shintaro-ozaki/entity-explanation huggingface dataset:
Title: シュド・エスト_SE.2010 (SNCASE Armagnac)
Section: 歴史

アルマニャックは、大西洋横断飛行航路への就役を目的に設計された首輪式降着装置付きの片持ち式中翼単葉機であった。第2次世界大戦のために計画は遅延したが、開発作業は迅速に進み最初の試作機は1949年4月2日に初飛行を行った。15機を生産しエールフランスに納入されることが計画された。試作機を評価した後1952年に最初の量産機の納入準備ができたときには、エールフランスは購入機数を下方修正した。購入機数を下方修正した要因はアルマニャックの不十分な性能であった。大西洋横断飛行航路就役を目的に設計されたにもかかわらず、本機の航続距離はこの目的に要求されるものには足りなかった。加えて、それより短い飛行航路用に運用するにはアルマニャックは単純に大き過ぎた。アンダーパワーの航空機というものは一般的には運用するのに不経済なものであった。僅か8機のアルマニャックが生産され4機がTAI（Transports Aériens Intercontinentaux）航空（後のUTA）に納入された。TAI航空は8カ月運用した後で運用に不適として運航を止めた。この4機はSAGETA（the Société Auxiliaire de Gérance et d'Exploitation de Transport Aériens）航空に譲渡され、同社は計7機を貨物、郵便の輸送及びツールーズから仏領インドシナのサイゴンへの兵員輸送に使用した。この任務で本機は高い評価を受けたが、その地域のフランスの統治はほとんど終了しており1954年半ばには余剰品となっていた。1955年にはその多くが解体された。2機のアルマニャックが1956年メルボルンオリンピックの際、フランスの選手団を運んだ。当時、アルマニャックはそれまで製造された民間機の中で最大の物の1つであった。航空機用として量産されたエンジンの中で最大のピストンエンジンであるプラット・アンド・ホイットニー R-4360を装備し、将来のワイドボディジェット旅客機を思わせ、同時代の他の旅客機よりも幅広い4.7 m（15ft 5in）の胴体が客室の広さを感じさせより多くの乗客を収容できた。160人までの乗客が収容でき、これは当時としては大人数であった。不運なことにアルマニャックは性能的に失望するものであり、その航続距離は商業的成功を妨げるものであった。
Title: シュド・エスト_SE.2010 (SNCASE Armagnac)
Section: 運用

 フランスUTA (TAI)Société Auxiliaire de Gérance et d'Exploitation de Transport Aériens (SAGETA)
Title: シュド・エスト_SE.2010 (SNCASE Armagnac)
Section: 要目

乗員：4名搭乗可能乗客数：78 - 160名全長：39.63 m (130 ft 1⁄4 in)全幅：48.95 m (160 ft 7 in)全高：13.50 m (44 ft 3+1⁄2 in)翼面積：235.60 mm2 (2,536 ftm2)空虚重量：37,813 kg (83,363 lb)最大離陸重量：77,750 kg (170,858 lb)最高速度：495 km/h (308 mph)巡航高度：6,800 m (22.310 ft)航続距離：5,120 km (3,181 miles)エンジン：4 * プラット・アンド・ホイットニー R-4360 3,500 hp (2,610 kw)
Title: Y1B-20_(航空機) (Boeing Y1B-20)
Section: abstract

Y1B-20（Boeing Y1B-20）とは、アメリカ合衆国の航空機メーカーであるボーイングが開発しようとしたレシプロ大型爆撃機である。ボーイングの社内名称は「モデル316」である。
Title: Y1B-20_(航空機) (Boeing Y1B-20)
Section: 概要

ボーイングがアメリカ陸軍航空隊向けに開発していた大型爆撃機XB-15は諸般の問題により制式採用されなかった。ボーイングではXB-15のエンジンの推進力を強化した拡大改良機B-20を開発することになった。なお「Y1」とは会計年度の予定された予算外による開発費支給という意味である。これは1938年に軍部から試作機2機の発注が内示されたが、直後にキャンセルされ構想のみで幻に消えたためである。結局、計画はキャンセルされたがボーイングは開発研究をすすめ、第二次世界大戦で活躍するB-29の開発の基礎となった。
Title: Y1B-20_(航空機) (Boeing Y1B-20)
Section: 性能要目（予定値）

乗員: 10全長：33.3m全幅 ：47.8m高さ：7.1m空虚重量：39700Kg全備重量：41500Kg最大離陸重量 ：47700Kg飛行機関: Wright GR-2600-A73, 1,350 hp (1,000 kW)4基最大速度 ：415Km/h巡航速度 ：389Km/h航続距離 ：4,000マイル（6400Km）武装7.62ミリ機関銃3丁12.7ミリ機関銃4丁爆弾：17600ポンド（6620Kg）
Title: BAC_3-11 (BAC Three-Eleven)
Section: abstract

BAC 2-11とBAC 3-11は1960年代末にイギリスのブリティッシュ・エアクラフト・コーポレーション(BAC)で進められた旅客機の計画。計画は設計段階で終了した。
Title: BAC_3-11 (BAC Three-Eleven)
Section: 概要

1960年代にBACはビッカース VC-10のような既存の旅客機の後継機種の構想に興味を示し、当初は一般的にはSuper VC10として認識されるVC10の2階建て仕様が検討された。この概念の失敗後、英国海外航空(BOAC)はアメリカ製のボーイング747を代わりに選定して、BACは成功したBAC 1-11を部分的に基にしたより小型の機体の開発を決定した。その結果提案された191から208席の旅客機は2-11として知られ、エアバスの代替案として他のヨーロッパ諸国との共同開発が計画された。しかし、2-11の調査はイギリス政府がエアバスへの協力を志向したので1968年に中止された。1969年にイギリスがエアバス計画から撤退することを決定した後、BACは2-11の設計を迅速に修正し、3-11として知られる最新の提案を作成するために更新された。それは、大きさ、重量、および用途の点では、元のエアバスの設計と同様に、ワイドボディ旅客機だった。 1970年8月、BEAの会長のSir Anthony Milwardは、3-11計画に対する楽観的な意見を表明した。1969年11月中に技術省から3-11へ資金の支援が検討された。しかし、いくつかの理由、エアバスと真っ向からの競争を避ける政策的な合意と開発費用の予想外の高騰の傾向により1970年12月2日に航空供給大臣であるFrederick Corfieldは公的支援はないことを表明したことにより、翌年、BACはその計画を延期した。
Title: BAC_3-11 (BAC Three-Eleven)
Section: 開発
Subsection: 2-11

