TIPO:
Cazabombardero táctico de nueva generación de la USAF,
anteriormente conocido como programa de Cazabombardero
Táctico Avanzado (ATF).
DESAROLLO:
La necesidad de la USAF de renovación de 750
(actualmente 442) McDonnell Douglas F-15 Eagle mediante
la incorporación de ligeras mejoras tecnológicas y un
supercrucero (crucero supersónico sin postcombustor); la
evaluación paralela de dos nuevas plantas propulsoras;
la búsqueda de información comenzó en 1981; los estudios
acerca del diseño conceptual fueron concedidos en
Septiembre de 1983 a Boeing, General Dynamics, Grumman,
McDonnell Douglas, Northrop y Rockwell; la demanda de
propuestas comenzó en Septiembre de 1985; la recepción
de las mismas tuvo lugar hasta el 28 de Julio de 1986;
el 31 de Octubre de 1986 la USAF anuncia públicamente la
selección de los contratos para la fase de
demostración/validación: Lockheed YF-22 y Northrop YF-23;
cada uno de ellos produjo dos prototipos y sendos bancos
de pruebas de aviónica en tierra; los primeros vuelos de
los cuatro prototipos tuvieron lugar en 1990. Los
programas para la demostración/validación de los motores
comienzan en Septiembre de 1983; los tests en tierra
comienzan en 1986-87; los modelos que demostraron ser
válidos fueron el Pratt&Whitney YF119s y el General
Electric YF120s, los cuales se ordenan a comienzos de
1988; las cuatro combinaciones avión/motor volaron con
éxito. Lockheed se asoció con General Dynamics (Fort
Worth) y con la División Militar de Boeing para producir
dos prototipos YF-22, con los registros civiles
N22YF(con el GE YF120) y N22YX (con el P&W YF119);
designados con los números de serie de la USAF 87-0700 y
87-0701, aunque durante la segundo fase de pruebas sólo
se empleó el 87-0701, a partir de finales de 1991. El
N22YF se presentó en Palmdale el 29 de Agosto de 1990;
su primer vuelo ferry a Edwards AFB tuvo lugar el 29 de
Septiembre de 1990, el primer repostaje en vuelo (en la
11ª salida) el 26 de Octubre de 1990; la desviación del
empuje en vuelo el 15 de Noviembre de 1990; los tests
del paracaídas anti-barrenas para altos ángulos de
ataque en las salidas 34ª y 43ª, los tests de vuelo
fueron suspendidos temporalmente el 28 de Diciembre de
1990; en total fueron 43 salidas (52 horas y 48
minutos). El primer vuelo del N22YX tuvo lugar el 30 de
Octubre de 1990 entre Palmdale y Edwards; realizó la
prueba del lanzamiento de los misiles AIM-9M Sidewinder
y AIM-120aa AMRAAM el 28 de Noviembre de 1990 y el 20 de
Diciembre de 1990, respectivamente; después de 31
salidas (38 horas y 48 minutos), el 28 de Diciembre de
1990, se suspendieron los vuelos temporalmente. Los
tests de vuelo realizados incluyeron velocidades de
balance de 100º/s a 120 nudos (222 km/h; 138 mph) y
vuelo en supercrucero por encima de Mach 1.58 sin
postcombustor. El segundo YF-22 (propulsado con el F119)
fue transportado por carretera hasta Palmdale a mediados
de 1991; estaba equipado con válvulas de sangrado;
comenzó un programa de más de 100 horas de pruebas el 30
de Octubre de 1991; combinando datos de cargas
aerodinámicas, efectos aerodinámicos sobre el control de
vuelo, fatiga acústica y de vibraciones y máximo
coeficiente de sustentación; al mando del avión estaba
el 6511º Escuadrón de Pruebas (F-22 Combined Test Force)
del Ala 6510ª de Pruebas de Edwards AFB; el 25 de Abril
de 1992 tuvo lugar en la base de Edwards un accidente
sin consecuencias fatales debido a oscilaciones
inducidas por el piloto; en total 100 horas y 24 minutos
en 70 vuelos desde Octubre de 1990; dejó de poder volar
a partir de entonces pero fue reparado y empleado como
banco de pruebas de antenas en el Centro de Desarrollo
Aéreo de Roma, Griffiss AFB, New York. La fabricación
del primer componente para el primer avión EMD (c/n
4001) comenzó el 8 de Diciembre de 1993 en las
instalaciones de Boeing en Kent, Washington; el
ensamblaje de la parte anterior del fuselaje empezó en
Marietta el 2 de Noviembre de 1995 con los trabajos en
el compartimento para el tren de aterrizaje delantero;
los trabajos de ensamblaje habían comenzado al mismo
tiempo en Fort Worth durante el verano de 1995 con la
unión de tres de las piezas que constituían la parte
central del fuselaje del primer avión EMD, hecho que
tuvo lugar en la primavera de 1996. A continuación se
realizó el traslado por carretera de la sección entera a
Marietta, en Agosto de 1996, para dar así comienzo al
proceso de montaje final; el primer vuelo se fijó para
Mayo de 1997; la toma de decisión para la producción a
baja escala para Agosto de 1998; la primera entrega para
Agosto del 2000; y la toma de decisión para la
producción a gran escala para Marzo del 2002.
