|
Пассажирский турбовинтовой
самолет Ан-24 предназначен для перевозки пассажиров, почты и грузов на
воздушных линиях средней протяженности. Основной пассажирский вариант
самолета имеет от 44 до 52 мест. Конструкция пассажирской кабины позволяет
использовать его, кроме основного, в следующих вариантах: грузопассажирском—
с любым уменьшением количества пассажирских мест и увеличением количества
багажа или грузов и деловом — повышенного комфорта с небольшим числом мест.
Переоборудование самолета основного варианта в указанные осуществляется путем
снятия соответствующего количества пассажирских кресел и перегородок в
пассажирской кабине.
Крейсерская скорость самолета 450 км/ч. Максимальная коммерческая нагрузка составляет в пассажирском варианте 5500 кг, в грузовом — 5700 кг. Максимальная дальность при полной загрузке— 2000 км. Хорошие взлетно-посадочные качества и шасси высокой проходимости с низким удельным давлением
обеспечивают нормальную эксплуатацию самолета на грунтовых и заснеженных
аэродромах ограниченных размеров.
Самолет Ан-24 ( 1) представляет цельнометаллический сво-
боднонесущий моноплан с высокорасположенным крылом, горизонтальным оперением
обычной схемы и однокилевым вертикальным оперением.
Фюзеляж — типа полумонокок, балочно-стримгерной
конструкции, герметизирован на участке между шпангоутами № 1—40. В этом
отсеке фюзеляжа размещены кабина экипажа, пассажирская кабина, гардероб,
туалет, багажное и грузовое помещения.
В негерметичном носовом отсеке (до шпангоута № 1)
расположены агрегаты радиооборудования. Хвостовой отсек фюзеляжа за шпангоутом
№ 40 также негерметичен и представляет технический отсек.
Крыло — трапециевидной формы в плане большого удлинения,
обеспечивает хорошие несущие свойства до скоростей, соответствующих числу М =
0,7 при незначительном лобовом сопротивлении, а также хорошие поперечную
устойчивость и управляемость в широком диапазоне углов атаки.
Крыло — кесонного типа, включает центроплан, две средние и
две концевые части, соединенные между собой болтами по профилям разъема.
Каркас крыла имеет два лонжерона, нервюры и работающую обшивку. Центроплан
крыла состоит из цельнопрес- сованных крупногабаритных панелей, лонжеронов и
профилей разъема. В нем расположены 4 или 8 мягких топливных баков. Кессон-
бак крыла образован по контуру двумя лонжеронами и двумя профилями разъема
средней части крыла, верхними и нижними панелями и нервюрами. Носок по
размаху крыла оборудован воздушным обогревом.
Центроплан и средние части крыла снабжены выдвижными
закрылками, при выпуске которых меняется кривизна профиля крыла и
увеличивается его площадь, что приводит к увеличению подъемной силы. При
выпуске закрылков создается щелевой эффект, препятствующий срыву потока на
больших углах атаки, что также увеличивает подъемную силу крыла. На концевых
частях крыла расположены двухсекционные (разрезные) элероны. На правом
корневом элероне расположен сервокомпенсатор, на левом — сервокомпенсатор и
триммер.
Оперение — свободнонесущее, состоит из стабилизатора, руля
высоты, киля, руля направления, форкиля и двух подфюзеляжных гребней. На
каждой половине руля высоты установлен триммер, на руле направления —
пружинный триммер-сервокомпенсатор. Стабилизатор и киль двухлонжеронного типа
с работающей обшивкой. Рули имеют аэродинамическую компенсацию и весовую
балансировку.
Шасси — трехопорной схемы. Основные опоры установлены в
гондолах, передняя — в отсеке под кабиной экипажа. Шасси убирается по полету
в отсеки, закрывающиеся створками. На каждой опоре шасси самолета установлено
по два колеса. Колеса основных опор шасси снабжены дисковыми тормозами.
Передняя опора оборудована системой демпфирования
колебаний и системой управления передними колесами на рулежном и взлетном
режиме. Система управления колесами передней опоры обеспечивает достаточную
маневренность самолета при рулении и помогает выдерживать направление при
разбеге и пробеге.
