Grumman C-2 Greyhound
Grumman C-2 Greyhound - палубный тактический транспортный самолёт средней дальности.
Разработан американской фирмой Grumman на базе самолёта ДРЛО Е-2А Hawkeye по программе COD (Carrier Onboard Delivery). Принят на вооружение ВМС США в декабре 1966 года. Фюзеляж цельнометаллической, овального поперечного сечения, с герметической кабиной. Крыло цельнометаллической конструкции, концевые части крыла длиной по 7,8 м могут складываться на стоянке, поворачиваясь назад и устанавливаясь вдоль фюзеляжа. Самолёт имеет грузовую кабину размерами 8.38 х 2.23 х 1.68 м, и кормовую грузовую дверь с интегрированной рампой — пандусом шириной 2.29 и высотой 1.98 м. Всего выпущено 58 шт.
Содержание |
История
С-2 "Грейхаунд" является специальным транспортным самолетом, созданным для доставки довольствия, запчастей, персонала и прочих грузов на палубу авианосцев, находящихся в море.
В начале 1960-х годов небольшой самолет - снабженец с ПД Грумман "Трэйдер" перестал удовлетворять требованиям флота из-за малого объема грузовой кабины и отсутствия кормовой двери с аппарелью. Фирма Грумман в 1961 - 1964 г.г. разработала проект нового самолета - снабженца на основе планера палубного самолета ДРЛО и управления Е-2А "Хоукай".
C-2A существенно отличается от своего прародителя Hawkeye. Основным внешним отличием является измененный фюзеляж большего сечения, в спрямленной хвостовой части которого оборудовали грузовую дверь с рампой для удобства погрузки и разгрузки крупных и тяжелых объектов, вроде авиационных двигателей.
Менее заметны, но очень важны изменения хвостового оперения, улучшившие обтекание самолета воздушным потоком; эти изменения стали возможными из-за отсутствия над фюзеляжем обширной антенны РЛС. Необходимо также отметить усиление носовой опоры шасси, как следствие увеличения полетной массы самолета в сравнении с E-2.
Крыло и оперение с четырьмя килями остались практически без изменений, ГО было сделано без поперечного V. Носовая стойка шасси была заменена на более мощную, от палубного бомбардировщика "Интрудер". Самолет получил довольно просторную грузовую кабину размерами 8.38 х 2.23 х 1.68 м, а также кормовую грузовую дверь с интегрированной рампой - пандусом шириной 2.29 и высотой 1.98 м.
Увеличена также емкость топливных баков. Greyhound способен перевозить до 39 пассажиров или 20 больных на носилках при четырех сопровождающих, или до 8165 кг груза на поддонах.
К ноябрю 1964 г. было построено три опытных самолета. Первый полет "Грейхаунда" состоялся 18 ноября 1964 г., а уже 2 декабря самолет был официально принят на вооружение ВМС США. Поставки серийных самолетов начались в 1966 г. и прошли в три этапа: первый, 1966-1967 г., 17 машин, в 1970-1971 г., 8 машин, и в 1973-1975 г., 9 машин. В 1987 г. в результате интенсивной эксплуатации у 9 самолетов этого типа были выявлены усталостные трещины в конструкции крыла, в результате весь парк "Грейхаундов" (а также часть "Хоукаев") получили новые усиленные складные консоли крыла.
В связи с предстоящим полным списанием C-1A и сокращением количества пригодных к полетам C-2 командование ВМС решило в 1982 году возобновить закупки "Грейхаунд". Первый из 39 дополнительных C-2A был передан 24-й транспортной эскадрилье (VR-24; авиабаза Сигонелла, Сицилия) в конце 1985 года. Контракт на сумму 678 млн долларов был выполнен в 1989 году. В настоящее время C-2A состоят на вооружении 30-й и 40-й транспортных эскадрилий (VRC-30 и VRC-40) и 20-й опытовой эскадрильи. Небольшое количество "Грейхаундов" эксплуатируется в 120-й эскадрилье ДРЛО, готовящей экипажи для Hawkeye и дислоцированной в Норфолке. Все 36 ныне имеющихся C-2A подлежат модернизации с целью продления ресурса минимум до 2027 года. На самолеты в ходе модернизации устанавливаются восьмилопастные винты NP2000, как на E-2C.
Конструкция самолета
Самолет "Грейхаунд" представляет собою цельнометаллический свободнонесущий высокоплан с четырехкилевым хвостовым оперением, двумя ТВД и хвостовой погрузочно-разгрузочной дверью, снабженной интегрированной аппарелью.
Фюзеляж
Фюзеляж цельнометаллической конструкции типа полумонокок, овального поперечного сечения, с герметической кабиной. В передней части размещается кабина для двух летчиков, туалет и багажный отсек. В средней части расположена грузовая кабина, оборудованная электротельфером и многочисленными швартовочными узлами. В кабине могут размещаться три стандартных грузовых поддона размером 2.74 х 2.24 м или пять стандартных поддонов размером 2.24 х 1.37 м. Другие варианты включают 39 солдат или 20 лежачих раненых с 4 сопровождающими. Дверь для входа и выхода экипажа располагается слева по борту в носовой части фюзеляжа.
