"Американские самолеты вертикального взлета" - читать интересную книгу автора (Ружицкий Евгений Иванович)
Белл-Боинг V-22 «Оспри»
Фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» с 1982 г. осуществляют совместную разработку по программе JVX (Joint Services Advanced Vertical Lift Aircraft) многоцелевого самолета с вертикальным взлетом и посадкой с поворотными винтами, который должен был в 2000 году поступить на вооружение корпуса морской пехоты, ВМС и ВВС США. Программе JVX предшествовала программа НХМ, требования к которой были выработаны в 1980 г. министерством обороны США и по которой в 90-х годах предусматривалась замена десантно-транспортных вертолетов Боинг-Вертол СН-46 и Сикорский СН-53 для корпуса морской пехоты. Среди проектов рассматривались СВВП с поворотными винтами.
В 1981 г. фирма «Белл» представила данные о своем проекте СВВП D.327, который по существу являлся предшественником СВВП JVX и предназначался для перевозки 24 десантников, а также для поисково-спасательных операций. СВВП должен был иметь два поворотных винта диаметром 10,5 м, а силовая установка его должна была состоять из двух ГТД с взлетной мощностью по 4380 л.с. В носовой части предусматривалось размещение турельной установки с пулеметами калибром 7,62 мм и системы ночного видения. СВВП должен был иметь максимальную взлетную массу при вертикальном взлете 15 740 кг, а при взлете с коротким разбегом - 19 050 кг, максимальную перевозимую нагрузку 4540 кг, крейсерскую скорость 480 км/ч и боевой радиус 370 км.
В конце 1981 г. при рассмотрении проекта военного бюджета США на 1983 ф.г. было выдвинуто требование разработать усовершенствованный СВВП JVX, который мог бы использоваться всеми видами вооруженных сил по совместной программе, предусматривающей создание многоцелевого летательного аппарата JVX в первую очередь для корпуса морской пехоты с целью замены вертолетов СН-46 и СН-53, а также для ВМС и ВВС и даже для армии.
Техническая группа в составе представителей всех видов вооруженных сил и NASA провела сравнительный анализ различных схем вертикально взлетающих аппаратов, среди которых были усовершенствованный вертолет, винтокрыл, вертолет с соосными несущими винтами, использующими концепцию опережающей лопасти, СВВП с новоротными винтами и СВВП с подъемно-маршевыми ТРДД, и пришла к выводу, что только СВВП с поворотными винтами сможет выполнять все виды заданий, предусмотренных в программе JVX.
Первоначально расчетная стоимость программы JVX оценивалась в 25 млрд. долл., но вскоре была увеличена до 35,6 млрд. долл., в том числе на НИОКР было выделено 2,2 млрд. долл., а на серийное производствово - 33,4 млрд. долл. Предусматривалось серийное производство 1086 самолетов: 552 - для корпуса морской пехоты, 284 - для армии, 200 - для ВВС и 50 -для ВМС.
В начале 1983 г. были определены основные требования к СВВП JVX:
выполнение длительного полета с крейсерской скоростью 465 км/ч;
максимальная скорость при броске 510-555 км/ч;
взлетная масса 17 240 - 18 145 кг и максимальная платная нагрузка 4540 кг;
статический потолок без учета влияния земли 1220 м при температуре 25°С;
максимальная дальность полета 3700 км без дозаправки и максимальный боевой радиус 1300 км;
сохранение возможности при выходе из строя одного двигателя набора высоты 4570 м с максимальной нагрузкой в кабине при одном работающем двигателе, полета на одном двигателе до цели и посадки с пробегом длиной 30 м при скорости ветра 28 км/ч;
выполнение разворота на 180° при скорости 465 км/ч не более чем за 15 с;
диапазон перегрузок от + 4g до -1g.
