Авиация Ан-26 - Конструкция

01 июля 2011


Оглавление:
1. Ан-26
2. Конструкция
3. Силовая установка
4. Электрооборудование
5. Характеристики
6. Модификации
7. Аварии и инциденты

Планер

Планер самолёта Ан-26 представляет собой цельнометаллический свободнонесущий, двухмоторный моноплан с высокорасположенным крылом, однокилевым вертикальным оперением с форкилем и двумя подфюзеляжными гребнями.

Фюзеляж

Фюзеляж самолёта представляет собой цельнометаллический балочно-стрингерный полумонокок. Фюзеляж разделён на четыре отсека: носовой Ф-1, средний Ф-2, люковый и хвостовой Ф-3. Стыковка отсеков между собой осуществляется по обшивке и стрингерам.
На участке между 1-м и 40-м шпангоутами фюзеляж выполнен герметическим.
Основная часть элементов конструкции фюзеляжа выполнена из листового и профилированного дюралюмина Д16Т, а также из алюминиевых сплавов.

В фюзеляже самолёта размещены кабина экипажа и грузовая кабина.
Кабина экипажа расположена между шпангоутами 1-7 и отделена от остальной части фюзеляжа перегородкой по шпангоуту 7.
Носок фюзеляжа до шпангоута 1 не герметичен и прикрыт специальным обтекателем, под которым установлена антенна радиолокатора.
Грузовая кабина размещена от шпангоута 10 до шпангоута 33, в кабине имеется встроенный транспортёр. На участке грузовой кабины в обоих бортах установлено по четыре круглых окна. Окно в правом и левом борту совмещены с аварийными люками. Между шпангоутами 33-40 расположен грузовой люк с рампой. На потолке фюзеляжа в плоскости симметрии установлен монорельс, по которому движется тельфер, предназначенный для выполнения погрузочно-разгрузочных работ.

Силовой набор и обшивка

Поперечный силовой набор фюзеляжа состоит из 51 шпангоута, которые по конструкции разделены на нормальные, силовые и усиленные. Нижние части шпангоутов совместно с продольными балками образуют каркас пола фюзеляжа.

Продольный силовой набор состоит из стрингеров и ряда продольных балок в отсеках Ф-1 и Ф-2. Стрингеры расположены равномерно по периметру сечения фюзеляжа. Продольные балки — клёпаной конструкции, расположены в нижней части фюзеляжа.

Фюзеляж имеет одну входную дверь, а также 6 люков — грузовой, эксплуатационный и четыре аварийных. Герметизация входной двери, аварийных люков кабины экипажа и грузовой кабины осуществляется резиновыми профилями и герметиком.

Обшивка фюзеляжа выполнена в виде отдельных технологических панелей из дюралюминиевых листов толщиной 0,8-1,8 мм. Листы обшивки крепятся к нормальным шпангоутам при помощи заклёпок, а к стрингерам — точечной электросваркой и клеем К-4С.

Крыло

Крыло самолёта — высокорасположенное, свободнонесущее, прямоугольной формы в плане на участке между нервюрами № 7 и трапециевидной формы на участках от нервюр № 7 до законцовок. Состоит из трёх основных частей — центроплана, отъёмной и средней частей
Угол поперечного V крыла на участке между нервюрами № 12 равен 0°, а на участке консолей равен −2°. Угол установки крыла равен +3°. Крыло имеет разъёмы по нервюрам № 7 и 12 и делится на центроплан, две средние и две отъёмные части. Центроплан несёт в себе два отклоняющихся однощелевых закрылка, средние части крыла — по одному двухщелевому выдвижному закрылку, отъёмные части крыла — по две секции элеронов. Стыковка частей крыла между собой осуществляется при помощи профилей разъёма, фитингов и стыковых угольников.
Конструкция крыла — кессонного типа, состоит из 23-х нервюр, обшивки и стрингеров. Обшивка крыла имеет различную толщину на разных участках. Носки крыла для предотвращения обледенения имеют воздушный обогрев. В хвостовых частях крыла размещены валы управления закрылками и тяги управления элеронами.

