Beardmore WB.XXVI Wombat

En la edición de mayo de 1985 de la revista “The Aeroplane” se publicó la historia del monoplano ultraligero Beardmore WB.XXIV WeeBee. Su diseñador, W. S. “Bill” Shackleton, se convirtió en el ingeniero jefe de la división de aviación de William Beardmore & Co Ltd, una empresa de construcción naval de Clydeside reabierta a principios de 1924. El Wee Bee fue su primer proyecto para su nuevo empleador.

El mercado de aviones civiles era extremadamente pequeño, y era evidente que la empresa necesitaba competir por contratos de aviones militares. Por ello, Shackleton tuvo que centrar su atención en esta dirección. Como no tenía experiencia previa en este campo, la firma Ogilvie and Partners, fundada por el pionero de la aviación Alec Ogilvie y que ofrecía servicios de consultoría a ingenieros aeronáuticos, fue contratada para evaluar sus diseños.

Primeros Conceptos y Críticas

A finales de mayo de 1924, Ogilvy informó sobre el proyecto de un caza biplaza propuesto, que podría equiparse con un motor de baja potencia para ser utilizado como avión de entrenamiento avanzado. Parece razonable suponer que el proyecto, designado WB.XXV, se basó en el Wee Bee. Lamentablemente, los planos de este diseño no se han conservado, pero en varios aspectos era poco convencional.

Era un biplano cuyas alas tenían un alargamiento relativo muy grande y un perfil grueso que generaba una gran sustentación. La cabina del piloto estaba ubicada muy adelante en el fuselaje, delante del ala, que a su vez estaba desplazada hacia adelante para colocar correctamente el centro de gravedad y el punto de aplicación de la sustentación. Los depósitos de gasolina, con una capacidad total de 70 galones (318 litros), estaban situados en la parte superior del ala superior.

En la proa del avión, justo delante del piloto, se instaló un motor Napier Lion de 450 CV; la cabina del artillero/observador estaba situada detrás del ala. El fuselaje fue descrito como “muy atractivo” y la visibilidad del piloto como “magnífica”. El estabilizador estaba colocado bajo en relación con el fuselaje, mientras que la quilla y el timón de dirección, que tenía una larga sección de compensación, estaban en la parte superior del fuselaje. El tren de rodaje consistía en un par de puntales principales situados delante del centro de gravedad y un patín de cola. La distancia entre el ala inferior y las ruedas era muy pequeña, y en parado el fuselaje del avión estaba en un ángulo de 14½°.

Los consultores criticaron varios puntos del proyecto, siendo el más importante la distancia entre el piloto y el artillero. Se señaló que debían estar lo más cerca posible para el mejor uso del armamento y que la única disposición satisfactoria era colocar al piloto detrás del borde de fuga del ala con el artillero directamente detrás de él. Esta disposición de la tripulación también era preferible para un avión de entrenamiento, y el desplazamiento de las alas hacia la proa también podría realizarse en esta configuración. La gran altura del fuselaje era necesaria para acomodar la cabina del artillero, que debía ser lo suficientemente profunda y permitir a su ocupante ponerse de pie durante las maniobras. El estabilizador bajo quedaba en el sector de tiro del artillero.

También se observó que un gran ángulo de aterrizaje del fuselaje dificultaría la visión frontal del piloto durante el despegue y el aterrizaje, y que las dificultades se acentuarían por la posición adelantada del tren de aterrizaje principal, lo que crearía una gran carga sobre el patín de cola y requeriría una gran resistencia en la parte trasera del fuselaje. Se consideró que la proximidad de las ruedas y el ala inferior creaba un riesgo de daño a esta última al rodar por terrenos irregulares. Se señaló que la gran potencia del motor probablemente causaría un fuerte par con el giro de la quilla y el timón de dirección, situados completamente en la parte superior del fuselaje. También se sugirió que el equilibrio direccional sería mejor si la quilla estuviera situada parcialmente por encima y parcialmente por debajo del fuselaje con un timón de dirección horizontal [probablemente vertical]. La parte compensadora de la quilla era demasiado larga y propensa al aleteo.

