo digital de estado sólido que incluye sistema de guiado Tercom (de reconocimiento del terreno), radar Doppler Teledyne Ryan, sistema de navegación inercial de suspensión electrostática embarcado (GEANS) Honeywell AN/ASN-131, sistema de bombardeo/navegación IBM/Raytheon AN/ASQ-38 análogo con procesamiento digital IBM, sistema de apuntamiento y referencia Smiths, radioaltímetro Honeywell, controles y pantallas Honeywell, y radar estratégico de Norden Systems. Los 152 B-52G y los 95 B-52H quedaron equipados con el sistema OAS al finalizar la Fase II del programa en 1989. Todos los B-52H operativos actualmente disponen del sistema de visión electro-óptico (EVS) AN/ASQ-151, que mejora las prestaciones en misiones a baja cota. Los sensores EVS se alojan en dos torretas articulables situadas en los laterales del avión. La torreta de estribor aloja un escáner de infrarrojos de mira delantera (FLIR) Hughes AN/AAQ-, mientras que la de babor contiene una cámara de TV para vuelo a baja cota Westinghouse AN/AVQ-22. La Fase VI de desarrollo de la aviónica incluye un Equipo Operador de Ruido Inteligente (SNOE) Motorola AN/ALQ-122 y un sistema avanzado de ECM (contramedidas electrónicas) Northrop AN/ALQ-155; un kit AFTSATCOM que permite las comunicaciones vía satélite por todo el globo; un receptor digital de radar de alerta Dalmo Victor AN/ALR-46; un radar de pulsos Doppler de cola Westinghouse AN/ALQ-153, y un equipo de ECM ITT Avionics AN/ALQ-172(V).

ARMAMENTO:
Todas las versiones del B52 están preparadas para transportar 12 misiles crucero AGM-86 externamente y 8 internamente en los CSRL. El B-52H en lugar de llevar cuatro ametralladoras, monta un único cañón multitubo Vulcan de 20 mm en la torreta de cola.

DATOS TECNICOS:
<sub>- CARACTERÍSTICAS EXTERNAS/INTERNAS
Longitud:  49,05 m (160 pies y 10,9 pulgadas)
Altura:  12,4 m (40 pies y 8 pulgadas)
Envergadura:  56,39 m (185 pies)
Volumen de la bodega de armamento:  29,53 m3 (1.043 pies3)

- PESOS Y CARGAS
Peso máximo de despegue:  más de 221.350 kg (488.000 libras)
Máxima carga alar:  aproximadamente 595,7 kg/m2 (122 libras/pies2)
Máxima potencia de carga:  G:452,1 kg/kN (4,44 libras/libras st)
H: 366 kg/kN (3,59 libras/libras st)

- PRESTACIONES
Máxima velocidad a régimen continuo a gran altitud:  Mach 0,9 (516 nudos; 957 km/h; 595 mph)
Máxima velocidad de crucero a gran altitud:  Mach 0,77 (442 nudos; 819 km/h; 509 mph)
Techo de servicio:  16.765 m (55.000 pies)
Alcance máximo:  más de 8.685 millas náuticas (16.093 km; 10.000 millas)
Carrera de despegue:  2.900 m</sub>

EL ::B-2 SPIRIT;;;;;;;;

                     

B-2 Spirit

Ficha Técnica

TIPO:
Bombardero estratégico de interdicción indetectable.

DESAROLLO:
El desarrollo de un bombardero de alto nivel comenzó en 1978; el contrato fue presentado por la División Aeronáutica de Sistemas de la USAF en Octubre de 1981 y el diseño se modificó en 1983 para operar en vuelo a baja cota. Desde Enero de 1987 se realizaron tests de aviónica en banco de pruebas en la base de Edwards AFB; seis modelos de B-2 se sumaron a las pruebas tras sufrir un proceso de renovación. En Diciembre de 1992 se llevan a cabo los tests estructurales en bancada, se hacen ensayos estáticos de carga última (150%) hasta llegar a la fractura al 161%. Alrededor de 1995 los tests simulados de durabilidad de la estructura completan el segundo ciclo de vida con 20.000 horas/30 años de duración. En total se realizan más de 4.000 horas de ensayos, de las cuales más del 26% conciernen a la indetectabilidad. Las pruebas finalizan en 1997. El 3 de Mayo de 1994 Boeing completa la entrega de la sección externa de las alas para el avión número 21, así como del utillaje correspondiente. Le sigue Vought terminando la sección intermedia. Sin embargo, el procedimiento no siguió adelante debido a la estimación de costes presentada por Northrop Grumman a la USAF acerca de 20 nuevos B-2 A, antes de la presentación ante el Congreso a comienzos de Mayo de 1995 de una demanda presupuestaria. El estudio preveía un coste de 125 millones de $, que incluían los fondos necesarios para mantener en funcionamiento las instalaciones donde se fabricaba el B-2 durante 12 meses. La decisión del Congreso fue añadir 493 millones de $ al presupuesto del FY96 para continuar con los trabajos para terminar la remesa de 20 aparatos, aunque fue desautorizada eventualmente por la Administración Clinton para acelerar el programa de conversión de todos los aviones existentes y la renovación y puesta en producción del AV-1. La capacidad bélica convencional del diseño de Northrop Grumman se ve altamente incrementada mediante el desarrollo, tests e integración del paquete de sistemas de ayuda a la adquisición del blanco/munición integrado con GPS (GATS/GAM) en la flota de B-2. El GATS, que incluye la mejora del subsistema de radar y del software de suministro de armamento, proporcionará al Bloque 20 de B-2 A capacidad de suministro de armamento convencional con elevada precisión. El primer Bloque 20 de B-2 A debería ser entregado al Ala de Bombarderos 509ª en Junio de 1996, junto con un total de 128 GAM de 2.000 libras de peso para alcanzar plena operatividad. Cada B-2 puede transportar hasta 16 GAM. Desde el B-2 se han realizado ensayos de tres tipos con las GAM, de alcance descendente, de corto alcance y de alcance cruzado, comenzando los trabajos de pruebas del sistema completo GATS/GAM en el último trimestre de 1995. Hasta el momento, todas las pruebas han demostrado que el B-2 puede alcanzar un blanco con una precisión de 6 m (20 pies) bajo requerimientos CEP. La primera prueba del GAM en un B-2 A tuvo lugar el 13 de Junio de 1995. Últimamente se está tratando de sustituir el GAM por el JDAM (Joint Direct Attack Munition). La producción del JDAM está planificada para entrar en servicio en 1999, y se trata de un elemento fundamental en la USAF para que el B-2 A pueda operar en misiones de bombardeo de largo alcance.

CARACTERISTICAS:
- DATOS DEL DISEÑO: Ala volante con borde de ataque recto y flecha de 33º; los perfiles del centro y la punta del ala son estrechos y de gran convexidad cerca del borde de ataque. En la parte exterior del puente bajo las alas se alojan dos paneles dieléctricos que cubren las antenas del radar. El borde de salida es en W e incorpora elevones y timones en la parte externa de los motores. En la zona ventral del fuselaje se encuentran dos contenedores de armas con pequeños spoilers sobre las puertas para generar torbellinos, que aseguran el lanzamiento sin interferencias de las armas. La alimentación de los motores se hace a través de unos conductos de aire con sección en S; la toma de aire se realiza de forma irregular por medio de unas aletas internas situadas en la parte delantera que dividen la capa límite y proporcionan un flujo de aire secundario para el circuito de refrigeración y el control de las emisiones infrarrojas. El labio superior de la toma de aire es unipunto, dos compuertas de toma de aire auxiliares situadas en la parte superior de los conductos de aire permanecen abiertas en tierra y en vuelo a baja velocidad. Sobre las alas y antes del borde de salida están las tomas de salida de aire con sección en V, con lo que es necesaria una aleación de Titanio para proteger el revestimiento de la superficie superior del ala. Los perfiles de punta de ala y del borde ataque tienen un recubrimiento de dieléctrico en forma de sierra para reducir la radiación del radar. Los ensayos realizados en los componentes del avión suman más de 80.000 horas, incluyendo 24.000 horas en túnel de viento, 44.000 horas de pruebas de aviónica y 6.000 horas de ensayos a escala del "plastic bird" para probar los controles de vuelo. Todas las partes del avión forman una base de datos tridimensional en CAD/CAM muy útil para el empleo de máquinas herramienta, robots y utillaje de manera rápida. De esta manera se consiguió fabricar prototipos con una precisión de +/- 6,3 mm (0,25 pulgadas). En total, se han desarrollado más de 900 nuevos materiales y procesos de fabricación por parte de unos 4.000 subcontratas en todos los USA.

- TREN DE ATERRIZAJE: De tipo triciclo adaptado a partir del tren del Boeing 757/767. Los carros del tren principal son de cuatro ruedas y se abaten hacia adentro de unas grandes compuertas trapezoidales de sección gruesa. El tren delantero tiene dos ruedas y se abate hacia atrás al interior de una pequeña compuerta con el borde de sierra. Junto a esta, en la parte trasera hay otra compuerta mayor que puede ser utilizada también para el acceso de la tripulación. En la pata del tren delantero hay dos luces de aterrizaje. La velocidad máxima de aterrizaje es de 224 nudos (415 km/h; 258 mph).