В конце 1983 г. стратегическое авиационное командование ВВС провело оценку возможностей использования СВВП JVX для патрулирования и охраны баз баллистических ракет MX, а в начале 1984 г. были уточнены прежние и добавлены новые требования к СВВП JVX. В частности, межремонтный срок службы основных динамических систем должен быть не менее 1500 ч (среднее время обслуживания 5 чел.-ч на один летный час), а жизненный цикл самолета должен быть не менее 20 лет (при эксплуатации в мирных условиях). Критические элементы конструкции должны выдерживать попадание пуль калибром 7,62 и 12,7 мм, а также выполнять свои функции при попадании снарядов калибром 30 мм. Кроме того, для СВВП предусматривались:
минимальная радиолокационная, тепловая, визуальная, акустическая и электромагнитная заметность;
средства защиты экипажа и электрооптических датчиков от воздействия лазерного оружия;
нахождение на плаву в течение 2 ч при вынужденной посадке на воду с волнением 4 балла;
уклонение от поражения ЗУР при выполнении радиоэлектронной разведки с учетом безопасного вертикального снижения со скоростью не менее 10,1 м/с (желательно 17,8 м/с);
размещение в кабине 12 раненых па носилках в сопровождении двух санитаров или четырех грузовых поддонов размером 1,02x1,22 м;
система заправки топливом в полете;
взлет и посадка при наклоне глиссады 12°;
перевозка грузов массой 4540 кг (желательно 5440 кг) на внешних узлах подвески;
герметизация кабины экипажа и использование усовершенствованного радиоэлектронного оборудования;
катапультные кресла, обеспечивающие покидание самолета на земле;
расчетная дальность полета без промежуточной заправки 3810 км при скорости не менее 465 км/ч.
Летом 1983 г. фирмы «Белл» и «Боинг-Вертол» сообщили первые сведения о проекте СВВП, получившем сперва обозначение «Модель 901-Х» и разработанном с учетом опыта проектирования и испытаний экспериментального СВВП Белл XV-15.
 |
 |
 |
СВВП должен был иметь два трехлопастных поворотных винта диаметром 11,6 м, силовую установку из двух ГТД Дженерал Электрик T-64-GE-717 мощностью по 4380 л.с, максимальную взлетную массу при вертикальном взлете 18 145 кг, а при взлете с коротким разбегом - 22 680 кг, в кабине должно размещаться 24 десантника, максимальная крейсерская скорость 590 км/ч. В декабре 1983 г. ВМС выдали фирмам «Белл» и «Боинг-Вертол» контракт стоимостью 18,4 млн. долл. на постройку натурных макетов СВВП «Модель 901-Х».
В 1985 г. проекту СВВПГ разработанному по программе JVX, было присвоено обозначение V-22 и название «Оспри» (скопа). К этому времени были проведены испытания семи моделей СВВП в аэродинамических трубах общей продолжительностью 4700 ч, а также испытания двух экспериментальных вертолетов-самолетов Белл XV-15 продолжительностью более 600 ч, во время которых были достигнуты максимальная скорость в горизонтальном полете 553 км/ч, в пологом пикировании - 635 км/ч и перегрузка 3,1 д.
В 1985 г. большая часть исследований по программе JVX была завершена. После тщательного изучения требований каждого рода войск были определены четыре типа боевых задач, которые должны были выполнять самолеты JVX.
СВВП JVX, предназначенные для корпуса морской пехоты, где они должны заменить транспортные вертолеты СН-46 и СН-53, и получившие обозначение MV-22, должны перевозить 24 вооруженных десантника или грузы общей массой 2 610 кг на расстояние 370 км со скоростью 460 км/ч, и совершать полет на режиме висения с этой нагрузкой на высоте 915 м при температуре 33°С; в варианте для материально-технического снабжения перевозятся грузы массой 3765 кг на внешней подвеске на расстояние 93 км со скоростью 460 км/ч. Использование СВВП MV-22 в КМП должно существенно повысить гибкость применения подразделений КМП в боевых операциях. Скорость и дальность позволяют им действовать далеко от береговой черты и доставлять войска и технику в глубокий тыл противника.