A pesar de la buena relación entre la distancia interplanar y la longitud de la cuerda del ala, se opinó que el uso de un perfil de ala grueso en un biplano podría llevar a una grave pérdida de eficiencia. Por el contrario, aunque un alto alargamiento relativo del ala era bueno para la eficiencia, era inadecuado para las máquinas de combate que necesitaban un control lateral rápido. Se consideró que la superficie alar era excesivamente grande y que la envergadura del ala podría reducirse. Esta reducción “también tendría la ventaja de disminuir las partes del ala en voladizo bastante largas”.

Se recomendó la reubicación de los depósitos de combustible del ala superior para permitir el drenaje de la gasolina durante un aterrizaje forzoso. Aunque las características de diseño para un avión de entrenamiento eran satisfactorias, para un caza eran insuficientes. La carga alar específica de 9,04 lb/ft² (44,14 kg/m²) proporcionaba una velocidad de aterrizaje bastante baja, pero se recomendó recalcular las características basándose en una carga específica de al menos 12 lb/ft² (58,6 kg/m²), lo que también ahorraría significativamente el peso de la estructura del ala. El combustible solo era suficiente para 2½ horas de vuelo, lo que se consideraba insuficiente; tampoco se había realizado el cálculo del peso del equipo militar necesario (excluyendo el armamento).

El informe de Ogilvy dejó claro que se requería una modernización sustancial. Si se realizaron cambios o si el antiguo proyecto fue abandonado para desarrollar uno nuevo sigue siendo un misterio. En 1924, Beardmore construyó el rompehielos “Krisjanis Valdemars” para el gobierno letón, y parece posible que, durante las negociaciones con los letones, la compañía, por iniciativa propia, hiciera una propuesta para un nuevo caza proyectado. Los letones mordieron el anzuelo y encargaron una máquina, que recibió la designación WB.XXVI y aún estaba en fase de diseño, ya que era necesario garantizar una mínima interferencia en el sector de tiro del artillero. En esta etapa, los depósitos de combustible estaban situados en la parte superior del ala superior, y los consultores recomendaron nuevamente colocarlos debajo o dentro de las alas. El Ministerio del Aire consideró que la ubicación de los depósitos en la parte superior del ala era “extremadamente indeseable” (un cambio notable desde el Fairey Fawn).

Se observó que la variante con motor Eagle pesaría 350 libras (159 kg) más que la equipada con motor Jaguar. Se consideró que esta última tenía ventajas significativas en cuanto a rendimiento y aptitud general. Dado que el avión debía operar en un clima frío con “personal con una formación mediocre”, esta solución parecía sensata y evitaba muchos de los inconvenientes inherentes a los motores refrigerados por agua.

Se propuso un nuevo tipo de tren de aterrizaje principal, pero se consideró imprudente instalarlo en un caza destinado a un gobierno extranjero con capacidades técnicas comparativamente bajas. Se recomendó un tren de aterrizaje más convencional, sobre todo porque el nuevo tipo de tren de aterrizaje podría requerir un desarrollo significativo de I+D. En la edición del 26 de febrero de 1925 de la revista “Flight”, se indicaba que “un gobierno del continente” había encargado a Beardmore un lote de biplanos militares biplaza. En esta etapa no se publicaron fotografías ni dibujos, y los lectores tuvieron que conformarse con una breve descripción.

Diseño y Características Innovadoras

A finales de 1924 y principios de 1925, el Royal Aircraft Establishment (RAE) de Farnborough, siguiendo instrucciones del Ministerio del Aire recibidas en una carta fechada el 27 de octubre de 1924, realizó pruebas en el túnel de viento de un modelo de madera a escala 1/10 del WB.XXVI presentado por Beardmore. Durante las pruebas se midieron la sustentación, la resistencia y los momentos de cabeceo; también se investigó la influencia del radiador montado en el ala. Estas pruebas tenían otro objetivo: determinar si la fijación articulada de la parte delantera del estabilizador proporcionaría un control de cabeceo suficientemente potente como para hacer innecesario el cambio del ángulo de ataque de todo el estabilizador. Los momentos de cabeceo se midieron con un giro alrededor del eje hacia arriba y hacia abajo de 10°, y resultó que esto era equivalente a mover todo el estabilizador hacia arriba o hacia abajo solo aproximadamente ½°. El informe concluyó que la maniobrabilidad era “extremadamente ineficaz”.

