Turbo-aspect.ru

Неофициальный портал

Метки: Ан-10 кп, ан-10 от восточного экспресса, ан-10 для fs9.

Ан-10
Регламентные работы на Ан‑10 Харьковского авиаотряда
Тип среднемагистральный пассажирский самолёт
Разработчик АНТК им. О.К. Антонова
Первый полёт 7 марта 1957 года
Начало эксплуатации 22 июля 1959 года
Конец эксплуатации 1973 год
Статус снят с эксплуатации
Основные эксплуатанты Аэрофлот
Годы производства 19571960
Единиц произведено 108
Базовая модель Ан-12

Ан-10 (по кодификации НАТО: Cat — «Кот») — советский среднемагистральный пассажирский самолёт. Создан под непосредственным руководством Олега Константиновича Антонова.

Содержание

История развития

Разработка нового четырёхдвигательного пассажирского самолёта «У» («Украина»), предназначенного для эксплуатации на авиалиниях протяжённостью от 500 до 2000 км, началась в АНТК им. О. К. Антонова в конце 1955 года в соответствии с постановлением правительства от 30 ноября 1955 года. Заданием предусматривалось применение двигателей НК-4 или ТВ-20 (АИ-20). В мае 1956 года состоялась защита эскизного проекта. Уже через пять месяцев был утверждён макет самолёта.

Первый полёт Ан‑10 совершил 7 марта 1957 года экипаж в составе командира Я. И. Верникова, второго пилота В. А. Шевченко, штурмана П. В. Кошкина, бортмеханика А. В. Калиничина, бортэлектрика И. Д. Евтушенко и ведущего инженера по испытаниям А. П. Эскина, с аэродрома Киевского авиазавода в Святошино. Посадку самолёт произвёл на военном аэродроме в Борисполе. Первая публичная демонстрация самолёта состоялась в июле 1957 года в аэропорту Внуково. По итогам государственных испытаний, завершившихся в июне 1959 года, машину рекомендовали к серийному производству.

27 апреля 1959 года Ан‑10 выполнил свой первый технический рейс, а ровно через месяц состоялся рекламный полёт по маршруту КиевМоскваТбилисиАдлерХарьковКиев. Согласно расчётам, Ан‑10 в те годы был в числе самых рентабельных самолётов: стоимость перевозки одного пассажира была значительно ниже, чем на Ту-104А, главным образом, из-за большей пассажировместимости. 22 июля 1959 года началась эксплуатация самолёта «Аэрофлотом» на трассе МоскваСимферополь.

Производился с 1957 по 1960 гг. Единственный оператор самолёта — «Аэрофлот». Произведено всего 108 самолётов: в 1957 году — 1, в 1958 году — 20, в 1959 году — 46 и в 1960 году — 41. Они составили 26 серий: 16 по 3 машины и 10 по 6. Конструкция фюзеляжа почти полностью совпадает с конструкцией фюзеляжа Ан‑12. Главное отличие — задняя часть самолёта выполнена как часть салона для перевозки пассажиров. В средней части фюзеляжа вместо грузовой кабины Ан‑12 находится пассажирский салон, передняя часть самолёта с кабиной экипажа практически полностью идентична передней части Ан‑12. Кабина экипажа герметична и отделена от герметичного пассажирского салона гермо­переборкой (в связи с унификацией производства Ан‑10 и Ан‑12, который имел негерметичную грузовую кабину). Ан‑10 был спроектирован так, что в случае войны он мог быть быстро перестроен в грузовой самолёт, практически полностью аналогичный Ан‑12. В реальности один экземпляр Ан‑10 был экспериментально переделан в грузовой самолёт.