1960年代にヨーロッパの航空機製造会社の間でデハビランドコメットやブリストル・ブリタニアやシュド・アヴィアシオンのカラベル、B707等の第1世代の旅客機を置き換える新世代の旅客機の開発への関心が高まった。イギリスではBACも例外ではなく、民間と軍用の両方の需要に関心を持っていた1964年にBACと国内の競合企業であるホーカーシドレーの両社は既存の旅客機であるVC10とホーカーシドレー・トライデントの延長型の製造への調査をした。最初の半年にBACはSuper VC10と呼ばれるVC10の2階建て仕様の2つの案を提案した。しかし、その案は成功のためには数千万ポンドのイギリス政府による支援を必要とすることが明らかになった。航空作家であるDerek Woodによれば2階建てでは計画されたロールス・ロイス RB178 ターボファンエンジンが必要だったが、商業的な見通しが良くなく、英国海外航空 (BOAC)は代わりにボーイング 747の購入を決めた。
Title: BAC_3-11 (BAC Three-Eleven)
Section: 開発
Subsection: 3-11

1968年にイギリス政府は市場の見込みが無いのでエアバスから脱退を決めた。 BACはその決定に勇気づけられ、凍結していた2-11の設計を手直しして再提案した3-11は1967年と1969年にパリ航空ショーで発表された。それはワイドボディ機で当時、開発の初期段階だったエアバスA300と同規模で航続距離等の仕様も幾分似ていた。
Title: BAC_3-11 (BAC Three-Eleven)
Section: 開発
Subsection: 支援の欠如と中止

3-11の開発には巨額の資金が必要でそれはもはや衰退しつつあったイギリスの航空機産業では賄いきれるものではなく、イギリス政府でさえも賄う事は困難だった。そのため1970年12月に計画は中止された。
Title: ブレダ_Ba.201 (Breda Ba.201)
Section: abstract

ブレダ Ba.201（Breda CC.20）は、ブレダ社により第二次世界大戦中に設計/製作されたイタリアの急降下爆撃機である。
Title: ブレダ_Ba.201 (Breda Ba.201)
Section: 開発

大戦前のスペイン内戦や第二次エチオピア戦争期間中に見せた高稼働率と高い成果を知っている者誰しもにとってイタリア王立空軍が効果的な爆撃機の開発にあぐねていることは驚きであった。空軍の第二次世界大戦最初の1か月の戦果はみじめなもので、100 km (60 mi)以内の距離にある1,000機の敵爆撃機基地であるマルタの戦力減退にも失敗したほどであった。その理由の一つは急降下爆撃機や効果的な地上攻撃機に欠いていたことであった。ブレダ Ba.88は失敗作であり、カプロニ Ca 310は役に立たずにフィアット CR.32戦闘爆撃機に取って代わられた。もう一つの失敗はサヴォイア・マルケッティ SM.85急降下爆撃機であり、これは後継機のSM.86の評価試験が完了する前に引き揚げられてユンカース Ju 87「スツーカ」に代替された。1939年に最高速度が単発機で500 km/h (310 mph)、双発機で450 km/h (280 mph)、爆弾500 kg (1,100 lb)搭載時に航続距離が単発機で1,200 km (750 mi)、双発機で2,400 km (1,490 mi)という仕様の急降下爆撃機の新たな競争試作が発せられた。双発機への提案は1機種のみで、このピアッジョ P.122は全金属製、胴体背面のエアブレーキ、2基合計で1,491 kW (2,000 hp)を発生するピアッジョ P.XI RC40エンジン装備という機体であったにもかかわらず、競合機が存在せず任務不適合と判断されて製作すらされなかった。単発機は2機種が提案され、1機がカプロニ Ca.335軽爆撃機から派生した1941年1月初飛行の単座のCa.355、別の1機がブレダ Ba.201であった。
Title: ブレダ_Ba.201 (Breda Ba.201)
Section: 設計

Ba.201は引き込み可能な尾輪式降着装置を持つ全金属製の片持ち式低翼単葉機であり、逆ガルウィング形式の主翼のスプリット・フラップはダイブブレーキの役割も担っていた。低い位置に水平尾翼を配された胴体は細く、パイロットに良好な視界を確保するためにコックピットは可能な限り機体前方寄りに位置していた。急降下性能は満足いくものであり、ダイブブレーキは非常に効果的（おそらく効き過ぎで敵砲火の標的になるほどに機体を低速にしてしまう危険があった）であることが分かった。1発の500 kg (1,100 lb)が搭載可能であり、2丁の12.7 mm (.5 in) ブレダSAFAT機関銃を主翼に装備していた。出力895 kW (1,200 hp)のフィアット A.38、716 kW (960 hp)のイソッタ・フラスキーニ IF L.121、より高出力で839 kW (1,125 hp)のイソッタ・フラスキーニ ゼトラ（Zetra）などが検討された後で、そのコンパクトさと自由度の高い急降下飛行が可能な燃料直接噴射をかわれてダイムラー・ベンツ DB 601エンジンが選択された。1941年7月3日に初飛行を行った試作機は、その後公式試験のためにグイドーニア・モンテチェーリオへ送られた。Ba.201は爆弾投下後であればその他のイタリアの戦闘機を抑え込めるほどの十分な敏捷性を発揮して見せたが、最高速度は要求された500 km/h (310 mph)よりも低速の460 km/h (290 mph)しか出せず、これは古めの第一線の戦闘機よりも若干遅い値であった。敵戦闘機に対する防御能力はほとんど持たず、爆弾投下後はなす術がなかった。前方視界は良好である反面、後方視界は悪かった。ユンカース Ju 87Dと比較するとJu 87の最高速度は410 km/h (260 mph)でしかなかったが、連装の新しい毎分3,200発が発射可能な7.92 mm (.312 in) MG 81z機関銃を装備していた。これによりJu 87の後部銃手は大きな防御力を持つ一方で、Ba.201のパイロットは独力で何とかしなければならなかった。同じDB 601エンジンを搭載したレジアーネ Re.2001戦闘爆撃機は、約550 km/h (342 mph)の速度を発揮して640 kg (1,411 lb)の爆弾搭載量を確保していた。開発計画が放棄されるまでに試作初号機のMM.451に続いて製作されたのは1機のみであった。
Title: ブレダ_Ba.201 (Breda Ba.201)
Section: 要目 (Ba.201)

