1. Статистические данные самолётов

Таблица 1. Статистические данные самолётов

Название самолета, страна, год выпуска		С-5В США 1990	С – 17А США 1980	АН 124 Украина 1988	ИЛ – 76Т Россия 1976	АН-225 Украина 1990
Летные данные	Vmax, kм/ч или Мmax	890	850	865	811	850
	Hvmax, kм		7600		14,5
	Vкрейс, kм/ч или Мкрейс	815	800	805	750	800
	Нкрейс, км	10500	11500	9800	9800	10000
	Vвзл, kм/ч				270
	Vпос, kм/ч	240	260	220	220	265
	Нпот, км	12500	11800	12500	12100	12500
	L (Mт max), км	12860	9265	16500	6700	16500
	L (Mгруз max), км	6033	5375	4500	5000	4500
	Lразб. или Lвзл, м	920	850	810	850	850
	Lпроб. или Lпос, м	620	620	410	450	450
Массовые данные	Мо(m взл),кг	362870	258800	405000	170000	600000
	Мвзл max, кг (Mо, кг)
	Mпуст , кг	167965			61000
	Мпос,кг	288415	36860	-	-
	Мпуст спор,кг	144500	117600	175000		270000
	Моб,кг
	Мгр ком,кг	99800	78018	150000	40000	250000
	Мт,кг	76000	109000	230000	130000	320000
	Мк,кг		-
	Nэкип	10	7	7	5	7
Данные силовой установки	Число и тип двигателей	4ТРДД	4ТРДД	4ТРДД	4ТРДД	6ТРДД
	P0 ,до Н	4*18600	4*16800	4*23400	4*12350	6*23400
	Ср,кг/кВт*ч	0.6	0.62	0.37	0.625	0,37
	Mдв, кг	4*1850	4*1580	4*3260	4*3005	6*3260
Геометрические данные	S, м2	576,	353,	628,5	300,	905
	L, м 31	67,88	50,3	73,3	50,5	88,4
	nк0	25	23	25	25	25
	 удлинение кр.	7,98	7,8	7,5	8,5	6,02
	C0 , Cконц %	18/13	12/11	15/10	12/11	13/12
	 сужение кр.	3.1	3,15	3.23	3.19	2,42
	lф, м	75,6	50,3	71,87	46,6	84,0
	dф, м	6,0	6,0	6,4	5,44	6,4
	ф	8,86	7,1	5,81	7,38	7,15
	Sотн эл	0,03	0,05	0,03	0,03	0,042
	Sв.о	0,18	0,18	0,29	0,22	0,2
	Sг.о	0,26	0,22	0,21	0,2	0,19
	Sмид, м2	7,07	10,16	10,2	15,18	7,34
Производные величины	p=m0g/10 S, дан/м2	560	530,3	680,9	567,	640,4
	t0=10P0/ m0g	0,23	0,28	0,25	0,306	0,301
	 дв=mдвg/P0	0,19	0,19	0,18	0,19	0,18
	Kотд. =mпуст/m0	0,31	0,33	0,26	0,22	0,206
	м=m0g/10Sмид,дан/м2	4526	2293	4450	3525	4503

Описание самолётов

Ил-76Т Россия

Ил-76Т предназначен для перевозок на большую дальность: предусмотрена возможность полета в любую точку СНГ с одной промежуточной посадкой. От аналогичных зарубежных проектов (например, BAe 1000) отличается пассажирской кабиной увеличенных размеров. Разработка самолета началась в 1968 г. Двигатели для самолета4 ТРДД. Оперение самолета Т-образное, состоит из киля с трехсекционным рулем направления и фикси­рованного стабилизатора с рулем высоты. Также у самолета трехопорное шасси с носовым колесом

Рис. 1. Ил 76Т

Летно-технические характеристики Ил-76Т: Габаритные размеры: длина — 46,59 м, высота — 14,76 м, размах крыла — 50,5 м, площадь крыла -300 м2. Максимальная взлетная масса — 170 000 кг. Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 109 480 кг. Грузоподъемность — 43400 — 47000 кг. Силовая установка — 4хТРДД Д-30КП, тягой 4х12000 кгс. Максимальная скорость — 850 км/ч. Крейсерская скорость — 750-800 км/ч. Практическая дальность полета — 3000 км (максимальная загрузка). Практический потолок — 12 000 м. Экипаж — 6/7 человек, включая двух бортоператоров.

Таблица 2.

Двигатель для Ил 76Т	Д-30КП 1 серии	Д-30КП 2 серии
Тяга, кгс Взлетный режим TH< +15°C , PH > 730 мм рт.ст., H=0	12000
Тяга, кгс Взлетный режим TH< +23°C , PH > 730 мм рт.ст., H=0	12000
Крейсерский режим Н=11 км, М=0,8	2290	2290
Удельный расход топлива , кг/кгс ч	0,705	0,705
Высота полета, м	до 12100	до 12100
Температура воздуха у земли для запуска и работы,°С	-60…+60	-60…+60
Длина двигателя, мм	5448	5448
Диаметр вентилятора по концам рабочих лопаток, мм	1455	1455
Сухая масса, кг	2308	2318
Масса реверса, кг	350	350
Поставочная масса, кг	3004	3014

Другой вариант Ил-76 — с американским двигателем «Пратт-Уитни» РШ2037.