Центроплан

На центроплане установлены узлы для стыковки с фюзеляжем, профили разъёма для стыковки со средними частями крыла, узлы крепления двигателей, главных ног шасси и узлы навески однощелевого закрылка.
Лонжероны центроплана — балочного типа, цельнопрессованные, усиленные стойками из прессованных профилей. Каждый лонжерон имеет два кронштейна для стыковки с фюзеляжем.
Нервюры центроплана — силовые, балочного типа. Каждая из них состоит из глухой дуралюминовой стенки, подкреплённой стойками из прессованных уголков, а также верхнего и нижнего поясов из прессованных профилей таврового сечения.

Средняя часть крыла

Кессон средней части крыла является топливным баком-отсеком. Кессон герметизирован при помощи герметика. Средняя часть крыла имеет профили разъёма для стыковки с центропланом и отъёмной частью крыла.
Лонжероны средней части крыла — балочного типа, состоят из верхней и нижней полок таврового сечения и стенок, подкреплённых прессованными дуралюминовыми стойками. Полки изготовлены из прессованных профилей, механически обработанных для получения переменного по длине сечения. На концах лонжеронов имеются стойки для стыковки стенок лонжеронов средней части крыла со стенками лонжеронов центроплана и отъёмной части крыла.

Отъёмная часть крыла

Отъёмная часть крыла конструктивно аналогична центроплану и средней части крыла. Отъёмная часть стыкуется со средней частью с помощью профилей, разъёма и концевых стоек лонжеронов.
Лонжероны имеют стенки и полки переменного по размаху сечения. Стенки лонжеронов подкреплены стойками из прессованных профилей. В стенке переднего лонжерона имеются отверстия для выхода тёплого воздуха из носка отъёмной части в концевой обтекатель.
Нервюры отъёмной части — балочного типа, по конструкции аналогичны нервюрам средней части крыла.

Закрылки и элероны

На каждом крыле установлен однощелевой закрылок центроплана, расположенный между фюзеляжем и гондолой двигателя, и двухщелевой закрылок средней части крыла.
К двухщелевому закрылку приклёпан на кронштейнах профилированный дефлектор. При отклонении закрылка между хвостовой частью крыла, дефлектором и закрылком образуется двойная профилированная щель.
Каждый закрылок состоит из обшивки, набора нервюр, лонжерона и двух кареток. Крепление закрылков осуществляется при помощи кронштейнов.
Выпуск и уборка закрылков осуществляются гидроприводом посредством трансмиссионного вала и шести винтовых подъёмников. Управление системой осуществляется нажимным переключателем, установленным на центральном пульте лётчиков. Также имеется возможность аварийного выпуска закрылков при помощи перекидного переключателя, установленного там же.
Угол отклонения закрылков контролируется по указателю положения, установленному на центральном пульте. Угол отклонения закрылков при взлёте — 15°, при посадке — 38°
Элероны крепятся к задним лонжеронам отъёмных частей крыла. Каждый из них состоит из корневой и концевой секций. В конструкцию элерона входят лонжерон, нервюры и обшивка. На корневой секции левого элерона установлен триммер и сервокомпенсатор, правого — только сервокомпенсатор.
Управление элеронами осуществляется вращением штурвалов. При вращении штурвалов по часовой стрелке правый элерон отклоняется вверх на 24°, а левый — вниз на 16° и наоборот. Максимальный угол поворота штурвалов от нейтрального положения — 90°.

Оперение

Оперение самолёта — свободнонесущее, однокилевое, металлической конструкции. Оперение состоит из двух консолей стабилизатора, двух половин руля высоты, киля, руля направление и форкиля. В носках стабилизатора и киля имеются воздушно-тепловые камеры противообледенительной системы, а в концевых обтекателях — жалюзи для выхода воздуха.
Стабилизатор и киль — двухлонжеронной конструкции с работающей дуралюминовой обшивкой. На каждой половине руля высоты установлен триммер, на руле направления — пружинный триммер-сервокомпенсатор. Угол поперечного V горизонтального оперения равен +9°

Стабилизатор

Стабилизатор состоит из двух симметричных консолей. Каждая консоль состоит из верхней и нижней панелей, носка, хвостовой части и концевого обтекателя. Панель стабилизатора состоит из двух полулонжеронов, набора полунервюр, стрингера и обшивки. Крепление стрингеров к обшивке осуществляется при помощи точечной электросварки и клея, к нервюрам и лонжеронам обшивка приклеена. Стыковка стабилизатора с фюзеляжем осуществляется по лонжеронам, посредством болтов и фитингов.

