Лётно-технические характеристики Ан-70
Рис. 2 Ан-70 в 2008 году
Параметр |
Характеристика |
Производство |
1994—? |
ОКБ |
АНТК Антонов |
Размах крыла |
44,06 м |
Длина |
40,73 м |
Площадь крыла |
204 м² |
Высота киля |
16,38 м |
Вес пустого |
73 т |
Грузоподъёмность |
47 т Fracht |
Длина грузовой кабины с рампой |
22,4 м |
Длина грузовой кабины без рампы |
18,6 м[33] |
Ширина грузовой кабины |
4 м |
Высота грузовой кабины |
4,1 м |
Взлётный вес |
максимальный 135 т |
Пассажиры |
300 пехотинцев (при использовании второй палубы) |
Экипаж |
3-5 |
Максимальная скорость |
780 км/ч |
Крейсерская скорость |
700-750 км/ч на высоте 12 000 м |
Высота полёта(мах.) |
12000 м |
Дальность |
1200 —8000 км (зависит от загрузки) |
Взлетно-посадочная площадка |
грунтовая — 600—1800 м (в зависимости от загрузки) |
Двигатели |
4 x Д-27 |
Мощность |
около 10300 кВт |
Рис.3 Ан 22 на посадке
Рис.4 Ан 22
Ан-22 «Анте́й» («изделие 100», по кодификации НАТО: Cock — «Петух») — советский тяжёлый турбовинтовой транспортный самолёт. Первый советский широкофюзеляжный самолёт, самый большой в мире турбовинтовой самолёт. Первый полёт выполнил в 1965 году. Грузовая кабина проектировалась с учётом всей имеющейся в стране военной и гражданской техники массой до 50 т. Чтобы снизить кренящий момент при отклонении руля, было применено двухкилевое оперение. Для возможности эксплуатации с грунтовых аэродромов применено многоколёсное шасси с пневматиками низкого давления. Самолёт планировалось оснастить четырьмя турбовинтовыми двигателями НК-12МВ с винтами АВ-90 диаметром 6,2 м. Крыло — трапециевидной формы в плане, кессонного типа. Технологически разделено на семь частей: центроплан, четыре средние и две отъёмные части. По всему размаху задней кромки отъёмной части располагается элерон с серворулями и сервокомпенсаторами. Весь размах задней кромки средней части занимает двухщелевой закрылок с дефлектором.
Рис. Грузовая кабина Ан 22 габариты: 4.4 x 4.4 x 26.4
Во втором отсеке находится герметизированная грузовая кабина длиной 32,7 м, шириной 4,4 м и высотой 4,4 м с избыточным давлением 0,25 кгс/кв.см. Грузовой пол с рифленым настилом, выполненный из титанового сплава, имеет длину 26,4 м. Наклонная трап-рампа, устанавливаемая на различных уровнях, позволяет осуществлять погрузку техники как с земли, так и с платформы или кузова автомобиля.
В хвостовой части фюзеляжа диаметром 6 м находится грузовой люк размером 4,4 х 16 м.
Ан-22 выполнен как свободнонесущий цельнометаллический моноплан с широким фюзеляжем. Имеет верхнее расположение крыла, которое оборудовано 2-х щелевыми закрылками большого хода. Хвостовая часть фюзеляжа скошена вверх и имеет большой грузовой люк и подъемник шасси. Вертикальное 2-х килевое оперение скреплено с горизонтальным по середине размаха. Рули направления изготовлены из двух половинок, которые располагаются ниже-выше стабилизатора. Носовая стойка шасси убираемого типа обеспечена двойными колесами, основные убираемые шасси состоят из 3-х самостоятельных стоек с двумя колесами каждая. Давление в колесах можно отрегулировать не только на земле, но и воздухе, что дает возможность совершать взлет-посадку на грунтовые ВПП. Экипаж корабля до 6 человек. Впереди, перед грузовой кабиной, располагается небольшой салон на 29 человек.
Хвостовое оперение — свободнонесущее, состоит из стабилизатора с рулём высоты и двух килей с рулями направления. Руль высоты и каждый руль направления — однолонжеронные с нервюрами и химически фрезерованной обшивкой, имеют серворули. На Ан-22 предусмотрен не только одновременный, но и раздельный выпуск/уборка основных стоек шасси. Носовая опора имеет амортизационную стойку, два тормозных колеса с рычажной подвеской, рулевой механизм и гидроцилиндры уборки и выпуска шасси. На шасси используются высокопрофильные пневматики низкого давления. Рабочее давление в пневматиках шасси составляет 5 кгс/см².
