Текст книги "Авиация и Время 2016 № 01 (151)"

Автор книги: авторов Коллектив

Жанры:

Транспорт и авиация

сообщить о нарушении

Текущая страница: 8 (всего у книги 8 страниц)

Назад к карточке книги

Приложение. Схемы Lockheed С-130 Hercules

Краткое техническое описание военно-транспортного самолета Lockheed С-130 Hercules

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий высокоплан с прямым крылом, однокилевым хвостовым оперением и убираемым в полете шасси. Планер самолета изготовлен из алюминиевых и магниевых сплавов. Экипаж самолета состоит из 4-5 человек: 2 летчика, штурман, бортинженер и, при необходимости, оператор десантнотранспортного оборудования. Вариант C-130J может эксплуатироваться без инженера и штурмана.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. Конструктивно он разделен на носовую, среднюю и хвостовую части. В носовой части фюзеляжа располагается кабина экипажа, а за ней – бытовой отсек. Спереди закреплена антенна РЛС, закрытая радиопрозрачным обтекателем. Всю среднюю часть занимает грузовая кабина длиной 12,2 м. В зоне крыла грузовая кабина имеет прямоугольное поперечное сечение с размерами 3,05x2,7 м. В хвостовой части находится грузовой люк, закрываемый двумя створками – передней и задней. При открытии грузолюка задняя створка поднимается вверх, а передняя опускается вниз и является при этом погрузочно-разгрузочной рампой. Под полом кабины экипажа, который поднят относительно уровня грузового пола на 1,4 м, располагается ниша убранного положения передней опоры шасси. В бытовом отсеке находятся туалет, кухня и койки для отдыха экипажа, а также установлены блоки электрооборудования. В этом отсеке на его левом борту имеется дверь-трап размером 0,9 х 1,8 м для доступа в кабину, а сверху – аварийный люк. Еще две двери размером 0,92x1,84 м располагаются по обоим бортам средней части фюзеляжа непосредственно перед порогом грузолюка. Они предназначены для воздушного десантирования личного состава. Перед этими дверьми установлены дефлекторы, которые в полете прижаты к фюзеляжу, а при десантировании отклоняются вперед, защищая парашютистов от воздушного потока.

Фюзеляж герметичный. Максимальное избы-точное давление в нем – 0,5 кгс/см².

При загрузке самолета используются электролебедка и 2-4 ряда стальных роликов, закрепленных на грузовом полу кабины.

Крыло состоит из центроплана прямоугольной формы в плане и двух трапециевидных консолей. Удлинение крыла – 10,05. Профиль консоли крыла у корня – NACA 64А613, у законцовки – NACA 64А412. Конструкция крыла выполнена двухлонжеронной, кессонного типа. Кессон крыла является топливным баком. Верхние и нижние панели кессона – монолитные, фрезерованные. Наибольшая из монолитных панелей достигает длины 14,6 м.

Вдоль всей задней кромки крыла расположены элероны, оснащенные триммерами, и двухсекционные закрылки Фаулера, общей площадью 31,77м².

Хвостовое оперение состоит из стабилизатора с рулем высоты и киля с рулем направления. Киль имеет трехлонжеронную конструкцию с работающей обшивкой, стабилизатор – двухлонжеронную. Площадь киля – 20,93 м²; руля направления – 6,98 м²; стабилизатора – 35,43 м²; руля высоты – 14,42 м². Руль направления и обе половины руля высоты оснащены триммерами.

Шасси – пятистоечное, состоит из передней двухколесной стойки и двух пар (передней и задней) одноколесных основных стоек. Все стойки – телескопические с воздушно-масляными амортизаторами. Передняя опора – управляемая, ее колеса разворачиваются в диапазоне ±60'. Эта опора убирается против полета, а основные опоры – вертикально вверх посредством винтовых домкратов с . гидроприводом. Передние колеса размером 1000x330 мм, основные – 1420x510 мм. Колея шасси – 4,35 м, база – 9,77 м.

При необходимости возможна эксплуатация с комбинированным колесно-лыжным шасси. При этом самолет оснащается тремя лыжами: передней размером 2,9x1,7 м и двумя основными размером 5,9x1,7 м.

