Шаблоны для Dle 10.5 форекс портал
Авторизация
 
  • 04:45 – Полиция отказалась возбудить дело по факту угроз в адрес писавшей о «Матильде» журналистки Винокуровой 
  • 04:42 – Суд в Москве решил оштрафовать на  800 тысяч рублей мессенджер Телеграм 
  • 03:52 – Генпрокуратура не нашла нарушений в производстве и прокате фильма «Матильда» 
  • 03:52 – В Москве впервые открыто выступил человек, заявивший о преследовании геев в Чечне 

ЛОКХИД МАРТИН С-5 «ГЭЛЕКСИ»

ЛОКХИД МАРТИН С-5 «ГЭЛЕКСИ»Стратегический тяжелый военно-транспортный самолет
Требования к новому стратегическому ВТС для ВВС США, выпущенные в октябре 1962 г., подразумевали разработку принципиально новой машины на замену устаревшему ВТС Дуглас С-133. Грузоподъемность новой машины определялась в 61 т, дальность полта с этой нагрузкой - 7400 км. При этом самолет должен был иметь высокую прочность пола грузовой кабины и большой ее объем для обеспечения возможности транспортировки любых видов бовой техники, в том числе и танков. Это требование объяснялось тем, что в 1963 г. началась реорганизация армии США, получившей в свое распоряжение механизированные пехотные дивизии. До того момента по воздуху перебрасывались только десантные части. Имевшиеся военно-транспортные самолеты могли перевозить лишь две трети видов вооружения армии. В результате масса снаряжения дивизии выросла в 2.5 раза, а доля негабаритных грузов - в 1.6 раза.
К 1964 г. требования к платной нагрузке и дальности нового самолета, получившего индекс CX-HLS, после неоднократных пересмотров и уточнений были, наконец, определены - максимальная взлетная масса с 2.5-кратной перегрузкой - 330 т, максимальная платная нагрузка - 100 т, дальность полета при платной нагрузке в 45 т - 10190 км, при максимальной нагрузке - 5650 км. Кроме того, более жесткие требования выдвигались относительно взлетно-посадочных данных - новый самолет должен был иметь возможность эксплуатироваться с грунтовых неровных ВПП. Взлетная дистанция при массе перевозимого груза 120 т составляла 2775 м.
В июле 1964 г. ВВС США объявили конкурс проектов, в котором приняли участие фирмы Боинг, Дуглас и Локхид, 30 сентября 1965 г. был выбран проект фирмы Локхид, а в октябре 1965 г. с фирмой был заключен контракт на постройку первых 58 самолетов, включая пять опытных, первый из которых совершил первый полет 30 июня 1968 г. Машина получила индекс С-5А и собственное имя «Гэлекси» (Галактика). Вначале ВВС предполагали сформировать шесть эскадрилий самолетов C-5A, для которых всего планировалось построить 115 самолетов, но в дальнейшем было принято решение сократить закупки и в сентябре 1969 г с фирмой Локхид был заключен контракт на производство 23 (вместо планировавшихся 57) самолетов второй партии. Таким образом всего был заказан 81 самолет (с учетом опытных). Поставки серийных самолетов начались 17 декабря 1969 г. и завершились в мае 1973 г. К началу поставок налет опытных самолетов составил 1650 ч, причем в одном из полетов был поставлен абсолютный рекорд взлетной массы - 362065 кг.
Полная стоимость программы самолета C-5A с учетом всех расходов достигла 4,9 млрд. долл., средняя цена одного C-5A составила 60,5 млн. долл. в ценах 1970 г.
