Trident 3B

Trident 3B
1.2
1.1
1
0.9
0.8
0.7
0.6
Cz
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 0.14 0.16 0.18 0.2
M=0.2
M=0.4
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.77
M=0.82
Cx

Mirage III
0.6
0.5
0.4
Cz
0.3
0.2
0.1
0.0
0.00 0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12
M=0.29
M=0.35
M=0.6
M=0.85
M=0.95
M=1.5
Cx

General Dynamics F-16
1
0.8
Cz
0.6
0.4
0.2
0
0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2
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
Cx

F-15 Eagle
0.6
0.5
0.4
Cz
0.3
0.2
0.1
0
0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2
M=0.2
M=0.6
M=0.8
M=0.95
M=1.2
M=1.4
M=1.8
M=2.2
Cx

Canadair 60
1.4
1.2
1
0.8
Cz
0.6
0.4
0.2
0
0 0.05 0.1 0.15 0.2
M=0.2
M=0.4
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.8
M=0.85
Cx

C5A Galaxy
0.3
0.25
0.2
Cz
0.15
0.1
0.05
0
0.014 0.016 0.018 0.02 0.022 0.024 0.026 0.028
M=0.3
M=0.4
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.8
M=0.81
Cx

ROMBAC 1-11
1
0.8
0.6
Cz
0.4
0.2
0
0.2
0.4
0 0.05 0.1 0.15
M=0.2
M=0.4
M=0.5
M=0.6
M=0.7
M=0.77
M=0.82
Cx

Airbus 310
1.4
1.2
1
0.8
Cz
0.6
0.4
0.2
0
0.2
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5
M=0.3
M=0.4
M=0.6
M=0.7
M=0.75
M=0.84
Cx

IAR 99
0.6
0.5
0.4
Cz
0.3
0.2
0.1
0.0
0.00 0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12
M=0.29
M=0.35
M=0.6
M=0.85
M=0.95
Cx

Boeing 727
1.4
1.2
1
0.8
Cz
0.6
0.4
0.2
0
0.2
0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5
M=0.3
M=0.4
M=0.6
M=0.7
M=0.75
M=0.84
Cx

Hawker Siddeley Trident
Rumpf :
Ganzmetall-Halbschalenbauweise mit kreisförmigem Querschnitt
Tragwerk :
freitragender Tiefdecker in Ganzmetallbauweise; integrale Tragflügeltanks; Doppelspalt-
Auftriebsklappen; 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 Trident 2E Trident 3B
Spannweite 27.38m 28.96m 29.87m 29.87m
Länge 34.98m 34.98m 34.98m 39.98m
Höhe 8.23m 8.23m 8.23m 8.80m
Kabinenlänge 20.46m 20.46m 20.46m
Max. Kabinenbreite 3.44m 3.44m 3.44m 3.44m
Max. Kabinenhöhe 2.02m 2.02m 2.02m 2.02m
Flügelfläche 126.20m 2 134.30m 2 135.82m 2 138.70m 2
Flügelstreckung 5.94 6.24 6.57 6.43
Flügelpfeilung
35°
(1/4-Profilsehne)
Flächenbelastung 413kg/m 2 452kg/m 2 481kg/m 2 491kg/m 2
Max. Tankkapazität 29094l
Max. Startgewicht 5216kg 6350kg 68039kg
Max. Landegewicht 51256kg
Max.
43318kg 45132kg 51256kg
Nullkraftstoffmasse
Einsatz-Leergewicht 30595kg 33203kg
Max. Nutzlast 9208kg 9707kg 12156kg 13778kg
Max. Zuladung 21568kg 17463kg 19504kg 16783kg
Höchstgeschwindigkei 980km/h 974km/h /25000ft
t
Max.
926km/h 959km/h /30000ft 935km/h
Reisegeschwindigkeit
Startrollstrecke 1951m /9.7t
Max. Flughöhe 8992m 8992m
Max. Reichweite 4602km 3611km 3963km /12.2t 2750km
Max. Reichweite 4028km /7.49t
Max. Reichweite 4148km /7.49t
Max. Passagiere 103 12F (4/R.) + 79E 12F (4/R.) + 79E 179

