Trident 3B

Trident 3B
1.2
1.1
1
0.9
0.8
0.7
Cz
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
0.1
0.2
0.04
0.06
0.08
0.1
0.12
Cx
M=0.2
M=0.4
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.77
M=0.82
0.14
0.16
0.18
0.2
Mirage III
0.6
0.5
0.4
0.3
Cz
0.2
0.1
0.0
0.00
0.02
0.04
0.06
Cx
M=0.29
M=0.35
M=0.6
M=0.85
M=0.95
M=1.5
0.08
0.10
0.12
General Dynamics F-16
1
Cz
0.8
0.6
0.4
0.2
0
0
0.02
0.04
0.06
0.08
0.1
Cx
M=0.3
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.8
M=0.9
M=0.95
M=1.0
M=1.1
M=1.5
M=2.0
0.12
0.14
0.16
0.18
0.2
F-15 Eagle
0.6
0.5
Cz
0.4
0.3
0.2
0.1
0
0
0.02
0.04
0.06
0.08
0.1
Cx
M=0.2
M=0.6
M=0.8
M=0.95
M=1.2
M=1.4
M=1.8
M=2.2
0.12
0.14
0.16
0.18
0.2
Canadair 60
1.4
1.2
1
Cz
0.8
0.6
0.4
0.2
0
0
0.05
0.1
0.15
Cx
M=0.2
M=0.4
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.8
M=0.85
0.2
C5A Galaxy
0.3
0.25
Cz
0.2
0.15
0.1
0.05
0
0.014
0.016
0.018
0.02
0.022
Cx
M=0.3
M=0.4
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.8
M=0.81
0.024
0.026
0.028
ROMBAC 1-11
1
0.8
Cz
0.6
0.4
0.2
0
0.2
0.4
0
0.05
0.1
Cx
M=0.2
M=0.4
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.77
M=0.82
0.15
Airbus 310
1.4
1.2
1
Cz
0.8
0.6
0.4
0.2
0
0.2
0
0.1
0.2
0.3
Cx
M=0.3
M=0.4
M=0.6
M=0.7
M=0.75
M=0.84
0.4
0.5
IAR 99
0.6
0.5
0.4
0.3
Cz
0.2
0.1
0.0
0.00
0.02
0.04
0.06
Cx
M=0.29
M=0.35
M=0.6
M=0.85
M=0.95
0.08
0.10
0.12
Boeing 727
1.4
1.2
1
Cz
0.8
0.6
0.4
0.2
0
0.2
0
0.1
0.2
0.3
Cx
M=0.3
M=0.4
M=0.6
M=0.7
M=0.75
M=0.84
0.4
0.5
Hawker Siddeley Trident
Rumpf :
Ganzmetall-Halbschalenbauweise mit kreisförmigem Querschnitt
Tragwerk :
freitragender Tiefdecker in Ganzmetallbauweise; integrale Tragflügeltanks; DoppelspaltAuftriebsklappen; Spoiler auf jedem Flügel, die zugleich als Luftbremse wirken;
thermische Enteisung
Leitwerk :
T-Leitwerk in Ganzmetallbauweise, freitragend; thermische Enteisung
Fahrwerk :
hydraulisch einziehbares Bugfahrwerk; ölpneumatische Dämpfung; Bugstrebe mit
Zwillingsrädern; Hauptstreben mit je vier Rädern; Scheibenbremsen
Versionen :
1: 24 gebaut
1E: Spey 511-5-Triebwerke, 1.57m vergrößerte Spannweite; zur Verbesserung der Startund Landeeigenschaften Vorflügel über die gesamte Spannweite; statt vier ein integraler
Tank im Flügelmittelstück; verstärktes Hilfstriebwerk, 15 gebaut
2E: Spey 512-5W-Triebwerke, um 0.91m vergrößerte Spannweite, größere
Kraftstoffbehälter und damit höhere Startmasse; verstärktes Fahrwerk/Tragwerk/Rumpf;
stärkere Triebwerke; breite Anwendung von Titanlegierungen, 50 gebaut
3B: Kurzstreckenversion der 2E; 5m verlängerter Rumpf, größere Flügelfläche, außer den
drei Haupttriebwerken ein Zusatztriebwerk (RB162) am Heck, 26 gebaut
Super 3B: 152 Passagierplätze, Zusatztanks, 700km längerer Reichweite; 2 für CAAC
gebaut
Erstflug:
2.11.1964 ( 1E)
27.7.1967 ( 2E)
11.12.1969 ( 3B, ohne Zusatztriebwerk)
22.3.1970 ( 3B, 3B mit Zusatztriebwerk)
9.7.1975 ( Super 3B)
9.1.1962 (in Hatfield)
Zulassung:
18.2.1964
Auslieferung:
3.1966 (1E, an Pakistan International Airways)
15.2.1968 (2E, an BEA)
Indienststellung:
18.3.1968 (2)
1.4.1971 (3B, bei BEA)
11.3.1964
Siehe:
Das große Buch der Passagierflugzeuge Seite 94-95
Trident 1 Trident 1E
Spannweite
27.38m
28.96m
Länge
34.98m
34.98m
Höhe
8.23m
8.23m
Kabinenlänge
20.46m
20.46m
Max. Kabinenbreite
3.44m
3.44m
Max. Kabinenhöhe
2.02m
2.02m
2
Flügelfläche
126.20m 134.30m2
Flügelstreckung
5.94
6.24
Flügelpfeilung
(1/4-Profilsehne)
Flächenbelastung
413kg/m2 452kg/m2
Max. Tankkapazität
Max. Startgewicht
5216kg
Max. Landegewicht
Max.