Силовая установка самолета включает четыре турбовинтовых двигателя с реверсивными воздушными винтами изменяемого шага. В основном используются двигатели Allison Т56А различных модификаций. Двигатель выполнен по одновальной схеме состоит из осевого 14-ступенчатого компрессора, камеры сгорания с 6-ю жаровыми трубами и 4-ступенчатой турбины. Длина двигателя – 3,7 м; диаметр – 0,69 м, сухая масса – 795-880 кг. Запуск двигателей – воздушный от аэродромного источника или ВСУ.

На С-130А установлены двигатели T56A-9D взлетной мощностью по 3750 э.л.с., оснащенные трехлопастными винтами Curtiss Electric С63 диаметром 4,5 м, затем – четырехлопастными винтами Aeroprodaks Т41 диаметром 4,12 м. На С-130В/Е используется двигатель 2-й серии – Т56А-7А мощностью 4050 э.л.с. На С-130Н стоят Т56А-15 (3-я серия) мощностью по 4508 э.л.с., и четырехлопастные винты Hamilton Standard 54Н60 диаметром 4,11 м.

На гражданских вариантах самолета используются "демилитаризированные" версии двигателей 2-й и 3-й серии – 501-D22 и 501-D2 2А.

Самолеты C-130J оснащены ТВД Rolls-Royce АЕ 2100D3 мощностью по 4637 э.л.с. и шестилопастными винтами Dowty R391 диаметром 4,1 м. Двигатель – двухвальный, включает 14-ступенчатый осевой компрессор, 2-ступенчатую турбину высокого давления и 2-ступенчатую турбину низкого давления (привод воздушного винта). Сухая масса двигателя – 783 кг; длина – 3,0 м; диаметр – 0,73 м. Масса винта – 314,8 кг. Лопасти винта – композитные.

На двигателях установлены генераторы переменного тока мощностью по 40 кВА и гидронасосы, питающие самолетные системы. Еще один электрогенератор на 20 кВА, воздушный компрессор и гидронасос работают от ВСУ, которая находится в левом обтекателе шасси.

Топливо размещается в шести крыльевых баках-отсеках общей емкостью 19116 л (26636 л – для вариантов C-130H/J). Заправка топливом – централизованная, скорость заправки – 2120 л/мин. Заправочный узел находится в правом обтекателе шасси. Возможна заправка баков самотеком – через горловины, расположенные сверху на крыле. На подкрыльевых пилонах возможна подвеска двух дополнительных топливных баков емкостью по 1700 л (5150 л – для C-130H/J).

Для сокращения взлетной дистанции на самолет устанавливаются восемь (по четыре с каждого борта) твердотопливных стартовых ускорителей Aerojet 15KS– 1000 JATO, каждый из которых в течение 15 с создает тягу 450 кг. Они крепятся к дефлекторам дверей для парашютистов. Снаряженная масса одного ускорителя – 65 кг.

Система управления самолетом – бустерная, проводки управления – жесткие. При отказе бустеров управление осуществляется триммерами, а на малых скоростях – в ручном (безбустерном) режиме. Триммеры работают от электроприводов.

Самолет оснащен системами автоматического и директорного управления.

Гидравлическая система состоит из трех независимых систем (основной, вспомогательной и аварийной) с рабочим давлением 210 кг/см². Основная гидросистема обеспечивает работу бустеров рулевых поверхностей и закрылков. Насосы этой системы работают от двигателей №1 и №3.

От вспомогательной гидросистемы производится уборка и выпуск шасси, управление поворотом передней опоры и тормозами колес, а также работают створки грузового люка и ниш шасси. Система питается от двух гидронасосов на двигателях №2 и №4.

В случае выхода из строя основной и вспомогательной систем выпуск шасси и закрылков, управление тормозами колес и рампой осуществляется аварийной гидросистемой. Давление в этой системе создается гидронасосом с приводом от воздушной турбины.

Противообледенительная система самолета включает воздушнотепловую и электротепловую ПОС. Обтекатель антенны РЛС, носки крыла, киля и стабилизатора, воздухозаборники двигателей обогреваются горячим воздухом, отбираемом от последней ступени компрессоров двигателей. Передние стекла кабины экипажа и воздушные винты оборудованы электрообогревом.

