shintaro-ozaki/entity-explanation huggingface dataset:
Title: BOR-5 (BOR-5)
Section: フライト記録

1984/06/05 - モデル 5011985/04/17 - モデル 5021986/12/27 - モデル 5031984/08/27 - モデル 5041988/06/27 - モデル 505
Title: スペクトラム_S-33_インディペンデンス (Spectrum S-33 Independence)
Section: abstract

スペクトラム S-33 インディペンデンスはスペクトラム・アエロノーティカルが設計生産する新型の超軽量ジェット機で、メーカーによれば炭素繊維を使用した製造工程により同規模のアルミ合金製の従来機に比べ約2/3の機体重量である。2006年末に登場した。S-33は高度45,000 ftを巡航するように設計されている。速度は最大415 ノット/h (マッハ 0.72)で航続距離は2000 nm (3700 km)で同規模の従来機に比べて燃料消費が約半分である。FAAとJAAの形式証明をS-33は2009年に取得する予定である。S-33の旅客席は5～6席でフルサイズのトイレを備え、最大離陸重量は7,300 lbで航続距離2,000マイル以上である。機体の標準価格は2006年時点で365万ドルである。S-33の試作一号機は2006年6月に初飛行したが、同年7月25日に墜落事故を起こしテストパイロット2名が死亡した。事故原因は整備の際にエルロン・リンケージを逆に接続したという単純なものであったが、S-33の開発作業は中断され、スペクトラム社の開発陣はより大型のS-40 フリーダムへ注力している。
Title: スペクトラム_S-33_インディペンデンス (Spectrum S-33 Independence)
Section: 仕様

乗員: 1名乗客：6-9名全長：45 ft 11 in(13.99 m)全幅: 43 ft 3 in(13.2 m)全高：10 ft 8 in (3.3 m)重量：7,500 lb最大離陸重量：3,402 kg内装高さ: 5 ft 0 in (1.47 m)内装幅: 5 ft 0 in (1.47 m)内装長さ (計): 18 ft (5.49 m)エンジン：ウィリアムズ FJ33-4エンジン種類：ターボファンエンジンエンジン数：2基推力：1,750 lbf最大速度：489 mph, 787 km/h航続距離：1,830-2,280 mi (2,960-3,700 km)飛行高度：45,000 ft (13,716 m)
Title: スペクトラム_S-33_インディペンデンス (Spectrum S-33 Independence)
Section: 関連

スペクトラム S-40 フリーダム
Title: ラープ・カッツェンシュタイン_RK-26 (Raab-Katzenstein RK-26)
Section: abstract

ラープ・カッツェンシュタイン RK-26(Raab-Katzenstein RK-26 Tigerschwalbe)は1920年代のドイツの2座席の練習機である。 ゲルハルト・フィーゼラーが設計し、後にフィゼラー飛行機（Fieseler Flugzeugbau）となるカッセルのラープ・カッツェンシュタインで製作された。有名なスタント・パイロットであったゲルハルト・フィーゼラーが1920年代に設計した。フィーゼラーはRK-26で、曲技飛行のチャンピオンとなり、スウェーデン空軍が練習機として興味を持ち、1930年12月にスウェーデンに招かれ、スウェーデンの航空機メーカー、ASJA（AB Svenska Jarnvagsverkstadernas Aeroplanavdelning）は、RK-26、1機を購入した。スウェーデン空軍はいろいろなエンジンを搭載してテストを行い、後にASJAに25機のRK-26を発注した。スウェーデン空軍はSk 10という記号をつけて1932年から1945年の間運用された。オリジナルの機体よりも200kgの重量増加をもたらした改造が加えられたため、運動性が悪化し事故が相次ぐことになった。25機のうち18機が失われた。1934年に民間パイロットL. Hemmeringerが購入したRK-26は、フィンランドとソビエト連邦の間の冬戦争が始まると、フィンランド空軍に寄付された。フィンランド軍の塗装がされ、1940年2月9日からスウェーデン義勇軍によって使用されたが、エンジン不調や予備部品の不足によりVeitsiluotoの空軍基地に留まっていることが多かった。スウェーデン空軍博物館に1機のSk 10が保存されている。
Title: ラープ・カッツェンシュタイン_RK-26 (Raab-Katzenstein RK-26)
Section: 要目

乗員: 2名全長: 6.55 m全巾; 8.40 m全高: 2.66 m最大離陸重量: 1,100 kgエンジン: 1x Armstrong Siddeley Lynx出力 200-215 hp最大速度: 190 km/h巡航高度：5,000 m
Title: アエロ_A.200 (Aero A.200)
Section: abstract

アエロ A.200（Aero A.200）は、ヨーロッパ・ツーリング機選手権大会のチャレンジ 1934向けに特別に設計製造されたチェコスロバキアの4座の低翼単葉スポーツ機である。
Title: アエロ_A.200 (Aero A.200)
Section: 運用

大会でJan Ambrožが操縦するA.200は1位と2位を獲得したポーランドのRWD-9とドイツのフィーゼラー Fi 97の前に4位に終わり、Vojtěch Žačekが操縦するもう1機のA.200は34機中の14位であった。これらの機体の登録番号はOK-AMAとOK-AMBであった。技術評価部門でA.200は大会参加機中4位を獲得し、74.5-77.6 mの記録で8-m越えの短距離離陸部門で最優秀の成績を収めたが、8-m越えからの着陸では118 mを要した。
Title: アエロ_A.200 (Aero A.200)
Section: 特徴

A.200は、張り線で支持された低翼単葉の混合構造の機体で、楕円断面の胴体は金属フレームを木と羽布で覆っていた。後方折畳み式で木製構造の長方形の主翼は羽布で覆われ、全幅に渡る前縁スラットとフラップを備えていた。多分割式キャノピーに覆われたキャビンは、前席が複式操縦装置を備えた並列2座で後部にも2座席を備えていた。機首にはNACA カウリングに包まれた星型エンジンと固定ピッチの木製2枚ブレードのプロペラと通常の尾橇式の固定降着装置を備えていた。
Title: アエロ_A.200 (Aero A.200)
Section: 要目