43318kg
Nullkraftstoffmasse
Einsatz-Leergewicht
30595kg
Max. Nutzlast
9208kg
9707kg
Max. Zuladung
21568kg 17463kg
Höchstgeschwindigkei 980km/h
t
Max.
926km/h
Reisegeschwindigkeit
Startrollstrecke
Max. Flughöhe
8992m
8992m
Max. Reichweite
4602km
3611km
Max. Reichweite
Max. Reichweite
Max. Passagiere
103
12F (4/R.) + 79E
Trident 2E
29.87m
34.98m
8.23m
20.46m
3.44m
2.02m
135.82m2
6.57
35°
Trident 3B
29.87m
39.98m
8.80m
481kg/m2
29094l
6350kg
51256kg
45132kg
491kg/m2
3.44m
2.02m
138.70m2
6.43
68039kg
51256kg
33203kg
12156kg
13778kg
19504kg
16783kg
974km/h /25000ft
959km/h /30000ft 935km/h
1951m /9.7t
3963km /12.2t
2750km
4028km /7.49t
4148km /7.49t
12F (4/R.) + 79E 179
Max. Passagiere
Max. Passagiere
Frachtvolumen
(Unterflur, gesamt)
Besatzung
Triebwerke
(6/R.)
115
139
(6/R.)
21.53m3
3
3
Spey 505- Spey 511-5
5
3
Spey 512-5W
3
Spey 5125W
Triebwerke
RR RB163-25
RR RB16286
Triebwerksanzahl
3
3
3
3+1
Schubkraft
4468kp
5171kp
5411kp
5425kp
Schubkraft
5425kp
2381kp
Obwohl de Havilland von der Hawker Siddeley-Gruppe übernommen wurde, ist die
Abstammung der ursprünglich als DH.121 bezeichneten Trident von der Comet
unverkennbar. Im Juli 1956 hatte BEA die Leistungsbeschreibung für ein MittelstreckenStrahlverkehrsflugzeug der zweiten Generation veröffentlicht. Die Trident war schon der
dritte für diese Aufgabe bestimmte Entwurf von de Havilland. Die mit vier AvonTriebwerken ausgerüstete D.H.119 und die gemeinsam für BEA und BOAC bestimmte
D.H.120 wurde schon im Projektstadium verworfen. Die D.H.121 war - gemeinsam mit
der Avro 740 und der Bristol 200 - zunächst für 80-100 Passagiere vorgesehen, sollte auf
Flugstrecken bis zu 1600km eingesetzt werden und "mehr als zwei Triebwerke" sowie
eine Mindestreisegeschwindigkeit von 966km/h besitzen. Im Frühjahr 1958 gab BEA
bekannt, daß sie sich für den de Havilland-Entwurf entschieden habe. 6 Monate später
erhielt die Luftfahrtgesellschaft von der Regierung die Genehmigung, das Flugzeug zu
beschaffen; es vergingen jedoch 12 weitere Monate, bis ein Kaufvertrag für 24
Maschinen unterzeichnet wurde. Im Januar 1958 bildete de Havilland zusammen mit
Hunting Aircraft und Fairey Aviation eine Arbeitsgemeinschaft, die den Firmennamen
The Aircraft Manufacturing Company (Airco) erhielt. 1959 änderte BEA die
Leistungsbeschreibung
und
wünschte
jetzt
ein
kleineres,
mit
SpeyMantelstromtriebwerken (anstelle der vorher gewählten stärkeren R.B.141) ausgerüstetes
Flugzeug für 75-80 Passagiere. 1960 ging de Havilland in der Hawker Siddeley-Gruppe
auf und die Bauarbeiten begannen mit einer Vorserie von 5 Flugzeugen unter dem
Namen Trident. Ein eigener Prototyp wurde nicht gebaut. Die erste für BEA bestimmt
Trident 1, G-ARPA, startete am 9. Januar 1962 zu ihrem Erstflug. Sie hatte eine
Spannweite von 27.38m, ein Gesamtfluggewicht von 52163kg, Sitze für 103 Passagiere
und war mit drei 4468kp Schub leistenden Spey 505-5-Triebwerken ausgerüstet. Nach
Erteilung der Typenzulassung am 18. Februar 1964 nahm BEA die Trident 1 am 1. April
auf ihren europäischen Flugstrecken in Betrieb. Im Juli 1965 wurde mit der Trident 1 der
BEA die erste automatische Landung mit Fluggästen durchgeführt. Am 2. November
1964 flog die Trident 1E, eine Weiterentwicklung mit 5170kp Schub leistenden Spey
511-5-Triebwerken, einer um 1.57m vergrößerten Spannweite und, statt der früher
verwendeten Kippnasen, mit über die gesamte Spannweite verlaufenden Vorflügeln
sowie verbesserten Nutzlast und Reichweite. Sie bot 115 Passagieren Platz. (Die vier für
