главная библиотека
   История конструкций самолетов в СССР 1951-1965гг.
   
   

Глава 1. Самолеты ОКБ O.K. Антонова

6 марта 1946 г. приказом по Министерству авиационной промышленности (МАП) СССР было образовано ОКБ по гражданским и транспортным самолетам, главным конструктором которого был назначен O.K. Антонов. Деятельность ОКБ началась с разработки сельскохозяйственного самолета СХА-1, позже названного Ан-2 (1).

После первого полета Ан-2, в период внедрения его в серийное производство, численный состав ОКБ был сокращен в три раза, что резко усложнило условия его работы. Несмотря на это ОКБ в инициативном порядке приступило к разработке задела перспективных проектов летательных аппаратов (ЛА) разнообразных типов и назначения: реактивных истребителей, беспилотных прицепов и специальных транспортных самолетов.

Истребитель "М" и его планер-макет Э-153

"М" (рис. 1, 2) - одноместный истребитель типа "летающее крыло" с двумя турбореактивными двигателями (ТДР) РД-10 тягой по 900 кгс и трехопорным шасси, убирающимся в полете. Среднерасположенное трапециевидное крыло со стреловидностью 60╟ по передней кромке имело предкрылки по всему размаху и плавающие концевые элероны, которые располагались на аэродинамических поверхностях обратной стреловидности на концах крыла. Для обеспечения путевой устойчивости и управляемости вертикальное оперение размещалось по концам крыла. Четыре 23-мм пушки (или две 23-мм и две 37-мм), установленные в носовой и подкрыльевых частях фюзеляжа, должны были обеспечить высокую огневую мощь истребителя в бою.

(1) Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР. 1938-1950 гг. 3-е изд., исправл. М.: Машиностроение, 1994. С. 388-389.

Предварительный вариант схемы истребителя 'М'. 1947 г.

Рис. 1. Предварительный вариант схемы истребителя "М". 1947 г.

Однако в таком виде проект просуществовал недолго. Был разработан однодвигательный вариант истребителя: в фюзеляже был установлен двигатель РД-45 тягой 2000 кгс с боковыми воздухозаборниками, изменена форма крыла в плане, увеличены размах и площадь крыла, заменены элероны на элевоны.

По расчетам максимальная скорость самолета составила 950 км/ч, время подъема на высоту 5000 м - 5 мин, дальность полета на высоте 8000 м - 620 км, практический потолок - 10 000 м.

Для проверки теоретических расчетов была построена летающая (штопорная) модель истребителя в масштабе 1:10. Запуск такой модели осуществлялся с помощью леера. Однако проверить с использованием этой модели динамические характеристики самолета "М" на всех режимах полета было невозможно, поэтому был построен летающий планер истребителя в натуральную величину. Работы велись в 1947-1948 гг.

Окончательный вариант схемы истребителя

Рис. 2. Окончательный вариант схемы истребителя "М". 1948 г.

Э-153 (рис. 3, 4) - планер-макет истребителя "М". Представлял собой не только полную копию самолета в однодвигательной компоновке, но и был подобен ему конструктивно. Таким образом, планер еще выполнял функции обычного деревянного макета, на котором отрабатывались компоновка, увязка систем и оборудования. Э-153 имел сбрасываемую после взлета за буксировщиком тележку шасси и выполненную заодно с фюзеляжем посадочную лыжу. Планер был оснащен приборным оборудованием, позволяющим осуществлять планирующий полет.

Накануне начала полетов, в июле 1948 г., все работы по Э-153 по приказу МАП были прекращены.

Однако к истребительной тематике в ОКБ вернулись в декабре 1952 г. На основе работ ЦАГИ по крыльям малого удлинения было выполнено эскизное проектирование сверхзвукового истребителя-перехватчика. Он представлял собой низкоплан с треугольным крылом типа РК-5 и одним двигателем АЛ-7Ф с лобовым воздухозаборником.

По расчетам максимальная скорость на высоте 10 000 м составляла 1800... 1900 км/ч; практический потолок - 19 000...20 000 м; время подъема на высоту 15 000 м - 2,5 мин; максимальная продолжительность полета без подвесных баков - 2,5 ч. Вооружение -три 30-мм пушки.

Рис. 3. Планер-макет Э-153

Рис. 3. Планер-макет Э-153

Рис. 4. Схема Э-153

Рис. 4. Схема Э-153

Проект истребителя-перехватчика получил положительное заключение ЦАГИ, но в план МАП 1953 г. по опытному строительству новой авиационной техники эта машина включена не была.

Воздушный прицеп

Воздушный прицеп ("ВП"), изделие "Б" (рис. 5, 6, 7), - беспилотный авиаприцеп для воздушной переброски техники воздушно-десантных войск (ВДВ) общей массой до 3,5 т. Полет планировалось осуществлять на буксире за Ил-12 или Ту-2 с самостоятельной посадкой после отцепления на высоте 3...5 м. Расчетная полетная масса "ВП" - 4,5 т.

Работы проводились на основании решения Совета Министров СССР от 14 августа 1950 г. Ведущим конструктором по этой теме был назначен А.Ю. Маноцков, который в 1952 г. создал и испытал уникальный планер "Кашук" с машущим, подрессоренным крылом.

В 1950-1951 гг. был выполнен большой объем продувок динамически подобных моделей авиаприцепа в масштабах 1:35 и 1:12 за моделью самолета Ли-2 в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА в Новосибирске. В результате этих исследований определили данные для выбора формы прицепа, динамически устойчивого на буксире: длина фюзеляжа - 5,5...6 м; ширина -2,6 м; высота- 1,8 м; удлинение крыла - не менее 5; площадь крыла - 36 м2; длина жесткой тяги (дышла) - не более 1,3 м.

Воздушный прицеп по схеме

Рис. 5. Воздушный прицеп по схеме "утка" (модель)

Предлагались две концепции создания "ВП". По первой "ВП"после сбрасывания рассматривался как обычный ЛА, который после отцепления должен обладать достаточной устойчивостью для непродолжительного полета и посадки. В силу особенностей схемы (короткий фюзеляж, наличие дышла), а также для обеспечения продольной устойчивости была выбрана схема "утка". Стабилизатор с предкрылком устанавливался на передней части дышла, обеспечивая продольную балансировку на определенном угле атаки крыла.

Малый воздушный прицеп

Рис. 6. Малый воздушный прицеп

По второй концепции авиаприцеп рассматривался как ЛА, не обладающий продольной устойчивостью. При проектировании стремились к тому, чтобы на летных углах атаки вектор силы тяжести проходил как можно ближе к фокусу крыла, чтобы в момент отцепления продольный момент был равен нулю или близок к нему. Центровка была до 30 % средней аэродинамической хорды (САХ). При этом за время бреющего полета (0,5...0,8 с) груженый прицеп в силу большого значения момента инерции не успевал повернуться вокруг поперечной оси на угол, вызывающий поломку при посадке.

По результатам расчетов для проведения летных испытаний на жесткой подвеске за Ан-2 был построен малый авиаприцеп (по безмоментной схеме) в масштабе 1:3 под полезный груз 100 кг. Он был сделан в основном из дерева, а съемная передняя часть, кок, - из дуралюмина. Фюзеляж был набран из шпангоутов и стрингеров и обшит фанерой толщиной 2 мм. Крыло прямоугольной формы в плане двухлонжеронной схемы обтянуто полотном, крепилось с фюзеляжу с помощью подкосов. Хвостовое оперение состояло только из киля. Шасси прицепа - четырехколесное с самоориентирующимися колесами (200x80 мм). Амортизационная стойка пневмомасляной конструкции. Дышло, выполненное из стальной трубы, для смягчения ударных нагрузок при разбеге и посадке имело резиновый демпфер.

Схема буксировки малого авиаприцепа за Ан-2

Рис. 7. Схема буксировки малого авиаприцепа за Ан-2

Самолет Ли-2В

Рис. 8. Самолет Ли-2В

Полеты малого авиаприцепа, буксируемого Ан-2, проводились в 1951 г. В одном из полетов (летчик В.А. Диденко) при наборе высоты самолет резко перевернулся и летчик был вынужден сбросить прицеп. В результате прицеп был поврежден. Он был доработан по схеме "утка". В ходе испытаний на всех режимах (взлет, набор высоты, горизонтальный прямолинейный полет, сбрасывание прицепа на бреющем полете) были выработаны рекомендации по наивыгоднейшим способам буксировки.

Дальнейшие работы по изделию "Б" были приостановлены из-за большой загруженности ОКБ по серийному выпуску Ан-2 и бесперспективности этой темы.

Самолет Ли-2В

Ли-2В (высотный) (рис. 8) - вариант самолета Ли-2 с двигателями АШ-62ИР, снабженными турбокомпрессорами (ТК) ТК-19 и винтами АВ-7НЕ-161. Проводились полеты (летчик В.А. Калинин) также с опытными деревянными четырехлопастными флюгерными винтами В-516-П2Ф. Заборник для турбокомпрессора располагался внутри гондолы, а заборник с обтекателем воздухо-воздушного радиатора - сверху гондолы (рис. 9).

Заборник для турбокомпрессора ТК-19 сверху гондолы двигателя самолета Ли-2В

Рис. 9. Заборник для турбокомпрессора ТК-19 сверху гондолы двигателя самолета Ли-2В

Самолет предназначался для выполнения полетов в горных районах СССР, например на пассажирской трассе над Памиром Сталинабад (Душанбе) - Хорог, для высотных полетов в Арктике, метеорологических исследований и др. Доработка серийного самолета под вариант Ли-2В шла под руководством специалистов ОКБ: А.П. Эскина и Ю.М. Киржнера. Испытания проводил летчик-испытатель НИИ ГВФ В.З. Кривой. Позднее на авиационном заводе в Киеве были переоборудованы четыре самолета под вариант Ли-2В для полярников Антарктиды.

Испытания показали, что самолет при взлетной массе 10 700 кг набирал высоту 5500 м за 50 мин без работы ТК, а при включенном ТК потолок возрастал до 8000 м.

Самолет связи "АЕ" и его модификация А-6

"АЕ" (рис. 10) предназначался для связи между штабами подразделений армии и Военно-Морского Флота (ВМФ) СССР, а также срочной эвакуации раненых. Мог быть использован в пассажирском, грузовом и сельскохозяйственном вариантах.

Самолет связи 'АЕ' (модель)

Рис. 10. Самолет связи "АЕ" (модель)

Конструктивно самолет представляет собой низкоплан с трехопорным убирающимся шасси высокой проходимости. В просторной кабине можно разместить летчика и трех пассажиров или на месте двух задних сидений - двух раненых или 300 кг груза, или сельхозбак. Для защиты от самолетов противника в кабине монтируется 12,7-мм пулемет на шкворневой установке и оборудуется место для бортстрелка.

Основной особенностью "АЕ" являются его высокие взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) (длина пробега и разбега - 40...45 м, скороподъемность у земли - 4...5 м/с), что в сочетании со специальным шасси позволяет самолету взлетать и садиться на небольших неподготовленных площадках (50x50 м). Предусмотрена установка самолета на лыжи или поплавки.

Самолет оснащен одним поршневым двигателем конструкции А.Г. Ивченко АИ-14Р2 мощностью 260 л. с. По расчетам взлетная масса- 1575 кг, крейсерская скорость- 195 кг/ч, практический потолок - 5000 м, дальность полета при полной нагрузке -550км.

Проект самолета был разработан по тактико-техническим требованиям (ТТТ) Военно-Воздушных Сил (ВВС) и техническим условиям (ТУ) Гражданского воздушного флота (ГВФ) в октябре 1954 г. Был построен макет фюзеляжа, но дальнейшего развития проект не получил.

А-6 - модификация самолета "АЕ", предназначенная для массового развития воздушного спорта и подготовки летчиков в аэроклубах ДОСААФ. Самолет спроектирован с расчетом на эксплуатацию с ограниченных неподготовленных площадок небольших аэроклубных аэродромов и планеродромов.

Самолет имеет двойное управление, снабжен полным комплектом приборов и радиосредств для "слепого" полета и в сложных метеоусловиях, что позволяет использовать его в качестве учебного самолета. Он также приспособлен для буксировки спортивных планеров и сброса трех парашютистов.

Проект не был реализован.

Самолеты КВП

В начале 1950-х гг. ОКБ приступило к созданию самолетов короткого взлета и посадки (СКВП). Под данным типом воздушных машин подразумеваются самолеты, которые отличаются от обычных меньшими скоростями отрыва и приземления и соответственно короткими длинами разбега и пробега. Они предназначены, в частности, для полетов на фидерных (подвозящих) линиях, представляющих собой ответвления от основных воздушных магистралей. Фидерные линии, как правило, имеют небольшие грунтовые аэродромы или вообще их не имеют.

Самолет "СКВ" ("партизанский") (рис. 11) - высокоплан короткого взлета и посадки, предназначенный для переброски трех бойцов (партизан) или грузов общей массой до 600 кг и эксплуатации с необорудованных площадок размером 20x20 м. Взлетно-посадочные характеристики обеспечивались высокой энерговооруженностью самолета (два двигателя АИ-14 по 260 л. с. при взлетной массе 2100 кг), низкой удельной нагрузкой на крыло (50 кгс/м2), наличием автоматических предкрылков. Такая механизация крыла в сочетании с переставным в полете стабилизатором позволяла получить посадочную скорость не более 50 км/ч при максимальной скорости 210 км/ч. Шасси с большим ходом амортизации (до 700 мм) позволяло выполнять посадки с парашютированием.

Большая площадь остекления передней и задней частей фюзеляжа обеспечивает широкий обзор во всех направлениях. Оперение крепится к крылу двумя клепаными балками, расчаленными лентами к кабине. Эти конструктивные особенности позволяют применить личное оружие для отражения воздушных атак противника.

Схема самолета 'СКВ' ('партизанский')

Рис. 11. Схема самолета "СКВ" ("партизанский")

Помимо основного назначения самолет предполагалось использовать в следующих вариантах: санитарный, сельскохозяйственный, аэрофотосъемочный. В 1951 г. был разработан эскизный проект, который получил одобрение ВВС и положительное заключение ЦАГИ с двумя замечаниями: отсутствие предкрылка на центроплане может привести к преждевременному срыву потока с крыла, вопрос об устойчивости и управляемости на малых скоростях полета требует обширных продувок и исследований. Но поддержки проект самолета "СКВ" в МАП не получил, и он не был осуществлен.

"Пчела" (рис. 12) - многоцелевой СКВП для ГВФ с учетом возможного применения в ВВС. Основное назначение самолета -осуществление воздушной связи с любым пунктом на территории Советского Союза, независимо от наличия аэродромов и приспособленных посадочных площадок и при любых погодных условиях. В связи с этим машина обладала высокими взлетно-посадочными характеристиками: разбег и пробег - 60 м; скороподъемность - 4,5 м/с; посадочная скорость - 65 км/ч.

Схема самолета 'Пчела'

Рис. 12. Схема самолета "Пчела"

Конструктивно "Пчела" - подкосный высокоплан металлической конструкции с двумя поршневыми двигателями АИ-14Р-2 мощностью по 260 л.с. каждый и трехопорным неубирающимся шасси с носовым колесом. Оперение размещено на двух балках, закрепленных на крыле. В средней части фюзеляжа расположена грузопассажирская кабина размером 3,0x1,2x1,4 м, предназначенная для перевозки шести пассажиров или 600 кг груза.

Вход и выход пассажиров, погрузка багажа и грузов производятся по откидному трапу через люк в хвостовой части фюзеляжа. Для сбрасывания через задний люк грузов или парашютистов предусмотрено поднятие трапа вверх.

Самолет может быть использован не только как пассажирский или грузовой, но и как санитарный, сельскохозяйственный, аэрофотосъемочный, а также для корректировки артиллерийского огня и тренировки парашютистов.

Конструкция самолета несложна, рассчитана на крупносерийное производство, допускает выпуск в одном потоке машин различных вариантов.

Проект "Пчела", выполненный в 1955 г., не был реализован, но послужил основой для разработки самолета АН-14.

