Pitcairn PA-34 - Pitcairn PA-34

Pitcairn PA-33 / PA-34
Los restos del YG-2 después de estrellarse el 20 de marzo de 1936
Papel	autogiro de reconocimiento
origen nacional	Estados Unidos
Fabricante	Pitcairn
Primer vuelo	1936
Número construido	1 x PA-34, 1x PA-33

El Pitcairn PA-34 y Pitcairn PA-33 , dada la marina de Estados Unidos designación (USN) Pitcairn OP-2 y el Ejército de Estados Unidos (US Army) la designación de Pitcairn YG-2 , respectivamente, fueron de reconocimiento de auto-giroscopios diseñado y construido en 1936 para la evaluación .

Diseño y desarrollo

El Pitcairn Aircraft Company construyó y desarrolló auto-giroscopios bajo licencia de la Cierva Autogiro Company , como el comercio de Pitcairn-Cierva Autogiro Company desde finales de 1920. El interés en el autogiro por parte de la USN resultó en la compra de dos autogiros Pitcairn PCA-2 , modificados como plataformas de observación de dos asientos, designados XOP-1 . Las pruebas con los XOP-1 de 1931 tuvieron un éxito limitado, pero incluyeron un despliegue operativo en Nicaragua a partir de junio de 1932, con el Cuerpo de Marines de los Estados Unidos (USMC).

Tras el desarrollo de sistemas de control y rotor muy mejorados, un mayor interés de las fuerzas armadas estadounidenses dio como resultado el Pitcairn PA-33 (YG-2) y el Pitcairn PA-34 (XOP-2). Estos aviones esencialmente idénticos se diferenciaban principalmente en el diseño del tren de aterrizaje; el PA-33 tenía patas del tren de aterrizaje oleoneumáticas totalmente en voladizo y el PA-34 tenía ejes divididos montados en puntales con amortiguadores oleoneumáticos unidos a los largueros superiores del fuselaje .

El fuselaje se construyó con tubo de acero soldado con revestimiento de tela y carenados de aleación ligera. El rotor plegable de 3 palas se montó en un bipod reforzado con patas delanteras y traseras de la cabina delantera. La unidad de cola consistía en una aleta de cuerda muy ancha y un timón con un plano de cola apoyado en un puntal que lucía las puntas de las alas hacia arriba. Las superficies de la cola se construyeron de madera con revestimiento de tela y las palas del rotor se construyeron con largueros de tubo de acero y nervaduras de madera contrachapada con revestimiento de tela.

El alojamiento fue en carlingas en tándem con el piloto en la carlinga trasera a popa del bipod de soporte del rotor y el observador en la carlinga delantera debajo de la cabeza del rotor.

La potencia fue suministrada por un Wright R-975E-2 de 420 hp (310 kW) montado en el morro en una cubierta de cuerda ancha ajustada con ampollas para acomodar los balancines. El motor se montó con un ángulo considerable de morro hacia abajo para garantizar un lavado de hélice sobre el rotor para mantener la rotación y facilitar el arranque del rotor.

El control de la aeronave se logró solo mediante el uso del acelerador y la cabeza del rotor basculante, operada por una palanca de control colgante en la cabina trasera.

Historia operativa

El YG-2 y el OP-2 fueron probados brevemente por el Ejército y la Marina de los EE. UU., Con un éxito limitado. Después de completar las pruebas con el Ejército de los EE. UU., El YG-2 fue asumido por el Comité Asesor Nacional de Aeronáutica (NACA). registrado como NACA 88 . El 30 de marzo de 1936, mientras estaba en prueba, el NACA 88 sufrió una falla en el rotor, lo que llevó a la tripulación a realizar el primer rescate exitoso desde un avión de alas giratorias.

Variantes

PA-33

Designación de la empresa del YG-2 para el ejército de EE. UU.

PA-34

Designación de la empresa del OP-2 para la Marina de los EE.

YG-2

Autogiro de pruebas del Ejército de los EE. UU. (PA-33), 1 construido.

XOP-2

Autogiro de pruebas de la Marina de los Estados Unidos (PA-34), uno construido.

Especificaciones (PA-33 / PA-34)

Datos de Jane's All the World's Aircraft 1938

Características generales

• Tripulación: 2
• Longitud: 43 pies 5 pulg (13,23 m) hojas plegadas
• Ancho: hojas de 15 pies 0,1 pulg. (4,575 m) plegadas
• Altura: 3,52 m (11 pies 7 pulg)
• Peso vacío: 2.300 lb (1.043 kg)
• Peso bruto: 3,300 libras (1,497 kg)
• Capacidad de combustible : combustible 66 US gal (55 imp gal; 250 l); aceite 6,5 gal EE.UU. (5,4 gal imp.; 25 l)
• Planta motriz: 1 × Wright R-975E-2 motor de pistón radial de 9 cilindros refrigerado por aire, 420 hp (310 kW)
• Diámetro del rotor principal: 50 pies (15 m)
• Hélices: hélice de metal de paso variable de 2 palas

Actuación

• Velocidad máxima: 140 mph (230 km / h, 120 kn) al nivel del mar, 128 mph (111 kn; 206 km / h) a 8,900 pies (2,700 m)
• Velocidad de crucero: 115 mph (185 km / h, 100 kN) al nivel del mar
• Velocidad mínima de control : 22 mph (35 km / h, 19 nudos)
• Resistencia: 3,26 horas a velocidad de crucero
• Techo de servicio: 15,500 pies (4,700 m)
• Tiempo hasta la altitud: 5,000 pies (1,500 m) en 3.8 minutos
• Distancia de despegue: 135 pies (41 m) en calma absoluta: 0 pies (0 m) con 28 mph (24 nudos; 45 km / h) de viento
• Carrera de aterrizaje: 0 pies (0 m)

Referencias