EKIP

Государственный Военно-Технический музей (Черноголовка) 33.jpg
EKIP
Samolot podnoszący nadwozie typu „latający spodek” EKIP.
Rola Latające skrzydło
Pochodzenie narodowe Związek Radziecki / Rosja
Producent Zakłady Lotnicze w Saratowie
Projektant Lew Nikołajewicz Schukin / Koncern lotniczy EKIP
Wstęp 1978
Opracowany z Prom kosmiczny Buran

EKIP (w tłumaczeniu z ЭКИП , rosyjski akronim „ Экология и Прогресс ”, co oznacza „Ekologia i Postęp”) to sowiecko-rosyjski projekt wielofunkcyjnego samolotu bezlotniskowego , zbudowanego według schematu „ latającego skrzydła ”, z kadłub o eliptycznym kształcie. Znany również pod rosyjskim pseudonimem Tarielka ( Тарелка , co oznacza „talerz” lub „spodek”), EKIP może lądować na wodzie lub nieutwardzonym gruncie dzięki zastosowaniu poduszki powietrznej zamiast podwozia kołowego. EKIP to krótkiego startu i lądowania (STOL).

Cechą szczególną konstrukcji jest obecność specjalnego systemu stabilizacji i redukcji oporu, wykonanego w postaci układu kontroli wiru warstwy granicznej opływającej rufową powierzchnię urządzenia, a także dodatkowego płaskiego łoża reaktywny system sterowania urządzeniem przy niskich prędkościach oraz w trybach startu i lądowania .

Potrzeba systemu stabilizacji i zmniejszenia oporu wynika z faktu, że korpus aparatu, wykonany w postaci grubego skrzydła o małym wydłużeniu, z jednej strony ma wysoką jakość aerodynamiczną i jest w stanie wytworzyć unoszenie siła kilka razy większa niż cienkie skrzydło, z drugiej strony ma niską stabilność ze względu na zakłócenie przepływów i tworzenie stref turbulencji. Zastosowanie schematu „skrzydła nośnego” zapewnia użyteczną objętość wewnętrzną kilka razy większą niż w obiecujących samolotach o równej ładowności. Taka zabudowa zwiększa komfort i bezpieczeństwo lotów, znacznie oszczędza paliwo i obniża koszty eksploatacji.

Rozwój

Koncepcja EKIP została opracowana przez profesora Lwa Nikołajewicza Schukina ( ros . Лев Николаевич Щукин ), inżyniera przeszkolonego w zakresie rozwoju silników lotniczych, który pracował również dla korporacji projektującej rakiety NPO Energia i brał udział w sowieckiej części projektu testowego Apollo – Sojuz w 1975 r. , pierwsze amerykańskie i radzieckie połączenie kosmiczne. W 1978 r. koncepcja EKIP została po raz pierwszy zaproponowana radzieckim władzom wojskowym, aw 1979 r. Schukin założył EKIP NPP (przedsiębiorstwo naukowo-produkcyjne) z siedzibą w Podlipkach ( Korolew ). W 1980 roku projekt EKIP zapoczątkował badania laboratoryjne i prace inżynierskie. Pierwszy test laboratoryjny na modelu w małej skali przeprowadzono w 1982 roku w ściśle tajnym instytucie badawczym Geodezji w Krasnoarmejsku w obwodzie moskiewskim . Główne prace nad wciąż ściśle tajnym projektem rozpoczęły się w 1987 roku, a próby w locie pierwszego modelu w zmniejszonej skali rozpoczęły się w latach 1990–1991. Ten pierwszy samolot sterowany radiowo nazywał się model L-1 i miał ogon w kształcie litery T. Początkowo loty odbywały się w Zakładach Lotniczych Sokół , które znane były z produkcji samolotów myśliwskich MiG . Po tym, jak problemy ze sterowaniem radiowym spowodowały awarię modelu w zmniejszonej skali podczas lotu w śnieżnych warunkach, w Niżnym Nowogrodzie zakazał dalszych lotów testowych EKIP. Testy modeli w zmniejszonej skali zostały następnie przeniesione w kwietniu 1990 roku do Zakładów Lotniczych w Saratowie , gdzie produkowano samoloty Jakowlewa . W 1992 roku kolejny mały, bezzałogowy model rozbił się z wysokości 40 m (130 stóp), ale później latał pomyślnie po naprawach i regulacji balastu . W tym samym roku EKIP Aviation Concern (EKIP AK) został założony przez EKIP NPP, Saratov Aviation Plant i Triumf NPP.