出典: Tuffatore諸元乗員: 1全長: 11.09 m （36 ft 6 in）全高: 3.10 m （10 ft 2 in）翼幅: 13.00 m（42 ft 8 in）翼面積: 24.84 m2 （267.3 ft2）空虚重量: 2,380 kg （5,236 lb）運用時重量: kg （lb）有効搭載量: kg （lb）最大離陸重量: 3,650 kg （8,030 lb）動力: ダイムラー・ベンツ DB 601A 液冷 倒立V型エンジン、867 kW （1,175 hp）   × 1性能超過禁止速度: km/h （kt）最大速度: 460 km/h （248 knots） 286 mph4,000 m (13,125 ft)巡航速度: km/h （kn） mph失速速度: km/h （kt）フェリー飛行時航続距離: km （海里）航続距離: 1,200 km （648 nmi） 745 mi実用上昇限度: m （ft）上昇率: 4,000 m (13,125 ft)まで: 7 min 50 s離陸滑走距離: m （ft）着陸滑走距離: m （ft）馬力荷重（プロペラ）: kW/kg （lb/hp）武装固定武装: 2 × 12.7 mm ブレダSAFAT機関銃爆弾: 1 × 500 kg (1,102 lb)
Title: A-7_(航空機・ソ連) (Antonov A-7)
Section: abstract

アントノフ A-7（Antonov A-7）は、第二次世界大戦のソビエト連邦で開発された兵員輸送用の小型軍用グライダーである。
Title: A-7_(航空機・ソ連) (Antonov A-7)
Section: 開発

1941年のドイツの侵攻の後間も無く赤軍の最高司令部は輸送グライダーの必要性を認識し、幾つかの設計局に開発を命じた。オリェーク・アントーノフは1939年に予備的に設計していた小型グライダーを提案した。この機は当初RF-8（Rot Front-8）という名称で、本質的にはスポーツ・グライダーのRF-7を大型化したものだった。評価試験の結果、搭乗者数を5名から7名（操縦士を含む）に増やした。A-7は引き込み式の降着装置を持つ全木製の高翼機であった。1941年遅くに評価が行われてA-7（Antonov, 7 人乗り）の名称で量産命令が出され、約400機が製造された。1942年遅くから1943年初めにかけて1,000リットルの燃料を搭載したタンカー・グライダーという通常とは異なる派生型がテストされた。これはイリューシン DB-3爆撃機に曳航され、航続距離を延長するために飛行中に給油するというものだったが、量産はされなかった。
Title: A-7_(航空機・ソ連) (Antonov A-7)
Section: 運用の歴史

A-7はグリボフスキ G-11と共にソビエト連邦の輸送グライダーの大多数を占めた。両機はパルチザンへの食料、武器、機器、訓練要員の供給に使用された。最も集中的に使用されたのは1943年4月から11月にかけてベラルーシのポロツク-ベゴムル-レペル（Polotsk-Begoml-Lepel）地域であった。このときは数百機ものソビエト連邦のグライダー（全機種）が夜間輸送飛行に使用され、着陸後にグライダーは破壊されて操縦士は航空機で連れ戻された。グライダーは1944年にも幾つかの地域でパルチザンへの補給活動に使用された。敵の前線後方での破壊活動への補給にもグライダーは使用されたが、A-7の搭載量の少なさはこの種の任務には適していなかった。A-7は主にツポレフ SBやイリューシン Il-4爆撃機に曳航された。（イリューシン Il-4は2機のA-7を曳航できた）少し変わった運用は1942年11月のモスクワからスターリングラードへの空中橋梁での使用であった。これはスターリングラード攻防戦中に戦車のエンジン冷却の不凍液を緊急に輸送するためのものであった。A-7は成功作ではあったが他の小型グライダー（G-11）よりも搭載量が少なく、座席の配置と貨物室の中央部にある片持ち式の引き込み式降着装置が搭載貨物を限定していた。A-7は兵員 7名（操縦士を含む）又は900 kg (1,980 lb)までの貨物を搭載できた。
Title: A-7_(航空機・ソ連) (Antonov A-7)
Section: 特徴

A-7は、長方形断面の混合材料（ほとんどが木材）のセミモノコック構造の高翼機であった。機首に操縦士1名分の操縦席、その後ろに6名分の貨物室があり：2名が横向きに前部（対面座）、2名が横向き（対面座）に後部、2名が前後向きに中央部（背面座）、胴体全部の左側と後部の右側に2枚扉があった（ドアを開ける前に全部左と後部右の座席を持ち上げねばならなかった）。ドアとドアの反対側の胴体には小さな丸窓が設けられていた。合板と羽布張りの主翼は3つの部分で構成され、降着装置は手動引き込み式でそのカンチレバーは貨物室2つの中央部の座席の間にあった。着陸距離を短くする場合は胴体下にソリを使用した。
Title: A-7_(航空機・ソ連) (Antonov A-7)
Section: 運用

 ソビエト連邦ソ連空軍
Title: A-7_(航空機・ソ連) (Antonov A-7)
Section: 要目

乗員：1名積載量：兵員 7名（操縦士を含む）又は900 kg (1,980 lb)全長：10.54 m (34 ft 7 in)全幅：18 m (59 ft 0½ in)全高：1.53 m (5 ft)翼面積：23.20 m² (250 ft²)アスペクト比：空虚重量：955 kg (2101 lb)全備重量：1760 kg (3782 lb)最大離陸重量：1875 kg (4125 lb)超過禁止速度：400 km/h (216 knots, 248 mph)最大速度：300 km/h (162 knots, 186 mph)最大滑空比：1 : 18（他の書籍では：22.5）
Title: サンダース・ロー_ロンドン (Saro London)
Section: abstract

サンダース・ロー A.27 ロンドン（Saunders Roe A.27 London）はイギリスの軍用複葉飛行艇。製造はサンダース・ロー社で、31機の製造に終わったが、サンダース・ロー社にとっては、最も多数生産された機種である。1936年からイギリス空軍での運用が開始された。第二次世界大戦の勃発前には退役予定であったが、後継機種であるサンダース・ロー ラーウィックが失敗作となったため、一部は現役を続けた。
Title: サンダース・ロー_ロンドン (Saro London)
Section: 開発