Эксплуатацию Ан‑10 сопровождали различные происшествия, в том числе аварии с человеческими жертвами, причины которых разнились: обледенение и разрушение планёра, отказы и пожары двигателей, воспламенение паров топлива, неисправности шасси. Несмотря на происходящие улучшения конструкции и устранение недостатков, у летчиков «Аэрофлота» сформировалось негативное отношение к машине. В книге В. А. Моисеева приводится история, рассказанная неназванным аэрофлотовцем начальнику конструкторского отдела ОКБ-153 Н. С. Трунченкову: «Машины такого же класса, Ил‑18, садятся на хороших аэродромах и на них меньше шансов для всяких неприятностей, а в случае надобности можно как-то помочь. А вашу „десятку“ мы гоняем по всяким дырам и всегда боимся: чем это кончится?», далее приводится один из случаев эксплуатации Ан‑10 с посадкой на высохшую после дождей разбитую грунтовую площадку, «сильно смахивающую на тёрку; боялись за язык и зубы».

После авиакатастрофы Ан‑10А (зав. номер 0402502) 18 мая 1972 года (именно в ней погиб знаменитый эстрадный артист Виктор Чистяков), эксплуатация самолётов была приостановлена. Для расследования причин и обстоятельств аварии, а также оценки всей программы производства и эксплуатации Ан‑10 была созвана Госкомиссия во главе с зампредом военно-промышленной комиссии при СовМине Н. С. Строева, которая включала в себя представителей ЦАГИ, ОКБ-153, ОКБ-240, ОКБ-156, Аэрофлота. Комиссия пришла к выводу, что причиной аварии стало разрушение фюзеляжа самолёта в результате усталости металла, что также подтверждается критическим отношением к машине со стороны одного из создателей Е. А. Шахатуни, которая занималась в КБ вопросами прочности; по ее мнению, самолёт не был доведен до необходимого уровня надежности, так как все тестирование на прочность фюзеляжа проводилось в СибНИИА, но не было более тщательного тестирования в ЦАГИ, занятого продувкой моделей КБ Ильюшина и Туполева, а значит не были досконально изучены нагрузки, возникающие при взлёте, посадке, наборе высоты, пробежке и торможении. Заключение о прочности Ан‑10, выданное 5 февраля 1971 года, устанавливало безопасный эксплуатационный ресурс модификаций Ан‑10 в виде 20000 часов и 12000 посадок.

Мнения комиссии по поводу дальнейшей судьбы самолёта разнились. Объективная информация о потерпевшем аварию самолёте (налет на дату — 15483 ч, 11105 циклов) и характер разрушений говорили о том, что причина кроется в длительной эксплуатации, поэтому представители «Аэрофлота» предлагали приостановить эксплуатацию лишь тех Ан‑10, чей налет превышал 10 000 часов, а эксплуатацию остальных продолжить до достижения указанной отметки налетов или возможных конструктивных решений. Позиция и экспертное мнение представителей ЦАГИ заключалось в том, что даже остаточная прочность изученных фрагментов самолёта позволяли продолжить безопасное продолжение полета, а к аварии привела ошибка пилотов, и нужды в остановке и запрете полетов всех модификаций Ан‑10 нет. Особой была позиция специалиста ЛИИ В. П. Васина, настаивавшего на запрете Ан‑10 и в качестве довода приводившего аварию Ан‑10 (борт 8400701) под Ворошиловоградом 31 марта 1971 года, причина которой не была установлена, однако активно обсуждалась версия о вероятности возникновения вибрации по типу элеронного флаттера после регламентных работ на элероне, усугубленного наличием усталостных трещин.

Версия с разрушением цельнолитых компонентов подтвердилась, когда в КБ были разобраны 2 самолёта Ан‑10А (зав.номер 0402501 и 0402605), однако дальнейшие статические испытания на опытном заводе № 49 и последующие 148 полетов с перегрузками показали, что предположительно ставшие причиной аварии элементы фюзеляжа оставались целыми, и их окончательное разрушение произошло лишь через еще 103 полета.