- PLANTA PROPULSORA: Cuatro turbofanes General Electric F118-GE-100,de 77 kN (17.300 libras), sin postcombustor, montados por parejas dentro de la estructura del fuselaje a ambos lados de los depósitos de armas. El receptáculo de repostaje en vuelo se encuentra en la parte dorsal del centro del fuselaje. El combustible original era el JP-4, pasando a utilizarse el JP-8 a partir de Marzo de 1996. En Diciembre de 1996 se dicta una orden para la regulación de las temperaturas de escape, que impide la mezcla de ácido Cloro-Fluor-sulfhídrico con los gases producto de la combustión, como se había hecho hasta entonces.

- HABITABILIDAD: Dos tripulantes, con asientos de eyección pirotécnicos. El copiloto se sienta a babor, y el piloto comandante/instructor a estribor. Un tercer tripulante puede situarse tras ellos. Ambas posiciones tienen la clásica columna de mando. La información de vuelo, motores, sensores y equipos se presenta en nueve pantallas EFIS. Cualquiera de los dos tripulantes puede pilotar el avión de manera independiente, aunque los paneles de entrada de datos para acceder al sistema de armas se encuentran en el asiento de estribor. En el puente de mando hay cuatro ventanillas.

- EQUIPOS: El sistema hidráulico para los controles de vuelo funciona a una presión de 276 bares (4.000 libras/pulgada2). En el exterior de la góndola de los motores de babor se aloja una APU AlliedSignal, bajo una compuerta triangular adosada a la superficie de las alas.

- AVIÓNICA: Comunicaciones: Receptor de VLF/LF Rockwell Collins; intercomunicador ICS-150X; comunicador vía satélite con el Bloque 30 de Milstar. Radar: radar de ataque en banda J de baja probabilidad de interceptación (LPI) Hughes AN/APQ-181, que incluye 21 modos distintos de funcionamiento como el seguidor del terreno y sistema para evitar obstáculos. Ayudas: Tacan Rockwell Collins TCN-250 e ILS VIR-130 A. Instrumentos: Sistema GATS integrado de GPS y sistema de armas Hughes, que utiliza el Bloque 20, y emplea un radar de apertura sintética para estabilizar el error de posición del blanco que proporciona el GPS y conseguir una gran precisión de tiro a alta cota; la imagen de radar puede ser ampliada en cuatro aumentos. Misión: no especificada, pero la carga de trabajo de la tripulación se ve muy reducida mediante la activación de un interruptor en cabina que activa/desactiva los equipos necesarios para el despegue (transfiere los datos de la misión, la lista de comprobación previa al despegue y el modo de controles de vuelo), ataque (controles de vuelo en modo espía, armamento preparado y emisiones de radio suspendidas) y aterrizaje (reactivación de los sistemas y chequeo final) Autodefensa: RWR Loral Federal Systems AN/APR-50; equipo de ayuda defensivo Northrop Grumman ZSR-63 (no se conoce su función específica pero se cree que es un supresor de respuestas radar).

ARMAMENTO:
En cada uno de los puertos laterales de armamento se montan dos lanzadores rotatorios Boeing RLA desmontables para ser recargados hasta con ocho contenedores cada uno. La capacidad total es de 16 ACM AGM-129. También se puede emplear otro tipo de armamento alternativo como 16 B61 bombas nucleares tácticas/estratégicas o 16 bombas nucleares de caída libre; 16 JDAM; 16 bombas Mk 84 de 2.000 libras; 36 bombas incendiarias M117 de 750 libras; 36 bombas de racimo CBU-87/89/97/98; y 80 minas navales Mk36 ó Mk 62 de 560 libras. En cada uno de los puertos de armas hay un depósito de 1.000 libras para bombas suspendido de cuatro bastidores (BRA).

DATOS TECNICOS:
<sub>- CARACTERÍSTICAS EXTERNAS/INTERNAS
Longitud:  21,03 m( 69 pies)
Altura:  18 m (59 pies)
Envergadura:  52,43 m (172 pies)
Superfície interior:  más de 464,5 m2 (5.000 pies2)

- PESOS Y CARGAS
Peso en vacío:  45.360-49.900 kg (100.000-110.000 libras) Peso máximo de despegue:  170.550 kg (376.000 libras)
Máxima carga de armamento:  18.144 kg (40.000 libras)
Máxima capacidad interna de combustible:  81.650-90.720 kg (180.000-200.000 libras)
Peso normal al despegue:  152.635 kg (336.500 libras)

- PRESTACIONES
Velocidad de aproximación:  140 nudos (259 km/h; 161 mph)
Techo de servicio:  15.240 m (50.000 pies)
Alcance máximo:  más de 10.000 millas náuticas (18.520 km; 11.508 millas) con un repostaje en vuelo</sub>

EL ::F-117 NIGHTHAWK :::::::

       
 
                   

F-117 A Nighthawk

Ficha Técnica

TIPO:
Avión espía de ataque de precisión, optimizado para dispersar la energía de las señales radar y disminuir la radiación infrarroja.

CARACTERISTICAS:
- DATOS DEL DISEÑO: Estructura multifaceta diseñada para reflejar la energía del radar emisor en otras direcciones. Diseño especial para observación hacia abajo AEW. Los extremos de todas las superficies, incluido el borde de ataque, son extremadamente afilados para desprender torbellinos que generen blancos falsos. La flecha del ala es de 67º y 30´, mucho mayor de la necesaria para vuelo subsónico, con un perfil aerodinámico formado por dos superficies planas en el intradós y tres en el extradós. La parte delantera de la superficie inferior del ala se funde con el fuselaje. Todas las puertas y trampillas tienen bordes de sierra para suprimir la radiación del radar. El puerto interno de armamento, de 4,7 m (15 pies y 5 pulgadas) de longitud y 1,75 m (5 pies y 9 pulgadas) de anchura, se divide longitudinalmente por dos compuertas biseladas en la línea central. Tras la cabina, en la parte de babor, se encuentra el receptáculo de repostaje de combustible. La sección frontal que presenta el avión al radar es aproximadamente de 0,01 m2 (0,1 pies2).

- TREN DE ATERRIZAJE: Tren Menasco de tipo triciclo, con ruedas sencillas retráctiles hacia delante. Frenos Loral (originalmente de acero, sustituidos por grafito), ruedas iguales a las del F-15E Eagle y sistema anti-deslizamiento. Neumáticos Goodyear. Todas las puertas y trampillas tienen bordes de sierra para suprimir la radiación del radar. Gancho de aterrizaje de emergencia con dispositivo pirotécnico de despliegue y paracaídas de frenado negro de Pioneer Aerospace.

- PLANTA PROPULSORA: Dos turbofanes General Electric F404-GE-F1D2 que proporcionan un empuje de 48 kN (10.800 libras st) cada uno. Tomas de aire rectangulares sobre las alas de 2,5x1,5 cm (1x0,6 pulgadas) con una rejilla anti-hielo y de baja detectabilidad. Compuertas auxiliares de toma de aire en la superficie horizontal posterior. Parte del aire de entrada es desviado en el compresor y mezclado con los gases de salida para refrigerar el motor. Las toberas de escape, en la parte trasera, son de tipo "platypus" de salida estrecha. Diseñadas por Astech/MCI, con 1,65 m (5 pies y 5 pulgadas) de longitud y 0,1 m (4 pulgadas) de altura. El labio inferior está extendido y rodeado de un material cerámico, del mismo tipo usado en el Space Shuttle y con once guías verticales internas. El motor de arranque de la turbina es de la firma Sundstrand. El receptáculo de repostaje en vuelo, situado tras la cabina, se ilumina desde una lámpara, montada sobre la cabina, para repostajes nocturnos. En el soporte interno de armas se puede transportar un depósito de combustible opcional lanzable.

- EQUIPOS: Control del entorno, unidad APU y sistema de potencia de emergencia de AiResearch.

- AVIÓNICA: Sensor de mira hacia delante de infrarrojos (FLIR) con campo dual de visión, situado ligeramente retrasado y cubierto de una fina pantalla de rejilla por debajo del parabrisas. Sistema de mira hacia abajo retráctil DLIR y asignador de objetivos láser bajo la parte delantera del fuselaje, a estribor del tren delantero. El FLIR y el DLIR son ambos de Texas Instruments (deberían ser reemplazados por un equipo mejorado durante la tercera fase de innovaciones en 1994). HUD basado en una pantalla Kaiser AN/AVQ-28 para presentar la imagen FLIR, flanqueada de dos CRT multifunción. Antena de radio extensible bajo el fuselaje, delante del tren principal de babor. Radioaltímetro Honeywell; Sistema de Navegación Inercial (INS) SPN-GEANS (reemplazado desde Agosto de 1991 por el giróscopo láser Honeywell H-423/E; e implementado con GPS Collins); ordenador de a bordo IBM AP-102 (que reemplazó al Delco M362F original); interface ordenador/navegación para el control del vuelo GEC-Marconi y sistema de piloto automático por ordenador NIAC; sistema expandido de transferencia de datos y AHRS SLI Avionic Systems Corporation. Sistema de seguimiento del terreno con reconocimiento en los mapas almacenados en memoria Harris Corporation con MFD en color.

