Trident 3B
Transcrição
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 Boeing Home | Commercial Copyright © 2000 The Boeing Company - All rights reserved