27 августа 1972 года приказом Министерства гражданской авиации № 32 устанавливалось списание 40 из 67 самолётов Ан‑10 (еще 11 эксплуатировалось ВВС СССР), а также прекращение эксплуатации Ан‑10 в Аэрофлоте. Приказ Министерства авиационной промышленности № 410 от 5 ноября 1972 года передавал 25 самолётов в эксплуатацию производственным предприятиям для грузовых перевозок (после необходимых конструкционных изменений). В 1973 году такие изменения были произведены лишь для 3 самолётов, а в 1974 году полеты Ан‑10 прекратились. Большинство самолётов ранее были утилизированы, оставшиеся поступили в качестве экспонатов в музеи, учебных пособий в ВУЗы, а несколько стали детскими кинотеатрами — в Киеве (Севастопольская пл., по дороге к аэропорту Жуляны), Самаре (парк Гагарина), Новочеркасске.

Опыт разработки и эксплуатации Ан‑10 сыграл важную роль в дальнейшей работе КБ и создании удачной грузовой версии самолёта — Ан-12.

Аэродинамическая схема

Четырёхмоторный турбовинтовой высокоплан с однокилевым оперением. На всех выпущенных машинах изначально стояли две вертикальные шайбы по краям горизонтального оперения для повышения запаса продольной и путевой устойчивости.

Вдальнейшем от этой схемы отказались — в процессе плановых доработок постепенно на всех самолётах шайбы были демонтированы, а для обеспечения продольной устойчивости устанавливались два подкилевых гребня.

Техническое описание

Ан-10 — свободнонесущий высокоплан цельнометаллической конструкции, с однокилевым вертикальным оперением и убирающимся шасси. Крыло — трапециевидное, двухлонжеронное. Состоит из центроплана, двух средних и двух крайних отъёмных частей. По своей аэродинамической компоновке крыло аналогично Ан-8, но отличается отклонёнными вниз на угол в 3° концевыми частями. В межлонжеронной части размещены мягкие топливные баки. Механизация крыла состоит из двухщелевых закрылков и интерцепторов. На двухсекционных элеронах установлены триммеры — сервокомпенсаторы. Силовая установка представлена четырьмя установленными на крыле турбовинтовыми двигателями. Экипаж состоит из семи человек: командир корабля, второй пилот, штурман, радист, бортмеханик и два бортпроводника.[1]

Фюзеляж

Балочно-стрингерный полумонокок круглого сечения. Состоит из 110 стрингеров и 68 шпангоутов. Общая длина фюзеляжа — 34 м, максимальный диаметр — 4,1 м. Технологически фюзеляж разделён на четыре отсека. Первые три отсека состыкованы между собой болтами, хвостовой отсек присоединён посредством дюралюминиевых лент и заклёпок. От носка до 60-го шпангоута фюзеляж герметичен. Остекление фонаря штурмана выполнено из оргстекла толщиной 12 мм, а фонаря летчиков — 18 и 24 мм. Пассажирская кабина разделена на три части: передний, средний и задний пассажирские салоны. В самолёте есть три купе: два между передним и средним пассажирскими салонами, и один в конце кабины. Также между первыми двумя салонами размещаются передний входной тамбур, буфет и багажник, а между средним и задним — задний входной тамбур, гардероб и туалет. Максимальная ширина пассажирских салонов — 3,9 м, а высота — 2,6 м. На левом борту фюзеляжа расположены две пассажирские двери, а на правом — два грузовых люка. Кроме того, имеются пять аварийных люков. Под полом пассажирских помещений находятся: отсек убранного положения передней опоры шасси, передний грузовой отсек, отсек убранного положения основных колес шасси, задний грузовой отсек, три подпольных багажника, доступ в которые осуществляется через люки в полу, и отсек хвостовой опоры.

Крыло

Конструкция крыла — двухлонжеронная, кессонного типа. Технологически разделена на пять частей: центроплан, две средние (СЧК) и две консольные (КЧК) части. По всему размаху задней кромки КЧК располагается двухсекционный элерон, имеющий внутреннюю весовую балансировку. Каждая его секция навешена на двух кронштейнах. Корневая секция оснащена триммером-сервокомпенсатором. Общая площадь элеронов — 7,84 м², углы отклонения — 25° (вверх) и 15° (вниз). Весь размах задней кромки СЧК занимает выдвижной двухщелевой закрылок с дефлектором. Закрылок подвешен на пяти монорельсах при помощи кареток и приводится в движение двумя винтовыми подъемниками. Общая площадь закрылок — 26,5 м², углы отклонения — 25° (на взлёте) и 33° (на посадке). Для улучшения поперечной управляемости самолёта внутри хвостовых частей СЧК, установлены пластинчатые элероны-интерцепторы, выдвигаемые из крыла вверх при отклонении вверх ближайшего к ним элерона. В кессонах центроплана и СЧК располагаются мягкие топливные баки. Внутренние полости этих кессонов облицованы листами из стеклотекстолита.