CARACTERISTICAS:
- DATOS DEL DISEÑO: Las mejoras incorporadas al
diseño en cuanto a configuración y construcción son poco
relevantes; los criterios de diseño adoptados por el
grupo de trabajo fueron la agilidad del aparato y su
indetectabilidad por el radar; la relación empuje/peso
debía ser de 1.4, consiguiéndose una relación de 1.2 con
el máximo peso al despegue (MTOW); las mejoras
introducidas en el ámbito de la fiabilidad y en el
mantenimiento permiten elevados coeficientes de
operación, incluyendo combates en salidas de menos de 20
minutos; a través de los conceptos de "primero en
detectar, primero en disparar, primero en derribar" la
capacidad de supervivencia se ve altamente incrementada;
se logran también carreras cortas de despegue y
aterrizaje; así como un crucero supersónico y capacidad
de maniobra en la región de Mach 1.5 sin necesidad de
postcombustor; el armamento se encuentra almacenado
dentro del fuselaje, como también el amplio depósito de
combustible interno, con sensores isotrópicos.
La aviónica está completamente integrada para permitir
operar a un único piloto y obtener una respuesta rápida.
Los sistemas de radar, RWR y de
comunicaciones/identificación están gobernados por un
único sistema que presenta únicamente los datos más
relevantes, mediante emisiones controladas (de manera
pasiva o totalmente activa) en diferentes etapas, de
acuerdo a las diferentes situaciones que se puedan
presentar. Mediante un procesador integrado (CIP) es
posible acceder a todas las funciones del sistema de
aviónica, incluyendo el sistema de autoprotección y de
radio, de forma automática se produce una
reconfiguración del sistema para compensar errores y
fallos. El F-22 está equipado con dos unidades CIP, con
espacio para una tercera, que se encuentran conectadas
por una red de fibra óptica que opera a 400 Mbits/s (ver
Aviónica).
La flecha del borde ataque del ala y del estabilizador
horizontal es de 42º (48º en el YF-22) y la del borde de
salida es de 17º, incrementada hasta 42º más allá de los
alerones (el borde de salida del YF-22 es recto); el
estabilizador horizontal consta de cinco elementos y se
mueve todo el conjunto (cuatro elementos en el YF-22).
Las superficies verticales de cola (un 22% mayores en el
YF-22) están inclinadas hacia el exterior 28º; la flecha
del borde ataque y del borde salida es de 22.9º; los
perfiles utilizados son biconvexos. La superficie alar y
del estabilizador horizontal del F-22 son las mismas que
en el YF-22, a pesar del cambio en los perfiles. El
estrechamiento alar del F-22 es de 0.169; el ángulo
diedro de 3.25º; la torsión en la raíz es de 0.5º; la
torsión en la punta es de 3.1º; el espesor relativo es
5.92 en la raíz y 4.29 en la punta; los perfiles
empleados son exclusivos de este modelo. El
estabilizador horizontal no tiene ángulo diedro ni
torsión.
El almacenaje de los misiles Sidewinder AAM y de los
AMRAAM se realiza en unos conductos internos, la
munición guiada de precisión como los Sidewinder o los
GBU-32 JDAM 1000 se guarda en el tanque ventral. Las
tomas de aire son de forma de diamante y los conductos
de aire están completamente carenados; están situadas
aproximadamente 0.46 m (1 pie y 6 pulgadas) más
adelantadas que en el YF-22; el PW119 incluye un sistema
monoeje de empuje, aunque sin él se alcanzan mayores
prestaciones. Las innovaciones que presenta el F-22
frente al Yf-22 incluyen una disminución del grosor alar
en la raíz, diferente curvatura de los perfiles y de la
torsión (incrementando el ángulo diedro); la flecha pasa
de 48 a 42º; borde ataque romo; la distancia entre los
ejes del tren trasero y delantero se ve reducida en 0.46
m aproximadamente, así como la batalla; las compuertas y
pilones para carga exterior están completamente
revisadas; los alerones son de cuerda constante; la
cúpula de la cabina es eyectable; y finalmente el
aerofreno dorsal fue eliminado.