A.27 ロンドンは空軍省の仕様 R24/31（汎用の外用パトロール用飛行艇）に従って開発が開始され、サンダース サヴァーン（Saunders Severn）を基とした。ロンドン及び同時期に開発されたスーパーマリン ストランラー（Supermarine Stranraer）が、イギリス空軍の複葉・複数エンジンの飛行艇としては最後のものとなった。試作1号機は、ブリストル ペガサス II（Pegasus II）空冷エンジンを2機を、海水の飛沫を避けるために主翼上面に搭載し、1934年に初飛行した。この1号機は、1934年から1936年にかけて、第209スコードロン（フェリクストウ）および第210スコードロン（ジブラルタル）に配備された。量産機はエンジンをペガサス IIIとし、1936年から配備が開始された。第11号機からはエンジンをペガサス Xに交し、ロンドン Mk.IIの名称が与えられた。初期生産分も、後にエンジンをペガサス Xに交換し、やはりMk.IIと呼ばれた。このモデルは、スーパーマリン サザンプトン（Southampton）の代替として、イギリス空軍第201スコードロン（Calshot）に配備された。1936年10月には、やはりサザンプトンの代替として第204スコードロン（Mount Batten）に配備された。同スコードロンは、翌年にもブラックバーン パース（Perth）の代替としてロンドンが支給された。マルタ島の第202スコードロン（Supermarine Scapaの代替）、第228スコードロン（Pembroke Dock）にも配備された。1937年から1938年にかけて、第204スコードロンには5機のロンドンが配備されており、シドニー植民地設立150周年記念のためのオーストラリアへの長距離訓練飛行のため、外部燃料タンクが装備されていた。外部タンク使用の場合の航続距離は4180kmであった。
Title: サンダース・ロー_ロンドン (Saro London)
Section: 運用歴

1939年9月、第二次世界大戦が勃発したが、ロンドンは依然としてシェトランド諸島サロム・ヴォウ（ Sullom Voe）の第201スコードロン、ジブラルタルの第202スコードロンに配備されていた。インヴァゴードン（ Invergordon）の第240スコードロンにも、1939年7月にロンドンが再配備された。これらに配備されたロンドンは、北海、地中海のパトロールに従事した。何機かは背部に燃料増加タンクを装備して、航続距離を延ばした。下翼に2000ポンド（907kg）までの爆弾、爆雷または機雷を搭載することができた。ロンドンのパトロール任務は、徐々にロッキード ハドソンのような新型機に代替され、また飛行艇としては、ショート サンダーランドが配備された。何機かはカナダ空軍に移管された。
Title: サンダース・ロー_ロンドン (Saro London)
Section: バリエション

試作機1機ロンドン Mk.I10機製造。820馬力のペガサス III エンジン2基を搭載し、プロペラは2枚ブレードであった。後にM.IIに改造された。ロンドン Mk.II20機製造。915馬力のペガサス X  エンジン4基を搭載し、プロペラは4枚ブレード。
Title: サンダース・ロー_ロンドン (Saro London)
Section: 使用者

 カナダカナダ空軍 イギリスイギリス空軍第201スコードロン（1936年4月 – 1940年4月）第202スコードロン（1937年9月 – 1941年6月）第204スコードロン（1936年10月 – 1939年7月）第209スコードロン（1934年10月 – 1936年2月）第210スコードロン（1935年10月 – 1935年11月）第228スコードロン（1937年2月 – 1938年9月）第240スコードロン（1939年7月 – 1940年7月）
Title: サンダース・ロー_ロンドン (Saro London)
Section: 仕様・性能（ロンドン Mk.II）

出典: War Planes of the Second World War: Volume Five Flying Boats 諸元乗員: 6名全長: 17.23 m （56 ft 6 in）全高: 5.72 m （18 ft 9 in）翼幅: 24.39 m（80 ft 0 in）翼面積: 132.4 m² （1,425 ft²）空虚重量: 5,045 kg （11,100 lb）運用時重量: 8,364 kg （18,400 lb）最大離陸重量: 10,000 kg （22,000 lb）動力: ブルストル ペガサス X 空冷星型、  915馬力  × 2性能最大速度: 250 km/h（135ノット）  （高度2,000 m）巡航速度: 206 km/h（111ノット）  （高度6,000 m）フェリー飛行時航続距離: 2,800 km（1,510海里）航続距離: 1,770 km（956海里）実用上昇限度: 6,067 m （19,900 ft）上昇率: 6.0 m/s （1,180 ft/min）武装爆弾: 爆弾、爆雷、または機雷最大902 kg (2000 lb)
Title: VEF_I-16 (VEF I-16)
Section: abstract

VEF I-16は、カールリス・エァビテスの設計とVEF社の製作による1939年のラトビアの試作戦闘機である。開発作業はソ連によるラトビア占領とその後のVEF社社員の粛清により中止された。唯一製作された機体は後にドイツ軍により鹵獲され、ドイツ空軍によりテストされた。
Title: VEF_I-16 (VEF I-16)
Section: 概要

I-16はチェコスロバキア製倒立V型 12気筒 空冷エンジンを搭載し、2枚ブレードプロペラを駆動する円形翼端の主翼を持つ低翼単葉機であった。試作機は流線形の覆いを取り付けた固定式降着装置であったが、量産型は引き込み式に変更される予定であった。武装は胴体に2丁のブローニング製機関銃を装着することになっており、両主翼下に各1門を追加で搭載可能であった。
Title: VEF_I-16 (VEF I-16)
Section: 要目

(I-16) Latvia's Little Hawk 乗員：1名全長：7.30 m (23 ft 11 in)全幅：8.23 m (27 ft 0 in)全高：2.70 m (8 ft 10 in)翼面積：11.43 m² (123.0 ft²)翼面荷重：11.43 m² (123.0 ft²)空虚重量：1,100 kg (2,420 lb)全備重量：1,540 kg (3,388 lb)出力重量比：220 W/kg (0.13 hp/lb)エンジン：1 × Walter Sagitta I-SR 倒立V型12気筒 空冷エンジン、403 kW (540 hp)最大速度：483 km/h (261 knots, 300 mph) at 7,900 m (25,900 ft)巡航高度：8,100 m (26,600 ft)航続距離：805 km (438 nmi, 500 miles)武装：2 × 7.9 mm ブローニング 機関銃
Title: ZMC-2 (Detroit ZMC-2)
Section: abstract

ZMC-2は、金属製の船体を有する全金属飛行船である。アメリカ合衆国のエアクラフト・ディベロプメント社が開発し、アメリカ海軍が運用した。グロッセ・アイル海軍航空基地で1928年に建造が始まり、1929年に初飛行した。ZMC-2の船体は、流線型で前方が太く船尾側が細長いティアドロップ（涙滴）形で、外壁にはアルクラッド材が用いられた。全長149フィート5インチ（約45.5メートル）、最大直径52フィート8インチ（約16.1メートル）で、総体積202,200立方フィート（約5,726立方メートル）だった。アメリカ・ニュージャージー州のレイクハーストを拠点として実験や実証用途で12年間運用され、1941年に解体された。総飛行回数は752回、総飛行時間は2,265時間、総飛行距離は80,000マイル（約128,747キロメートル）で、世界唯一の実用的な全金属飛行船だった。
Title: ZMC-2 (Detroit ZMC-2)
Section: 開発の経緯