La primera descripción completa del WB.XXVI apareció en agosto de 1925, cuando se decía que el avión “estaba a punto de completarse”, e incluso entonces solo se mostraron un dibujo de vista general y fotografías de un modelo para pruebas en el túnel de viento. Solo en diciembre se presentaron fotografías del avión ensamblado. Bill Shackleton, sin duda, creó un diseño inusual (y anguloso). Descrito como el primer “gran” aeroplano diseñado por Shackleton después de comenzar a trabajar para Beardmore, el avión fue concebido como un caza biplaza de altas prestaciones.

A pesar de que se eligió la configuración de biplano debido a la mayor rigidez estructural y bajo peso, junto con una mejor zona de visión, Shackleton buscó acercarse a la eficiencia aerodinámica de un monoplano renunciando a los cables interplanos y introduciendo una gran relación entre la distancia interplanar y la longitud de la cuerda del ala. La construcción del fuselaje, que tenía lados planos en la sección transversal, consistía en largueros de abeto con cuadernas hechas de abeto y contrachapado de tres capas. El armazón estructural se cubría con contrachapado de abedul de tres capas y tela, luego el revestimiento se pintaba y se cubría con barniz para impermeabilizarlo. Inmediatamente después de la construcción del avión, no se requirió ningún ajuste, minimizando así la necesidad de mantenimiento en operación. La conexión del ala inferior con el fuselaje se realizaba mediante una “quilla” aerodinámica, fabricada como una sola pieza con la cuaderna del fuselaje y fijada a la sección central del ala inferior.

Delante del mamparo ignífugo en la parte delantera del fuselaje, todo estaba hecho de acero, incluido un simple y rígido bastidor del motor diseñado para un desmontaje rápido de todo el grupo motor. El motor Rolls-Royce Eagle IX de 360 CV, situado en un carenado ajustado, tenía tubos de escape cortos que se extendían hacia adelante y luego se curvaban hacia atrás. Con la ayuda de un radiador especial Lamblin, instalado en el borde de ataque de la parte inferior de la sección central, se dio a la nariz del avión una forma más aerodinámica.

Para garantizar una estrecha interacción entre el piloto y el artillero, sus cabinas estaban situadas muy cerca la una de la otra. El piloto estaba directamente debajo de un recorte semicircular en el borde de fuga del ala superior. El ala en este punto se hizo más delgada, creando así la menor resistencia posible. En la parte delantera del avión se instalaron ametralladoras “más recientes” Beardmore-Farquhar de 0.303″ (7.7 mm), que disparaban hacia adelante a través del disco de la hélice mediante un sincronizador Constantinesco; en la cabina del artillero se colocaron una o dos ametralladoras en un montaje anular Scarff. La munición para las ametralladoras del artillero se alojaba en una instalación de sección delgada con siete bandejas giratorias redondas. La instalación en sí estaba montada sobre la parte superior del armamento. En este momento era inusual tener ametralladoras delanteras y traseras del mismo tipo; la práctica normal era instalar ametralladoras Vickers para disparar hacia adelante y Lewis en el montaje Scarff para disparar hacia atrás. Las ventajas de la compatibilidad en la operación eran obvias. La ametralladora, inventada por el Coronel Moubrey G. Farquhar de Birmingham, era una de las más ligeras jamás fabricadas, pesando, con munición, 16.25 libras (7.371 kg).