Уборка и выпуск шасси и управление колесами осуществляются
гидравлической системой.
Силовая установка состоит из двух турбовинтовых двигателей
АИ-24 взлетной мощностью по 2550 э. л. с. с четырехлопастными винтами АВ-72 и
турбореактивного двигателя РУ19А-300 с тягой «800 кгс.
Двигатели АИ-24 сохраняют взлетную мощность до температуры
—30° С Наработка двигателей на номинальном режиме допускается до 40% ресурса,
что дает возможность эксплуатировать самолет с большой взлетной массой. Кроме
того, разрешается работа на максимальном режиме в течение 1,5 ч, что
позволяет улучшить тяговые характеристики силовой установки при отказе одного
«з двигателей.
Двигатели АИ-24 установлены на рамах в гондолах под
центропланом крыла. Двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой части правой
гондолы и крепится на раме к заднему лонжерону центроплана и к ферме шасси.
Система запуска двигателей электрическая. Она обеспечивает
запуск на земле и в полете и холодную прокрутку двигателей. Запуск осуществляется
как от аэродромного питания, так и от генератора, установленного на двигателе
РУ19А-300.
Двигатели АИ-24 оборудованы системами автоматического,
ручного и гидравлического (аварийного) флюгирования.
Каждый двигатель имеет выполненную по короткозамкнутой
схеме масляную систему, состоящую из внутренней системы двигателя и
самолетной системы.
Топливная система состоит из системы питания двигателей
топливом и системы централизованной заправки под давлением. Топливные емкости
каждой половины крыла состоят из двух групп баков. Заправка может
производиться либо снизу иод давлением, либо сверху через заливные горловины.
Управление самолетом состоит из систем управления рулями,
элеронами и триммерами руля высоты, в которые включены рулевые машины
автопилота. Для фиксации рулей и элеронов на стоянке самолета имеются
механизмы стопорения с тросовым управлением от рукоятки на центральном
пульте.
Гидравлическая система состоит из основной и аварийной.
Основная система предназначена для уборки и выпуска шасси « закрылков,
поворота колес передней опоры шасСи; торможения колес основных опор шасси,
привода стеклоочистителей, аварийного флюгирования воздушных винтов и
останова двигателей. Высотность гидросистемы обеспечивается наддувом
гидробака воздухом, отбираемым от двигателей.
Аварийная система используется при выходе из строя
основной системы для выпуска закрылков и торможения колес шасси. Кроме того,
насосная станция аварийной системы может быть включена в линию давления
основной системы.
Питание потребителей электроэнергией осуществляется
постоянным током 27,5 В, переменным однофазным током 115 В, 400 Гц и
трехфазным током 36 В, 400 Гц.
В качестве основных источников электроэнергии постоянного
тока на самолете используются два стартер-генератора СТГ-18ТМ. Аварийным источником
постоянного тока являются две аккумуляторные батареи 12САМ-28, основными
источниками переменного тока 115 В, 400 Гц на самолете являются два
генератора ГО-16ПБ8. Для аварийного питания этой сети установлен
преобразователь П0~750. Для питания самолетных потребителей переменным
трехфазным током 36 В, 400 Гц на самолете имеются два преобразователя
ПТ-1000Ц (рабочий и резервный), а для питания авиагоризонтов АГД-1 —
преобразователь ПТ-125Ц.
Пилотажно-навигационное оборудование. Самолет оснащен
комплексом современного радиосвязного, радионавигационного и
пилотажно-навигационного оборудования, имеющего многократное резервирование.
Это оборудование обеспечивает выполнение полетов на внутренних и
международных авиалиниях круглосуточно в сложных метеорологических условиях.
Основные пилотажно-навигационные приборы и приборы,
контролирующие работу двигателей и систем самолета, установлены на приборной
доске пилотов, центральном, левом и правом пультах. Указатели скорости,
барометрические высотомеры и авиагоризонты расположены на приборной доске
пилотов.
Питание мембранно-анероидных приборов осуществляется от
двух бортовых приемников воздушного давления ПВД-17 и одного приемника
воздушного давления ПВД-1. Питание мембранно- анероидных приборов
дублируется.