ZMCとはZeppelin Metal Clad（ツェッペリン・メタル・クラッド：金属の外殻をもつ硬式飛行船の意味）の略である。ZMC-2は、デトロイト・エアクラフト社の1部門であるエアクラフト・ディベロプメント社によって開発された。ZMC-2の開発を指導したのはラルフ・アップソンである。彼は、エンジニアで気球乗りでもあり、気球レースのゴードン・ベネット・カップでの優勝経験もあった。1922年頃からアップソンと同社は、これまでにない斬新な飛行船の可能性を模索していた。飛行船は、その船体内に空気より軽い浮揚ガスを封入することで静的浮力を得る航空機である。アップソンらが構想したのは浮揚ガスを封入する船体を金属で構成する飛行船であり、全金属飛行船またはメタルクラッド飛行船と呼ばれるものだった。ヘンリー・フォードとエドセル・フォード、ゼネラルモーターズのチャールズ・ケタリング、アレックス・ダウ、ウィリアム・B・スタウトらの支援を得たアップソンは、カール・フリッチェとともにデトロイト・エアクラフト社を設立した。1925年、アメリカ海軍のグロッセ・アイル海軍航空基地の一角に、全金属飛行船を建造するための専用の格納庫が建設された。この格納庫は、高さと幅がそれぞれ120フィート（約36.6メートル）、長さが180フィート（約54.9メートル）の大きさであった。試作機に続く全金属飛行船の建造計画もあったため、格納庫は将来拡張できるようになっていた。全金属飛行船の実現に向けて、船体の気密性の確保方法、軽量化、腐食対策、振動対策、そして建造方法などについて研究が進められた。全金属飛行船は、金属の骨格で船体形状を保持する点は従来の硬式飛行船と同じであったが、船体外壁を布張りとしていた硬式飛行船とは構造部材への荷重のかかり方が大きく異なっていたため、基礎研究が行われた。試験機として、ジュラルミンを船体に用いたZMC-1が制作された。船体外壁のジュラルミンの厚さは0.008インチ（約0.2ミリメートル）で、当時この薄さの腐食特性は未知であった。そこで、ZMC-1により6か月間の暴露試験が実施され、腐食特性や脆化特性が調査された結果、ジュラルミンは安全な材料とは言えないことが判明した。ジュラルミンは腐食の影響を受けやすく、海軍飛行船の運用環境において想定される塩害に特に弱かった。その後の研究の結局、船体外壁にはアルクラッド材を採用することとなった。アルクラッド材とは、強いジュラルミン系合金を心材として、表面に純アルミニウムの薄い層を圧着、被覆して心材の耐食性不良を補完した合板である。アルクラッド合金の不利な点は、アルミニウム板よりも厚くなることで、飛行船の重量が当初想定より数百ポンド（100ポンドは約45キログラム）重くなった。
Title: ZMC-2 (Detroit ZMC-2)
Section: 建造

ZMC-1などによる入念な研究を経て、1928年にZMC-2の建造が始まった。ZMC-2は、アメリカ合衆国においてアルクラッド材を使用した最初の航空機となった。ZMC-2の船体を組み立てるため、デトロイト・エアクラフト社の一部門であるアヴィエーション・ツール社によって特注の自動リベット接合装置が開発された。この接合装置は巨大なミシンのように動作するもので、アメリカ海軍航空工廠からZMC-2建造のため移籍してきたエドワード・ヒルが考案した。1928年3月7日、ZMC-2建造のためリベット接合装置が稼働し始めた。リベット装置は、リールからアルミニウム製の小さいワイヤを3本送り出し、それらを上下互い違いに編み込んでリベット止めし、幅約0.25インチ（約6ミリメートル）の網目を作っていった。リベット装置は、理論上は1時間あたり50フィート（約15メートル）の網目を製造できるはずだったが、実際には、平均10フィート（約3メートル）かそれを少し超える程度の製造速度だった。リベット装置によって、手作業だと128人分かかるリベット打ちを2人でこなすことができた。船体は、前後2分割して製造された。船体外壁は、厚さ0.24ミリメートルのアルクラッド材の薄板で構成された。薄板は扇型に加工され、その端同士をリベット接合することで輪のような形状が作られた。そして、その輪を隣の輪とリベットで繋ぎ合わせて船体が構成された。船体の建造は前後に2分割されて行われ、それぞれ船首・船尾側から進められた。建造中の船体は横倒しにして天井から吊り下げられており、製造が進むにつれてティーカップを逆さまにしたような形状が現れた。前後のパーツの製作が完成したのち、両者を垂直にしてリベット接合し、1つの船体となった。用いられたリベットは約350万本に及んだ。船体外殻の剛性と強度を確保するため、船体断面の要所要所に円形の肋材（フレーム）が加えられた。さらに、肋材間を前後方向に繋ぐよう、軽量の縦通材（ロンジロン）が配置された。ZMC-2のこの船体は、構造力学的にはセミモノコック構造であり、内部はさながら巨大な鳥かごのようであった。ZMC-2の浮揚ガスには、ヘリウムガスが用いられた。ヘリウムガスは直接船体に封入され、布などによるガス袋は用いられなかった。ヘリウムガスは空気と混じりやすく一度混合すると分離が難しい性質を持つため、ZMC-2の船体にヘリウムガスを入れるのは事前の予想より難航した。船体内を純粋なヘリウムで満たすためには、事前に船体から空気を抜いておく必要があった。そこで封入作業は2段階に分けられた。まず空気より重くヘリウムと混合しにくい二酸化炭素で船体内を満たし、次にヘリウムを入れて二酸化炭素を抜くこととなった。封入作業の直前に、船体が二酸化炭素で満たされると、重さが数千ポンド増えることが危惧された（1,000ポンドは約450キログラム）。そこで船体破壊を防ぐための補強作業が実施され、これに数週間を要した。空気の入れ替えのため、船体の下部と上部にそれぞれパイプが接続された。第1段階では、二酸化炭素は船体下側から送り込まれ、上側から空気が抜かれた。次に、上側のパイプからヘリウムを送り込みつつ、下側のパイプから二酸化炭素を抜かれた。ZMC-2の建造にかかった費用は、ZMC-1の費用も含めて750,000ドルだった。このうち、アメリカ海軍が300,000ドルを支払い、エアクラフト・ディベロプメント社が残りの450,000ドルを負担した。
Title: ZMC-2 (Detroit ZMC-2)
Section: 構造・外観

