来自当知百科
跳转到: 导航搜索

目录

发展历史

  A-40在研制过程中,采用了俄罗斯20世纪70~80年代在空气动力学和流体动力学领域的最新研究成果。它采用常规双梁式后掠翼,并装有大面积敞开缝襟翼和全翼展前缘缝翼,在升降时具有很高的升力系数,起飞时为1.93,降落时2.20。机翼为超临界翼型,大展弦比(8.66),因此它具有很高的升阻比,巡航状态升阻比为16.4。为保持飞机在水面滑行时的横向稳定性,翼尖装有小艇。

  为减小飞机的气动阻力和水上航行时的滑阻比,A-40采用了大长宽比的流线型机身,机头呈圆锥形,前段机身底部呈W型,后段为V型,这使机身的浮力增大,有利于离水起飞,机体上部有水密结构,可防止海水渗入机内。

  A-40机身底部倾斜度可变化,大大改进了水上安定性和可操纵性,并有助于降低在波浪上滑行时的过载。

  为提高A-40的航海性能,在世界上首次使用了气动俯仰阻尼器作为俯仰摆动稳定器。鉴定表明,飞机在临飞状态时垂直振动和角振动最大.大约要吸收2/3的能量用于保障气动力。而气动俯仰摆动稳定器的使用使A-40的航海性提高了2O%~25%,能适应4—5级的海情,因此,它能在浪高2米多的水面上滑行。为控制在水面滑行时的方向,在机见底部装有高效水舱。起落架为可收放前三点式,前起落架向后收起,四轮小车式主起落架问后收入机翼下方的大型短舱内,主起落架用盘式刹车,并具有惯性防滑装置。

  在世界水机领域,A-40首次用了复合动力装置,它装2台单台推力117.7千牛的D-3OKPV涡扇主发动机,和两台单台推力24.5干牛的R-60K型助推涡喷发动机(位于每个涡扇发动机托D架上的整流罩内),助推发动机提供起飞时的辅助动力。燃油装在机翼扭力盒内,总容量35100升。机头上方有空中加油受油管,通过空中加油可大大延长巡航时间。

性能参数

  主要机载设备惯性飞行和导航系统,标准的通信电台和敌我识别器,导航、搜索、侦察和浪高测量雷达,常规仪表,轰炸设备和光学/电视瞄准具。

尺寸数据

  翼展41.62米,机翼展弦比8.60,机长43.84米,机高11.07米,机翼面积200.00米2,机身最大直径3.50米,客舱长度:增压部分7.90米,非增压部分13.90米,最大宽度3.25米,最大高度2.10米

重量数据

  最大有效载重量6500千克,最大燃油重量35000干克,最大起飞重量86000千克,最大着陆重重量(着地)73000千克,着水)85000千克

性能数据

  最大平飞速度M0.79,最大巡航速度720千米/小时,实用升限9700米,起飞距离(至15米高)1000米,着陆距离(自15米高)1450米,航程(最大载重)4l00千米

个人工具

变换
查看
操作
导航
工具箱