Рис. Ан 12Силовая установка состоит из четырёх турбовинтовых двигателей НК-12МА с воздушными винтами АВ-90 и воздушными стартерами ВС-12. Мощность каждого двигателя на взлётном режиме — 15000 л.с. Двигатели размещены так, что 45 % площади крыла интенсивно обдувается винтами, за счёт чего несущие свойства крыла увеличились почти на 30 %. Топливо размещается в 20 мягких баках, 14 из них в центроплане и ещё 6 в обтекателях шасси, а также в 10 крыльевых баках-отсеках. Баки разбиты на четыре группы, каждая из которых питает свой двигатель. Вместимость топливных баков — 127 619 л. Масляная система каждого двигателя имеет бак ёмкостью 198 л.
Экипаж: 5-7 человек
Грузоподъёмность: 60 000 кг
Длина: 57,31 м
Размах крыла: 64,40 м
Высота: 12,53 м
Площадь крыла: 345 м²
Масса пустого: 118 727 кг
Масса снаряжённого: 120 000 кг
Нормальная взлётная масса: 205 000 кг
Максимальная взлётная масса: 225 000 кг
Масса топлива во внутренних баках: 96 000 кг
Силовая установка: 4 × ТВД НК-12МА
Мощность двигателей: 4 × 15 265 л.с. (4 × 11 227 кВт)
Воздушный винт: АВ-90
Диаметр винта: 6,20 м
Лётные характеристики
Максимальная скорость: 650 км/ч
Крейсерская скорость: 560 км/ч
Практическая дальность: 5225 км
Перегоночная дальность: 8500 км
Практический потолок: 9000 м
Длина разбега: 1460 м
Длина пробега: 800—1040 м
Ан 12. Аэродинамическая схема самолёта представляет собой четырёхмоторный турбовинтовой высокоплан с однокилевым оперением и хвостовым грузовым люком.
Крыло - трапециевидное, двухлонжеронное
Фюзеляж самолёта, с приподнятой хвостовой частью и большим грузовым люком, обеспечивает удобные условия погрузки и выгрузки крупногабаритных грузов, а также их парашютное десантирование. Бортовое погрузочное устройство (кран-балка) грузоподъёмностью 2,8 т и легкосъёмный транспортёр облегчают и ускоряют процессы погрузки, швартовки и выгрузки. Конструкционные материалы фюзеляжа - алюминиевые сплавы Д-16, В95, АЛ9 и магниевые сплавы МД8 и МЛ5-Т4. Крепежные болты и детали выполнены из сталей ЗОХГСА и 40ХНМА.
Конструкция фюзеляжа почти полностью совпадает с конструкцией фюзеляжа Ан-10. Главное отличие — кормовая часть фюзеляжа самолёта, имеющая грузовой люк и хвостовую стрелковую установку с кабиной воздушного стрелка. В средней части фюзеляжа вместо пассажирского салона Ан-10 находится грузовая кабина, передняя часть самолёта с кабиной экипажа конструктивно почти полностью совпадает с передней частью Ан-10. Кабина экипажа герметична и отделена от негерметичной грузовой кабины гермошпангоутом с дверью.
Шасси состоит из передней стойки с двумя нетормозными колесами К2-92/1 (900x300 мм) и двух главных стоек с четырехколесными тележками и тормозными колесами КТ-77М (1050x300 мм). В полете шасси убирается в фюзеляж: передняя стойка - назад по полету, главные - вдоль размаха по направлению к плоскости симметрии. Давление в пневматиках колес главной стойки - 6-6,5 кг/см2, передней -5 кг/см2, что позволяет эксплуатировать самолет на грунтовых аэродромах. Передняя стойка имеет механизм поворота на угол до 35 град, в каждую сторону.
Силовая установка состоит из четырёх турбовинтовых двигателей АИ-20м(к) с металлическими четырёхлопастными воздушными винтами АВ-68И изменяемого шага. Двигатель АИ-20 — одновальный турбовинтовой авиадвигатель с осевым 10-ступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания, 3-ступенчатой турбиной, планетарным редуктором, нерегулируемым реактивным соплом. Мощность двигателя на взлетном режиме — 4250 (4000) л. с. Общая ёмкость топливных баков — 14270 литров.
Рис. 5 Ан 12
Рис.6 Схема Ан 12
Лётно-технические характеристики
Ан-12БК
Рис. 7 Ан 12
Двигатели: Турбовинтовой двигатель АИ-20М 4х4250 э. л. с.)