ARMAMENTO:
El F-117 puede emplear hasta 2.000 libras de una amplia gama de armamento táctico de la USAF: bombas BLU-109B de guiado láser o BLU-10/GBU-27 de guiado láser deslizantes; alternativamente misiles AGM-65 Maverick o AGM-88 HARM; misiles AIM-9 Sidewinder contra aviones AWACS. Las armas se transportan en dos contenedores en el interior del puerto de armamento, equipado con un mecanismo que posibilita la extracción del mismo de los misiles con cabeza rastreadora antes de su lanzamiento. Las bombas se lanzan directamente desde el interior del puerto de armas.

DATOS TECNICOS:
_{- CARACTERÍSTICAS EXTERNAS
Longitud:  20,08 m (65 pies y 11 pulgadas)
Altura:  3,78 m (12 pies y 5 pulgadas)
Envergadura:  13,2 m (43 pies y 4 pulgadas)
- PESOS Y CARGAS
Peso en vacío:  13.381 kg (29.500 libras)
Peso máximo de despegue:  23.814 kg (52.500 libras)
Máxima carga de armamento:  2.268 kg (5.000 libras)
- PRESTACIONES
Máxima velocidad en régimen continuo:  561 nudos (1040 km/h; 646 mph)
Velocidad normal de operación:  Mach 0,9
Alcance máximo:  [con 2.268 kg (5.000 libras) de armas] 1.056 km; 656 millas
Velocidad de despegue:  165 nudos (306 km/h; 190 mph)
Velocidad de aterrizaje:  150 nudos (227 km/h; 172 mph)
Límite de fuerza g:  +6g}

El ""F-16 FIGHTING""

   
                     

F-16 Fighting Falcon

 

Ficha Técnica

TIPO:
Caza multimisión monoplaza y biplaza.

DESAROLLO:
Surgió del prototipo del programa de caza ligero YF-16 de la USAF de 1972 (los detalles se pueden encontrar en los libros Jane's de 1977-78 y 1978-79 en 'General Dynamics'); el primer vuelo del prototipo YF-16 (72-01567) tuvo lugar el 2 de Febrero de 1974; el primer vuelo del segundo prototipo (72-01568) fue el 9 de Mayo de 1974; seleccionado para el desarrollo a gran escala el 13 de Enero de 1975; el requerimiento de caza diurno se extendió para añadir capacidad aire-tierra con radar y navegación todo tiempo; la producción de seis F-16A monoplazas y dos biplazas F-16B comenzó en Julio de 1975; el primer vuelo de la aeronave de producción de desarrollo a gran escala tuvo lugar el 8 de Diciembre de 1976; el primer vuelo del F-16B fue el 8 de Agosto de 1977. La flota de 3300 F-16 consiguieron su hora de vuelo 5 millones a finales de 1993 y la aeronave número 3500 fue entregada el 27 de Abril de 1995. La reserva de pedidos de más de 400 aviones en 1996, además de pedidos anticipados para otros 500 F-16, presuponen mantener la línea de producción en funcionamiento hasta el 2005-10. El resultado del F-16 en combate aéreo era de 69 victorias por ninguna derrota, en tres fuerzas aéreas, a mediados de 1996. En el plan original de adquisición, los últimos 12 F-16 fueron pedidos para la USAF en el año fiscal del 94, pero el recorte anticipado de los presupuestos para cazas de combate resultó en la consideración de la USAF de un plan de compra de 120 F-16C/D para el 2010; una partida inicial incluida en el presupuesto del año fiscal del 96 y similar cantidad en el año fiscal del 97, con expectativa de futuros contratos.

VARIANTES:
F-16A:  Primera versión de producción para misiones de combate aire-aire y aire-tierra; la producción finalizó para la USAF en Marzo de 1985, pero sigue disponible para otros clientes; las ventas internacionales continúan; motorizado desde finales de 1988 (Bloque 150CU) con un turbofán P&W F100-PW-220; Radar de seguimiento de alcance y ángulo AN/APG-66 de Westinghouse; el primer vuelo del primer avión (78-0001) tuvo lugar el 7 de Agosto de 1978; entró en servicio con el TFW 388 en la Base de la Fuerza Aérea (AFB) de Hill, en Utah, el 6 de Enero de 1979; listo para el combate en Octubre de 1980, cuando se le llamó 'Fighting Falcon'; ahora en servicio en la Guardia Aérea Nacional (ANG) y AFRES, con las plantas de potencia actualizadas con el F100-PW-220E, entre 1991 y 1996. En 1994, el primer F-16A/B de AFR mejoró el software de anticolisión contra el terreno de BAe Trprom (igualación del perfil del terreno). También producido en Europa. Construido el Bloque 01, 05, 10 y 15, de los cuales el Bloque 01 y 05 se actualizó a los estándar del Bloque 10 de 1982-84; el Bloque 15 se actualizó a los estándar OCU de finales de 1987. El primer GF-16A relegado a entrenamiento en tierra para uso de instrucción en el Ala de Entrenamiento 82, Sheppard AFB, en 1993.

F-16B:  Versión biplaza estándar del F-16A. Ambas cabinas son completamente operacionales; no se altera la longitud del fuselaje, sino que se reduce el combustible.

F-16C/D:  Aeronave monoplaza y biplaza del Programa de la USAF de Fase Multinacional de Mejora (MSIP), puesto en práctica en Febrero de 1980. EL MSIP se amplió para permitirle ataque a tierra y uso de misiles sin alcance visual, todo tiempo, misiones nocturnas y diurnas; la Etapa I se aplicó a los F-16A/B del Bloque 15 entregados a partir de Noviembre de 1981 incluyendo cableado y cambios estructurales para acomodar los nuevos sistemas; la Etapa II se aplicó a los F-16C/D del Bloque 25 a partir de Julio de 1984 incluyendo cambios en el núcleo de la aviónica, cabina y estructura. La Etapa III incluye la instalación de sistemas conforme están disponibles, empezando en 1987, extendiéndose hasta los Bloques 50/52, incluyendo actualizaciones hasta el Bloque 25. Los cambios incluyen el radar Westinghouse AN/APG-68 multimodo con alcance, resolución mejorada, además de modos de operación y mejores contramedidas (ECCM) que el AN/APG-66; cabina mejorada con interconexiones y controles frontales actualizados, HUD de amplio ángulo GEC-Marconi, dos pantallas multifunción, equipo transferidor de datos de misión Fairchild y radio altímetro; base de la cola ampliada para dar espacio posteriormente al sistema de Protección contra Interferencias AN/ALQ-165 (cancelado); energía eléctrica y capacidad de refrigeración incrementada; preparación estructural para incrementar el peso de despegue y los límites de maniobra; e interconexión de armamento MIL-STD-1760 para el uso de armas inteligentes como el AIM-120A AMRAAM y AGM-65D IR Maverick. El primer lanzamiento operativo del AIM-120 (por una aeronave) fue el 27 de Diciembre de 1992: un F-16D (90-0778) del Ala 33 FS/363 derribó un Mig-25 Iraquí Bahía de motor estándar introducido en los Bloque 30/32 (entregados a partir de Julio de 1986) que permite alternar con los motores P&W F100-PW-220 (Bloque 32) o GE F110-GE-100 (Bloque 30). Otros cambios incluyen memoria de la computadora expandida y soldaduras de los tanques de combustible del fuselaje sellados. El primer Ala de la USAF en usar el F16C/D con los motores F110 fue el TFW 86 de Ramstein AB, Alemania, en Octubre de 1986. Adicionalmente en 1987 se incluye compatibilidad total multiblanco Nivel IV con el AMRAAM (así como el Bloque 30B), unidad de mensajes de voz, misiles antirradiación Shrike (a partir de Agosto), grabadora de datos de vuelo resistente al impacto y entrada modular estándar del conducto de aire permitiendo aceleración máxima al F110 a bajas velocidades.

CARACTERISTICAS:
- DATOS DEL DISEÑO: (referido principalmente al Bloque 40 de F-16C/D): Alas delta recortadas combinadas con el fuselaje, con unas aletas de muy alta flecha a lo largo del fuselaje delantero que se prolongan hasta unirse con las alas para incrementar la sustentación y mejorar la estabilidad direccional con altos ángulos de ataque; sección del ala NACA 64A-204; flecha de 40º en el borde de ataque; estabilidad relajada (detrás del centro de gravedad -CG-) para incrementar la maniobrabilidad; un encastre alar profundo incrementa la rigidez, ahorra 113 kg (250 libras) de peso en estructura e incrementa el volumen de combustible; toma de aire del motor de geometría fija; el asiento de eyección del piloto está reclinado 30º hacia detrás; sección de la cúpula delantera de una sola pieza a prueba de impacto contra aves; dos estabilizadores verticales ventrales debajo del borde de salida de las alas. La línea base de la vida estructural del F-16 está planificada para 8000 horas con una estadística de uso de un 55,5% en entrenamiento de combate aéreo, 20% de ataque al suelo, y de un 24,5 % de vuelo en general; un programa de reforzamiento estructural para el pre-Bloque 50 de aeronaves fue requerido durante los años noventa.