Руль высоты

Каждая половина руля высоты состоит из двух клеесварных панелей, соединённых в плоскости хорд, законцовочного профиля и балочки для крепления триммера. Триммеры установлены на каждой половине руля высоты.
Управление рулём высоты осуществляется перемещение штурвалов: «от себя» — руль отклоняется вниз на 20°, на себя — руль отклоняется вверх на 25°. Управление рулями — дублированное, осуществляется с обоих мест пилотов. В проводку управления рулём высоты включена рулевая машина автопилота. При включённом автопилоте вращение звёздочки рулевой машины вызывает поворот секторной качалки и перемещение проводки управления рулём высоты. При выключенном автопилоте, машина не препятствует ручному управлению рулями.

Шасси

Самолёт имеет убирающиеся в полёте шасси, выполненное по трёхстоечной схеме, состоящее из двух главных и одной передней ноги.
Главные ноги установлены в гондолах двигателей и в полёте убираются вперёд в специальные отсеки под двигателями. На каждой главной ноге, на общей неподвижной оси, установлены два колеса с пневматиками и дисковыми тормозами. Колёса снабжены инерционными датчиками.
Передняя нога установлена в носовой части фюзеляжа и в полёте также убирается вперёд в отсек под кабиной экипажа. На передней ноге, на общей вращающейся оси, установлены два нетормозных колеса с пневматиками.
В выпущенном и убранном положениях ноги фиксируются механическими замками, открывающимися с помощью гидроцилиндров. Отсеки шасси закрываются створками при полностью убранном и выпущенном положениях ног.
Выпуск и уборка шасси, открытие замков, торможение колёс главных ног и поворот колёс передней ноги, осуществляется силовыми цилиндрами гидравлической системы самолёта. В случае выхода из строя гидравлической системы, замки убранного положения всех ног шасси могут быть открыты вручную с помощью механической системы. При этом ноги выпускаются и устанавливаются на замки выпущенного положения под действием собственного веса и встречного потока воздуха.

Главные ноги шасси

Главные ноги шасси — двухколёсные, с телескопическими азотно-масляными амортизаторами. Амортизационная стойка крепится к центроплану крыла через силовую ферму. На главных ногах установлены колёса с дисковыми гидравлическими тормозами и камерными шинами размером 1050×400 мм, давление в камере шины — 4 кгс/см². На каждом колесе установлен инерционный датчик, включённый в систему автоматического торможения. Инерционный датчик служит для подачи электрических импульсов на электрогидравлический кран для растормаживания колёс в момент наступления их проскальзывания относительно грунта.
Амортизатор главной ноги — азотно-масляного типа, с торможением на прямом и обратном ходе. Амортизатор оборудован внутренними плоскостями цилиндра и штока и заряжен строго определённым количеством масла и азота.
Колея и база шасси при стояночном обжатии амортизаторов составляют соответственно 7900 и 7650 мм. Минимальный радиус разворота самолёта равен 11 250 мм.

Передняя стойка шасси

Передняя стойка — двухколёсная, с рычажной подвеской колёс и азотно-масляным амортизатором. Рычажная подвеска колёс обеспечивает амортизацию не только вертикальных, но и горизонтальных ударов, возникающих при раскрутке колёс во время посадки и при движении самолёта по аэродрому.
На передней стойке установлены два нетормозных колеса с камерными шинами 700×250 мм. Давление в камере шины — 4 кгс/см².
Амортизатор передней стойки — азотно-масляного типа, с торможением на прямом и обратном ходе. Амортизатор оборудован внутренними плоскостями цилиндра и штока и заряжен строго определённым количеством масла и азота.

Просмотров: 18991

<<< Ан-24

Ан-2М >>>