Pyshnov VVA-1
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Pyshnov VVA-1. (en ruso: Пышнов ВВА-1) – Avión ligero multifuncional diseñado por Pyshnov en 1935 y fabricado en los talleres de la Academia Aeronáutico Militar (VVA). El prototipo fue probado en el NII VVS mostrando pobres prestaciones por lo que el desarrollo posterior fue abandonado.
Historia
Además del trabajo científico – investigativo V. S. Pyshnov decidió una vez más probar fuerzas en la actividad constructiva. En 1935 desarrolló el proyecto de un avión ligero que recibió el nombre VVA-1 (Academia Aeronáutico Militar – 1). Este avión durante mucho tiempo fue prácticamente desconocido, pues sobre él sólo podían encontrarse alguna referencias y un esquema en el libro de Shavrov “Historia de la construcción aeronáutica en la URSS hasta 1938”, hasta que en 2011 se publicó un artículo en la revista Aviación y Cosmonáutica que develó la información sobre el modelo y su construcción.
El VVA-1 fue concebido para cubrir los requerimientos de un concurso de aviones ligeros promovido por la Osoaviajim en 1934. Durante el diseño Pyshnov hizo especial hincapié en la obtención de confort para los pasajeros, el acabado exterior del modelo y la disminución de la velocidad de aterrizaje, obteniendo un avión polivalente destinado al uso como entrenador, avión de turismo, transporte ligero y avión de enlace.
Descripción
Estructuralmente el VVA-1 fue concebido como sersquiplano con alas de igual ancho y cabina cerrada fabricado casi en su totalidad de madera, utilizando pino en la estructura y contrachapado para el recubrimiento del fuselaje. El capot se cubría con planchas de acero y el ala y las superficies de control se recubrían con tejido.
El fuselaje presentaba estructura monocoque con sección transversal circular. La construcción contaba con 17 cuadernas y 4 largueros de sección variable (30 x0 30 mm en la zona del motor y 20 x 20 mm en la zona de cola, así como 10 larguerillos de 10 x 15 mm. El fuselaje presentaba recubrimiento de contrachapado de 3 mm en la zona delantera y de cola y 2 mm en la zona central . Para garantizar una mayor rigidez el fuselaje prácticamente no tenía perforaciones.
La caja alar presentaba estructura de madera con arriostres rígidos en “W”. El ala tenía forma rectangular con extremos alares redondeados y estaba constituida por dos largueros de estructura de caja con tres capas de pino y paredes de 3 mm de contrachapado. El borde de ataque se producía de manera independiente, siendo montado en el ala una vez se terminaba de instalar el recubrimiento de tejido. Los montantes alares eran también de pino con perfil aerodinámico y su unión con el ala se carenó para disminuir la resistencia. Los alerones se incluyeron sólo en el ala superior, que también presentaba flaps que podías operar hasta ángulos de 30º. En el ala inferior se incluyeron flaps tipos Norton – Shrenk capaces de inclinarse a 45º.
El perfil alar era combinado. La forma de la línea media respondía a la del perfil TsAGI-R-P con curvatura disminuida, pero el grosor respondía al perfil NACA con grosor relativo del 10.5%. Esta selección estuvo motivada con el fin de lograr subir el último larguero.
Las consolas alares superiores se fijaban al centroplano ubicado sobre la cabina cerrada. El ala inferior se fijaba directamente al fuselaje y para disminuir la interferencia en el área de unión presentaba configuración de gaviota invertida. Otra característica destacable era la posibilidad de recoger las alas hacia atrás, pivoteando sobre el larguero trasero. De esta forma la envergadura de la aeronave disminuía de 11 a 3.4 metros.
La sección de cola presentaba un diseño poco convencional. El estabilizador horizontal se ubicaba en una posición bastante adelantada en el cono de cola y encima del fuselaje. El empenaje era cantiléver y se fijaba a las últimas cuadernas del fuselaje. Esta configuración fue especialmente seleccionada con el fin de mejorar el trabajo de la unidad de cola en caso de entrada en barrena, al eliminar la influencia de una superficie sobre la otra.
El estabilizador presentaba un larguero principal ubicado sobre el 27% de la cuerda alar y otro secundario ubicado en el borde de fijación del timón de profundidad. Al larguero principal se fijaban los montantes que se fijaban a la estructura a ambos costados del fuselaje. La parte delantera del estabilizador estaba recubuerta con contrachapado. El resto se recibría con tejido. El ángulo de incidencia del estabilizador podía austarse en tierra. La estructura del timón de prfundidad era de madera con recubrimiento textil.