Радиотехническое оборудование позволяет: осуществлять
двухстороннюю телефонную и телеграфную связь с землей и с самолетами,
находящимися в воздухе, и связь между членами экипажа; определять истинную
высоту; выполнять расчет на посадку; производить посадку в сложных
метеоусловиях и ночью; осуществлять обзор земной поверхности для целей
навигации, определять радиопеленг, угол сноса и путевую скорость самолета;
обнаруживать по маршруту грозовые фронты и зоны интенсивной турбулентности в
атмосфере.
На самолете установлен электрический автопилот АП-28Л1 для
автоматической стабилизации и управления полетом самолета по заданной
траектории.
Высотное оборудование обеспечивает создание и поддержание
в герметической кабине давления и температуры воздуха, необходимых для пассажиров
и экипажа при полетах на больших высотах. Воздух для наддува герметической
кабины отбирается от компрессоров двигателей. Теплозвукоизоляцня кабин
самолета защищает кабины от пониженных температур окружающего воздуха и
внешних источников шума.
Высотная система обеспечивает в герметической кабине во
время полета нормальные условия для пассажиров и экипажа без дополнительного
питания кислородом. Кислородное оборудование, установленное на самолете,
предназначено для кратковременного питания кислородом членов экипажа на время
снижения самолета до безопасной высоты в случае разгерметизации кабины. Кроме
того, предусмотрено питание кислородом отдельных пассажиров, плохо
чувствующих себя в нормальных условиях полета.
Противообледенительная система применяется двух типов:
теплового и электрического обогрева.
Для обогрева передних кромок крыла, оперения и
воздухозаборников двигателей используется воздушно-тепловая
противообледенительная система, работающая по принципу микро- эжекции.
Микроэжекторная воздушно-тепловая система весьма
эффективна, так как количество горячего воздуха, потребное для ее работы, на
30—40% меньше, чем у обычных воздушно-тепловых противо- обледенительных
систем.
Противообледенительная система электрического обогрева иС*
пользуется для обогрева воздушных винтов, лобовых стекол фонаря кабины
пилотов и приемников воздушного давления.
Включение противообледенительной системы ручное и
автоматическое.
Особенности конструкции. Большинство элементов конструкции
самолета выполнено из листового и профилированного дюралюминия Д-16.
Штампованные детали изготовлены в основном из сплава АК-6, прессованные
профили — из сплава В-95, ряд деталей, в частности, окантовки люков — из
сплава МЛ-5. Детали шасси изготовлены в основном из сталей 30ХГСНА и 27ХГСНА,
а также сплава АК-6. Стыковочные болты агрегатов самолета выполнены из сталей
40ХНМА и ЗОХГСА. Детали, подверженные действию горячих газов, выполнены из
титановых сплавов ОТ-4. Трубопроводы высокого давления гидросистемы
изготовлены из нержавеющей стали Х18Н10Т, трубопроводы низкого давления—из
сплава АМгМ. Остекление кабин выполнено из ориентированного органического
стекла.
В конструкции самолета использовано большое количество
(свыше 30 наименований) различных пластмасс и применены клеесвар- ные
соединения.
Особенностью конструкции самолета является также широкое
панелирование агрегатов самолета, что в совокупности с процессами химического
фрезерования листовых, прессованных и штампованных деталей из алюминиевых
сплавов обеспечивает значительное снижение массы самолета.
Прочность. Широкое применение в конструкции самолета Ан-24
клеесварных соединений в сочетании с монолитными панелями обеспечивает
значительное повышение статической и особенно усталостной прочности. В целом
прочность самолета Ан-24 удовлетворяет требованиям норм прочности гражданских
самолетов и соответствует международным стандартам и рекомендациям по
определению пригодности летательных аппаратов к полету. Расчеты прочности
самолета, проведенные в диапазоне полетных масс от 14 ООО до 22 ООО кг и
диапазоне центровок 15—33% САХ, при расчетной предельной скорости 540 км/ч показали, что прочность самолета является достаточной и при этом обеспечиваются необходимые
запасы прочности.