Самолет Ан-14 и его модификации

Ан-14 (рис. 13) - дальнейшее развитие СКВП. Представляет собой подкосный высокоплан цельнометаллической конструкции с трехколесным неубирающимся шасси и двухкилевым оперением. На самолете установлены два поршневых двигателя АИ-14 мощностью по 240 л.с. каждый. Фюзеляж - полумонококовой конструкции, имеет в хвостовой части входной люк для пассажиров и грузов. Крыло прямоугольной формы в плане имеет двухщелевые закрылки и зависающие элероны.

Работа по созданию Ан-14 велась в соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 24 мая 1956 г. и приказом МАП от 4 июня 1956 г. Проектированием, постройкой и испытанием самолета занимались ведущие конструкторы ОКБ Н.П. Смирнов, Р.А. Измайлов, Ю.М. Киржнер и А. Г. Буланенко под руководством заместителя главного конструктора А.Я. Белолипецкого.

Самолет был построен в трех экземплярах, имевших между собой различия. Первая машина (регистрационный бортовой номер СССР - 1958), которую впервые поднял в воздух 14 марта 1958 г. летчик-испытатель ЛИИ В.Н. Изгейм, использовалась как летающая лаборатория (ЛЛ) для проведения заводских испытаний. Самолет был оснащен трехлопастными винтами изменяемого шага с металлическими лопастями без системы флюгирования. Кили, установленные на концах стабилизатора, имели трапециевидную форму в плане. Угол поперечного V стабилизатора равен нулю.

На этой машине летчик-испытатель ОКБ Ю.В. Курлин в июле - августе 1959 г. выполнил перелет по Киевской области, совершив 68 посадок на выбранные с воздуха площадки на полях, лугах и у околиц населенных пунктов.

Схема самолета Ан-14

Рис. 13. Схема самолета Ан-14

Вторая машина (бортовой номер СССР - Л 5860) была оснащена двухлопастными флюгерными винтами В536-Д12, лопасти которых выполнены из дерева. Двухкилевое оперение, имеющее прямоугольную форму, установлено на стабилизаторе с углом поперечного V, равным 9╟. Самолет был оборудован под вариант "лимузин" для перевозки семи пассажиров.

Третий самолет (бортовой номер СССР - Л 1053) разрабатывался как транспортный и сельскохозяйственный. В хвостовой части фюзеляжа имелся большой люк. Это позволяло применить новый метод загрузки сельскохозяйственного бака химикатами путем вкатывания заранее оснащенного сменного бака (пока самолет летал с одним баком, другой стоял под загрузкой). Такой метод упрощает загрузку и увеличивает производительность сельскохозяйственных работ.

Серийный самолет Ан-14А

Рис. 14. Серийный самолет Ан-14А

Эти три самолета АН-14, пройдя испытания, послужили базой для создания серийной версии - Ан-14А.

АН-14А (2) (рис. 14, 15) - развитие самолета Ан-14 с двумя поршневыми девятицилиндровыми двигателями АИ-14РФ воздушного охлаждения с взлетной мощностью по 300 л.с. с трехлопастными автоматически флюгируемыми воздушными винтами АВ-14 диаметром 2,9 м. Самолет отличается от базового удлиненной носовой частью фюзеляжа (добавлен один шпангоут), новым трапециевидным крылом с удлинением 12,1 и вынесенной вперед передней опорой шасси для уменьшения нагрузки на опору, возникающей от децентрации тяги.

Фюзеляж Ан-14А- балочно-стрингерный полумонокок с приподнятой хвостовой частью. Его каркас состоит из 33 шпангоутов и 64 стрингеров. Типовые шпангоуты выполнены штампованными из листового дуралюмина толщиной 0,6 и 0,8 мм, а стрингеры - из прессованных дуралюминовых профилей уголкового сечения. Обшивка изготовлена из дуралюминовых листов толщиной 0,6...0,8 мм. Стыки листов - по стрингерам и шпангоутам - внахлестку, без подсечек. Обшивка крепится к каркасу фюзеляжа заклепками с чечевицеообразной головкой и точечной электросваркой.

(2) Впоследствии буква "А" в обозначении самолета отпала, он стал называться Ан-14.

Схема самолета Ан-14А

Рис. 15. Схема самолета Ан-14А

Кабина летчика закрыта остекленным фонарем с хорошим обзором во всех направлениях. Лобовое стекло фонаря летчика имеет электрообогрев. За кабиной пилота находится пассажирская кабина с шестью удобными мягкими креслами. Седьмой пассажир может быть размещен на правом сиденье в кабине летчика. В других, специальных, вариантах при продолжительной работе самолета вне базы на правом сиденье располагается бортмеханик. В деловом варианте в пассажирской кабине самолета устанавливаются четыре кресла и раскладной столик. Вход и выход пассажиров, погрузка багажа и грузов производятся по откидной лестнице через люк в хвостовой части фюзеляжа. Обе кабины оборудованы системами приточной вентиляции и отопления теплым воздухом.

Крыло - кессонного типа с двумя лонжеронами - состоит из центроплана и двух отъемных консольных частей. Центроплан прямоугольной формы в плане, консоли - трапециевидной. Поперечные сечения крыла построены по координатам аэродинамического профиля Р11-14. Угол установки крыла - 4╟; угол поперечного V консолей - 2╟; САХ - 1,89 м. Лонжероны крыла -балочного типа. Они состоят из верхних и нижних поясов таврового сечения и стенок, подкрепленных стойками бульбообразного профиля. Нервюры того же типа. Основной конструкционный материал - алюминиевые сплавы Д-16Т и АК6. Механизация крыла состоит из двух секций предкрылков: автоматических (на консолях) и управляемых (на центроплане между фюзеляжем и гондолами двигателей); двухщелевых выдвижных двухсекционных закрылков (на каждом полукрыле) и зависающих элеронов. Каждая секция закрылков имеет профилированный дефлектор. Закрылки имеют площадь 7,99 м2 и отклоняются на 15╟ при взлете и на 40╟ при посадке. Элероны площадью 4,33 м2 отклоняются вниз на 22╟, вверх - на 23╟. Левый элерон снабжен триммером площадью 0,135 м2, который отклоняется на 14╟. В консолях крыла расположены топливные баки емкостью 382 л.

Крыло и оперение оборудованы тепловой воздушной противообледенительной системой. Кроме того, передние кромки стабилизатора и килей имеют электрообогрев, повышающий эффективность этой системы.

Подкос крыла состоит из основной части, изготовленной из дуралюминового листа, продольных швеллерных стрингеров, двух накладных листов в верхней части и нервюры в нижней части. Верхняя и нижняя части профиля подкоса соединяются между собой тремя дуралюминовыми стойками. Середина каждого подкоса поддерживается раскосом, верхний конец которого закреплен на заднем лонжероне крыла.

Вертикальное оперение - разнесенные кили (шайбы) прямоугольной формы высотой 2,71 м и площадью 7,3 м2, установленные на концах стабилизатора под прямым углом к нему. Угол поперечного V горизонтального оперения - 9╟. Размах стабилизатора - 5,12 м, площадь - 8,04 м2. Щели между рулями направления и килями, а также между рулем высоты и стабилизатором выполнены профилированными. Левая половина руля высоты и левый руль направления снабжены триммерами. Конструктивно агрегаты оперения состоят из лонжеронов, нервюр и обшивки.

Шасси с передним колесом, рычажной подвеской колес и пневматиками низкого давления исключает возможность капотирования и позволяет эксплуатировать самолет на размокших фунтовых аэродромах с условной прочностью грунта не менее 4 кгс/см2. Малая удельная нагруженность колеса (0,64 кгс/см2) позволяет также осуществлять взлет и посадку на площадках, имеющих неровности поверхности глубиной до 20 см. Колеса главной опоры шасси размером 700x250 мм с пневматическими тормозами камерного типа, а колесо передней опоры размером 700x250 мм - нетормозное. Основные силовые детали и узлы шасси (амортизационные стойки, вилки, оси колес) изготовлены из стали 30ХГСНА. Для эксплуатации зимой самолет может быть оснащен лыжным шасси.

Управление самолетом одинарное, проводка - смешанная (тросовая и жесткая). Управление закрылками - пневмогидравлическое с электровключением, а триммерами рулей и элеронов - электродистанционное с помощью электромеханизма.

Установленное на самолете аэронавигационное и радиосвязное оборудование позволяет решать задачи пилотирования и навигации, а также обеспечивает (совместно с противообледенительными устройствами) возможность полетов в условиях плохой погоды и обледенения в любое время суток.

Ан-14А впервые поднялся в воздух в 1960 г., пилотируемый летчиком-испытателем ОКБ В.А. Калининым. После завершения государственных испытаний в 1961 г. самолет был запущен в серию на Арсеньевском авиационном заводе. Первую серийную машину поднял в воздух В.А. Калинин 3 мая 1965 г. За годы производства (1965 - 1972 гг.) были выпущены 340 самолетов, 23 из них эксплуатировались в Югославии, ГДР, Болгарии и Монголии.

На крейсерском режиме полета (скорость 170... 180 км/ч, высота 2000 м) аэродинамическое качество самолета равно 10,8.

В августе 1961 г. на самолете Ан-14А (летчик В.А. Калинин) был совершен перелет Киев - Днепропетровск - Жданов - Ростов - Краснодар - Тбилиси - Махачкала - Баку - Астрахань - Актюбинск - Кустанай - Челябинск - Свердловск - Сыктывкар -Архангельск - Петрозаводск - Ленинград - Тарту - Рига - Вильнюс - Минск - Москва - Брянск - Киев протяженностью 10 627 км. Выполнены 53 посадки, в том числе 14 на неосвоенные площадки, выбранные с воздуха. Этот перелет в очередной раз подтвердил высокие взлетно-посадочные характеристики самолета и его вездеходность.

Ан-14Б (рис. 16) - пассажирский вариант Ан-14А для перевозки 9... 11 человек с их багажом. Самолет отличается от базового улучшенными аэродинамическими формами фюзеляжа, V-образным хвостовым оперением, отсутствием подкоса крыла и установкой убирающегося шасси и обтекателей для него.

Ан-14Б разрабатывался по решению Государственного комитета по авиационной технике (ГКАТ) от 10 сентября 1963 г. под руководством ведущего конструктора Р.А. Измайлова, но был выполнен только эскизный проект.

АН-14Б (3) - модификация Ан-14А с двумя ТВД "Астазу" II французской фирмы "Турбомека" со взлетной мощностью 560 э.л.с. и трехлопастными реверсивными винтами диаметром 2,9 м. Улучшена аэродинамическая форма фюзеляжа и хвостового оперения, шасси - полуубирающееся. Самолет предназначался для перевозки 10... 11 пассажиров или 1000 кг груза на дальность 600 км.

По расчетам при взлетной массе 4800 кг длина разбега составляет 120 м, длина пробега (с реверсом) - 115 м, крейсерская скорость - 290 км/ч на высоте 2000 м, скороподъемность у земли - 10 м/с.

АН-14В - дальнейшая модификация Ан-14А с двумя ТВД С.П. Изотова ГТД-350 мощностью 350 эл.с. каждый. Четырехлопастные воздушные винты диаметром 1,9 м для повышения КПД винтов и обеспечения безопасности обслуживающего персонала и пассажиров заключены в специально спрофилированные кольца, неподвижно установленные на двигателях. Масляные радиаторы расположены под крылом в туннелях возле двигателей.

(3) Под одним и тем же обозначением Ан-14Б разрабатывались две разные модификации самолета Ан-14А.

Схема самолета Ан-14Б

Рис. 16. Схема самолета Ан-14Б

Внешний вид самолета и геометрические параметры, кроме новой силовой установки, остались такими же, как у Ан-14А.

По расчетам при взлетной массе 3600 кг с семью пассажирами или грузом массой до 600 кг АН-14В на крейсерской скорости 190 км/ч мог преодолеть расстояние 600 км. При этом длина разбега на взлете, как и длина пробега при посадке, не превышала 80 м.

Проект разрабатывался в 1962 г., но не был реализован.

Ан-14Л (линейный, Ан-28, первый с этим названием) - модификация на базе Ан-14А, которая отличается от базового улучшенными аэродинамическими формами фюзеляжа. Хвостовое оперение V-образной схемы. Самолет оборудован двумя поршневыми двигателями АИ-14РМ мощностью по 340 л.с. каждый.

Ан-14Л мог перевозить 9... 11 пассажиров или 900 кг груза на расстояние 700 км. Проект самолета был разработан в 1963 г., но не нашел дальнейшего развития.

Ан-30 (первый с этим названием) - дальнейшее развитие серийно выпускаемого самолета Ан-14А, оснащенного двумя ГТД-350 и винтами, которые соединены между собой механической трансмиссией. Это позволило увеличить коммерческий груз до 1300 кг и число пассажирских мест до 15.

При нормальной работе обоих двигателей трансмиссия синхронизирует число оборотов винтов и практически не передает мощности от одной силовой установки к другой. При отказе одного из двигателей вал трансмиссии автоматически передает половину мощности работающего двигателя на винт неработающего. При этом оба винта приводятся во вращение от одного двигателя, что полностью исключает асимметрию тяги. Силовая установка оборудована системой активного реверса винтов.

На самолете улучшена аэродинамическая форма фюзеляжа и установлено новое хвостовое оперение, обеспечивающее устойчивость и управляемость при продолженном взлете на одном работающем двигателе.

По расчетам взлетная масса Ан-30 составляла 4400 кг, крейсерская скорость на высоте 2000 м - 215...220 км/ч, дальность с коммерческим грузом - 475 км.

В октябре 1965 г. был выполнен только эскизный проект.

Ан-14М (рис. 17) - легкий многоцелевой самолет короткого взлета и посадки, модификация Ан-14А, разработанная согласно постановлению ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 6 августа 1964 г. и приказу МАП от 16 июня 1966 г. под руководством ведущего конструктора ОКБ В.Е. Линкевича. Самолет оснащен двумя ТВД ГТД-550АС мощностью по 640 эл.с. каждый и трехлопастными флюгерно-реверсивными воздушными винтами АВ-34 диаметром 2,8 м. Трехопорное шасси с передним управляемым колесом - полуубирающееся. Основные опоры убираются в специальные отсеки, расположенные на консолях балки центральный части пола; колеса прячутся наполовину. Удлинена носовая часть фюзеляжа (добавлено два шпангоута), изменены форма и площадь горизонтального оперения.

Самолет Ан-14М

Рис. 17. Самолет Ан-14М

Основной вариант Ан-14М - штабной. В грузопассажирской кабине размерами 5,26x1,66x1,7 м расположены 6 мягких сидений и 4 откидных столика. Этот вариант обеспечивает также перевозку или посадочное десантирование воинских грузов или 12 солдат с личным оружием общей массой до 1300 кг, парашютное десантирование 10 десантников, перевозку 6 тяжело раненных на носилках и 5 легко раненных. В передней части фюзеляжа с левого борта имеется входная дверь.

В десантно-транспортном варианте в отличие от штабного дополнительно установлены встроенный в грузовой пол транспортер облегченного типа с электроприводом и легкосъемная кран-балка грузоподъемностью 500 кг с ручным приводом. В этом варианте обеспечивается перевозка авиадвигателей, ракет и боеголовок к ним, самолетных подвесных баков и других грузов, загрузка которых производится через задний грузовой люк шириной 1,4 м и длиной 1 м. В пассажирском варианте на местных воздушных линиях самолет перевозит 15 пассажиров с багажом, грузы и почту.

Высокие летно-технические характеристики (ЛТХ), простота и надежность, шасси с большими пневматиками (переднее колесо размером 700x250 мм, а основное - 720x320 мм) низкого давления обеспечивают эксплуатацию самолета с необорудованных грунтовых площадок длиной 500 м и прочностью грунта до 3,5 кгс/см2.

Ан-14М был построен в одном экземпляре. Впервые поднялся в воздух 30 апреля 1969 г., пилотируемый летчиком-испытателем ОКБ В.И. Терским. Самолет прошел заводские, контрольные испытания совместно с ГосНИИ ГА (март - апрель 1971 г.) и государственные испытания.

В серию самолет запущен не был. На его базе в дальнейшем был разработан самолет АН-28.