- TREN DE ATERRIZAJE: Tren retráctil Menasco de
tipo triciclo, rigidizado para evitar el pandeo en
aterrizajes de hasta 3.05 m/s (10 pies/s). Las
dimensiones de los neumáticos del tren delantero son
23.5x7.5-10 y las de los del tren principal 37x11.5-18.
- PLANTA PROPULSORA: Dos motores recalentados de
155 KN (35.000 libras) de la clase Pratt&Whitney F119-PW-100
de tecnología avanzada desarrollados a partir del
turbofán F100. Dos toberas de escape
convergentes/divergentes de empuje vectorial para
alcanzar los requisitos en cuanto a actuaciones y
maniobrabilidad.
- HABITABILIDAD: Un solo piloto, con el sistema
cero/cero ACESII modificado para la eyección del
asiento, con mejoras en los trajes anti-g, equipo de
salvamento, respiración asistida y sujeción de brazos.
El ángulo de visión del piloto por delante de la nariz
del aparato es de -15º.
- EQUIPOS: Incluye Normalair-Garret OBOGS, una
APU AlliedSignal y un sistema de distribución eléctrico
Smiths de 270 V de corriente continua.
- AVIÓNICA: La integración final de todos los
elementos, así como la de todos los equipos con los
sistemas a parte de la aviónica, tiene lugar en el
Laboratorio de Aviónica Integrada F-22 en Seattle,
Washington; la integración de los mismos se realiza en
el banco de pruebas del Boeing 757; se llevan a cabo
complejas Simulaciones de Misiones Completas (FMS) para
integrar plenamente la Interface Piloto-Vehículo (PVI),
con una continua evaluación del desarrollo de las mismas
y de la efectividad de las misiones.
Comunicaciones: sistema TRW de
comunicaciones/navegación/identificación, equipado con
MK 12 IFF.
Radar: radar de haz electrónico Westinghouse/Texas
Instruments AN/APG 77 (aire-aire y navegación).
Vuelo: Subsistema TRW de
comunicaciones/navegación/identificación; sistema de
referencia inercial Litton.
Instrumentación: la información de alerta de área
combinada se le presenta al piloto a través de cuatro
pantallas de cristal líquido multifunción Sanders/Kaiser;
mediante unos botones indicadores el piloto puede
controlar el formato de las mismas.
Misión: emplea un procesador integral Hughes (CIP);
el CIP contiene software para la misión y emplea una
serie de datos programables para realizar el mando
operativo de todos los sensores y combinar su
funcionamiento; la información específica acerca de cada
misión la proporciona un equipo de transferencia de
datos Fairlchild que también contiene una base datos
para paliar una posible pérdida de los mismos y un
programa de operaciones de vuelo; en definitiva aloja en
su interior todo el sistema de mando. La capacidad
general de procesamiento de datos del CIP alcanza la
cifra de 700 millones de instrucciones por segundo (Mips)
con capacidad para llegar hasta los 2.000 Mips; la
capacidad de procesamiento de la señal es superior a los
20 billones de operaciones por segundo (Bops) con un
potencial de expansión hasta los 50 Bops; el CIP posee
más de 300 Mbytes de memoria con capacidad para llegar
hasta los 650 Mbytes. Un enlace de datos interno
permite, de manera automática, compartir información
táctica entre dos o más F-22. En el interior de la
estructura del aparato se alojan los equipos para el
IRST y el radar de apertura lateral en fase.
Autodefensa: subsistema armamentístico
electrónico Sanders/General Electric AN/ALR-94 (de
alerta RF y contramedidas).
ARMAMENTO:
Cañón interno de gran calibre M61A2 de 20 mm con boca
practicable y con un tambor para 480 proyectiles
(producido para el F-22). Tres góndolas internas (ver
Datos del Diseño) para los AIM-9 Sidewinder (uno en cada
góndola lateral) y/o cuatro AIM-120aa o seis AIM-120C
AMRAAM AAM y/o GBU-32 JDAM en raíles hidráulicos en la
góndola principal de armamento. Cuatro soportes
subalares a 317 mm (125 pulgadas) y 442 mm (174
pulgadas) de la línea central del fuselaje con capacidad
para almacenar 2.268 kg (5.000 libras) cada uno.
DATOS TECNICOS:
- CARACTERÍSTICAS EXTERNAS
Longitud: 18.92 ( 62 pies y 1 pulgada)
Altura: 5.05 m (16 pies y 7 pulgadas)
Envergadura: 13.56 m (44 pies y 6 pulgadas)
Area alar: 78.0 m2 (840 pies2)
- PESOS Y CARGAS
Peso en vacío: 14.365 kg (31.670 libras)
Peso máximo de despegue: 27.216 kg (60.000
libras)
- PRESTACIONES
Máxima velocidad nivelado (en altura): Mach 1.8
Techo de servicio: 15.240 m (50.000 pies)
Límite de fuerza g: +9