（A.200）乗員：1名乗客：3名（副操縦士を含む）全長：7.80 m (25 ft 7 in)全幅：11.10 m (36 ft 5 in)全高：2.55 m (8 ft 4⅜ in)翼面積：16.6 m² (178 ft²)翼面荷重：57.2 kg/m² (11.7 lb/ft²)空虚重量：560 kg (1,200 lb)全備重量：950 kg (2,090 lb)有効積載重量：390 kg (860 lb)馬力重量比：0.17 kW/kg (0.11 hp/lb)エンジン：1 × ヴァルター ボーラ（Bora）空冷9気筒星型エンジン、161.7 kW (220 hp)最大速度：255 km/h (138 knots, 159 mph)巡航速度：220 km/h巡航高度：6,300 m (21,000 ft)航続距離：800 km (432 nm, 500 mi)
Title: ブレリオ_III (Blériot III)
Section: abstract

ブレリオ III（Blériot III）はルイ・ブレリオとガブリエル・ヴォアザンが共同で開発した航空機である。1906年の5月から9月まで試験飛行を行ったが、飛行することはできなかった。機体の特徴は、楕円形の梁で上下翼をつないだ構造を採用した。一台のアントワネットエンジンで2枚の牽引型のプロペラを駆動した。フロートを付けて、アンギャン湖（Enghein）で1906年5月から9月まで繰り返し試験を行ったが飛び上がることはできなかった。10月になって、普通の複葉形式に改造され、エンジンをもう1台追加し、プロペラを推進式にしてそれぞれのプロペラを駆動するように改造された。名前も、ブレリオ IVと改められた。依然として離陸できなかったので、11月12日、フロートを取り外し、車輪をつけて地上での試験を始めた。2台のエンジンの推力をそろえるのが困難であったが、片方の翼が修理不能の損傷を受けるまで、機体はなんどか地上を離れた。 このジャンプが飛行と認められるかは議論が分かれるが、この後ヴォアザンはブレリオと別れて自らの設計で、航空機の製作を目指すことになった。
Title: ブレリオ_III (Blériot III)
Section: 主要諸元(ブレリオ IV)

乗員：1名翼幅：10.50m翼面積：73 m2重量：480kg発動機：アントワネット V-8 24hp×2
Title: RWD-15_(航空機) (RWD 15)
Section: abstract

RWD-15は、1937年にポーランドのRWD社で開発された5人乗りの軽飛行機である。3人乗りの軽飛行機として1935年に初飛行したRWD-13の設計を元に、機体を大型化し座席数を増やしたものである。
Title: RWD-15_(航空機) (RWD 15)
Section: 概要

RWD-15は、ワルシャワのDWL工場においてRWDチームのStanisław Rogalskiによって設計された。設計としては1932年のRWD-6、1934年のRWD-9をベースに1935年に開発されたRWD-13の発展型のような位置付けで、これらと似た構造を持っていた。最初の試作機（登録機体記号：SP-BFX）は1937年の春に飛行した。試作機はRWD-13の長所である操縦し易さ、安定性を維持していた。RWD-15は機体の大型化によりRWD-13の約1.5倍程度の重量となっていが、エンジンをイギリスのデ・ハビランド製ジプシー・シックスに換装したことにより、エンジン出力も約1.5倍 (RWD-13の130hpに対しRWD-15は205hp)となっている。1939年にRWD-15の量産機として5機が製造された。同じ年にポーランド空軍から連絡機として運用するために10機のRWD-15の発注があったが、これはドイツによるポーランド侵攻により実現しなかった。同様に、RWD-15の救急搬送機型および写真偵察機型が計画されていたが、こちらも実現していない。
Title: RWD-15_(航空機) (RWD 15)
Section: 運用史
Subsection: ポーランド

RWD-15はポーランドの民間航空会社で使用された他、1機は大統領府で使用された。また別の1機（登録機体記号：SP-KAT）は後部座席部分を燃料搭載スペースに改造し、長距離型として準軍事航空組織"LOPP" (Liga Obrony Powietrznej i Przeciwgazowej、英訳すれば Air and Chemical Defense League) で運用された。この機体はオーストラリアまで飛行するというデモンストレーションの計画があったが、1939年のドイツによるチェコ併合などにより中止されている。ドイツによるポーランド侵攻の際には、2機のRWD-15 (SP-ALA、SP-KAT) がルーマニアに逃れた。
Title: RWD-15_(航空機) (RWD 15)
Section: 運用史
Subsection: ルーマニア

第二次世界大戦が始まりポーランドがドイツに占領された際、2機のRWD-15がルーマニアに逃れた (同じ時に、RWD-13も28機がルーマニアに渡った)。これらはルーマニア国内で機体記号をそれぞれ YR-FAN、YR-TIT にそれぞれ変更して民間航空会社で使用された。ルーマニアが枢軸国側について第二次世界大戦に参戦すると、RWD-15はルーマニア空軍で連絡機として使用された。
Title: RWD-15_(航空機) (RWD 15)
Section: 運用史
Subsection: イスラエル (イギリス委任統治領パレスチナ)

RWD-15の最初に作られた試作機 (SP-BFX) は1939年にイギリス委任統治領パレスチナのユダヤ人勢力に売却され、機体記号をVQ-PAEに変更されて航空会社"アヴィロン・カンパニー"でハガナーの航空兵の訓練に使用された。1945年頃からはロッド空港とテルアビブ市内、あるいはエジプト間の連絡機としてアヴィロンおよびハガナーの精鋭部隊パルマッハの航空中隊パルアビアにより運用された。1947年末にパルアビアが拡張され、アヴィロンやその他の飛行クラブと合流してシェルート・アビアとなった際、このRWD-15は修理中であったためロッド空港内に遺棄され、翌1948年4月にアラブ人勢力の攻撃により燃やされてしまった。
Title: RWD-15_(航空機) (RWD 15)
Section: 運用史
Subsection: その他

1939年のニューヨーク万国博覧会にRWD-13と共にRWD-15が送られ、大戦勃発後にそのままアメリカに売却されてアメリカ国内で使用されたとする資料がある。しかしながらRWD-13とは異なり、RWD-15がアメリカ国内で使用されたことを裏付ける資料は見つかっていない。
Title: RWD-15_(航空機) (RWD 15)
Section: 要目

乗員：5名 (パイロット1名、乗客4名)全長：9.0 m (29 ft 6.25 in)全幅：12.4 m (40 ft 8 in)全高：2.5 m (8 ft 2 in)翼面積：20.00 m² (215  ft²)翼面荷重：68 kg/m² (13.9 lb/ ft²)空虚重量：875 kg (1,925 lb)全備重量：1,360 kg (2,992 lb)エンジン：1 × デ・ハビランド ジプシー・シックス 空冷6気筒直列型エンジン、153 kW (205 hp)最大速度：240 km/h (130 knots, 149 mph)巡航速度：220 km/h巡航高度：5,000 m (16,400 ft)航続距離：465 km (251 nm, 289 mi)上昇率：4.8 m/s (950 ft/min)
Title: RWD-15_(航空機) (RWD 15)
Section: 脚注・出典
Subsection: 参考文献

