Авиационная техника

  Все выпуски  

Авиационная техника


Информационный Канал Subscribe.Ru

                        АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА

                                # 112

----------------------------------------------------------------------


LMAASA - Lockheed Martin Aircraft Argentina SA (Аргентина)


LMAASA (FMA) AT-63 Pampa

Учебно-тренировочный самолет

Проектирование реактивного учебно-тренировочного самолета IA 63 Pampa 
было инициировано в 1979 г. ВВС Аргентины (FAA - Fuerza Aerea Argentina). 
В создании самолета принимала участие немецкая авиастроительная фирма 
Dornier. Было построено три летных опытных экземпляра и два планера 
для проведения статических и ресурсных испытаний. 

Первый полет опытного IA 63 (EX-01) состоялся 6 октября 1984 г. 
Была построена серия из 18 самолетов, включая опытные образцы; 
14 из них были переданы FAA в 1988 г. 10 IA 63 вошли в состав I Escuadron 
4 Grupo de Caza (авиабаза El Plumerillo, Mendoza).

В конце 1997 г. по заказу ВВС и ВМС Аргентины была начата программа 
разработки усовершенствованной модификации, получившей обозначение 
AT-63 Pampa NG ('New-generation'). В январе 2001 г. с компанией LMAASA 
был заключен контракт стоимость 230 млн.долларов, предусматривающий 
постройку 12 самолетов AT-63, модернизацию находящихся в эксплуатации 
самолетов IA 63 и опцион еще на 12 новых машин.

В 2001-2002 гг. два серийных самолета IA 63 были модифицированы 
в вариант AT-63 (первый полет состоялся в ноябре 2002 г.). На следующем 
этапе программы (Pampa Phase II) планировалось оборудовать самолет 
новой авиаоникой Elbit с шиной данных MIL-STD-1553B, новым процессором 
DECU, навигационным компьютером, приборным оборудованием с ЖК 
многофункциональными дисплеями (127х178 мм).

На третьем этапе (Pampa Phase III), начиная с 2005 г., предполагалось 
оснастить AT-63 новыми усиленными крылом и шасси, двигателем 
TFE731-40R (18,9 кН), новой системой управления оружием, интегрированной 
с многофункциональной РЛС Lockheed Martin AN/APG-67(V)4 и лазерным 
дальномером, а также системой выброса ИК-ловушек/дипольных отражателей 
и двумя дополнительными подкрыльевыми пилонами (общее количество 
точек подвески - 7). 

Из-за финансового кризиса в Аргентине программа самолета AT-63 была 
приостановлена.

Интерес к приобретению самолетов AT-63 Pampa проявляют Колумбия 
и Сингапур.


Экипаж: 2 чел.

Конструкция самолета.
Свободнонесущий моноплан нормальной аэродинамической схемы, 
цельнометаллической конструкции.

Крыло - высокорасположенное, прямое, трапециевидной формы в плане. 
Профиль крыла Dornier DoA-7/-8, относительная толщина 14,5% в корне, 
12,5% на конце крыла. Угол стреловидности крыла по передней кромке 
5 град. 24', угол поперечного V -3 град. Механизация крыла -
двухсекционные однощелевые закрылки Фаулера. Привод элеронов, 
закрылков, воздушных тормозов (на верхней части фюзеляжа вблизи 
передней кромки киля) - гидравлический. Триммеры элеронов с 
электромеханическим приводом.

Фюзеляж типа полумонокок, конструктивно состоит из трех частей. 
В кабине экипажа катапультные кресла UPC (Stencel) S-III-S3IA63 
класса 0-0 расположены в тандем. В средней части фюзеляжа, между 
лонжеронами центроплана, размещается топливный бак, отсеки 
самолетного оборудования, ниши основных опор шасси и отсек силовой 
установки.

Хвостовое оперение однокилевое, с низкорасположнным цельноповоротным 
стабилизатором. Конструкция киля двухлонжеронная, стабилизатора - 
однолонжеронная. Руль направления двухсекционный.

Шасси - трехопорное, с передней стойкой, производства Messier-Bugatti. 
Основные стойки рычажного типа с вынесенным амортизатором и одинарными 
колесами Goodrich 6,50-10 (давление в пневматиках 6,55 бар). Передняя 
стойка полурычажного типа, с одинарным колесом Continental размером 
380х150 мм (давление в пневматике 4,0 бар). Основные колеса оборудованы 
гидравлическими тормозами Messier-Bugatti с автоматом торможения. 
Передняя стойка может поворачиваться на угол 47 град. в обе стороны.