Для соблюдения требований по массе планера был облегчен на 3630 кг кессон крыла за счет снижения технического запаса прочности. Это ошибочное решение привело к недостаточной прочности крыла, которая выявилась в июле 1969 г., когда в стадии сборки уже находился 40-й самолет C-5A и началось изготовление компонентов крыла для 60-го самолета. Были введены ограничения на максимальную перевозимую нагрузку (78,9 т при двукратной пергрузке и максимальную взлетную массу (323 т). Для разгрузки корневых частей крыла в полете был введен порядок расходования топлива, предусматривавший выработку топлива сначала из внутренних, а затем из внешних крыльевых баков, была применена система перераспределения подъемной силы по размаху крыла благодаря симметричному отклонению элеронов при воздействии порывов ветра и выполнении маневров, использовалось также постоянное отклонение элеронов вверх на 6 град. Однако эти меры не решили полностью проблемы. По оценке 1975 г. усталостный ресурс крыла составлял всего 8000 ч. В результате в декабре 1975 г. ВВС заключили с фирмой Локхид контракт на разработку нового крыла с увеличенным до 30000 ч ресурсом, первый полет первого C-5A с новым крылом состоялся 14 августа 1980 г. и с февраля 1983 г. по июль 1987 г. все 76 остальных оставшихся в эксплуатации C-5A были вновь поставлены ВВС после установки на них новых более прочных крыльев. Стоимость программы переоснащения самолетов С-5 новым крылом, первоначально оценивавшаяся в 1,5 млрд.долл., практически оказалась на 200 млн. долл. меньше.
Инженерный просчет при проектировании обошелся дорого - к моменту начала разработки нового крыла в летных происшествиях были потеряны четыре самолета, в частности, одна из катастроф произошла 4 апреля 1975 г. и стоила жизни 206 из 382 вьетнамских детей, эвакуируемых из Сайгона. Пятый С-5 был потерян 8 августа 1990 г.
Проведенное в 1981 г. исследование показало, что имевшийся парк ВТС не обеспечивал минимально необходимый объем стратегических воздушных перевозок. Для уменьшения дефицита воздушных перевозок в 1982 г. было решено, помимо прочих мер, дополнительно построить еще 50 самолетов C-5 в усовершенствованном варианте C-5B (вначале имел обозначение С-5N от New - новый). В декабре 1982 г. ВВС заключили с фирмой Локхид контракт стоимостью 609 млн. долл. на начальные работы по самолету C-5B, первый C-5B совершил первый полет 10 сентября 1985 г., все самолеты C-5B были поставлены ВВС с 8 января 1986 г. по 17 апреля 1989 г. Стоимость программы производства 50 самолетов C-5B составила 6,7 млрд.долл.
Для производства C-5B использовалось 40000 чертежей, из них около 80% были идентичны чертежам самолета C-5A, 95% инструментов и сборочных приспособлений было сохранено от производства C-5A. В производстве C-5B участвовало около 19000 фирм США, Канады и Англии.
Фирма Локхид предложила ряд других вариантов самолета C-5, которые так и не были реализованы: гражданский вариант L-500, воздушный командный пункт, самолет-носитель МБР, транспортный самолет с ядерной силовой установкой, бомбардировщик для локальных войн, топливозаправщик. По контракту, заключенному в 1986 г., фирма Локхид планировала модифицировать два самолета C-5A в вариант, способный осуществлять транспортировку контейнера с компонентами космической станции на стартовый комплекс МВКА «Спейс Шаттл».
С-5 был самым тяжелым самолетом в мире до появления пассажирского самолета Боинг 747 и самым тяжелым ВТС мира до создания советского самолета Ан-124 «Руслан».
Самолеты C-5 использовались в ряде военных конфликтов, в частности во Вьетнаме (с августа 1970 г.), во время интервенции США в Панаме в декабре 1989 г., в ходе операции «Буря в пустыне» в 1990 г. и в ряде миротворческих операций (Босния, Сомали, Югославия) в 1990-е г.г.
Полярным летом 1989-1990 гг. впервые для перевозок на станцию в Антарктиду были использованы самолеты C-5. С их помощью были перевезены вертолеты UH-1N с базы Крайстчерч в Новой Зеландии на станцию Мак-Мердо. Самолеты приземлялись на ледяной аэродром с твердым и ровным ледяным покровом. При весе самолета 285314 кг была зарегистрирована глубина колеи 12,2 см при толщине льда 200 см.