ВМС предполагали использовать самолет JVX в качестве поисково-спасательного под с обозначением HV-22 с радиусом полета 850 км и крейсерской скоростью 460 км/ч для эвакуации четырех пострадавших. Во время выполнения спасательной операции СВВП должен обладать возможностью совершать полет на режиме висения на высоте 2135 м при температуре 28 ° С и выполнять взлет и посадку с неподготовленной площадки. Рассматривался также противолодочный вариант SV-22 для замены палубных противолодочных самолетов S-3A «Викинг», предполагалось закупить 300 СВВП SV-22.
ВВС намеревались применять СВВП JVX под обозначением CV-22 для выполнения специальных заданий, включающих перевозку 12 десантников или грузов массой -1300 кг в кабине с радиусом полета -1300 км и крейсерской скоростью 460 км/ч, в середине маршрута самолет должен летать на режиме висения без учета влияния земли на высоте 915 м при температуре 33°С.
Армия считала, что транспортные самолеты JVX будут промежуточным шагом к усовершенствованному транспортному винтокрылому аппарату ACR (Army Cargo Rotorcraft), который сможет появиться в начале XXI века. Самолет JVX под обозначением MV-22 в варианте для армии должен быть рассчитан на перевозку 24 солдат или 12 раненых на носилках, или грузов массой 4540 кг в кабине, с этой нагрузкой в кабине или на внешней подвеске должен иметь радиус действия 55 км при скорости -460 км/ч, статический потолок 1220 м при температуре воздуха 35°С и перегоночную дальность 3890 км. Однако вскоре армия отказалась от участия в разработке и ликвидировала свой заказ на 284 СВВП.
 |
По программе JVX, неоднократно пересматривавшейся в процессе разработки, было намечено построить шесть опытных самолетов для летных испытаний и три планера для статических и усталостных испытаний. Первый опытный самолет намечалось передать для летных испытаний в начале 1988 г., а последующих пять - в течение года. Самолеты №1 и №3 предполагалось использовать для определения огибающей летных характеристик и прочностных ограничений, а самолет №2 - для испытаний системы управления и силовой установки. Самолет №4 намечалось использовать в ВВС для эксплуатационных и оценочных испытаний, а также в качестве дублера самолета №2 для испытаний силовой установки. СВВП №5 и №6 должны были проходить эксплуатационные и оценочные испытания в подразделениях корпуса морской пехоты и ВМС, а также использоваться для проверки радиоэлектронного оборудования. На самолетах №1 и №2 были установлены катапультные кресла.
Общий объем летных и оценочных испытаний должен был составить 4200 ч, причем летчики-испытатели фирм «Белл» и «Боинг-Вертол» должны налетать 2900 ч, а остальные 1300 ч будут приходиться на строевых летчиков ВМС, ВВС И корпуса морской пехоты. Программу всех летных испытаний намечалось завершить до конца 1990 г.
Постройка первого опытного самолета V-22 была завершена 23 мая 1988 г. на заводе фирмы «Белл» в Форт-Уэрте, а 19 марта 1989 г., через полгода после намеченного срока, состоялся его первый полет продолжительностью 12 мин с винтами, повернутыми только на 5° (летчик-испытатель Дорман Кент). Первый полет второго опытного СВВП V-22 (летчик-испытатель Рой Хонкинс) состоялся 9 августа 1989 г., четвертого - 21 декабря 1989 г., а затем третьего самолета. К середине 1991 г. четыре опытных СВВП налетали 585 ч и совершили более 400 полетов, достигнув следующих результатов: скорость в горизонтальном полете 396 км/ч; скорость в пологом пикировании 647 км/ч; перегрузка 2,3д; потолок 6560 м; перегоночная дальность - 2440 км. Были продемонстрированы: перевозка груза массой 1815 кг на внешней подвеске со скоростью 327 км/ч; посадка на палубу десантного вертолетоносца «Уосп»; моделирование полета по приборам и имитация заправки топливом в полете.
