Bo.105

Desarrollo y Prototipos Iniciales

En 1961, la empresa “Belkov”, parte del conglomerado “Messerschmitt-Bölkow-Blohm” (MBB), inició por iniciativa propia el desarrollo de un helicóptero ligero con dos motores de turbina de gas, que pudiera tener una amplia aplicación para fines civiles y militares. Para el helicóptero se desarrolló un nuevo tipo de rotor principal con fijación rígida de las palas; el buje del rotor principal no tenía articulaciones horizontales ni verticales y estaba provisto solo de articulaciones axiales, similar a los bujes de paso variable para hélices de aviones. El movimiento de batido de las palas se lograba gracias a su gran elasticidad, para lo cual las palas se fabricaban de fibra de vidrio. El helicóptero debía ser de cuatro o cinco plazas y destacarse por una construcción sencilla.

La decisión de un desarrollo a gran escala se tomó en 1964 con el apoyo de los ministerios de Economía y Defensa, que financiaron el 60% del desarrollo del helicóptero. El primero de los tres helicópteros prototipo Bo.105, con dos motores de turbina de gas Allison 250-C18 y un rotor principal articulado del helicóptero Westland “Scout”, comenzó las pruebas en tierra en septiembre de 1966. Sin embargo, fue destruido inmediatamente debido a una intensa resonancia terrestre. La puesta a punto del diseño y las pruebas en tierra continuaron con el segundo helicóptero prototipo, con un rotor principal rígido, que realizó su primer vuelo el 16 de febrero de 1967.

El primer vuelo del tercer helicóptero prototipo, con dos motores de turbina de gas BMW6022, tuvo lugar el 20 de diciembre de 1967; sin embargo, se dio preferencia a los motores de turbina de gas americanos Allison 250. Estos se instalaron en dos helicópteros de preserie, que comenzaron las pruebas de vuelo en 1969 y fueron certificados en la RFA en 1971 y en EE. UU. en 1972.

Producción Global e Historial Operacional

El gobierno de la RFA, en 1976, encargó para el Ministerio de Defensa 227 helicópteros Bo.105M en variantes de reconocimiento y enlace (VBH) y 212 Bo.105P en la variante intermedia antitanque (PAH-1). Las entregas de estos modelos comenzaron en 1979 y 1980, respectivamente.

La producción en serie de los helicópteros Bo.105 comenzó en 1975 y, para 1994, se habían producido más de 1400 helicópteros, de los cuales aproximadamente 800 eran civiles y 600 militares, que tuvieron una amplia aplicación y se utilizan en 40 países. Además, los helicópteros Bo.105 se fabricaron bajo licencia a partir de 1975 en Filipinas por la empresa “PADC” (76 helicópteros), en Indonesia por la empresa “IPTN” (155 helicópteros), en España por la empresa “CASA” (160 helicópteros), en Canadá por la división “MBB Canadá” (250 helicópteros) y en Chile por la empresa “ENAER” (96 helicópteros).

Para el ejército de la RFA se suministraron 124 helicópteros de reconocimiento BO.105M/VBH y 219 helicópteros antitanque Bo.105/PAH-1, cuyas entregas se completaron en 1984. Se suministraron 12 helicópteros a la Armada de México y 24 al ejército y la fuerza aérea de Suecia. Bajo contrato, se entregaron 70 helicópteros Bo.105 CB al Ministerio de Defensa de España, incluyendo 18 para reconocimiento del ejército, 14 para vigilancia y 28 antitanque.

El precio del helicóptero Bo.105 CBS (según el tipo de cambio de 1992) era de 1,95 millones de dólares, y el del Bo.105 LS era de 2,2 millones de dólares. Los helicópteros Bo.105 se distinguen por su alta maniobrabilidad, realizando en ellos todas las figuras de pilotaje acrobático, incluyendo el loop de Nesterov. En los helicópteros Bo.105 se han establecido varios récords internacionales, entre ellos un récord de alcance de 1714 km en 1974.

Especificaciones Técnicas

El helicóptero se ha diseñado con un esquema monorrotor, con rotor de cola, dos motores de turbina de gas y tren de aterrizaje de patines.