Koncepcja zadebiutowała publicznie w 1992 roku na Mosaeroshou (poprzedniku pokazów lotniczych MAKS ) i pojawiła się na innych wystawach w ciągu następnych dwóch lat, w tym na Paris Air Show w 1993 roku . Na pokazie lotniczym MAKS we wrześniu 1993 r. Schukin opisał opracowywane trzy wersje: 8-tonowy (18 000 funtów), jednopokładowy model z 20 miejscami; model o masie 35 ton (77 000 funtów) wykorzystujący silniki Ivchenko Progress z Ukrainy i silnik Saturn do generowania poduszki powietrznej; oraz trzypokładowy model o masie 120 ton metrycznych (260 000 funtów), zawierający dwa pokłady pasażerskie i jeden towarowy. Dwa modele L-2 o rozpiętości 2,7 m (8,9 stopy) z powodzeniem pilotowano zdalnie w połowie tego roku.

W 1994 roku w zachodnich mediach zaczęły pojawiać się doniesienia o EKIP, a model L3 (który mógł przewozić 400 pasażerów lub 40 ton ładunku) zdobył wstępne zamówienia na 1500 samolotów od North Siberian Development Board, rosyjskiej agencji dystrybucji żywności. W tym czasie Zakłady Lotnicze w Saratowie budowały bezzałogowy model L2-3 o rozpiętości 15 m (49 stóp) do testów w locie. Całkowicie metalowy model L2-3 byłby napędzany dwoma silnikami Saturn/ Lyulka AL-34 , które wytwarzają poduszkę powietrzną do startu i lądowania oraz zasilają system kontroli warstwy granicznej . Silniki turbowałowe AL-34 , które zostały zaprojektowane do lekkich samolotów i wiropłatów , zostały umieszczone centralnie wewnątrz kadłuba. Saratów ukończył również wstępny projekt wariantu 120 t (260 000 funtów), który miałby rozpiętość 56 m (184 stóp). Oprócz dwóch silników AL-34, ten większy wariant zawierałby parę kanałowych silników propfanowych Kuzniecow NK-92, zapewniających ciąg do przodu o wartości 18 000 kgf (40 000 funtów siły; 177 kN). Nawet większe warianty o rozpiętości do 128 m (420 stóp) i masie 600 ton (1300000 funtów) mogą wykorzystywać turbowentylator Progress D-18T o masie 23 000 kgf (52 000 funtów siły; 230 kN) do ciągu do przodu zamiast NK- 92 , przy czym silniki AL-34 nadal służyły do ​​celów pomocniczych. W tym czasie opisano pięć komercyjnych wariantów ładunkowo-pasażerskich: L2-3, L3-1, L3-2, L4-1 i L4-2, które miały pojemność od 24 do 2000 pasażerów, zasięg lotu 1300–4600 nmi (2500–8600 km; 1600–5300 mil) i maksymalna masa startowa (MTOW) 9–600 t (20 000–1 323 000 funtów).

Do lutego 1995 r. Testy naziemne przeprowadzono na samolocie testowym o masie 9 ton (20 000 funtów), przy czym testy w fabryce miały zakończyć się w czerwcu, a bezzałogowe loty testowe miały rozpocząć się w październiku. Drugi testowy samolot o masie 9 ton (20 000 funtów) miał zostać zmontowany w Saratowie do końca roku, a loty załogowe miały zostać podjęte w 1996 roku.

Po rozpadzie Związku Radzieckiego rząd rosyjski przyznał projektowi EKIP 1,2 miliarda rubli finansowania w czerwcu 1993 roku. Jednak do czasu otrzymania pieniędzy hiperinflacja osłabiła jego siłę nabywczą ośmiokrotnie. Rozpoczęła się budowa dwóch pełnowymiarowych pojazdów EKIP o łącznej masie startowej 9 ton (20 000 funtów). Kadłuby i powierzchnie sterowe zostały zbudowane w firmie Energia w Korolowie, a ostateczny montaż przeprowadzono w Saratowie . W 1997 r. Rosja planowała zainwestować 12 mln CAD w projekt EKIP, a nowa runda prób w locie planowana jest na 1999 r. Był wspierany na szczeblu państwowym Ministerstwo Przemysłu Obronnego, Ministerstwo Obrony (klient wiodący) i Ministerstwo Leśnictwa . W 1999 r. rozwój aparatury EKIP w Korolowie został ujęty jako osobna pozycja w budżecie kraju, ale finansowanie zostało przerwane i nie otrzymano żadnych pieniędzy. Z powodu braku funduszy projekt został odłożony na półkę w czerwcu tego roku. Twórca EKIP, Lev Schukin, martwił się o losy projektu i po wielu próbach kontynuowania projektu z własnych środków zmarł na zawał serca w 2001 roku.