Первый спутник «Милстар»1 был переправлен на мыс Канаверал на самолете C-5C. Существует два таких самолета. Это модифицированные C-5A, отличающиеся тем, что задние пассажирские кабины ликвидированы, а задние грузовые двери модифицированы для загрузки и размещения контейнера.
В 1995 г. конгресс США ассигновал средства на программу экспериментов, призванных доказать возможность десантирования армейской бригады с самолетов «Гэлекси». До этого подобные операции производились с применением самолетов Локхид С-141 «Старлифтер».
Суть экспериментов сводилась к определению ограничений и минимально - приемлемых дистанций между тремя или шестью самолетами, летящими в строю и занимающимися десантированием. В условиях визуального контакта расстояние между самолетами в строю составляло около 650 м, а в условиях полета по приборам - в два раза больше. Всего было проведено шесть опытов.
Самолеты С-5А базируются на авиабазе Доувер, штат Делавэр. С-5В базируются на этой же базе, а также на авиабазе Трэвис, штат Калифорния. Обучение летчиков для этих самолетов производится на авиабазе Алтус, штат Оклахома.
КОНСТРУКЦИЯ. Самолет нормальной схемы с высокорасположенным стреловидным крылом, Т-образным хвостовым оперением, четырьмя двигателями на подкрыльных пилонах и фюзеляжем большого диаметра. В конструкции С-5А применено около 100 т алюминиевых сплавов, 22,5 т специальных сталей, 3,75 т титановых сплавов, а также магниевые сплавы. Из сплава Ti-6Al-4V изготовлены, в частности, рельсовые направляющие предкрылков. Из титанового сплава выполнены также около 65% крепежных деталей (примерно 750.000), что позволило уменьшить массу конструкции на 3340 кг. На С-5А широко использовались алюминиевые сплавы 7075-Т6 (например, для изготовления обшивки крыла) и 7079-Т6 вследствие их малой плотности и высокой прочности. В конструкции фюзеляжа С-5В применяются алюминиевые сплавы 7049-Т73, 7050-Т736, 7075-Т73 и 7475, в конструкции крыла С-5В и нового крыла С-5А - алюминиевый сплав 7175-Т73511. Эти сплавы имеют повышенные прочность и стойкость к коррозии под напряжением. Более 1400 элементов конструкции С-5А изготовлены из армированных пластиков. Слоистые панели с сотовым заполнителем применяются в конструкции носового обтекателя, носового обтекателя, носка крыла, закрылков, гондол и пилонов двигателей, грузовых дверей, обтекателей шасси, законцовок и зализов крыла, герметических перегородок и т.д. Общая площадь слоистых конструкций на С-5А составила 2320 м2 при средней толщине панелей 25 мм. Каждый С-5В состоит более чем из 4 млн.деталей. Изготовление панелей (размером 12,2х2,4 м) обшивки фюзеляжа велось на фрезерных станках с ЧПУ. Более 5200 различных деталей самолета С-5В изготовлены методом химического фрезерования.
Крыло безопасно повреждаемое многолонжеронное кессонное с обшивкой из прессованных и фрезерованных монолитных алюминиевых панелей. Профиль крыла NACA 0011 (модифицированный) в сечении на 43,7% и 70% размаха. Удлинение крыла 7,75, длина корневой/концевой хорды 13,85/4,67 м, угол обратного поперечного V по линии ¼ хорд -5,5 град, угол установки в корневом сечении 3,5 град, угол стреловидности по линии ¼ хорд 25 град.
