Відкрити головне меню

Ан-10 «Україна» (за кодифікацією НАТО: Cat«Кіт») — радянський середньомагістральний пасажирський літак. Створений під безпосереднім керівництвом Олега Антонова.[1]

Ан-10 «Україна»
СССР-11205 Ан-10.jpg
Призначення середньомагістральний пасажирський літак
Походження СРСР СРСР
Виробник Авіазавод № 64
Розробник ДКБ-153[1]
Перший політ 7 березня 1957 року[1]
Дата прийняття на службу 22 липня 1959 року
Списання 1973 рік
Статус знятий з експлуатації
Основні користувачі Аерофлот
Виробництво 19571960
Кількість 1 прототип і 108 серійних
Наступна модель Ан-12

Проектування, розробка та експлуатаціяРедагувати

 
Ан-10, Центральный музей Военно-воздушных сил РФ

Розробка нового чотирьохдвигунного пасажирського літака «У» («Україна»), призначеного для експлуатації на авіалініях довжиною від 500 до 2000 км, почалася в АНТК ім. О. К. Антонова наприкінці 1955 року відповідно до постанови уряду від 30 листопада 1955 року. Завданням передбачалося застосування двигунів НК-4 або ТВ-20 (АІ-20). У травні 1956 року відбувся захист ескізного проекту. Уже через п'ять місяців був затверджений макет літака.

Перший політ Ан-10 здійснив 7 березня 1957, за штурвалом якого знаходився екіпаж у складі командира Я. І. Берникова, другого пілота В. А. Шевченка, штурмана П. В. Кошкіна, бортмеханіка А. В. Калінічіна, бортелектрика І. Д. Євтушенка і провідного інженера з випробувань А. П. Ескіна, з аеродрому Київського авіазаводу в Святошині. Посадку літак провів на військовому аеродромі в Борисполі. Перша публічна демонстрація літака відбулася в липні 1957 року в аеропорту Внуково. За підсумками державних випробувань, що завершилися в червні 1959 року, машину рекомендували до серійного виробництва.

27 квітня 1959 Ан-10 виконав свій перший технічний рейс, а рівно через місяць відбувся рекламний політ за маршрутом Київ — Москва — Тбілісі — Адлер — Харків — Київ. За розрахунками, а Ан-10 в ті роки був в числі найбільш рентабельних літаків, вартість перевезення одного пасажира була значно нижче, ніж на Ту-104А, головним чином, завдяки більшій пасажиромісткості. 22 липня 1959 почалася експлуатація літака в Аерофлоті на трасі Москва — Сімферополь.

Вироблявся з 1957 по 1960 рр. Єдиний оператор літака — Аерофлот. Вироблено всього 108 лайнерів: у 1957 році — 1, в 1958 році — 20, у 1959 році — 46 і в 1960 році — 41. Вони склали 26 серій: 16 по 3 машини і 10 по 6. Конструкція фюзеляжу майже повністю збігається з конструкцією фюзеляжу Ан-12. Головна відмінність — задня частина літака виконана як частину салону для перевезення пасажирів. У середній частині фюзеляжу замість вантажної кабіни Ан-12 розташований пасажирський салон, передня частина літака з кабіною екіпажу майже повністю збігається з передньою частиною Ан-12. Кабіна екіпажу герметична і відділена від герметичного пасажирського салону гермоперебіркою через уніфікації виробництва Ан-10 і Ан-12, що мав негерметичну вантажну кабіну. Ан-10 був спроектований так, що в разі війни він міг бути швидко перебудований у вантажний літак, майже повністю схожий на Ан-12. У реальності один екземпляр Ан-10 було експериментально перероблено у вантажний літак.

У 1973 році ухвалили рішення про припинення експлуатації на лініях Аерофлоту усього парку літаків Ан-10.

КонструкціяРедагувати

Ан-10 — вільнонесучий високоплан суцільнометалевої конструкції, з однокілевим вертикальним оперенням. Крило — трапецієвидне, дволонжеронне. Складається з центроплану, двох середніх і двох крайніх відокремлених частин. За своїм аеродинамічним компонуванням крило аналогічне крилу Ан-8, але відрізняється відхиленими вниз на кут 3 градуса кінцевими частинами. У міжлонжеронній частини розміщені м'які паливні баки. Механізація крила складається з двощілинних закрилків і інтерцепторів. На двосекційних елеронах встановлені тримери — сервокомпенсатори. Ан-10 оснащений чотирма, встановленими на крилі, турбогвинтовими двигунами. Екіпаж складається з семи чоловік: командир корабля, другий пілот, штурман, радист, бортмеханік і два бортпровідника.

