Ан-10 — Советский среднемагистральный, турбовинтовой пассажирский самолёт (07.03.1957)

Статья под цифровой редакцией подготовлена: Орловым Геннадием Викторовичем (08.11.1965) — Советским выдающимся публицистом СССР — Прозаиком СССР — Историком СССР

Страница     [01]     [02]

Страна:   СССР.
Расположение:    Киев (УССР).
Разработчик:    ОКБ имени О.К. Антонова
Тип:     Пассажирский самолёт.
Эксплуатант:     Аэрофлот.
Первый полёт:    07.03.1957.
Начало эксплуатации:    22.07.1959.
Базовая модель:     ?.
Произведено:     112.
Главный конструктор:     Антонов О.А.
Время работы:    Круглосуточно.
Адрес:   

Ан-10 —  Советский среднемагистральный, турбовинтовой пассажирский самолёт 2-го класса.

Послевоенный период

Предыстория

30 ноября 1955 года — ОКБ-153 в соответствии с постановлением правительства началась разработка нового четырёхдвигательного пассажирского самолёта «У» («Универсальный»), предназначенного для эксплуатации на авиалиниях протяжённостью от 500 до 2000 км.

Заданием предусматривалось применение двигателей НК-4 или ТВ-20 (АИ-20).

В феврале 1956 года — на историческом ХХ съезде КПСС с целью планомерного повышения уровня жизни Советского народа была поставлена задача,

в кратчайшие сроки увеличить объемы пассажирских перевозок в 3,8 раза с переходом «Аэрофлота» на новую технику.

В мае 1956 года — состоялась защита эскизного проекта. Уже через пять месяцев был утверждён макет самолёта.

04 декабря 1956 года — Самолёта Ан‑10 передали на стат-испытания.

Повествование

07 марта 1957 года — Состоялся первый полёт опытного самолёта Ан‑10, в составе экипажа: 

• командира Я.И. Верникова,
• второго пилота В.А. Шевченко,
• штурмана П.В. Кошкина,
• бортмеханика А.В. Калиничина,
• бортэлектрика И.Д. Евтушенко,
• ведущего инженера по испытаниям А.П. Эскина,

с аэродрома Киевского авиазавода в Святошине. Посадку самолёт произвёл на военном аэродроме в Борисполе.

В июле 1957 года — в аэропорту Внуково (Москва) состоялась демонстрация самолёта Советскому руководству.

05 ноября 1957 года — Первый серийный самолёт Ан-10 № 7400101 (СССР-Л2573), впервые оторвался от взлетной полосы воронежского авиазавода под управлением И.Е. Давыдова,  второй пилот Б.В. Шарликов, ведущий инженер по испытаниям В.С.Попов, бортинженер Е.М. Думнов, штурман Т.Ф. Бевз, бортрадист A.M. Бражников.

Полёт был приурочен к сороковой годовщине Великой Октябрьской Социалистической революции.

С 1957 года по 1960 год — производился на авиазаводе № 64 в Воронеже. Всего там выпущено 108 самолётов:

• в 1957 году — один,
• в 1958 году — 20,
• в 1959 году — 46,
• в 1960 году — 41

(первые 16 серий — по три машины; последующие 10 — по шесть).

10 апреля 1958 года — По решению Совмина СССР № 1144 в ОКБ Антонова подготовили проект и затем провели переоборудование Ан-10 в транспортно-санитарный вариант Ан-10ТС. Машина предназначалась для транспортировки различных воинских грузов общей массой до 14 т, габариты которых позволяли проводить их погрузку-выгрузку через дополнительную грузовую дверь (ширина – 1,3 м, высота – 1.5 м);

• перевозки 113 солдат или 60 парашютистов;
• транспортировки 73 раненых на носилках,
• 20 на сиденьях,
• +4-х медработников.

Входить и выходить из самолета можно было по перевозимому на борту трапу, который устанавливался к задним дверям. Сброс парашютистов осуществлялся в 2 потока:

• через грузовую дверь с правого борта,
• заднюю входную дверь с левого.

Грузовую кабину оборудовали системой принудительного открытия парашютов и механизмами уборки их вытяжных фалов.