Механизация крыла включает однощелевые закрылки Фаулера общей площадью 92,13 м2 на 63% размаха (шесть секций на каждой консоли), по всему размаху крыла расположены бесщелевые внутренние и щелевые внешние предкрылки с относительной хордой 15% и общей площадью 60,25 м2 (семь секций на каждой консоли). Максимальный угол отклонения предкрылков 23 град достигается при отклонении закрылков на 16,5 град; углы отклонения закрылков при взлете 16,5 град и 25 град, при посадке 40 град. На верхней поверхности каждой консоли крыла перед закрылками имеются девять секций пластинчатых интерцепторов (40,01 м2), применяемых в качестве гасителей подъемной силы при посадке, пять внешних секций используются также совместно с элеронами (23,49 м2) для поперечного управления. Максимальный угол отклонения интерцепторов при управлении креном 22,5 град, при посадке 60 град; углы отклонения элеронов вверх 25 град, вниз 15 град. Механизация крыла и элероны имеют гидравлический привод, причем закрылки и предкрылки отклоняются с помощью системы винтовых подъемников с трубчатыми валами. Максимальный коэффициент подъемной силы крыла при посадке 2,56, соответствующее аэродинамическое качество самолета 8,2.
Фюзеляж типа полумонокок двухпалубной безопасно повреждаемой конструкции с герметическими кабинами с системой кондиционирования. Избыточное давление в кабинах 0,58 кгс/см2. На верхней палубе впереди расположена кабина экипажа, в состав которого на С-5В входят обычно 5 чел.: командир, второй летчик, бортинженер и два оператора погрузочно-разгрузочного оборудования; предусмотрено место для отдыха 15 чел. сменного экипажа и другого технического персонала. В задней части верхней палубы за кессоном крыла установлены 75 сидений для солдат. На нижней палубе размещена грузовая кабина с передней дверью в виде отклоняющейся (за 20 с) вверх носовой части фюзеляжа и с задней трехстворчатой дверью. Обе двери с погрузочными рампами: задняя рампа образует нижнюю часть фюзеляжа, передняя в убранном положении образует часть герметической перегородки. Максимальная высота проема заднего грузового люка при опущенной рампе 3,93 м, при поднятой рампе (для погрузки с борта автомобиля) 2,90 м, максимальная ширина - 5,79 м; максимальная высота проема переднего люка при опущенной и поднятой рампе 4,11 м, максимальная ширина 5,79 м. Укорочение стоек шасси обеспечивает три различных положения пола грузовой кабины: горизонтальное опущенное положение соответствует высоте пола над землей около 1,8 м (при этом передняя и задняя рампы касаются земли), при переднем опущенном положении грузовой пол наклоняется вперед и высота его переднего края на С-5В составляет 1,34 м, при заднем опущенном положении пол наклоняется назад и высота его заднего края 1,45 м. Угол наклона передней рампы в опущенном положении 11 град, задней 8 град. Для улучшения доступа в грузовую кабину на земле боковые панели задней части фюзеляжа откидываются в стороны.
Сечение грузовой кабины постоянно по всей длине. Ширина кабины 5,79 м сохраняется от пола до высоты 2,89 м и уменьшается до 3,96 м у потолка. Пол грузовой кабины рассчитан на равномерно распределенную удельную нагрузку 1460 кгс/м2 за исключением средней части пола, которая рассчитана на удельную нагрузку 1950 кгс/м2; расчетная погонная нагрузка на пол 3850 кгс/м; допустимая нагрузка на ось самоходных установок 6350 кгс по всей длине пола, максимальная нагрузка на ось 11350 кгс на участке длиной 29,5 м.
По левому борту имеются две задние пассажирские двери размерами 1,52 х 0,76 м (верхняя) и 1,83 х 0,91 м (нижняя) и две передние размерами 1,52 х 0,76 м (верхняя) и 1,80 х 1,02 м (нижняя, предназначена для входа экипажа). При неукороченных стойках шасси высота порога задней нижней двери над землей 3,56 м, передней 3,94 м.
