Ан-26-100

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до навігації Перейти до пошуку
Ан-26-100 / Ан-26Б-100
Ан-26Б-100 авіапідприємства Петропавловськ-Камчатський.
Ан-26Б-100 авіапідприємства Петропавловськ-Камчатський.
Тип Близькомагістральний пасажирський літак
Розробник Flag of Ukraine.svg АНТК імені Олега Антонова
Виробник Україна Україна
Статус експлуатується
Базова модель Ан-26 / Ан-26Б

Ан-26-100 та Ан-26Б-100 близькомагістральні пасажирські літаки переобладнані з Ан-26 та Ан-26Б відповідно.

Історія створення та призначення[1][ред. | ред. код]

За постановою Державної авіаційної адміністрації України, спільно з АНТК імені Олега Антонова 12 липня 1999 розпочали переобладнювати літаки Ан-26 та Ан-26Б «Настенька» у пасажирські варіанти Ан-26-100 та Ан-26Б-100. Літаки обладнювались додатковими ілюмінаторами та пасажирським і бортовим обладнанням. Пасажирський салон додатково утеплювався та обезшумлювався.

Літаки випускаються в декількох варіантах: пасажирські (до 43 пасажирів) та вантажо-пасажирські (15-19 пасажирів і вантажний відсік).

Технічний опис[2][ред. | ред. код]

Фюзеляж[3][ред. | ред. код]

Фюзеляж цільнометалічний, балочно-стингерний, типу полумонокок. Силовий набір складається з 51 шпангоута. Фюзеляж технологічно розділений на чотири частини: носова — відсік Ф1 (по 11 шпангоут), середня — відсік Ф2 (з 12 по 33 шпангоут), люковий відсік (з 34 по 40 шпангоут) та хвостова частина — відсік Ф3 (з 41 шпангоута). Більшість елементів конструкції фюзеляжу виконано із листового та профілірованого дюралюмінія.

Носовий відсік герметичний. У ньому знаходяться кабіна екіпажа, між 1 та 7 шпангоутами. За нею розташована перегородка з дверима у побутовий сектор (з 7 по 12 шпангоут). Носик фюзеляжу, до 1 шпангоута, не герметичний, в ньому розміщена антена радіолокатора. Під кабіною екіпажу находиться відсік передньої ноги шасі. В правому борті находяться вхідні двері. Побутовий сектор містить у собі туалет, гардероб, багажник і буфет. Він відокремлений від пасажирського салону стаціонарною перегородкою.

Середня частина фюзеляжу герметична, в ній знаходиться пасажирський салон і вантажний відсік. Пасажирський салон і вантажний відсік розділенні перегородкою або шторкою, яка може розташовуватись по 30 (43 пасажира), 26 (31 пасажирів), 22 (19 пасажирів) або 20 (15 пасажирів) шпангоуті в залежності від варіанту. На стелі між 29 і 39 шпангоутами встановлений монорейс, по якому рухається тельфер. Тельфер призначений для завантажувально-розвантажувальних робіт. В пасажирському салоні рейси тельфера закриваються захисним кожухом. Аварійні люки розміщені між 23 і 24 шпангоутами в правому борті та 14-15 — в лівому.

Вантажний люк находиться між 33 і 40 шпангоутами и має прямокутну форму. Довжина люка 3300 мм, а ширина з 33 по 36 шпангоут 2340 мм і помалу звужується до 2020 мм на 40 шпангоуті. Люк закривається рампою на кінці якої розміщений клиновидний наїзд. При закритому люці наїзд плавно переходить у хвостову частину фюзеляжу.

Хвостовий відсік не герметичний, він несе на собі оперення. В середині розміщені агрегати навігаційно-пілотажного та радіообладнання. В нижній частині відсіку, між 41 і 42 шпангоутами находиться вхідний люк.