Хвостовое оперение

Свободнонесущее, состоит из стабилизатора с рулём высоты, киля с рулём направления, форкиля, подфюзеляжного гребня и двух закреплённых на концах стабилизатора шайб. Площадь горизонтального оперения — 26,1 м², вертикального оперения — 17,63 м², одной шайбы — 4,0 м², форкиля — 3,63 м², гребня — 2,75 м². Рули однолонжеронной конструкции. Площадь руля высоты — 7,1 м², углы отклонения — 28° (вверх) и 13° (вниз). Каждая половина руля высоты навешена на четырёх кронштейнах и оснащена триммером. Площадь руля направления — 7,85 м², углы отклонения — ±24,5°. Руль направления имеет пять узлов навески, на нём установлены триммер и пружинный сервокомпенсатор. Рули, триммеры и сервокомпенсатор выполнены с аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Обшивки триммеров и сервокомпенсатора полотняные.

Шасси

Включает четыре опоры: переднюю, две основные и хвостовую предохранительную. База шасси — 9,58 м, колея — 4,92 м. Основные опоры шасси, когда убираются, поворачиваются к оси симметрии самолёта, а передняя и хвостовая — назад по полету. Основная и передняя опоры состоят из: телескопической амортизационной стойки, четырёхколесной тележки (основная) и двух сблокированных колёс (передняя), складывающегося подкоса, цилиндра уборки-выпуска, замков и механизма управления створками. Также в состав основной опоры входит стабилизирующей амортизатор и подкосная ферма. Передняя опора — управляемая, потому её состав дополнен рулевым цилиндр-демпфером и механизмом поворота со следящей системой. Хвостовая опора состоит из щитка, вильчатого подкоса, амортизатора и электромеханизма уборки-выпуска. Все опоры оснащены азотно-масляными амортизаторами. Колёса основных опор КТ-77 размером 1050×300 мм снабжены дисковыми тормозами и инерционными антиюзовыми датчиками УА-23/2. Передние колёса К2-92/1 без тормозов, размером 900×300 мм, они могут поворачиваться на угол ±35° от штурвала либо на угол ±9° от педалей управления. Пневматики колёс полубалонного типа. Давление в пневматиках основных колёс — 6,5 кгс/см, передних — 5,0 кгс/см.

Силовая установка

Состоит из четырёх турбовинтовых двигателей АИ-20 с металлическими четырёхлопастными воздушными винтами АВ-68И изменяемого шага. Двигатель АИ-20 — одновальный турбовинтовой авиадвигатель с осевым 10-ступенчатым компрессором, кольцевой камерой сгорания, 3-ступенчатой турбиной, планетарным редуктором, нерегулируемым реактивным соплом. Мощность двигателя на взлётном режиме — 4000 л.с. Двигатель снабжён системой автоматического регулирования, поддерживающей постоянное число оборотов ротора на всех рабочих режимах. Управление двигателем — механическое, проводка от рулей управления двигателем — тросовая. Двигатели запускаются стартер-генераторами СТГ-12ТМ. Двигатель располагается в мотогондоле перед крылом. Двигатель крепится к силовому шпангоуту гондолы при помощи рамы с амортизаторами. Шпангоут при помощи фермы и двух подкосов закреплён на переднем лонжероне СЧК.

Воздушный винт

Винт АВ-68И — тянущий, левого вращения, флюгируемый, диаметром 4,5 м. Флюгирование его производится лётчиком либо системой автоматического флюгирования. Вывод винта из флюгерного положения принудительный. Перевод лопастей на минимальный установочный угол при пробеге после посадки обеспечивает дополнительное торможение самолёта за счёт авторотации винта.