- TREN DE ATERRIZAJE: Retráctil hidráulicamente de Menasco, el tren de nariz se retrae hacia detrás, y el tren principal lo hace hacia delante en el fuselaje. El tren de nariz está alojado detrás de la toma de aire para reducir el riesgo de que el motor ingiera objetos extraños durante las operaciones en tierra, y gira 90º sobre su eje al retraerse para quedarse plano al alojarse debajo del conducto de la toma de aire del motor. Amortiguadores oleoneumáticos en todas las unidades.

- MOTOR: Un F110-GE-129 de General Electric de 131,6 kN (29588 libras st), o un F100-PW-229 de Pratt & Whitney de 129,4 kN (29.100 libras st) turbofan con postcombustión, como alternativa al estándar. Estos motores de prestaciones incrementadas (IPE) instalados desde 1991 en las aeronaves del Bloque 50 y el Bloque 52. Inmediatamente previo al estándar, tenía el F110-GE-100 de 128,9 kN (28.984 libras st) o el F100-PW-220 de 105,7 kN (23.770 libras st) en los Bloques 40/42. De 1.416 F-16C y F-16D encargados por la USAF, 555 con F100 y 861 con F110. Las distintas variantes de IPE tienen la mitad de la cuota de los 48 F-16 para la USAF durante el año fiscal de 1992, siguiendo ocho instalaciones de ensayos de fiabilidad incluyendo seis aeronaves del Bloque 30, las cuáles volaron 2400 horas entre Diciembre de 1990 y Septiembre de 1992. Los F-100 de ANG y los F-16A/B AFR modernizados al -220E estándar desde finales de 1991.

- TRIPULACION: Un piloto en el F-16C, en cabina presurizada y con aire acondicionado. Asiento de eyección cero/cero ACES II de McDonnell Douglas. La cúpula con forma de burbuja está hecha de materiales plásticos avanzados de policarbonato. Las cúpulas de los F-16C/D de la USAF (y en la mayor parte de los F-16A/B belgas, daneses, holandeses y noruegos), se hallan revestidas de una fina película de oro para disipar la energía radárica. Esto, en conjunción con los materiales absorbentes de radar que incorpora la toma de aire, reduce la traza radárica frontal en un 40%. Para permitir al piloto sostener altas fuerzas G's sostenidas, y para la comodidad del piloto, el asiento está reclinado 30º hacia detrás y se ha elevado la línea de inclinación. En una operación normal la cabina pivota hacia arriba y hacia atrás mediante energía eléctrica; además el piloto es capaz de desenganchar la cabina manualmente y abrirla por medio de una manivela. La eyección de emergencia se proporciona por dispositivos de desenganche explosivos y por dos cohetes. Se dota de una palanca de mando de control por sensibilidad de fuerza con un desplazamiento limitado, a la derecha de la consola, con un apoyabrazos adecuado, para proporcionar un control preciso de los movimientos durante las maniobras de combate. El F-16D tiene dos cabinas en tándem, equipadas con todos los controles, presentaciones en pantalla, instrumentos, aviónica, y sistemas de soporte de vida, todo ello requerido para realizar tanto misiones de combate como de entrenamiento. La disposición del segundo asiento del F-16D es similar al del F-16C, y todos sus sistemas son plenamente operativos. Una cúpula transparente de policarbonato hecha de dos piezas y empalmada detrás del asiento delantero con una estructura de arco metálica y lateral de soporte, provee vista exterior desde ambas cabinas.

- AVIONICA:
Comunicaciones: Emisor/receptor Magnavox AN/ARC-164 UHF (AN/URC-126 Have Quick IIA en el Bloque 50/52); provisión para sistema de comunicación de seguridad Magnavox KY-58; emisor/receptor Collins AN/ARC-186 VHF AM/FM (AN/ARC-205 Have Sync Group A en el Bloque 50/52), radio ARC-190 HF, intercomunicador AN/AIC-18/25 equipado por el gobierno y eliminador de interferencias avanzado SCI, transpondedor Teledyne Electronics AN/APX-101 IFF con control IFF equipado por el gobierno, equipo de criptografía de la Agencia Nacional de Seguridad KIT-1A/TSEC equipado por el gobierno.

Radar: De seguimiento de ángulo y alcance por pulso Doppler AN/APG-68(V) de Westinghouse, con antena de barrido plana en el morro. Provee modos aire-aire para alcance mientras sigue buscando, búsqueda hacia arriba, búsqueda de gran alcance, combate aéreo, seguimiento mientras busca (10 blancos), resolución de incursión agrupada, seguimiento individual del blanco y (posteriormente) alta frecuencia repetitiva de impulsos (PRF) de seguimiento para proveer iluminación para los misiles AIM-7 sobre los blancos; y modos aire-tierra para los mapas de tierra, agudizada emisión en Doppler, blancos terrestres en movimiento, blancos en el mar, seguimiento fijo sobre un blanco, congelamiento de un blanco después de un repentino ascenso, balizamiento y telemetría aire-tierra. Modernizaciones propuesta bajo estudio de la Westinghouse y Lockheed Martin pudiendo proporcionar plena capacidad de apoyo aéreo cercano/interdicción con cualquier meteorología/nocturno. Radar mejorado, actualmente denominado APG-68(I), que tendrá radar de apertura sintética (SAR) con modos de cartografía y seguimiento del terreno (TF) y es integrado con un designador láser/FLIR, de este modo elimina la necesidad de las barquillas externas de búsqueda del blanco y navegación.

Vuelo: Sistema de navegación inercial estándar Litton LN-39 (láser anular Litton LN-93 o Honeywell H-423 en el Bloque 50/52 y actual FMS F-16A/B: LN-93 para Egipto, Indonesia, Israel, Corea del Sur, Pakistán, Portugal y Taiwan, además la reequipación de Países Bajos y el segundo lote de Grecia.); Collins AN/ARN-108 ILS, Collins AN/ARN-118 Tacan, Rockwell GPS, ordenador de datos de aire central Honeywell, ordenador de administración de las existencias mejorado General Dynamics, radio altímetro Gould AN/APN-232. Sistema del terreno digital BAe Terprom para ser instalado en los nuevos F-16 de la USAF, la USAF reservó F-16 y 301 aeronaves europeas destinadas para MLU en primera instancia, pero pueden ser ofrecidas a clientes FMS (ventas militares al extranjero) desde 1996 en el Bloque 20 de F-16A/B. El equipo opcional incluye Collins VIR-130 VOR/ILS.

Instrumentos: HUD electrónico holográfico de ángulo ancho GEC-Marconi con capacidad de vídeo cuadriculado (para LANTIRN) y teclado integrado; interconexión de cabina/entrada de datos y visualizador por fallo específico de Litton Canada y Lockheed Martin; equipo de TV/cabina astronáutica.

Misión: Visualizadores multifunción Honeywell. El paquete Lockheed Martin LANTIRN consta de barquillas AN/AAQ-13 (navegación) y AN/AAQ-14 (buscador de blanco). La aeronave turca (150+ para ser modificadas en 1996) para compartir 60 sistemas de barquillas LANTIRN; LANTIRN también comprado por Grecia y Corea del Sur y solicitado por el segundo lote tailandés. Capacidad LANTIRN mejorada incorporando FLIR de segunda generación probados por F-16 en la Base de las Fuerzas Aéreas de Eglin, a principios de 1993. Barquilla Sharpshooter (en la versión de exportación de régimen bajo del sistema de búsqueda de blanco AAQ-14 LANTIRN) adquirida por Bahrein e Israel, pero más tarde adquirió la barquilla de navegación y búsqueda de blanco Rafael Litening IR como sustituta (la financiación inicial ya llevada acabo, se espera la primera entrega en 1996). Los F-16 de Pakistán transportan barquillas de designador láser Thomson-CSF Atlis. Singapur anunció su intención de adquirir el Lockheed Martin Sharpshooter a finales de 1995. Barquilla de Sistema de Buscador de Blanco Texas Instruments AN/ASQ-213 HARM (HTS) transportada por las aeronaves del Bloque 50/52D.

Autodefensa: Sistema de alerta radar AN/ALR-69 de Dalmo Victor, que es reemplazado en los Bloques 50/52 de la USAF por el alertador de amenazas radar avanzado AN/ALR-56M de Loral; el ALR-56M fue solicitado por la USAF como mejora retroactiva en los Bloques 40/42 y (el primero en exportarse) en el Bloque 52 de Corea. Provisión para barquillas de perturbadores Westinghouse AN/ALQ-131 o Raytheon AN/ALQ-184. AN/ALQ-131 suministrados a Bahrein, Egipto, Países Bajos y Pakistán. Taiwan adquirirá 80 Raytheon AN/ALQ-184 (primera orden de exportación y primera utilización de exportación). F-16 de las Fuerzas Aéreas de Israel extensivamente modificados con diseño local y equipo fabricado, así como equipo de los Estados Unidos opcional para equiparles con características para la función de defensa IAF. Esto incluye equipo de perturbadores de autodefensa Elisra SPS 3000 en los espinazos alargados de los F-16D-30 y Elta EL/L-8240 ECM en el tercer lote de F-16C/D, sustituyendo Loral AN/ALQ-178(V)1 Rapport ECM el los F-16A de Israel. Los F-16 belgas tienen sistema ECM pasivo Dassault Electronique Carapace instalado en el encastre del estabilizador vertical en 100 aeronaves (con algunos sistemas de reserva) desde Abril de 1995 (para ser utilizados junto con las barquillas de perturbadores activas AN/ALQ-131 a ser obtenidas de las existencias estadounidenses excedentes).