ZMC-2の船体外形は、流線型で前方が太く船尾側が細長いティアドロップ（涙滴）形である。船体寸法は、全長149フィート5インチ（約45.5メートル）、最大直径52フィート8インチ（約16.1メートル）で、総体積202,200立方フィート（約5,726立方メートル）である。船体外壁は、厚さ0.24ミリメートルのアルクラッド材で構成された。アルクラッドの薄板は約350万本のリベットで接合され、つなぎ目はコンパウンドで丁寧に埋められた。ツェッペリン飛行船で用いられたゴールドビータース・スキンと呼ばれる牛の盲腸から作ったガス嚢よりも気密性が高かった。船体の構造は、輪切り状に等間隔に並んだ円形の肋材（フレーム）とそれらを前後につなぐ縦通材（ロンジロン）、そして外壁で応力を分担するセミモノコック構造であり、軽量で丈夫という特徴を持つ。船体の縦通材は等間隔に24本、肋材は12本、外壁は厚さは0.24ミリメートルアルクラッド材で覆われた。肋材のうちの5本は強い構造部材で、そのうちの特に3本で、ゴンドラ、エンジン、係留索などの集中荷重を受け持つ構造だった。残りの肋材は船体形状を維持する役割であり、軽量な構造であった。ゴンドラは、船体前方に位置する最大直径となるあたりの下部に取り付けられていた。ゴンドラの全長は24フィート（約7.3メートル）で幅は6フィート6インチ（約2メートル）である。ゴンドラ内には操縦装置、無線機器、燃料タンクなどを備え、操縦士2名、整備士1名、さらに約4名を収容できる。ZMC-2の全長は直径の2.8倍であったが、これは飛行船としては太く短い方で、構造力学的に曲げに強い形状である。一方、このような比率は飛行力学の理論上は不安定になるが、風洞実験の結果を踏まえて、安定板の枚数を8枚として比較的前方に配置することで安定性を確保していた。安定板は、船体の周囲に等間隔に配置され、4枚が水平安定板、残る4枚が垂直安定板の役割を果たした。安定板の外壁もアルクラッド材が用いられた。水平安定板と垂直安定板の後縁にはそれぞれ昇降舵と方向舵が備わっていた。舵はゴンドラから伸びる操縦索で操作されたが、船体上側の方向舵2枚には索が繋がっていなかった。ZMC-2の浮揚ガスはヘリウムガスが用いられ、船体に直接封入された。船体内のガスは、大気圧や温度に依存して膨張、収縮する。そこで、ZMC-2の船体内に、バロネットと呼ばれる空気房が設けられた。バロネットは船体の前方と後方に1区画ずつ設けられ、体積はそれぞれ640立方メートル、793立方メートルであった。バロネットは伸縮性の布で覆われた空気袋であり、通常の空気を出し入れすることができる。バロネット内の空気量を調整することで、ヘリウムを失うことなく船体の内圧を調整することができる。また、バロネット内の空気量を増減することでヘリウムガスの体積を増減させて、上昇下降の制御も行われた。さらに、船首側と船尾側のバロネットのバランスを変えることで、船首の上げ下げ（ピッチ）の制御も行われた。エンジンは220馬力の「ライト・ホワールウインド」エンジンが2発で、ゴンドラの左右に伸びた支柱の先に取り付けられていた。プロペラはエンジン前方に取り付けられ、いわゆる牽引式配置だった。降着装置は、当初は中空のスティール製ボールが用いられ、ゴンドラに3点式で配置された。このスティール製ボールは、抗力を低減して飛行速度を高めるためアメリカンフットボールのような形状をしていた。しかし、のちに旋回可能な一般的なタイヤに置き換えられた。建造から解体まで、ZMC-2の船体に塗装は施されず、表面に "US Navy" と "ZMC-2" と表記されただけであった。
Title: ZMC-2 (Detroit ZMC-2)
Section: 運用

ZMC-2は、世界唯一の全金属飛行船として完成した。1929年8月19日に初飛行し、1か月後には運用拠点となるアメリカ・ニュージャージー州のレイクハーストに移った。ZMC-2はアメリカ海軍によって運用され、"Tin Blimp" (ブリキの飛行船) の愛称で呼ばれた。ZMC-2は、アメリカ海軍で12年間運用され、全て実験や実証目的であった。約20万立方フィートという船体体積は、商業用途には小さかったが、実験用としては十分な大きさであった。軍の訓練用飛行船としてみると、軟式飛行船よりも適した性能と特性を示した。さらに、全金属飛行船は重量面でも軟式飛行船と比べて遜色ないことも示された。ZMC-2によって、全金属飛行船の実現可能性だけでなく、実用性も実証された。ZMC-2は、太陽光による加熱や冷却効果の影響を受けやすく、送風機による内圧調整がなければ、夕刻には空気漏れや座屈を起こすことがあった。一方で、運用中のZMC-2から浮揚ガスが拡散する割合は、布製の船体をもつ軟式飛行船よりも小さかった。これにより、ヘリウムガスの補充は軟式飛行船よりも少なく済んだ。ZMC-2は、運用期間中ほぼ無故障であった。運用拠点をレイクハーストへ移して間もなくの頃、一度だけ大きな事故があった。ハードランディングしてしまい、ゴンドラが船体底部を押し込んでしまった。船体内のヘリウムを抜くことができなかったため、窒息事故の危険があり修理は難航した。最終的に、建造に参加した技術者が呼び出され、気密服を着用して船体内に入り修理を行った。ZMC-2の構造重量は総浮力の50パーセント以上を占め、経済的に成立する上限と言われる30パーセントをはるかに超えていた。また、短く太い船体形状のため、荒天時の操縦は難しかったとも言われている。ZMC-2は実証飛行で全ての仕様項目を満たしたものの、海軍が本気で興味を示すことはなかった。初飛行からちょうど10周年の1939年8月19日に記念飛行を行ったのが記録に残る最後の飛行だった。その後、1940年6月14まで地上保管されたのち、最終的に解体され、ゴンドラと機器類は学生向けの訓練施設に転用された。ZMC-2の総飛行回数は752回、総飛行時間は2,265時間、飛行距離は80,000マイル（約128,747キロメートル）であった。エアクラフト・ディベロプメント社は後継機の開発も構想していた。1931年頃には、アメリカ軍はドイツの飛行船グラーフ・ツェッペリン号よりも巨大な全金属飛行船を構想していた。それは、40,000ポンド（約18トン）を運搬でき、600ないし800馬力のエンジンを8基備え、時速100マイル（時速約160キロメートル）で飛行でき、ZMC-2の40倍もの大きさとなる飛行船だった。しかし、世界恐慌の煽りを受けて1932年にエアクラフト・ディベロプメント社は破産し、後継機が実現することはなかった。
Title: ZMC-2 (Detroit ZMC-2)
Section: 主要諸元