Крило[ред. | ред. код]

Крило Ан-26 високого розміщення, вільнонесуче трапецієвидне в плані. Конструкція крила — кесонного типу, складається з двох лонжеронів і 23 нервюр. Технологічно крило розділене на п'ять частин: центроплан, дві середні (СЧК) і дві знімні (ЗЧК) частини. Центроплан кріпиться до 17 і 20 шпангоута фюзеляжу. На ньому розміщені два відхиляючихся однощелевих закрилка, на СЧК по одному двощелевому висувному закрилку, а на ЗЧК по дві секції елеронів. Загальна площа закрилок — 15 м², кути відхилення — 15° (при зльоті) і до 38° (при посадці). Загальна площа елеронів — 6,12 м², кути відхилення — 24° (вгору) і до 16° (вниз). В середині центроплана находяться десять мяких баків, а в СЧК — два баки-відсіки (по одному з кожної сторони).

Хвостове оперення[ред. | ред. код]

Хвостове оперення — вільнонесуче, однокільове. Складається із двох консолей стабілізатора із рулем висоти, кіля з рулем напряму і форкіля. Стабілізатор і кіль дволонжеронної конструкції. На рулях висоти встановлений тример, а на рулі напряму — пружинний тример-сервокомпресор. Рулі мають осьову аеродинамічну компенсацію і сто процентне збалансування. Загальна площа стабілізатора — 19,83 м², кіля — 13,28 м², а форкіля — 2,57 м². Площа руля висоти — 5,16 м², кути відхилення — 25° (вгору) і 20° (вниз). Площа руля напряму — 5 м², кути відхилення — ±25°.

Шасі[ред. | ред. код]

Шасі Ан-26 трьохопорне, з двома головними і одною передньою опорами. База шасі — 7650 мм, колія — 7900 мм, мінімальний радіус розвороту — 11250 мм. При польоті усі три опори прибираються в перед, основні у відсік в мотогондолах, під двигуном, а передня у відсік під кабіною екіпажу. Відсіки стійок шасі закриваються, як при польоті, так і при рулінні. При випущеному шасі відкритими залишаються маленькі стулки навпроти амортизаційних стійок. На кожній опорі встановлені два колеса з пневматиками і з дисковими гальмами на основних стойках. Передня опора не гальмівна, при рулінні вона повертається на кут ± 45° і на кут ± 9° при розгоні та пробігу. Випуск та прибирання шасі здійснюється за допомогою гідравлічного циліндра. У випадку виходу з ладу гідравлічної системи замки прибраного положення стійок шасі можна відкрити вручну. В такому випадку шасі опускаються і фіксуються в замках опущеного положення за рахунок своєї маси і зустрічного потоку повітря.

Головна опора шасі двоколісна із телескопічними азотно-масляними амортизаторами. Вона складається із: амортизаторної стійки, складуючого підкоса, розпору, котрий слугує замком випущеного положення шасі та двох гальмівних коліс. У відсіку основних опор шасі розташовані: силовий циліндр опускання/прибирання стійок шасі, замок прибраного положення шасі та механізм управління стулками.

Передня опора шасі двоколісна із важільною підвіскою та азотно-масляним амортизатором. Вона складається із: амортизаторної стійки з центруючим пристроєм, рульового механізму, гідроциліндра для гасіння коливань, гідроциліндра опускання/прибирання стійки шасі, замків випущеного та прибраного положення шасі, механізму управління стулками та двох не гальмівних коліс.

Колеса основних опор КТ-157 із камерними шинами 1А розміром 1050×400 мм. Передні колеса К2105 із камерними шинами 6А розміром 700×250 мм. Тиск у камерах шин — 4 кгс/см².

Силова установка[ред. | ред. код]

На Ан-26 встановлено два турбогвинтових двигуна АІ-24ВТ зі злітною потужністю 2820 к.с. Двигуни розташовані в мотогондолах на центроплані. АІ-24ВТ оснащений десятиступеневим компресором і трьохступеневою турбіною. Камера згоряння кільцева із 8 форсунками. Також до складу двигуна входять: стартер-генератор, генератор змінного струму, аеродинамічні датчики, детектор обледеніння, система передачі крутного моменту, масляний фільтр та регулятор обертів гвинта. Для живлення двигунів використовується паливо марок Т-1 і ТС-1. Двигун кріпиться на центроплані крила за допомогою швидкознімної рами з амортизаторами і силової ферми з переднім силовим шпангоутом.

ДСУ[ред. | ред. код]

В хвостовій частині правої мотогондоли розташована розташована додаткова силова установка (ДСУ): турбореактивний двигун РУ19А-300 з тягою 800 кгс.

РУ19А-300 забезпечує:

  • додаткову тягу при злеті і наборі висоти;
  • необхідну тягу при відмові двигуна АІ-24ВТ;
  • бортовий запуск двигунів АІ-24ВТ;
  • живлення електроенергією бортової мережі літака на стоянці, при непрацюючих двигунах АІ-24ВТ та при відмові генераторів СТГ-18ТМО-1000.

Гвинт[ред. | ред. код]

Гвинт АВ-72Т — тяговий, лівого обертання, флюгіруемий, діаметром 3,9 м. Гвинт одновальної схеми, металічний, з чотирма дюралюмінієвими лопатями. Флюгування його проводиться льотчиком або системою автоматичного флюгування. Вивід гвинта з флюгерського положення примусовий. Переклад лопатей на мінімальний установчий кут при пробігу після посадки забезпечує додаткове гальмування літака за рахунок авторотації гвинта.

Паливна система[ред. | ред. код]

Паливна система включає в себе 10 мяких баків і два баки-відсіки. Баки кожного пів-крила розділені на 3 групи. Для живлення двигунів спочатку береться паливо з першої групи баків, потім з другої, а далі з третьої. Бак 3а також використовується як розширювальний бак для рівномірного розподілу палива між лівою та правою сторонами літака. Двигун РУ19А-300 живиться від магістралі живлення правого основного двигуна. Заправка баків може проводитись зверху через заправні горловини або централізовано через заправний штуцер у відсіку шасі лівої мотогондоли. У польоті система нейтрального газу заповнює простір над паливом вуглекислим газом, а також ця система використовується як додатковий засіб пожежогасіння.

Маслосистема[ред. | ред. код]

Кожен двигун має автономну маслосистему (МС), яка забезпечує подачу мастила для змащування і охолодження двигуна, управління повітряним гвинтом та роботи системи зміни крутного моменту. МС поділяється на внутрішню і зовнішню. Внутрішня МС складається із: нагнітаючої і відкачуючої секції МС, повітровідділювача, масляних фільтрів, каналів двигуна, маслозбірника і трубопроводів розволожені безпосередньо на двигуні. Зовнішня МС складається із: маслобаку, дренажного бачка, масло радіатора з терморегулятором, флюгерного насоса, трубопроводів та контрольних приладів. Об'єм МС 64л, а перед вильотом літака в маслобак заливають ще 35-37л мастила. В масло системі двигуна використовується суміш мастил: 75% трансформаторного мастила МК-8 і 25% мастила МС-20 або МК-22.

Гідравлічна система[ред. | ред. код]

Гідравлічна система (ГС) призначена для прибирання/випуску шасі, повороту коліс передньої опори шасі, гальмування коліс основних опор шасі, випуску/прибирання закрилків, для приводу склоочисників, аварійного ввімкнення золотників флюгерування повітряних гвинтів і зупинки двигунів, відчинення і зачинення кришки аварійного люку і управління рампою вантажного люку. Як робоча рідина використовується мінеральне мастило АМГ-10. Загальний об'єм ГС 65 л. ГС складається із основної, аварійної і системи ручного насоса.

Основна ГС використовується при нормальних умовах і обслуговує усі вузли, які працюють від ГС. Джерелом тиску для основної ГС слугують два насоси розташовані на двигунах. Також в системі є гідроакумулятори, які забезпечують роботу вузлів при стоянці літака.

Аварійна ГС може використовуватись для випуску закрилків, гальмування коліс, відчинення кришки аварійного люку і управління рампою вантажного люку, при виході з ладу основної ГС. Джерелом тиску аварійної ГС слугує електронасос. При необхідності цей насос може бути підключеним до основної ГС.

Система ручного насоса може використовуватись для управління рампою.

Вся ГС має спільний бак ємністю 37л. Проте штуцер відбору рідини для основної системи находиться вище дна, а аварійної і системи ручного насосу — на дні. Це забезпечує запас рідини для цих систем у випадку втрати рідини з основної ГС.

Система проти обледеніння[ред. | ред. код]

Складається з повітряно-теплової та електро-теплової систем.

Повітряно-тепловою системою протиобледеніння оснащено крила, оперення літака та повітрозабірники двигунів. Гаряче повітря в систему проти обледеніння поступає від 10 ступені компресора кожного двигуна по патрубку, прокладеному по правому борту мотогондоли. В повітряно-тепловій системі використовується мікроінжекторний спосіб розподілу повітря із рециркуляцією відпрацьованого повітря. Цей спосіб забезпечує ефективний, рівномірний обігрів поверхні по всій довжині, а також економічний розхід гарячого повітря.

Електро-тепловою системою протиобледеніння оснащено повітряні гвинти, лобове скло кабіни екіпажу і приймачі повітряного тиску.

Система кондиціювання повітря[ред. | ред. код]

Система кондиціювання повітря призначена для підтримки в герметичній кабані температури і тиску повітря в допустимих межах на великих висотах. Повітря для підігріву/охолодження, вентиляції та надуву кабіни відбирається з компресорів основних двигунів. Для охолодження до потрібної температури повітря проходить через холодильну установку, після чого потрапляє в кабіну. Повітря відбирається зі швидкістю 1440 кг/год, що забезпечує 20-26 кратний обмін повітря в кабіні. Тиск в кабіні регулюється випускним клапаном.

Технічні характеристики[ред. | ред. код]

Джерело: [3]

Основні характеристики

  • Площа крила: 74,98 м²
  • Крило в плані: трапецієвидне
  • Нормальна злітна маса: 23000 кг
  • Максимальна злітна маса: 24000 кг
  • Маса палива у внутрішніх баках: 5500 л
  • Силова установка: 2 × Турбогвинтовий АІ-24ВТ 2820 к.с. ( 2074 кВт.)
  • Повітряний гвинт: АВ-72Т
  • Діаметр гвинта: 3,9 м
  • Допоміжна силова установка: 1 × РУ19А-300
    • Тяга допоміжної силової установки: 1 × 800 кгс


Льотні характеристики

  • Максимально допустима швидкість: 540 км/год
  • Крейсерська швидкість: 430 км/год
  • Практична дальність: 2000 км
  • Практична висота польоту: 7700 м
  • Довжина розгону: 870 м
  • Довжина пробігу: 620 м



Катастрофи[ред. | ред. код]

За даними на лютий 2011 року було втрачено 2 літаки типу Ан-26Б-100[4].

Дата Бортовий номер Місце катастрофи Жертви Короткий опис
09.06.07 Молдова ER-26068 Ірак Біля авіабази в Баладі 32 / 35 Розбився на підльоті до авіабази.
22.09.07 Колумбія HK-4389 Колумбія Аеропорт Пасто-Антоніо Наріньо 0 / 53 Літак летів у Вілла-Гарсон, коли один з двигунів відмовив. Екіпаж взяв курс на Пасто-Антоніо для аварійної посадки. Ан-26 приземлився на злітно-посадкову смугу, але не зміг зупинити. Він пройшов 15 м за смугу і розбився на дві частини. Відірвалось праве крило зірвавши частину фюзеляжу.

Посилання[ред. | ред. код]

Література[ред. | ред. код]

  • Ан-26 // Вісник авіації та космонавтики. — 1998. — Вип. березень-червень. — С. 40.
  • Заярін В. Ан −26: Біографія триває // Авіація і Час. — 2002. — № 4. — С. 29-31.
  • Заярін В. Невибагливий трудяга // Авіація і Час. — 2002. — № 2. — С. 4-24.
  • Якубович Н. В. Всі літаки О. К. Антонова. — М.: АСТ, «Астрель», 2001. — С. 117–121.

Примітки[ред. | ред. код]

  1. http://www.an26.info/mod/an26b_cyclone.htm
  2. А. С. Альбац, В. Г. Бабій, А. В. Баркар і ін Літак Ан-26, Технічний опис / А. Я. Білолипецька. — 2-ге видання. — Москва: Авіаекспорт, 1970
  3. а б http://www.airwar.ru/enc/aliner/an26b100.html
  4. http://aviation-safety.net/database/type/type.php?type=045