Крыло
Крыло цельнометаллической конструкции, трехлонжеронное, угол установки крыла 4 град у корня и 1 град на концах, корневая/концевая хорда 3,96/1,32 м, удлинение 9,3. Концевые части крыла длиной по 7,8 м могут складываться на стоянке с помощью гидравлических приводов, поворачиваясь назад и устанавливаясь вдоль фюзеляжа. Носок крыла крепится с помощью шарниров и может отклоняться вверх для осмотра проводки системы управления двигателями и пневматической противообледенительной системы (ПОС). Механизация крыла состоит из закрылков Фаулера (площадью 11,03 м2) и зависающих элеронов (5,76 м2).
Хвостовой стабилизатор
Хвостовой стабилизатор (размах 7,99 м, площадь 11,62 м2) с рулями высоты (3,72 м2) имеет нулевой угол поперечного V. Три киля из четырех (общая площадь 15,01 м2, из них 10,25 м2 двух внешних килей и 4,76 м2 - двух внутренних) снабжены двухсегментными рулями направления (передний и задний сегменты связаны между собой шарнирами). В конструкции хвостового оперения используется стеклопластик для уменьшения ЭПР самолета. Носки стабилизатора и килей снабжены пневматическими ПОС с резиновыми протекторами.
В начале 1993 г. ресурс планера самолета составлял 10000 ч, в 1990-х годах его повысили.
Шасси
Шасси трехопорное, с двухколесной управляемой передней (убирается назад) и одноколесными основными стойками (убираются вперед в гондолы двигателей с поворотом колес в горизонтальное положение), основные стойки унифицированы с аналогичными агрегатами самолета "Хоукай", носовая заимствована от самолета А-6. Амортизаторы стоек масляно-пневматические, система уборки и выпуска - гидравлическая, имеется аварийная пневматическая система выпуска. Размеры пневматиков основных колес 36х11 (тип VII, протектор 24-слойный), давление 18,3 кгс/см2 (при эксплуатации с наземного аэродрома уменьшается до 14,8 кгс/см2). Колея шасси 5,93 м, база 7,06 м. Под хвостовой частью фюзеляжа имеются убирающийся тормозной А-образный крюк.
На самолетах С-2A установлены ТВД Аллисон T56-A-8/8A с взлетной мощностью по 4050 э.л.с. С 1988 г. на части парка самолетов устанавливаются двигатели T56-A-427 с мощностью на валу по 5250 л.с. с цифровой системой управления. Длина двигателя 3,71 м, ширина 0,69 м, высота 0,99 м, сухая масса (в варианте -425) 860 кг. Воздушные винты Гамильтон Стэндард или Дженерал Электрик - четырехлопастные флюгерные реверсивные с регулятором оборотов и электрической ПОС лопастей, диаметр винта 4,11 м.
На самолете в хвостовой части установлена ВСУ Гарретт. В кессоне центроплана и консолей крыла размещены топливные баки емкостью 6905 л. Возможна подвеска двух ПТБ емкостью по 1135 или по 1704 л. Для перегоночных полетов на большую дальность в грузовой кабине могут устанавливаться два дополнительных топливных бака емкостью по 3786 л.
Гидравлическая система
Гидравлическая система включает в себя две независимые системы с приводом от коробок приводов двигателей. Используется для привода гидроусилителей системы управления, системы складывания крыла, открывания рампы, запитывания приводов закрылков, разворота носовой стойки, выпуска посадочного крюка, выпуска и уборки стоек шасси, тормозов, аварийного генератора, системы обмыва лобового стекла.
Система управления полетом
Система управления полетом - целиком бустерная, с необратимыми гидравлическими приводами и автоматами загрузки. Имеется автоматическая система управления AFCS, обеспечивающая стабилизацию самолета и повышение устойчивости.
Электрическая система
Электрическая система - переменного тока, с двумя генераторами мощностью по 60 кВт, трехфазная, 115/200 В, 400 Гц. Вспомогательная сеть - постоянного тока, 28 В, с двумя выпрямителями. Имеется аварийный генератор с приводом от гидромотора мощностью 3 кВт.
Система кондиционирования обеспечивает в гермокабине избыточное давление 0.46 кг/м2.
Самолет оснащен автопилотом AN/ASW-15, приемниками систем TACAN и LORAN, радиостанцией, работающей в СВЧ и НЧ-диапазонах. На некоторых самолетах устанавливалась метео-БРЛС.
Технические характеристики
- Экипаж: 2 человека
- Пассажировместимость: 28 пассажиров или 12 раненых на носилках
- Грузоподъёмность: 4 536 кг
- Длина: 17,3 м
- Размах крыла: 24,56 м
- Высота: 4,85 м
- Площадь крыла: 65 м²
- Коэффициент удлинения крыла: 9,27
- База шасси: 7,06 м
- Колея шасси: 5,94 м
- Масса пустого: 15 310 кг
- Нормальная взлётная масса: 22 405 кг
- Максимальная взлётная масса: 24 655 кг
- Масса полезной нагрузки: 9 350 кг
- Объём топливных баков: 6 904 л
- Силовая установка: 2 × ТВД Allison T56-A-425
- Мощность двигателей: 2 × 4 800 л.с. (2 × 3 400 кВт)
- Воздушный винт: четырехлопастной Hamilton Standart 54460-1
- Диаметр винта: 4,1 м
Лётные характеристики
- Максимальная скорость: 553 км/ч на 3 660 м
- Крейсерская скорость: 465 км/ч на 8 750 м
- Скорость сваливания: 152 км/ч
- Практическая дальность: 2 400 км
- Практический потолок: 9 144 м
- Скороподъёмность: 16,26 м/с
- Нагрузка на крыло: 378,9 кг/м²