ФюзеляжРедагувати

Балочно-стрінгерний напівмонокок круглого перерізу. Складається з 110 стрингерів і 68 шпангоутів. Загальна довжина фюзеляжу — 34 м, максимальний діаметр — 4,1 м. Технологічно фюзеляж розділений на чотири відсіки. Перші три відсіки зістиковано між собою болтами, хвостовій відсік приєднаний за допомогою дюралюмінієвих стрічок і заклепок. Від носа до 60 шпангоута фюзеляж герметичний. Засклення ліхтаря штурмана виконано з оргскла товщиною 12 мм, а ліхтаря льотчиків — 18 і 24 мм. Пасажирська кабіна розділена на три частини: передній, середній і задній пасажирські салони. У літаку є три купе: два між переднім і середнім пасажирськими салонами, і одне в кінці кабіни. Також між першими двома салонами розміщуються передній вхідний тамбур, буфет і багажник, а між середнім і заднім — задній вхідний тамбур, гардероб і туалет. Максимальна ширина пасажирських салонів — 3,9 м, а висота — 2,6 м. На лівому борту фюзеляжу розташовані двоє пасажирських дверей, а на правому — два вантажних люки. Крім того, є п'ять аварійних люків. Під підлогою пасажирських приміщень знаходяться: відсік прибраного положення передньої опори шасі, передній вантажний відсік, відсік прибраного положення основних коліс шасі, задній вантажний відсік, три підпільних багажника, доступ до яких здійснюється через люки в підлозі, і відсік хвостової опори.

КрилоРедагувати

Конструкція крила — дволонжеронна, кесонного типу. Технологічно розділено на п'ять частин: центроплан, дві середні (СЧК) і дві консольні (КЧК) частини. По всьому розмаху задньої кромки КЧК розташовується двосекційний елерон, що має внутрішнє вагове балансування. Кожна його секція навішена на двох кронштейнах. Коренева секція оснащена тримером-сервокомпенсатором. Загальна площа елеронів — 7,84 м², кути відхилення — 25° (вгору) і 15° (вниз). Весь розмах задньої кромки СЧК займає висувний двощілинний закрилок з дефлектором. Закрилок підвішений на п'яти монорейках за допомогою кареток і приводиться в рух двома гвинтовими підіймачами. Загальна площа закрилків — 26,5 м², кути відхилення — 25° (при зльоті) і 33° (при посадці). Для поліпшення поперечної керованості літака всередині хвостових частин СЧК, встановлені пластинчасті елерони-інтерцептори, що висуваються з крила вверх при відхиленні вгору найближчого до них елеронa. У кесонах центроплану і СЧК розташовуються м'які паливні баки. Внутрішні порожнини цих кесонів облицьовані листами з склотекстоліту.

Хвостове оперенняРедагувати

Вільнонесуче, складається із стабілізатора з кермом висоти, кіля з кермом напрямку, форкіля, підфюзеляжного гребеня і двох закріплених на кінцях стабілізатора шайб. Площа горизонтального оперення — 26,1 м², вертикального оперення — 17,63 м², однієї шайби — 4,0 м², форкіля — 3,63 м², гребеня — 2,75 м². Кермо однолонжеронної конструкції. Площа керма висоти −7,1 м², кути відхилення — 28° (вгору) і 13° (вниз). Кожна половина керма висоти навішена на чотирьох кронштейнах і оснащена тримером. Площа керма напряму — 7,85 м², кути відхилення — ±24,5°. Кермо напряму має п'ять вузлів навішування, на ньому встановлені тример і пружинний сервокомпенсатор. Рулі, тримери і сервокомпенсатор виконані з аеродинамічною компенсацією і ваговим балансуванням. Обшивка тримерів та сервокомпенсатора полотняна.