14 апреля 1958 года — Прежде чем вывести Ан-10 на регулярные авиалинии, требовалось подвергнуть новый лайнер эксплуатационным испытаниям. Их проведение начальник Главного управления ГВФ главный маршал авиации П.Ф. Жигарев приказом возложил на личный состав 86-го авиаотряда Украинского территориального управления (УТУ), который базировался в аэропорту Киев-Жуляны. Ответственным за выполнение столь важного задания был назначен начальник УТУ П.С. Бебешко.

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). Конструкция Ан‑10 позволяла при необходимости (например, в случае войны) сравнительно легко превратить его в грузовой самолёт, практически полностью аналогичный Ан‑12 путём простой замены хвостовой части фюзеляжа (вместе с горизонтальным и вертикальным оперением). Для проверки реальности этой концепции один экземпляр Ан‑10 успешно переоборудовали в грузовой самолёт.

25 июня 1958 года — Завершился этап заводских испытаний За этот период было выполнено 80 полётов общей продолжительностью 95 ч 38 мин. Кроме Берникова и Шевченко, самолёт пилотировали Калинин, а также только что пришедшие на фирму выпускники ШЛИ И.Е. Давыдов и Ю.В. Курлин. Во время испытаний Ан-10 базировался в киевском аэропорту Жуляны, где для него выделили стоянки в гражданском и военном секторах. 

В ноябре 1958 года — начались эксплуатационные испытания первых серийных машин, поступивших в Украинское территориальное управление ГВФ — им пришлось возить грузы и почту.

13 июня 1959 года — Завершились государственные испытания самолёта Ан-10. По общим итогам, машину допустили к перевозке пассажиров.

27 апреля 1959 года — Ан‑10 выполнил свой первый технический рейс.

27 мая 1959 года — Состоялся рекламный полёт по маршруту Киев—Москва—Тбилиси—Адлер—Харьков—Киев. 

Самолётом управлял усиленный экипаж в составе:

• Дубовика (руководитель полёта),
• пилота Белашева,
• пилота Кирюхина,
• штурмана Шатилова,
• бортрадиста Минеева,
• бортмеханика Бабия.
• Общее штурманское руководство осуществлял флаг-штурман УТУ А.Д. Степаненко.

Лайнер взлетел с грунтовой полосы аэропорта Жуляны и за 12 мин достиг расчетной высоты 8000 м и взял курс на Москву, Через 1 ч 25 мин он приземлился во Внуково, Затем состоялся перелет в Тбилиси, оттуда – в Адлер, а ночью Ан-10 прибыл в Харьков. Протяженность пройденного маршрута составила 4470 км, которые самолет прошел со средней скоростью 635 км/ч.

21 июля 1959 года — Ан-10 из состава 86-го отряда, командир корабля Петр Герасимович Макаров совершил первый рейс с пассажирами по маршруту Киев-Москва. По прилёту он сделал доклад Первому секретарю ЦК Н.С. Хрущеву о новом самолёте.

22 июля 1959 года — Началась эксплуатация самолёта на трассе Москва—Симферополь, доставив 75 пассажиров. Ан‑10 на момент начала эксплуатации был в числе самых рентабельных самолётов, стоимость перевозки одного пассажира была значительно ниже, чем на Ту-104А, главным образом, из-за большей пассажировместимости и меньшем расходе топлива турбовинтовыми двигателями.

В 1959 году — в ГК НИИ ВВС СССР были проведены испытания самолёта Ан-10 в транспортно-санитарном варианте, который получил наименование Ан-10ТС. он был рассчитан на перевозку грузов массой до 14 т,:

• 112 десантников для посадочного десантирования или,
• 60 парашютистов или,
• 73-х раненных и 4-х медработников.
• + 20 на сидений.

10 сентября 1959 года — Самолёт Ан-10 начал возить пассажиров на линии Харьков-Москва-Сталино-Москва-Харьков.

