Wszytko o wojsku
  A-10 Thunderbolt II
 

Specyfikacja:

 

Rozpiętość skrzydeł całkowita: 17,42 m
Długość całkowita: 16,16 m
Wysokość całkowita: 4,42 m
Masa pustego: 9771 kg
Masa maksymalna uzbrojenia: 7250 kg
Maksymalna masa startowa: 22950 kg
Ilość paliwa: -
Model silnika: 2x General Electric
Ciąg: 40 kN
Maksymalna prędkość przelotowa: 700 km/h
Maksymalna prędkość wznoszenia: -
Pułap: -
Zasięg: 3949 km
Rozbieg: -
Dobieg: -

 

 

 

Jednomiejscowy samolot szturmowy, dwusilnikowy dolnopłat o konstrukcji całkowicie metalowej i napędzie truboodrzutowym. Podwozie wciągane w locie.

 

SKRZYDŁA wolnonośne, o obrysie trapezowym z prostokątnym centropłatem o rozpiętości stanowiącej blisko 1/3 rozpiętości skrzydeł. Profil (NACA 6716, dla centropłata i NACA 6713 w końcówkach części zewnętrznych skrzydeł) charakteryzuje się znaczna grubością względną i wysklepieniem, co pozwala na uzyskania dużej siły nośnej. Kąt zaklinowa płata wynosi -1°, zaś wznios części zewnętrznych - 7°. Konstrukcja płata metalowa, trójdźwigarowa, pólskorupowa o grubym pokryciu (wykonywana metodą frezowania chemicznego - wraz zusztywnieniami). Krawędź natarcia i wewnętrzna konstrukcja krawędzi spływu części zewnętrznych płata ma konstrukcję przekładową zwypełniaczem komórkowym. Centropłat. stanowiący konstrukcyjnie jeden zespól, mocowany do kadłuba w czterech punkatach rozmieszczonych na wysokości pierwszego i ostaniego dzwigara. Gondole podwozia głównego umieszczone są na końcach contropłata. Na krawędzi natarcia centropłata sloty - pomiędzy kadłubem a gondolami podwozia. Klapy szczelinowe, dwusegmeniowe. trójpołożeniowe - na krawędzi spływu centropłata i wewnętrznych krawędziach skrzydeł. Kąty wychylenia klap: 0, 7 i 20 stopni. Segmenty kłap centropłata wzajemnie wymienne dla uproszczenia obsługi. Konstrukcja klap przekładkowa. Lotki wyważone masowo i aerodynamicznie podzielone są na część górnąi dolną. Wychylane razem funkcjonują.jako lotki, rozchylane krakodylowo -spełniają rolę hamulców aerodynamicznych. Klapki wyważające na obu lotkach. Układ sterowania klap, lotek i hamulców aerodynamicznych umieszczono za trzecim dźwigareni w części spływowej skrzydeł. Końcówki skrzydeł typu Hoerner, zagięte ku dołowi, zwiększają efeklywność lotek podczas lotu z kątem natarcia zbliżonym do krytycznego. Zaczepy do podwieszania uzbrojenia i wyposażenia dodatkowego (po trzy pod zewnęlrzymi częściami skrzydeł i dwa pod centropłatem) stanowią integralną część konstrukcji płata.

 

Kadłub o konstrukcji półskorupowej z duralu. Konstrukcję nośną kadłuba stanowi dźwigar czteropasowy; konstrukcyjnie kadłub składa się z wręg i podłużnic oraz nitowanego na zakładkę pokryciai z duralu. Niektóre elementy pokrycia części przedniej są całkowicie wymienne miedzy lewa. a prawą stroną kadłuba. Ułatwia to naprawy uszkodzonych samolotów w warunkach polowych. Technologiecznie kadłub podzielony jest na trzy części: przednią środkową i tylną. W przedniej części kadłuba umieszczone są: przedział uzbrojenia, wnęka podwozia. kabina pilota i przedział awioniki w części środkowej - zbiorniki paliwia. Pod środkową częścią kadłuba znajdują się trzy zaczepy do podwieszania uzbrojenia. Struktura wytrzymałościowa części środkowej współpracuje ze strukturą| wytrzymałościową płata. Do tylnej części kadłuba przymocowane są wsporniki gondol silnikowych i usterzenie.