ARMAMENTO:
Un cañón multi-tubos M61A1 de 20 mm de General Electric en el lado de babor donde se unen el ala con el carenado del fuselaje, con un sistema de manejo de munición de General Electric y una envolvente de visor de puntería aumentada ( parte del visor de presentación de datos -HUD-) y munición para 511 disparos. Existe un soporte para un misil aire-aire en cada punta de las alas, uno debajo del fuselaje en el eje central, y seis puntos de anclaje debajo de las alas para soportes adicionales. Para vuelos en que se maniobra a 5,5 G's, el soporte inferior del fuselaje está reforzado para cargas de hasta 1.000 kg (2.200 libras), los dos puntos de anclaje interiores debajo de las alas para 2.041 kg (4.500 libras) cada uno, los dos puntos de anclaje centrales subalares para 1.587 kg (3.500 libras) cada uno, los dos puntos de anclaje exteriores subalares para 3.18 kg (7.00 libras) cada uno, y los dos soportes en las puntas de las alas para 193 kg (425 libras) cada uno. Para vuelos en que se maniobra a 9 G's, el soporte inferior del fuselaje está reforzado para cargas de hasta 544 kg (1.200 libras), los dos puntos de anclaje interiores debajo de las alas para 1.134 kg (2.500 libras) cada uno, los dos puntos de anclaje centrales subalares para 907 kg (2.000 libras) cada uno, los dos puntos de anclaje exteriores subalares para 204 kg (4.50 libras) cada uno, y los dos soportes en las puntas de las alas para 193 kg (425 libras) cada uno. Están previstos unos puntos de anclaje en los laterales del carenado de la admisión de aire para el transporte de unas barquillas de sensores (electroópticos, búsqueda por detección de infrarrojos-FLIR-, etc. ); cada uno de estos puntos de anclaje pueden resistir 408 kg (900 libras) a 5,5 G's, y 250 kg (550 libras) a 9 G's. Las cargas típicas de existencias pueden incluir dos AIM-9L/M/P Sidewinders montados en las puntas del ala, con hasta cuatro más en los enclaves subalares exteriores; Rafael Python 3 en los F-16 israelíes desde el principio de 1991; cañón de 30 mm GPU-5/A de línea central; depósitos lanzables en los enclaves subalares y debajo del fuselaje; barquilla de rastreador láser Lockheed Martin Pave Penny a lo largo del lado de estribor de la góndola; y bombas, misiles aire-aire o barquillas de bengalas en cuatro enclaves subalares interiores. Las existencias se pueden lanzar desde bastidores eyectores de bombas Aircraft Hydro-Forming MAU-12C/A, lanzadores Hughes LAU-88, o triple Orgen o batidores eyectores múltiples. Barquillas de cañón de 30 mm de línea central no desechables GPU-5/A 30 mm en F-16A especializados en ataque terrestre de la USAF. Proyectiles lanzados con éxito desde F-16, además de Sidewinders y AIM-120A AMRAAM, incluyen Sparrow guiados por radar y misiles aire-aire Sky Flash, misiles aire-aire guiados por infrarrojos británicos Aerospace ASRAAM y franceses Magic 2, misiles aire-tierra AGM-65A/B/D/G Maverick, misiles anti-radiación HARM y Shrike, misiles anti-buque Harpoon (pruebas de certificación en 1993-94), y, en servicio en el Real Ejército del Aire de Noruega, el misil anti-buque Penguin Mk 3. El proyectil israelí TAAS STAR-1 anti-radiación ha comenzado también la pruebas de transporte en F-16D, aunque el desarrollo a plena escala depende de recibir una orden en firme.

DATOS TECNICOS:
<sub>- CARACTERÍSTICAS EXTERNAS
Longitud:  15,03 m (49 pies y 4 pulgadas)
Altura:  5,09 m (16 pies 8{1/2} pulgadas)
Envergadura:  9,45 m
Alargamiento alar:  3,2
Superfície alar:  27,87 m2 (300,0 pies2)

- PESOS Y CARGAS
Peso en vacío:
- F-16C: 8.273 kg (18.238 libras)
- F-16D: 8.494 kg (18.726 libras)
Peso máximo de despegue:  19187 Kg
Máxima carga de combustible interno:
- F-16C: 3.104 kg (6.846 libras)
- F-16D: 2.567 kg (5.659 libras)

- PRESTACIONES
Máxima velocidad nivelado (en altura):  por encima de Mach 2.0
Techo de servicio:  15.240 m (50.000 pies)
Alcance máximo:  2.100 millas náuticas (3.890 km; 2.417 millas)
Límite de fuerza g:  + 9</sub>

EL F-14 {TOMCAT}###

                      F-14 Tomcat 

Ficha Técnica

TIPO:
Caza embarcado polivalente y biplaza.

DESAROLLO:
El prototipo de F-14A Tomcat efectuó su primer vuelo de pruebas el 21 de Dicimebre de 1970 desde Calverton, mas pocos días más tarde se estrelló contra el suelo como consecuéncia de una ruptura de las canalizaciones hidráulicas. Las piezas de acero provocadoras del fallo fueron sustituidas por elementos de titanio, y el segundo prototipo realizó un vuelo satisfactorio el 24 de Mayo de 1971. Durante el año siguiente el F-14 llevó a cabo diversas pruebas de catapultaje y de aterrizaje en el portaaviones USS Forrestal.

CARACTERISTICAS:
El Grumman F-14A Tomcat, segundo avión de geometría variable construido en série en el mundo occidental, fue diseñado para ser utilizado en los grandes portaaviones americanos. Este caza naval destaca por una inteligente combinación de agilidad, acceleración y velocidad que, sumada a su capacidad de utilización de una amplia gama de armamento aire-aire de corto, mediano y largo alcanze, hacen de él uno de los mejores cazas actuales. Célebre por su intervención en un combate aéreo contra dos Sukhoi Su-22 del ejercito de Libia sobre el golfo de Syrte -los cuales fueron destruidos en menos de un minuto-, y por ser el principal caza utilizado en la escuela "Top Gun" donde algunos pilotos navales americanos mejoran sus capacidades, el "Tomcat" impone un gran respeto hacia sus contrincantes gracias a sus capacidades y sus prestaciones.

- ALAS: EL Tomcat puede variar, ya sea manualmente o automáticamente, el ángulo de las secciones externas de las alas, hecho que permite ajustar la flecha entre 20º y 68º. Con una flecha mínima, el avión consigue unas buenas actuaciones en el despegue y en el aterrizaje; un radio de acción acceptable en vuelo subsónico y una importante autonomía en misiones de covertura aérea. La configuración de flecha máxima, en cambio, assegura al Tomcat una gran actuación en vuelos supersónicos.

- TREN DE ATERRIZAJE: Los despegues y los aterrizajes sobre un portaaviones requieren la instalación de un robusto tren de aterrizaje que pueda soportar el enorme esfuerzo necesario para realizar estas actividades. Éste robusto tren de aterrizaje que monta el Tomcat unido a un gancho emplazado en la cola -el cual se engancha en un cable en el momento de aterrizar en el portaaviones- dan al Tomcat una total seguridad en dichas tareas sobre los portaaviones.

- PLANTA MOTRIZ: Originalmente el F-14 estava equipado con dos reactores de doble flujo Pratt & Whitney TF30-P-412A, cada uno de los cuales desarrolaba una poténcia de 9480 Kgp con postcombustión. Posteriormente, y a raíz de diversos problemas con los motores, se instalaron en el tomcat dos motores General Electric F110-GE-400 los cuales son mas fiables, consumen menos y dan al avión una poténcia total de 24260 Kg.

- AVIÓNICA: Los Tomcat más antiguos están equipados con un radar Hughes AN/AWG-9 el cual puede detectar objetivos a una distancia de 300 Km, asignar dichos objetivos a una distancia de 24 Km y combatir sólo a una distancia de 6 Km. Los últimos ejemplares construidos, en cambio, poseen un radar AN/APG-71 con una mejor capacidad de procesamiento y una mayor fiabilidad. Su gran poténcia permite al Tomcat efectuar tareas de alerta aérea (AWACS). Aparte del radar, el F-14 lleva incorporado un sistema de control de fuego Fairchild AN/AWG-15F, un interrogador IFF AAN/-APX76(V), un sistema de TV TCS/Televisión AN/AXX-1, el sensor IRST, lanzadores Goodyear AN/ALE-29 y Goodyear AN/ALE-39 (señuelos) y diversos sistemas de guerra electrónica (AN/ALQ-100/126/165 ASPJ).

- CABINA: La cabina biplaza del F-14 Tomcat ha sido diseñada para albergar dos operadores encargados de la gestión del aparato y del control del sistema de armas respectivamente. El piloto posee ante si el HUD (Head Up Display), un VDI (Vertical Display Indicator) y el panel de control de maniobras. Por otro lado, el copiloto, denominado RIO (Radar Intercepter Officer), dispone de un gran TSD (Tactical Situation Display), diversos paneles de control de armamento, equipamientos de comunicación e indetificación IFF, indicadores de combustible, de datos de navegación y el sistema de guerra electrónica.