Ан-714 (рис. 18) - экспериментальный самолет на базе Ан-14 с шасси на воздушной подушке (ШВП), разработанный Куйбышевским КБ шасси самолетов и вертолетов под руководством И.А. Бережного. Предназначался для проведения комплекса исследований по определению области применения ШВП в качестве взлетно-посадочного устройства.

ШВП представляет собой три несущих баллона тороидальной формы из эластичного материала (прорезиненная ткань), прикрепленных вместо опор шасси. Сверху каждого баллона установлен гидромотор ГМ-36 мощностью 22 л.с. с центробежным ротором. Привод ротора - от маршевых двигателей самолета через систему гидравлического вала. Ротор нагнетает воздух в пространство (камеру) внутри кольца баллона. Сила, возникающая в результате разницы между повышенным давлением в камере и нормальным атмосферным давлением, будет приподнимать самолет до тех пор, пока она не уравновесится его собственным весом. Воздух выходит в атмосферу между баллоном и опорной поверхностью, образуя так называемую воздушную подушку. Такая схема получила название ШВП с расходом воздуха из-под баллона гибкого ограждения.

Самолет впервые поднял в воздух 20 октября 1970 г. летчик-испытатель ОКБ В.А. Калинин. По результатам испытаний длина разбега при скорости отрыва 90 км/ч по бетонной взлетно-посадочной полосе (ВПП) составила 117 м, а по грунтовой, покрытой снегом толщиной 30...40 см, - 130 м. Удельное давление на поверхность (грунт) 0,07 кгс/см2, что в 100 раз меньше, чем при колесном шасси. Ан-714 может осуществлять взлет и посадку при боковом ветре до 15 м/с.

Ан-714 был построен в одном экземпляре, и работы по такой схеме ШВП были прекращены как неперспективные.

Ан-14Ш (рис. 19) - самолет-лаборатория для отработки и испытаний конструкции ШВП транспортных самолетов большой грузоподъемности. Конструкция ШВП была сделана такой, чтобы уменьшить давление на выходе воздуха из-под гибкого ограждения. ШВП состояло из надувного тороидального баллона со специальными внутренними торами (четыре пары) вокруг расходных точек, через которые выходил воздух. Благодаря расположению этих точек на значительном расстоянии от края гибкого ограждения, наличию нескольких рядов износостойких протекторов, образовывавших лабиринтное уплотнение, создавалось значительное сопротивление истекающему воздуху. В результате он на выходе имел энергию, меньшую по сравнению с предыдущими схемами гибкого ограждения (как на Ан-714).

Взлетает самолет Ан-714

Рис. 18. Взлетает самолет Ан-714

Самолет Ан-14Ш

Рис. 19. Самолет Ан-14Ш

Воздух для создания подушки отбирался от турбоагрегата ТА-6А-1, установленного внутри фюзеляжа Ан-14Ш.

ШВП могло убираться в специальный контейнер, укрепленный в нижней части фюзеляжа, что уменьшало сопротивление в полете. Такая конструкция воздушной подушки позволяла автоматически создавать восстанавливающий момент при кренении самолета на разворотах и обходиться без страховочных опор. Это же позволяло Ан-14Ш взлетать и садиться по-самолетному. Была построена платформа с натурным ШВП, на которой проводились его уборка и выпуск.

По утвержденному МАП плану на серийный самолет АН-14 установили отсек ШВП, который является копией в масштабе 1:2 аналогичного отсека для Ан-12, и в декабре 1981 г. начались наземные испытания Ан-14Ш (пробежки и рулежки). А в 1983 г. самолет совершил первый полет, который проходил на высоте 15...20 м без выключения турбоагрегата и уборки шасси. Пилотировал летчик-испытатель ОКБ В. Г. Лысенко.

За время испытаний Ан-14Ш прошел более 700 км по грунтовым и бетонированным ВПП. При этом зазор между гибким ограждением и поверхностью ВПП составлял 6... 10 мм. Системы ШВП наработали более 150 ч. В результате были выявлены многие положительные свойства предложенной схемы шасси, в том числе удовлетворительная путевая устойчивость самолета при боковом ветре до 12 м/с и эффективная работа тормозной системы, удерживавшей Ан-14Ш на месте на всех режимах работы двигателя, вплоть до взлетного. Летчик в своем отчете подчеркивал, что "устойчивость ШВП как при зависании на месте, так и при рулении и пробежках до скорости 100 км/ч, хорошая. Управляемость самолета при рулении и пробежках хорошая, но требует определенных навыков". Испытания продолжались до апреля 1986 г., но полетов на больших высотах с уборкой ШВП не проводилось. На этом этапе все работы по Ан-14Ш были прекращены.

Десантно-транспортные самолеты "Р" и ДТ5/8

"Р" (рис. 20) - десантно-транспортный самолет, предназначенный для перевозки всевозможных грузов, техники (пушек, автомобилей и др.) и личного состава войск (до 30 человек) общей массой до 3000 кг. Проект "Р" предусматривал создание самолета с улучшенными взлетно-посадочными характеристиками (при максимальной взлетной массе 13 500 кг длина разбега и пробега не должна была превышать 200 м, посадочная скорость - 85...90 км/ч) и высокими эксплуатационными качествами, прежде всего удобством и быстротой погрузки и выгрузки.

Схема самолета 'Р'

Рис. 20. Схема самолета "Р"

Конструктивно самолет представляет собой двухпалубный высокоплан с двумя поршневыми двигателями АШ-62ИР (мощность каждого равна 1000 л.с.) и V-образным оперением. Главной особенностью являлась объемная грузовая кабина (длина -6,4 м, ширина - 2,55 м и высота - 2,26 м) со сквозным проездом, образующимся при откидывании вбок носового и хвостового обтекателей. Предполагалось, что загрузка самолета может осуществляться тельфером на монорельсе, втягиванием бортовой лебедкой, а также с помощью автомашины, проезжающей через грузовой отсек. Для облегчения загрузки самолета вручную его силовой пол устанавливался на уровне кузова автомобиля ГАЗ-61.

Двигатели располагаются в специальном моторном отсеке, находящемся за кабиной летчиков на верхней палубе фюзеляжа. Передача крутящего момента на винты осуществляется с помощью угловой трансмиссии. Такая компоновка силовой установки позволяет механику обслуживать двигатели в полете, а также создает комфортные условия при ремонте на земле ночью и в непогоду. Топливо (3400 л) размещено в крыльевых протестированных баках.

Крыло снабжено мощной механизацией: предкрылками на необдуваемых винтами участках крыла и выдвижными закрылками по всему размаху. Отсутствие гондол двигателей повышает эффективность винта и позволяет довести аэродинамическое качество самолета до 13. Для повышения проходимости предусмотрена возможность навески вместо колес гусеничного или лыжного шасси.

На верхней палубе - пилотская кабина, отсек стрелка-радиста и механика. Сообщение с грузовой кабиной осуществляется по трапу-стремянке, установленному по левому борту внутри кабины. Пилотская кабина отделена от моторного отсека звукоизолирующей перегородкой с дверью. Оборонительное вооружение включает верхнюю установку с 12,7-мм пулеметом и кормовую - с пулеметом того же калибра.

Рассматривался вариант с двухбалочным фюзеляжем, под которым подвешивалась легкоотделяемая грузовая кабина, загружаемая заранее на земле.

"Р" предполагалось использовать и как буксировщик планеров с полетной массой 3...6 т.

ДТ 5/8 (рис. 21) - транспортно-десантный самолет для посадочного и воздушного десантирования войск с техникой и вооружением общей массой до 8 т. Снизу, в задней части фюзеляжа, имеется большой грузовой люк для погрузки-выгрузки и сброса грузов и десантников в воздухе. Самолет оснащен двумя ТВД ТВ-2 мощностью 6000 э.л.с. и соосными винтами. ТВ-2 был создан в ОКБ Н.Д. Кузнецова при участии немецких специалистов. Оборонительное вооружение состоит из кормовой пушечной установки.

Транспортно-десантный самолет ДТ 5/8 (модель)

Рис. 21. Транспортно-десантный самолет ДТ 5/8 (модель)

Основные расчетные данные: взлетная масса - 36 600 кг крейсерская скорость - 450 км/ч, дальность полета - 3000 км' практический потолок - 11 500 м, посадочная скорость - 140 км/ч' длина разбега и пробега - 400 м.

В 1951 г. был закончен эскизный проект. Построен натурный макет носовой части фюзеляжа для отработки размещения членов экипажа. Многие разработки были использованы при постройке Ан-8.

Параллельно разрабатывалась гермокабина-капсула для перевозки людей и техники. Она заранее загружалась на земле, затем устанавливалась в грузовом отсеке самолета ДТ 5/8, и к ней подключались системы жизнеобеспечения.

Военно-транспортный самолет Ан-8 и его модификации

Ан-8 (изделие "П") (рис. 22, 23, 24) - военно-транспортный самолет, предназначенный для посадочного и парашютного десантирования ВДВ с придаваемой им техникой и вооружением, а также для перевозки раненых. Максимальная транспортно-десантная нагрузка - 11 т или 60 солдат для посадочного десантирования, или 40 парашютистов-десантников. В санитарном варианте на самолете можно транспортировать 50 раненых на носилках или 32 лежачих и 42 сидячих больных.

Военно-транспортный самолет Ан-8 с двигателями ТВ-2Т

Рис. 22. Военно-транспортный самолет Ан-8 с двигателями ТВ-2Т

Военно-транспортный самолет Ан-8 с двигателями АИ-20Д

Рис. 23. Военно-транспортный самолет Ан-8 с двигателями АИ-20Д

Схема самолета Ан-8

Рис. 24. Схема самолета Ан-8

Работы велись под руководством заместителя главного конструктора ОКБ А.Я. Белолипецкого. При проектировании особую сложность вызвало конструктивное решение хвостовой части фюзеляжа с большим грузовым люком (длина - 7,4 м, ширина - 2,95 м). Незамкнутый контур фюзеляжа плохо воспринимал нагрузки от хвостового оперения. Под руководством Е.А. Шахатуни была разработана методика прочностного расчета такого силового отсека, затем построена его модель в масштабе 1:10 с точным воспроизведением всех узлов и соединений, включая крепеж заклепками. Проведенные прочностные испытания этой модели позволили выбрать оптимальный по массе вариант конструкции люкового отсека. В дальнейшем на испытаниях фюзеляж выдержал 102 % расчетных нагрузок.

Для изучения взаимного влияния самолета и десантируемых с него в воздухе грузов проводились летные исследования на масштабных моделях фюзеляжа изделия "П". Две модели в масштабе 1:5 с находящимися в них динамически подобными моделями грузов подвешивались под крылья Ан-2Ф. Модели в масштабе 1:10 устанавливались между крыльями Ан-2. В полете на различных скоростях и углах атаки производили сброс моделей грузов и фотографировали траектории их падения. Эти эксперименты и теоретические расчеты позволили разработать требования к десантно-транспортному оборудованию и парашютным системам, отработать в дальнейшем безопасную методику воздушного десантирования техники, в частности метод срыва груза с помощью вытяжных парашютов.

Ан-8 был спроектирован за один год и построен за полтора года. В начале февраля 1956 г. его передали на летные испытания. 11 февраля он впервые поднялся в воздух. В состав экипажа входили летчики-испытатели ЛИИ Я.И. Берников (командир) и В.П. Васин (второй пилот), П. Кондратьев (штурман), Чижиков (бортрадист), И.М. Морозов (бортинженер) и Евдокимов (ведущий инженер по летным испытаниям). Первый экземпляр Ан-8 оснащен двумя ТВД ТВ-2Т взлетной мощностью 6500 э.л.с. каждый. Заводские испытания (летчики Я.И. Верников, И.Е. Давыдов, Ю.В. Курлин) продолжались до 2 октября 1956 г., затем самолет передали на государственные испытания (летчики В.К. Гречишкин и А.Г. Терентьев), которые завершились в конце ноября того же года.

По результатам испытаний опытный экземпляр самолета Ан-8 доработали. В частности, увеличили площадь форкиля, установили противоштопорные интерцепторы на фюзеляже и оснастили самолет более легкими двигателями АИ-20. Модифицированный Ан-8 взлетел 30 октября 1957 г. После окончания испытаний самолет был запущен в серию.

Ан-8 серийно производился на Ташкентском авиационном заводе в 1958 - 1961 гг. Был выпущен 151 самолет. С 1959 г. самолет Ан-8 стал поступать на вооружение военно-транспортной авиации (ВТА), где эксплуатировался до 1970 г. К этому времени было списано 80 машин, а остальные перешли в подразделения других родов войск и различных министерств. В 1997 г. в эксплуатации находилось 5 самолетов в авиакомпаниях России, которые осуществляют коммерческие перевозки в государствах Ближнего Востока, так как использование Ан-8 над РФ запрещено.

По своей конструкции Ан-8 представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным крылом, приподнятой хвостовой частью фюзеляжа, однокилевым вертикальным оперением и трехопорным шасси с носовым колесом. Фюзеляж - полумонокок с работающей обшивкой из сплава Д16АТ. В поперечном сечении он имеет в основном форму прямоугольника (габаритные размеры в средней части: ширина - 3,6 м, высота - 3,8 м) со скругленными нижними углами и закругленной верхней частью. Фюзеляж длиной 30,74 м имеет 59 шпангоутов преимущественно Z-образного сечения из листового дуралюмина и 90 стрингеров, изготовленных из прессованных профилей. Обшивка бортов в зоне вращения воздушных винтов в процессе эксплуатации дополнительно усилена внешними накладками.

Фюзеляж разделен на четыре отсека: передний с кабинами экипажа и сопровождающих технику, грузовой, люковый и кормовой с кабиной стрелка. Передний и кормовой отсеки - герметичные. Полы кабин покрыты штампованными рифлеными дуралюмино-выми панелями. Экипаж самолета состоит из шести человек: двух летчиков, штурмана (размещается в остекленной передней части фюзеляжа), бортрадиста, борттехника и кормового стрелка.

Пол и борта пилотской кабины в зоне рабочих мест летчиков оснащены броней толщиной 8 мм. Кресла летчиков имеют 16-мм бронеспинки и 25-мм бронезаголовники.

Для исключения возможности появления плоского штопора и улучшения характеристик выхода самолета из крутого штопора на верхней поверхности фюзеляжа за крылом установлены противоштопорные интерцепторы, которые в дальнейшем были демонтированы из-за невысокой эффективности.

Крыло размахом 37 м и площадью 117,2 м2 кессонного типа, свободнонесущее, трапециевидной формы в плане без геометрической крутки. Крыло состоит из пяти частей: центроплана, двух средних и двух консольных частей. Профиль крыла по размаху переменный: профиль С-5-18 по оси симметрии самолета (центроплан), профиль С-3-16 на 0,675 полуразмаха и С-3-14 на концах крыла. Удлинение крыла - 11,7; сужение - 2,75; угол поперечного V крыла равен 0; угол установки 4╟; стреловидность Крыла по 1/4 хорд 6╟50'.

На каждом полукрыле в средней части имеется двухщелевой закрылок с дефлектором, в консольной части - элерон, состоящий из двух частей. Элероны площадью 7,84 м2 имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. На элеронах установлены сервокомпенсаторы (триммеры), площадь которых равна 0,84 м2. Элероны отклоняются вверх на 25╟, вниз - на 15╟. Закрылки отклоняются вниз: на взлете - на 25╟, на посадке - на 45╟.

Управление рулями и элеронами - механическое, посредством тяг; закрылками - электродистанционное; системой стопорения - тросовое.

Силовая установка включает два ТВД АИ-20Д максимальной мощностью по 5180 э.л.с. с воздушными винтами АВ-68Д. Сухая масса двигателя - 1080 кг. Винт АВ-68Д диаметром 5м- четырехлопастный, тянущий (левого вращения), флюгерный и изменяемого в полете шага. Привод изменения шага винта - гидравлический. Запуск двигателей производится двумя стартер-генераторами. В дальнейшем в процессе эксплуатации для повышения автономности самолета в левом обтекателе шасси устанавливался турбоагрегат ТГ-16.

Топливная система разделена на левую и правую части, включающие в себя по пять групп баков, объединенных трубопроводами кольцевания. Суммарная емкость баков - 13 080 л. Топливная система оборудована автоматикой расхода топлива и системой нейтрального газа. Самолет оснащен противопожарной системой, состоящей из четырех 8-литровых баллонов, трубопроводов и агрегатов управления.