ШасіРедагувати

Шасі включає чотири опори: передню, дві основні та хвостову запобіжну. База шасі — 9,58 м, колія — 4,92 м. Основні опори шасі, коли прибираються, повертаються до осі симетрії літака, а передня і хвостова — назад по польоту. Основна і передня опори складаються з: телескопічної амортизаційної стійки, чотириколісного візка (основна) і двох зблокованих коліс (передня), складного підкоса, циліндра прибирання-випуску, замків і механізму управління стулками. Також до складу основної опори входить стабілізуючий амортизатор і подкосна ферма. Передня опора — керована, тому до її складу ще входить рульовий циліндр-демпфер і механізм повороту із спостережною системою. Хвостова опора складається з щитка, вилчаті підкоси, амортизатора і електромеханізму прибирання-випуску. Всі опори оснащені азотно-масляними амортизаторами. Колеса основних опор КТ-77 розміром 1050×300 мм забезпечені дисковими гальмами і інерційними антиюзовими датчиками УА-23/2. Передні колеса К2-92/1 без гальм, розміром 900×300 мм, вони можуть повертатися на кут ± 35° від штурвала або на кут ± 9° від педалей управління. Пневматики коліс напівбалонного типу. Тиск у пневматика основних коліс — 6,5 кгс/см, передніх — 5,0 кгс/см.

Силова установкаРедагувати

Силова установка складається з чотирьох турбогвинтових двигунів АІ-20 з металевими чотирилопастевими повітряними гвинтами АВ-68І змінного кроку. Двигун АІ-20 — одновальний турбогвинтовий авіадвигун з осьовим 10-ступеневим компресором, кільцевою камерою згоряння, 3-ступінчастою турбіною, планетарним редуктором і нерегульованим реактивним соплом. Потужність двигуна на злітному режимі — 4000 к.с. Двигун обладнаний системою автоматичного регулювання, яка підтримує постійне число обертів ротора на всіх робочих режимах. Управління двигуном — механічне, проводка від керма управління двигуном — тросова. Двигуни запускаються стартер-генераторами СТГ-12ТМ. Двигун розташовується в мотогондолах перед крилом. Двигун кріпиться до силового шпангоута гондоли за допомогою рами з амортизаторами. Шпангоут за допомогою ферми і двох підкосів закріплений на передньому лонжероні СЧК.

ГвинтРедагувати

Гвинт АВ-68І — тяговий, лівого обертання, флюгований, діаметром 4,5 м. Флюгування його проводиться льотчиком або системою автоматичного флюгування. Вивід гвинта з Флюгерського положення примусовий. Переклад лопатей на мінімальний установчий кут при пробігу після посадки забезпечує додаткове гальмування літака за рахунок авторотації гвинта.

Паливна системаРедагувати

Включає 22 м'яких бака, розташованих усередині кесонів центроплану і СЧК. Двигуни отримують паливо з свого півкрила. Праві та ліві групи баків з'єднані між собою трубопроводом з краном кільцювання. Загальна ємність паливних баків — 14270 л. На літаку застосовується паливо — Т-1, ТС-1 і Т-2. На верхній поверхні крила є заливні горловини для заправлення баків самопливом або це можна робити централізовано під тиском через заправний штуцер в передній частині правого обтічника шасі. У польоті система нейтрального газу заповнює простір над паливом вуглекислим газом, а також ця система використовується як додатковий засіб пожежогасіння.

МаслосистемаРедагувати

Кожен двигун має автономну маслосистему, з ємністю маслобаків — 58 л, яка забезпечує подачу мастила для змащування і охолодження двигуна, управління повітряним гвинтом, роботи ІКМ та системи регулювання. Під повітрозабірником мотогондоли встановлений сотоподібний, регульований маслорадіатор.

Протипожежна системаРедагувати

Складається з шести вогнегасників ОС-8М, системи сигналізації про пожежу ССП-2А, трубопроводів і розпилювальних колекторів. Всі вогнегасники об'єднані в три черги по два в кожній. Перша черга розряджається у загрозливий відсік автоматично за сигналом датчиків ССП, інші включаються командиром судна. При аварійній посадці літака від кінцевиків на нижній поверхні фюзеляжу спрацьовують всі вогнегасники, направляючи вогнегасну суміш у всі відсіки. Протипожежною системою оснащені паливні відсіки крила і гондоли двигунів.