14 июня 1960 года —Экипаж в составе:

• командира Ю.В. Курлина,
• второго пилота В.И. Терского,
• штурмана В.Н. Попова,
• бортрадиста П.С. Мельниченко,
• бортинженера Б.М. Зильбермана,
• бортэлектрика И.Д. Евтушенко,
• ведущего инженера по испытаниям А. К. Середы,

выполнил на самолёте Ан-10 два полёта, в которых проводилось выключение трёх двигателей. Курлин выключает первый двигатель, второй, третий. Самолёт уверенно продолжает устойчивый полёт. Затем лётчик вновь запускает крайний четвёртый двигатель, а останавливает третий, расположенный ближе к фюзеляжу. Большой самолёт уверенно летит с одним работающим двигателем на конце крыла». В этом полёте «десятку» сопровождал Ан-8 с корреспондентами на борту. Эксперимент проходил на высоте 3500-4000 М с приборной скоростью 320 км/ч, со снижением 1-2,5 м/с. Чтобы усилить впечатления журналистов от увиденного, «восьмерка» сначала снижалась параллельно Ан-10, и казалось, что оба самолёта летят горизонтально. Затем экипаж Ан-8 плавно увеличивал угол снижения, и у корреспондентов возникала иллюзия, что Ан-10 на одном двигателе набирает высоту. Вскоре на страницах центральных и республиканских газет появились полные восторгов публикации. Антонов, узнав, как все происходило на самом деле, долго смеялся.

29 апреля 1961 года — экипажу А.Ф. Митронина удалось установить на Ан-10 рекорд скорости на 500-км замкнутом маршруте, равный 530,6 км/ч.

В 1962 году — был закончен проект модификации Ан-10Б, максимальное количество кресел было ограничено до 118.

В 1963 году — На модификации Ан-10В полностью переделали фюзеляж. Его удлинили на 6 метров, что позволяло перевозить до 174 пассажиров.

05 февраля 1971 года — Было выдано заключение о прочности Ан‑10 которое устанавливало безопасный эксплуатационный ресурс самолёта Ан‑10 в виде 20 000 часов и 12 000 посадок.

27 августа 1972 года — По Приказу № 032 Министерства гражданской авиации СССР были списаны 40 из 67 самолётов Ан‑10 (ещё 11 эксплуатировалось ВВС СССР),

а остальные переданы Министерству авиационной промышленности СССР.

05 ноября 1972 года — По Приказу № 410 Министерства авиационной промышленности СССР (МАП СССР) передавал 25 самолётов в эксплуатацию производственным предприятиям для грузовых перевозок (после необходимых конструкционных изменений). 

В 1974 году — полёты всех пассажирских Ан‑10 в МАП прекратились.

14 января 1976 года — Состоялся последний полёт самолёта Ан-10 (борта СССР-11213), когда его перегнали в музей авиации в Монино.

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:

1. командир корабля,
2. второй пилот,
3. штурман,
4. радист,
5. бортмеханик,
6. бортпроводник,
7. бортпроводник.

Аэродинамическая схема

Четырёхмоторный высокоплан с однокилевым оперением. На всех выпущенных машинах изначально стояли две вертикальные шайбы по краям горизонтального оперения для повышения путевой устойчивости. В дальнейшем в процессе плановых доработок при капремонтах на всех самолётах шайбы были демонтированы, а для обеспечения путевой устойчивости устанавливались два подфюзеляжных гребня.

Фюзеляж

Балочно-стрингерный полумонокок круглого сечения. Состоит из:

• 110 стрингеров,
• 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,
• лётчиков — 18 и 24 мм.

Пассажирская кабина разделена на три части:

1. передний пассажирский салон,
2. средний пассажирский салон,
3. задний пассажирский салон,

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,
• багажник,

а между средним и задним размещаются:

• задний входной тамбур,
• гардероб,
• 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 колёс 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)
• 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 подъёмниками.

Общая площадь закрылков — 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.

Оперение

Свободнонесущее, состоит из:

• стабилизатора с рулём высоты, 
• киля с рулём направления,
• форкиля — 3,63 м²,
• подфюзеляжного гребня — 2,75 м²,
• двух закреплённых на концах стабилизатора шайб — 4,0 м².
• Площадь горизонтального оперения — 26,1 м²,
• вертикального оперения — 17,63 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,
• 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 полёту.

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 стабилизирующий 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, трёхступенчатой 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 рычагов 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 вручную (бортмехаником) 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 полёте 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:

1. правой,
2. 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 колёс, флюгирования 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.

[01]     [02]