Шасси состоит из передней двухколесной опоры и двух основных опор с четырехколесными тележками. Колея шасси по осям амортизационных стоек - 3,8 м, база - 8,65 м. Колеса основных опор - 950x350 мм, тормозные, передней - 900x300 м, нетормозные. Низкое давление в пневматиках колес позволяет эксплуатировать самолет на грунтовых аэродромах. Опоры шасси убираются назад по полету: передняя - в фюзеляж, основные - в обтекатели по бортам фюзеляжа. Передняя опора -поворотная (до ╠35╟).

Гидравлическая система состоит из основной и аварийной. Она обеспечивает уборку и выпуск шасси, торможение колес и поворот передней опоры, открытие и закрытие створок шасси и грузового люка, работу рулевых машинок автопилота и стеклоочистителей.

Электросистема предназначена для питания бортовых потребителей постоянным, переменным однофазным и трехфазным токами. Эта система обеспечивает работу приборов и радиооборудования, запуск двигателей и питание агрегатов топливной системы, выпуск и уборку закрылков, а также функционирование стрелкового, бомбардировочного, десантно-транспортного и другого оборудования.

Пилотажно-навигационное и радиооборудование позволяет выполнять полеты в различных метеоусловиях днем и ночью, в том числе в автоматическом режиме с помощью автопилота. Высотное и кислородное оборудование обеспечивает нормальные условия работы экипажа на всех режимах полета. Противообледенительная система состоит из воздушно-тепловой (обогрев передних кромок крыла и воздухозаборников двигателей, туннелей маслорадиаторов и боковых стекол фонарей кабин), электротепловой (обогрев передних кромок киля и стабилизатора, лобовых стекол фонаря кабины летчиков и приемника воздушных давлений (ПВД) и жидкостной систем.

Управление рулями и элеронами осуществляется посредством жестких тяг и тросовой проводки. Управление закрылками, триммерами элеронов и руля направления - электродистанционное.

В состав пушечного вооружения входят: кормовая башня с двумя 23-мм пушками АМ-23, электродистанционная система управления башней и прицельно-вычислительный блок. Бомбардировочное вооружение включает в себя осветительные авиабомбы: четыре ФОТАБ-100-80 на кассетных держателях в носовой части обтекателей шасси и шесть ЦОСАБ-10 на держателях в хвостовой части.

Десантно-транспортное оборудование обеспечивает размещение личного состава ВДВ в грузовой кабине и парашютное десантирование, а также крепление грузов и техники и их сброс. Погрузка и разгрузка самоходной техники производятся своим ходом с использованием грузовых трапов (перевозятся на борту), несамоходной - с использованием тросовой системы при помощи тягача или электролебедки, находящейся вне борта самолета.

Самолет "Н" (рис. 25) - пассажирский вариант Ан-8, разрабатывавшийся одновременно с базовым согласно тем же постановляющим документам. Этот самолет предназначался для перевозки 30...46 пассажиров с багажом в условиях повышенного комфорта в Двух салонах и в спальных двухместных кабинах или 57 - в обычном варианте. В грузопассажирском варианте можно было перевозить 15 пассажиров и 5000 кг грузов, а в чисто транспортном -4000...7700 кг грузов в зависимости от дальности полета.

В носовой части самолета имеются два боковых окна для обеспечения обзора штурману. Основные опоры шасси убираются в фюзеляж вдоль размаха крыла по направлению к плоскости симметрии. Для предохранения фюзеляжа от повреждений при Посадке имеется убирающаяся хвостовая опора.

Схема самолета 'Н'

Рис. 25. Схема самолета "Н"

Пассажирские кресла установлены спинками вперед, что повышает безопасность во время посадки. Без гермоперегородки, разделяющей пассажирскую кабину на два салона, самолет превращается в транспортный с грузовым отсеком длиной 18 м, шириной 2,5 м и высотой 2,3 м. Загрузка и выгрузка крупногабаритных грузов осуществляются через грузовой люк (длина 4 м, ширина 1,4...2,1 м), а мелких грузов - через двери размером 800x1600 мм с обоих бортов.

Расчетные характеристики: максимальная взлетная масса -39 т, максимальная скорость - 650...700 км/ч, дальность полета с нагрузкой 4000 кг - 3500 км, практический потолок - 9000... 11 000 км, длина разбега - 650 м, длина пробега - 650 м.

В 1955 г. был построен натурный макет, но дальнейших работ по "Н" не проводилось, так как было принято решение о разработке АН-10.

Ан-8М - противолодочный вариант. Разрабатывался согласно постановлению Совета Министров СССР от 20 июня 1958 г. для обнаружения и уничтожения подводных лодок, имеющих скорость хода до 35...40 узлов и глубину погружения до 400 м, в сложных метеорологических и гидрологических условиях самостоятельно или во взаимодействии с кораблями. В отличие от базового на Ан-8М сделаны бомбовые люки в полу грузового отсека (там расположены два бомбоотсека) и установлены усиленные балки по потолку фюзеляжа для подвески кассетных держателей бомб. Для защиты от воздействия морской среды внешние поверхности самолета покрыты специальными антикоррозийными красками.

Радиогидроакустическая аппаратура позволяет обнаруживать подводные лодки, находящиеся в подводном положении, следить за лодкой с целью наведения на нее ударных групп (самолетов или кораблей противолодочной обороны) и уничтожать самостоятельно с помощью глубинных бомб, а также позволяет экипажу выводить самолет к месту расположения работающего буя. Размещение экипажа такое же, как и в Ан-8, но добавлен оператор, обслуживающий специальную поисковую аппаратуру.

При поиске подлодки скорость - 250...400 км/ч, высота полета - 100...1000 м, продолжительность патрулирования при удалении от базы на 1000 км с боевой нагрузкой 3 т- 1,9 ч, а на 500 км с нагрузкой 6 т - 0,9 ч.

Самолет построен не был.

Ан-8Ш - учебно-штурманский вариант для группового обучения в авиаучилищах штурманов и летчиков и тренировки летного состава в строевых частях ВВС. Переделка базового самолета проводилась на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 18 марта 1959 г. и заключалась в установке специального дополнительного оборудования. В грузовой кабине планировалось разместить 18 дополнительных рабочих мест, 16 из которых - для обучаемых, 2 - для штурманов-инструкторов.

Эскизный проект был выполнен 9 июля 1960 г. Дальнейшие работы не проводились.

Ан-8ПС (поисково-спасательный) - для обнаружения и оказания помощи экипажам и пассажирам самолетов и кораблей, терпящих бедствие на море, или самолетов в труднодоступной местности. Предусматривалось парашютное десантирование спасательных команд, плавсредств, обмундирования, продовольствия и медикаментов, а также транспортировка пострадавших. Плавсредства могут представлять собой как отдельные лодки, плоты и катера, так и входить в комплект спасательных контейнеров КАС-90. В различных вариантах самолет мог бы оказать помощь от 240 до 675 пострадавшим.

Летные данные аналогичны данным базового самолета.

Проект Ан-8ПС выполнялся в соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 31 июля 1958 г. и приказом ГКАТ от 8 августа 1958 г., дальнейшую реализацию получил при постройке Ан-12ПС.

Ан-8Т - вариант топливовоза для перевозки всех видов автомобильных и авиационных топлив, а также ракетных - окислителей и спецгорючих. В зависимости от задачи грузовая кабина оборудуется двумя цистернами по 5300 л для нефтепродуктов либо специальной емкостью (объем - 5000 л, масса брутто - 8000 кг) для окислителей на основе азотной кислоты, либо резервуаром (масса брутто - 11 000 кг) для жидкого кислорода. Окислители могут также перевозиться и в бочках. Конструкция крепления емкостей к грузовому полу позволяет быстро производить их монтаж и демонтаж.

Защита конструкции самолета от агрессивных окислителей и их паров и возможного воспламенения взрывчатых горючих веществ при работе электрооборудования, установленного в грузовом отсеке, осуществляется с помощью кожухов, ограждающих цистерны, систем вентиляции и пожаротушения. Свободное пространство между емкостью и кожухом продувается потоком воздуха через заборники, находящиеся на правом борту (вход) и на нижней части фюзеляжа (выход). Продувка грузовой кабины осуществляется через воздухозаборники в районе первых окон и щели грузового люка, а при стоянке самолета - принудительно с помощью вытяжного устройства, находящегося в верхней части фюзеляжа. В экстремальных случаях (посадка без выпущенного шасси или отказ одного из двигателей и т.д.) осуществляется аварийный слив перевозимого топлива в течение 10...15 мин.

Однако все проблемы пожароопасности и токсичности не были полностью решены, поэтому Ан-8Т не нашел широкого применения. В 1959 г. была переоборудована одна машина. По результатам испытаний самолета с взлетной массой 38 т и с максимальной грузоподъемностью 11 000 кг (заправка топливом 2700 кг) дальность полета на высоте 8000 м и при скорости 475 км/ч не превышала 800 км.

Ан-8РУ (рис. 26) - модификация с двумя пороховыми ускорителями СПРД-159 тягой по 4300 кгс. Ускорители установлены в хвостовой части фюзеляжа под люком кормовой кабины. Установка, автоматически включающаяся в работу при отказе одного из маршевых двигателей, позволяет увеличить взлетную массу самолета до 42 т при сохранении скороподъемности не менее 5 м/с в процессе продолженного взлета.

В 1963 г. на Ташкентском авиационном заводе была доработана одна из серийных машин, которая прошла государственные испытания. Однако 16 сентября 1964 г. при взлете с имитацией отказа одного двигателя Ан-8РУ претерпел катастрофу. Погибли все члены экипажа.

Работы по Ан-8РУ не возобновлялись.

Транспортно-десантный самолет "Ю"

"Ю" (первый с таким названием) (рис. 27) - транспортно-десантный самолет для переброски и десантирования войск (200 бойцов с личным вооружением и снаряжением), крупногабаритной боевой техники (с массой отдельных объектов до 20...25 т). Самолет может быть переоборудован в санитарный для перевозки 160 больных и раненых.

Самолет "Ю" - моноплан со среднерасположенным крылом размахом 44 м и двухпалубным фюзеляжем длиной 41 м с двумя ТВД ТВ-12 (прототип ПК-12) с взлетной мощностью 12 500 э.л.с. каждый. (В дальнейшем предусмотрена замена на ТВ-14.) Винты соосные диаметром 5,8 м.

Ан-8РУ

Рис. 26. Ан-8РУ

Схема самолета 'Ю'

Рис. 27. Схема самолета "Ю"

Хвостовая часть фюзеляжа приподнята вверх и снабжена большим грузовым люком, обеспечивающим удобное и безопасное воздушное и посадочное десантирование, а также беспрепятственную выгрузку техники при аварийной посадке самолета на фюзеляж с невыпущенным шасси.

Передняя гермокабина экипажа имеет две палубы, на верхней из которых находится кабина летчиков (два человека), а на нижней - кабина остальных членов экипажа (четыре человека). На верхней палубе расположены передняя и задняя гермокабины для солдат и десантников. Эти гермокабины имеют в сечении форму положенной на бок восьмерки, диаметр колец которой 2,3 м.

В средней части нижней палубы расположен грузовой отсек (длина 16 м, ширина 3,9 м и высота 2,8 м). В хвостовой части фюзеляжа находится гермокабина стрелка с пушечной установкой под две 23-мм пушки АМ-23. Выброска парашютистов-десантников (140 человек) производится в три потока (в два ряда): через передние десантные люки в полу грузового отсека, через задние десантные люки в полу верхней палубы в районе грузового люка и через сам грузовой люк. Это обеспечивает приземление всех парашютистов на площадке длиной 1500 м.

По расчетам при нормальной взлетной массе 78 т (максимальная взлетная масса 83 т) длина разбега составляет 625 м, а длина пробега при посадке без торможения винтами - 725 м. Практическая дальность полета самолета с нагрузкой 20 т - 3500 км. Максимальная скорость на высоте 8000 м (практический потолок 11 000 м) - 650...700 км/ч.

В 1955 г. был выполнен только эскизный проект.

Самолеты для борьбы с автоматическими разведывательными аэростатами

Основной целью работ, проводимых ОКБ согласно постановлению ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 4 июня 1958 г., было создание экспериментальных самолетов для проверки эффективности выбранного комплекса средств по борьбе с высотными автоматическими дрейфующими аэростатами (АДА) и выработка тактики их обнаружения и уничтожения.

Ан-2А - модификация самолета Ан-2 "Метео". Самолет предназначался для обнаружения и уничтожения АДА на высотах до 10 000 м в любое время суток при отсутствии облачности и тумана. Ан-2А отличался от базового самолета установкой в кабине экипажа автоматизированного искателя - прицела (САИ), электродистанционной башни ДБ-57 с пушкой АМ-23 пониженного в два раза темпа стрельбы (500 выстрелов в минуту) и прожектора для ночного поиска целей. Башня размещена за кабиной пилота в верхней части фюзеляжа. Кабина метеоролога в хвостовой части самолета отсутствует.

Для поиска цели САИ работает в автоматическом режиме, обеспечивая просмотр передней полусферы по заданной программе. Прицеливание, сопровождение цели и ведение огня производятся стрелком вручную через САИ со своего рабочего места, находящегося рядом с местом летчика.

Расчетные данные: максимальная скорость на высоте 8000 м -285 км/ч; время подъема на высоту 8000 м - 55 мин при скороподъемности у земли 2,8 м/с; практический потолок - 10 000 м; продолжительность полета - 3 ч.

В 1961 г. выполнялись продувки модели самолета Ан-2А в аэродинамической трубе СибНИА в Новосибирске. В 1962 г. в ОКБ переоборудовался один самолет под Ан-2А, но в связи с прекращением разработки комплекса обнаружения и уничтожения целей, а также решением об использовании для решения этих задач самолетов-истребителей, работы по Ан-2А были прекращены.

Ан-3 (первый с этим названием) (рис. 28) - двухместный подкосный моноплан цельнометаллической конструкции с крылом большого удлинения (размах крыла 27,5 м), разработанный на базе серийного Ан-2 с двигателем АШ-62ИР с турбокомпрессором ТК-19. Самолет предназначался для борьбы с АДА на высотах до 12 000 м в любое время суток. Продолжительность полета до 4 ч.

Экипаж состоит из летчика и стрелка-наблюдателя. Ан-3 оснащался тем же самым комплексом поиска и уничтожения целей, что и Ан-2А.

В декабре 1958 г. был выполнен эскизный проект.

Ан-25 - свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции со среднерасположенным прямоугольным крылом больших размаха и удлинения. На самолете установлен один ТРД Д-20П с взлетной тягой 5800 кгс и двумя воздухозаборниками в крыле в месте стыка с фюзеляжем. Ан-25 имеет гермокабину для летчика и стрелка-наблюдателя, находящегося в остекленной передней части самолета.

Самолет Ан-3 (модель)

Рис. 28. Самолет Ан-3 (модель)

На самолете установлено оборудование (в обтекателе на киле), предназначенное для обнаружения, сопровождения АДА на высотах до 40 000 м. Для уничтожения аэростатов на высотах до 22 000 м на верхней поверхности фюзеляжа за кабиной летчика расположена стрелковая установка с углом обстрела в вертикальной плоскости 0...1000.

Расчетные данные: взлетная масса самолета - 7200 кг, крейсерская скорость на высоте 20 км - 540 км/ч, продолжительность патрулирования - 2,5 ч.

В 1958 г. был выполнен эскизный проект.

Пассажирский самолет Ан-10 и его модификации

Ан-10 (рис. 29, 30) - пассажирский самолет для эксплуатации на магистральных линиях "Аэрофлота" и международных воз-Душных трассах протяженностью от 500 до 3500 км. Оборудован пассажирским салоном на 85 мест, багажными отсеками и бытовыми помещениями, обеспечивающими необходимые удобства и комфорт при продолжительных перелетах. Большой запас мощности двигателей и шасси высокой проходимости с низким удельным давлением на грунт обеспечивают применение самолета на коротких и грунтовых ВПП. АН-10 может быть также переоборудован в грузопассажирский (52 пассажира, 1040 кг багажа и 9080 кг грузов) и грузовой (15 500 кг грузов).