Размеры:
размах крыла (м) 38,015
длина самолёта (м) 33,109
высота (м) 10,525
Размеры грузовой кабины
длина (м) 13,5
максимальная ширина (м) 3-3,5
максимальная высота (м) 2,4-2,6
Пассажировместимость: 90 солдат или 60 парашютистов
Массы и нагрузки:
взлётная (т) 61
пустого снаряжённого (т)50
самолёта без топлива (т) 36,7
максимальная коммерческая нагрузка (т) 21
посадочная (т) 58
запас топлива (т) 22,066
Лётные данные
максимальная скорость истинная {км/ч} 660
крейсерская скорость истинная (км/ч) 570
эксплуатационный потолок (м) 7200-8600, макс. 10000
дальность полёта перегоночная (км) 5530
потребная длина ВПП (условия МСА, на уровне моря) (м) 900—2200 в зависимости от взлётного веса
Airbus A400M — четырёхмоторный турбовинтовой военно-транспортный самолёт, производства европейского консорциума Airbus Military. Первый полёт состоялся 11 декабря 2009 года. На вооружение принят в 2010 году
Данные А400М
Грузоподъемность: 37 000 кг
Размах крыла: 42,40 м
Длина самолёта: 45,10 м
Высота самолёта: 14,70 м
Площадь крыла: 221,5 м²
Масса пустого самолёта: 76 500 кг
Масса максимальная взлётная: 141 000 кг
Внутреннее топливо: 50 500 кг
Тип двигателя: 4 ТВД Europrop International TP400-D6
Мощность: 4 х 11 000 л.с.
Крейсерская скорость: 781 км/ч (М = 0.68 — 0.72)
Перегоночная дальность: 8700 км
Практическая дальность: 7870 км
Дальность с максимальной загрузкой: 3300 км
Максимальная высота полёта: 12 200 м
потребная длина ВПП: 900 м
Экипаж: 2—4 чел
Полезная нагрузка: 120 десантников или солдат или 66 носилок с сопровождающими или 37000 кг груза
Рис. Airbus A400M
Локхид C-130J. Геркулес
Самолёт построен по классической для транспортных самолётов схеме — высокоплан, с четырьмя турбовинтовыми двигателями, высокорасположенным хвостовым оперением. Фюзеляж круглого в плане сечения с большим погрузочным люком в хвостовой части. Шасси трёхопорное, с передней стойкой: на передней пара колёс, на основных стойках тоже по два колеса, но не парные, а тандемные.
Технические характеристики
Экипаж: 2 пилота
Пассажировместимость: 72 солдата или 64 парашютиста или 74 раненых на носилках с двумя сопровождающими
Грузоподъёмность: 18 955 кг (при +2,5g)
Длина: 29,79 м
Размах крыла: 40,41 м
Высота: 11,84 м
Площадь крыла: 162,12 м²
Коэффициент удлинения крыла: 10,1
Колея шасси: 4,34 м
Профиль крыла: NACA 64A318 корень крыла, NACA 64A412 законцовки
Масса пустого: 34 274 кг
Масса снаряжённого: 53 230 кг (при +2,5g)
Нормальная взлётная масса: 70 305 кг (при типовой нагрузке)
Максимальная взлётная масса: 79 380 кг
Масса топлива во внутренних баках: 20 819 кг (+ 8506 кг в ПТБ)
Объём топливных баков: 25 552 л (+ 2× 5220 л ПТБ)
Силовая установка: 4 × ТВД Rolls-Royce AE 2100D3
Мощность двигателей: 4 × 4591 л. с. (4 × 3424 кВт)
Воздушный винт: шестилопастной Dowty Aerospace R391
Диаметр винта: 4,11 м
Габариты грузовой кабины
Длина: 12,19 м
Ширина: 3,12 м
Высота: 2,74 м
Полезный объём: 128,9 м³
Лётные характеристики
Максимально допустимая скорость: 700 км/ч на 3050 м
Максимальная скорость: 645 км/ч
Крейсерская скорость: 628 км/ч
Скорость сваливания: 185 км/ч
Практическая дальность: 5250 км (с грузом массой 18 144 кг)
Практический потолок: 9315 м (при полётной массе 66 680 кг)
Скороподъёмность: 10,7 м/с
Время набора высоты: 6100 м за 14 мин.
Нагрузка на крыло: 433,7 кг/м² (при нормальной взлётной массе)
Тяговооружённость: 194,6 Вт/кг (при нормальной взлётной массе)
Длина разбега: 1433 м (до высоты 15 м)
Длина пробега: 777 м (с высоты 15 м при посадочной массе 58 967 кг)
Рис. 11. Проекции C-130