|
 |
|
В 1971г. ВВС США приступили к составлению технического задания на новый транспортный самолет для замены модели Локхид С-130 Геркулес (Lockheed C-130 Hercules). В начале 1972г. девяти компаниям США предложили подать проектные предложения, и для сравнительной оценки были отобраны разработки компаний Боинг (Boeing) и Макдоннелл Дуглас Корпорэйшн (McDonnell Douglas Corporation), получившие, соответственно, обозначения YC-14 и YC-15. Техническое задание ВВС США называлось АMST, что означает "усовершенствованный военно-транспортный самолет укороченного взлета и посадки", а основное требование, предъявляемое к разработчикам, было связано именно с возможностью укороченного взлета и посадки. В конструкции самолета Боинг Модель 953 использовался суперкритический профиль крыла, разработанный NASA на основе исследований доктора Ричарда Уиткомба. Такая конструкция позволяла добиться высоких летных характеристик при высоких дозвуковых скоростях. К этому крылу компания Боинг добавила концепцию обдува его верхней поверхности реактивной струей двух двигателей, установленных на крыле в гондолах, далеко выдвинутых вперед от передней кромки крыла. При отклоненных предкрылках и закрылках типа Коанда (Coanda) выхлопная струя обтекает без отрыва верхнюю поверхность крыла и закрылка и отклоняется вниз, обеспечивая увеличение подъемной силы. Самолет YC-14 впервые поднялся в воздух 9 августа 1976г. и сразу продемонстрировал превосходные летные характеристики. Mаксимальная полезная нагрузка составляла 150 военнослужащих или 36742 кг (81000 фунтов) груза при обычном взлете-посадке или 12247 кг (27000 фунтов) при укороченном взлете-посадке с аэродрома длиной менее 572 м (625 ярдов). По завершении испытаний в конце лета 1977г. опытный образец YC-14 был возвращен компании Боинг по ее желанию для доработки, однако дальнейшее правительственное финансирование проекта прекратилось. |
|
|
|
Тип: военно- транспортный самолет укороченного взлета и посадки.
Силовая установка: два турбовентиляторных двигателя Дженерал Электрик (General Electric) CF6-50D тягой 23133 кг (51000 фунтов).
Летные данные: максимальная скорость на оптимальной высоте 811 км/час (504 миль/час), на уровне моря 649 км/час (403 миль/час); практический потолок 13715 м (45000 футов); эксплуатационный радиус действия 740 км (460 миль); перегоночная дальность 5133 км (3190 миль).
Веса: снаряженного - 53297 кг (117500 фунтов); максимальный взлетный при укороченном взлете-посадке 77111 кг (170000 фунтов); максимальный взлетный 107501 кг (237000 фунтов).
Размеры: размах крыла 39,32 м (129 футов); длина 40,13 м (131 фут 8 дюймов); высота 14,73 м (48 футов 4 дюйма); площадь крыла 163,69 кв. м (1762 кв. фута).
Вооружение:
|
|