Пассажирский самолет АН-10 с двигателями АИ-20

Рис. 29. Пассажирский самолет АН-10 с двигателями АИ-20

АН-10 создавался согласно постановлению Совета Министров СССР от 30 ноября 1955 г. Уже на стадии проектирования закладывалась возможность замены хвостовой части пассажирского самолета на "военную", т. е. на такую конструкцию фюзеляжа, которая позволяла бы загружать и разгружать на земле и десантировать в воздухе технику и вооружение ВДВ (см. АН-12). Работу по Ан-10 возглавляли Е.К. Сенчук, Н.С. Трунченков, А.М. Кондратьев под руководством главного конструктора А.Я. Белолипецкого.

Проектирование и постройка самолета продолжались всего 15 месяцев. Первый полет опытной машины (экипаж во главе с летчиком-испытателем Я.И. Берниковым) состоялся 7 марта 1957 г. в Киеве. Самолет имел название "Украина" и регистрационный номер СССР - У1957. Второй опытный и одновременно первый серийный Ан-10 (╧ 01-01) с ТВД АИ-20 впервые поднял в воздух летчик-испытатель ОКБ И.Е. Давыдов 5 ноября 1957 г. в Воронеже. Заводские испытания проходили по июнь 1958 г., государственные - с января по июнь 1959 г. Серийно Ан-10 выпускался до декабря 1959 г.

Схема самолета Ан-10

Рис. 30. Схема самолета Ан-10

В 1958 г. на Всемирной выставке в Брюсселе самолет был удостоен диплома и Большой золотой медали. В 1959 г. три АН-10 приняли участие в воздушном параде в Тушине, посвященном Дню Воздушного Флота СССР. Первый технический рейс по маршруту Киев - Москва - Тбилиси - Адлер - Харьков - Киев был выполнен 27 апреля 1959 г. 21-22 июля того же года состоялся первый пассажирский рейс на линии Киев - Москва - Симферополь. С этого рейса и началась регулярная эксплуатация лайнера на воздушных линиях Аэрофлота.

17 декабря 1959 г. АН-10 совершил первый перелет за океан. В США были перевезены 44 саженца деревьев и кустарников, растущих в СССР, в подарок президенту США Д. Эйзенхауэру от Н.С. Хрущева.

АН-10 - свободнонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, на котором установлены четыре ТВД А. Г. Ивченко АИ-20 взлетной мощностью 4000 эл.с. каждый с винтами АВ-68 диаметром 4,5 м (на первом опытном самолете были установлены ТВД НК-4 конструкции Н.Д. Кузнецова мощностью 4000 э.л.с.).

Фюзеляж - цельнометаллический балочно-стрингерный полумонокок с диаметром в максимальном сечении 4,1 м. Поперечный набор фюзеляжа состоит из 68 шпангоутов и 9 полушпангоутов, а продольный набор - из 110 стрингеров.

Фюзеляж разделен на четыре отсека. В носовой части первого отсека расположена кабина экипажа, который включает командира, второго летчика, штурмана, бортрадиста и бортмеханика. Затем размещается передний пассажирский салон на 25 мест, далее - отсек бытовых помещений (гардероб, буфет-кухня и багажник). За бытовым отсеком находятся средний пассажирский салон на 46 мест и задний салон на 13 пассажиров. В кабине экипажа и в пассажирских салонах поддерживается перепад давлений 0,5 кгс/см2, что позволяет обеспечить комфортные условия на высоте полета 10 000 м. Под полом пассажирских помещений расположены грузовые и багажные отсеки. Погрузка и разгрузка осуществляются через люки по правому борту.

Пассажирские кресла (сдвоенные и строенные) - прочные и легкие. Каркас кресел выполнен из алюминиевых и магниевых сплавов. Кресло снабжено пепельницей, кнопкой вызова бортпроводника, индивидуальным светильником и радионаушником, включаемыми по желанию пассажира. Средняя ширина прохода между блоками кресел 410 мм. Полы в салонах закрыты коврами.

Посадка и выход пассажиров производятся через две двери, расположенные по левому борту, а погрузка крупногабаритных грузов - через заднюю грузовую дверь по правому борту. По обоим бортам расположены 33 круглых окна.

В хвостовой части фюзеляжа в специальном съемном контейнере укладывается тормозной высотный парашют, который выпускается при аварийном снижении в случае внезапной разгерметизации кабин самолета на высоте 10 000 м. Парашют обеспечивает снижение самолета до безопасной высоты 4000 м в течение 2 мин. В дальнейшем, по результатам испытаний опытного образца, контейнер с парашютом не применялся.

Крыло самолета - свободнонесущее, трапециевидной формы в плане и состоит из центроплана, двух средних частей и двух консолей. Средние части несут на себе двухщелевые закрылки с дефлекторами общей площадью 27 м2 и пластинчатые элероны (8 шт.). На консолях навешены двухсекционные элероны общей площадью 7,84 м2 с триммерами-сервокомпенсаторами.

Пластинчатые элероны представляют собой кривые пластины, размещенные на крыле перпендикулярно потоку. Их управление кинематически связано с управлением элеронами, при отклонении которых вверх автоматически выдвигаются вверх пластинчатые элероны.

Конструкция крыла - кессон с двумя лонжеронами балочного типа, состоящими из верхних и нижних поясов таврового сечения и стенок.

В средних частях крыла размещены 18 мягких протектированных топливных баков, в центроплане - 4 непротектированных. Общая емкость всех топливных баков составляет 13 580 л.

Хвостовое оперение - свободнонесущее, цельнометаллическое, однокилевое, без поперечного V.

Двигатель в гондоле крепится под крылом при помощи рамы с амортизаторами и силовой фермы. Самолет оборудован системой нейтрального газа и противопожарной системой.

Трехопорное шасси состоит из передней управляемой опоры с двумя сблокированными нетормозными колесами размером 900x300 мм, двух главных опор с четырехколесными тележками и хвостовой опоры. База шасси - 9,58 м, колея -4,92 м. Колеса главных опор размером 1050x300 мм с пневматиками полубаллонного типа с дисковыми тормозами. Шасси убирается в фюзеляж: передняя опора - назад по полету, главные опоры - вдоль размаха крыла по направлению к плоскости симметрии самолета. Хвостовая опора убирается назад в специальную нишу.

Управление элеронами, рулями высоты и направления -двойное, жесткое, с подключением рулевых машинок автопилота. Электрооборудование обеспечивает запуск двигателей, питание приборов и радиосвязи, работу агрегатов топливной и масляной систем, противообледенительных и обогревательных устройств.

Высотное оборудование обеспечивает создание и поддержание в пассажирских салонах и кабине экипажа условий, необходимых для полетов на больших высотах. Для этого салоны и кабина снабжены системой кондиционирования воздуха, теплозвукоизоляцией и герметизацией люков и дверей.

Масса пустого самолета 30 760 кг. При этом масса фюзеляжа 6425 кг, крыла - 5310 кг, хвостового оперения - 710 кг, шасси - 2297 кг.

Летные данные АН-10 при взлетной массе 51 т следующие: крейсерская скорость на высоте 8000 м - 630 км/ч; максимальная дальность полета с 85 пассажирами (и их багажом), грузом 800 кг и часовым остатком топлива - 3500 км.

Ан-10А (рис. 31, 32). В этой модификации выполнена перекомпоновка пассажирского салона путем увеличения числа рядов сидений и добавления двух купе (16 мест). Всего на самолете могут быть размещены 100 пассажиров. Геометрические размеры и внешний вид Ан-10А не отличаются от базового варианта. Коммерческая нагрузка увеличена до 14,5 т. Самолет оснащен четырьмя ТВД АИ-20А мощностью по 4000 э.л.с. и винтами АВ-68И.

Пассажирский самолет Ан-10А

Рис. 31. Пассажирский самолет Ан-10А

С целью определения уровня безопасности полета с одним работающим двигателем летчик Ю.В. Курлин 14 июля 1960 г. выполнил на Ан-10А два полета: один - с работающим внутренним двигателем, второй - с работающим внешним и зафлюгированными винтами отключенных двигателей. Благодаря большой энерговооруженности, высоким аэродинамическим качествам самолета, большому запасу устойчивости и хорошей управляемости экипажу удалось впервые в мире провести этот эксперимент успешно.

Схема пассажирского самолета Ан-10А

Рис. 32. Схема пассажирского самолета Ан-10А

29 апреля 1961 г. на Ан-10А установлен мировой рекорд скорости полета по замкнутому маршруту 500 км для самолетов с ТВД - 730,616 км/ч. Ан-10А производился серийно в 1959-1960 гг. В 1969 г. 22 самолета Ан-10А были переоборудованы для перевозки 112... 115 пассажиров.

За годы серийного производства (1957-1960 гг.) на Воронежском авиационном заводе построены 108 самолетов АН-10 и Ан-10А. К 1971 г. эти самолеты перевезли свыше 35 млн пассажиров и 1,2 млн т грузов. Тем самым они вышли на первое место в СССР по пассажирообороту. Но в мае 1972 г. в районе Харькова произошла катастрофа Ан-10А, в которой погибли 115 человек. Расследование показало, что ее причиной были усталостные трещины стрингеров нижней панели центроплана, обнаруженные впоследствии и на некоторых других машинах. В результате было принято решение о прекращении в 1973 г. эксплуатации самолетов на линиях "Аэрофлота".

Ан-10КП (воздушный командный пункт) - модификация Ан-10А для боевого управления и обеспечения связи с различными взаимодействующими штабами и пунктами управления при нахождении самолета в воздухе и на земле. Пассажирский салон оборудован рабочими местами операторов. В 1970 г. по заказу ВДВ был доработан один самолет.

АН-16 - модификация АН-10 для перевозки 130 пассажиров с багажом, почты и грузов общей массой до 14 000 кг на расстояние 2000 км. Увеличение числа кресел достигается за счет трехметровой цилиндрической вставки в фюзеляж базового самолета.

Разработка этого варианта выполнялась в 1957 г., но не была воплощена в связи с получением нового задания на создание другой модификации.

АН-10Б - модификация на базе Ан-10А, созданная в 1962 г. путем переоборудования пассажирского салона базового самолета для установки 132 кресел без изменения размещения бытовых помещений и переноса перегородок между салонами. Увеличение числа пассажирских мест достигнуто путем установки семи кресел в ряду (вместо шести) и увеличением числа рядов в среднем салоне (девять вместо семи). Новые кресла с откидной спинкой, установленные в переднем и среднем салонах, обеспечивают необходимый комфорт для пассажиров. Были также внесены изменения в оперение. Шайбы на горизонтальном оперении были заменены на два подфюзеляжных киля общей площадью 9,06 м2. Геометрические данные самолета остались прежние. (Такая модификация была проведена и на самолетах Ан-10А.)

Для увеличения дальности беспосадочного полета при коммерческой нагрузке 14 500 кг до 2000 км добавлены баки-кессоны в консолях крыла и четыре бака в средней части крыла. Масса топлива при полностью заправленных баках 15 200 кг.

Под такой вариант была доработана только одна машина.

Ан-10АС - грузовой вариант, рассчитанный на перевозку 16 300 кг различных грузов, включая животных. Переоборудование из пассажирского в транспортный осуществлялось путем снятия кресел и перегородок, установки на пол грузовых настилов со швартовочными узлами. Такое переоборудование выполнялось непосредственно в эксплуатирующих подразделениях на многих самолетах Ан-10А, летающих на трассах "Аэрофлота".

АН-10В - модификация Ан-10А для перевозки 174 пассажиров на расстояние до 1600 км или 128 пассажиров - на 3000 км. Отличается добавлением цилиндрических вставок в фюзеляж впереди и позади центроплана, что увеличивает длину пассажирского салона на 6 м.

Разработка выполнена в 1963 г., но самолет построен не был.

АН-10ТС (транспортно-санитарный) - вариант для транспортировки различных воинских грузов общей массой до 14 т, габаритные размеры которых позволяют производить их погрузку в кабину самолета через грузовую дверь размером 1300x1500 мм, расположенную по правому борту; перевозки десантников (113 -при посадке с десантниками, 60 - при десантировании на парашютах); перевозки раненых (73 - на носилках, 20 - на сиденьях) и 4 медработников.

Грузовая кабина оборудована системой принудительного открытия парашютов и механизмами уборки их вытяжных веревок. Погрузка и высадка десантников, а также раненых производятся по специальному трапу, устанавливаемому у задней входной двери. Сброс десантников осуществляется в два потока: через грузовую дверь (справа) и через заднюю входную дверь (слева).

По результатам испытаний в НИИ ВВС серийной машины АН-10 в 1959 г. было принято решение о переоборудовании 11 самолетов в вариант Ан-10ТС.

Самолет Ан-12 и его модификации

АН-12 (изделие "Т" - транспортный) (рис. 33, 34) - военно-транспортный самолет грузоподъемностью 16 т.

Самолет создавался согласно тем же постановляющим документам, что и АН-10. Ведущим конструктором был назначен В.Н. Гельприн. Рабочее проектирование Ан-12 длилось всего 11 месяцев, а постройка первой опытной машины (одновременно она была и первой серийной) на Иркутском авиационном заводе - полтора года.

16 декабря 1957 г. экипаж в составе летчика-испытателя Я.И. Берникова, второго пилота Г.И. Лысенко, штурмана П.И. Уварова, бортинженера И.М. Морозова, бортрадиста М.Г. Юрова и бортстрелка В.Г. Жилкина впервые поднял в воздух Ан-12. Заводские испытания проводились по ноябрь 1958 г., затем второй самолет передали на государственные испытания.

В мае 1959 г. первые самолеты стали поступать в части военно-транспортной авиации. Благодаря высоким летным качествам и возможности перевозить личный состав, грузы, боевую и инженерную технику и осуществлять их парашютное десантирование Ан-12 стал основным самолетом военно-транспортной авиации нашей страны и стран Варшавского Договора. Этим машинам принадлежит важная роль в целом ряде крупномасштабных учений. Так, в ходе маневров "Двина" (1970 г.) около 200 "двенадцатых" произвели выброску 8000 десантников с боевой техникой всего за 22 мин.

Самолет Ан-12

Рис. 33. Самолет Ан-12

По мере удовлетворения потребностей военно-транспортной авиации самолеты стали поступать в "Аэрофлот". 14 управлений с успехом использовали Ан-12 для перевозки различных грузов: строительной техники, животных, продовольствия и гуманитарной помощи. Первые в стране контейнерные перевозки (октябрь 1977 г.) тоже начались на Ан-12. Их себестоимость была рекордно низкой - 10 коп./т-км. В феврале 1966 г. Ан-12 открыли первую международную грузовую линию "Аэрофлота" Москва - Рига - Париж, преодолевая этот путь за 5 ч 30 мин полетного времени. На самолете выполнялись рейсы в Арктику и Антарктиду с высадкой на дрейфующие льды станций "СП-8" (1960 г.) и Мирный (1961 г.). В июне 1965 г. Ан-12 демонстрировался на 26-м Международном авиакосмическом салоне в Ле Бурже (Франция).

Диапазон применения Ан-12, который наряду с американским самолетом фирмы "Локхид" С-130 долгие годы оставался основным транспортным самолетом планеты, большой.

Ан-12 - свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции, с верхним расположением крыла, однокилевым вертикальным оперением и убирающимся шасси. Общность конструкций самолетов Ан-10 и Ан-12 была доведена до 86 %.

Схема самолета Ан-12

Рис. 34. Схема самолета Ан-12

Сразу за кабиной экипажа размещена гермокабина для сопровождающих на девять человек, затем - негерметичная грузовая кабина (длина 13,5 м, ширина 3,0 м и высота 2,5 м). Пол грузовой кабины является одним из основных силовых агрегатов фюзеляжа и состоит из каркаса, обшитого металлическими рифлеными листами. Поперечным набором каркаса пола служат низинки шпангоутов, а продольным - балки, прессованные профили и корытообразные штампованные коробки, подкрепляющие рифленые листы.