На базе грузового самолета Ил-76, перед началом его серийного выпуска, рассматривался вариант пассажирского самолета-автобуса с облегченным фюзеляжем, на двух палубах которого располагалось до 250 пассажиров.

С-5А Тяжелый военно-транспортный самолёт С-5А «Гэлекси» (рис. 2) разработан фирмой «Локхид». В августе 1966 года началось строительство первого опытного образца этого самолёта, который в июне 1968 года совершил испытательный полет.

Экипаж самолёта обычно состоит из пяти человек: первый летчик (командир экипажа), второй летчик, штурман, бортинженер и оператор погрузочно-разгрузочного оборудования.

Рис. 2 Самолёт С-5А Конструкция самолёта представляет собой моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом. Крыло самолёта цельнометаллическое с двумя лонжеронами и работающей обшивкой. На нем имеются элероны, спойлеры, предкрылки и шестисекционные щелевые закрылки. По мнению американских специалистов, такая механизация крыла обеспечивает самолёту хорошие взлетно-посадочные характеристики, устойчивость и управляемость на всех режимах полета. Между лонжеронами расположены 12 топливных баков-отсеков, объединенных в три группы: четыре бака емкостью по 13 720 л., четыре по 17 510 л. и четыре по 15 140 л. Таким образом, максимальный запас топлива на самолёте 185 480 л. Для увеличения дальности полета самолёт оборудован системой дозаправки топливом в воздухе.

Летно-технические характеристики С-5B: Габаритные размеры: длина -75,54 м, высота — 19,85 м, размах крыла — 67,88 м, площадь крыла -575,98 м2. Максимальная взлетная масса — 379 657 кг. Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 150815 кг. Грузоподъемность — 122 470 кг. Силовая установка — 4хТРДД General Electric TF39-GE-1C, тягой 4х191,27 кН. Максимальная скорость — 932 км/ч. Крейсерская скорость — 919 км/ч. Практическая дальность полета — 4400 км (максимальная загрузка). Практический потолок — 10 600 м. Экипаж — 7 человек, включая двух бортоператоров.

Летно-технические характеристики C-17 Globemaster III: Габаритные размеры: длина — 53 м, высота — 16,8 м, размах крыла — 50,3 м, площадь крыла -353 м2. Максимальная взлетная масса — 265 350 кг. Запас топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 134 556 л. Грузоподъемность — 77500 кг. Силовая установка — 4хТРДД Р117-PW-100, тягой 4х185,49 кН. Крейсерская скорость — 830 км/ч. Практическая дальность полета — 4480 км (максимальная загрузка). Практический потолок — 13 700 м. Экипаж — 3 человека.

Ан 124 «Руслан»

Самолет Ан-124 «Руслан» был построен по аэродинамической схеме четырехмоторного турбореактивного высокоплана со стреловидным крылом и однокилевым оперением. Самолет оснащался авиационными двигателями Д-18Т производства компании ОАО «Мотор Сич». Обладает двумя палубами: нижняя палуба является грузовой, верхняя — кабина экипажа, кабина сменного экипажа, а также кабина для сопровождающих — до 21 человека.

парашютистов-десантников или 880 солдат с полным снаряжением

Рис. 3 ТС Ан 124 Руслан

Летно-технические характеристики Ан-124-100 «Руслан»: Габаритные размеры: длина — 69,1 метра, высота — 21,08 м, размах крыла — 73,3 м, площадь крыла — 628 м2. Максимальная взлетная масса — 392 000 кг. Вес топлива во внутренних топливных баках (максимальный) — 212 350 кг. Грузоподъемность — 120 000 кг. Силовая установка — 4хТРДД Д-18Т, тягой 4х229,85 кН. Максимальная скорость — 865 км/ч. Крейсерская скорость — 800-850 км/ч. Практическая дальность полета — 4800 км. Практический потолок — 11 600 м. Назначенный ресурс — 50 000 летных часов, 45 лет. Экипаж — 8 человек, включая двух операторов погрузочно-разгрузочных работ.

Ан-225 «Мрия» (укр. Mрія: «Мечта», внутреннее обозначение: изделие «402», по кодификации НАТО: Cossack — «Казак») — советский транспортный реактивный самолёт сверхбольшой грузоподъёмности разработки ОКБ им. О. К. Антонова.

Рис. 4 Ан-225 Мрия

Технические характеристики Ан-225 «Мрия»

• Экипаж, чел: 6

• Размах крыла, м: 88,4

• Длина, м: 84

• Высота, м: 18,2

• Площадь крыла, м²: 905

• Масса:

  • пустого самолёта, кг: 250 000^[5]

  • максимальная взлётная, кг: 640 000

• Тяга нефорсажная, кH: 1377

• Масса топлива, нормальная, кг: 300 000

• Крейсерская скорость, км/ч: 850^[5]

• Дальность полёта:

  • практическая, км: 15 400

  • практическая с нагрузкой в 200 тонн, км: 4000^[5]

• Практический потолок, м: 12 000^[5]

• Полезная нагрузка, кг: дo 250 000

Двигатель

• Тип двигателя: Турбореактивный двухконтурный

• Модель: «Д-18Т»^[6]

• Тяга:

  • взлётный режим, кгс: 6 × 23 430

  • крейсерский режим, кгс: 6 × 4860

• Масса двигателя, кг: 6 × 4100