Andrzej Glass: "Polskie konstrukcje lotnicze 1893-1939" (Polish aviation constructions 1893-1939), WKiŁ, Warsaw 1977, p. 320-322 （ポーランド語）
Title: フォッカー_V.8 (Fokker V.8)
Section: abstract

フォッカー V.8（Fokker V.8）は、ドイツの試作戦闘機。フォッカーの戦闘機である三葉機フォッカー Dr.Iがその有用性を示した後、アントニー・フォッカーは、主翼を五枚に増すことで性能向上を図る案をラインホルト・プラッツに示した。プラッツはこの提案に対しては懐疑的であったが試作機が製造されることになり、新造ではなくDr.Iと平行して開発されていた三葉機フォッカー V.6のパーツが用いられた。V.8の型番が与えられたこの機体は、V.6の操縦席前方の三葉の主翼を、V.6のスタガー配置から水平配置に変更してプロペラの直後、機体最前方に移し、操縦席後方に複葉の主翼が加えられることで、タンデム翼構造の五葉機となった。前後の上翼にはエルロンが設けられると共に、複葉の上翼には昇降舵があり水平尾翼と同様の機能も有していた。エンジンはDr.Iのオーバーウルゼル Ur.II及びV.6のメルセデス D.IIよりも高出力のメルセデス D.IIIを採用して完成した。1917年10月に初飛行、その後2週間かけて改良作業に移った。しかし、改良後の飛行においても十分な性能は得られず、計画中止となり機体は解体された。
Title: フォッカー_V.8 (Fokker V.8)
Section: 要目

出典: 諸元乗員: 1全長: 6.8m全高: 2.8m翼幅: 7.7m翼面積: 36.4m2空虚重量: 464kg運用時重量: 608kg動力: メルセデス D.III 液冷レシプロエンジン、118kW （160hp）   × 1性能最大速度: 168km/h巡航速度: 142km/h実用上昇限度: 5800m武装固定武装: LMG 08/15 7.92mm機銃
Title: MDM-1_(航空機) (MDM MDM-1 Fox)
Section: abstract

MDM-1 Foxは、ポーランドのMargański & Mysłowski (en) が製造する固定脚と一般的な形状の尾翼を持つ中翼複座曲技用グライダーである。1993年に初飛行した。
Title: MDM-1_(航空機) (MDM MDM-1 Fox)
Section: 歴史

MDM-1は、同じ製造元により製造された著名な単座曲技用グライダーであるSwift S-1から発展した機体である。S-1の成功の後、S-1の設計者エドヴァルド・マルガンスキは曲技訓練用複座グライダーの出現が待たれていることを予見した。MDM-1の設計作業は1992年11月に、エドヴァルド・マルガンスキ(Edward Margański)、Leszek Dunowski、イェジー・マクラ(Jerzy Makula)によって開始された。MDMの名称は設計に携わった3名の名前に由来する。.原型機の初飛行は1993年7月9日に行われた。原型機はS-1とは異なり、空気力学的に影響の大きい固定2輪式の降着装置を備えていた。主翼はS-1に非常に似ていたが、単独飛行時であっても最高速度は250km/h、制限荷重は+7G/-5Gに制限されていた。コクピットは狭く、特に後席で顕著だった。原型機の初飛行から1か月後、オランダ、フェンローで行われたグライダー曲技飛行世界選手権大会で一般に公開され、さらに開発チームの一員であるイェジー・マクラがMDM-1原型機でこの大会に出場し、自身5度目の優勝を飾った。世界選手権大会終了後、プロモーションのため、曲技飛行のトップパイロットたちに試乗の機会が与えられた。量産機では設計が見直され、主翼の強化およびコクピット拡大のために胴体の延長を行った。1996年には主翼の翼端部に着脱可能な延長翼端を備えたMDM-1Pが開発された。延長翼端の装着により、主翼の翼幅は16.15 mとなり、機体性能と汎用性を向上できるが、一方で制限荷重が低下し、曲技課目 (Aerobatic maneuver) も制限を受ける。1997年11月25日、Jacek Marszałekによって飛行が行われた。2001年には、原型機を改修し、引込脚を備えた単座版のSolo Foxが製造され、2001年4月25日にMariusz Stajewskiによって飛行が行われた。MDM-1は2005年に製造停止されるまでに36機が製造された。2011年に製造が再開され、2020年までに合計で53機が製造された。
Title: MDM-1_(航空機) (MDM MDM-1 Fox)
Section: 機体構造

MDM-1の構造は主に、ガラス-エポキシ複合材およびカーボン-エポキシ複合材で出来ている。主翼は上反角のないテーパー翼であり、単桁構造をサンドイッチ構造の外皮で覆っている。左右2分割の主翼は、胴体内で主翼桁同士の結合と同時に胴体とも結合される。エルロンはマスバランス付きフリーズエルロンであり、シェンプ・ヒルト式エアブレーキを主翼上面に搭載している。MDM-1Pでは翼端に延長翼を装着することで翼幅を延長出来る。胴体は、ガラス-エポキシ複合材製モノコック構造で、垂直安定板が胴体と一体化している。垂直尾翼には無線アンテナが内蔵されている。曳航用フックとして、機首下面に飛行機曳航用、主車輪の直前にウィンチ曳航用の2つのフックを装備している。キャノピーは右開きの2分割式である。前席のラダーペダルと座席の背もたれは地上で調整できるようになっているが、後席はいずれも調整できない。計器類は、前席には対気速度計、方位磁針、加速度計、トランシーバー、高度計、旋回傾斜計、昇降計、後席には加速度計、対気速度計、高度計、昇降計が備わっている。尾翼は通常の配置で、複合材によるサンドイッチ構造である。操縦舵面は、マスバランスとホーンバランスにより重量的にも空力的にもバランスを取っている。方向舵はワイヤー、昇降舵とエルロンはプッシュプルロッドで操作する。降着装置は、尾輪を備えた固定式1輪式で、フェアリングで整流されている。主車輪にはTOST製油圧ブレーキが装備されている。
Title: MDM-1_(航空機) (MDM MDM-1 Fox)
Section: 飛行特性