Пилотажно-навигационное, радиотехническое и специальное оборудование. В состав оборудования самолета С-130Н входят: радиолокатор Sperry AN/APN-59; радиостанции AN/ ARC-34, AN/ARC-49 и AN/APX-25; радиолокационный ответчик 621А-6А; радиовысотомер AN/ALN-101; радиокомпас DF-206; глиссадный радиоприемник AN/ARN-18; маркерный радиоприемник AN/ARN-12; аварийные радиопередатчики CR-3 и AN/ARA-26; самолетное переговорное устройство AN/ AIC-18; система громкой связи с грузовой кабиной AN/AIC-13; инерциальная навигационная система LTN-72; система воздушных сигналов ADS-86; радиотехнические навигационные системы AN/APN-70 LORAN и СМА-711 Omega, система автоматического управления AP-105V и система директорного управления FD-109.

Самолет C-130J оснащен цифровым оборудованием, которое включает: РЛС AN/APN-241; спутниковую навигационную систему GPS; бесплатформенную инерциальную навигационную систему 764G; систему предупреждения столкновений в воздухе E-TCAS; систему обмена информацией между самолетами для полетов строем AN/APN-243; систему автоматической посадки; четыре многофункциональных жидкокристаллических дисплея для управления самолетом, навигации и контроля бортовых систем; дисплей для вывода радиолокационной обстановки с картой местности; два индикатора на фоне лобового стекла; бортовой комплекс мониторинга роботы систем самолета и подсказок экипажу; систему предупреждения о радиолокационном облучении AN/ALR– 56М; электронно-оптическую систему предупреждения о пуске ракет AN/AAR– 47; системы постановки помех AN/ALE– 47, AN/ALQ-157; AN/AAQ-24(V) NEMESIS и систему радиоразведки AN/ALR-69.

Основные летно-технические характеристики вариантов самолета С-130

	С-130А	С-130В	С-130Е	С-130Н	С-130Н-30	C-130J	C-130J-30	L-100	L-100-20	L-100-30	LC-130R	МС-130Н
Длина, м	29,8				34,37	29,8	34,37	29,8	32,34	34,37	29,8	30,4(33,4*)
Размах, м	40,38
Высота на стоянке, м	11,66
Площадь крыла, м²	162,3
Двигатели: *
– тип	Т56А-9	Т56А-7		Т56А-15		AE2100D3	AE2100D3	501-D22	501-D22А		Т56А-15
– мощность, э.л.с.		4x4050		4x4508		4x4637	4x4637	4x4050	4х4508		4x4508
Масса, т
– пустого снаряженного	28,45	31,6	33,37	34,39	36,15	34,27	36,0	31,72	36,61	32,86	35,56	39,2
– макс, взлет. ( LC-130R на колесах)	56,35	61,1	70,15	70,3	70,3	70,3/79,4**	70,3/79,4**	70,67	70,67	70,67	70,3	70,3
– максимальная груза	15.8	15,7	18,14	18,14	17,68	18,14	17,26	21,77	21,82	23,83	11,9***	14,26
– груза в перегруз, варианте	17,87	17,87	20,4	20,4	н.д.	21,8	20,0	–	–	23,83	–	14,26
Скорость, км/ч
– максимальная	620					671		620			н.д.	н.д.
– крейсерская	520					643		520			н.д.	н.д.
Крейсерская высота полета, м	6500		5200	6500		8600		5200	6500		6500	н.д.
Практическая дальность, км												5,5 ч патрул.радиусе 2780 км
– с макс, грузом без ПТБ	3300	3800	4250	4350	3700	5250	4780	3706	3550	2760	3390***
– перегоночная без ПТБ	5360	н.д.	7300	7300	н.д.	7000	6500	6650	7100	7050	7590***
– перегоночная с ПТБ	6300	7300	8700	9450	8470	н.д.	н.д.	8600	–	–	–
Взлет, диет. (MCA, 1-1=0), м****	1150	1150	1635	1573	1160	1600	1600	2120	1820	1820	820***	н.д.
Посад, диет, (MCA, Н-0), м*****	780	1182	1540	1115	1115	н.д.	н.д.	1560	1405	1470	905***	н.д.