Топливная система

Включает 22 мягких бака, расположенных внутри кессонов центроплана и СЧК. Двигатели питаются топливом из своего полукрыла. Правые и левые группы баков соединены между собой трубопроводом с краном кольцевания. Общая ёмкость топливных баков — 14 270 л. На самолёте применяется авиационное топливо Т‑1, ТС‑1 и Т‑2. На верхней поверхности крыла есть заливные горловины для заправки баков самотёком, либо это можно делать централизованно под давлением через заправочный штуцер в передней части правого обтекателя шасси. В полете система нейтрального газа заполняет надтопливное пространство углекислым газом, а также эта система используется в качестве дополнительного средства пожаротушения.

Маслосистема

Каждый двигатель имеет автономную маслосистему, с ёмкостью маслобака 58 л, которая обеспечивает подачу масла для смазки и охлаждения двигателя, управления воздушным винтом, работы ИКМ и системы регулирования. Под воздухозаборником мотогондолы установлен сотовый, регулируемый маслорадиатор.

Противопожарная система

Состоит из шести огнетушителей ОС-8М, системы сигнализации о пожаре ССП-2А, трубопроводов и распылительных коллекторов. Все огнетушители объединены в три очереди по два в каждой. Первая очередь разряжается в угрожаемый отсек автоматически по сигналу датчиков ССП, остальные включаются командиром судна. При аварийной посадке самолёта от концевиков на нижней поверхности фюзеляжа срабатывают все огнетушители, направляя огнегасящий состав во все отсеки. Противопожарной системой оснащены топливные отсеки крыла и гондолы двигателей.

Система управления

Механическая, безбустерная. Управления рулями и элеронами осуществляется жёсткими тягами, к ним подключены рулевые машинки РА5-ВП автопилота АП-28Д. В системе управления рулями высоты установлены пружинные загружатели. Проводки управления триммерами рулей высоты и механизмами стопорения — тросовые. Управление триммерами элеронов и рулей направления — электродистанционное. Пластинчатые элероны-интерцепторы подсоединены к тягам управления элеронами. Самолёт оснащён механической системой стопорения на земле рулей и элеронов, сблокированной с системой управления двигателями.

Гидравлическая система

Состоит из двух независимых систем — правой и левой. Каждая система работает от двух гидронасосов, установленных, соответственно, на правых и левых двигателях. Объём каждой гидросистемы — 60 л. Номинальное рабочее давление — 150 кгс/см². Гидросистема заправляется минеральным маслом АМГ-10. При отказе обеих систем отдельные гидроагрегаты работают от ручного насоса. При необходимости в ручном насосе предусмотрена возможность использования топлива в качестве рабочей жидкости.

Правая гидросистема предназначена для привода закрылков, основной уборки-выпуска шасси, управления передней опорой шасси, питания приводов стеклоочистителей и рулевых машинок автопилота, аварийного торможения колёс и управление нижним аварийным люком.

Левая система служит для привода закрылков, основного торможения колес, флюгирования Воздушный винт|винтов, управления нижним аварийным люком, аварийной уборки-выпуска шасси и аварийной остановки двигателей.

С помощью ручного насоса можно обеспечить выпуск закрылков, раздельный выпуск шасси, создание давления в левой системе с одновременной зарядкой её гидроаккумулятора, заполнение гидрожидкостью баков обеих систем и её перекачка из одного бака в другой.

Электросистема

Обеспечивает питание постоянным током напряжением 27 В, переменным однофазным током 115 В 400 Гц и трехфазным током 36 В. На каждом из четырех двигателей установлено по два стартер-генератора СТГ‑12ТМ, которые служат основными источниками постоянного тока, а резервными — семь аккумуляторных батарей 12‑САМ‑28, расположенных в обтекателях шасси. Также на двигателях установлены по одному генератору СГО‑12 для обеспечения потребителей переменным однофазным током. Резервным источником переменного однофазного тока служит преобразователь ПО‑750, подключенный к сети постоянного тока. Два преобразователя ПТ-500Ц (основной и резервный) и один преобразователь ПАГ-1ФП служат источниками переменного трехфазного тока. Распределительные сети постоянного и переменного однофазного тока — однопроводные, трехфазного тока — трехпроводная с изолированным нулем. Аэродромное питание постоянным и переменным однофазным током осуществляется через соответствующие разъемы, находящиеся в задней части правого обтекателя шасси. При неработающих двигателях и отсутствии соответствующего аэродромного питания преобразователь ПО‑750 используется для опробования на земле потребителей переменного однофазного тока.