Система управлінняРедагувати

Механічна, безбустерна. Управління кермом і елеронами здійснюється жорсткими тягами, до них підключені кермові машинки РА5-ВП автопілота АП-28д. У системі управління кермом висоти встановлені пружинні завантажувачіі[що це?]. Проводки управління тримерами керма висоти і механізмами стопоріння — тросові. Управління тримерами елеронів і керма напряму — електродистанційне. Пластинчасті елерони-інтерцептори приєднані до тяги управління елеронами. Літак оснащений механічною системою стопоріння керма і елеронів на землі.

Гідравлічна системаРедагувати

Складається з двох незалежних систем — правої і лівої. Кожна система працює від двох гідронасосів, встановлених, відповідно, на правих і лівих двигунах. Обсяг кожної гідросистеми −60 л. Номінальний робочий тиск — 150 кгс/см². Гідросистема заправляється мінеральним маслом АМГ-10. При відмові обох систем окремі гідроагрегати працюють від ручного насоса. При необхідності в ручному насосі передбачена можливість використання палива як робочої рідини.

Права гідросистема призначена для приводу закрилків, основного прибирання-випуску шасі, управління передньою опорою шасі, живлення приводів склоочисників і рульових машинок автопілота, аварійного гальмування коліс і керування нижнім аварійним люком.

Ліва система служить для приводу закрилків, основного гальмування коліс, флюгування гвинтів, управління нижнім аварійним люком, аварійного прибирання-випуску шасі та аварійної зупинки двигунів.

За допомогою ручного насоса можна забезпечити випуск закрилків, роздільний випуск шасі, створення тиску в лівій системі з одночасною зарядкою її гідроакумулятора, заповнення гідрорідиною баків обох систем та її перекачування з одного бака в іншій.

ЕлектросистемаРедагувати

Забезпечує живлення постійним струмом напругою 27 В, зміннимчастотою 400 Гц) однофазним струмом напругою 115 В і трифазним струмом напругою 36 В. На кожному з чотирьох двигунів встановлено по два стартер-генератора СТГ-12ТМ, які є основними джерелами постійного струму, а резервними — сім акумуляторних батарей 12-САМ-28, розташованих у обтічниках шасі. Також на двигунах встановлені по одному генератору СГО-12 для забезпечення споживачів змінним однофазним струмом. Резервним джерелом змінного однофазного струму служить перетворювач ПО-750, підключений до мережі постійного струму. Два перетворювача ПТ-500Ц (основний і резервний) і один перетворювач ПАГ-1ФП служать джерелами змінного трифазного струму. Розподільні мережі постійного і змінного однофазного струму — однопровідні, трифазного струму — трипровідні з ізольованим нулем. Аеродромне живлення постійним і змінним однофазним струмом здійснюється через відповідні роз'єми, що знаходяться в задній частині правого обтічника шасі. При непрацюючих двигунах і відсутності відповідного аеродромного живлення перетворювач ПО-750 використовується для живлення на землі споживачів змінного однофазного струму.

РадіоустаткуванняРедагувати

Радіоустаткування літака призначене для здійснення двостороннього телефонного та телеграфного зв'язку з землею і між літаками в повітрі, внутрішнього телефонного зв'язку, а також для того, щоб вирішувати навігаційні завдання з літаководіння і заходити на посадку в складних метеоумовах вдень і вночі.

До складу радіозв'язкового устаткування входить: літаковий переговорний пристрій СПУ-6; командна УКХ радіостанція РСІУ-4П; командно-резервна KХ радіостанція РСБ-5 з блоком СВБ-5 і приймачем УС-8 і радіостанція 1-РСБ-70 з блоком БСБ-70 і приймачем РПС.

Радіонавігаційне обладнання складається з прийомоіндикатора місця розташування літака в гіперболічній системі координат, апаратури сліпої посадки СП-50, радіовисотоміру РВ-2 з сигналізатором З-2В, двох автоматичних радіокомпасів АРК-5 і маркерного приймача МРП-56П.

Також на борту є панорамний радіолокатор РБП-3. Блоки радіообладнання живляться від мереж постійного і змінного однофазного струму.