Типичные варианты загрузки кабины: два танка М1 «Абрамс» или 16 автомобилей по 0,7 т или один танк М1 и два бронетранспортера «Брэдли» или шесть боевых вертолетов АН-64 «Апач» или 36 стандартных платформ 463L размером 2,23х2,74 м. Возможна перевозка в грузовой кабине до 270 солдат, но это нетиповое использование кабины.
Хвостовое оперение Т-образное цельнометаллическое кессонное с обшивкой из монолитных алюминиевых фрезерованных панелей. Стабилизатор (размах 20,94 м; площадь 89,73 м2) переставной с четырехсекционным рулем высоты (24,03 м2). Угол установки стабилизатора изменяется с помощью винтовых подъемников с гидравлическим приводом в диапазоне от +2,45 град до -12 град, стабилизатор отклоняется автоматически при отклонении закрылков; диапазон углов отклонения руля высоты от 25 град вверх до 15 град вниз. Киль (89,29 м2) с двухсекционным рулем направления (21,06 м2), отклоняющимся в диапазоне +-35 град. Триммеры и противообледенительная система отсутствуют.
Шасси трехопорное с передней опорой. Рассчитано на эксплуатацию самолета с ВПП с коэффициентом несущей способности покрытия CBR=9 (напр. с ВПП, покрытой стальными плитами М-8). Носовая стойка четырехколесная, убирается назад с помощью винтовых подъемников с гидравлическим приводом. Четыре основные стойки (по две с тандемным расположением с каждой стороны самолета), каждая из которых включает шестиколесную тележку, убираются в боковые обтекатели фюзеляжа с поворотом тележек на 90 град с помощью системы редукторов с гидравлическим приводом. Передняя стойка управляемая на земле в пределах +-60 град, две задние основные стойки выполнены самоориентирующимися для повышения маневренности самолета на земле. Все пять стоек могут разворачиваться по команде летчика на +-18 град для посадки при сильном боковом ветре; на каждой основной стойке используется универсальный шарнир, обеспечивающий касание земли всеми шестью колесами основной стойки при движении самолета по неровной поверхности. Система укорочения стоек шасси позволяет устанавливать пол грузовой кабины на удобном для погрузочно-разгрузочных работ уровне относительно земли, возможность индивидуального изменения высоты основных стоек позволяет производить замену колес и техническое обслуживание шасси без подъема самолета на домкраты. Амортизаторы стоек масляно-пневматические двухкамерные. Все 28 пневматиков 26-слойные (тип VII) размером 49х17-20. Нормальное давление в носовых пневматиках 9,63 кгс/см2, пневматиках основных стоек 7,80 кгс/см2. Предусмотрена бортовая система регулирования давления в пневматиках в соответствии с посадочной массой самолета и состоянием посадочной дорожки. Колесные тормоза дисковые с бериллиевыми дисками на С-5А (масса бериллия 630 кг) и углеродными дисками на С-5В. Имеется автомат торможения. Колея шасси по внешним колесам 11,42 м, база шасси (между центрами носовой и основных стоек) 22,22 м.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. На исходном С-5А были установлены четыре двигателя Дженерал Электрик TF39-GE-1A с удельным расходом топлива 0,64 кг/кгс-ч при крейсерской тяге 4310 кгс на высоте 10700 м при полете с числом М=0,9. На С-5А с новым крылом и на С-5В используется вариант TF39-1C с несколько увеличенной максимальной взлетной тягой. В отличие от TF39-1A, имеющего межремонтный ресурс 5000 ч, техобслуживание TF39-1C должно производиться по состоянию.
