Northrop YF-17

El diseño de los elementos principales del avión comenzó a comienzos de 1965, a partir del proyecto interno N-300 de Northrop. El N-300 estaba basado en el F-5E, con un fuselaje extendido, pequeñas extensiones del borde de ataque (LEX) y turborreactores GE15-J1A1 de 40 kN de empuje cada uno. Las alas se movieron más arriba en el fuselaje para aumentar la flexibilidad de la carga. El N-300 evolucionó al P-530 Cobra, que utilizaba motores GE15-J1A5 de 57,8 kN de empuje con una relación de derivación muy baja. El flujo de derivación era un chorro frío en la parte trasera del motor, consiguiendo el apodo de "turborreactor con goteras", que permitía construir la bodega de los motores con materiales más ligeros y baratos.[1]

La forma alar y el morro del P-530 eran similares a los del F-5, con una forma trapezoidal formada por un ángulo de 20º y un borde de fuga sin ángulo, pero duplicando la superficie alar. Las alas, montadas inicialmente en la parte superior del fuselaje, se fueron trasladando gradualmente a una posición media. Su característica más distintiva eran las extensiones de las raíces de los bordes de ataque (LERX), que se estrechaba hacia el fuselaje bajo la cabina. Permitía realizar maniobras con ángulos de ataque superiores a 50º y proporcionaba un 50% más de sustentación. Las extensiones también servían para suavizar el flujo de aire que llegaba a las tomas de los motores en ángulos de ataque altos. Su aspecto similar a la cabeza de una cobra consiguió que el avión tuviese ese apodo, que sería adoptado por el YF-17.[2] Los estudios demostraron que un único estabilizador vertical era insuficiente para ángulos de ataque altos y se cambió a dos estabilizados gemelos inclinados 45°. El resultado fue un avión con estabilidad longitudinal y maniobrabilidad mejorada. Sin embargo, Northrop no confiaba en los controles fly-by-wire, por lo que mantuvo los sistemas de control mecánicos. El avión, que se presentó el 28 de febrero de 1971, fue anunciado como un modelo de 18000 kg de peso máximo y velocidad máxima de Mach 2, pero no despertó mucho interés entre los compradores extranjeros.

YF-17 junto a un YF-16, prototipo del F-16.

Cuando se anunció el programa Light Weight Fighter en 1971, Northrop modificó el P-530 al diseño P-600, que sería designado como YF-17A. Mientras que el P-530 tenía la intención de ser un avión polivalente, el P-600 iba a ser estrictamente un demostrador de combate aire-aire y, en consecuencia, se trasladó el cañón de la parte inferior del fuselaje a la parte superior. El diseño del YF-17 y del motor prototipo YJ101 (un desarrollo del motor GE15) consumió más de un millón de dólares y 5000 horas en pruebas de túnel de viento.

El primer prototipo (con número 72-1569) se presentó en Hawthorne el 4 de abril de 1974, y realizó su primer vuelo en la base Edwards el 9 de junio. El segundo (72-1570) voló por primera vez el 15 de agosto de ese año. Durante 1974, el YF-17 compitió contra el YF-16 Fighting Falcon de General Dynamics. Los dos prototipos realizaron 288 vuelos de pruebas, con un total de 345,5 horas. El YF-17 alcanzó una velocidad máxima de Mach 1,95, un factor de carga de 9,4 g y una altitud máxima superior a 15240 m. Podía mantener un ángulo de ataque de 34º en vuelo nivelado y de 63º en ascenso.

La Armada de los Estados Unidos tenía una pequeña participación en el programa LVF. En agosto de 1974, el Congreso ordenó a la Armada que hiciese el máximo uso de la tecnología y hardware del LVF para su nuevo cazabombardero ligero, el VFAX. Como ningún contratista tenía experiencia con cazas navales, buscaron socios que les proporcionasen experiencia. General Dynamics se unió con LTV Aerospace y Northrop con McDonnell Douglas. Cada equipo envió sus diseños revisados con las necesidades de la Armada de un radar de largo alcance y capacidad polivalente.[3]

Comparación ente el YF-17 y el F/A-18.

Aunque Northrop esperaba ser el ganador debido a sus años de experiencia en cazas ligeros y el historial del diseño del P-530, la Fuerza Aérea seleccionó al YF-16 en enero de 1975. El YF-16 era ligeramente más veloz y utilizaba un motor común con el F-15 Eagle. La Armada no creía que el YF-16 de un único motor y tren de aterrizaje estrecho fuese apropiado o fácil de adaptar a las operaciones en portaaviones, y rechazó adoptar el diseño. En mayo de 1975, la Armada obtuvo la aprobación para desarrollar su propio avión basado en el YF-17. Al convertirse en un proyecto naval, la Armada designó a McDonnell Douglas como contratista principal. Como los requisitos de la Armada eran diferentes a los de la USAF, el avión fue modificado intensamente: el F/A-18 resultante no compartía ni las dimensiones ni las estructuras del YF-17.

Características generales

• Tripulación: 1 (piloto)
• Longitud: 17 m
• Envergadura: 10,5 m
• Altura: 5 m
• Superficie alar: 32 m²
• Peso vacío: 7800 kg
• Peso cargado: 10430 kg
• Peso máximo al despegue: 15580 kg
• Planta motriz: 2× turbofán con postcombustión General Electric YJ101-100.
  • Empuje normal: 64,1 kN (6532 kgf; 14 400 lbf) de empuje cada uno.

• Velocidad máxima operativa (V_no): Mach 1,95
• Alcance: 4810 km (2597 nmi; 2989 mi)
• Techo de vuelo: 15 240 m (50 000 ft)
• Régimen de ascenso: 250 m/s (49 212 ft/min)
• Carga alar: 320 kg/m²
• Empuje/peso: 1,25

• Northrop F-5
• McDonnell Douglas F/A-18 Hornet
• Boeing F/A-18E/F Super Hornet

• General Dynamics F-16 Fighting Falcon
• Mikoyan MiG-29

• Secuencia N-_ (interna de Northrop): ← N-250 - N-267 - N-285 - N-300 - N-301 - N-302 - N-303 -- N-307 - N-311 - N-320 - N-321 - N-322 - N-330 - N-370
• Secuencia F-_ (Cazas estadounidenses, 1962-presente): ← F-14 - F-15/E - F-16 - YF-17 - F/A-18/E-F - F-20 - F-21 →

• Anexo:Aeronaves de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (históricas y actuales)