Пілотажно-навігаційне обладнанняРедагувати

Забезпечує визначення місця розташування і курсу літака, і політ за заданим маршрутом. Пілотажно-навігаційне обладнання (ПНО) полегшує пілотування літака в складних метеоумовах і вночі. ПНО складається з електрогідравлічного автопілота АП-28д, гіронапівкомпаса ГПК-52, дистанційного компаса ГИК-1, астрокомпаса ДАК-ДБ-5, магнітних компасів КИ-13, авіагоризонтів АГБ-2, покажчика повороту ЕУП-53, навігаційного індикатора НИ-50БМ, барометричного висотоміра ВД-10 (або ВД-20), варіометра ВАР-30-3, комбінованого покажчика швидкості Кус-1200, термометра зовнішнього повітря ТНВ-15 і годинника АЧХО.

Система проти обледенінняРедагувати

Складається з повітряно-теплової та електротеплової систем.

Тепле повітря відбирається від компресорів двигунів і надходить у повітрянотеплову система проти обледеніння (СПО), яка захищає від обмерзання носиків крила, передньої кромки повітрозабірників мотогондоли і повітря повітряного радіатора системи кондиціонування повітря, тунелі маслорадіаторів. Також теплим повітрям обдувається скло ліхтарів штурмана і льотчиків для запобігання їх запотівання.

Електротеплова СПО захищає лопасті гвинтів, носики кіля, стабілізатора і шайб, приймачі повітряного тиску і переднє триплексне скло ліхтарів.

Система кондиціонування повітряРедагувати

Повітря, що відбирається від компресорів двигунів, охолоджується в повітряному радіаторі і при необхідності в турбохолодильнику, встановленому в лівому обтічнику шасі, далі через колектори розподіляється по кабіні і салонах. Для опалення пасажирських салонів повітря надходить у вертикальні канали між шпангоутами фюзеляжу і нагріває/охолоджує панелі внутрішнього облицювання салонів. Кабіна екіпажу опалюється повітрям, яке надходить до стекол ліхтарів. Система кондиціонування повітря забезпечує надлишковий тиск 0,5 кгс/см² при висоті польоту понад 5200 м і рівномірний розподіл температури в межах 18-24°С.

Кисневе обладнанняРедагувати

Забезпечує короткочасну подачу кисню всім членам екіпажу і в разі необхідності — окремим пасажирам. Робочі місця екіпажу оснащені стаціонарними кисневими приладами КП-24М з масками КМ-16Н. Пасажири користуються переносними кисневими приладами КП-21 з масками КМ-15М і балонами КБ-3, які під час польоту заряджають від стаціонарних балонів КБ-1. При розгерметизації кабіни кисень подається всім членам екіпажу протягом 15-20 хв.

Пасажирське обладнанняРедагувати

Пасажирські салони обладнані здвоєними і строєними блоками м'яких крісел. Поздовжній крок крісел становить 900–930 мм. Середня ширина проходу між блоками крісел 410 мм. Спинка крісла — регульована. Кожне місце оснащено індивідуальним світильником, радіонавушниками, знімним столиком і попільничкою. На підлокітнику є кнопки виклику бортпровідника, включення освітлення та радіонавушників. У передніх пасажирських купе встановлені двомісний та тримісний дивани, а в задньому два тримісні. Між диванами знаходяться відкидні столики.

Літак обладнаний трьома туалетами, два з яких знаходяться в передньому і задньому пасажирських салонах і один — навпроти задніх вхідних дверей. Кожен туалет обладнаний умивальником, унітазом, ящиком для сміття та шафкою для термосів з питною водою.

У літаку працює буфет, який забезпечує пасажирів у польоті гарячою та холодною їжею. Він оснащений шафою для контейнерів з продуктами, трьома електроплитами, двома електрокавоварками, електродуховою шафою, термосами для продуктів і холодильником для пляшок. Частина кухонного обладнання встановлена поруч з буфетом в передньому вхідному тамбурі, тут же знаходяться сидіння бортпровідників.

Для розміщення верхнього одягу пасажирів є два гардероби в передньому салоні і один — у середньому. Пасажирські салони і купе оснащені верхніми багажними полицями для ручної поклажі.