MDM-1は高度な曲技課目を訓練可能なグライダーであるが、翼面荷重の高さから失速時の挙動が悪いために初心者向きの機体ではない。本機での失速は、パイロットに非常に高度な経験と安全のための十分な高度を要求する。曲技飛行中の不十分な操縦により数件の深刻な事故を起こしており、少なくとも7名の死者を出している。MDM-1を運用するスイスの曲技グライダー連盟であるSwiss Aerobatic Gliding Association(SAGA)は、MDM-1で単独飛行するためには、約150時間の飛行経験に加えて飛行教官による限界領域での訓練が必要であると考えている。その特有の機体特性のため、MDM-1は不用意に昇降舵を最大舵角まで操舵すると、急激に迎角が大きくなり、数回の旋転の後でなければ制御を回復できず、必然的に大幅な高度の損失を招く。失速を伴うあらゆる曲技課目(スナップロール、スピン、旋回時の失速)は、十分に高い高度で実施されなければならない。
Title: MDM-1_(航空機) (MDM MDM-1 Fox)
Section: 派生型

MDM-1 Fox初期モデル。MDM-1P Fox-P主翼翼端に延長翼端を取り付け可能なモデル。1996年開発。MDM-1 M Fox("Solo Fox")MDM-1原型機を改修、単座化して空いた後席のスペースに引込脚を備えた機体(機体番号:SP-8000)。2001年初飛行。2017年、索切れ事故により胴体を大破、後に量産機の胴体を流用して修理。2023年、世界選手権の競技中に曳航索と交錯し墜落、大破。パイロットは脱出し、無事だった。
Title: MDM-1_(航空機) (MDM MDM-1 Fox)
Section: 性能・諸元(MDM-1P)

出典: FILGHT MANUAL諸元乗員: 1全長: 7.38 m （24 ft 2.6 in）全高: 2.25 m （7 ft 4.6 in）翼幅: 14.00 m / 16.15 m(主翼延長時)（45 ft 11.2 in / 52 ft 11.8 in(主翼延長時)）翼面積: 12.34 m2 / 13.09 m2(主翼延長時) （132.8 sq ft / 140.9 sq ft(主翼延長時)）翼型: NACA 641412空虚重量: 350 kg / 355 kg(主翼延長時) （770 lb / 783 lb(主翼延長時)）最大離陸重量: 530 kg / 535 kg(主翼延長時) （1,170 lb / 1,179 lb(主翼延長時)）アスペクト比: 15.88 / 19.92(主翼延長時)性能超過禁止速度: 282 km/h （175 mph; 152 kn）失速速度: 84 km/h （52 mph; 45 kn (2名搭乗時)）翼面荷重: 24.90 kg/m2 （5.10 lb/sq ft）制限荷重倍数: +9.0/-6.0 (1名搭乗時); +7.0/-5.0 (2名搭乗時) / +5.3/-2.65(主翼延長時)最小沈下率: 1.0 m/s (196.9 ft/min)最良揚抗比: 32 / 35(主翼延長時)
Title: アレキサンダー・シュライハー_ASW_28 (Schleicher ASW 28)
Section: abstract

アレキサンダー・シュライハー ASW 28はスタンダードクラスに属する高性能グライダーである。アレキサンダー・シュライハー社が2000年より製造している。2003年からは、ASW 28の主翼を18mスパンに延長できるようにしたASW 28-18と、そのモーターグライダー版であるASW 28-18 Eが製造されている。
Title: アレキサンダー・シュライハー_ASW_28 (Schleicher ASW 28)
Section: 概要

ASW 28は15mスパンの主翼、ウィングレット、T字尾翼を備える。ASW 19・ASW 24の後継機となるスタンダードクラスの機体であるため、フラップは装備していない。胴体はCFRP・アラミド・ポリエチレン・GFRPの複合材により構成されている。コックピットは安全や衝突性能の分野の開発当時最新の研究成果を基に設計されており、また、背の高いパイロットでも良好な操作性と快適さを得られるよう広く作られている。胴体には飛行中はギアカバー内に隠れている製のC.G.レリーズと、ノーズ部のATレリーズが装備されている。ゴム製サスペンション支持のギアは引き込み式で、エアブレーキレバーと連動して作動する油圧式ディスクブレーキを備える。主翼は表面がCFRPと硬質フォームコアのサンドウィッチ構造で、主桁のフランジはカーボン製である。主翼はデルフト工科大学航空宇宙学科により開発されたもので、翼平面形は4段後退翼となっている。翼型はASW 27に似たキャンバーの大きなもので、それにより高速性能と高い上昇性能・乱流内での操縦性を実現している。また、翼の下面と補助翼前方にはタービュレーターが取り付けられ、境界層制御を行っている。主翼内には水バラストタンクが設けられ、その容量は片翼あたり100kgである。また、重心位置を変化させるために尾翼の水バラストタンクを用いることもできる。抵抗の少ないT字尾翼もデルフト工科大学により開発されたものである。水平尾翼はCFRPサンドウィッチ構造なのに対し、VHF無線のアンテナが取り付けられている関係で垂直尾翼はGFRPアラミド構造となっている。
Title: アレキサンダー・シュライハー_ASW_28 (Schleicher ASW 28)
Section: 派生形

2003年に、ASW 28のスパンを18mに延長できるようにしたASW 28-18が登場した。ASW 28-18は翼根から5.25mの場所に内側翼と外側翼の結合部があり、内側翼とウィングレットは共通で、外側翼を取り替えることによって15mスパンと18mスパンの両方を利用することができる。翼幅が大きくなったため翼の構造は完全に見直されている。また、ASW 28-18のモーターグライダー版であるASW 28-18 Eも登場している。ASW 28-18 Eは電機機構で出し入れでき、1レバーで操作することのできるエンジンを備え、エンジンを使用すれば1.2m/s以上のレートで上昇することができる。
Title: アレキサンダー・シュライハー_ASW_28 (Schleicher ASW 28)
Section: 仕様（ASW 28-18）

2つの数値が併記されているものは15mスパン/18mスパン
Title: アレキサンダー・シュライハー_ASW_28 (Schleicher ASW 28)
Section: 仕様（ASW 28-18）
Subsection: 概要