(6/R.)
(6/R.)
Max. Passagiere 115
Max. Passagiere 139
Frachtvolumen
21.53m 3
(Unterflur, gesamt)
Besatzung 3 3 3 3
Triebwerke Spey 505-
5
Spey 511-5 Spey 512-5W Spey 512-
5W
Triebwerke RR RB163-25 RR RB162-
86
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 Mittelstrecken-
Strahlverkehrsflugzeug der zweiten Generation veröffentlicht. Die Trident war schon der
dritte für diese Aufgabe bestimmte Entwurf von de Havilland. Die mit vier Avon-
Triebwerken 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 Spey-
Mantelstromtriebwerken (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 Rolls-
Royce 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 Längsachsen-
Fahrwerksschacht 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 France
Builder
DASSAULT-
BREGUET
Similar Aircraft • Kfir C-2
• Viggen
• MiG-21 Fishbed
• A-4 Skyhawk
• Fantan A
Crew
• One
• trainer--two
Designation Mirage IIIE Mirage 5 Mirage 50
Role Intercept • Ground-attack Attack
• fighter
• reconnaissance
Length 49 ft, 3 in (15.02
m)
51 ft (15.55 m)
Span 27 ft (8.24 m)
Ceiling 17000 meters 17000 meters 18000 meters
Cruise range 900 nm 1040 nm 1150 nm
In-Flight Refueling No No No
Internal Fuel 2350 kg 2720 kg 2720 kg
Payload 4000 kg 4500 kg 4000 kg
Sensors
Drop Tanks
Armament
Cytano II radar,
RWR
625 L drop tank
with 499kg of fuel
for 96nm of range
1300 L drop tank
with 1038kg of fuel
for 199 nm of
range
1700 L drop tank
with 1358 kg of
fuel for 260 nm of
range
Cannon: 2 30mm
DEFA 552
• R.530 R.550
Magic, AS.37
Martel,
Aida II and Laser RF
or Agave radar
(dependes on
customers)
1200 L drop tank with
959 kg of fuel for 183
nm of range
Cannon:2 30mm
DEFA 553
• 1 AS.30 or AS.37
and EU3 450 kg
bombs (936 nm)
Agave or
Cyrano IVM
radar (depends
on customer),
RWR
1700 L drop
tank with
1358kg of fuel
for 287 nm
range
Cannon; 2
30mm DEFA
552A
• 1 AS.30 or
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
• Chile (Mirage 5
and 50)
• 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)
• 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:
Height:
Wing Span:
63.8 ft (19.45 m)
18.5 ft (5.65 m)
42.8 ft (13.05 m)
Propulsion:
Weight:
Speed:
Armament:
F-15A/B/C/D
F-15E
Two P&W F100 turbofan engines in 29,000 lb (13,154 kg)
thrust class with afterburning
45,000 lb (20,411 kg) class
81,000 lb (36,700 kg) max gross takeoff
Mach 2.5 class
Mix of air-to-air weaponry includes: 20mm cannon, AIM-120 (AMRAAM) missiles,
AIM-9 (Sidewinder) missiles, AIM-7 (Sparrow) missiles
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
Overall Height
Wingspan
f
t
87.83 ft
20.42 ft
69.58 ft
560
Wing Area
Sweep
25 deg
Wing Aspect Ratio 8.65
Fuselage Maximum Diameter
Wheel Track
Wheel Base
8.83 ft
10.42 ft
37.38 ft
Turning Circle
(min pavement width)
75
Interior
Usable Cabin Length
Cabin Width Centerline
Cabin Width Floorline
Cabin Height
f
t
48.42 ft
8.17 ft
7.17 ft
6.08 ft
326
Cabin Floor Area
Cabin Volume
f
t
1,900