МодифікаціїРедагувати

  • Ан-10А — з подовженим фюзеляжем і з двигунами АІ-20А, а потім АІ-20К. Машина випускалася спочатку на 89 і 100 пасажирських місць, згодом їх число було доведено до 118, потім і до 132.
  • Ан-10Б — з оновленим радіоустаткуванням і зміненою компоновкою салону, що вміщав до 118 пасажирів.
  • Ан-10В (Ан-16) — з подовженим на 6 м фюзеляжем, що вміщає до 174 пасажирів. (Проект)
  • Ан-10ТС — військово-транспортний, вантажопідіймальністю 14500 кг, здатний десантувати особовий склад ВДВ в повітрі.
  • Ан-10Д — збільшеної дальності (Проект). Використання вільних відсіків крила для розміщення баків з пальним підвищує дальність польоту до 3650 км. Але проект Ан-10Д так і залишився на папері.

Аварії та інцидентиРедагувати

Протягом періоду експлуатації втрачено 14 літаків типу Ан-10 в результаті чого загинуло 373 людини.[2] Ан-10 перевезли більш ніж 35 мільйонів пасажирів та 1,2 млн тон вантажу. З його конкурентом Іл-18 за той же період сталася 51 катастрофа у яких загинуло 1359 людей.

Дата Бортовий номер Місце катастрофи (всі у СРСР) Жертви Короткий опис
29.04.58 СССР-Л7256 Вороніж 1/5 Розбився під час випробувального польоту.
16.11.59 СССР-11167 Львів 40/40 Зірвався в піке при заході на посадку, обмерзання.
26.02.60 СССР-11180 Львів 32/33 Зірвався в піке при заході на посадку, обмерзання.
27.01.62 СССР-11148 Ульяновськ 13/14 Розбився при зльоті, відмова двигуна.
28.07.62 СССР-11186 Сочі 81/81 Розбився в горах при заході на посадку.
08.02.63 СССР-11193 Сиктивкар 7/7 Тренувальний політ, обмерзання і відмова двигунів.
08.08.68 СССР-11172 Мирний 0/? Викотився з ВПП через неполадки з шасі.
12.10.69 СССР-11169 Мирний 0/? Посадка на вкриту льодом ЗПС.
15.05.70 СССР-11149 Кишинів 11/11 Втрата керування під час тренувального польоту при заході на друге коло з двома заглушеними двигунами.
08.08.70 СССР-11188 Кишинів 1/? Аварійна посадка, пожежа двигуна.
31.03.71 СССР-11145 Ворошиловград 64/64 Розбився при заході на посадку. Знос лонжерона.
12.10.71 СССР-11137 Кишинів ?/? Груба посадка.
02.1972 СССР-11142 Ростов-на-Дону ?/? Загорівся під час обслуговування.
18.05.72 СССР-11215 Харків 122/122 Обидві консолі крила склалися вгору під час заходу на посадку. Втома металу.

Технічні характеристикиРедагувати

Джерело: [3]

Основні характеристики

  • Екіпаж: 5 осіб
  • Пасажиромісткість: 132 пасажира або 100 парашутистів
  • Вантажопідйомність: 12000 кг
  • Довжина: 34,00 м
  • Висота: 9,83 м
  • Розмах крила: 38,00 м
  • Площа крила: 121,73 м
  • Крило у плані: трапецевидне
  • Максимальна злітна маса: 51000 кг
  • Маса палива у внутрішніх баках: 14270 л
  • Рухова установка: 4 × Турбогвинтовий АІ-20 4000 к.с. ( 2942 кВт)
  • Повітряний гвинт: АВ-68І
  • Діаметр гвинта: 4,50 м


Літальні характеристики



Див. такожРедагувати

Схожі розробки
Літальні апарати схожі за конфігурацією та ерою

Схожі переліки

ДжерелаРедагувати

Виноски
Примітки
  1. а б в Gordon,Yefim & Komissarov, Dmitry. Antonov An-12. Midland. Hinkley. 2007. ISBN 1-85780-255-1 ISBN 978-1-85780-255-9
  2. Aviation Safety Network Database
  3. Stroud, 1968, с. 63
Література
  • Stroud, John. Soviet Transport Aircraft since 1945. — London : Putnam, 1968. — ISBN 0-370-00126-5.

ПосиланняРедагувати