Во время первого полета пятого опытного СВВП V-22 11 июля 1991 г. произошла авария: в полете на режиме висения на высоте - 5м самолет сделал резкий крен влево, задел гондолой за ВПП и упал. Оба летчика катапультировались, при этом один из них получил легкие ранения. Авария была вызвана нарушением электрической цепи в системе управления. Самолет был разрушен, и его решено было не восстанавливать.
 |
Испытания оставшихся самолетов были продолжены, и они совершили к середине 1992 г. еще 150 полетов. Однако 20 июня 1992 г. произошла катастрофа четвертого опытного самолета во время переходного режима (с самолетного на вертолетный), когда гондолы с винтами были повернуты на 60°. На борту самолета были замечены вспышки огня, самолет упал с высоты 8 м. Находившиеся на борту три члена экипажа и четыре специалиста фирмы «Боинг» погибли. Полеты оставшихся СВВП были прекращены и возобновлены только через год после доработки конструкции поворотных гондол и топливной системы.
В начале 1994 г. во время летных испытаний СВВП V-22. выявился бафтинг на больших углах атаки и рыскания. Причиной бафтинга оказались вихри, сходящие с обтекателя стыка крыла с фюзеляжем. Для устранения бафтинга было решено установить но бокам верхней части фюзеляжа перед обтекателем горизонтальные аэродинамические гребни и провести испытания СВВП №3 с установленными гребнями.
В конце 1994 г. фирмы «Белл» и «Боинг Геликонтер» совместно с командованием авиационных систем ВМС завершили последний этап работы по критическому анализу состояния программы СВВП V-22 «Оспри» и окончательно утвердили конструкцию серийного СВВП; поступление первых СВВП V-22 «Оспри» на вооружение корпуса морской пехоты США было намечено на 2001 г. Сроки выполнения этапов, объем серийного производства и стоимость программ неоднократно пересматривались, причем сроки отодвигались, число намеченных к серийному производству СВВП уменьшалось от заказанных 1086 сперва до 913, а затем до 682, потом до 657 и до 617 и далее до 605 и затем до 523, соответственно изменялась и общая стоимость программы, в которой стоимость НИОКР возрастала, а стоимость серийного производства из-за сокращения числа закупаемых СВВП уменьшалась.
 |
В 1997 г. министерство обороны США утвердило вновь измененные планы закупки уже 458 СВВП; из них для корпуса морской пехоты - 360 MV-22, для ВМС - 48 HV-22 и для ВВС - 50 CV-22. Самолеты MV-22 предназначены для замены военно-транспортных и десантно-транспортных вертолетов СН-46 и СН-53. Самолеты HV-22 должны использоваться в основном в качестве поисково-спасательных и транспортных, a CV-22 - для выполнения специальных заданий.
Программой начального серийного производства предусматривалась постройка четырех предсерийных СВВП V-22: первый предсерийный СВВП был построен в конце 1996 г. и совершил первый полет 5 февраля 1997 г., к февралю 1998 г. все четыре предсерийных СВВП совершили 157 полетов и налетали 274 ч, достигнув скорости 633 км/ч на высоте 6900 м, а к октябрю 1998 г. налетали 770 ч. С учетом испытаний шести опытных самолетов общий налет превысил 1950 ч (в 1350 полетах). В сентябре 1998 г. на одном из предсерийных СВВП был выполнен перелет дальностью 3200 км на высоте 5030 м со средней скоростью 463 км/ч.
Во время испытании предсерийных СВВП их конструкция вновь подверглась изменению для улучшения летно-технических характеристик. Запас топлива во внутренних баках был увеличен до 7940 л, что позволило увеличить радиус действия до 930 км. Была установлена система заправки топливом в полете; РЛС для обеспечения полета в режиме следования рельефу местности, многоцелевой тактический терминал для получения информации от самолетов ДРЛО Боинг Е-3 и спутников, усовершенствованный бортовой компьютер и другое оборудование.