We wrześniu 2003 r. Zakłady Lotnicze w Saratowie podpisały porozumienie o współpracy z Dowództwem Systemów Powietrznych Marynarki Wojennej Stanów Zjednoczonych (NAVAIR) w celu opracowania EKIP. Program testów w locie miał zostać przeprowadzony w Maryland w Naval Air Station Patuxent River 's Webster Field w ciągu trzech do pięciu lat. Do tego czasu model testowy EKIP L2-3 ewoluował w jednostkę o masie 12 ton (26 000 funtów), zdolną do przenoszenia ładunku o masie 4 ton (8800 funtów), i miał rozpiętość skrzydeł około 18 m (60 stóp) i kadłub długość około 12 m (40 stóp). Zaplanowano również większy model L3-2, który miałby maksymalną masę startową (MTOW) 360 t (790 000 funtów), ładowność 120 t (260 000 funtów), rozpiętość skrzydeł ponad 91 m (300 stóp) i długość kadłuba prawie 61 m (200 stóp).

Po dwunarodowym porozumieniu w kwietniu 2004 r. zawarto formalną umowę. NAVAIR i Saratov miały wspólnie wyprodukować EKIP, który miałby być przeznaczony do gaszenia pożarów lasów. Stany Zjednoczone wypłaciłyby Rosji dywidendę po rozpoczęciu sprzedaży i produkcji EKIP. Saratow zbudowałby pierwszy prototyp do testów w locie, który ważyłby 230 kg (500 funtów) i został dostarczony do NAVAIR już w 2006 roku do testów. Jednak do lipca 2005 r. NAVAIR oświadczył, że nie planuje już kontynuować rozwoju EKIP.

W latach 2005-2009 konsorcjum dziesięciu europejskich i rosyjskich grup badawczych z uniwersytetów i przedsiębiorstw przemysłowych przeprowadziło finansowane przez Unię Europejską badania prądów wytwarzanych przez skrzydło, podobnie jak w owiewce EKIP . Roboczy tytuł projektu brzmiał VortexCell2050 ( tłum. Vortex Cell 2050 ). Samolot EKIP był również prezentowany na pokazach lotniczych co najmniej do 2010 roku. Do tego czasu warianty towarowo-pasażerskie zostały zredukowane do trzech wersji (L2-3, L3-1 i L3-2), które miały teraz pojemność 40 do 1200 pasażerów i MTOW 12–360 t (26 000–794 000 funtów), podczas gdy wersja o najdłuższym zasięgu miała teraz zmniejszony zasięg 3200 nm (6000 km; 3700 mil). Ponadto PW206 i turbowentylatorowe PW305A firmy Pratt & Whitney Canada oraz Progress D-18T zastąpiły Saturn / Lyulka AL-34 i Kuznetsov NK-92 w ofercie EKIP, ponieważ te dwa silniki nigdy nie osiągnęły etapu produkcji. Po zamknięciu Zakładów Lotniczych w Saratowie prototyp EKIP został przeniesiony do muzeum we wsi Iwanowskoje pod Moskwą. Prototyp jest wystawiany publicznie od 2011 roku. [ Potrzebne źródło ]