В хвостовом отсеке находится грузовой люк, проем которого закрыт двумя передними (открываются вбок) и одной задней (открывается вверх) створками. Грузовой люк окантован справа и слева балками, которые несут узлы навески створок. Обшивка створок грузового люка и обшивка фюзеляжа в этом районе снаружи защищены титановыми листами от повреждений концами фалов парашютов.

Кормовая часть фюзеляжа включает в себя гермокабину стрелка и агрегаты кормовой артиллерийской установки. Стрелку обеспечивается хороший обзор через остекление фонаря (прозрачная броня толщиной ПО... 135 мм) и боковые окна (органическое стекло толщиной 14 мм). Кормовая кабина с торца прикрыта съемным бронещитом (20 мм). Под креслами летчиков и по бортам кабины экипажа установлены листы противоосколочной брони АПБЛ-1 толщиной 8 мм. Кресла также имеют бронеспинки из стали АБ-548 и бронезаголовники.

Крыло и оперение (без вертикальных шайб) таких же геометрии и конструкции, как у АН-10. Но в связи с выполнением задач по перевозке и сбросу грузов и техники добавлено десантно-транспортное оборудование, которое предназначено для посадочного десантирования боевой и инженерной техники с расчетами и боеприпасами и личного состава (до 96 человек), для парашютного десантирования боевой техники с расчетами, грузов в парашютно-десантной таре типа ПДММ-47, ПДУР-47 и ПДТЖ-120 и личного состава воздушно-десантных войск (до 56 человек).

Погрузка и разгрузка самоходной техники производятся своим ходом с использованием грузовых трапов (перевозятся на борту), несамоходной - при помощи бортовых лебедок БЛ-52. Погрузка бесколесных грузов до 2000 кг выполняется с помощью кран-балки. Для парашютного десантирования техники и грузов на платформах и в штатных упаковках на самолет устанавливается транспортер ТГ-12. В санитарном варианте возможна перевозка 60 больных или раненых на носилках в сопровождении медработников.

Система пушечного вооружения для защиты задней полусферы состоит из кормовой башни ДБ-65У с двумя 23-мм пушками АМ-23, электросистемы дистанционного управления башней и прицельно-вычислительного блока. Боекомплект - 700 патронов (350 на каждую пушку), скорострельность - 1250...1350 выстр./мин на ствол. Бомбардировочное вооружение включает в себя подвеску бомб различного калибра для их сбрасывания с балочных держателей, находящихся в нишах обтекателей шасси, и ящичного держателя ДЯ-СС-АТ в хвостовой части фюзеляжа. Для прицельного бомбометания и сброса десантируемых грузов в кабине штурмана установлен прицел НКПБ-7.

Крейсерская скорость АН-12 - 550 км/ч; взлетная масса - 61 т; масса снаряженного самолета - 37,3 т; практический потолок -10,5 км.

Самолет строился серийно на трех заводах: в Иркутске (1957-1962 гг.), Воронеже (1960-1965 гг.) и Ташкенте (1962-1972 гг.). Построены 1240 машин. АН-12 экспортировался в 14 стран.

В 1991-1992 гг. летчики НИИ ВВС установили на этом самолете 39 мировых рекордов высоты и скорости полета.

За создание АН-12 группе ведущих специалистов ОКБ А.Я. Белолипецкому, В.Н. Гельприну, Е.К. Сенчуку, Е.А. Шахатуни во главе с O.K. Антоновым в 1962 г. была присуждена Ленинская премия.

Ан-12УД/УД-3 (1960 г.) - модификация АН-12 увеличенной дальности, полученная путем установки двух-трех дополнительных топливных баков (по 4000 л каждый) в грузовой кабине.

Ан-12У (1962 г.) - модификация Ан-12, оборудованная системой управления пограничным слоем (УПС) крыла и оперения путем выдува сжатого воздуха на закрылки, стабилизатор и рулевые поверхности. На этом самолете установлены простые закрылки вместо выдвижных двухщелевых и под крылом на пилонах подвешены два специальных компрессора ДК1-26 в качестве источника сжатого воздуха.

Разрабатывался по инициативе ОКБ, но построен не был.

АН-12П/АП/БП - модификация самолета Ан-12 с дополнительно установленными топливными баками в подпольном отсеке фюзеляжа.

Ан-12А (1961 г.) - модификация Ан-12 с увеличенной до 20 т грузоподъемностью. Самолет оснащен четырьмя дополнительными мягкими топливными баками. Общая емкость баков 16 600 л.

Выпускался серийно на Иркутском авиационном заводе. Построено 155 экземпляров.

Ан-12Б. Этот самолет отличается от базового Ан-12 установкой в отъемных частях крыла дополнительных кессон-баков для топлива (общая емкость баков 19 500 л) и турбогенератора ТГ-16 для автономного запуска двигателей. Такая модернизация была выполнена в 1963 г., самолет выпускался на Воронежском авиационном заводе.

АН-12Б-30 - модификация самолета Ан-12Б для перевозки грузов и техники общей массой до 30 т на расстояние до 1500 км. Самолет оснащен более мощными двигателями АИ-20ДК и винтами большего диаметра (5,1 м). Взлетная масса - 75 650 кг, крейсерская скорость - 600 км/ч.

В 1963 г. выполнена проработка этого варианта с целью улучшения тактико-технических данных самолета Ан-12, которая, однако, в натурный образец воплощена не была.

Ан-12Б-И - вариант Ан-12Б, оборудованный станцией индивидуального радиоэлектронного противодействия "Фасоль". Используется как десантно-транспортный самолет, а также выполняет задачи радиоэлектронной борьбы с противником.

В 1964 г. были переоборудованы семь самолетов.

АН-12БК - дальнейшее развитие Ан-12Б с максимальной дальностью полета 6300 км. Увеличена ширина грузовой кабины до 3,12 м за счет изменения конструкции фюзеляжа без увеличения его внешних размеров. Самолет оснащен четырьмя ТВД АИ-20М, модернизированным комплексом оборудования.

Выпускался серийно на Ташкентском авиационном заводе.

Ан-12БМ. Специальный вариант серийного Ан-12Б, разработан для исследования возможности дальней радиосвязи через спутник "Молния-1". В кабине сопровождающих размещены четыре оператора по обслуживанию аппаратуры связи.

Летно-технические характеристики самолета в основном не изменились. В 1962 г. был переоборудован один самолет.

Ан-12ПЛ (полярный, лыжный) (рис. 35) - самолет для выполнения полетов в северных районах и зимой. Оснащен неубираемым лыжным шасси и системой подогрева лыж теплым воздухом при их примерзании для страгивания машины с места.

Самолет Ан-12ПЛ

Рис. 35. Самолет Ан-12ПЛ

Полозья лыж выполнены из титанового сплава ОТ4-1, применение которого обеспечило снижение массы конструкции на 130 кг.

В 1961 г. были переоборудованы два экземпляра.

Ан-12ТП-2 - вариант для полярной авиации. Отличается от серийной машины установкой турбогенератора ТГ-16 в левом обтекателе шасси, подпольных топливных баков, средств астронавигации и дальней радиосвязи. Кроме того, предусмотрена возможность установки неубираемого лыжного шасси и при перегонке дополнительных топливных баков в грузовой кабине (максимальная дальность полета 7400 км). Кабина сопровождающих оснащена оборудованием для отдыха при выполнении длительного перелета. С самолета снята кормовая пушечная установка.

В сентябре 1961 г. самолет прошел совместные испытания ОКБ и Управления полярной авиации, а в декабре того же года на нем и на Ил-18 был совершен уникальный перелет по маршруту Москва - Мирный протяженностью 26 423 км.

Ан-12Т - топливовоз для перевозки авиационных, автомобильных и ракетных топлив и окислителей в емкостях, установленных в грузовой кабине.

В 1961 г. был построен опытный экземпляр.

Ан-12РУ. Для уменьшения длины разбега и взлетной дистанции на Ан-12 (Ан-12А, Ан-12Б) по обоим бортам фюзеляжа за крылом подвешивались два стартовых ускорителя ПРД-63, которые после выгорания их топлива отстреливались назад и в сторону.

Этот вариант прорабатывался в 1962 г., но реализован не был.

Ан-12Д - модификация серийного самолета АН-12, созданная с целью увеличения полезной нагрузки до 20 т и дальности полета до 1600...1800 км согласно постановлению Совета Министров СССР от 23 мая 1964 г.

На Ан-12Д установили новое крыло увеличенного размаха -44,2 м (площадью 170 м2), вертикальное и горизонтальное оперения увеличенной площади, двигатели АИ-20ДК взлетной мощностью 5180 э.л.с. и винты диаметром 5,1 м. Новое шасси повышенной проходимости допускает эксплуатацию самолета на аэродромах с условной прочностью грунта 4...5 кгс/см2.

Для перевозки личного состава войск и раненых на больших высотах грузовая кабина (с увеличенными габаритными размерами 13,9x3,45x2,5 м) герметизирована с перепадом давлений 0,25 кгс/см2. Для удобства погрузки-выгрузки крупногабаритной техники и грузов хвостовая часть фюзеляжа несколько приподнята, а грузовой люк увеличен до следующих размеров: длина - 2,5 м, ширина - 3,45 м. Установлен новый кран-балка грузоподъемностью до 3,5 т, позволяющий захватывать груз за порогом кабины.

По расчетам взлетная масса самолета - 75 т, крейсерская скорость - 500...600 км/ч, практический потолок - 10 000 м, перегоночная дальность - 7500 км.

Проект получил дальнейшее развитие при разработке Ан-40.

Ан-12Д УПС (рис. 36) - дальнейшая модификация самолета Ан-12Д с системой управления пограничным слоем крыла и оперения для улучшения взлетно-посадочных характеристик. Для обеспечения работы этой системы дополнительно установлены в качестве источника сжатого воздуха три специальных турбокомпрессора (два расположены в центроплане, один - в киле). УПС путем выдува сжатого воздуха на специально сконструированные закрылки и рулевые поверхности резко повышает эффективность механизации крыла и органов управления самолета на взлетно-посадочных режимах полета.

По расчетам при взлетной массе 75 т длина разбега самолета - 550...600 м, длина пробега - 650...700 м. Этот вариант самолета не был построен.

Ан-12СН (специального назначения) - военно-транспортный самолет, способный покрыть расстояние 1500 км, разработанный на базе серийного Ан-12Б для транспортировки и посадочного десантирования снаряженного танка Т-54 массой 37,2 т.

Схема самолета Ан-12Д с системой УПС

Рис. 36. Схема самолета Ан-12Д с системой УПС

В отличие от базового самолета увеличены размеры грузовой кабины за счет изменения конструкции внутреннего набора средней и хвостовой частей фюзеляжа. Ширина грузовой кабины стала 3,45 м, ширина грузового люка - 3,45 м. Самолет оснащен четырьмя двигателями АИ-20ДК мощностью 5180 э.л.с. и винтами диаметром 5,1 м. Для сохранения взлетных характеристик в хвостовой части самолета вместо кормовой кабины установлен ТРД РД-9 со взлетной тягой 3800 кгс, а для уменьшения пробега - тормозной парашют.

Так как самолет предназначен перевозить танки, то сняты ряд агрегатов и дублирующих элементов электронно- и радиосистем, при этом сохраняется минимум оборудования, необходимого для выполнения этой задачи.

В остальном самолет Ан-12СН аналогичен серийному образцу. В 1965 г. был выполнен проект.

Модификации АН-12 разрабатывались и в последующие годы, выходящие за пределы нашего рассмотрения. Однако считаем целесообразным их упомянуть.

АН-12Р - модификация Ан-12БК для перевозки 25 т грузов на дальность 2500 км при максимальной взлетной массе самолета 90 т и крейсерской скорости 850 км/ч. Отличается от базового варианта установкой ТРДД Д-36 тягой по 6500 кгс, стреловидного крыла и Т-образного оперения. Грузовая кабина сделана герметичной и имеет длину 15 м, ширину 3,45 м и высоту 2,5 м. Кормовая пушечная установка заменена на стрелковую башню с электродистанционным управлением.

Работы по этой машине проводились в 1969 г. по инициативе ОКБ и были продолжены при разработке самолета Ан-112.

Ан-12Б "Кубрик" - самолет с комплексом аппаратуры для исследования инфракрасного излучения надводных, наземных и воздушных целей и испытания объектов инфракрасной техники.

В 1969 г. один серийный Ан-12Б был доработан под установку аппаратуры "Кубрик".

Ан-12ПС (поисково-спасательный) - авиационно-морской комплекс на базе Ан-12Б для поиска и эвакуации приводнившихся космонавтов, а также людей, терпящих бедствие на море. Самолет оснащен комплексом соответствующего оборудования и средствами парашютного десантирования спецкатера с командой спасателей из трех человек на его борту.

Опытный экземпляр этого комплекса был построен в 1969 г. в Таганроге, прошел весь объем испытаний. Серийно не строился.

Ан-12БП (изделие "51Т") (1969 г.) - специальный самолет-разведчик радиоактивного заражения атмосферы. Самолет оснащен фильтрогондолами для забора воздуха, дозиметрами ДП-35 и лабораторным оборудованием для проведения анализов.

Ан-12БКВ (1969 г.) - самолет-бомбардировщик и постановщик мин, оборудованный стационарным транспортером для сброса 12 т бомб или мин.

Ан-12БК-ВКП "Зебра" (воздушный командный пункт) - специальный самолет для обеспечения управления войсками, задействованными на протяженных театрах военных действий, или для использования в качестве командного пункта в случае выхода из строя какого-то наземного штаба войск. Оборудован комплексом связи для работы пункта как в воздухе, так и на земле и 18 рабочими местами для оперативного и служебного расчета.

В 1969 г. был выполнен аванпроект.

Ан-12БШ и Ан-12БКШ (1970 г.) - учебно-штурманские варианты Ан-12Б и Ан-12БК для группового обучения курсантов-штурманов военно-транспортной авиации самолетовождению в различных метеоусловиях, днем и ночью. В грузовой кабине оборудованы 10 рабочих мест с действующей навигационной аппаратурой.

Работы по переоборудованию самолетов выполнялись на авиационном заводе в Ташкенте.

Ан-12БЛ (1970 г.) - экспериментальный самолет на базе Ан-12Б, оснащенный с целью снижения потерь при преодолении противовоздушной обороны (ПВО) противника противолокационным ракетным комплексом, состоящим из четырех ракет Х-28 и аппаратуры их целеуказания, управления и пуска. Ракеты подвешивались: две - под крылом и две - на пилонах под носовой частью фюзеляжа.

Ан-12БЛ построен в одном экземпляре. Прошел заводские и специальные испытания.

Ан-12М - модификация АН-12 с двигателями АИ-20ДМ мощностью по 5180 э.л.с. и винтами АВ-68ДМ диаметром 4,7 м.

В 1972 г. была переоборудована одна машина. Летные испытания показали улучшение некоторых характеристик самолета. Серийно не строился.

Ан-12БКТ (1972 г.) - топливозаправщик самолетов фронтовой авиации на полевых аэродромах. Внутри грузовой кабины Установлены емкости общим объемом 19 500 л, что позволяет заправить одновременно два истребителя в течение 30...40 мин.

Ан-12Б (изделие "93Т") - летающая лаборатория для метрологического обслуживания и проверки контрольно-измерительной аппаратуры в частях ВВС. В 1972 г. был оборудован один самолет.

Ан-12Б (ЛИАТ - лаборатория исследования авиационной техники) - специальный самолет для проведения работ по определению технического состояния авиационной техники в авиачастях и на местах летных происшествий. Самолет имеет лабораторный отсек как внутри фюзеляжа, так и вне его (палатка-полог) и дополнительное бытовое оборудование. В 1972 г. был оборудован один самолет.

Ан-12БСМ (1973 г.) - самолет-контейнеровоз для гражданской авиации, который может перевозить восемь поддонов ПА-2,5 или восемь контейнеров УАК-2,5, или четыре поддона ПА-5,6, или четыре контейнера УКА-5А. Грузовая кабина самолета оснащена двумя кран-балками общей грузоподъемностью 5000 кг и роликовыми дорожками.

Ан-12БКК "Капсула" (оперативный командный пункт) - самолет-салон для командующего военно-транспортной авиацией. В грузовой кабине размещается легкосъемная гермокабина (капсула) на 20 человек, которая для обеспечения жизнедеятельности в ней подключена к самолетным системам. В 1975 г. был переоборудован один самолет.