Программа серийного производства началась только в 1998 ф.г. с постройки первой партии из пяти самолетов, предусматривается постепенное увеличение ежегодного темна постройки до 24 самолетов с завершением поставок в 2021 ф. г. Первый серийный СВВП V-22 был передан корпусу морской пехоты 14 мая 1999 г. Помощник командующего КМП генерал Т. Дейк подчеркнул, что «скоро тысячи морских пехотинцев буду!1 летать на этом революционном самолете. СВВП «Оспри» доставит корпус морской пехоты в XXI век».
Министерство обороны США уделяет большое внимание финансированию программы СВВП V-22, оставив ее среди наиболее приоритетных программ. Общая стоимость ассигнований на НИОКР в 1984- 1998 ф.г. по программе V-22 уже превысила 5 млрд. долл. Общая стоимость НИОКР и производства 458 СВВП оценивается в 35,4 млрд. долл., что делает ее самой дорогостоящей из существующих программ СВВП, а расчетная цена серийного самолета без учета стоимости НИОКР и эксплуатации составит 44 млн. долл., что значительно выше расчетной.
В 1998-1999 гг. продолжалась оценочные испытания СВВП в вооруженных силах, которые проходили успешно: демонстрировалось выполнение различных боевых заданий. Однако 8 апреля 1990 г. во время посадки СВВП MV-22 для корпуса морской пехоты он потерпел катастрофу, в которой погибли четыре члена экипажа и 15 десантников. На высоте 110 км (
В 1999 г. фирмы «Белл» и «Боинг» начали разработку тактического военно-транспортного СВВП, создаваемого для замены известного военно-транспортного самолета С-130, В предполагаемом проекте СВВП выполнен по схеме с двумя тандемно расположенными крыльями и четырьмя поворотными винтами от СВВП V-22. Разработка нового СВВП, получившего обозначение QTR (Quart Tilt Rotor - четыре поворотных винта), поддерживается вооруженными силами США,
С 1985 г. в США министерство обороны, Федеральное управление гражданской авиации (РАЛ) и NASA проводили исследова ния проектов гражданских СВВП с поворотными винтами, разрабатываемых на базе проекта СВВП Белл-Боинг V-22 «Оспри». В 1993 г. в конгрессе США представи телями FAA и министерства транспорта США был сформирован комитет, занимающийся изучением возможностей разработки и экономической целесообразности гражданских СВВП с поворотными винтами. Фирмы «Белл» и «Боинг» провели демонстрацию гражданского варианта СВВП V-22, который был признан чрезмерно большим и дорогим для гражданского применения, поэтому фирмами была начата совместная разработка нового гражданскою СВВП ВВ.609, меньшего, чем V-22, и приближающегося но размерам к экспериментальному СВВП XV-15.
 |
СВВП выполнен по схеме высокоплана с прямым крылом, двухкилевым оперением, двумя ГТД и поворотными винтами в гондолах на концах крыла и трехопорным шасси.
Фюзеляж имеет конструкцию типа «полумонокок» с прямоугольным сечением. Длина фюзеляже 17,47 м. Конструкция изготовлена из алюминиевых и титановых сплавов и отличается высоким применением КМ - до 41% (масса фюзеляжа 1800 кг).
 |
В носовой части расположена трехместная кабина экипажа, в которой установлены бронекресла, способные выдерживать попадание пуль калибром 12,7 мм и перегрузку 30g в продольном направлении и 14,5д - в вертикальном. С правой стороны фюзеляжа в передней части находится входная двухсекционная дверь; верхняя секция открывается вверх и внутрь кабины, а нижняя - вниз наружу и имеет встроенный трап. В кабине размером 7,37x1,83x1,8 и объемом 24,3 м3 могут разместиться па сиденьях вдоль бортов 24 десантника с вооружением или 12 раненых на носилках с сопровождающими санитарами или грузы массой до 9070 кг, для загрузки которых имеется лебедка с усилием 907 кг и задний грузовой люк с опускающейся рампой, а в иолу предусмотрены роликовые направляющие. Боковые обтекатели используются для уборки основных опор шасси и размещения дополнительных топливных баков и оборудования систем кондиционирования.