Радиооборудование

Радиооборудование самолёта предназначено для осуществления двухсторонней телефонной и телеграфной связи с землей и между самолётами в воздухе, внутрисамолётной телефонной связи, а также для того чтобы решать навигационные задачи по самолётовождению и заходить на посадку в сложных метеоусловиях днем и ночью.

В состав радиосвязного оборудования входит: самолётное переговорное устройство СПУ-6; командная УКВ-радиостанция РСИУ‑4П; командно-резервная KB‑радиостанция РСБ‑5 с блоком СВБ‑5 и приёмником УС-8 и радиостанция 1‑РСБ‑70 с блоком БСВ‑70 и приёмником РПС.

Радионавигационное оборудование состоит из приемоиндикатора местоположения самолёта в гиперболической системе координат, аппаратуры слепой посадки СП-50, радиовысотомера РВ-2 с сигнализатором С-2В, двух автоматических радиокомпасов АРК-5 и маркерного приёмника МРП-56П.

Также на борту есть панорамный радиолокатор РБП-3. Блоки радиооборудования питаются от сетей постоянного и переменного однофазного тока.

Пилотажно-навигационное оборудование

Обеспечивает определение местоположения и курса самолёта и полет по заданному маршруту. Пилотажно-навигационное оборудование (ПНО) облегчает пилотирование самолёта в сложных метеоусловиях и ночью. ПНО состоит из электрогидравлического автопилота АП-28Д, гирополукомпаса ГПК-52, дистанционного компаса ГИК-1, астрокомпаса ДАК-ДБ-5, магнитных компасов КИ-13, авиагоризонтов АГБ-2, указателя поворота ЭУП-53, навигационного индикатора НИ-50БМ, барометрического высотомера ВД-10 (либо ВД-20), вариометра ВАР-30-3, комбинированного указателя скорости КУС-1200, термометра наружного воздуха ТНВ-15 и часов АЧХО.

Противообледенительная система

Состоит из воздушно-тепловой и электротепловой систем.

Тёплый воздух отбирается от компрессоров двигателей и поступает в воздушнотепловую противообледенительную систему (ПОС), которая защищает от обледенения носки крыла, передние кромки воздухозаборников мотогондол и воздуховоздушного радиатора системы кондиционирования воздуха, туннели маслорадиаторов. Также тёплым воздухом обдуваются стёкла фонарей штурмана и лётчиков для предотвращения их запотевания.

Электротепловая ПОС защищает лопасти винтов, носки киля, стабилизатора и шайб, приёмники воздушного давления и передние триплексные стёкла фонарей.

Система кондиционирования воздуха

Воздух, отбираемый от компрессоров двигателей, охлаждается в воздушном радиаторе и при необходимости — в турбохолодильнике, установлены в левом обтекателе шасси, далее через коллекторы распределяется по кабине и салонам. Для отопления пассажирских салонов воздух поступает в вертикальные каналы между шпангоутами фюзеляжа и нагревает/охлаждает панели внутренней облицовки салонов. Кабина экипажа отапливается воздухом, подводимым к стёклам фонарей. Система кондиционирования воздуха обеспечивает избыточное давление 0,5 кгс/см² при высоте полёта свыше 5200 м и равномерное распределение температуры в пределах 18-24 °C.