Projekt

Niezwykły kształt samolotu EKIP został opisany jako przypominający jajko w koszulce, chrząszcza, serowy dzwonek lub przewróconą miskę. Został zaprojektowany, aby oferować większą pojemność dla pasażerów, ładunku i paliwa w porównaniu z typowymi samolotami pasażerskimi. Kadłub latającego skrzydła ma sekcję środkową i sekcje boczne. Kokpit, kabina pasażerska i magazyn ładunkowy znajdują się w części środkowej. W sekcjach bocznych znajdują się zbiorniki paliwa, układy zasilania paliwem, silniki i sprzęt gaśniczy. skeg poduszki powietrznej , który rozciąga się wzdłużnie w linii prostej od przedniej krawędzi natarcia kadłuba do tylnej krawędzi spływu . Poduszki powietrzne są używane zamiast chowanego, kołowego podwozia do startów i lądowań, które mogą mieć miejsce na wodzie lub nieutwardzonych powierzchniach o długości nawet 500 m (1600 stóp). W ramach przygotowań do lądowania samolotu poduszki powietrzne są nadmuchiwane i rozszerzane, a następnie opróżniane i składane wewnątrz samolotu. Pasażerskie wersje EKIP miałyby duże, przyciemniane, nośne okna, a poziom hałasu w kabinie miałby wynosić maksymalnie 75 decybeli (dB).

W celu zmniejszenia oporów aerodynamicznych zastosowano system kontroli warstwy brzegowej (BLC), który zapewnia ciągły, pozbawiony separacji przepływ powietrza wokół samolotu za pomocą zestawu następujących po sobie poprzecznych wirów na tylnej powierzchni EKIP. System zbudowany jest z równoległych par gniazd. Przednia szczelina pary wyrzuca powietrze z pojazdu, podczas gdy tylna szczelina pary zasysa powietrze z powrotem. Dzięki temu maszyna porusza się laminarnym strumieniem aerodynamicznym z mniejszymi oporami . System pozwala na niskie zużycie energii przy jednoczesnym zapewnieniu niskich oporów aerodynamicznych i stabilności urządzenia dla kąta natarcia do 40° (w rejsie, starcie i lądowaniu). Aby poprawić siłę nośną latającego skrzydła i współczynnik oporu powietrza o współczynnik od 1,5 do 2, system BLC potrzebuje równowartości zaledwie 3–6% mocy znamionowej silników ciągu przedniego. Wykorzystanie systemu BLC zapewnia samolotom EKIP wysoki stosunek grubości do cięciwy wynoszący 30–35%, w porównaniu do 8–10% w przypadku skrzydła konwencjonalnego samolotu pasażerskiego.

Aby rozwiązać problemy ze stabilnością związane z latającymi spodkami, EKIP wdrożył technologię automatycznego sterowania z promu kosmicznego Buran ze Związku Radzieckiego , który w 1988 roku stał się pierwszym orbiterem kosmicznym, który wykonał automatyczne lądowanie z powrotem na Ziemi. Wykorzystuje sterowany przepływ powietrza, aby zapewnić stabilność i kontrolę lotu . Oprócz klap , przysadziste skrzydła EKIP-a mają na końcach silniki sterujące reakcją , które stabilizują samolot przy niższych prędkościach niż jest to możliwe w konwencjonalnych samolotach w kształcie krzyża . Ogon ma dysze do poziomego i pionowego wektorowania ciągu , co ogranicza wszelkie niepożądane odchylenia i przechyły samolotu.

EKIP może latać na wysokościach do 12 800 m (42 000 stóp) z prędkością do 380 węzłów (700 km / h; 430 mil / h), chociaż istniały przyszłe plany dotyczące modelu, który mógłby latać z prędkością 510–540 węzłów (950–1 000 km/h; 590-620 mph). Samolot może lądować z prędkością zaledwie 51–54 węzłów (95–100 km / h; 59–62 mil / h), w porównaniu do 135–140 węzłów (250–260 km / h; 155–162 mil / h) w przypadku konwencjonalnych samolotów pasażerskich. EKIP jest zdolny do startów i lądowań na wodzie; model L3-1 o masie 45 t (99 000 funtów) może odpłynąć lub przybyć na falach o długości 1,2–1,3 m (3,9–4,3 stopy). Na wysokości przelotowej od 8500 do 11 000 m (27 900 do 36 100 stóp) samolot ma stosunek siły nośnej do oporu wynoszący 17–18. Kiedy EKIP leci z efektem przyziemnym na wysokości 2,4 m (8 stóp) nad ziemią lub wodą, stosunek siły nośnej do oporu wzrasta do 25.

Elektrownia

Samolot EKIP wykorzystuje dwa zestawy silników. Pierwszy zestaw służy do zapewnienia ciągu do przodu . Drugi zestaw wciąga powietrze nad samolot, aby zwiększyć prędkość EKIP i zmniejszyć opór aerodynamiczny poprzez kontrolę warstwy granicznej . Te ostatnie, zwane pomocniczymi turbowałowymi , podczas rejsu pracują oszczędnie , ale podczas startu i lądowania pracują z maksymalną mocą , tworząc poduszkę powietrzną. Oba typy silników są umieszczone wewnątrz tylnej części kadłuba .