翼幅:15 m/18 m翼面積:10.5 m2/11.88 m2アスペクト比:21.43/27.27ウィングレット高さ:0.5m全長:6.59m空虚重量:265kg/280kg最大離陸重量:525kg/575kg最小翼面荷重32kg/m2/29kg/m2最大翼面荷重:50kg/m2/48.4kg/m2最大パイロット重量:115kg最大積載量：159kg翼内水バラスト:190L悪気流速度：200km/h超過禁止速度:270km/h
Title: アレキサンダー・シュライハー_ASW_28 (Schleicher ASW 28)
Section: 仕様（ASW 28-18）
Subsection: 性能

それぞれ15m(343kg)/18m(355kg)時最小速度：72km/h/71km/h最小沈下率：0.56m/s/0.48m/s最良滑空比：45@100km/h/48@90km/h
Title: アレキサンダー・シュライハー_ASW_28 (Schleicher ASW 28)
Section: 仕様（ASW 28-18）
Subsection: エンジン（ASW 28-18 E）

型式：Solo 2350推力：18kW（24PS）排気量：430cm3燃料タンク：10.5Lプロペラ直径：1.0m羽根：2枚（アレキサンダー・シュライハー製）
Title: ブレリオ_5190 (Blériot 5190)
Section: abstract

ブレリオ 5190（Bleriot 5190）は1930年代のフランスの大西洋横断郵便機である。パラソル翼の4発の水上機で、4人の乗員は浮舟から翼を支える中央支柱に見える部分の中に搭乗した。 3台のエンジンが翼の前縁に配置され、4台目のエンジンは翼の後に推進式に配置された。南米との間を結ぶ航空郵便事業のためにフランス政府との契約で製作され、アエロポスタルで運用された。1号機はサントス・デュモン号と命名され1933年8月3日に飛行した。1934年の終わりまでに2回の南大西洋横断の実証飛行を終えた。1935年2月にそれまで郵便飛行を行っていたラテコエール 300、『南十字星』号（la Croix du Sud）がメンテナンスのために任務をはずれると、サントス・デュモン号は、南大西洋横断郵便飛行の業務で運用を開始し、4月までに週一便のペースで南米への郵便を運搬した。4月に南十字星号と、新たに製作されたファルマン 220、『ル・セントール』号とともに、1937年の6月まで南大西洋横断の運行を続け、横断回数は38回に達した。3機の注文がだされ、ブレリオ社は製作資金を借り入れたが、契約は突然キャンセルされたため工場は倒産した。そのすぐ後の1936年8月、ルイ・ブレリオは心臓発作で死亡した。
Title: ブレリオ_5190 (Blériot 5190)
Section: 要目

乗員：4名全長：43.00 m全幅：26.00 m全高：6.90 m翼面積：236.0 m²空虚重量：12,750 kg全備重量：22,000 kgエンジン：4 ×Hispano-Suiza 12Nb,650 hp最大速度：210 km/h巡航高度：5,100 m航続距離：5000 km
Title: ブレリオ_5190 (Blériot 5190)
Section: References

Taylor, Michael J. H. (1989). Jane's Encyclopedia of Aviation. London: Studio Editions. pp. 162
Title: フリート_フォート (Fleet 60 Fort)
Section: abstract

フリート フォート（Fleet Model 60K Fort）は、第二次世界大戦中にカナダが設計/製造した唯一の航空機である。フォートはフリート・エアクラフト・オブ・カナダ社（フォートエリー）が製造した初の全金属製単葉機でもあり、ノースアメリカン T-6 テキサン練習機の安価な代替機を意図していた。本機は英連邦航空訓練計画にも供されたが、結局は無線士の訓練に使用され、就役期間は比較的短いものであった。
Title: フリート_フォート (Fleet 60 Fort)
Section: 設計と開発

フォートは元々高等練習機として設計され、1940年に英連邦航空訓練計画向けに200機が発注された。フリート 60は、楕円形の主翼を持つ低翼単葉機であり、後部コックピットは高い位置にある設計であった。特徴ある機構は、引き込み式のフェアリングを持つ固定式の降着装置であり、これは操縦訓練生を引き込み式降着装置に馴染ませる一方で迂闊な訓練生による機体の損傷を防ぐことを意図していた。生産は遅滞してカナダ空軍向けの最初のモデルは1941年4月18日に初飛行を行った。フェアチャイルド コーネルが入手できることになり、「高等」練習機の役割に対する認識が変化したことにより契約は早々と打ち切られ、最終的に1941年6月から1942年6月の間に101機のフリートがカナダ空軍に納入されただけであった。
Title: フリート_フォート (Fleet 60 Fort)
Section: 運用の歴史

当初カナダ空軍はモデル 60Kを発注したがらず、その懸念は正しいことが判明した。操縦訓練生はフォートが比較的飛行を習得し易い機体であることに気付き、これは実戦機（例えばホーカー ハリケーン）への転換に適さないということであった。カナダ空軍でもフリート フィンチとデ・ハビランド タイガー・モスで単独飛行を行った訓練生をフォートでの訓練を経ずにノースアメリカン T-6 テキサンへ搭乗させることに決めた。その後フォートは、カルガリーの第2無線士学校とウィニペグの第3無線士学校で無線士の訓練に使用された。250 hp (190 kW)と330 hp (250 kW)のヤコブ製エンジンを装着した2種類のモデルが製造された。強力なエンジンを装着した機体は、最高速度193 mph (311 km/h)と巡航速度163 mph (262 km/h)を発揮した。上昇率は毎分1,650フィート (500 m)、航続距離610マイル (980 km)で、搭載重量は幾分増加し2,900ポンドであった。フォートは1944年まで現役で使用され、これらの機体は1945年に退役した。モデル 60Kの最後の1機は1946年に退役した。
Title: フリート_フォート (Fleet 60 Fort)
Section: 派生型

モデル 60 : ヤコブス L-7 星型エンジンを搭載した高等練習機の提案モデル、製造されず。モデル 60K : カナダ空軍向けの複座中間練習機、カナダ空軍での名称「フォート Mk I」。フォート Mk II : 生産された101機全機がカナダ空軍向けの通信士訓練機へ改装。モデル 60L : ヤコブス L-4MB星型エンジンを搭載した提案モデル、製造されず。
Title: フリート_フォート (Fleet 60 Fort)
Section: 要目

Data from Holmes, 2005. p.161.乗員：2名全長：8.18 m (26 ft 10.3 in)全幅：10.97 m (36 ft 0 in)全高：2.51 m (8 ft 3 in)翼面積：20.07 m² (216 ft²)空虚重量：1,149 kg (2,530 lb)全備重量：1,589 kg (3,500 lb)エンジン：ヤコブス L-6MB 7気筒 星型エンジン 1基330 hp (246 kW)巡航速度：217 km/h (135 mph)巡航高度：4,572 m (15,000 ft)
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: abstract