 

KABINA PILOTA wysunięta do przodu, gwarantuje. doskonałą widoczność okrężną. Osłona dwuczęściowa składa się z wiatrochronu z przednią. szybą wielowarstwową - klejoną - odporna, na uszkodzenia (może on być podnoszony dla ułatwienia czynności obsługowych) i część ruchomej - unoszonej do góry ku tyłowi. Kabin, jest opancerzona - fotel pilota umieszczom w lytanowej �wannie" - o masie 620 kg - chroniącej przed pociskami z działka o kalibrze do 23 mm. Fotel pilota wyrzucany, typu McDonnell ACES II klasy �zero-zero" może być używany przy prędkościach nie przekraczających 834 km/h - zastosowano w samolotach od numeru seryjnego 77-177 (we wcześniejszych seriach stosowany byl fotel Douglas ESCAPAC 1E-9). Fotel umożliwia bezpieczne opuszczenie samolotu również w locie odwróconym w optymalnych warunkach już na wysokości 50 m nad ziemią. Po lewej stronie kadłuba umieszczonajest składana drabinka, ułatwiająca wchodzenie do kabiny pilota.

 

USTEKZENIE wolnonośne w układzie H. Statecznik poziomy o slalej cięciwie, niedzielony. mocowany jest od dołu do tylnej części kadłuba. Konstrukcja statecznika trójdzwigarowa z przekładkową częścią noskową. Stery wysokości, o konstrukcji przekładkowej, wyposażone są w elektrycznie wychylane klapki wyważające. Oba segmenty sterów wzajemnie wymienne. Stateczniki pionowe o obrysie trapezowym i konstrukcji trójdzwigarowej zamocowane są na końcach statecznika poziomego. Krawędzie natarcia stateczników pionowych o konstrukcji przekładkowej. Stery kierunku, wzajemnie wymienne. mają konstrukcję przekładkowa i pozbawione są klapek wyważających.

 

UKŁAD STEROWANIA hydrauliczny, dwuobwodowy w celu zwiększenia niezawodności i odporności na uszkodzenia w walce. Siłowniki hydrauliczne oddziałujące na powierzchnie sterowane przez układ mechaniczny linkowo-popychaczowy. STerowanie lotkami w układzie odwracalnym. Żywotne podzespoły układu sterowanie są opancerzone. Wychylanie klap zsynchronizowane przy pomocywału sprzęgającego, przechodzącego przez kadłub.Sterowanie wychyleniem klapek wyważających elektryczne.

 

PODWOZIE firmy Menasco trójpodporowe z kołem przednim - wszystkie koła podwozie pojedyńcze. Podwozie przednie z golenią teleskopową i kołem i mieszczonym na połwidelcu, sterowane hydraulicznie. Wnęka podwozie przedniego przesunieta na prawo. Amortyzacja olejowo-gazowa. Golenie chowane w kierunku lotu.

 

ZESPÓL NAPĘDOWY stanowią dwa silniki General EIetric TF34-GE-100 dwu przepływowe o dużym stosunku przepływów. Ciąg każdego z silników - 40,3 kN. Silniki umieszczone są w gondolach po obu stronach tylnej części kadłuba. Osie silników znajdują się powyżej osi kadłuba. Kształt dysz wylotowych powoduje odchylenie strumienia gazów wylotowych ku górze w celu zmniejszenia ich oddziaływania na powierzchnię usterzenia. Każdy z silników wyposażony jest u niezależne układy zasilania i sterowania. Silnik TF34-GE-100 jest dwuprzepływowym, dwuwałowym silnikiem turbowentylatorawym. Wlot powietrza do silnika -pierścieniowy bez łopatek prowadzących. Wentylator jednostopniowy z łopatkami wykonanymi ze stopów tytanu. Możliwa jest wymiana łopatek wentylatora bez demontażu silnika z samolotu. Maksymalny przepływ masy przez wentylator wynosi 153 kg/s przy 7365 obr/min. Stosunek ciśnień 1:1,5; a stopień dwuprzepływowości- 1:6.2. Sprężarka wysokiego ciśnienia 14-stopniowa. Łopatki naprowadzające kierownicy i pięc pierwszych rzędów łopatek kierownic-regulowane. Pierwsze dziewięć wirników sprężarki - ze stopów tytanu, pozostałe ze stopów o wysokiej zawartości niklu. Maksymalny przepływ masy przez sprężarkę 21,3 kg/s przy 17900 obr/min. Stosunek ciśnień 1:14 dla sprężarki i 1:21 dla całego silnika. Komora spalania pierścieniowa, wykonana w większości ze stopu niklowego Hastelloy, wyposażona jestl w 18 wtryskiwaczy paliwa. Turbina wysokiego ciśnienia 2-stopniowa z chłodzonymi łopatkami wirników i kierownic napędza sprężarkę wysokiego ciśnienia. Turbina niskiego ciśnienia 4-stopniowa. z bandażem wiążącym na końcach łopatek napędza wentylator. Maksymalna temperatura na wlocie turbiny - 1225°C. Instalacja paliwowa silnika zabezpieczona przed zanieczyszczeniami paliwa, sterowanie instalacją hydromechaniczną ze wzmacniaczem elektronicznym. Paliwo stanowi nafta lotnicza JP-4 . Akcesoria silnika zabudowane pod dolną pokrywą sprężarki. Układ smarowania silnika ciśnieniowy, zdwojony. Pojemność układu 5,3 I. Maksymalne zużycie oleju 0,19 l/h.