Gracias a su ubicación, el artillero podía disparar su arma en casi toda la semiesfera superior y casi verticalmente hacia abajo, con un ángulo muerto vertical asociado al fuselaje de aproximadamente 10°. Dado que el timón vertical era autoportante sin cables externos, y el estabilizador a cada lado estaba reforzado con puntales inferiores simples, creaban una mínima obstrucción al sector de tiro del artillero. Su cabina era espaciosa: en su sección transversal, el fuselaje tenía una altura de 3 pies (0.914 m) y una anchura de 4 pies 1½ pulgadas (1.257 m).

La quilla en sí era grande. Tenía una forma angulosa y llevaba un timón de dirección igualmente anguloso, cubierto de tela y con una gran compensación de cuerno. El estabilizador rectangular de dos largueros tenía una longitud de cuerda constante, y los elevadores estaban cubiertos de tela y no estaban equilibrados. Debido a las dificultades para instalar un estabilizador controlable convencional de diseño autoportante o semi-autoportante, Shackleton desarrolló un borde de ataque pivotante controlado desde la cabina, que creaba un efecto de curvatura positiva o negativa en lugar del ángulo de ataque positivo o negativo habitual. Se afirmó que este dispositivo permitía obtener un trimado neutro o “sentir” la palanca de control a todas las velocidades de vuelo.

Las alas superior e inferior tenían una construcción idéntica, consistente en largueros de abeto y costillas de abeto y contrachapado de tres capas. Toda el ala, desde el borde de ataque hasta el larguero trasero, tenía un revestimiento de contrachapado, lo que proporcionaba una gran resistencia estructural y a las cargas de torsión. Para aumentar la resistencia a las tensiones tangenciales, el revestimiento de tela se unía al ala con un ángulo de 45° con respecto al borde de ataque (una práctica utilizada desde los hermanos Wright). Los alerones, de cuerda constante, estaban cubiertos de tela y articulados a los largueros traseros de las alas superior e inferior; los alerones se controlaban mediante varillas de acción directa y cables o torsiones tubulares, no se utilizaban poleas. El mecanismo estaba completamente alojado en las alas, donde se preveían puertas corredizas para su ajuste y revisión.

Mientras que el ala superior, con una envergadura de 37 pies (11.28 m) y una cuerda de 5 pies 6 pulgadas (1.68 m), era recta y plana, el ala inferior, con una envergadura de 32 pies (9.75 m) y una cuerda de 5 pies (1.52 m), se distinguía por tener las consolas con una flecha de 5.8°. En el ala superior, que constaba de dos consolas unidas en la línea central, se alojaban cuatro depósitos de combustible: en cada consola, uno delante del larguero delantero y otro detrás del larguero trasero, sin sobresalir en envergadura de los bordes internos de los alerones. La disposición de los depósitos estaba perfilada para seguir la curvatura del perfil del ala, que poseía una gran cuerda y altas propiedades de sustentación. Los depósitos tenían una capacidad de 75 galones (341 l) de combustible, que llegaba por gravedad al carburador.

El sistema de arriostramiento consistía en puntales de cabina que iban desde las partes superiores de los largueros del fuselaje hasta las partes de la raíz del ala superior; anchas puntales interplanos en forma de I, bifurcados en las partes superiores e inferiores que se unían a las alas; dos puntales de compresión (uno a cada lado) que iban desde los largueros superiores del fuselaje hasta los largueros del ala inferior. Los puntales en I, que tenían una sección transversal aerodinámica, estaban fabricados con placas de duraluminio, mientras que los puntales de compresión eran de tubos de acero cubiertos con carenados de duraluminio. Cortos puntales auxiliares, que salían de los largueros inferiores del ala, sostenían los puntales de compresión a poca distancia del fuselaje. Los puntales estaban unidos al fuselaje mediante juntas articuladas, lo que permitía un montaje y desmontaje rápido de las alas. Una vez que la máquina fue ajustada, no se necesitaron más correcciones y las alas se fijaron rígidamente en su posición con pernos y pasadores. Durante el montaje, el ángulo de ataque correcto se obtuvo ajustando la fijación de los puntales en I a los largueros del ala superior y al larguero trasero del ala inferior. La ausencia de cables simplificó significativamente el mantenimiento en el campo.