El VVA-1 presentaba mandos duplicados, pero la segunda palanca podía ser eliminada. Los pedales del doble control se enlazaban entre ellos por mediación de un tubo. El control del timón de profundidad era mixto. En la parte inferior de la cabina era rígido, pero más adelante seguía por cables. El control de los alerones era rígido, mientras que el del timón de profundidad era por acbles. Los actuadores de los alerones podían desconectarse con facilidad para permitir la recogida de las alas.
Los aterrizadores principales presentaban patas carenadas aerodinámicamente y amortizadores de goma con ruedas sin frenos de 700 x 100 mm. La unidad de cola también presentaba amortización por muelle y podía girar libremente. El aterrizadore trasero fue calculado para instalar un patín o una rueda, indistintamente.
La planta motriz seleccionada fue el motor en estrella M-11 de enfriamiento por aire y 110 hp de potencia. El motor se fijaba al fuselaje mediante cuatro puntos con ayuda de una bancada construida con acero “M”. El motor estaba cubierto por dos capots, uno interior y otro externo. Para garantizar el enfriamiento del motor el capot exterior presentaba orificios regulables ubicados frente a los cilindros. El vuelo podía realizarse sólo con el capot interior. Para el VVA-1 se diseñó una hélice especial de madera de paso fijo.
El sistema de alimentación del motor estaba compuesto por dos tanques de combustible. El tanque principal tenía capacidad de 100 litros y se ubicaba en el centroplano. Sobre la cabina. El segundo tanque se uicaba en el fuselaje, entre el motor y el planel de instrumentos de la cabina. La aliemntación del motor podía realizarse de cada tanque de forma independiente o de los dos. En el tanque superior se ubicó un sistema con flotante que indicaba el combustible restante. El sistema de lubricación fue tomado del Polikarpov Po-2.
La cabina del VVA-1 era cerrada y en la versión normal acomodaba a tres personas. El plioto se ubicaba en la posición delantera izquierda y detrás de él se ubicaba un diván para dos pasajeros. En el lado derecho del piloto podía instalarse un cuarto asiento para utilizar el sistema de doble control del avión. Para accesar a la cabina se utilizaban dos puertas ubicadas a los lados, sobre el ala inferior.
En el panel de instrumentos se incluían el velocímetro, el señalizador de giro y horizonte artificial, barómetro, reloj, brújula, contador de vueltas, señalizador de temperatura y presión de aceite del motor. Se instaló iluminación para la pizarra y para la cabina.
Desarrollo
El VVA-1 fue construido en los talleres de la Academia Aeronáutico Militar. En el verano de 1935 el avión se encontraba listo para las pruebas. En relación a los cálculos del proyecto el avión resultó bastante más pesado. Calculado para un peso vacío del 580 – 600 kg el prototipo pesaba 845 kg, con un peso de despegue de 1146 kg.
En agosto de 1935 el avión fue entregado al NII VVS para el desarrollo de las pruebas estatales. Como ingeniero principal fue designado N. S. Kulikov y el piloto probador fue K. A. Kaliliets. El programa de pruebas establecía 14 vuelos para establecer las prestaciones y los principales datos de explotación. Las pruebas tuvieron lugar entre agosto y septiembre y se desarrollaron sin el capot exterior y sin la hélice prevista. Al probar esta hélice, tanto en tierra como el vuelo, se pareciaba una gran vibración en toda la estructura del avión. Por esta razón se sustituyó esta hélice por la de un Po-2. Con esta hélice la vibración no desapareció del todo, pero dismunuyó considerablemente. En las pruebas se obtuvo una velocidad de 156 km/h a nivel del mar con un peso de despegue de 1146 kg y 145 km/h a 2000 metros de altura. La altura de 1000 metros odía ser alcanzada en 9,83 min y los 2000 m en 26.19 minutos. El techo de 2920 metros podía ser alcanzado en 76,9 minutos. La velocidad de aterrizaje con flaps extendidos era de 75 – 90 km/h.
El avión se comportaba bien en el despegue, pero era pesado y levantaba la cola con dificultad. Carecía de tendencia a despegar del suelo por lo que el piloto se veía en la necesidad de “obligarlo”. El uso de los flaps no mejoraba el despegue, acortándolo sólo en unos 60 metros. Otro problema era la tendencia del avión a desviarse durante la carrera de despegue, lo que obligaba al piloto a no descuidar el control de los mandos para corregir el problema.
La velocidad de ascenso se consideró muy baja. Para elevarse a 30 metros el avión necesitaba recorrer 500 o 600 metros, lo que unido a una carrera de unos 240 – 300 metros para el despegue, hacía imposible su utilización en los aeródromos de pistas cortas o con obstrucciones cercanas al fin de la pista.
La visibilidad desde la cabina hacia delante y a la izquierda se consideraba buena, a la derecha y hacia los lados, mala y hacia atrás no era posible. Los vuelos largos eran agotadores para la tripulación, especialmente por la mala distribución de los órganos de dirección y la incómoda posición de los asientos.