 

INSTALACJE. Instalacja paliwowa składa się z dwóch samouszczelniających się się zbiorników umieszczonych w środkowej części kadłuba, oraz dwóch mniejszych zbiorników integralnych umieszczonych w zewnętrznych częściach centropłata pomiędzy skrajnymi dźwigarami. Przewody paliwowe doprowadzające paliwo do silników umieszczone sa natomiast w samouszczelniających się osłonach. Łączna pojemność wewnętrznej instalacji paliwowej wynosi 5640l Ukiad tankowania paliwa - ciśnieniowy. Wlew paliwa umieszczony jest w nosku lewej gondoli podwozia. W sytuacjach awaryjnych paliwo w wewnetrznych zbiornikach paliwowych można grawitacyjnie uzupełniać za pomocą wlewów umies/czonych na grzbiecie kadłuba. Wewnętrzna instalacja paliwowa może być uzupełniona o trz.y dodatkowe zbiorniki paliwa o pojemności 2643l (600 gal. amerykańskich). Do podwieszania zewnętrznych zbiorników paliwowych przystosowani: są zewnętrzne zaczepy pod centropłatem i centralny zaczep podkadtubowy. Samolot wyposażony jest w instalacje uzupełniania paliwa w locie. Wychylany wlew do pobierania paliwa w locie umieszczone jest we wnęce w nosie samolotu przed kabiną pilota.

 

Instalacja hydrauliczna dwuobwodowa, o ciśnieniu roboczym 20,7 MPa, zasilana jest za pomocą pomp hydraulicznych zamocowanych na silnikach napędowych. Każda z pomp zasila jeden z niezależnych, wzajemnie się dublujących obwodów ("lewy" i "prawy") instalacji hydraulicznej. Lewy układ hydrauliczny służy do wychylania lewego steru kierunku, lewego steru wysokości, napędu klap i sterowania kołem przednim,układ prawy analogicznie -prawy ster kierunku i wysokości, napęd slotów i wychylanie hamulców aerodynamicznych. Oba układy niezależnie zasilają układy wychylania lotek. wciągania i wypuszczania podwozia oraz hamowania kól. W skład instalacji hydraulicznej wchodzą również dwa niezależnie zasilane silniki hydrauliczne służące do napędu luf działka GAU-8 Avenger.

 

Instalacje elektryczna o napięciu 115/200 V i częstotliwości 400 Hz zasilana jest przez dwie prądnice 30/40kVA napędzane od silników samolotu. Podzielona jest, podobnie jak instalacja hydrauliczna, na dwa niezależne obwody: "lewy" i "prawy". W skład instalacji wchodzi również bateria akumulatorów, układ prostowników dostarczający prądu stałego o napięciu 28 V i pomocniczy zespót napędowy (Aimliary Power Unit) dostarczająa: energii eleklryczncj przy niepracujących silnikach.
Instalacja pneumatyczna, zasilana przez upust powietrza ze sprężarki silnika, służy do zasilania systemu klimatyzacji kabiny, uszczelniania jej poprzez wytwarzanie nadciśnienia w kabinie zasilania ubioru przeciwprzeciążeniowego pilota, odladzania i odraszania wiatrochronu, przepompowywania paliwa i odladzania wlotów powietrza do silników oraz przewietrzania przedziału uzbrojenia.