Крыло высокорасположенное, кессонного типа, с двумя лонжеронами и постоянной хордой, равной 2,54 м, имеет небольшой угол обратной стреловидности. Крыло почти полно стью изготовлено из графито-эпоксидных КМ со стыковыми узлами из титановых сплавов. Верхняя и нижняя панели обшивки монолитной конструкции с отфрезерованными нервюрами и стрингерами. Трехсекционные носки консолей крыла изготовлены из алюминиевого сплава с сотовым заполнителем «номекс». Механизация крыла состоит из четырех секций элевонов, внешняя пара которых используется для поперечного управления. Площадь элевонов 4,12 м2. Привод элевонов осуществляется с помощью ЭДСУ и гидроусилителей. Крыло крепится к круговой опоре диаметром 2,3 м, выполненной из нержавеющей стали и обеспечивающей на 90° поворот крыла, устанавливаемого вдоль фюзеляжа при размещении СВВП на палубе авианесущего корабля.
 |
Поворотные винты трехлопастные, с шарнирным креплением лопастей трапециевидной формы в плане. Корневая хорда 0,87 м, концевая - 0,56 м, крутка лопасти 45°. Лопасти изготовлены из угле- и стеклопластика. В конструкции шарниров лопастей используются эластомерные подшипники. Винты имеют сие темы торможения и складывания лопастей. Вращение винтов связано между собой синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла. Поворот гондол на 97,5° осуществляется с помощью гидропривода с винтовым механизмом.
Оперение двухкилевое, полностью выполнено на графитоэпоксидного материала. Стабилизатор (размах 5,61 м, площадь 8,22 м2) установлен над хвостовым обтекателем фюзеляжа. Общая площадь двух вертикальных килей 12,45 м.
Шасси трехопорное, убирающееся, со спаренными колесами. Носовая опора убирается назад в отсек иод передней частью фюзеляжа. Основные опоры убираются в боковые обтекатели. Конструкция шасси рассчитана на посадку с вертикальной скоростью 4,5 м/с Колеса основных опор имеют дисковые углеродные тормоза. База шасси 6,59 м, колея шасси 4,62 м.
 |
Силовая установке состоит из двух ГТД Аллисон T406-AD-400, установленных в поворотных гондолах на концах крыла вместе с винтами. Турбовальный ГТД имеет 14-ступенчатый осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину газогенератора и двухступенчатую силовую турбину. Расход воздуха 16,1 кг/с, степень повышения давления 14, удельный расход топлива на режиме максимальной продолжительной мощности - 0,19 кг/л.с.-ч. Двигатель имеет редуктор и систему управления FAD ЕС Длина двигателя (без редуктора) 1,96 м, ширина - 0,67 м, высота - 0,86 м.
Масса сухого двигателя 440 кг.
Топливная система имеет 13 баков-отсеков общей емкостью 7627 л. В каждом боковом обтекателе фюзеляжа в передней части имеется по одному баку-отсеку; в нравом обтекателе в задней части имеется дополнительный бак. В кессонах консолей находятся 10 баков-отсеков, пара внешних баков служат в качестве расходных. На носке правой консоли крыла расположен штуцер заправки топливом под давлением; на верхней поверхности каждой консоли имеется по одной горловине системы заправки самотеком. Сбоку в нижней части носовой секции фюзеляжа предусмотрен узел крепления штанги заправки топливом в полете. Для перегоночных полетов в грузовой кабине возможна установка четырех дополнительных топливных баков с общим объемом 9220 л.