Dwugeneratorowy silnik AL-34 może być zasilany paliwem do silników odrzutowych ( na bazie nafty ) lub paliwami kriogenicznymi , takimi jak wodór i gaz ziemny . Jest również przeznaczony do pracy z aquazine, rozwijanym rosyjskim paliwem alternatywnym , które jest wytwarzane z wodnym emulgatorem . Aquazine składa się do 58% wody zemulgowanej w węglowodorach, takich jak benzyna niskiej jakości lub przetworzone produkty gazu ziemnego lub gazu towarzyszącego . Uważa się, że zemulgowane paliwo ma całkowitą liczbę oktanową 85, mimo że jest wytwarzane z odpadów benzyny o liczbie oktanowej 50. Chociaż aquazine ma temperaturę zamarzania -28 ° C (-18 ° F), przechowywanie paliwo w kadłubie EKIP z kontrolowaną temperaturą zapobiega zestalaniu się aquazine, w przeciwieństwie do paliwa przechowywanego w standardowym skrzydle samolotu pasażerskiego. Projektanci EKIP zbadali również wtrysku wody , w którym konwencjonalne paliwo do silników odrzutowych było spalane, ale kondensat wodny ze spalin był zbierany i dodawany do mieszanki paliwowej.

W przypadku wyłączenia silników ciągu przedniego, EKIP może bezproblemowo lądować na nieprzygotowanych terenach naziemnych lub na wodzie, nawet na jednym silniku pomocniczym. Uważa się, że prędkość opadania osiąga szczyt zaledwie 3 m / s (9,8 ft / s; 11 km / h; 6,7 mil / h).

Warianty

Cywil

  • Bezzałogowy statek powietrzny : EKIP-AULA L2-3, EKIP-2;
  • Dla ruchu pasażerskiego (2 lub więcej osób);
  • Dla transportu;
  • Służba patrolowa do monitorowania katastrof i wykrywania pożarów lasów: EKIP-2P.

Wojskowy

Asortyment uzbrojenia, jaki można zainstalować na EKIP, jest ogromny ze względu na dużą nośność i dużą zwrotność urządzenia.