ARMAMENTO:
El "Tomcat" monta un cañón interno General Electric M61A-1 de 20 mm con 667 proyectiles y un variable surtido de misiles que puede comprender 4 AIM-9 "Sidewinder" de tipo infrarrojo y de corto alcance, 4 de medio alcance y guiados por láser de tipo AIM-7 "Sparrow" y seis de largo alcance AIM-54 "Phoenix", los cuales son capaces de interceptar objetivos dentro de un radio de 150 Km. Algunos modelos del F-14 conocidos como "Bombcat" han sido modificados para efectuar tareas de ataque, durante las cuales dichos aviones pueden cargar las bombas Cluster CBU-59 y Rockeye, las bombas de guiado láser CBU-16 y Gators i los misiles antiradar AGM-88 "Harm".

DATOS TECNICOS:
<sub>- CARACTERÍSTICAS EXTERNAS
Longitud:  19,10 m
Altura:  488 m
Envergadura (alas plegadas):  11,65 m
Envergadura (alas desplegadas):  19,54 m
Superficie alar:  52,49 m2

- PESOS Y CARGAS
Peso en vacío:  18190 Kg
Peso normal de despegue:  27085 Kg
Peso máximo de despegue:  33725 Kg
Peso máximo de aterrizaje:  23510 Kg
Máxima carga de combustible (interna):  7350 Kg
Máxima carga de combustible (externa):  1725 Kg
Máxima carga de armamento externa:  6580 Kg
Relación peso/potencia:  

- PRESTACIONES
Máxima velocidad nivelado (en altura):  Mach 2,34
Máxima velocidad nivelado (al nivel del mar):  Mach 1,2
Techo de servicio:  16500 m
Alcance máximo:  3200 Km
Máximo régimen de ascenso (al nivel del mar):  6144 m/minuto
Máxima velocidad de crucero:  925 Km/h
Carrera de despegue:  400 m
Carrera de aterrizaje:  825 m
Límite de fuerza g:  +7,5/sub></sub>

EL **F-4 PHANTOM++ /// USA\\\

       

                       F-4 Phantom 

Ficha Técnica

TIPO:

Cazabombardero bimotor biplaza de ataque en cualquier condición meteorológica.

Denominaciones de la USN y de la USAF: F-4 y RF-4

DESAROLLO:

El Phantom II fue inicialmente desarrollado como cazabombardero bimotor biplaza de ataque en cualquier condición meteorológica y de largo alcance, para entrar en servicio para la USN. El 18 de Octubre de 1954 se entrega la orden de fabricación de dos prototipos denominados AH-1. Esta denominación se cambió a la de F4H-1 el 26 de Mayo de 1955 al transformarse su misión a caza armado únicamente con misiles, volando el prototipo Xf4H-1 por primera vez el 27 de Mayo de 1958. El primer Phantom II producido en serie se entregó al escuadrón VF-101 de la USN en Diciembre de 1960. Las pruebas de ataque a tierra llevaron a la USAF a entrar dentro del programa, pasando a denominarse las versiones del avión para la USN y para la USAF, F-4B y F-4C respectivamente.

CARACTERISTICAS:

- DATOS DEL DISEÑO: La siguiente descripción hace referencia al F-4E: Monoplano de ala baja. Perfiles NACA 0006.4-64 (mod) en la raíz, NACA 0004-64 (mod) en el centro y NACA 0003-64 (mod) en la punta. El espesor relativo medio es del 5,1%. Ángulo de ataque de 1º. Ángulo diedro de la sección interior de 0º, de la sección exterior de 12º. Flecha del borde de ataque de 45º. Las secciones externas del ala tienen la cuerda extendida y un ángulo diedro de 12º.

- SUPERFICIES DE CONTROL: El borde de ataque es una estructura de una pieza de aluminio en panel de abeja. Los flaps y alerones son completamente metálicos, con bordes de salida también en panel de abeja de aluminio. Los alerones internos sólo tienen movimiento hacia abajo, estando el movimiento hacia arriba destinado para unos spoilers actuados hidráulicamente situados en la parte superior de las alas. Los alerones y los spoilers están actuados por dos sistemas hidráulicos independientes. Los slats de borde de salida también tienen actuación hidráulica. Así como los aerofrenos situados bajo cada ala tras el compartimento de las ruedas. 

- ESTRUCTURA: La sección central del fuselaje y la del ala forman una estructura de una sola pieza. La porción del ala que atraviesa el fuselaje está formada por el cajón de torsión entre el larguero anterior y posterior (entre el 15% y el 40% de la cuerda) y está sellada para formar dos depósitos integrales de combustible. Los largueros están mecanizados en material de forja. La costilla central, las dos del encastre, dos más intermedias por delante del larguero principal y dos por detrás del mismo, están fabricadas también en material de forja. El revestimiento de las alas está mecanizado a partir de paneles de aluminio de 0,635 m (2,5 pulgadas) de grosor, rigidizado integralmente. El fuselaje es una estructura metálica semimonocasco. La parte delantera del mismo está fabricada en dos partes, babor y estribor, de manera que la mayor parte del cableado interno y de los procesos de acabado se pueden llevar a cabo tras el ensamblaje. La quilla y las secciones traseras son de acero y titanio. Los depósitos ventrales y la sección inferior del fuselaje trasero son de doble pared, con sistemas de ventilación de aire. La cola horizontal es una estructura metálica de 23º de ángulo diedro negativo de una sola pieza y totalmente móvil, con slats en el borde de ataque ranurados. Las costillas y larguerillos de la cola son de acero, con revestimiento de titanio y borde de salida de estructura de acero en panel de abeja.

- TREN DE ATERRIZAJE: Tren retráctil de tipo triciclo, las ruedas del tren principal se retraen dentro de las alas, las ruedas del tren delantero se retraen hacia atrás. Una sola rueda en cada pata, con neumáticos del Tipo III de 30x11,5. Las dos ruedas del tren delantero son directrices y autocentrables, disponen de un dispositivo extensible para aumentar el ángulo de ataque del avión durante el despegue. Dispositivo anti-deslizamiento Mk II. El paracaídas de frenado se aloja en el cono de cola.

- PLANTA PROPULSORA: Dos turborreactores General Electric J79-GE-17 A de 79,6 kN (17.900 libras st) de empuje cada uno. Conductos de entrada de aire de geometría variable controlados por el oredenador de datos de aire. Depósitos de combustible integrados en las alas, entre el larguero posterior y anterior, en siete compartimentos, con una capacidad total de almacenamiento de 7.022 litros (1.855 galones US; 1.545 galones Imp). Bajo el fuselaje se puede transportar un depósito extra de 2.270 litros (600 galones US; 500 galones Imp) y dos más bajo las alas de 1.400 litros (370 galones US; 308 galones Imp) cada uno. En la parte de estribor del fuselaje se encuentra la sonda extensible de repostaje en vuelo. La capacidad del depósito de aceite es de 39 litros (10,3 galones US; 8,6 galones Imp). 

- HABITABILIDAD: Dos tripulantes colocados en tándem en asientos eyectables Martin-Baker bajo dos cúpulas individuales biseladas en la parte trasera. Los controles de mando pueden hacerse duales opcionalmente.

- EQUIPOS: Tres sistemas hidráulicos independientes, de 207 bares cada uno (3.000 libras/pulgada2). Sistema neumático para el movimiento de la cúpula, extensión del tren delantero y encendido de la turbina. La principal fuente de energía eléctrica es de corriente alterna. No dispone de baterías. 

- AVIÓNICA: Ordenador central de datos de aire CPK-92 A/A24G-34. Sistema de comunicaciones/identificación/navegación AN/ASQ-19(B). Acelerómetro MS25448. Radioaltímetro AN/APN-155. Sistema de lanzamiento de bombas a cualquier altitud AN/AJB-7. Ordenador de navegación AN/ASN-46 A. Sistema de navegación inercial AN/ASN-63. Sistema de lanzamiento de armamento AN/ASQ-91 (MOD). Sistema de visión óptico computerizado AN/ASG-26 (MOD). RHAWS AN/APR-36,-37. AFCS AN/ASA-32. Radar de control de fuego AN/APQ-120. Sistema de control AGM-12 AN/ARW-77. Secuenciador TD-709/AJB-7. Sistema de referencias de altitud ID-1755 A. Cámara de visión del punto de mira KB-25 A.

ARMAMENTO:

Cuatro misiles Falcon, Sparrow, Sidewinder, Shrike o Walleye, o dos Bullpup en cuatro soportes semiintegrados en el fuselaje o en cuatro soportes subalares. Capacidad para transportar hasta 7.250 kg (16.000 libras) de bombas nucleares o convencionales en siete pilones subalares o bajo el fuselaje. Las cargas que puede transportar son las bombas nucleares B-28,-43,-57,-61, las convencionales M117, M118, M129, MC-1, Mk36, Mk81, Mk82, Mk83 y Mk84, la mina MLU-10, las bombas incendiarias BLU-1,-27,-52 y -76, bombas de racimo diversas, bombas de prácticas, bengalas, paquetes de cohetes, dispensadores de ECM, tanques de spray, barquillas Pave Knife, y cámaras de AAVSIV. Asimismo lleva instalado un cañón M61 A-1 en el morro. Los aviones de las Fuerzas Aéreas de Irán llevan los misiles chinos antibuque C-801 desde Junio de 1997.