En cielo calmado el avión se comportaba bastante bien, pero en turbulencias su comportamiento era caprichoso. Mantener el curso por instrumentos era bastante difícil por cuanto la brújula se encontraba lejos en el panel y se le dificultaba al piloto su seguimiento.
A diferencia del despegue el aterrizaje era muy fácil. El avión se posaba con buena estabilidad. Sin los flaps la carrera de aterrizaje aumentaba a unos 180 metros.
En el informe se planteó que debido a la incomodidad del asiento, la mala distribución de los instrumentos y equipos, la excesiva sensibilidad del timón de dirección, la escasa velocidad ascensional y el pésimo diseño de los órganos de control el VVA-1 demandaba demasiada atención de su piloto. Como valores positivos de destacó la excelente estabilidad y la facilidad del manejo.
Los pilotos militares señalaron que las prestaciones obtenidas eran demasiado bajas y el aparato muy pesado, lo que trajo aparejada una disminución considerable en la capacidad de carga útil calculada. Las carreras de despegue y aterrizajes eran demasiado largas y la técnica en el despegue demasiado compleja, lo que lo confinaba a la operación en grandes aeródromos con buenas pistas. El uso de los flaps era muy poco efectivo y la velociad de aterrizaje se mantenía alta. Se señaló también el mal trabajo de los órganos de control de los flaps, la incómoda posición de la palanca de mandos, la mala visión a través del cristal de la cabina en mal tiempo y la ausencia de visibilidad hacia atrás y hacia arriba.
En las conclusiones del informe se escribió: “por sus prestaciones y datos de explotación el avión VVA-1 no presenta interés... “
Se consideró inútil realizar modificaciones al avión debido a que se consideró que los principales inconvenientes del avión provenían de su concepción aerodinámica, pero se dejó abierta la posibilidad de construir un nuevo ejemplar que aprovechara los elementos positivos del diseño, a la vez que lograr eliminar las deficiencias señaladas y cubrir las especifiaciones técnicas solicitadas. Los recortes presupuestarios en la Academia Aeronáutico Miitar impidieron la construcción de este nuevo modelo.
Modernización
Ante la imposibilidad de construir un nuevo prototipo el primer VVA-1 fue modificado con el fin de lograr reducir algunos de los señalamientos realizados durante las pruebas. Entre los cambios realizados se trabajó para mejorar el control del timón de dirección disminuyendo su superficie e instalando un sistema de compensación para disminuir la sensibilidad. Se modificó el tren de aterrizaje, se instaló una planta motriz más potente y se modificó el capot. Se adicionó un nuevo tanque de combustible. Se eliminaron los carenados de las uniones entre los montantes en W y el ala. Estos cambios aumentaron el peso vacío del avión a 1160 kg por lo que se descartó el uso militar, definiendo la utilización del modelo como avión deportivo y de turismo.
En 1937 el VVA-1 modernizado fue entregado al NII VVS y se realizaron en él varios vuelos de familiarización. Estos vuelos demostraron problemas de estabilidad en el eje vertical. Se le propuso al constructor aumentar la superficie del empenaje y sustituir el tren de ruedas por un de esquís. La falta de fondos para programas de desarrollo en la Academia Aeronáutico Militar impidió continuar las modificaciones.
Especificaciones Técnicas
- Tipo: VVA-1
- Función: Avión ligero multipropósito
- Año: 1935
- Planta motriz: Un motor de pistón M-11 de 110 hp.
- Acomodación: 1 - 2
- DIMENSIONES
- Envergadura: 11,0 m
- Longitud: 7,8 m
- Altura: 2.85 m
- Superficie alar: 21,28 m²
- PESOS
- Peso vacío: 845 kg
- Peso máximo en despegue: 1146 kg
- Capacidad de combustible: 110 kg
- Carga útil: 301 kg o 2 pasajeros
- PRESTACIONES
- Velocidad máxima: 156 km/h
- Velocidad mínima de vuelo: 100 km/h
- Velocidad de aterrizaje: 75...90 km/h
- Velocidad de crucero: 135 km/h
- Velocidad inicial de ascenso: 2,05 m/s
- Techo: 2920 m
- Carrera de despegue con flaps: 220...260 m
- Carrera de aterrizaje: 180...200 m
Fuentes
- Авиация и Космонавтика 2011-08 / Е.Арсеньев - Владимир Пышнов - ученый и конструктор * Шавров, В. Б. История конструкций самолётов в СССР до 1938. — М.: Машиностроение, 1988.
- Академия имени Жуковского. под ред. В.Я. Кремлева, Воениздат, 1990 г
- Avia Deja Vu