Полетный вес, кгс 14 500 16 000 17 000 18 000 19 200 19500
20 000 21 ООО Перегрузка . . . 3,23 3,12 3,05 2,99 2,92 2,90 2,85 2,80
Исходя из расчетов на прочность для длительных режимов при
нормальной эксплуатации принята индикаторная скорость 380 км/ч. Максимально допустимая индикаторная скорость, при которой можно производить уборку и выпуск
шасси, — 300 км/ч, полет с выпущенным шасси возможен при скорости 450 км/ч, выпуск закрылков и отклонение их на угол 38° и полет с выпущенными закрылками при скорости 250 км/ч, уборка закрылков, а также полет с выпущенными закрылками на угол 15°—300 км/ч.
Выбор схемы высокоплана обеспечил самолету Ан-24 сни*
жение эксплуатационных рас* ходов, удовлетворительные экономические
показатели, достаточное аэродинамическое качество. Аэродинамическая
компоновка самолета дает хорошие характеристики устойчивости и управляемости
в широком диапазоне центровок от 15 до 33% С АХ на всех режимах полета вплоть
до скоростей сваливания, а следовательно, высокую безопасность полетов.
Самолет обладает хорошими взлетно-посадочными
характеристиками, позволяющими эксплуатировать его на аэродромах с
ограниченной длиной ВПП за счет:
значительной тяговооруженности на взлете; высокой
эффективности механизации крыла: малых скоростей отрыва и посадки;
достаточного клиренса фюзеляжа и большой величины угла
касания хвостовой части фюзеляжа, которые позволяют полностью использовать
несущие свойства крыла на взлете и посадке;
высокой эффективности поперечного и путевого управления;
наличия эффективных тормозов колес основных опор шасси; возможности
торможения винтами при пробеге (создается отрицательная тяга).
Возможность эксплуатации самолета на грунтовых аэродромах
достигается: высоким расположением двигателей, низким давлением в пневматиках
колес, что обеспечивает хорошую проходимость по мягким грунтам, хорошую
управляемость при движении по грунтовым аэродромам.
Большое удлинение 11,37), различные относительные толщины
профилей по размаху крыла от 18% в корне крыла до 13% в концевой его части, а
также различные значения относительной кривизны профилей центроплана, средней
и концевой частей крыла позволили получить крыло с участками различной
несущей способности. Наиболее высокая несущая способность у концевых частей
крыла и минимальная у корневой (центропланной). Благодаря такой компоновке
при выходе самолета на большие углы атаки срыв потока начинается в корневой
части крыла и постепенно, с увеличением угла атаки, распространяется к
концам. Вследствие этого поперечная управляемость сохраняется при больших
углах атаки и нет тенденции к резкому сваливанию на крыло. При срыве потока в
корневой и средней части крыла возрастает пикирующий момент, что приводит к
уменьшению угла атаки и крыло восстанавливает свою несущую способность.
Большое удлинение фюзеляжа я установка двух проти-
воштопорных подфюзеляжных гребней создали удовлетворительную путевую
устойчивость самолета. Размеры оперения обеспечивают хорошие характеристики
продольной и путевой устойчивости и управляемости в широком диапазоне
центровок.
Высокая безопасность полетов достигнута благодаря большому
запасу мощности двигателей, хорошим характеристикам устойчивости и
управляемости и наличию специальных систем автоматического и принудительного
флюгирования воздушных винтов.
На малых углах атаки Сушах и К имеют достаточно высокие
значения ( 2), что дает возможность выдерживать малые посадочные скорости.
На взлете при выпущенных шасси и закрылках ( 3) качество
самолета значительно выше при тех же углах атаки, что и при посадке. Это дает
возможность иметь хорошие показатели скороподъемности, скорости набора высоты
и времени разгона самолета до требуемой скорости набора высоты.
В горизонтальном полете на всех эксплуатационных числах М
значения К и Су удовлетворительны (рис, 4). Снижение К и Су на одних и тех же
углах атаки с увеличением числа М объясняется увеличением сопротивления
самолета, связанного с характером его обтекания. Однако это снижение
несущественно, так как качество меняется в диапазоне М от 0,2 до 0,4 всего на
10%, а Су — на 6% на углах атаки 4—6".