モーターグライダー（motor glider）とは動力を持ったグライダーである。日本の航空法では動力滑空機と表記される。日本では略してモグラとも呼ばれる。動力を持たないグライダーはレトロニムで、ピュアグライダーと呼ばれる。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 概要

ピュアグライダーは、動力を持った飛行機、自動車やウインチに曳航されて離陸し高度を獲得するが、上昇気流に乗れなければ数分で飛行が終わってしまう。上昇気流を見つけられない場合を考慮すると離陸した滑空場から遠出もできない。また場外離着陸場は限られており、離陸に地上の設備や他人が必要となるなど、現実の滑空は気象・地理条件、地上設備や他人の都合に大きく依存していた。モーターグライダーはこれらの問題を解決する手段として登場した。グライダーが動力を持つため、滑空中に高度が下がってきたら再度上昇を繰り返すことで、理論上は動力が使える間は滞空し続けることが可能である。また曲技飛行の際に高度を稼ぐことも容易となった。動力は小型のピストンエンジンでプロペラを回転させるのが一般的であるが、一部にヴァンケルエンジンや電気モーター、高級機には小型のジェットエンジンを備えたジェットグライダーもある。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 種類

格納時の性能は、ピュアグライダーとほとんど変わらないが、重量が増加しているため性能はやや劣る。プロペラ式の場合、小型プロペラ機のように機首にあるものや、機体上部に支柱を備えるものがある。格納式のものはプロペラや支柱を格納することで空気抵抗を軽減することが出来るが、格納機構を備えるため重量が増加する。格納式のモーターグライダーは記録を目的とした距離飛行にも用いられ、プロペラを格納した状態で飛行し場外着陸のおそれがある場合に動力を用いて上昇し、場外着陸を避ける。動力を使った場合にはピュアグライダーとしての距離飛行の記録は認められない。メーカーはピュアグライダーのバリエーションとして性能ごとに用意している場合も多い。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 航行形態
Subsection: 自力発航型

他に頼らなくても離陸できるモーターグライダー。セルフランチとも呼ばれる。上空ではピュアグライダーとして飛行でき、エンジンを上空で再始動し上昇できる。地上から上昇するだけの推力を得るエンジンを必要とするため後述のサステナー機と比べ高価で、内燃機関ではバッテリーとスターターモーターを搭載するため若干重い。ピュアグライダーと同じく車輪が中央にしかない機体が多いが、ハンドル操作可能な車輪と翼端に小さな車輪がついており、飛行機と同じ要領で発航でできる機体もある。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 航行形態
Subsection: サステナー

動力を再上昇のみに使うもの。ターボとも呼ばれる。自力発航型よりも軽量・安価である。内燃機関の場合はスターターモーターではなくプロペラに当たる風を利用して始動し、出力を調整するスロットルもない機体が多い。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 機体形状
Subsection: TMG

単発プロペラ機と同じ形状でグライダー単独で発航するものはTouring Motor Gliders（TMG）と呼ばれる。エンジンは80～100馬力程度で、巡航速度は時速150kmから200km、航続距離は600kmから1500km程である。プロペラと大きな固定脚等が空気抵抗になる為、滑空比は20から30程度とピュアグライダー（滑空比30から70程度）より悪い。全幅は11～18m程と標準的なグライダー（15～18m）と同程度である。車輪は固定脚が多く通常の飛行機と同じようタキシングが行える。上空でエンジンを停止した際の滑空性能を通常のプロペラ機より高めたものともいえる。TMGの中には機体後方に曳航装置をつけられ、他のグライダーを曳航できるものもある。ただしエンジンパワーがより強力でなければならないので価格が上昇する。TMGが競技に使われることは他のグライダーを曳航する以外には滅多にない。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 機体形状
Subsection: 格納式

TMGは自力で上昇できる代償として滑空性能が低下しており、純粋に滑空を楽しみたい者には不評であった。このため空気抵抗を低減するためプロペラを格納できるようした機体が登場した。格納場所は座席後方の機体上部が多い。格納状態では段差や隙間がないよう工夫されている。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 動力
Subsection: 内燃機関

モーターグライダーでは主流である。エンジンはプロペラを支える支柱の上方についているものと、胴体内部の根元についていて、ベルト等で駆動するものがある。最近の機体では騒音と空気抵抗減少の為胴体内部についているものが多い。プロペラは二枚のものと、格納時に重ね合わせるように中央で折りたためる3枚以上のプロペラを持ったものがある。重量軽減と省スペースを優先し1翅プロペラとした機体も存在する。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 動力
Subsection: 電動

数は少ないがプロペラを電動モーターで回すタイプも存在する。利点としては電子制御により回転数を細かく制御できる、暖機運転が不要、反応が早い、排気ガスが発生しない、振動が少ないなどである。欠点として電池は出力が低下しても重量が変わらないためデッドウェイトとなる、電池の性能は温度の影響を受ける、軽量・高性能な電池は高価などである。プロペラに風を当て電力回生を行うことも可能であり、小型飛行機による実験が行われている。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 動力
Subsection: ジェットグライダー

安定して動作する小型のジェットエンジンが登場したことにより、モーターグライダー用のエンジンとして使われるようになった。プロペラ式と同じく機体上部に搭載するが、排気や気流の乱れを避けるため尾翼をV字にしている機体もある。類似する例としては、太平洋戦争中の大日本帝国海軍は、特攻兵器として神龍などのロケット推進グライダーを開発している。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: 法律上のモーターグライダーの定義

動力を有する航空機であり工学的には飛行機の一形態と見なすことも出来る。しかし滑空が主目的であるため、操縦資格は日本を含め多くの国で滑空機と同系統であり、飛行機より手軽に取得することが出来る。飛行機の燃料は航空用ガソリンやジェット燃料などの対応燃料の使用が法律で規定されているが、日本では自動車用ガソリンが許可されているため、飛行機より割安となる。日本の航空法におけるモーターグライダーの定義は以下のようになっている。乗員は二名以下であること。最大離陸重量は850kg以下であること。重量÷(全幅)2が3kg/m2を超えないこと。
Title: モーターグライダー (Brditschka HB-3)
Section: リンク

公益社団法人 日本滑空協会スカイスポーツのご案内グライダー（滑空機）、モーターグライダー（動力滑空機） 日本航空協会
Title: アグスタ_A106 (Agusta A.106)
Section: abstract