Channel Airways und BKS gebaute Maschinen erhielten sogar 139 Sitze). Die erste
Lieferung der Trident 1E erfolgte am 1. März 1966 an Pakistan International Airways. Im
August 1965 änderte BEA die bestehende Option für 12 weitere Trident in eine feste
Bestellung für 15 Maschinen der Version 2E um. Diese besitzt eine nochmals um 0.91m
vergrößerte Spannweite und ist mit Spey Mk.512-5W-Triebwerken von je 5412kp
Standschub ausgerüstet. Das Gesamtfluggewicht beträgt 65090kg, sie hat mit 97
Passagieren (bei sehr enger Sitzanordnung sogar 149) eine größere Reichweite als die
Trident 1 und 1E. Der Erstflug der 2E-Maschine (G- AVFA) erfolgte am 27. Juli 1967,
die Auslieferung an BEA begann am 15. Februar 1968. BEA nahm den Liniendienst mit
der Trident 2E (die sie einfach als Trident Two bezeichnet) am 18. April 1968 auf. Neben
den 15 Maschinen für BEA wurden zwei weitere Flugzeuge der 2E-Version für Cyprus
Airways gebaut und im September 1969 bzw. Mai 1970 geliefert.
Die letzte angekündigte Version ist die Trident 3B, von der BEA 26 Maschinen als
Trident Three bestellte. Der Gesamtentwurf wurde hier nochmals vergrößert, Klappenund Flügelfläche sind größer als bei der 2E, obwohl die Spannweite gleich blieb. Die
Rumpflänge nahm um 5m zu, die Sitzzahl beträgt jetzt 179. Die Haupttriebwerke sind
dieselben wie bei der Version 2E, die Trident 3B besitzt jedoch ein zusätzliches RollsRoyce RB162-Triebwerk von 2381kp Standschub, das an der Seitenleitwerkswurzel
eingebaut wurde, um die Leistung bei Start und Steigflug zu verbessern. Die ersten Flüge
der Trident 3B erfolgten ohne Zusatztriebwerk am 11. Dezember 1969 und mit RB162
am 22. März 1970. BEA nahm den Flugbetrieb mit dieser Version im April 1971 auf.
Die britische Luftverkehrsgesellschaft BEA benötigte als Nachfolgemuster der
"Viscount" von Vickers ein TL-Flugzeug. Projektiert wurden deshalb die Bristol 200, die
Avro 740 und die DH-121 von de Havilland. Nach der praktischen Erprobung gelangten
alle drei Firmen zu dem Ergebnis: Weniger als vier, aber mehr als zwei Triebwerke!
Der Erstflug der "Trident", die aus der DH-121 hervorging, war am 9.Januar 1962. Die
BEA stellte sie im März 1964 in Dienst. Die Maschine wurde von anfang an für
automatische Landung ausgerüstet.
Die Entwicklung der Trident begann 1956 unter der Bezeichnung De Havilland D.H.121
als Kurz- und Mittlestreckenflugzeug für British European Airways. Vorlagen wurden
auch von Avro und Bristol eingereicht, aber De Havilland machte am 12. August 1959
das Rennen, und 24 D.H.121 wurden in Auftrag gegeben. Die erste Trident (G-ARPA)
flog am 9. Januar 1962. Es war ein dreistrahliger Eindecker mit 103 Sitzplätzen.
Als De Havilland mit Hawker Siddeley fusionierte, wurde letztere für die
Weiterentwicklung und Konstruktion der HS 121 Trident verantwortlich. Später
entstanden die Versionen Trident 1E mit verstärkten Turbinen und 139 Sitzplätzen; die
weiter entwicklte Trident 2E (Erstflug: 27. Juli 1967) und die letzte Serienversion Trident
3B. Der Rumpf der 3B wurde auf 180 Sitzplätze verlängert, und eine vierte Turbine (eine
RB162-86 Strahlturbine mit 2381kp Schub) wurde unter dem Seitenruder in dem
Leitwerk montiert. Die letzte Version war die Super 3B, davon wurden zwei für CAAC,
die nationale Fluglinie der Volksrepublik China, gebaut. Sie hatte eine größere
Treibstoffkapazität und 152 Sitze. Insgesamt wurden 117 Tridents gebaut, und ungefähr
50 sind noch bei British Airways und CAAC in Betrieb.