Длина разбега 1 и взлетная дистанция 2 ( 5) самолета с
двумя двигателями АИ-24 существенно зависят от взлетной массы. Самолет можно
эксплуатировать с аэродромов с бетонными ВПП при Свзл=23 500 кпс.
При отказе одного двигателя на скорости отрыва самолета
длина прерванного взлета при взлетном весе 21 000 кгс составляет 1500 м. Предполагается при этом, что на пробеге используются тормоза колес шасси и тормозной эффект
винта работающего двигателя.
В случае продолжения взлета при отказе одного двигателя на
скорости отрыва длина взлетной дистанции (до набора высоты 10,5 м) равна 2300 м.
Из зависимостей практического потолка от СВзл при работе
двигателей на различных режимах ( 7) видно, что самолет Ан-24 может
эксплуатироваться на высотах, значительно больших, чем позволяет высота в
герметической кабине. Только при двух работающих двигателях (одном АИ-24 и
одном РУ19А-300) практический потолок несколько ниже, чем позволяет наддув кабины.
Практический потолок самолета с одним отказавшим двигателем АИ-24 позволяет в
диапазоне приведенных значений GBзл совершать горизонтальный полет на высоте
до 5000 км до ближайшего аэродрома или места посадки.
При необходимости разрешается эксплуатировать двигатель
АИ-24 в течение полутора часов на максимальном режиме.
Высотно-скоростные характеристики самолета Ан-24 с
убранными шасси и закрылками показывают, что эксплуатационные скорости более
чем на 50% превышают скорость сваливания. На 8 приведены следующие кривые:
1—скорость сваливания; 2 — наи-* выгоднейшая скорость набора высоты; 3 —
рекомендованная ско* рость набора высоты; 4 — горизонтальная скорость при
работе двигателей АИ-24 на режиме 0,85 номинального; 5 — горизонтальная
скорость при работе двигателей АИ-24 на номинальном режиме; 6 — ограничение
скорости по скоростному напопру. В горизонтальном полете крейсерские скорости
намного меньше предельно допустимой (кривая 6), ограниченной скоростным
напором q = = 1020 кгс/см2, что соответствует индикаторной скорости Vi max
max = 540 Км/ч.
Крейсерские режимы полета характеризуются следующими
данными: #Kp = 4500-f-6500 м и V*p=4404-460 км/ч. Крейсерский полет, как правило, совершается на режимах работы двигателей 0,85 номинального.
Дальности полета самолета Ан-24 с двумя работающими
двигателями АИ-24 на режиме 0,85 номинального (кривая 1) и на номинальном
(кривая 2) приведены на 9. При полной коммерческой нагрузке (СКОм max = 5500
кгс) дальность составляет около 1000 км (линия ab). Дальность при максимальном взлетном весе (GBзл = = 23 000 кгс) характеризуется расстоянием от начала
координат до точки су при максимальном количестве топливарасстоянием до точки
d. Приведенные зависимости показывают, что увеличение взлетной массы до
максимальной за счет дополнительного количества топлива позволяет увеличить
дальность полета вдвое. Это свидетельствует о малых часовых расходах топлива
и высокой экономичности полета.
В случае отказа одного из двигателей АИ-24 через I ч после
начала полета его можно продолжать на дальность, рассчитанную заранее с
учетом работы двух двигателей.
Снижение с высоты Н = 6000 м происходит за 12 мин ( 10), дистанция снижения
равна 80 км и расход топлива составляет около 120 кг.
Устойчивость и управляемость самолета удовлетворяют
требованиям, предъявляемым к пассажирским самолетам данного класса.
Эффективность рулей самолета достаточна для обеспечения управляемости во всем
диапазоне скоростей и высот полета. Рули и элероны имеют аэродинамическую
компенсацию. Триммеры на рулях и элероне позволяют сбалансировать самолет на
всех режимах полета. На левом элероне, кроме того, имеется кинематический
сервокомпенсатор, а на руле направления — совмещенный триммер-
сервокомпенсатор.
|