El fuselaje es totalmente metálico, tipo semimonocasco, de aleaciones de aluminio. Los carenados de los motores y otros elementos no estructurales están fabricados en fibra de vidrio. En la parte delantera se encuentra la cabina con dos asientos, uno para el piloto y otro para el copiloto (o pasajero), y tres asientos desmontables para pasajeros. La longitud de la cabina es de 4,55 m, la anchura de 1,4 m, la altura de 1,25 m y el volumen de 4,8 m³. A los lados del fuselaje se sitúan dos puertas delanteras con bisagras y dos puertas traseras correderas. En la parte trasera inferior de la cabina hay un compartimento de equipaje de 1,85 x 1,2 x 0,57 m con una escotilla de carga trasera con compuertas que se abren lateralmente. Con los asientos traseros desmontados, se pueden instalar dos camillas en la cabina y el compartimento de equipaje. El suelo de la cabina y del compartimento de equipaje consta de siete paneles desmontables que permiten el acceso a los depósitos de combustible y al cableado del sistema de control. El panel de potencia bajo los motores está fabricado en aleación de titanio. La viga de cola cónica es de tipo semimonocasco, con una parte delantera integrada en el fuselaje y una parte trasera desmontable. El empenaje y el estabilizador con aletas en los extremos son incontrolables.

El rotor principal es de cuatro palas, con fijación rígida de las mismas. Las palas son de forma rectangular en planta, plegables, fabricadas en fibra de vidrio reforzada con una tira antierosión de aleación de titanio a lo largo del borde de ataque, y en la parte de la raíz están equipadas con amortiguadores de vibración pendulares.

El perfil de la pala es un NACA 23012 asimétrico modificado con una curvatura de borde de ataque aumentada, una cuerda de pala de 0,27 m y una torsión lineal de -8°. El buje de aleación de titanio solo tiene articulaciones axiales con rodamientos de rodillos y barras de torsión de cintas de acero. La velocidad circunferencial de las puntas de las palas es de 218 m/s.

El rotor de cola es bipala, de 1,9 m de diámetro, con fijación semirrígida de las palas. Las palas son de forma rectangular en planta, fabricadas en fibra de vidrio reforzada, con una tira antierosión de aleación de titanio a lo largo del borde de ataque. El perfil de la pala es NACA 0012, con una cuerda de pala de 0,12 m. La velocidad circunferencial de las puntas de las palas es de 221 m/s.

La planta motriz consta de dos motores turboeje con turbina libre Allison 250-C20B o C28C, instalados en la parte superior del fuselaje. Los tubos de escape están doblados en un ángulo de 45°. La masa en seco del motor es de 71,5 kg.

La transmisión consta de reductores principal de tres etapas, intermedio y de cola, y ejes de accionamiento de los grupos auxiliares. La relación de transmisión del motor al rotor principal es de 14,2:1, y al rotor de cola es de 2,7:1. La transmisión está calculada para transmitir una potencia de 514 kW/690 CV con dos motores funcionando y 283 kW/380 CV con un motor funcionando.

El sistema de combustible consta de depósitos de combustible blandos, principal y de consumo, con una capacidad total de 580 litros, cuatro bombas de combustible, filtros, válvulas y tuberías. Es posible instalar depósitos adicionales. El sistema de lubricación de los motores incluye un depósito de aceite de 12 litros de capacidad, y el de la transmisión, 11,6 litros.

El tren de aterrizaje es de tipo patín no retráctil. La amortiguación se realiza mediante la deformación elástica de los puntales transversales. Se pueden instalar ruedas extraíbles (para el desplazamiento por tierra) o cuatro flotadores inflables en los patines. La vía del tren de aterrizaje es de 2,5 m; la longitud de los patines es de 2,7 m.

El sistema de control del rotor principal es modular, redundante y asistido, con una presión de 10,2 MPa/105 kg/cm² y un caudal de 6,2 l/min. El equipo eléctrico incluye dos arrancadores-generadores de corriente continua de 24 V y 22 Ah de capacidad, y una toma para la conexión a la alimentación terrestre.

El equipo estándar incluye radiotransmisores de onda corta y ultracorta (HF y VHF), instrumentos de pilotaje, control del funcionamiento de los motores, navegación con radar Doppler, sistema de aumento de estabilidad, cabrestante de rescate y un faro de aterrizaje.

Especificaciones Técnicas

Modificación	Bo.105
Diámetro del rotor principal, m	9.84
Diámetro del rotor de cola, m	1.90
Longitud, m	8.56
Altura, m	3.00
Peso vacío	1688
Peso normal al despegue	2380
Peso máximo al despegue	2500
Combustible interno, kg	320
Tipo de motor	2 motores turboeje Allison 250-C20B
Potencia al despegue	2 x 313
Potencia en vuelo	2 x 298
Velocidad máxima, km/h	270
Velocidad de crucero, km/h	240
Alcance práctico, km	1112
Alcance operativo, km	318
Tasa de ascenso, m/min	540
Techo práctico, m	4265
Techo estático, m	2560
Tripulación	2
Carga útil	4 pasajeros o dos camillas

Galería de imágenes y diagramas del Bo.105

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