Otra característica distintiva del WB.XXVI eran sus puntales principales del tren de aterrizaje, patentados conjuntamente por Beardmore y Shackleton. Los puntales eran de construcción totalmente metálica y no contenían caucho ni otros materiales perecederos. Los impactos durante los aterrizajes y el rodaje eran absorbidos por un sistema de muelles helicoidales de acero al cromo-vanadio que trabajaba a compresión; los impactos se amortiguaban rápidamente mediante pastillas de fricción Ferodo, que impedían que el avión rebotara. Los soportes delanteros telescópicos carenados se fijaban a los largueros inferiores del fuselaje y pasaban por el borde de ataque del ala inferior, mientras que los ejes curvados y los soportes traseros se unían a la quilla vertical debajo del fuselaje en los puntos de fijación de los largueros del ala inferior. Los puntales y los ejes estaban provistos de carenados. Junto con las ruedas, neumáticos y carenados, el tren de aterrizaje ensamblado representaba poco más del 4% del peso total de vuelo del avión, pero, no obstante, su recorrido de trabajo era de 9½” (0.241 m); el peso de los puntales principales se diferenciaba ventajosamente de otros tipos de trenes de aterrizaje con un recorrido similar. Un patín de cola totalmente metálico con muelles de acero estaba equipado con una almohadilla fácilmente reemplazable.

Pruebas de Vuelo y Destino Final

En este momento, el motor alternativo Jaguar era inferior al motor Napier Lion de 450 CV, y se declaró que este último se instalaría en el WB.XXVI y que las “características eran adecuadas a las de cualquier avión similar construido en cualquier país”.

Resultó imposible determinar la fecha del primer vuelo del WB.XXVI, pero en la edición del 31 de diciembre de 1925 de la revista “Flight” se afirmó que había sido terminado “hacía algún tiempo” y que durante las pruebas de vuelo el avión “se acercó a los valores de rendimiento calculados”. Estas pruebas fueron realizadas por el piloto de pruebas jefe de Beardmore, el Capitán Archibald Norman Kingwill. En una entrevista con el autor en 1970, Kingwill recordó que el avión inicialmente tenía un depósito de combustible a presión instalado entre los bloques de cilindros. El avión nunca voló en esa configuración porque el proyecto se modificó debido a quejas de Rolls-Royce sobre un riesgo de seguridad. Kingwill también dijo que Shackleton le dio al avión la denominación WB.XXVI “Wombat”.

A mediados y finales de febrero de 1926, aparecieron informes entusiastas sobre las características del WB.XXVI en la prensa aeronáutica. La revista “The Aeroplane” declaró que los resultados de sus “pruebas oficiales” tenían un carácter “casi sensacional”. Durante sus pruebas de velocidad, ascenso y altitud, el avión mostró una relación de velocidad máxima a velocidad de aterrizaje de 3 a 1. Luego, Kingwill dirigió el avión en picado a 200 mph (322 km/h), e inmediatamente después de salir del picado y el subsiguiente enderezamiento, la máquina no mostró ninguna deficiencia en la resistencia estructural. Después de demostrar la maniobra de “hoja cayendo”, Kingwill realizó barriles y rotación axial (barrenas) con la máquina, después de lo cual, a gran velocidad, llevó el avión a un giro, cuyo ángulo de alabeo se acercaba a la vertical. Luego siguió lo que se consideró la demostración más importante de todas. Manteniendo el avión en vuelo horizontal, apagó el motor, y cuando se alcanzó el ángulo de pérdida, el acelerador se cerró y la palanca de control se tiró hacia atrás. El avión llegó a un ángulo de inclinación de 60° con respecto a la horizontal y comenzó a descender con la quilla nivelada. Para demostrar que la máquina estaba completamente bajo control en este estado de pérdida total, Kingwill la balanceó de un lado a otro y la inclinó hacia adelante y hacia atrás.