Ан-12БК-ИС - модификация Ан-12БК, оснащенная аппаратурой индивидуальной защиты (самого самолета-помехоносителя) от радиотехнических средств ПВО противника. На самолете размещены следующие средства радиоэлектронного противодействия: четыре станции ответных помех "Сирень" в контейнерах на внешней подвеске в носовой и хвостовой частях фюзеляжа; станция активных шумовых помех; устройства создания пассивных и инфракрасных помех.

В 1970 г. переоборудованы 45 самолетов. Ан-12ПП (постановщик помех) - специальный вариант на базе серийных самолетов Ан-12Б/12БК, предназначенный для решения следующих задач: скрывания направления полета, состава и построения подразделений военно-транспортной авиации; создания помех работе РЛС ЗРК, самолетов-перехватчиков, головкам самонаведения ракет (в том числе тепловым), сетям радио- и радиорелейной связи противника; наращивания помеховой обстановки в глубине территории противника и срыва прицельного огня средств ПВО. Самолет оснащен средствами радиоэлектронного противодействия, которые подразделяются на две группы: средства групповой защиты для прикрытия подразделений самолетов и средства индивидуальной защиты для самого самолета-помехоносителя.

Первая группа средств включает в себя: четыре автоматические станции прицельных и прицельно-заградительных помех, станции активных помех, автомат пассивных помех АПП-22. Эта аппаратура установлена в кабине сопровождающих и грузовом отсеке и управляется оператором радиоэлектронного противодействия.

Вторая группа состоит из станции ответных помех и двух комплектов автоматов пассивных помех АСО-21 с автоматами сброса дипольных отражателей. Кормовая кабина заменена хвостовым обтекателем, в котором размещена аппаратура индивидуальной защиты. В нижней части этого обтекателя находятся выводные горловины автомата сброса дипольных отражателей.

Эти установленные комплексы противодействия обслуживаются автономными системами электропитания, охлаждения, гидравлики и пневматики, системой наземного обслуживания, биологической защиты экипажа.

В 1970 г. были построены 27 самолетов.

Ан-12БК-ППС (1971-1974 гг.) - специальный вариант Ан-12БК для постановки помех. Самолет оснащен более мощным комплексом средств радиоэлектронной защиты, который способен создавать в любых комбинациях активные, пассивные и инфракрасные помехи большой мощности. Отличается от Ан-12ПП дополнительной установкой четырех станций активных помех "Сирень-Д" в контейнерах на внешней подвеске в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, четырех автоматов инфракрасных помех АСО-2И.

Некоторые самолеты оснащались автоматами сброса дипольных отражателей с выводными трубами, подвешенными под кормовой кабиной стрелка.

Летные характеристики самолетов-постановщиков помех незначительно отличаются от летных характеристик базовых самолетов Ан-12. Построены 19 самолетов.

Ан-12БЗ-1 и Ан-12БЗ-2 - варианты самолета Ан-12 для отработки системы заправки топливом в полете: первый - оборудован системой для приема топлива, второй - самолет-заправщик. Дооборудование серийного самолета осуществляется путем установки штанги-приемника и дополнительной топливной магистрали, соединяющей штангу с системой централизованной заправки - для заправляемого самолета; подвесного агрегата заправки и дополнительной емкости для топлива с насосами и трубопроводами - для самолета-заправщика.

Такая модернизация обеспечивает увеличение дальности полета с грузом 20 т до 3800 км, а с 7 т - до 6900 км. В 1969 г. был выполнен аванпроект.

Ан-12М ЛЛ (1975 г.) - летающая лаборатория для испытания систем катапультирования. Самолет оборудован поворотной кормовой экспериментальной кабиной, обеспечивающей катапультирование под любым углом к горизонту.

Целый ряд работ был выполнен по системе аварийного покидания самолета с помощью буксировочного ракетного двигателя (система К-37 совместной разработки фирм "Звезда" и "Искра").

Ан-12БКЦ "Циклон" (рис. 37)-летающая лаборатория на базе Ан-12БК для исследования метеорологических процессов, воздушных потоков и развития циклонов. Самолет оборудован измерительной и вычислительной аппаратурой, а также средствами воздействия на облака (контейнерами с метеопатронами ПВ-26).

В 1979 г. были переоборудованы два самолета.

Ан-12 "Танкер" (1981 г.) -летающая водораспыливающая лаборатория для создания условий искусственного обледенения при помощи как отдельных противообледенителей, смонтированных на экспериментальном отсеке, так и противообледительных систем самолета в целом. Внутри грузовой кабины находится водяной бак (8000 л), из которого вода поступает по шлангу длиной 47 м в выпускаемый водораспыливающий конус с расходом до 4 л/с, образуя облако диаметром 3...5 м. На верхней поверхности фюзеляжа перед крылом установлен водораспыливающий коллектор, а за крылом - пилон экспериментального отсека.

Расчетная продолжительность работы этой системы в зависимости от скорости полета и водности создаваемого облака - 0,5...6 ч. Сроки проведения испытаний на Ан-12 "Танкер" по сравнению с испытаниям в условиях естественного обледенения сокращаются в четыре раза. Был оборудован один самолет.

В Китае выпускались следующие модификации Ан-12:

Самолет-лаборатория Ан-12БКЦ 'Циклон'

Рис. 37. Самолет-лаборатория Ан-12БКЦ "Циклон"

Y-8 - вариант Ан-12БК. Первый полет самолет совершил 25 декабря 1974 г. Строится серийно на Шэньсийском авиационном заводе с января 1980 г.;

Y-8A - вариант Y-8. Первый самолет построен в 1987 г.;

Y-8B (1986 г.);

Y-8-C - гражданский и военный варианты Y-8 с герметичной грузовой кабиной, разработанной совместно с фирмой "Локхид". Первый самолет построен в декабре 1990 г.;

Y-8D - экспортный вариант Y-8. Первый самолет построен в 1987 г.;

Y-8E - беспилотный самолет с подвешенными под крылом двумя высотными разведывательными аппаратами. Первый самолет построен в 1989 г.;

Y-8F (1990 г.) - транспортный самолет, оборудованный для перевозки животных;

Y-8H - поисково-спасательный вариант Y-8;

Y-8X - патрульный вариант для ВМФ для поиска подводных лодок и спасения экипажей, терпящих бедствие на море. Первая машина была построена в 1984 г.

Компоновка самолета Ан-40

Рис. 38. Компоновка самолета Ан-40

Самолет Ан-40 и его модификации

Ан-40 (рис. 38) - военно-транспортный самолет с укороченным взлетом и посадкой, дальнейшее развитие самолета Ан-12Д. Предназначен для перевозки, наземного и воздушного десантирования грузов, техники и личного состава войск с максимальной нагрузкой 30 т при взлетной массе 95 т на расстояние 2750 км. Увеличение грузоподъемности и внутренних размеров грузовой кабины (длина 15,46 м, ширина 3,45 м и высота 2,6 м) обеспечивает перевозку крупногабаритной техники, которая не вмещается в Ан-12Б.

Силовая установка самолета состоит из четырех маршевых ТВД АИ-30 мощностью по 5500 э.л.с. с четырехлопастными винтами (диаметром 5 м) и дополнительно устанавливаемых (для уменьшения взлетно-посадочных дистанций) четырех спаренных разгонно-тормозных двигателей РД36-35 в двух гондолах, подвешенных на пилонах под крылом между гондолами маршевых двигателей.

В носовой части фюзеляжа расположены кабина штурмана, затем кабина экипажа и кабина сопровождающих (17 человек). Над кабиной сопровождающих находится рабочее место с блистером для бортстрелка, который дистанционно управляет кормовой башней ДБ-75. В кормовой башне размещены две двухствольные скорострельные 23-мм пушки АО-9, прицельная радиолокационная станция ПРС-4 "Криптон" и вычислительный блок ВБ-257А-5. Кроме того, в обтекателях шасси подвешиваются кассетные держатели КДС-16ГМ для контейнеров автоматического сбрасывания дипольных отражателей пассивных помех.

Воздушное десантирование боевой техники и грузов обеспечивается механизированным способом или при помощи вытяжных парашютов спецоборудованием, вмонтированным в конструкцию грузового пола. При посадочном десантировании личного состава в грузовой кабине устанавливаются десантные сиденья на 125 человек, а в санитарном варианте - унифицированные армейские носилки (82 шт.).

В начале 1965 г. был построен и утвержден макетной комиссией макет Ан-40 в натуральную величину. Однако дальнейшие работы не проводились из-за бесперспективности развития самолетов с ТВД.

Ан-40 ПЛО (противолодочная оборона) - вариант Ан-40 с силовой установкой, работающей как на керосине, так и на водородном топливе. В грузовой гермокабине самолета размещен газообразный водород (134,5 м3). Боевая нагрузка (торпеды и глубинные бомбы) общей массой до 10 т размещается в передней части удлиненных обтекателей шасси.

По расчетам при взлетной массе 90 т в режиме максимальной дальности (15 500 км) самолет развивает крейсерскую скорость 550 км/ч, продолжительность полета на высоте 9000 м составляет 27 ч; в режиме барражирования на высоте 500 м скорость 350 км/ч и продолжительность полета 22 ч при дальности барражирования 7750 км.

В 1964 г. были выполнены предложения по этому самолету, но он не строился.

Ан-42 - вариант Ан-40 с УПС. Для снабжения сжатым воздухом на самолете установлены турбокомпрессоры на базе двигателей РД36-35В: один - в форкиле, два - за центропланом в заднем зализе крыла.

Крыло по геометрии и аэродинамической компоновке полностью соответствует крылу Ан-40 и отличается только конструкцией хвостовой части и механизации. Хвостовая часть крыла отличается очертанием в месте сопряжения с закрылком и элероном и наличием системы выдува воздуха (сопла выдува). Закрылки с системой УПС - однощелевые с фиксированной осью вращения.

В магистралях подачи воздуха системы УПС на элероны, рули высоты и направления установлены краны, которые кинематически связаны с рулевыми поверхностями. Выдув воздуха производится при отклонении элеронов вниз, руля высоты - вверх и при их нейтральном положении, а при отклонении в другом направлении воздух перепускается в атмосферу, минуя рулевые поверхности. На руль направления при его отклонении воздух подается только на одну поверхность, а при нейтральном положении - на обе поверхности в половинном количестве. Проект самолета Ан-42 не был реализован.

Самолеты Ан-20 и ВТ-22

Ан-20 (изделие "Ю") (рис. 39) - десантно-транспортный самолет для перевозки боевой и инженерной техники общей массой до 40 т, например танка Т-54 (36 т) с боекомплектом и расчетом, с возможностью воздушного десантирования моногрузов до 16 т. Самолет оснащен двумя ТВД НК-12М конструкции Н.Д. Кузнецова мощностью 15 000 э.л.с. каждый с четырехлопастными реверсивными соосными винтами диаметром 6,4 м.

Десантно-транспортный самолет Ан-20 (модель)

Рис. 39. Десантно-транспортный самолет Ан-20 (модель)

Ан-20 представляет собой моноплан цельнометаллической конструкции с высокорасположенным крылом и однокилевым оперением. Для обеспечения десантирования хвостовая часть фюзеляжа приподнята вверх и в ее нижней части организован большой грузовой люк, который имеет ширину проема 3,8 и длину 10,1 м. Он закрыт передней и задней створками. В задней створке имеется люк шириной 2,8 м и длиной 2,4 м, закрываемый двумя створками. Передняя створка является трапом. При воздушном десантировании створка устанавливается в горизонтальное положение и служит продолжением трапа, а задняя отклоняется кверху.

Грузовая негерметичная кабина самолета (длина - 21 м с передней створкой, ширина - 3,6 м, высота - 3,5 м) рассчитана на 143 парашютиста или при посадочном десантировании - на 170 солдат. Выброс парашютистов предусматривался в четыре потока: два - через десантные люки в полу передней части грузового отсека и два - через грузовой люк в хвостовой части фюзеляжа. Пол оборудован системой швартовки грузов и техники, по бокам фюзеляжа установлены откидные десантные сиденья. В санитарном варианте в грузовой кабине устанавливаются унифицированные армейские носилки для перевозки 144 раненых. В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа (5 человек) и кабина сопровождающих (27 человек).

Крыло самолета трапециевидной формы в плане размахом 58 м и площадью 278,8 м2, кессонного типа, снабжено двухщелевыми выдвижными закрылками, выпуск и уборка которых осуществляются гидроподъемниками с электродистанционным управлением. Шасси состоит из передней опоры с двумя колесами (1100x400 мм) и двух основных опор с тележками из четырех колес (1450x520 мм). Уборка опор шасси осуществляется следующим образом: передняя - вперед в нишу фюзеляжа, основные -вперед в обтекатели шасси. Давление в пневматиках колес позволяет эксплуатировать самолет с грунтовых аэродромов.

Оборонительное вооружение - кормовая установка из двух 23-мм пушек АО-9, управляемая автоматически от РЛС или -при отказе станции - дистанционно бортинженером из кабины экипажа.

При нормальной взлетной массе 108,3 т самолет на высоте 8000 м развивает максимальную скорость 690 км/ч; при максимальной десантной нагрузке 40 т дальность полета равна 2700 км, а при 25 т - 5000 км; практический потолок - 12 000 м; длина разбега - 1000 м; длина пробега - 1200 м.

В июне 1958 г. был выполнен эскизный проект Ан-20, а в августе 1960 г. работы были остановлены по указанию ГКАТ.

ВТ-22 (1960 г.) - дальнейшее развитие десантно-транспортного самолета. Он был рассчитан на перевозку грузов и техники до 50 т на расстояние 3500...4000 км, а также воздушное десантирование моногрузов до 15т.

ВТ-22 - моноплан с четырьмя ТВД НК-12МВ, высокорасположенным крылом (размах 52,8 м) типа "обратная чайка" с изломом у внутреннего двигателя и однокилевым оперением. Крыло может быть оборудовано системой УПС. Шасси состоит из двухколесной передней опоры и четырех основных опор с тележками из четырех колес.

Габаритные размеры грузовой кабины (30,0x4,4x4,4 м) позволяют решать задачу транспортировки практически всей боевой и инженерной техники.

По расчетам при взлетной массе 170 т крейсерская скорость -650 км/ч, практическая дальность с десантной нагрузкой 50 т -3500 км.

Проект самолета ВТ-22 послужил базой для создания АН-22.

Пассажирские самолеты для местных воздушных линий

Ан-26 - проект самолета для перевозки 36...40 пассажиров на воздушных линиях "Аэрофлота" протяженностью до 1000...1600 км с необорудованными и грунтовыми аэродромами (рис. 40). Это высокоплан с двумя ТВД АИ-20П, трехкилевым оперением и трехопорным шасси высокой проходимости. За кабиной экипажа (командир и штурман-радист) расположены грузовой отсек и буфет, затем - пассажирский салон, туалет, гардероб и грузовое помещение. Пассажиры располагаются в удобных креслах с откидными спинками с хорошим обзором из окон. Входная дверь со встроенным трапом находится с левого борта, а с правого борта - две грузовые двери.

По расчетам при взлетной массе 20,5 т крейсерская скорость на высоте 6000 м - 520...550 км/ч, дальность при полете на высоте 6000 м с часовым запасом топлива с 40 пассажирами -800 км, практический потолок - 11 000 м, длина разбега - 300 м, длина пробега - 250 м.

Проект был выполнен в 1957 г. В дальнейшем использовался при разработке Ан-24.

Ан-24 (рис. 41, 42) - пассажирский самолет для перевозки 32 человек на местных воздушных линиях "Аэрофлота". Разработка велась на основании постановления Совета Министров СССР от 18 декабря 1957 г. Ведущий конструктор А.И. Шиврин. Ан-24 оснащен двумя ТВД АИ-24 конструкции А.Г. Ивченко мощностью 2550 э.л.с. с четырехлопастными флюгерными винтами АВ-72 диаметром 3,9 м с автоматически изменяемым шагом.