DATOS TECNICOS:
<sub>- CARACTERÍSTICAS EXTERNAS
Longitud:  19,2 m
Altura:  5,02 m
Envergadura:  11,77 m

- PESOS Y CARGAS
Peso en vacío:  13.757 kg (30.328 libras)
Peso en vacío con carga de misión básica:  14.448 kg (31.853 libras)
Peso máximo de despegue:  28.030 kg (61.795 libras)
Peso de despegue de combate:  18.818 kg (41.487 libras)
Peso de despegue de diseño:  26.308 kg (58.000 libras)
Máxima carga alar:  569,2 kg/m2 (116,59 libras/pies2)
Máximo peso de aterrizaje:  20.030 kg (46.000 libras)

- PRESTACIONES
C: con 25.397 kg (55.991 libras) de peso al despegue
E: con 28.030 kg (61.795 libras) de peso al despegue
Máxima velocidad en régimen continuo con depósitos externos:  por encima de Mach 2
Velocidad media:  C: 506 nudos (938 km/h; 583 mph) / E: 496 nudos (919 km/h; 571 mph)
Velocidad de entrada en pérdida en aproximación con BLC:  C: 151 nudos (280 km/h; 174 mph) / E: 158,2 nudos (294,5 km/h; 183 mph)
Velocidad ascensional a nivel del mar:  C: 2.621 m (8.600 pies)/min / E:1.881 m (6.170 pies)/min
Velocidad ascensional a nivel del mar con un motor inoperativo:  C: 1.591 m (5.220 pies)/min / E: 1.067 m (3.500 pies)/min
Techo de servicio:  C: 10.620 m (34.850 pies) / E: 8.565 m (28.100 pies)
Techo de servicio con un motor inoperativo:  C: 9.340 m (30.650 pies) / E: 5.490 m (21.300 pies)
Longitud de despegue:  C: 1.064 m (3.490 pies) / E: 1.338 m (4.390 pies)
Longitud de despegue para rebasar un obstáculo de 15 m de altura:  C: 1.478 m (4.850 pies) / E: 1.792 m (5.880 pies)
Longitud de aterrizaje:  1122 m
Radio de acción de combate:
- Área de interceptación:  683 millas náuticas (1.266 km; 786 millas)
- Contraataque defensivo: 429 millas náuticas (795 km; 494 millas)
- Interdicción: 618 millas náuticas (1.145 km; 712 millas)
- Alcance en vuelo ferry: 1.718 millas náuticas (3.184 km; 1.978 millas)</sub>

**BOEING 777^^

     
    
                      Boeing 767

 