Luego, con el motor a plena potencia, Kingwill voló horizontalmente aproximadamente 1000 pies (305 m), después de lo cual comenzó a ascender casi verticalmente hasta que el avión se detuvo y comenzó a caer de cola. El avión, con el motor a plena potencia, simplemente bajó la nariz unos pocos pies y comenzó a descender. El ángulo de inclinación del fuselaje con respecto a la horizontal volvió a ser de 60°, y nuevamente se demostró que la máquina era completamente controlable. Dado que el WB.XXVI no tenía dispositivos especiales de control lateral, este espectáculo fue excepcional. Teniendo en cuenta que la mayoría de los aviones entraban en rotación y picado después de una pérdida, en el caso del WB.XXVI, la pérdida de velocidad fue, como escribió la revista “The Aeroplane”, “una maniobra segura y adecuada”.

“Este logro”, escribió “Flight”, “está en la categoría de aquellos de los que cualquier diseñador… puede estar orgulloso”. También se informó que la máquina había soportado muchas pruebas para determinar el rango de movimiento en los puntales del tren de aterrizaje y que las mayores desviaciones se registraron durante el rodaje a alta velocidad (más de 50 mph [80 km/h]) en terrenos muy accidentados. Curiosamente, en aterrizajes intencionadamente duros en la misma superficie, las amplitudes no fueron tan grandes. El tren de aterrizaje resistió el trato rudo sin problemas. Sin embargo, debe tenerse en cuenta que los informes de prensa se basaron en datos proporcionados por Beardmore.

De hecho, aunque el WB.XXVI, aparentemente, poseía características excepcionalmente buenas de control a bajas velocidades, esto no fue suficiente. En los últimos años, H. J. Steiger, quien trabajaba en Beardmore en ese momento, dijo que la máquina era demasiado pesada y demasiado lenta; Shackleton expresó su deseo de obtener un motor Napier Lion, y Kingwill, a su vez, recordó que los letones no estaban dispuestos a pagar por un motor más potente. Kingwill también dijo que la máquina era buena para la acrobacia aérea, y que él posteriormente, con “regularidad monótona”, utilizó este avión en lo que más tarde se conocería como “giros Derry”. Debido a la instalación del ala superior y la baja colocación del ala inferior, la visibilidad del piloto era “excelente”. Recordó que los alerones del WB.XXVI eran demasiado pesados, pero no hubo problemas con el tren de aterrizaje, aunque era “un poco rígido”.

Shackleton recordó que durante los vuelos de Kingwill, estaba muy preocupado por la velocidad terminal de picado con un bucle en el punto inferior. También dijo que el avión tenía problemas con las hélices y que nunca tuvieron una hélice adecuada. También hubo problemas con el radiador Lamblin, que en un caso hirvió. Esto fue confirmado por G. Randall, quien fue inspector del WB.XXVI y participó en los vuelos de prueba junto con el Capitán Kingwill. Randall escribió: “El motor se utilizaba para hervir el agua, dirigiéndola con fuerza 4 pies (1.22 m) por debajo del tubo de descarga del motor… La velocidad máxima era de aproximadamente 145 mph (233 km/h) y solo una cosa hacía este avión maravillosamente: la hoja que cae, con sus pesados puntales en I y las puntas de las alas planas. Con la nariz apuntando solo hacia abajo, si mueves la palanca hacia un lado y hacia adelante, el avión será efectivo”. Randall describió el WB.XXVI como un “fracaso”.