 

Instalacja tlenowa składa się z butli z ciekłym tlenem o pojemności 5 litrów. Wystarcza to na 5,5 do 31 godzin w zależności od wysokości lotu i sposobu podawaniu tlenu. Pilot oddycha czystym tlenem podczas lotu na pułapie powyżej 91501 m. W sytuacji awaryjnej pilot może wykorzystać zapas tlenu znajdujący się w instalacji tlenowej fotela ACES II.

 

WYPOSAŻENIE. System wyposażenia samolotu sktada się z projektora danych na przedniej szybie (HUD) firmy Kaiser, laserowego systemu obrazowania celów AN/AAS-35 Pave Penny firmy Martin Marietta sprzężonego z dodatkowym celownikiem optycznym i systemem sterowania uzbrojeniem. wyposażenia sterującego odpalaniem pocisków Maverick. urządzenia identyfikującego "swój-obcy" AN/APX-101 IFF/SIF, systemów łączności radiowej: UHF/AM typu Magnavox AN/ARC-164(V), VHF/AM typu Collins AN/ARC-186V (typu Wilcox 807A do egz. 78-626), VHF/FM typu AN/ARC-186V (typu FM-622A do egz. 78-626); urządzeń kodujących umożliwiających porozumiewanie się otwartym tekstem, systemów nawigacji bezwładnościowej AN/ASN-141 i taktycznej radiowej AN/ARN-118(V); radiokompąsu UHF typu OA-8697A, systemu lądowania bez widoczności AN/ARN-108 VOR/H,S (począwszy od samolotu o numerze seryjnym 77-0259), transpondera Teledyne AN/APX-101, oraz transpondera na pasmo X typu AN/UPN-25. wskaźmla położenia w przestrzeni HARS, systemu ostrzegania przed opromieniowaniem radarowym RHAW typu AN/ALR-69 (od egz. 78-582; wcześniej stosowano ALR-46(V) do egz. 75-299, ALR-46A do egz. 76-554 oraz ALR-64 dla serii od 77-177 do 77-276; w trakcie remontów starszych samolotów systemu ALR-46 zostały zastąpione systemami ALR-64), fotokamery oraz aktywny i pasywny system przeciwdziałania elektronicznego. Począwszy od egzemplarza 77-227 samoloty wyposażono w 16 wyrzutni ALE-40(V). Z wyrzutni mogą być wystrzeliwane pociski RR-170 zakłócające radarowe urządzenia naprowadzające (30 sztuk w jednej wyrzutni) lub cele pozorne dla urządzeń pracujących w podczerwieni M-206. Pociski zakłócające mogą być odpalane ręcznie lub we wcześniej zaprogramowanych seriach. Wyrzutnie ALE-40(V) umieszczono w zespołach po cztery w końcówkach skrzydeł i gondoli podwozia. Wszystkie serie samolotów A-10A pprzystosowane są do przenoszenia zewnętrznych wyrzutni flar ALE-40 na zaczepach podskrzydłowych. W konstrukcji samolotu uwzględniono wolną, przestrzeń pozwalającą na zabudowę w późniejszym czasie dodatkowego wyposażenia wynikłego z rozwoju systemów elektronicznych,

 