Das zweirädrige Bugfahrwerk der Hawker Siddeley Trident ist von der Rumpfmitte
abgesetzt und wird seitlich eingezogen. Die diagonale Unterbringung des Fahrwerks
bietet mehr Platz für Fracht oder Ausrüstungen unter dem Kabinenboden. Außerdem ist
es ein gewichtssparendes Konzept, da die diagonale Einziehung weniger Verstärkungen
braucht als die Längsachsen-Auslegung. Bugfahrwerke werden sonst im LängsachsenFahrwerksschacht eingezogen. Die Bereiche neben dem Schacht werden nicht genutzt, da
sie sehr verwinkelt und nur schwer zugänglich sind. Da das Fahrwerk unter der vorderen
Kabinentür liegt, dienen die beiden Rumpfteile, die die Belastungskräfte vom
Bugfahrwerk auf das Flugwerk verteilen, als Randbauteile des Kabinentürausschnitts und
sind gleichzeitig gewichtssparend. Das Fahrwerk wird hydraulisch betrieben, senkt sich
im Notfall aufgrund der Schwerkraft jedoch auch von selbst. Sollte es nicht voll
hinuntersinken, kann es mit einem Schraubenheber vollkommen ausgefahren werden. Bei
ausgefahrenem Bugfahrwerk und Heckfahrwerk sind die Verkleidungsklappen
geschlossen, um den Luftwiderstand zu reduzieren. Beim Einziehen der Fahrwerke
öffnen sich die Klappen, die Fahrwerke werden eingezogen und die Klappen schließen
sich wieder.
Jedes Federbein des Hauptfahrwerks der Hawker Siddeley Trident hat vier
nebeneinanderliegende Reifen an einer gemeinsamen Hebelachse. Bei der Einziehung
dreht sich das Federbein um ungefähr 90° und wird gleichzeitig rund 15cm ausgefahren.
Das Fahrwerk ist dann in der Fluglinie des Flugwerks sauber untergebracht. Die
spiralförmige Mitnehmerklaue am oberen Enden des Federbeins ist ein ungewöhnliches
Konstruktionsmerkmal. Die Bewegung der Mitnehmerklaue bewirkt die Drehung der
Ölfederbeinanlage und daher der Räder sowie das Ausfahren des Federbeins. Kurz bevor
das Federbein ganz ausgefahren ist, rückt das obere Ende der Ölfederbeinanlage mit der
gebogenen Kupplung ein. Sie trägt alle vertikalen und Verdrehungskräfte, die auf das
ausgefahrene Federbein wirken. Die Auslegung ist vorteilhaft, da sie das Fahrwerk
platzsparend im Rumpf unterbringt und der kleine Drehkreis keine nennenswerte
Reifenabnutzung verursacht. Der Bereich, den das eingezogene Fahrwerk einnimmt, ist
kleiner als beim Bogiefahrwerk, und der Fahrwerkschacht ist außerdem rund 33cm
kürzer. Dadurch gewinnt man unter dem Kabinenboden zusätzlichen Frachtraum. Ein
Vorteil des Drehmechanismus besteht darin, daß das Federbein während der Einziehung
ausgefahren wird. Die Anbringung jeder Hauptfahrwerkeinheit konnt um ca. 15cm nach
außen verlegt werden. Die sich daraus ergebende größere Spurweite erhielt man ohne
eine zusätzliche Anhebung der Höhe der Trident. Dieses Fahrwerk zeugt von
mechanischer Erfindungsgabe und Komplexität infolge von Raum-, Gewichts-, und
Größenbeschränkungen, die der Ingenieur bei der Konstruktion berücksichtigen mußte.
Die Hawker Siddeley Trident besitzt die Steuerflächen eines modernen
Hochleistungsflugzeugs. Vorflügel uns Spaltklappen erzeugen eine höhere Auftriebskraft
zum Starten und Landen.
Das "Höhenruder" ist eigentlich eine übersetzte Flügelhinterkantenklappe. Die
Höhenleitfläche ist mit der Steuersäule verbunden, und die Klappe wird über eine
einfache mechanische Verbindung betrieben. Die Übersetzung gewährleistet eine hohen
Unterdruck beim Starten und Landen, aber eine geringe Klappenbewegung bei hohen
Fluggeschwindigkeiten.
Die Querrudersteuerung der Trident. Die Maschine benutzt ein voll kraftbetriebenes
Flugsteuerungssystem ohne manuellen Betrieb. Einteilige Steuerflächen werden durch
drei mechanische Anhebevorrichtungen betätigt. Diese drei Vorrichtungen sind die
gesamte Zeit in Betrieb. Man spricht deshalb auch vom "Triplexsystem". Systeme mit
einer oder zwei Reservevorrichtungen arbeiten nach dem Prinzip, daß die
Reservevorrichtung eingeschaltet wird, wenn die erste Anhebevorrichtung versagt. Der
Vorteil des "Triplexsytems" liegt darin, daß bei einer Betriebsstörung das restliche
System weiterhin funktionsfähig ist. Der Pilot muß keine Maßnahmen ergreifen, d.h. ein
schnelles Umstellen von einem auf ein anderes System ist nicht erforderlich. Jede
Anhebevorrichtung wird durch eine unabhängige, am Triebwerk angebrachte Pumpe
gespeist, deren Funktion von zwei elektrischen Reservepumpen und im Notfall von einer
Luftturbinenpumpe übernommen werden kann.