Avión Boeing  777

DESCRIPCIÓN: What eventually became the 777 project began when several airlines expressed a desire for an airliner with a capacity in between the 767 -300 and 747-400. Lo que eventualmente se convirtió en el 777 proyecto se inició cuando varias compañías aéreas expresaron su deseo de que un avión de pasajeros con una capacidad de entre los 767 -300 y 747-400. The 777 is designed for both intercontinental and transcontinental routes and is targeted primarily at the Pacific rim market. El 777 está diseñado para los dos intercontinentales y transcontinentales rutas y está dirigido principalmente a la costa del Pacífico de mercado. The overall design is typical of previous Boeing airliners except it is equipped with only two engines, unlike the transcontinental 707 and 747 . El diseño general es típico de aviones Boeing anterior excepto que está equipado con sólo dos motores, a diferencia de los transcontinental 707 y 747.To achieve flight certification on such a design, Boeing had to ensure new levels of reliability in engines, avionics, and a fly-by-wire control system as well as the ability to maintain level flight for three hours even with one engine inoperative. Para lograr la certificación de vuelo en ese diseño, Boeing tuvo que garantizar nuevos niveles de fiabilidad en los motores, aviónica, y un "fly-by-wire" sistema de control, así como la capacidad de mantener el nivel de vuelo durante tres horas, incluso con un motor inoperativo. Like the 747, the 777 includes three powerplant options depending on airline preference, and these air-breathing engines are the most powerful ever fitted to any aircraft. Al igual que el 747, el 777 incluye tres opciones de motor dependiendo de la aerolínea de preferencia, y estas aire para respirar son los motores más potentes jamás instalados en los aviones. To give some idea of the size of the 777, the engine nacelles are nearly as wide as the fuselage of the 737 . Para dar una idea del tamaño del 777, las góndolas de motor son casi tan amplia como el fuselaje del 737.However, some airlines requested the large airliner be able to use the passenger gates designed for the DC-10 and smaller aircraft, so the outer wing panels are designed to fold upward on some models. Sin embargo, algunas compañías aéreas pidió a la gran avión comercial podrá utilizar la puerta de pasajeros diseñado para el DC-10 y aviones más pequeños, por lo que el ala exterior paneles están diseñados para doblar al alza en algunos modelos. Five major variants of the 777 have been designed to date. Cinco grandes variantes de la 777 se han diseñado hasta la fecha. Base models are the 727-200 and stretched 777-300, and serveral extended and long range models have also been developed. Base son los modelos 727-200 y 777-300 estirada, y serveral ampliado de largo alcance y modelos también se han desarrollado. At least 700 aircraft had been built by early 2008. Por lo menos 700 aviones se han construido a principios de 2008. Last modified 23 April 2008 Modificada por última vez el 23 de Abril de 2008
HISTORY: HISTORIA:
First FlightPrimer vuelo	(777-200) 12 June 1994 (777-200) 12 de junio de 1994 (777-200ER) 7 October 1996 (777-200ER) 7 Octubre 1996 (777-200LR) 8 March 2005 (777-200LR) 8 de marzo de 2005 (777-300) 16 October 1997 (777-300) 16 de octubre de 1997 (777-300ER) 24 February 2003 (777-300ER) 24 de febrero de 2003
Service EntryServicio de Entrada	(777-200) 7 June 1995 (with United Airlines) (777-200) 7 de junio de 1995 (con United Airlines) (777-200ER) 9 February 1997 (with British Airways) (777-200ER) 9 de febrero de 1997 (con British Airways) (777-200LR) February 2006 (with Pakistan International Airlines)(777-200LR) de febrero de 2006 (con Pakistan International Airlines) (777-300) 27 May 1998 (with Cathay Pacific Airways) (777-300) 27 de mayo de 1998 (con Cathay Pacific Airways) (777-300ER) 10 May 2004 (with Air France) (777-300ER) 10 de mayo de 2004 (con Air France)
CREW:EQUIPO:	two flight crew: pilot, co-pilot dos la tripulación de vuelo: piloto, co-piloto
PASSENGERS:PASAJEROS:	(777-200) 305 in three classes, 400 in two classes, 440 in one class(777-200) 305 en tres clases, 400 en dos clases, 440 en una clase (777-200ER) 301 in three classes, 400 in two classes, 440 in one class (777-200ER) 301 en tres clases, 400 en dos clases, 440 en una clase (777-200LR) 301 in three classes (777-200LR) 301 en las tres categorías (777-300) 386 in three classes, 451 in two classes, 550 in one class(777-300) 386 en tres clases, 451 en dos clases, 550 en una clase (777-300ER) 365 in three classes (777-300ER) 365 en las tres categorías
ESTIMATED COST: Costo estimado:	(777-200LR) $231 to $256.5 million [2007$] (777-200LR) $ 231 a $ 256,5 millones [2007 $] (777-300ER) $250 to $279 million [2007$] (777-300ER) $ 250 a $ 279 millones [$ 2007]
AIRFOIL SECTIONS:AIRFOIL SECCIONES:
Wing RootWing raíz	unknown desconocido
Wing Tip Wing Tip	unknown desconocido
DIMENSIONS: DIMENSIONES:
LengthLongitud	(777-200) 209.08 ft (63.73 m) (777-200) 209,08 pies (63,73 m) (777-200ER) 209.08 ft (63.73 m) (777-200ER) 209,08 pies (63,73 m) (777-200LR) 209.08 ft (63.73 m) (777-200LR) 209,08 pies (63,73 m) (777-300) 242.33 ft (73.93 m) (777-300) 242,33 pies (73,93 m) (777-300ER) 242.33 ft (73.93 m) (777-300ER) 242,33 pies (73,93 m)
WingspanEnvergadura	(777-200) 199.92 ft (60.93 m) (777-200) 199,92 pies (60,93 m) (777-200ER) 199.92 ft (60.93 m) (777-200ER) 199,92 pies (60,93 m) (777-200LR) 212.58 ft (64.86 m) (777-200LR) 212,58 pies (64,86 m) (777-300) 199.92 ft (60.93 m) (777-300) 199,92 pies (60,93 m) (777-300ER) 212.58 ft (64.86 m) (777-300ER) 212,58 pies (64,86 m)
Height Altura	(777-200) 60.75 ft (18.51 m) (777-200) 60,75 pies (18,51 m) (777-200ER) 60.75 ft (18.51 m) (777-200ER) 60,75 pies (18,51 m) (777-200LR) 60.92 ft (18.58 m) (777-200LR) 60,92 pies (18,58 m) (777-300) 60.75 ft (18.51 m) (777-300) 60,75 pies (18,51 m) (777-300ER) 60.92 ft (18.58 m) (777-300ER) 60,92 pies (18,58 m)
Wing AreaWing Area	(777-200) 4,605 ft 2 (427.8 m 2 ) (777-200) 4.605 pies 2 (427,8 m 2)
Canard AreaCanard Espacio	not applicable no aplicable
WEIGHTS: PESOS:
Empty Vacío	(777-200) 298,900 lb (135,580 kg) (777-200) 298.900 libras (135.580 kilogramos)
Normal TakeoffDespegue Normal	unknown desconocido
Max TakeoffMax Despegue	(777-200) 545,000 lb (247,210 kg) (777-200) 545.000 libras (247.210 kilogramos) (777-200ER) 656,000 lb (297,824 kg) (777-200ER) 656.000 libras (297.824 kilogramos) (777-200LR) 750,000 lb (340,195 kg) (777-200LR) 750.000 libras (340.195 kilogramos) (777-300) 660,000 lb (299,370 kg) (777-300) 660.000 libras (299.370 kilogramos) (777-300ER) 750,000 lb (340,195 kg) (777-300ER) 750.000 libras (340.195 kilogramos)
Fuel CapacityCAPACIDAD DE COMBUSTIBLE	internal: interior: (777-200) 31,000 gal (117,340 L) (777-200) 31.000 galones (117.340 L) (777-200ER) 45,220 gal (171,170 L) (777-200ER) 45.220 galones (171.170 L) (777-200LR) 51,590 gal (195,285 L) (777-200LR) 51.590 galones (195.285 L) (777-300) 45,220 gal (171,170 L) (777-300) 45.220 galones (171.170 L) (777-300ER) 47,890 gal (181,280 L) (777-300ER) 47.890 galones (181.280 L) external: not applicable externa: no aplicable
Max PayloadMax carga útil	unknown desconocido
PROPULSION: Propulsión:
PowerplantMotor	(777-200) two Pratt & Whitney PW4077 turbofans (777-200) dos Pratt & Whitney PW4077 turbofans or two Rolls-Royce Trent 877 turbofans o dos Rolls-Royce Trent 877 turbofans or two General Electric GE90-77B turbofans o dos General Electric GE90-77B turbofans (777-200ER) two Pratt & Whitney PW4084/PW4090 turbofans (777-200ER) dos Pratt & Whitney PW4084/PW4090 turbofans or two Rolls-Royce Trent 884/892/895 turbofans o dos Rolls-Royce Trent 884/892/895 turbofans or two General Electric GE90-85B/92B/94B turbofans o dos General Electric GE90-85B/92B/94B turbofans (777-200LR) two General Electric GE90-110B1 turbofans (777-200LR) dos General Electric GE90-110B1 turbofans (777-300) two Pratt & Whitney PW4098 turbofans (777-300) dos Pratt & Whitney PW4098 turbofans or two Rolls-Royce Trent 892 turbofans o dos Rolls-Royce Trent 892 turbofans (777-300ER) two General Electric GE90-115B turbofans (777-300ER) dos General Electric GE90-115B turbofans
Thrust De empuje	(777-200) 77,200 lb (343 kN) [P&W] (777-200) 77.200 libras (343 kN) [P & W] (777-200) 76,000 lb (338 kN) [RR] (777-200) 76.000 libras (338 kN) [RR] (777-200) 77,000 lb (342 kN) [GE] (777-200) 77.000 libras (342 kN) [GE] (777-200ER) 90,200 lb (401 kN) [P&W] (777-200ER) 90.200 libras (401 kN) [P & W] (777-200ER) 93,400 lb (415 kN) [RR] (777-200ER) 93.400 libras (415 kN) [RR] (777-200ER) 93,700 lb (417 kN) [GE] (777-200ER) 93.700 libras (417 kN) [GE] (777-200LR) 110,000 lb (489 kN) (777-200LR) 110.000 libras (489 kN) (777-300) 98,00 lb (435 kN) [P&W] (777-300) 98,00 libras (435 kN) [P & W] (777-300) 90,000 lb (400 kN) [RR] (777-300) 90.000 libras (400 kN) [RR] (777-300ER) 115,000 lb (512 kN) (777-300ER) 115.000 libras (512 kN)
PERFORMANCE: RENDIMIENTO:
Max Level Speed Max nivel de velocidad	at altitude: 575 mph (930 km/h) at 35,000 ft (10,675 m), Mach 0.87en altura: 575 mph (930 km / h) a 35000 pies (10675 m), Mach 0,87 at sea level: unknown en el nivel del mar: desconocido cruise speed: 560 mph (900 km/h) at 35,000 ft (10,675 m), Mach 0.84 velocidad de crucero: 560 mph (900 km / h) a 35000 pies (10675 m), Mach 0,84
Initial Climb Rate Tasa de ascenso inicial	unknown desconocido
Service CeilingServicio de techos	43,100 ft (13,135 m) 43.100 pies (13.135 m)
Range Rango	(777-200) 5,210 nm (9,650 km) (777-200) 5.210 nm (9.650 km) (777-200ER) 7,730 nm (14,315 km) (777-200ER) 7.730 nm (14.315 km) (777-200LR) 9,420 nm (17,445 km) (777-200LR) 9.420 nm (17.445 km) (777-300) 5,950 nm (11,030 km) (777-300ER) 7,175 nm (13,290 km) (777-300) 5950 nm (11030 km) (777-300ER) 7175 nm (13290 km)
g-Limits g-Límites	unknown desconocido
KNOWN VARIANTS: CONOCIDO VARIANTES:
777-200 777-200	First production model originally designated 777-200A; 76 built by 2001 Primer modelo de producción prevista inicialmente 777-200A, 76 construido por 2001
777-200ER 777-200ER	Extended range model originally designated 777-200B or 777-200IGW (Increased Gross Weight) with greater fuel capacity and uprated engines; 203 built by 2001 Ampliación del área de distribución originalmente designado modelo 777-200B o 777-200IGW (Aumento de Peso Bruto) con una mayor capacidad de combustible y los motores de uprated; 203 construido en el año 2001
777-200LR 777-200LR	Long range model based on the 777-200 with more powerful engines De largo alcance modelo basado en el 777-200 con motores más potentes
777F 777F	Cargo freighter model based on the 777-200LR Carga de carga modelo basado en el 777-200LR
777-300 777-300	Stretched model with a lengthened fuselage for greater passenger capacity, also features uprated engines and greater fuel capacity for improved range compared to the 777-200 model; 34 built by 2001Tensado con un modelo de fuselaje alargado para mayor capacidad de pasajeros, también cuenta con uprated motores de combustible y una mayor capacidad para mejorar la variedad en comparación con el modelo 777-200, 34 construido en el año 2001
777-300ER 777-300ER	Extended range 777-300 model with more powerful engines Amplio rango de 777-300 modelo con motores más potentes
KNOWN OPERATORS:OPERADORES CONOCIDOS:	Aeroflot Aeroflot Air Canada Air Canada Air China Air China Air France Air France Air Europe Italy Air Europa Italia Air India Air India All Nippon Airways All Nippon Airways American Airlines American Airlines Arik Air Arik Aire Asiana Airlines Asiana Airlines Babcock & Brown Aircraft Management Babcock & Brown de gestión de aeronaves Biman Bangladesh Airlines Bangladesh Biman Airlines BOC Aviation BOC de Aviación British Airways British Airways Cathay Pacific Airways Cathay Pacific Airways China Southern Airlines China Southern Airlines Continental Airlines Continental Airlines Delta Airlines Delta Airlines Egyptair Egyptair El Al El Al Emirates Airlines Emirates Airlines Etihad Airways Etihad Airways Federal Express Federal Express Garuda Indonesia Garuda Indonesia GE Commercial Aviation Services (GECAS) GE Commercial Aviation Services (GECAS) GMG Airlines GMG Airlines Japan Airlines Japan Airlines Japan Air Systems Japan Air Systems Jet Airways Jet Airways Kenya Airways Kenya Airways KLM - Royal Dutch Airlines KLM - Royal Dutch Airlines Korean Air Lines Korean Air Lines Kuwait Airways Kuwait Airways LAN Chile LAN Chile Lauda Air Lauda Air Malaysian Airline System (MAS) Malasia Airline System (MAS) Mid East Jet Mid East Jet OceanAir OceanAir Pakistan International Airlines Pakistan International Airlines Philippine Air Lines Philippine Air Lines Qatar Airways Qatar Airways Royal Brunei Airlines Royal Brunei Airlines Saudia Saudia Saudi Oger Saudi Oger Singapore International Airlines Singapore International Airlines South African Sudáfrica TAAG Angola Airlines TAAG Angola Airlines TAM Brazil TAM Brasil Thai Airways International Thai Airways International TransBrazil TransBrazil United Airlines United Airlines Vietnam Airlines Vietnam Airlines Virgin Airways Virgin Airways Virgin Blue Airlines Virgin Blue Airlines Varig Varig
3-VIEW SCHEMATIC: 3-VER esquemática: