Ан-26-100

Ан-26-100 и Ан-26Б-100 ближнемагистральные пассажирские самолеты переоборудованы с Ан-26 и Ан-26Б соответственно.


1. История создания и назначения [1]

По постановлению Государственной авиационной администрации Украины, совместно с АНТК имени Олега Антонова 12 июля 1999 начали переоборудовать самолеты Ан-26 и Ан-26Б в пассажирские варианты Ан-26-100 и Ан-26Б-100. Самолеты обладнювались дополнительными иллюминаторами и пассажирским и бортовым оборудованием. Пассажирский салон дополнительно утеплювався и обезшумлювався.

Самолеты выпускаются в нескольких вариантах: пассажирские (до 43 пассажиров) и грузопассажирские (15-19 пассажиров и грузовой отсек).


2. Техническое описание [2]

2.1. Фюзеляж [3]

Фюзеляж Цельнометаллические, балочно-стингерний, типа полумонокок. Силовой набор состоит из 51 шпангоута. Фюзеляж технологически разделен на четыре части: носовая - отсек Ф1 (по 11 шпангоут), средняя - отсек Ф2 (с 12 по 33 шпангоут), люковый отсек (с 34 по 40 шпангоут) и хвостовая часть - отсек Ф3 (с 41 шпангоута). Большинство элементов конструкции фюзеляжа выполнен из листового и профилированной дюралюминия.

Носовой отсек герметичен. В нем находятся кабина экипажа, между 1 и 7 шпангоутами. За ней расположена перегородка с дверью в бытовой сектор (с 7 по 12 шпангоут). Носик фюзеляжа, к 1 шпангоута, не герметичен, в нем размещена антенна радиолокатора. Во кабиной экипажа находится отсек передней ноги шасси. В правом борту находятся входные двери. Бытовой сектор включает в себя туалет, гардероб, багажник и буфет. Он отделен от пассажирского салона стационарной перегородкой.

Средняя часть фюзеляжа герметичная, в ней находится пассажирский салон и грузовой отсек. Пассажирский салон и грузовой отсек разделении перегородкой или шторкой, которая может располагаться по 30 (43 пассажира), 26 (31 пассажиров), 22 (19 пассажиров) или 20 (15 пассажиров) шпангоуте в зависимости от варианта. На потолке между 29 и 39 шпангоутами установлен монорейс, по которому движется тельфер. Тельфер предназначен для погрузочно-разгрузочных работ. В пассажирском салоне рейсы тельфера закрываются защитным кожухом. Аварийные люки размещены между 23 и 24 шпангоутами в правом борту и 14-15 - в левом.

Грузовой люк находится между 33 и 40 шпангоутами и имеет прямоугольную форму. Длина люка 3300мм, а ширина с 33 по 36 шпангоут 2340мм и понемногу сужается до 2020мм на 40 шпангоуте. Люк закрывается рампой на конце которой размещен клиновидный наезд. При закрытом люке наезд плавно переходит в хвостовую часть фюзеляжа.

Хвостовой отсек не герметичен, он несет на себе оперение. В середине расположены агрегаты навигационно-пилотажного и радиооборудования. В нижней части отсека, между 41 и 42 шпангоутами находится входной люк.


2.2. Крыло

Крыло Ан-26 высокого размещения, свободнонесущее трапециевидное в плане. Конструкция крыла - кессонного типа, состоит из двух лонжеронов и 23 нервюр. Технологически крыло разделено на пять частей: центроплан, две средние (СЧК) и две съемные (ЗЧК) части. Центроплан крепится к 17 и 20 шпангоута фюзеляжа. На нем размещены два видхиляючихся однощелевих закрылка, на СЧК по одному двощелевому выдвижном закрылки, а на ЗЧК по две секции элеронов. Общая площадь закрылок - 15 м ?, углы отклонения - 15 ? (при взлете) и до 38 ? (при посадке). Общая площадь элеронов - 6,12 м ?, углы отклонения - 24 ? (вверх) и до 16 ? (вниз). В середине центроплана находятся десять мягких баков, а в СЧК - два бака-отсека (по одному с каждой стороны).


2.3. Хвостовое оперение

Хвостовое оперение - свободнонесущее, однокилевое. Состоит из двух консолей стабилизатора с рулем высоты, киля с рулем направления и форкиль. Стабилизатор и киль дволонжероннои конструкции. На рулях высоты установлен триммер, а на руле направления - пружинный триммер-сервокомпресор. Рули имеют осевую аэродинамическую компенсацию и сто процентное сбалансирования. Общая площадь стабилизатора - 19,83 м ?, киля - 13,28 м ?, а форкиль - 2,57 м ?. Площадь руля высоты - 5,16 м ?, углы отклонения - 25 ? (вверх) и 20 ? (вниз). Площадь руля направления - 5м ?, углы отклонения - ? 25 ?.


2.4. Шасси

Шасси Ан-26 трехопорное, с двумя главными и одной передней опорами. База шасси - 7650мм, колея - 7900мм, минимальный радиус разворота - 11250мм. При полете все три опоры убираются в перед, основные отсек в мотогондолах, под двигателем, а передняя в отсек под кабиной экипажа. Отсеки стоек шасси закрываются, как при полете, так и при рулежке. При выпущенном шасси открытыми остаются маленькие створки напротив амортизационных стоек. На каждой опоре установлены два колеса с пневматиками и с дисковыми тормозами на основных стойках. Передняя опора НЕ тормозная, при рулежке она поворачивается на угол ? 45 ? и на угол ? 9 ? при разгоне и пробега. Выпуск и уборка шасси осуществляется с помощью гидравлического цилиндра. В случае выхода из строя гидравлической системы замки убранного положения стоек шасси можно открыть вручную. В таком случае шасси опускаются и фиксируются в замках опущенного положения за счет своей массы и встречного потока воздуха.

Главная опора шасси двухколесная с телескопическими азотно-масляными амортизаторами. Она состоит из: амортизаторной стойки, складывая подкоса, распорного который служит замком выпущенного положения шасси и двух тормозных колес. В отсеке основных опор шасси расположены: силовой цилиндр опускания / уборка стоек шасси, замок убранного положения шасси и механизм управления створками.

Прередня опора шасси двухколесная с рычажной подвеской и азотно-масляным амортизатором. Она состоит из: амортизаторной стойки с центрирующим устройством, рулевого механизма, гидроцилиндра для гашения колебаний, гидроцилиндра опускания / уборка стойки шасси, замков выпущенного и убранного положения шасси, механизма управления створками и двоих не тормозных колес.

Колеса основных опор КТ-157 с камерными шинами 1А размером 1050 х 400 мм. Передние колеса К2105 с камерными шинами 6А размером 700 х 250 мм. Давление в камерах шин - 4 кгс / см ?.


2.5. Силовая установка

На Ан-26 установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24 ВТ со взлетной мощностью 2820 л.с. Двигатели расположены в мотогондолах на центроплане. АИ-24ВТ оснащен десятиступеневим компрессором и трехступенчатой турбиной. Камера сгорания кольцевая с 8 форсунками. Также в состав двигателя входят: стартер- генератор, генератор переменного тока, аэродинамические датчики, детектор обледенения, система передачи крутящего момента, масляный фильтр и регулятор оборотов винта. Для питания двигателей используется топливо марок Т-1 и ТС-1. Двигатель крепится на центроплане крыла с помощью быстросъемных рамы с амортизаторами и силовой фермы с передним силовым шпангоутом.


2.6. ДСУ

В хвостовой части правой мотогондолы расположена расположена дополнительная силовая установка (ВСУ): турбореактивный двигатель РУ19А-300 с тягой 800 кгс.

РУ19А-300 обеспечивает:

  • дополнительную тягу при взлете и наборе высоты;
  • необходимую тягу при отказе двигателя АИ-24 ВТ;
  • бортовой запуск двигателей АИ-24ВТ;
  • питания электроэнергией бортовой сети самолета на стоянке, при неработающих двигателях АИ-24ВТ и при отказе генераторов СТГ-18ТМО-1000.

2.7. Винт

Винт АВ-72Т - тяговый, левого вращения, флюгируемий, диаметром 3,9 м. Винт одновальной схемы, металлический, с четырьмя дюралюминиевыми лопастями. Флюгирования его проводится летчиком или системой автоматического флюгирования. Вывод винта с Флюгерская положения принудительный. Перевод лопастей на минимальный учредительный угол при пробеге после посадки обеспечивает дополнительное торможение самолета за счет авторотации винта.

2.8. Топливная система

Топливная система включает в себя 10 мягких баков и два бака-отсека. Баки каждого пол-крылья разделены на 3 группы. Для питания двигателей сначала берется топливо из первой группы баков, потом с другой, а затем с третьей. Бак 3а также используется как расширительный бак для равномерного распределения топлива между левой и правой сторонами самолета. Двигатель РУ19А-300 питается от магистрали питания правого основного двигателя. Заправка баков может проводиться сверху через заправочные горловины или централизованно через заправочный штуцер в отсеке шасси левой мотогондолы. В полете система нейтрального газа заполняет пространство над топливом углекислым газом, а также эта система используется в качестве дополнительного средства пожаротушения.


2.9. Маслосистемы

Каждый двигатель имеет автономную маслосистему (МС), которая обеспечивает подачу масла для смазки и охлаждения двигателя, управления воздушным винтом и работы системы изменения крутящего момента. МС делится на внутреннюю и внешнюю. Внутренняя МС состоит из: нагнетающей и Откачивая секции МС повитрьовиддилювача, масляных фильтров, каналов двигателя, маслосборник и трубопроводов распологается непосредственно на двигателе. Внешняя МС состоит из: маслобаке, дренажного бачка, масло радиатора с терморегулятором, флюгерную насоса, трубопроводов и контрольных приборов. Объем МС 64л, а перед вылетом самолета в маслобак заливают еще 35-37л масла. В масло системе двигателя используется смесь масел: 75% трансформаторного масла МК-8 и 25% масла МС-20 или МК-22.


2.10. Гидравлическая система

Гидравлическая система (ГС) предназначена для уборки / выпуска шасси, поворота колес передней опоры шасси, торможение колес основных опор шасси, выпуска / уборки закрылков, для привода стеклоочистителей, аварийного включения золотников флюгерування воздушных винтов и остановки двигателей, открытия и закрытия крышки аварийного люка и управления рампой грузового люка. В качестве рабочей жидкости используется минеральное масло АМГ-10. Общий объем ГС 65л. ГС состоит из основной, аварийной и системы ручного насоса.

Основная ГС используется при нормальных условиях и обслуживает все узлы, которые работают от ГС. Источником давления основной ГС служат два насоса расположены на двигателях. Также в системе есть гидроаккумуляторы, которые обеспечивают работу узлов при стоянке самолета.

Аварийная ГС может использоваться для выпуска закрылков, торможения колес, открытия крышки аварийного люка и управления рампой грузового люка, при выходе из строя основной ГС. Источником давления аварийной ГС служит электронасос. При необходимости этот насос может быть подключен к основной ГС.

Система ручного насоса может использоваться для управления рампой.

Вся ГС имеет общий бак емкостью 37л. Однако штуцер отбора жидкости для основной системы находится выше дна, а аварийной и системы ручного насоса - на дне. Это обеспечивает запас жидкости для этих систем в случае потери жидкости из основной ГС.


2.11. Система против обледенения

Состоит из воздушно-тепловой и электро-тепловой систем.

Воздушно-тепловой системой протиобледениння оснащен крыла, оперения самолета и воздухозаборники двигателей. Горячее воздуха в систему против обледенения поступает от 10 ступени компрессора каждого двигателя по патрубку, проложенному по правому борту мотогондолы. В воздушно-тепловой системе используется микроинжекторний способ распределения воздуха с рециркуляцией отработанного воздуха. Этот способ обеспечивает эффективный, равномерный обогрев поверхности по всей длине, а также экономический расход горячего воздуха.

Электро-тепловой системой протиобледениння оснащены воздушные винты, лобовое стекло кабины экипажа и приемники воздушного давления.


2.12. Система кондиционирования воздуха

Система кондиционирования воздуха предназначена для поддержания в герметичной кабану температуры и давления воздуха в допустимых пределах на больших высотах. Воздух для подогрева / охлаждения, вентиляции и наддува кабины отбирается из компрессоров основных двигателей. Для охлаждения до нужной температуры воздух проходит через холодильную установку, после чего попадает в кабину. Воздух отбирается со скоростью 1440 кг / ч, что обеспечивает 20-26 кратный обмен воздуха в кабине. Давление в кабине регулируется выпускным клапаном.


3. Технические характеристики

Источник: [3]

Основные характеристики

  • Экипаж : 5 человек
  • Пассажировместимость: до 43 пассажиров
  • Длина :
  • Размах крыла: 29,20 м
  • Высота : 8,58 м
  • Площадь крыла: 74,98 м ?
  • Профиль крыла: трапециевидное
  • Масса пустого: 15020 кг
  • Нормальная взлетная масса : 23000 кг
  • Максимальная взлетная масса : 24000 кг
  • Масса топлива во внутренних баках: 5500 л
  • Силовая установка: 2 ? Турбовинтовой АИ-24 ВТ
  • Мощность двигателей : 2 ? 2820 л.с. (2 ? 2074 кВт.)
  • Воздушный винт: АВ-72Т
  • Диаметр винта: 3,9 м
  • Вспомогательная силовая установка: 1 ? РУ19А-300
    • Тяга вспомогательной силовой установки: 1 ? 800 кгс

Летные характеристики

  • Максимально допустимая скорость : 540 км / ч
  • Максимальная скорость : 450 км / ч
  • Крейсерская скорость : 430 км / ч
  • Практическая дальность 2000 км
  • Практический потолок полета: 7700 м
  • Длина разбега: 870 м
  • Длина пробега: 620 м



4. Катастрофы

По данным на февраль 2011 года было потеряно 2 самолеты типа Ан-26Б-100 [4].

Дата Бортовой номер Место катастрофы Жертвы Краткое описание
09.06.07 Молдова ER-26068 Ирак У авиабазы ​​в Балладе 32/35 Разбился на подлете к авиабазе.
22.09.07 Колумбия HK-4389 Колумбия Аэропорт Пасто-Антонио Нариньо 0/53 Самолет летел в Вилла-Гарсон, когда один из двигателей отказал. Экипаж взял курс на Пасто-Антонио для аварийной посадки. Ан-26 приземлился на взлетно-посадочную полосу, но не смог остановить. Он прошел 15 м за полосу и разбился на две части. Оторвалось правое крыло сорвав часть фюзеляжа.