 |
Система управления. Для управления на вертолетных режимах применяются системы управления общим и циклическим шагом поворотных винтов. В крейсерском полете для поперечного управления используются два внешних элевона. Для продольного управления служит одно-секционный руль высоты площадью 4,82 м#178;, а для путевого - два руля направления площадью по 1,64 м#178; на вертикальных килях. Привод поверхностей управления осуществляется с помощью гидроусилителей и электродистанционной системы управления с тройным резервированием.
Бортовое оборудование включает две независимые и одну запасную гидравлическую систему с рабочим давлением 350 кгс/см#178;. В состав электросистемы входят два генератора переменного тока (40 кВА), два генератора переменного тока (50/80 кВа), выпрямители, преобразователи, аккумуляторная батарея емкостью 15 А/ч. Носки крыла и вертикальных килей имеют противообледенительную систему с надувными протекторами. Лобовое остекление, передние кромки воздухозаборников двигателей, лопасти и коки винтов имеют электрообогрев. В поисково-спасательном варианте на правой передней двери устанавливается спасательная лебедка.
 |
Радиоэлектронное оборудование состоит из навигационной системы TACAN, систем VOR/ILS, радиосвязного оборудования УКВ и KB диапазонов, системы опознавания и др. Информация от системы ТА CAN, VOR/ILS, радиовысотомера, гировертикали выводится на четыре цветных дисплея. В кабине имеется пятый дисплей для отображения карты местности. Используется РАС AN/APO-174 для обеспечения полетов в режиме следования рельефу местности. На самолете установлены две ЭВМ AN/AYK-14 для обработки боевого задания. Для экипажа предусмотрено использование систем, обеспечивающих пилотирование в ночных условиях, и нашлемных очков ночною видения. Для предупреждения об атаке ракетами «воздух-воздух» имеется система AN/AAR-47.
Вооружение зависит от варианта СВВП. Предусмотрены места для крепления в кабине пулеметов калибром 7,62 мм и 12,7 мм, а под носовой частью фюзеляжа - турели с пушками. Имеются также узлы для подвески противолодочных торпед, противокорабельных управляемых ракет и ракет «воздух-воздух».
Размеры:
длина самолета со сложенным крылом и винтами 19,09 м
высота самолета:
на земле с гондолами в вертикальном положении 6,73 м
со сложенным крылом и винтами 5,51 м
максимальная ширина с вращающимися винтами 25,78 м
размах крыла без учета гондол 14,02 м
площадь крыла, включая надфюзеляжную часть 35,49 м#178;
диаметр поворотных винтов 11,61 м
ометаемая площадь 2x105,36 м2
Двигатели 2 ГТД Аллисон T406-AD-400
взлетная мощность 2x4585 кВт/ 2x6150 л.с.
Массы и нагрузки:
нормальная взлетная при вертикальном взлете 21 545 кг
максимальная взлетная при взлете с коротким разбегом 24 950 кг
пустого снаряженного 15 032 кг
максимальная платная нагрузка:
перевозимая в кабине 9070 кг
перевозимая на внешней подвеске 6805 кг
запас топлива:
нормальный 6125 кг
с дополнительными баками для перегоночных полетов 11 885 кг
Летные данные:
максимальная крейсерская скорость на самолетном режиме 638 км/ч
на вертолетном режиме у земли 185 км/ч
при перевозке груза на внешней подвеске 396 км/ч
статический потолок без учета влияний земли 915м
дальность полета:
при вертикальном взлете со взлетной массой 21 150 кг
и платной нагрузкой 5445 кг 953 км
при взлете с коротким разбегом со взлетной массой 24 950 кг
и платной нагрузкой 9070 кг 2224 км
 |
| © 2024 Библиотека RealLib.org (support [a t] reallib.org) |