TF39 - первый в мире ТРДД с большой (8) степенью двухконтурности. Это двухвальный двигатель с двухступенчатым вентилятором, 16-ступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания, двухступенчатой турбиной ВД, шестиступенчатой турбиной НД и реверсивным устройством. Максимальный диаметр двигателя 2,540 м, полная длина 6,880 м, сухая масса 3583 кг, степень повышения давления 26, расход воздуха 700 кг/с, температура перед турбиной 1316 град С. Длина гондолы двигателя 8,200 м, максимальный внешний диаметр 2,600 м. Имеются две ВСУ Эрисерч GTCP 165. Предусмотрена приемная горловина для дозаправки С-5 в полете (от самолетов КС-135 и КС-10). Емкость маслобака 138 л.
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ. Система управления полетом бустерная необратимая с тросовой проводкой к рулям высоты и направления, элеронам и интерцепторам. Используются сдвоенные или одиночные гидроусилители, автомат загрузки штурвала с коррекцией по скоростному напору. Имеются автопилот, автомат тяги, система повышения устойчивости с демпферами крена и рыскания, система сигнализации о приближении к сваливанию с автоматом тряски колонки управления. Установлена система LAMS (Load Alleviation and Mode Stabilization - уменьшение нагрузок и гашение колебаний), демпфирующая упругие колебания конструкции самолета и ослабляющая воздействие порывов ветра и маневренных нагрузок. При разработке ставилось требование обеспечить управление самолетом после выхода из строя любых двух гидросистем самолета.
Гидравлическая система состоит из четырех независимых систем с рабочим давлением 211 кгс/см2. Каждая система имеет два гидронасоса переменной подачи с приводом от соответствующего двигателя. Максимальная производительность одного насоса 227 л/мин. Гидравлические системы 2 и 3 используются только для питания системы управления полетом, системы 1 и 4 помимо органов управления полетом питают также приводы механизации крыла, шасси, грузовых дверей и т.д. Гидравлическая энергия на земле обеспечивается за счет использования двух вспомогательных воздушно-турбинных двигателей.
Система электроснабжения включает четыре генератора переменного трехфазного тока (115/120 В, 400 Гц) мощностью по 60/80 кВ А с приводом от двигателей, а также два трансформатора-выпрямителя на 20 А с номинальным напряжением 27 В и два аккумулятора емкостью по 5 А ч.
Спасательное оборудование включает пять аварийных трапов и четыре надувных спасательных плота, каждый из которых рассчитан на 25 чел.
ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. Механизированная погрузочная система 463L в грузовой кабине включает рельсовые направляющие, рольганги и тросовую лебедку с усилием примерно 3000 кгс, которая может перемещать грузовые платформы с скоростью 0,5 м/с. Центральные рельсовые направляющие и рольганги могут быть убраны для образования гладкой поверхности пола и погрузки самоходной техники. Предусмотрена система парашютного десантирования людей и грузов.
В состав комплекса БРЭО С-5А входят две БЦВМ Нортроникс NDC-1051A, инерциально-доплеровская навигационная система, многорежимная РЛС Норден AN/APQ-92, аппаратура радионавигационных систем LORAN и TACAN, сдвоенная курсовертикаль, два радиовысотомера, астросектант, система командно-пилотажных приборов FD-109. Имеется электронная система обнаружения, анализа и регистрации отказов MADAR I (Malfunction Detection, Analysis and Recording System).
На С-5А с новым крылом вместо РЛС APQ-92 установлен метеорадиолокатор Бендикс AN/APS-133, используется строенная ИНС Делко «Карусель»IV. На С-5В кроме этого установлены цифровой вычислитель воздушных параметров SCADC, ответчик системы опознавания AN/APX-100, две радионавигационные системы AN/ARN-118, два маркерных радиомаяка системы ILS/VOR AN/ARN-127, две радиостанции метрового диапазона с амплитудной и частотной модуляцией AN/ARC-186, две ВЧ радиостанции AN/ARC-190, два комбинированных радиовысотомера, АРК DF-206, система сигнализации о близости земли Сандстренд Мк.II, CПУ AN/AIC, аварийный самописец полетных данных и речевой самописец, система оптимизации расхода топлива. Используется усовершенствованная система MADAR II, которая контролирует более 800 точек.