Die Hydraulikinstallation der Hawker Siddeley Trident besteht aus drei getrennten
Systemen, jeweils komplett mit motorbetriebener Pumpe, Sammelbehälter, Leitungen,
Ventilen und Anhebevorrichtungen. Die drei Systeme liefern den Antrieb für die
Flugsteuerung - und arbeiten gewöhnlich gemeinsam, so daß bei einer Betriebsstörung
keine schnelle Umstellung von einem auf das andere System notwendig ist. Sollte ein
System versagen, liefern die beiden verbleibenden Systeme automatisch die gesamte
Leistung zur Steuerung. Sollte ein weiteres System aus irgendeinem Grund ausfallen,
erzeugt das verbleibende System genügned Leistung, um die Maschinen weiterhin zu
steuern und zu landen. Zwei elektrisch betriebene Pumpen dienen im Notfall als
zusätzliche Energiequelle, falls eine der Hauptpumpen versagt. Beim äußerst
unwahrscheinlichen Ausfall aller drei Triebwerke wird eine luftbetriebene Turbine
ausgeworfen, die durch den Luftstrom angetrieben wird und im Notfall Strom erzeugt.
DASSAULT MIRAGE III
The most successful European fighter plane of modern times was the French-designed
and built Dassault Mirage III. The prototype of the sleek, delta-wing, single-seat fighter
first flew in November of 1956. Just two years later on October 24,1958 in level flight at
41,000 feet a Mirage III exceeded Mach 2, or twice the speed of sound.
As supplied to the French Armee de l'Air and to France's allies, the Mirage is one of the
most sophisticated aircraft in the world. Not only was it a first class interceptor, but it
was also fully capable of operating from small airfields and serving as a ground-support
weapon. It was equipped with computer-controlled navigational instruments that gave the
pilot a continuous reading showing his position in relation to his target. The aircraft could
carry a wide variety of armament, depending on its mission. For ground strikes it was
usually armed with two 30-mm cannons and two 1,000 pound bombs, and in addition it
could carry an air-to-surface missile. As an all-weather, high-altitude interceptor, it was
armed with both the MATRA and the Sidewinder air-to-air missiles and carried 125
rounds of ammunition for its cannons. A later version of the Mirage III had been
specially modified to carry atomic weapons. Still other versions have been simplifiedstripped of advanced electronics and rocket engines-for sale to developing nations.
The Dassault Mirage III was powered by a SNECMA Atar turbojet engine with
afterburner that developed more than 13,600 pounds of static thrust, plus an optional
single-chamber rocket motor that provided an additional 3,300 pounds of thrust. The
Mirage was thus an extremely fast airplane, easily capable of exceeding the speed of
sound at low altitude and able to climb to more than 36,000 feet in just three minutes. Its
normal combat radius when fully armed varied from 300 to 470 miles, depending on the
type of mission being flown. However, its range could be extended to 1,500 miles with
auxiliary fuel tanks.
The Mirage III has been built under license in both Switzerland and Australia and has
been adopted as standard equipment by the armed forces of a number of countries,
including Israel, Libya, Lebanon, Switzerland, Brazil, Spain, South Africa, Peru and
Pakistan.