アグスタ A106は、 アグスタ社が開発した単座の哨戒ヘリコプター。イタリア海軍のインパヴィド級駆逐艦に搭載する対潜兵器のプラットフォームとして開発された。
Title: アグスタ_A106 (Agusta A.106)
Section: 概要

A106はフェランティ社製の自動安定装置と索敵、識別のための洗練された電子機器を搭載し、2本の魚雷を胴体下に吊り下げることができた。尾部と2枚ブレードの主回転翼は艦上格納庫に収納できるように折り畳みが可能でスキッド式降着装置にはフロートが取り付けられていた。2機の試作機が製造され、初号機は1965年11月に初飛行を行った。1973年にイタリア海軍は5機の前量産型を中止した。
Title: アグスタ_A106 (Agusta A.106)
Section: 要目

定員：乗員1 名全長：8.0 m (26 ft 3 in)全高：2.5 m (8 ft 2 in)空虚重量：590 kg (1,300 lb)全備重量：1,400 kg (3,100 lb)回転翼直径：9.5 m (31 ft 2 in)円板面積：70.9 m² (763 ft²)発動機：1 × チュルボメカ＝アグスタ H1400 ターボシャフトエンジン TAA.230, 224 kW (300 hp)超過禁止速度：176 km/h (110 mph)巡航高度：3,000 m (9,800 ft)航続距離：740 km (460 miles)武装Mk44 魚雷 × 2 又は爆雷 × 10 又は7.62 mm 機関銃 × 2 と 80 mm ロケット弾 × 10
Title: 仮称H式艦上戦闘機 (Heinkel HD 23)
Section: abstract

仮称H式艦上戦闘機（かしょうHしきかんじょうせんとうき）は、愛知時計電機航空機部（のちの愛知航空機）に委託されたドイツのハインケル社が、大日本帝国海軍向けに試作した艦上戦闘機。機体名称の「H」はハインケル（Heinkel）の頭文字。ハインケル社における社内名称は「HD-23」。
Title: 仮称H式艦上戦闘機 (Heinkel HD 23)
Section: 概要

1926年（大正15年）4月、海軍は三菱航空機、中島飛行機、愛知の三社に対して一〇式艦上戦闘機を代替する新型艦上戦闘機の競争試作を発令した。これを受けて愛知は技術提携を行っていたハインケル社に開発を委託し、ドイツで製造された試作機2機を1927年（昭和2年）夏に輸入した。その後、愛知および海軍によって飛行試験が行われたが、海軍の要求によって実装された不時着水時の浮揚力付与を目的とした各種構造のせいで機体が過重およびノーズヘビーとなり、操縦性・空戦性能・着陸安定性が不足していることが判明した。これを受けて、愛知の三木鉄夫技師によって機体の各所に改造を加えられたが、性能は改善せず三菱の鷹型試作艦上戦闘機とともに不採用となった。なお、最終的には浮揚力付与を簡易的なものにとどめ、機体の軽量化を計った中島のG式艦上戦闘機が三式艦上戦闘機として制式採用されている。機体は木製骨組に羽布および合板張りの複葉機で、浮揚力付与のためにV字型の滑水胴体の採用や胴体および下翼前縁の水密化、スポイラーや投下可能な固定脚、プロペラ水平位置停止装置の装備などを行っていたため、重量過多のほかに構造の複雑化などの問題が生じていた。2機の試作機はそれぞれ別のエンジンを装備しており、うち1機はBMW-6a（最大700 hp）を、もう1機は三菱製のイスパノ・スイザ450馬力エンジンを装備していた。
Title: 仮称H式艦上戦闘機 (Heinkel HD 23)
Section: 諸元（イスパノ・スイザ装備機）

全長：7.64 m全幅：10.80 m全高：3.40 m主翼面積：35.32 m2自重：1,275 kg全備重量：1,830 kgエンジン：三菱 イスパノ・スイザ 水冷V型12気筒（最大560 hp） × 1最大速度：250 km/h巡航速度：167 km/h実用上昇限度：6,250 m航続距離：1,233 km武装：7.7mm固定機銃 × 230kg爆弾 × 2乗員：1名
Title: ベルコウ_Bo_103 (Bölkow Bo 103)
Section: abstract

ベルコウ Bo 103（Bölkow 103）は、1961年に西ドイツで初飛行した新しいローターシステムを研究するために開発された実験用小型ヘリコプターである。
Title: ベルコウ_Bo_103 (Bölkow Bo 103)
Section: 概容

Bo 103は基本的にはBo 102繋留訓練リグと同じ機構を有していたが、完全な自由飛行が可能であった。構成的にはこの機は完全に最小限のもの（動力部品と操縦士用の座席が取り付けられた鋼管フレーム）しか備えていなかったが、最終的にはグラスファイバー製のキャビンが取り付けられた。この機はBo 102のガラス強化プラスチック製の1枚ローターを踏襲しており、これは真に飛行に最適なものであった。試作機はビュッケブルクのヘリコプター博物館[1]に保存されている。
Title: ベルコウ_Bo_103 (Bölkow Bo 103)
Section: 要目

定員：乗員1全高：2.41 m空虚重量：268 kg (591 lb)全備重量：390 kg (860 lb)主ローター直径：6.66 m (32.1ft)主ローター旋回面積：34.8 m² (374 ft²)エンジン：1 * アグスタGA.70, 82 hp (61 kW)最高速度：100 km/h (60 mph)航続距離：100 km (60 miles)上昇率：5.7 m/s (1,120 ft/min)
Title: パーシヴァル_マーガンサー (Percival Merganser)
Section: abstract

パーシヴァル マーガンサー（Percival Merganser）は、1940年代終わりの小型の民間輸送機である。本機は全金属製応力外皮構造で首輪式の引き込み可能な降着装置を持つ双発の高翼単葉機であった。「マーガンサー」は鳥のアイサの意味。
Title: パーシヴァル_マーガンサー (Percival Merganser)
Section: 設計と開発

マーガンサーは「乗客に訴えかける」ことに重点を置いて設計された乗客5名乗りの小型旅客機であった。この結果、最高を見晴らしと乗降し易い低床を実現するために高翼の配置と首車輪式の降着装置を採用した。1946年11月に完成した胴体部はパリ航空ショーに出展するために鉄道連絡船でパリに運ばれたが、エンジンにデ・ハビランド ジプシー・クイーンを選択して設計されていたことと他に適当なエンジンも入手不可能であったことからこの時点で既にマーガンサーの命運は尽きていた。
Title: パーシヴァル_マーガンサー (Percival Merganser)
Section: 運用の歴史