Specyfikacje

Charakterystyka samolotu
Rok 1994–1995 2010
Model EKIP L2-3 EKIP L3-1 EKIP L3-2 EKIP L4-1 EKIP L4-2 EKIP L2-3 EKIP L3-1 EKIP L3-2
Pasażerowie 24 80 300 1000 2000 40 160 1200
Długość 11 m (36 stóp) 20 m (66 stóp) 35,6 m (117 stóp) 59 m (194 stóp) 82 m (269 stóp) 11,33 m (37,2 stopy) 22 m (72 stopy) 62 m (203 stopy)
Zakres 14,4 m (47 stóp) 31,3 m (103 stopy) 55,5 m (182 stopy) 91,6 m (301 stóp) 128 m (420 stóp) 18,64 m (61,2 stopy) 36,2 m (119 stóp) 102 m (335 stóp)
Wysokość 2,5 m (8 stóp 2 cale) 5,5 m (18 stóp) 11,8 m (39 stóp) 19,6 m (64 stopy) 27,5 m (90 stóp) 3,73 m (12,2 stopy) 7,25 m (23,8 stopy) 20,4 m (67 stóp)
Powierzchnia planu 88 m 2 (950 stóp kwadratowych) 400 m 2 (4300 stóp kwadratowych) 1250 m 2 (13 500 stóp kwadratowych) 3430 m2 ( 36900 stóp kwadratowych) 6860 m2 ( 73800 stóp kwadratowych) Nie dotyczy Nie dotyczy Nie dotyczy
Powierzchnia kontaktu poduszki powietrznej 23,8 m2 ( 256 stóp kwadratowych) 75 m 2 (810 stóp kwadratowych) 235 m 2 (2530 stóp kwadratowych) 640 m 2 (6900 stóp kwadratowych) 1280 m2 ( 13800 stóp kwadratowych) 45,6 m2 ( 491 stóp kwadratowych) 170 m 2 (1800 stóp kwadratowych) 1368 m2 ( 14730 stóp kwadratowych)
Maksymalna masa startowa (MTOW) 9 ton (20 000 funtów) 40 ton (88 000 funtów) 120 ton (260 000 funtów) 300 ton (660 000 funtów) 600 ton (1300000 funtów) 12 ton (26 000 funtów) 45 ton (99 000 funtów) 360 ton (790 000 funtów)
Robocza masa własna (OEW) 5 ton (11 000 funtów) 15 ton (33 000 funtów) 40 ton (88 000 funtów) 100 ton (220 000 funtów) 200 ton (440 000 funtów) Nie dotyczy Nie dotyczy Nie dotyczy
Masa ładunku 2,5 t (5500 funtów) 10 ton (22 000 funtów) 35 ton (77 000 funtów) 100 ton (220 000 funtów) 200 ton (440 000 funtów) 4,0 t (8800 funtów) 16 ton (35 000 funtów) 120 ton (260 000 funtów)
Masa paliwa 1,5 t (3300 funtów) 10 ton (22 000 funtów) 40 ton (88 000 funtów) 100 ton (220 000 funtów) 200 ton (440 000 funtów) 2,7 t (6000 funtów) 14,0 ton (30900 funtów) 127,2 t (280 000 funtów)
Prędkość rejsu 350 węzłów (650 km / h; 400 mil / h) 380 węzłów (700 km / h; 430 mil / h)
Wysokość rejsu 5500–6 000 m (18 000–20 000 stóp) 8500–10 000 m (28 000–33 000 stóp) 8 000–11 500 m (26 200–37 700 stóp)
Zakres 1300 mil morskich (2500 km; 1600 mil) 2400 mil morskich (4500 km; 2800 mil) 4000 mil morskich (7500 km; 4700 mil) 4600 mil morskich (8600 km; 5300 mil) 1300 mil morskich (2500 km; 1600 mil) 2200 mil morskich (4000 km; 2500 mil) 3200 mil morskich (6000 km; 3700 mil)
Typ silnika 4 Saturn / Lyulka AL-34 @ 0,85 tf (1900 funtów siły; 8,3 kN) 2 Progress D-436 @ 7 tf (15000 funtów siły; 69 kN) 2 Kuzniecow NK-92 @ 18 tf (40000 funtów siły; 180 kN) 6 Kuzniecow NK-92 @ 18 tf (40000 funtów siły; 180 kN) 10 Kuzniecow NK-92 @ 18 tf (40000 funtów siły; 180 kN)
1 P&W Canada PW206 + 2 P&W Canada PW305A @ 2,35 tf (5200 funtów siły; 23,0 kN)
2 P&W Canada PW206 + 2 Progress D-436 @ 9,0 tf (20000 funtów siły; 88 kN)
6 P&W Canada PW206 + 6 Progress D-18T @ 25 tf (55000 funtów siły; 250 kN)
Zużycie paliwa na dostępny pasażerokilometr w rejsie 14 g / km (0,79 uncji / milę) na dostępne miejsce 11 g / km (0,62 uncji / milę) na dostępne miejsce 10–11 g / km (0,57–0,62 uncji / milę) na dostępne miejsce 15 g / km (0,85 uncji / milę) na dostępne miejsce
Typ pasa startowego ziemia lub woda ziemia lub woda
Ładowanie skrzydła 102 kg/m2 ( 1,00 kPa; 21 funtów/stopę kwadratową; 0,0099 atm) 88 kg/m2 ( 0,86 kPa; 18 funtów/stopę kwadratową; 0,0085 atm) <125 kg/m2 ( 1,23 kPa; 26 funtów/stopę kwadratową; 0,0121 atm)
Nacisk flotacyjny (powierzchni nośnej). 380 kg/m2 ( 3,7 kPa; 78 funtów/stopę kwadratową; 0,037 atm) 500 kg/m2 ( 4,9 kPa; 100 funtów/stopę kwadratową; 0,048 atm) <265 kg/m2 ( 2,60 kPa; 54 funty/stopę kwadratową; 0,0256 atm)
Bieg startowy 400 m (1300 stóp) 450 m (1480 stóp) 500 m (1600 stóp) ≤450 m (1480 stóp) ≤475 m (1558 stóp) ≤600 m (2000 stóp)

Zobacz też

Cytaty

Bibliografia

Linki zewnętrzne

Pobrano z „ https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=EKIP&oldid=1119956707 ”