Кислородное оборудование

Обеспечивает кратковременное питание кислородом всех членов экипажа и в случае необходимости — отдельных пассажиров. Рабочие места экипажа оснащены стационарными кислородными приборами КП-24М с масками КМ-16Н. Пассажиры пользуются переносными кислородными приборами КП-21 с масками КМ-15М и баллонами КБ-3, которые во время полёта подзаряжаются от стационарных баллонов КБ-1. При разгерметизации кабины кислородное питание всех членов экипажа обеспечивается в течение 15—20 мин.

Пассажирское оборудование

Пассажирские салоны оборудованы сдвоенными и строенными блоками мягких кресел. Продольный шаг кресел составляет 900—930 мм. Средняя ширина прохода между блоками кресел 410 мм. Спинка кресла — регулируемая. Каждое место оснащено индивидуальным светильником, радионаушником, съёмным столиком и пепельницей. На подлокотнике есть кнопки вызова бортпроводника, включения освещения и радионаушника. В передних пассажирских купе установлены двухместный и трехместный диваны, а в заднем два трехместных. Между диванов находятся откидные столики.

Самолёт оборудован тремя туалетами, два из которых находятся в переднем и заднем пассажирских салонах и один — напротив задней входной двери. Каждый туалет оборудован умывальником, унитазом, ящиком для мусора и шкафчиком для термосов с питьевой водой.

В самолёте работает буфет, который обеспечивает пассажиров в полёте горячей и холодной пищей. Он оснащён шкафом для контейнеров с продуктами, тремя электроплитами, двумя электрокофеварками, электродуховым шкафом, термосами для продуктов и холодильником для бутылок. Часть кухонного оборудования установлена рядом с буфетом в переднем входном тамбуре, здесь же находятся сиденья бортпроводников.

Для размещения верхней одежды пассажиров имеются два гардероба в переднем салоне и один — в среднем. Пассажирские салоны и купе оснащены верхними багажными полками для ручной клади.

Лётно-технические характеристики

  • Размах крыла, м 38.00
  • Длина самолёта, м 34.00
  • Высота самолёта, м 9.83
  • Площадь крыла, м2 121.73
  • Масса, кг
    • пустого самолёта 31614
    • максимальная взлётная 51000
    • топлива 10780
  • Тип двигател 4 ТВД АИ-20А
  • Мощность, л.с. 4 х 4000
  • Максимальная скорость, км/ч
    • на высоте 675
    • у земли 520
  • Пререгоночная дальность, км 4000
  • Практическая дальность, км 2000
  • Практический потолок, м 10000
  • Экипаж, чел 5
  • Полезная нагрузка: 132 пассажира или 100 парашютистов или 12000 кг груза

Ошибки в конструкции Ан-10, приведшие к катастрофам

С Ан-10 произошёл ряд катастроф (см. ниже). Самолёт был ненадёжен в условиях обледенения, что делало его пилотирование в зимний период крайне опасным. В первых двух катастрофах при посадке произошли неожиданные резкие «клевки» вниз, привёдшие к столкновению с землёй. Причина такого поведения самолёта заключалась в развитии при отклонённых закрылках преждевременного срыва потока на нижней поверхности горизонтального оперения, критический угол атаки которого уменьшался вследствие обледенения носка стабилизатора. Для продолжения эксплуатации Ан‑10 оперативно доработали, оборудовав более мощную электротепловую противообледенительную систему. Кроме того, экипажи получили рекомендацию уменьшать посадочный угол отклонения закрылков при угрозе обледенения.

Не менее опасной была заложенная в конструкции ошибка, привёдшая к двум катастрофам под Ворошиловградом и Харьковом. В результате их расследования было установлено, что гибкое крыло Ан‑10 создаёт остаточные напряжения на лонжероне, которые постепенно разрушают его. На лонжероне для снижения веса применялось химическое фрезерование, которое увеличило вероятность создания концентраторов напряжения. Это привело к появлению в лонжероне усталостных трещин. Было принято решение о прекращении в 1973 году эксплуатации на линиях «Аэрофлота» всех самолётов типа Ан‑10. В ВВС и в предприятиях Министерства авиационной промышленности самолёты ещё летали некоторое время. Затем большая часть самолётов была пущена на слом, некоторые были установлены в различных городах СССР как памятники или просто на детских площадках. В частности, в Куйбышеве в парке им. Юрия Гагарина самолёт Ан‑10 был переоборудован в детский кинотеатр «Антошка»[2], а впоследствии в 1992—1993 годах разобран на металлолом. На Ан‑12, выпущенных позже и допущенных к полётам, были установлены датчики на лонжерон; отдельные Ан‑12 продолжают летать в настоящее время.