マーガンサーは1機のみが飛行し、初飛行は1947年5月9日にルートン空港から行われたが、この機に搭載されていたエンジンは軍需省からの借りものであった。パーシヴァル社はこの機体で広範囲な飛行試験を実施し、多くの価値ある試験データを入手できた。1947年9月にラドレットで開催されたSBACショーに出展されたが、1948年8月には廃棄処分にされた。2番目のマーガンサーは静止テストと構造テスト用の機体として使用された。マーガンサーは量産されなかったが、本機の試験プログラムから得られたデータを基にした更なる開発が適当なエンジンが入手可能となったより大型のプリンス、プレジデント、パーシヴァル ペンブローク シリーズへと繋がった。
Title: パーシヴァル_マーガンサー (Percival Merganser)
Section: 派生型

P.48 マーガンサー乗客5-8名乗りの輸送機。1機完成、2機が胴体までP.48A マーガンサー水上機型の提案機。製作されず。P.48B マーガンサースキー装着型の提案機。製作されず。P.49 マーガンサー II空中探査機の提案機。製作されず。
Title: パーシヴァル_マーガンサー (Percival Merganser)
Section: 要目

出典: British Civil Aircraft since 1919, Volume III.諸元乗員: 2定員: 5全長: 14.56 m （47 ft 9 in）全高: 4.19 m （13 ft 9 in）翼幅: 12.40 m（40 ft 8 in）翼面積: 29.6 m2 （319 ft2）空虚重量: 2,409 kg （5,300 lb）運用時重量: 3,318 kg （7,300 lb）動力: デ・ハビランド ジプシー・クイーン 51 or 71 空冷 直列6気筒エンジン、221 kW （296 hp）   × 2性能最大速度: 311 km/h （168 knots） 193 mph巡航速度: 258 km/h （139 knots） 160 mph航続距離: 1,228 km （696 海里） 800 mi実用上昇限度: 7,310 m （24,000 ft）上昇率: 5.1 m/s （1,010 ft/min）翼面荷重: 112 kg/m2 （22.9 lb/ft 2）馬力荷重（プロペラ）: 0.13 kW/kg （0.081 hp/lb）
Title: アーピン_A-1 (Arpin A-1)
Section: abstract

アーピン A-1（Arpin A-1）は、プッシャー方式の単発低翼単葉機である。キャビン後部の2本のブームの間に星型エンジンを後ろ向きに搭載し、通常とは異なる固定の首車輪式降着装置を備えていた。1機のみ製作。
Title: アーピン_A-1 (Arpin A-1)
Section: 開発

アーピン A-1は、木製構造材に合板外皮を貼り付けた低翼単葉機であった。尾翼は主翼中央部の後ろ桁に載ったダイヤモンド形断面の2本のブームに支えられ、ブーム下側まで少し突き出した背の高い垂直尾翼と不釣り合いな方向舵を備えていた。ブームは主翼と同じ高さにあったが、剥きだしの出力68 hp (51 kW)のブリティッシュ・サルムソン AD.9R 星型エンジンを直ぐ背後に搭載した並列複座のキャビンは主翼の上に載り、エンジンの中心線はブームと水平尾翼から十分離されていた。プッシャー配置と短い機首によりキャビンからの良好な視界を確保されていた。当時のほとんどの航空機が尾輪式降着装置を備えていた時代にアーピンは固定の首車輪式を備えていた。これは最初から首車輪式降着装置として設計された最初のイギリスの航空機であった。1938年に3つの車輪が互いに並行を保った状態で操舵できるという非常に特異なマクラーレン（McClaren）式を取り付けられたことで横風着陸時に機体を風に正対させたままで着陸することが可能であった。前輪は自在操行のままか、あるいはパイロットによる操舵に選択可能であった。1939年にA-1は出力90 hp (67 kW)のブラックバーン シーラス・マイナー I 倒立エンジンに換装されたことで最高速度が115 mph (185 km/h)に向上した。このエンジンを装着した型はアーピン A-1 Mk.2として知られる。
Title: アーピン_A-1 (Arpin A-1)
Section: 運用の歴史

ロンドンのロングフォードにある工場で製作された1機のみのA-1は、民間登録記号G-AFGBを着けて1938年5月7日にハンワース飛行場で初飛行を行った。1939年12月に観測機としての適性を計るためにオールドサラムにある（School of Army Cooperation）へ送られたが、量産の発注はされずにA-1は1946年に廃棄処分にされた。
Title: アーピン_A-1 (Arpin A-1)
Section: 要目（アーピン A-1）

出典: 諸元乗員: 2全長: 7.06 m （23 ft 2 in）全高: 2.13 m （7 ft 1 in）翼幅: 9.61 m（31 ft 6 in）翼面積: 15.3 m2 （165 ft2）空虚重量: 336 kg （740 lb）運用時重量: 573 kg （1,261 lb）動力: ブリテイッシュ・サルムソン AD.9R 9気筒空冷 星型エンジン、51 kW （68 hp）   × 1性能最大速度: 173 km/h   108 mph巡航速度: 153 km/h  95 mph上昇率: 3.0 m/s （600 ft/min）
Title: ボールトンポール_P.71A (Boulton Paul P.71A)
Section: abstract

ボールトンポール P.71A （Boulton & Paul P.71A）は1930年代のイギリスの双発の金属製複葉の郵便機・旅客機である。ボールトンポール P.64の後継機で2機が製作され、インペリアル航空で運用された。インペリアル航空の要求に対して試作したボールトンポール P.64郵便機は高価であることなど採用されず試作機も事故で失われた。より軽量で、細身の胴体にし全長を延長したP.71Aが開発された。エンジンはアームストロング ジャガー IVA空冷エンジンが搭載された。2機がインペリアル航空に引き渡され、1935年から運用されたが、郵便機としては使われず、座席が取り外せる13座席のVIP用の旅客機として使われることもあったが、1936年までに2機とも事故で失われた。
Title: ボールトンポール_P.71A (Boulton Paul P.71A)
Section: 各機の履歴

G-ACOXBoadiceaと命名された。1936年9月25日にクレードンからパリへの郵便飛行中にドーバー海峡で墜落し2名の乗員も死亡した。G-ACOYBritomartと命名された。1935年10月25日に着陸時の事故で修理不能の損傷をうけた。