Мощная механизация крыла (двухщелевые закрылки площадью 15 м2), шасси высокой проходимости с пневматиками низкого давления (2,5...3,5 кгс/см2) и большое удаление двигателей и винтов от земли (от конца лопасти до земли - 1,14 м) обеспечивают эксплуатацию самолета с грунтовых малоподготовленных аэродромов. Наличие на борту турбогенератора для запуска двигателей и бортового пассажирского трапа делают его автономным, независимым от аэродромных средств обслуживания.

Самолет строился с января 1958 г. по сентябрь 1959 г. Первый полет на Ан-24 с бортовым обозначением 11959 был совершен 20 октября 1959 г. экипажем во главе с летчиком-испытателем Г И Лысенко (второй пилот Ю.В. Курлин, штурман В.Н. Попов, бортинженер А.А. Круц, бортрадист П.С Мельниченко, ведущий инженер по летным испытаниям Я.И. Рыжик). Заводские испытания проходили по март 1961 г., государственные испытания - в апреле-августе 1961 г.

Схема самолета Ан-26

Рис. 40. Схема самолета Ан-26

Самолет Ан-24

Рис. 41. Самолет Ан-24

В апреле 1962 г. Ан-24 был передан на эксплуатационные полеты летчикам Украинского управления ГА. Первый технический пассажирский рейс из Киева в Краснодар состоялся в сентябре 1962 г. А в октябре того же года Ан-24 принял пассажиров и отправился по трассе Киев - Херсон.

Ан-24 - цельнометаллический свободнонесущии моноплан с высокорасположенным крылом, однокилевым оперением с форкилем и трехопорным убирающимся шасси. Экипаж состоит из командира корабля, второго пилота и бортпроводника.

Фюзеляж - балочно-стрингерный полумонокок, состоящий \ из 49 шпангоутов, балок, стрингеров и обшивки толщиной 1 1 5 мм Поперечное сечение фюзеляжа образовано двумя дугами разного диаметра. В фюзеляже размещены кабина экипажа пассажирский салон, бытовые помещения (буфет, туалет, гардероб и др.) и грузовой отсек. Пассажирская кабина отделена от остальных помещений перегородками. Блоки кресел с шагом 720 мм оборудованных мягкими сиденьями и спинками с механизмом отклонения, пепельницами и откидными столиками, легко устанавливаются в направляющих рельсах с шагом, кратным 30 мм.

Схема самолета Ан-24

Рис. 42. Схема самолета Ан-24

Фюзеляж герметичный.

Впервые в истории отечественного самолетостроения на Ан-24 заклепочные соединения герметической обшивки со стрингерами заменены клеесварными соединениями. Эти соединения также применены в панелях хвостового оперения и гондол двигателей. Общая площадь клеесварных панелей на самолете составляет 67 % всей поверхности, число сварных точек - 120 тыс. шт.

Крыло - большого удлинения (11,7), трапециевидной формы в плане размахом 29,2 м и площадью 74,9 м2. Двухлонжеронное крыло кессонного типа состоит из центроплана, двух средних и двух отъемных частей. В кессоне центроплана расположены четыре мягких топливных бака для 3950 кг керосина.

Оперение - свободнонесущее, состоит из двух консолей стабилизатора размахом 9 м и площадью 17,23 м2, киля высотой (над фюзеляжем) 4,9 м и площадью с форкилем 15,85 м2 и под-фюзеляжного гребня площадью 1,8 м2.

Шасси состоит из передней опоры с двумя нетормозными колесами (700x250 мм) и двух главных опор с двумя тормозными колесами (900x300 мм). Все опоры убираются вперед: передняя - в нишу на фюзеляже, главные - в ниши на гондолах двигателей.

Управление самолетом - двойное, имеет оригинальную горизонтально расположенную штурвальную колонку, что в комплексе с компоновкой кабины создает большие удобства для работы летчиков.

На самолете Ан-24 впервые в СССР применен микроэжекторный принцип работы воздушно-тепловой противообледенительной системы крыла, оперения и воздухозаборников двигателей. Воздушные винты, лобовые стекла кабины экипажа и ПВД имеют электрообогрев. Самолет оснащен пилотажно-навигационным и радиотехническим оборудованием, обеспечивающим выполнение полетов в различных метеоусловиях как днем, так и ночью, а также осуществление посадки в условиях плохой видимости.

Ан-24 в модификациях А, Б, В и РВ строился серийно на Киевском (1959-1979 гг.) и Улан-Удэнском (1965-1970 гг.) авиационных заводах. Выпущено 1200 экземпляров. За время эксплуатации перевезено большое количество пассажиров и грузов. Так, например, в 1979 г. Ан-24 работал на 978 воздушных линиях и перевозил в год до 30 % общего числа пассажиров "Аэрофлота".

Самолет экспортировался более чем в 40 стран мира. В 1969 г. Ан-24 демонстрировался на 27-м Международном авиакосмическом салоне в Ле Бурже (Франция). В мае, июне и июле 1982 г. на этом самолете женскими экипажами под руководством М.Л. Попович и Г. Г. Корчугановой установлен 71 мировой рекорд скорости, высоты полета и времени ее набора для самолетов с ТВД взлетной массой 20...25 т.

В настоящее время назначенный эксплуатационный ресурс Ан-24 65 тыс. ч полета, что гарантирует высокую безопасность и надежность применения.

Основные данные: максимальная взлетная масса 21 т, масса пустого самолета 13,75 т, крейсерская скорость 450 км/ч, дальность полета с 32 пассажирами и их багажом 2000 км, практический потолок 9000 м, длина разбега 640 м, длина пробега 610 м.

Ан-24А (1959 г.) - вариант Ан-24, рассчитанный на 44 пассажира. Строился серийно (200 машин).

Ан-24АТ. Легкий военно-транспортный самолет на базе Ан-24А. Отличается от базового новой силовой установкой в двух гондолах со спаренными двигателями ТВ2-117ДС конструкции С.П. Изотова взлетной мощностью по 3200 э.л.с. и соосных воздушных винтов диаметром 4 м.

Для удобства погрузки и выгрузки и воздушного десантирования грузов и техники в хвостовой части фюзеляжа имеется грузовой люк, закрывающийся рампой и задней створкой. Для обеспечения воздушного потока в районе грузового люка установлены два подфюзеляжных гребня большой площади.

По расчетам максимальная взлетная масса самолета - 25 т при десантной нагрузке 6 т, крейсерская скорость на высоте 7000 м -485 км/ч, дальность полета с максимальной нагрузкой - 460 км.

Разработка самолета Ан-24АТ велась в 1962 г. по инициативе ОКБ. Самолет не строился.

Ан-24Б (1960 г.) - основной серийный вариант Ан-24 на 48...52 пассажира с размещением буфета и рабочего места бортпроводника. Оснащался двумя двигателями АИ-24 взлетной мощностью по 2550 эл.с. Взлетная масса - 21...22 т.

Построены 400 самолетов.

Позднее на базе Ан-24Б выпускался пассажирский самолет Ан-24РВ.

Ан-24В (1961 г.) - экспортный вариант Ан-24Б для эксплуатации в социалистических странах, а также странах Азии и Африки. Самолет компоновался (число мест и размещение бытовых помещений) и оснащался пилотажно-навигационным и радиосвязным оборудованием по требованию страны-заказчика.

Ан-24К (1963 г.) - административный (служебный) вариант самолета Ан-24 для перевозки 16...18 человек с деловыми целями в условиях повышенного комфорта, обеспечивающего возможность работы и отдыха во время полета.

Этот вариант самолета не строился, так как серийные самолеты Ан-24А, Ан-24Б выпускались с различными вариантами компоновки пассажирского салона: экономическим - 44...52 места, туристским - 40 мест, административным - 20...32 места, салонным - 40 мест, грузопассажирским - 26...28 мест и 2...3 т груза.

Ан-24ЛР (Ан-24 "Торос") - вариант Ан-24РВ для выполнения ледовой разведки (визуально и с помощью аппаратуры) и экспедиционных работ в условиях Арктики. Для этого на самолете дополнительно устанавливается оборудование для радиолокационной съемки земной поверхности.

Экипажи Ан-24ЛР, совершая полеты в любое время суток и в сложных метеоусловиях, определяют главные навигационные параметры ледовой обстановки.

Самолет создавался согласно решению Военно-промышленной комиссии от 12 декабря 1964 г. Совершил первый полет в 1967 г. и в том же году прошел заводские и государственные испытания. Построена малая серия (3...5 машин).

Ан-24Т (Ан-34) (рис. 43) - легкий военно-транспортный самолет на базе Ан-24В, предназначенный для посадочного и воздушного десантирования грузов и личного состава Вооруженных Сил. Отличается от базовой машины наличием грузового люка (ширина -1,3 м, длина - 2,7 м) в хвостовой части фюзеляжа и комплексом пилотажно-навигационного и радиосвязного оборудования. Самолет оборудован погрузочно-разгрузочными устройствами: электролебедкой, кареткой с траверсой грузоподъемностью 1,5 т. Максимальная десантная нагрузка - 4,6 т. Дальность полета с максимальной нагрузкой - 600 км.

Самолет Ан-24Т строился серийно на Иркутском авиационном заводе. Первый полет состоялся 16 ноября 1965 г. За 1967- 1971 гг. выпущено 165 самолетов. На базе Ан-24Т была создана модификация Ан-24РТ с дополнительно установленным в хвостовой части правой гондолы разгонным двигателем РУ19А-300. Самолет выпускался серийно. Были построены 62 самолета.

В последующие годы были разработаны перечисленные ниже модификации Ан-24.

Ан-24ФК (фотокартографический). Создавался в результате совместной работы ОКБ Г. М. Бериева и ОКБ О. К. Антонова в 1965-1967 гг. Основное назначение Ан-24ФК - воздушное фотографирование земной поверхности для изготовления топографических карт. В носовой части установлен остекленный фонарь штурмана-аэрофотосъемщика. Кабина экипажа была перекомпонована. В пассажирском салоне разместили специальное аэрофотосъемочное оборудование с рабочими местами операторов, в нижней части фюзеляжа введены пять фотолюков, которые в полете снаружи закрываются и открываются предохранительными заслонками. Самолет был построен в одном экземпляре.

На базе Ан-24ФК был построен серийный аэрофотосъемочный самолет Ан-30.

Ан-24АТ-У (1966 г.) - самолет укороченного взлета и посадки, вариант Ан-24АТ с установкой пороховых ускорителей ПРД-63, которые после выгорания заряда (через 14 с) сбрасываются в полете. Ускорители могли размещаться в следующих точках на фюзеляже: один под килем или два за крылом или два или четыре за крылом (по два по бортам). Для уменьшения длины пробега самолет оборудовался тремя тормозными парашютами общей площадью 47 м .

Самолет Ан-24Т

Рис. 43. Самолет Ан-24Т

Проект не был реализован.

Ан-24-АТ-РД (1966 г.) - вариант Ан-24АТ с двумя разгонными двигателями Р27Ф-300, имеющими реверс тяги. Двигатели подвешены на пилонах под крылом на расстоянии 2/з его размаха.

Самолет не строился.

Ан-24ПС - поисково-спасательный вариант Ан-24Т. Предназначался для поиска членов экипажей, терпящих бедствие на море и суше. Комплект оборудования позволяет вести радиолокационный поиск. Кроме того, на самолете имеются три блистера для визуального поиска, подвешены четыре бомбодержателя для контейнеров со спецоборудованием. Терпящим бедствие сбрасываются на парашютах снаряжение, продовольствие и медикаменты, а при необходимости к ним спускаются парашютисты-спасатели.

Ан-24ПС прошел государственные испытания в 1969 г. и остался в единственном экземпляре. Однако в 1970 г. были выпущены 12 самолетов Ан-24ПРТ (упрощенный вариант Ан-24ПС).

Ан-24Д (1967 г.). Модификация Ан-24 для перевозки 60 пассажиров на дальность 2700 км. Основные отличия от базовой модели: удлинен фюзеляж на 2,8 м за счет цилиндрических вставок (впереди и позади центроплана), в хвостовой части правой гондолы установлен ТРД РУ19А-300 тягой 900 кгс, увеличена емкость топливных баков до 7100 л, колеса на главных опорах заменены на колеса увеличенного диаметра (1040x400 мм).

Самолет не строился.

Ан-24РР - самолет-лаборатория на базе Ан-24 для радиационной разведки, т. е. для контроля за ядерными испытаниями путем отбора радиоактивных продуктов из атмосферы и с поверхности земли и их радиометрического и химического анализов. В салоне вместо пассажирского оборудования установлены спецоборудование радиометрической и химической лаборатории и рабочие места операторов. Для забора воздуха за кабиной экипажа по обоим бортам самолета подвешены на пилонах фильтрогондолы, а для забора грунта имеется ковшовый бур, установленный в кабине за центропланом крыла, в нижней части фюзеляжа.

В 1967 г. Ан-24РР прошел государственные испытания, в 1968 г. были переоборудованы еще три самолета.

Ан-24 "Троянда" - специальный самолет для отработки аппаратуры поиска подводных лодок. Самолет создан на базе Ан-24Т, оснащен специальным оборудованием (инфракрасная, фото- и радиосвязная аппаратура), расположенным в салоне и в больших блистерах. Для обслуживания аппаратуры организованы шесть рабочих мест операторов с комплектами спасательных плотов ПСН-6А.

В 1968 г. был оборудован один самолет.

Ан-24ШТ (штабной) - модификация Ан-24, оснащенная специальным оборудованием связи и управления войсками как в полете, так и на земле.

В 1968 г. под этот вариант были доработаны 36 самолетов.

Ан-24УШ (учебно-штурманский) - вариант самолета Ан-24 для обучения самолетовождению пилотов, штурманов и диспетчеров высших учебных заведений Министерства гражданской авиации (МГА).

Ан-24УШ по летно-эксплуатационным характеристикам соответствует базовому. Основным отличием этой модификации является то, что в пассажирском салоне установлены пять рабочих мест с приборными досками, которые укомплектованы действующим пилотажно-навигационным оборудованием, освещением, громкоговорящим устройством СГУ-15. Окна, у которых находятся рабочие места, заменены на блистеры.

В 1970 г. были переоборудованы семь самолетов.

Ан-24ЛП (лесопожарный) (1971 г.) - самолет, предназначенный для патрулирования лесов и ликвидации обнаруженных очагов пожара. Оснащен оборудованием для обнаружения и тушения пожаров. Ан-24ЛП может также осуществлять доставку и воздушное десантирование парашютистов-пожарных с противопожарным снаряжением (огнетушители, взрывчатка и т. д.). На самолете имеются кассеты с метеопатронами ПВ-26, установленными на месте последних окон с обоих бортов.

Были оборудованы три самолета.

Ан-50 (первый с этим названием) - пассажирский опытно-экспериментальный самолет на базе Ан-24РВ. Силовая установка: спаренные ТРД АИ-25 (тяга каждого по 1750 кгс) в двух гондолах на пилонах под крылом.

По расчетам при взлетной массе 24,6 т крейсерская скорость -490 км/ч; практический потолок - 9400 м; длина разбега - 520 м, пробега - 640 м.

Проект был выполнен в 1972 г., но самолет не строился.

Ан-24 "Нить" (1978 г.) - самолет со специальным комплексом оборудования для исследования природных ресурсов Земли и Мирового океана. Построен один самолет.

На базе самолета Ан-24 в последующие годы были выполнены проекты транспортного самолета Ан-44 (рис. 44) и его модификаций Ан-44П и Ан-44 "Торос" для ледовой разведки, Ан-44П "Торос" для транспортных задач и авиаразведки.

В Китае выпускались следующие модификации Ан-24:

Y-7 - модификация Ан-24РВ. Первый Y-7 поднялся в воздух 25 декабря 1970 г., а первая серийная машина - 1 февраля 1984 г.;

Y7-100 - модификация Y-7, выполненная совместно с гонконгской авиастроительной компанией "НАЕСО". Первый самолет был построен в конце 1985 г.;

Y7-200A, Y7-200B - модификация Y7-100.

Выпуск модификаций Ан-24 китайского производства продолжается и в настоящее время.

Схема самолета Ан-44

Рис. 44. Схема самолета Ан-44

Таблицы к главе 1



Уголок неба. 2004  (Страница:     Дата модификации: )



 

  Реклама:



             Rambler's Top100 Rambler's Top100