注釈のないものは、Carr & Good (1930, p. 227)による。乗員数：3名船体全長：149 ft 5 in（約45.5 m）船体最大直径：52 ft 8 in（約16.1 m）船体総体積：202,200 ft3（約5,726 m3）ゴンドラ全長：24 ft（約7.3 m）ゴンドラ全幅：6 ft 6 in（約2 m）エンジン：ライト・ホワールウインド 2基出力：220馬力（1基あたり）プロペラ直径：9 ft 2 in（約2.7 m）総浮揚力：12,242 lbs（5,553 kg）空虚重量：9,113 lbs（約4,134 kg）静的上昇限度：9,000 ft（約2,743 m）最大速度：62 mph（約100 km/h）巡航速度：50 mph（80 km/h）航続距離：680 mi（約1094 km）†† 燃料250ガロン（約946リットル）、巡航速度での飛行時
Title: エアロノーティクス_ドミネーターXP (Aeronautics Defense Dominator)
Section: abstract

エアロノーティクス ドミネーターXP（英語:Aeronautics Dominator XP）は、イスラエルのエアロノーティクス・ディフェンス・システムズ社によって開発された中高度・長時間滞空型（MALE）無人航空機（UAV）である。以前はドミネーターIIと呼ばれていた。
Title: エアロノーティクス_ドミネーターXP (Aeronautics Defense Dominator)
Section: 開発・設計

オーストリアのダイヤモンド・エアクラフト社が開発したDA42双発軽飛行機をベースにした無人航空機で、2009年7月に最初の試験飛行を実施した。機体の諸元については、「軍用ドローン年鑑」（2016年）では全長8m、全幅13.42m、総重量1,200kg、ペイロード重量410kg、速度354km/h、航続時間は28時間としている。一方、製造元のエアロノーティクス社の紹介ページ（2024年11月時点）では、全長8.56m、全幅13.5m、重量1,900kg、ペイロート重量373kg、速度222km/h、航続時間は最大20時間としている。なお、航続時間について同社のパンフレットでは20時間以上となっており、一貫していない。機体との通信範囲については、見通し線データリンクの場合は最大250km、衛星データリンクであれば無制限とされている。エアロノーティクス社は本機を「監視任務に最適で、費用対効果の高いUAV」だとしている。元が有人機のため機体サイズや機内スペースには余裕があり、多様な装備を搭載することが可能とみられているほか、全天候型飛行安全システムや防氷システムなど、高度な安全装備が搭載されている。機首下部にはセンサータレットを装備しており、初飛行の時点ではラファエル社製のRacce-U電子光学/赤外線センサーが搭載されていた。同社のパンフレットでは、電子光学/赤外線センサーの他にも、海洋監視レーダー、自動船舶識別装置、合成開口レーダー、移動目標識別レーダー、地形図マッピングシステム、広域監視センサー、通信傍受機器、電子情報傍受機器、電子戦機器、磁気探知機など多様な装備を搭載可能だとしている。2010年のファーンバラ航空ショーにおいて、ボーイング社が本機の販売に協力するとの覚書に署名したが、具体的な成果は不明とされる。
Title: エアロノーティクス_ドミネーターXP (Aeronautics Defense Dominator)
Section: その他

同じくエアロノーティクス社によって開発された中高度・長時間滞空型無人航空機に、「ドミネーター（Dominator）」という名称の機種が存在した。こちらは機体尾部にエンジンとプロペラを配置した単発プッシャー方式の機体で、後方に取り付けられた主翼の両端に垂直尾翼があるなど、まったく別の機種である。2024年11月現在、エアロノーティクス社のホームページには記載されていない。
Title: エアロノーティクス_ドミネーターXP (Aeronautics Defense Dominator)
Section: 運用国
Subsection: 採用国

 カナダ施設の遠隔検査や環境監視などに使用する民生用UAVとして、ミスカム（Miskam）の名称で導入。 メキシコ2システムを導入。 タイ2018年7月30日、エアロノーティクス社がタイ国防省との契約成立を公表。2023年9月1日、タイ王国空軍第3航空団第302飛行隊に3機が就役した。 トルコ1システムを国境監視用に導入。
Title: エアロノーティクス_ドミネーターXP (Aeronautics Defense Dominator)
Section: 運用国
Subsection: 採用検討国

 アラブ首長国連邦2011年7月に発注されたが、翌年にイスラエル政府が輸出を差し止めた。
Title: エアロノーティクス_ドミネーターXP (Aeronautics Defense Dominator)
Section: 仕様
Subsection: 全般

乗員:無人全長:8m全幅:13.42m総重量:1,200kgペイロード:410kg発動機:ティーラート製ディーゼルエンジン×2基（135hp）
Title: エアロノーティクス_ドミネーターXP (Aeronautics Defense Dominator)
Section: 仕様
Subsection: 性能

速度:354km/h通信範囲:250km以上（見通し線データリンク運用時）航続時間:28時間運用高度:9,100m
Title: 九〇式二号水上偵察機 (Nakajima E4N)
Section: abstract

九〇式二号水上偵察機（きゅうれいしきにごうすいじょうていさつき）は、中島飛行機が開発し、1931年（昭和6年）に制式採用された日本海軍の水上偵察機である。機体略番は「E4N」。
Title: 九〇式二号水上偵察機 (Nakajima E4N)
Section: 概要

一五式水上偵察機の後継機の開発は中島と愛知航空機の競作となったが、中島はアメリカのヴォート社から製造権を取得したのO2U コルセア観測機を国産化する形で対応することにした。ただ、原型機をそのまま国産するのではなく、エンジンはイギリスのブリストル社のジュピターエンジンを国産化したとされる「寿」エンジンを搭載し、機体各部の強化や艤装の海軍様式化を行っていた。その後細部の改修に1年程かけ、愛知製の機体（九〇式一号水上偵察機（E3A））とともに昭和6年12月に九〇式二号水上偵察機二型（E4N2）として制式採用された。九〇式二号水上偵察機一型（E4N1）は、中島が独自に開発した純国産の双フロート機だったが（中島がO2Uを双フロート機に改造したという説は間違い）、重量や空気抵抗の増加により、単フロート機と較べて性能が劣ったために、試作機が2機生産されたのみで不採用となった。この試作機の内の1機は、「第11義勇号」として海防義会に納入された後に、民間に払い下げられて、機体後部に2座席を設けて密閉型の風防を取り付けるなど、三座機に改造され（E4N1改）、東京航空輸送株式会社の水上旅客輸送機として運用された。九〇式二号偵察機三型（E4N2-C）は、二型の単フロートを取り除き、固定脚の車輪と尾橇を取り付けて陸上機にした機体（そもそも原型のO2Uが固定脚の車輪と単フロートを換装できる仕様だった）。後に九〇式二号偵察機三型の設計を改修して、日本航空輸送株式会社の単座機の中島式P-1郵便機が開発されている。九〇式二号偵察機三型の制式採用に合わせ、九〇式二号水上偵察機二型も九〇式二号偵察機二型に改称された。九〇式二号偵察機三型の尾部に着艦フックを取り付けた物が九〇式二号艦上偵察機（E4N3）と呼ばれ、艦上爆撃機の運用の研究や、戦闘機の代用や、訓練や、陸上基地と航空母艦との間の連絡などに、少数機が短期間運用された。九〇式二号水上偵察機は、操縦性、実用性に優れた機体だったため、近距離用複座水上偵察機として実戦部隊では好評で、支那事変の初期まで使用された。中国機と最初の空戦を行った海軍機であり、フロートで空中衝突を敢行し敵機を撃墜している。その後、後継機である九五式水上偵察機と交替して退役した。総生産数は152機で、その内67機は川西航空機が製作した。
Title: 九〇式二号水上偵察機 (Nakajima E4N)
Section: スペック