Опубликованы лишь расчетные массовые и летные характеристики самолета, некоторые из которых не достигались в полете. Так, вместо рекламируемой для С-5В максимальной перевозимой нагрузки 132 т в рекордном полете самолета С-5А с новым крылом (имеющего практически такие же характеристики, что и С-5В) в начале 1985 г. на высоту 2000 м был поднят груз массой лишь 110 т при взлетной массе 417 т.
РАЗМЕРЫ. Размах крыла 67,88 м; длина самолета 75,54 м; длина фюзеляжа 70,29 м; высота самолета 19,85 м; площадь крыла 576,0 м2; верхняя передняя кабина: длина 11,99 м, максимальная ширина 4,20 м, максимальная высота 2,29 м, площадь пола 50,17 м2, объем 56,91 м3; верхняя задняя кабина: длина 18,20 м, максимальная ширина 3,96 м, максимальная высота 2,29 м, площадь пола 72,10 м2, объем 170,46 м3; грузовая (нижняя) кабина: длина 36,91/44,09 м (без рампы/с рампой), максимальная ширина 5,79 м, максимальная высота 4,09 м, площадь пола 213,76 м2 (без рампы), объем 985,29 м3.
ЧИСЛО МЕСТ. Личного состава: в верхней задней кабине 75, в грузовой кабине 270.
МАССЫ И НАГРУЗКИ (для C-5B и в скобках для исходного C-5A), кг. Максимальная полетная: при n = 2,5 - 348820 (330220), при n = 2,25 381025 (348820), при n = 2,0 - 417310 (348820); максимальная взлетная 379655 (348820, ограничена до 323190 при n =2,0); масса пустого снаряженного самолета 169645 (159245); максимальная пеpевозимая нагpузка: при n =2,5 - 97980 (73860), при n =2,25 - 118390 (94270), при n =2,0 - 132000 (около 100000, с введенными ограничениями 78900 при n =2,0); запас топлива 150820 (150820); максимальная масса самолета без топлива: при n =2,5 - 267625 (233105), при n =2,25 - 288035 (253520), при n =2,0 - 301645 (267125); максимальная посадочная при скорости снижения 2,7 м/с - 288420 (288420).
РАСЧЕТНЫЕ ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ (при максимальной взлетной массе, для C-5B и в скобках для исходного C-5A). максимальная скорость горизонтального полета 919 км/ч (919 км/ч); крейсерская скорость на высоте 7620 м: максимальная 888-908 км/ч (850-890 км/ч), экономическая 833 км/ч; скоpость сваливания при максимальной посадочной массе, отклоненных на 40 град закрылках и неработающих двигателях 193 км/ч (193 км/ч); максимальная скороподъемность на уровне моря 8,75 м/с (9,14 м/с); пpактический потолок пpи массе 278965 кг - 10895 м (10360 м); дальность полета в условиях МСА с резервным остатком топлива 5%: с максимальной пеpевозимой нагpузкой при n =2,25 - 5526 км (6110 км), с максимальным запасом топлива 10411 км (12500 км); длина разбега на уровне моря в условиях МСА 2530 м (2225 м); взлетная дистанция (высота пpепятствия 15 м) на уровне моря в условиях МСА 2987 м (2560 м); длина пробега пpи максимальной посадочной массе на уровне моря в условиях МСА 725 м (716 м); посадочная дистанция (высота пpепятствия 15 м) при максимальной посадочной массе на уровне моря в условиях МСА 1164 м (1097 м); минимальный pадиус pазвоpота на земле: по носовым колесам 22,10 м, по концу кpыла 52,12 м; максимальная удельная нагрузка на крыло 659 кг/м2.скачать dle 10.5фильмы бесплатно
рейтинг: 
  • Не нравится
  • 0
  • Нравится
Оставить комментарий
  • Комментируют
  • Сегодня
  • Читаемое
Реклама