Модификации

  • Ан-10А — с удлиненным фюзеляжем и с двигателями АИ-20А, а затем АИ-20К. Машина выпускалась сначала на 89 и 100 пассажирских мест, впоследствии их число было доведено до 118, потом и до 132.
  • Ан-10Б — с обновленным радиооборудованием и измененной компоновкой салона, вмещавшего до 118 пассажиров.
  • Ан-10В (Ан-16) — с удлиненным на 6 м фюзеляжем, вмещавшим до 174 пассажиров. (Проект)
  • Ан-10ТС — военно-транспортной, грузоподъемностью 14500 кг, способный десантировать личный состав ВДВ в воздухе.
  • Ан-10Д — увеличенной дальности (Проект). Использование свободных отсеков крыла для размещения баков с горючим повышает дальность полёта до 3650 км. Но проект так и остался на бумаге.

Катастрофы

Всего было потеряно 12 самолётов Ан‑10, при этом бытует мнение, что причиной этих катастроф был отказ техники, однако исследования обстоятельств аварий также говорят о присутствии человеческого фактора:[3][4]

Дата Бортовой номер Место катастрофы Жертвы Краткое описание
16.11.59 11167 Львов 40/40 Сорвался в пике при заходе на посадку, предположительно — обледенение крыла.
26.02.60 11180 Львов 32/32 Самопроизвольный срыв в пике при заходе на посадку из-за обледенение крыла.
27.01.62 11148 Ульяновск 13/13 Разбился через 3 минуты после взлёта в результате выключения двигателя № 4 вследствие ошибки курсанта Ульяновской ШВЛП.
28.07.62 11186 у Сочи 81/81 Столкновение с горой в результате ошибки диспетчера.
08.02.63 11193 Сыктывкар 7/7 Тренировочный полет, обледенение и отказ трех двигателей в результате попадания в них льда.
08.08.68 11172 Мирный 0/н.д. Грубая посадка накануне в Иркутске, которая привела к преломлению левой стойки шасси, при посадке крылом задет топливозаправщик.
12.10.69 11169 Мирный 0/н.д. Посадка на обледеневшую ВПП.
15.05.70 11149 Кишинев 11/11 Потеря управления и падение во время ухода на второй круг на двух двигателях (с имитацией отказа). На борту самолёта находились курсанты из Ульяновской ШВЛП, совершавшие тренировочный полет.
08.08.70 11188 Кишинев н.д. Аварийная посадка в поле, пожар двигателя № 4. Самолёт получил значительные повреждения.
31.03.71 11145 у Ворошиловграда 64/64 Разбился при заходе на посадку. Причина неизвестна. Обсуждалась вероятность возникновения вибрации по типу элеронного флаттера после регламентных работ на элероне, усугубленного наличием усталостных трещин.
12.10.71 11137 Кишинев н.д. Грубая посадка.
18.05.72 11215 у Харькова 122/122 Разрушился в воздухе при снижении. Усталостные трещины в стрингерах и панелях обшивки сопряженные с ошибками пилотирования.

Похожие самолёты

Ил-18

Примечания

  1. Антонов Ан‑10
  2. Фото детского кинотеатра в Самаре на базе Ан‑10.
  3. Aviation Safety Network > ASN Aviation Safety Database > ASN Aviation Safety Database results
  4. http://russianplanes.net/REGISTR/Antonov/An-10

Ссылки

  • Реестр выпущенных Ан‑10
  • Ан-10 в авиационной энциклопедии «Уголок неба»
  • История создания самолёта Ан‑10 (монография)

Tags: Ан-10 кп, ан-10 от восточного экспресса, ан-10 для fs9.