Системы и оборудование.
Гидравлическая система самолета состоит из двух независимых подсистем 
с рабочим давлением 207 бар. Первая гидросистема производительностью 
16 л/мин. используется для привода рулей и элеронов, воздушных тормозов, 
уборки-выпуска шасси и управления тормозами колес. Вторая гидросистема 
производительностью 8 л/мин. предназначена для привода рулей, закрылков, 
тормозов колес и управления передней стойкой.

Электросистема включает в себя стартер-генератор Lear Siegler (400A, 
мощностью 11,5 кВт), два статических преобразователя Flite-Tronics (450ВА, 
115/26В 400Гц), один аварийный генератор и две аккумуляторные батареи 
SAFT (емкостью 27 Ач).

Радиоэлектронное оборудование:
- две УКВ радиостанции, самолетное переговорное устройство;
- приемник системы VOR/ILS;
- дальномер и система TACAN (опционально);
- системы ESIS, HSI, ADI, ADF, Honeywell HG 764;
- инерциальная навигационная система, спутниковая навигационная 
система GPS;
- радиовысотомер.

В гермокабине поддерживается избыточное давление 0,30 бар, отбор воздуха 
в систему кондиционирования осуществляется от компрессора двигателя.

Емкость кислородной системы 10 л.


Вооружение: на пяти узлах внешней подвески (1х440-кг подфюзеляжный и 
4х290-кг подкрыльевые) - авиабомбы Mk81 и Mk82; блоки НАР LAU-32, LAU-51 
и LAU-10; подфюзеляжный контейнер с 30-мм пушкой; два подкрыльевых 
контейнера с пулеметами; практический бомбы CBLS 200.



Силовая установка: 1 х ТРДД Honeywell TFE731-2C-2N, максимальная тяга 
15,57 кН.

Стандартный запас топлива - 968 л: 550 л в крыльевых баках-отсеках и 418 л 
в фюзеляжном баке. С дополнительными топливными баками в консолях крыла 
(общей емкостью 415 л) и двумя 317-л ПТБ максимальный запас топлива 
достигает 2017 л.


Геометрические размеры:
Длина самолета - 10,93 м
Высота самолета - 4,29 м
Размах крыла - 9,69 м
Площадь крыла - 15,63 кв.м
Площадь элеронов (общая) - 0,89 кв.м
Площадь закрылков (общая) - 2,93 кв.м
Размах стабилизатора 4,58 м
Площадь стабилизатора - 4,35 кв.м
Площадь кила - 1,86 кв.м
Площадь руля направления - 0,655 кв.м
Колея шасси - 2,66 м
База шасси - 4,42 м

Весовые данные:
Масса пустого самолета - 2820 кг
Масса топлива:
        в фюзеляже - 327 кг
        в корневых крыльевых баках - 430 кг
        в концевых крыльевых баках - 325 кг
        в ПТБ - 496 кг
Максимальная масса полезной нагрузки - 1900 кг
Максимальная взлетная масса - 5000 кг

Летно-технические характеристики:
(взлетная масса 3764 кг, с нормальным запасом топлива, без подвесок)
Максимальная скорость полета (H=7985м) - 814 км/ч
Максимальное число М - 0,8
Экономическая крейсерская скорость полета (H=9145м) - 648 км/ч
Скорость сваливания (H=0, запас топлива 50%):
        закрылки убраны - 193 км/ч
        закрылки выпущены - 152 км/ч
Практический потолок - 12900 м
Максимальная эксплуатационная перегрузка +6/-3g
Боевой радиус действия:
        по профилю hi-hi (перехват воздушной цели), взлетная масса 4300 кг, 
254 кг боевой нагрузки, 5 мин. патрулирования, с нормальным запасом 
топлива (резервы топлива на 30 мин.) - 703 км
        по профилю hi-lo-lo-hi (удар по наземной цели), взлетная 
масса 5000 кг, 1000 кг боевой нагрузки, макс. запас топлива, 
время нахождения над целью 5 мин. (резервы топлива на 30 мин.) - 127 км
Перегоночная дальность полета (H=9145м, МСА, резерв топлива 
на 15 мин.) - 2111 км
Длина разбега - 430 м
Длина пробега ( при массе 3497 кг) - 460 м



Фотографии - http://www.aerotechnics.ru/aircraft.aspx?id=115


Вся реклама в данной рассылке вставляется автоматически сервисом subscribe.ru.

----------------------------------------------------------------------

Сайт рассылки - http://www.aerotechnics.ru

=================================================================

Subscribe.Ru
Поддержка подписчиков
Другие рассылки этой тематики
Другие рассылки этого автора
Подписан адрес:
Код этой рассылки: tech.aircraft
Архив рассылки
Отписаться Вебом Почтой
Вспомнить пароль

В избранное