Passenger Door Height
Passenger Door Width
Passenger Door Height to Sill
Baggage Door Height
Baggage Door Width
Baggage Door Height to Sill
Baggage Volume
f
t
70 in
36 in
64 in
33 in
43 in
65 in
195
Weights
Maximum Ramp Weight
Maximum Gross Takeoff Weight
Maximum Landing Weight
Maximum Zero Fuel Weight
Typical Corporate Basic Operating Weight
Maximum Fuel Weight
Maximum Payload
Maximum Payload with Full Fuel
Fuel with Maximum Payload
NBAA IFR Fuel Reserves
NBAA VFR Fuel Reserves
Performance Highlights
Takeoff Distance
Takeoff Distance
@ 5,000ft (ISA + 20ºC)
53,250 lbs
53,000 lbs
47,000 lbs
39,500 lbs
34,040 lbs
18,305 lbs
5,600 lbs
1,045 lbs
13,750 lbs
2,160 lbs
505 lbs
6,295 ft
9,545 ft
Percent Reduction MTOW 0 %
Engine Thrust
8,729 lb
Thrust to Weight Ratio 0.32
Takeoff Safety Speed(V2)
All Engine Rate of Climb
145 kts
N/A
Long range Cruise M0,74
Normal Cruise M0,77
High Speed Cruise M0,80
Maximum Operating Speed M0,85

Vmo
Maximum Certified Altitude
Initial Cruise Ceiling
Single Cruise Ceiling
Approach Speed (Vref, TLW)
335 kts
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 153ft 1in 46.66m
Cabin Length 109ft 1in 33.25m
Fuselage Diameter 18ft 6in 5.64m
Max. Cabin Width 17ft 4in 5.28m
Height 51ft 10in 15.80m
Wheelbase 49ft 11in 15.21m
Track 31ft 6in 9.60m
Wing Span (geometric) 144ft 0in 43.90m
Wing Area (reference) 2 360ft 2 219m 2
Sweep (25% chord)
28 degrees
Design weights
Max. Ramp Weight lb x 1 000 332.7 (363.5) Tonnes 150.9 (164.9)
Max. Take-off Weight 330.7 (361.6) 150.0 (164.0)
Max. Landing Weight 271.2 (273.4) 123.0 (124.0)
Max. Zero Fuel Weight 249.1 (251.3) 113.0 (114.0)
Max. Fuel Capacity USg 16 130 (19 940) Litres 61 070 (75 470)
lb x 1 000 Tonnes 80.8 (82.6)
Typical Operating Weight Empty
178.2 (182.1)
Typical Volumetric Payload 58.9 (47.6) 26.7 (21.6)
Basic operating data
Powerplants
two CF6-80C2
or PW 4000
Thrust Range lb slst 52 000-59 000
Typical Seating (two class) 220
Range (max. pax) nm 4 350 (5 200) km 8 050 (9 600)
Max. Operating Mach No. (Mmo) M0.84
Containers Underfloor - Standard/Option 14 (15)
Pallets Underfloor 3
Bulk Hold Volume - Standard/Option 610 (318)ft 3 17.3 (9.0)m 3
Total Volume - Standard/Option 2 822 (2688)ft 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: 18.71m 2 , 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

108 feet (32.91 m)
153 feet 2 inches (46.69 m)
34 feet (10.36 m)
Standard: 191,000 pounds (86,600 kg)
Optional: 210,000 pounds (95,300 kg)
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
570 to 605 mph (890 to 965 km/h)
30,000 to 40,000 feet (9,144 to 12,192 m)
1,500 to 2,500 miles (2,750 to 4,020 km)
148 to 189
Advanced 727-200
Wingspan
Length
Tail Height
Gross Maximum Taxi Weight
Power
Cruising Speed
Cruising Altitude
Range
Passenger Capacity
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
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