UZBROJENIE
Stałe uzbrojenie samolotu stanowi siedmiolufowe działko obrotowe GAU-8/A Avenger o kal 30mm z zapasem 1174 pocisków. Komora działka jest nieznacznie odsunięta od osi samolotu tak, by lufa, w której następuje odpalenie pocisku - znajdowała się jak najbliżej osi symetrii samolotu. Dwie prędkości silników hydraulicznych napędzających zespól luf umożliwiają osiągnięcie teoretycznej szybkostrzelnosci .2100 lub 4200 pocisków na minute Dla działka produkowane są trzy rodzaje nabojów:
- przeciwpancerno-zapalająca PGU-14- pocisk składa się z aluminiowego korpusu, stalowego płaszczaa i rdzenia penetrującego o średnicy 15 mm wykonanego ze zubożonego izotopu Uranu U238. Ze względu na dużą gęstość właściwą rdzenia uranowego oraz znaczną prędkość początkową (1060 m/s) pocisk charakieryzuje się dużą zdolnością przebicia pancerza. Podczas przebijania pancerza rdzeń uranowy powoduje powstanie rozgrzanych do wysokiej temperatury licznych odłamków, które rażąc wnętrze pojazdu zapewniają dodatkowy efekt zapalający. Pociski te umożliwiają zniszczenie większości typów czołgów z odległości 6584m.
- odłamkowo-zapalający PGU-13 - pocisk ma stalowy skorupę napełnianą mieszanką materiału kruszącego i zapalającego i wyposażony jest w zapalnik uderzeniowy;
- ćwiczebny - pocisk składa się ze stalowej skorupy i aluminiowego czepca,
Innym ważnym rodzajem uzbrojenia są pociski kierowane AGM-65 Maverick klasy powietrze-ziemia. Przeznaczone są one do niszczenia czołgów, bunkrów dowodzenia itp. Powstały one na bazie doświadczeń wyniesionych z użycia pocisków kierowanych Bullpup podczas wojny w Wietnamie. Pociski te okazały się mało skuteczne w warunkach bojowych - prawdopodobieństwo trafienia hylo dużo mniejsze od zakładanego. Przyczyną byl system naprowadzania pocisku, wymagający ."celowania" pirzez pilota lub operatora uzbrojenia przez cały czas dolotu pocisku do celu. Dowództwo lotnictwa zamówiło więc w 1966 r. zakładach w Hughes i North American projekty wstępne i prace studialne nad pociskami kierowanymi następnej generacji. Pociski AGM-65 Maverick mają następujące wersje produkcyjne:
AGM-65A - początkowa wersja produkcyjna z telewizyjnym systemem samonaprowadzania. Po raz pierwszy tej wersji pocisku użyło bojowo lotnictwo izraelskie w październiku 1973 r. podczas wojny Yom Kippur.
AGM-65B - zmodyfikowana wersja pocisku z ulepszonym samonaprowadzaniem telewizyjnym.
AGM-65C - wersja pocisku z laserowym systemem naprowadzania
AGM-65D - wyposażony w układ samonaprowadzający w pasmie podczerwieni
AGM-65G - układ samonaprowadzający na podczerwień. Głowica bojowa o masie 136 kg. Przeznaczony głównie do zwalczania bunkrów dowodzenia i stanowisk pocisków rakietowych.
Samoloty FAC podczas wykonywania zadań naprowadzania powietrznego! stosują pociski fosforowe typu "wbite phosphorous" do oznaczania celów, popularnie zwane "White Pete", a dodatkowym uzbrojeniem używanym podczas tych zadań są niekierowane pociski rakietowe WAFAR Mk 66, odpalane z wyrzutni.LAU-68 lub LAU-131.Od czasu wojny nad Zatoce Perskiej typowym uzbrojeniem samolotów A-10 stały się kierowane pociski rakietowe AIM-9L/M Sidewinder klasy powietrze-powietrze. Podstawowe uzbrojenie bombowe A-10 stanowią bomby ogólnego przeznaczenia Mk 82 różnych odmian.

 

Zastosowanie bojowe Samoloty A-10 po raz pierwszy użyte zostały bojowo podczas wojny nad Zatoką Perską w 1991 r., chociaż już w 1983 r. pewną ich liczbę wysłano na Karaiby z zadaniem ewentualnego udziału w inwazji na Grenadę. Podczas operacji "Desert Storm" samoloty A-10A i OA-10A wykonały 8755 lotów bojowych (co stanowiło 16,5% wszystkich lotów bojowych samolotów koalicji); podczas 7445 lotów użyto uzbrojenia. Samoloty te zniszczyły na pewno: 1106 samochodów ciężarowych, 987 czołgów (25% wszystkich zniszczonych). 926 dział, 501 opancerzonych transporterów piechoty (30% wszystkich zniszczonych). 249 pojazdów sztabowych, 112 budowli wojskowych. 96 stacji radarowych. 72 bunkry, 51 wyrzutni pocisków rakietowych Scud. 50 stanowisk artylerii plot.. 28 punktów dowodzenia. 11 wyrzutni pocisków rakietowych Frog, 10 samolotów myśliwskich na ziemi, 9 stanowisk plot. pocisków rakietowych, 8 zbiorników paliwa i 2 śmigłowce w powietrzu.

 
 

 
  Dzisiaj stronę odwiedziło już 1 odwiedzający (27 wejścia) tutaj!  
 
=> Chcesz darmową stronę ? Kliknij tutaj! <=