E4N2（二型）全長：8.86 m全幅：10.976 m全高：3.967 m全備重量：1,800 kg自重：1,252 kg主翼面積：29.66 m2最高速度：232 km/h乗員：2名発動機：中島 寿二型改一 空冷9気筒 580hp航続距離：1,019k m武装：7.7 mm機銃×2爆弾60 kg
Title: EKW_C-36 (EKW C-36)
Section: abstract

EKW C-36（ Eidgenoessische Konstruktionswerkstaette C-36）は、1939年にスイスの連邦製造工廠（Eidgenoessische Konstruktionswerkstaette：EKW）で設計された多用途戦闘爆撃機である。イリューシン Il-2 シュトゥルモヴィークと対比されるが、本機は後部銃手がより広い目視範囲を得られるように双尾翼形式であった。
Title: EKW_C-36 (EKW C-36)
Section: 運用

C-36は比較的少数が生産され、モラーヌ・ソルニエ MS.406と共にスイスの中立を守るために領空を侵犯するドイツ空軍機と戦った。間もなくC-36は第二線に引き揚げられ、訓練と標的曳航任務に使用された。多くの機体が現在でも飛行可能な状態にある。
Title: EKW_C-36 (EKW C-36)
Section: 派生型

C-3601出力641 kW (860 hp) のイスパノ・スイザ 12YCrsエンジンを搭載し、長い主翼と固定式降着装置を備えた最初の試作機。C-3602出力746 kW (1,000 hp) のイスパノ・スイザ 12 Y-51エンジンを搭載した試作2号機。C-3603イスパノ・スイザ 12 Y-51エンジンを搭載し、引き込み式降着装置を備えた量産型。エリコン製20 mmモーターカノン、主翼に2丁の7.5 mm 機関銃、後部銃座に2丁の7.5 mm 機関銃を装備。C-3603-0長主翼 (15.10 m (48 ft 6½ in)) を備えた試験運用機。製造された10機のうち9機は後にC-3603-1仕様に改装。C-3603-1短主翼 (13.74 m (45 ft 1 in)) を備えた主量産型。1944年までに142機を製造。1947年から48年にかけて補修部品から更に6機を製造。1946年からFarner Werke により20機が標的曳航機（Schlepp）へ改装、40機（残存していたオリジナルの改装機を含む）が1953年から1954年にかけてFFAとFarnerにより改良型仕様へ改装 。C-3603-1 Tr高等練習機型。2機製造。C-3604出力 929 kW (1,245 hp) のザウラー YS-2（Saurer YS-2：より高出力のスイスが開発したイスパノ・スイザ 12Y-51）を装着し、主翼に2門の20 mm 機関砲を追加したC-3603の出力強化した重武装派生型。1機の試作機と量産型12機を製造。C-3605エンジンをライカミング T53へ換装したターボプロップエンジン版（C-3603-1から24機が改装）。
Title: EKW_C-36 (EKW C-36)
Section: 運用国

 スイススイス空軍
Title: EKW_C-36 (EKW C-36)
Section: 要目

(C-3603)Enduring Tug:The Swiss C-36 SeriesよりC-3603-1乗員：2名全長：10.25 m (33 ft 2⅓ in)全幅：13.74 m (45 ft 1 in)全高：3.29 m (10 ft 9½ in)翼面積：28.4 m² (305.7 ft²)空虚重量：2,315 kg (5,103 lb)全備重量：4,085 kg (9,006 lb)エンジン：1 × イスパノ・スイザ HS-51 12Y 倒立V型エンジン 、746 kW (1,000 hp)最大速度：446 km/h (296 mph)巡航高度：8,700 m (28,550 ft)航続距離：680 km (425 miles)滞空時間：2時間上昇率： 10.4 m/s (2,050 ft/min)武装：1 × 20 mm 機関砲と 2 × 7.5 mm 機関銃（前方固定）2 × 7.5 mm 機関銃（後部銃座）400 kg (880 lb) 爆弾
Title: IAR_95 (IAR 95)
Section: abstract

IAR 95はかつて進められていたルーマニアの超音速戦闘機の計画。計画は1970年代末に開始され、1981年に中止された。その後、間もなく計画は再開された。計画は1988年に試作機を製造する前に資金不足により中止されたが、実物大の模型が作られた。
Title: IAR_95 (IAR 95)
Section: 設計と開発

設計は高翼配置の単葉機で両側面に給気口を備えた単発機である。設計は垂直尾翼を2枚備えたり双発機も同様に検討されたが、単発、1枚の垂直尾翼の案が選定された。他の設計はIAR-101とIAR-Sは他の設計配置だった。ルーマニアはユーゴスラビアと共同開発を検討したがノヴィ・アヴィオンの計画が頓挫したので実現しなかった。
Title: IAR_95 (IAR 95)
Section: 仕様

出典: IAR 95 specifications[1]諸元乗員: One or two全長: 52 ft 6 in （16 m）全高: 17 ft 11 in （5.45 m）空虚重量: 17,372 lb （7,880 kg）最大離陸重量: 33,510 lb （15,200 kg）性能武装多様なミサイルと爆弾3200 kg (7,055 lb)
Title: 一〇式艦上戦闘機 (Mitsubishi 1MF)
Section: abstract

一〇式艦上戦闘機（いちれいしきかんじょうせんとうき、旧字体：一〇式艦上戰鬭機）は、最初の航空母艦「鳳翔」の建造と同時に開発された、日本海軍初の国産艦上戦闘機である。初期には「十年式艦上戦闘機」と呼称されたが、兵器名称付与標準の改訂に伴い「一〇式艦上戦闘機」に名称が変更された。1921年（大正10年）試作完成。製造は三菱内燃機製造会社。