A pesar de los malos resultados, los planes para exportar el WB.XXVI a Letonia avanzaron. El 15 de abril de 1926, el Flt Lt G.S. Oddie (más tarde Air Cdre Oddie DFC AFC) del RAE voló el avión para obtener su certificado de aeronavegabilidad y realizó tres vuelos de 15, 40 y 20 minutos. En 1971, en una carta al autor, escribió: “Aunque el caza letón era bastante apto para volar, recordaré bien mis palabras a mi esposa cuando discutimos este vuelo. Dije: ‘Sí, le expediré con gusto un certificado de aeronavegabilidad, porque irá a Letonia, no a nuestra Fuerza Aérea’. Me expresé así por su maniobrabilidad: era suficiente para que el avión pudiera volar, pero personalmente desearía algo muy diferente de un caza. Se parecía mucho [en su comportamiento en el aire] a los cazas biplaza Fairey que se suministran al Servicio Aéreo de la Marina Real”.

Oddie señaló que su tarea era solo evaluar la aeronavegabilidad del avión, y la compañía estaba interesada en que los comentarios se limitaran estrictamente a este factor. En etapas posteriores en Renfrew, los tubos de escape individuales a cada lado del WB.XXVI fueron reemplazados por salidas separadas para cada cilindro. El 14 de mayo de 1926, después de los vuelos de prueba de Oddie, se emitió el Certificado de Aeronavegabilidad (C of A) No. 981 para el WB.XXVI a la compañía Beardmore. El número interno de la empresa indicado en el C of A era WB.11/1, mientras que en los documentos de informe de la compañía se le asignó el número de fábrica AV.3. El coste del contrato fue de £3500, y hasta diciembre de 1925 se habían gastado £7357 en el diseño.

Poco después, el WB.XXVI fue enviado a Letonia, donde fue probado y exhibido en vuelo por el Capitán Kingwill sobre el aeródromo de Spilve, cerca de Riga. El diseñador de aviones letón Kārlis Irbītis afirmó que la máquina voló en Letonia solo tres veces. El último vuelo fue realizado bajo el control del Teniente Aleksandrs Zariņš (más tarde piloto de pruebas jefe de la división de aviación de la empresa VEF), quien le dijo a Irbītis que el motor, aparentemente, se había sobrecalentado y bloqueado en vuelo, pero logró hacer un aterrizaje de emergencia exitoso.

Los líderes de la comisión encargada de aprobar el avión no quedaron satisfechos con sus características y fue rechazado. Se sabe que el vuelo realizado el 27 de agosto de 1927 por Bert Hinkler de Croydon a Riga en un prototipo de Avro Avian (registro civil G-EBOV), el vuelo sin escalas más largo en un avión ligero, se realizó para cerrar algunos asuntos en nombre de Beardmore. Probablemente, esto estaba relacionado con la anulación del contrato del WB.XXVI. Posiblemente, hasta finales de 1935, el WB.XXVI languideció en un hangar en Spilve, perteneciente al regimiento de aviación letón. Luego, el gobierno letón envió el avión de vuelta al fabricante, quien, presumiblemente, lo desguazó, ya que los registros sobre la máquina desaparecen.

Aunque Beardmore publicitó el WB.XXVI en la prensa aeronáutica durante 1926, no hubo otros compradores. Los anuncios destacaban la capacidad de control de la máquina en vuelo con pérdida de velocidad, pero se puede suponer que los compradores potenciales habrían estado más interesados si la compañía hubiera podido presumir de características excepcionalmente altas. Quizás con un motor adecuado habría logrado esto, pero esta opción permanece en el ámbito de la especulación.

Especificaciones Técnicas

Modificación	WB.XXVI
Envergadura, m	11.28
Longitud, m	8.50
Superficie alar, m2	33.10
Peso vacío	1162
Peso normal al despegue	1809
Tipo de motor	1 Motor de pistón Rolls-Royce Eagle IX
Potencia, hp	1 x 360
Velocidad máxima, km/h	233
Velocidad de crucero, km/h	195
Autonomía de vuelo, h.min	2.30
Techo de servicio, m	6100
Tripulación	2 tripulantes
Armamento	Dos ametralladoras sincronizadas Beardmore-Farquhar de 7.7 mm y una o dos ametralladoras idénticas en una torreta delante de la cabina.

Galería de imágenes y diagramas del Beardmore WB.XXVI Wombat

WB.XXVI	WB.XXVI
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