Specifications
Country of Origin
Builder
Similar Aircraft
Crew
Designation
Role
Length
Span
Ceiling
Cruise range
In-Flight Refueling
Internal Fuel
Payload
Sensors
Drop Tanks
Armament
France
DASSAULTBREGUET
• Kfir C-2
• Viggen
• MiG-21 Fishbed
• A-4 Skyhawk
• Fantan A
• One
• trainer--two
Mirage IIIE
Mirage 5
Intercept
• Ground-attack
• fighter
• reconnaissance
49 ft, 3 in (15.02
51 ft (15.55 m)
m)
27 ft (8.24 m)
17000 meters
17000 meters
900 nm
1040 nm
No
No
2350 kg
2720 kg
4000 kg
4500 kg
Mirage 50
Attack
18000 meters
1150 nm
No
2720 kg
4000 kg
Agave or
Aida II and Laser RF
Cyrano IVM
Cytano II radar,
or Agave radar
radar (depends
RWR
(dependes on
on customer),
customers)
RWR
625 L drop tank
1200 L drop tank with 1700 L drop
with 499kg of fuel 959 kg of fuel for 183 tank with
for 96nm of range nm of range
1358kg of fuel
1300 L drop tank
for 287 nm
with 1038kg of fuel
range
for 199 nm of
range
1700 L drop tank
with 1358 kg of
fuel for 260 nm of
range
Cannon: 2 30mm Cannon:2 30mm
Cannon; 2
DEFA 552
DEFA 553
30mm DEFA
552A
• R.530 R.550
• 1 AS.30 or AS.37
Magic, AS.37
and EU3 450 kg
• 1 AS.30 or
Martel,
bombs (936 nm)
AS.37 and 2
User Countries
• Argentina
• Brazil
• Colombia
• Egypt
• France
• Gabon
• Lebanon
• Libya
• Pakistan
• Peru
• South Africa
• Switzerland
• Zaire
• EU3 450Kg
bombs,
• AN52 nuclear
bombs
• 1 AS.30 or AS.37
and 2 1200L drop
tanks (1265 nm)
• 2 Matra 155 rocket
pods, 2 EU3 450kg
bombs, 2 R.550 Magic
• 2 1200 L drop tanks,
2 R.550 Magic (1265
nm)
• 8 EU3 450kg bombs
(936 nm)
• Chile (Mirage 5
and 50)
• Venezuela (Mirage
50)
EU3 450kg
bombs (936
nm)
• 1 AS.30 or
AS.37 and 2
1200 L drop
tanks (1265
nm)
• 2 Matra 155
rocket pods, 2
EU3 450g
bombs, 2
R.550 Magic
• 2 1200L
Drop tanks, 2
R.550 magic
(1265 nm)
• 8 EU3 450
kg bombs (936
)
F-16 Fighting Falcon
Mission
The F-16 Fighting Falcon is a compact, multirole fighter aircraft. It is highly
maneuverable and has proven itself in air-to-air combat and air-to-surface attack. It
provides a relatively low-cost, high-performance weapon system for the United States
and allied nations.
Features
In an air combat role, the F-16's maneuverability and combat radius (distance it can fly to
enter air combat, stay, fight and return) exceed that of all potential threat fighter aircraft.
It can locate targets in all weather conditions and detect low flying aircraft in radar
ground clutter. In an air-to-surface role, the F-16 can fly more than 500 miles (860
kilometers), deliver its weapons with superior accuracy, defend itself against enemy
aircraft, and return to its starting point. An all-weather capability allows it to accurately
deliver ordnance during non-visual bombing conditions.
In designing the F-16, advanced aerospace science and proven reliable systems from
other aircraft such as the F-15 and F-111 were selected. These were combined to simplify
the airplane and reduce its size, purchase price, maintenance costs and weight. The light
weight of the fuselage is achieved without reducing its strength. With a full load of
internal fuel, the F-16 can withstand up to nine G's -- nine times the force of gravity -which exceeds the capability of other current fighter aircraft.
The cockpit and its bubble canopy give the pilot unobstructed forward and upward vision,
and greatly improved vision over the side and to the rear. The seat-back angle was
expanded from the usual 13 degrees to 30 degrees, increasing pilot comfort and gravity
force tolerance. The pilot has excellent flight control of the F-16 through its "fly-by-wire"
system. Electrical wires relay commands, replacing the usual cables and linkage controls.
For easy and accurate control of the aircraft during high G-force combat maneuvers, a
side stick controller is used instead of the conventional center-mounted stick. Hand
pressure on the side stick controller sends electrical signals to actuators of flight control
surfaces such as ailerons and rudder.
Avionics systems include a highly accurate inertial navigation system in which a
computer provides steering information to the pilot. The plane has UHF and VHF radios
plus an instrument landing system. It also has a warning system and modular
countermeasure pods to be used against airborne or surface electronic threats. The
fuselage has space for additional avionics systems.
Background
The F-16A, a single-seat model, first flew in December 1976. The first operational F-16A
was delivered in January 1979 to the 388th Tactical Fighter Wing at Hill Air Force Base,
Utah.
The F-16B, a two-seat model, has tandem cockpits that are about the same size as the one
in the A model. Its bubble canopy extends to cover the second cockpit. To make room for
the second cockpit, the forward fuselage fuel tank and avionics growth space were
reduced. During training, the forward cockpit is used by a student pilot with an instructor
pilot in the rear cockpit.
All F-16s delivered since November 1981 have built-in structural and wiring provisions
and systems architecture that permit expansion of the multirole flexibility to perform
precision strike, night attack and beyond-visual-range interception missions. This
improvement program led to the F-16C and F-16D aircraft, which are the single- and
two-place counterparts to the F-16A/B, and incorporate the latest cockpit control and
display technology. All active units and many Air National Guard and Air Force Reserve
units have converted to the F-16C/D.
The F-16 is being built under an unusual agreement creating a consortium between the
United States and four NATO countries: Belgium, Denmark, the Netherlands and
Norway. These countries jointly produced with the United States an initial 348 F-16s for
their air forces. Final airframe assembly lines were located in Belgium and the
Netherlands. The consortium's F-16s are assembled from components manufactured in all
five countries. Belgium also provides final assembly of the F100 engine used in the
European F-16s. The long-term benefits of this program will be technology transfer
among the nations producing the F-16, and a common-use aircraft for NATO nations.
This program increases the supply and availability of repair parts in Europe and improves
the F-16's combat readiness.
USAF F-16 multi-mission fighters were deployed to the Persian Gulf in 1991 in support
of Operation Desert Storm, where more sorties were flown than with any other aircraft.
These fighters were used to attack airfields, military production facilities, Scud missiles
sites and a variety of other targets.
General Characteristics
Primary Function: Multirole fighter
Builder: Lockheed Martin Corp.
Power Plant: F-16C/D: one Pratt and Whitney F100-PW-200/220/229 or General
Electric F110-GE-100/129
Thrust: F-16C/D, 27,000 pounds(12,150 kilograms)
Length: 49 feet, 5 inches (14.8 meters)
Height: 16 feet (4.8 meters)
Wingspan: 32 feet, 8 inches (9.8 meters)
Speed: 1,500 mph (Mach 2 at altitude)
Ceiling: Above 50,000 feet (15 kilometers)
Maximum Takeoff Weight: 37,500 pounds (16,875 kilograms)
Range: More than 2,000 miles ferry range (1,740 nautical miles)
Armament: One M-61A1 20mm multibarrel cannon with 500 rounds; external stations
can carry up to six air-to-air missiles, conventional air-to-air and air-to-surface munitions
and electronic countermeasure pods.
Unit cost: F-16C/D, $20 million plus
Crew: F-16C: one; F-16D: one or two
Date Deployed: January 1979
Inventory: Active force, 444; Air National Guard, 305; Reserve, 60.
F-15 Specifications
Length:
63.8 ft (19.45 m)
Height:
18.5 ft (5.65 m)
Wing Span:
42.8 ft (13.05 m)
Propulsion:
Two P&W F100 turbofan engines in 29,000 lb (13,154 kg)
thrust class with afterburning
Weight:
45,000 lb (20,411 kg) class
81,000 lb (36,700 kg) max gross takeoff
Mach 2.5 class
Speed:
Armament:
F-15A/B/C/D Mix of air-to-air weaponry includes: 20mm cannon, AIM-120 (AMRAAM) missiles,
AIM-9 (Sidewinder) missiles, AIM-7 (Sparrow) missiles
F-15E
Air-to-ground ordnance includes precision guided munitions, and a variety of
missiles and bombs. Air-to-air weaponry includes cannon, four medium- and four
short-range missiles.
CANADAIR 60 SE / Specifications
Exterior
Overall Length
87.83 ft
Overall Height
Wingspan
20.42 ft
69.58 ft
560
f
t
Wing Area
Sweep
25 deg
Wing Aspect Ratio
Fuselage Maximum Diameter
Wheel Track
8.65
8.83 ft
10.42 ft
Wheel Base
Turning Circle
37.38 ft
75
(min pavement width)
Interior
Usable Cabin Length
Cabin Width Centerline
48.42 ft
8.17 ft
Cabin Width Floorline
Cabin Height
7.17 ft
6.08 ft
326
f
t
Cabin Floor Area
1,900
Cabin Volume
f
t
Passenger Door Height
70 in
Passenger Door Width
Passenger Door Height to Sill
Baggage Door Height
36 in
64 in
33 in
Baggage Door Width
Baggage Door Height to Sill
43 in
65 in
195
f
t
Baggage Volume
Weights
Maximum Ramp Weight
Maximum Gross Takeoff Weight
Maximum Landing Weight
53,250 lbs
53,000 lbs
47,000 lbs
Maximum Zero Fuel Weight
Typical Corporate Basic Operating Weight
Maximum Fuel Weight
39,500 lbs
34,040 lbs
18,305 lbs
Maximum Payload
Maximum Payload with Full Fuel
Fuel with Maximum Payload
5,600 lbs
1,045 lbs
13,750 lbs
NBAA IFR Fuel Reserves
NBAA VFR Fuel Reserves
2,160 lbs
505 lbs
Performance Highlights
Takeoff Distance
Takeoff Distance
@ 5,000ft (ISA + 20ºC)
6,295 ft
Percent Reduction MTOW
Engine Thrust
Thrust to Weight Ratio
0%
8,729 lb
0.32
Takeoff Safety Speed(V2)
All Engine Rate of Climb
Long range Cruise
145 kts
N/A
M0,74
Normal Cruise
High Speed Cruise
Maximum Operating Speed
9,545 ft
M0,77
M0,80
M0,85
Vmo
335 kts
Maximum Certified Altitude
Initial Cruise Ceiling
Single Cruise Ceiling
Approach Speed (Vref, TLW)
37,760 ft
19,370 ft
125 kts
Lockheed C-5A Galaxy
The C-5A was designed to complement the smaller C-141, with the requirement that it
could operate from the same airfields. Construction of the prototype began in August,
1966, and flew for the first time on June 30, 1968. The lower deck of the airplane has an
unobstructed length of 121 ft. and a width of 19 ft. To support the extraordinary loads
that the aircraft is capable of carrying, the landing gear has 28 wheels. There were a total
of 81 C-5As built. A major setback was suffered in the late 1970s by the discovery of the
early onset of wing structural fatigue, forcing the design of a new wing. A new version of
the airplane, the C-5B, was produced from 1985 to 1989, with a total of 50 aircraft being
built. The C-5A is powered by four 41,000-lb Allison thrust General Electric TF-39-GE-1
turbofans, giving it an average cruising speed of 518 mph, and a range (with maximum
payload) of 3,749 miles. What kind of airplane is the C-5A? The C-5A is the largest
transport airplane in the free world. It is 247.8 feet long, 65.1 feet high and 22.7 feet from
wing tip to wing tip. The C-5A is used for cargo transportation and can deliver troops or
supplies anywhere in the world. It can transport large and heavy weapons never before
airlifted. The nose and rear doors open at the same time. It can carry a lot of equipment!
You should see how many controls there are in the cockpit! Radar, fuel gauge and
joystick or control wheel are some of the controls in a plane. There are two control
wheels for the pilot and copilot. Flight control instruments are on the left side of the
instruments panel. Radios are placed in the center and the engine instruments are on the
right. Controls are usually the same in every plane.
ROMBAC 1-11
Britisch Aerospace (BAC) One-Eleven 500/RomBac One-Eleven 560
Länge
32,6 m
Spannweite
28,5 m
Anzahl der Triebwerke
2
Reisegeschwindigkeit
keine Angabe
MTOW
47400 kg
(Maximales Startgewicht)
Sitzplätze
119
SPECIFICATIONS
Numbers
in parentheses
are highest options.
Aircraft dimensions
Overall Length
Cabin Length
Fuselage Diameter
Max. Cabin Width
Height
Wheelbase
Track
Wing Span (geometric)
Wing Area (reference)
Sweep (25% chord)
153ft 1in
109ft 1in
18ft 6in
17ft 4in
51ft 10in
49ft 11in
31ft 6in
144ft 0in
2 360ft2
28 degrees
Design weights
Max. Ramp Weight
Max. Take-off Weight
Max. Landing Weight
Max. Zero Fuel Weight
Max. Fuel Capacity
Typical Operating Weight Empty
Typical Volumetric Payload
46.66m
33.25m
5.64m
5.28m
15.80m
15.21m
9.60m
43.90m
219m 2
lb x 1 000 332.7 (363.5) Tonnes 150.9 (164.9)
330.7 (361.6)
150.0 (164.0)
271.2 (273.4)
123.0 (124.0)
249.1 (251.3)
113.0 (114.0)
USg 16 130 (19 940) Litres 61 070 (75 470)
lb x 1 000
Tonnes 80.8 (82.6)
178.2 (182.1)
58.9 (47.6)
26.7 (21.6)
Basic operating data
Powerplants
Thrust Range
Typical Seating (two class)
Range (max. pax)
Max. Operating Mach No. ( Mmo)
Containers Underfloor - Standard/Option
Pallets Underfloor
Bulk Hold Volume - Standard/Option
Total Volume - Standard/Option
two CF6-80C2
or PW 4000
lb slst 52 000-59 000
220
nm 4 350 (5 200)
M0.84
14 (15)
3
610 (318)ft3
2 822 (2688)ft 3
km 8 050 (9 600)
17.3 (9.0)m 3
79.9 (76.1)m 3
IAR 99 "Soim"
trainer, attacker
1985
The first prototype flew on December 21, 1985. 6 built.
Data for IAR 99 "Soim"
Crew: 2, engine: 1 x Rolls-Royce "Viper" Mk.632-41M, 1820kg, wingspan: 9.85m,
length: 11.01m, height: 3.90m, wing area: 18.71m2 , start mass: 4400-5560kg,
empty mass: 3200kg, max speed: 865kph, ceiling: 12900m, range: 970-1100km,
armament: 1 x 23mm cannon, up to 800kg of weapons
727 Specifications
Advanced 727-200
Wingspan
108 feet (32.91 m)
Length
153 feet 2 inches (46.69 m)
Tail Height
34 feet (10.36 m)
Gross Maximum Taxi Weight
Standard: 191,000 pounds (86,600 kg)
Optional: 210,000 pounds (95,300 kg)
Power
Three Pratt & Whitney JT8D turbofans:
-15 rated at 15,500 pounds thrust
-17 rated at 16,000 pounds thrust
-17R rated at 17,400 pounds thrust
Cruising Speed
570 to 605 mph (890 to 965 km/h)
Cruising Altitude
30,000 to 40,000 feet (9,144 to 12,192 m)
Range
1,500 to 2,500 miles (2,750 to 4,020 km)
Passenger Capacity
148 to 189
Fuel
8,186 U.S. gallons (31,000 L) standard at lower gross weights
9,806 U.S. gallons (37,020 L) standard for 208,000 pounds
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