Ан-8

Ан-8 (изделие «П», по кодификации НАТО: Camp — «Лагерь») — советский военно-транспортный самолёт, разработанный в середине 1950-х в ОКБ им. О. К. Антонова. Предназначен для перевозки различных грузов, посадочного и парашютного десантирования ВДВ с придаваемой им техникой и вооружением, а также для перевозки раненых. История Мировой опыт боевых действий (война в Корее 1950—1953 гг.) доказал необходимость грузового самолёта большой грузоподъёмности, способного подниматься с неподготовленных полевых аэродромов, преодолевать огромные расстояния, иметь фантастическую грузоподъёмность, а, самое главное, — действовать и продолжать полёт даже при отказе одного двигателя. Разработка двухдвигательного самолёта Ан-8 началась в АНТК им. О. К. Антонова в январе 1954 года в соответствии с Постановлением СМ СССР № 2922—1251 от 11 декабря 1953 года и приказом МАП № 278 от 23 декабря 1953 года. Ведущим конструктором был назначен А. Я. Белолипецкий. Для работы над проектом в АНТК им. О. К. Антонова был переведён ряд специалистов из других КБ. В апреле 1954 года к ним добавился большой выпуск студентов Харьковского авиационного института. Большую помощь оказал также авиаконструктор Р. Л. Бартини (в частности, им был сконструирован пол грузовой кабины). Предусматривалась разработка машины в двух вариантах — военно-транспортном (изделие «П») и пассажирском (изделие «Н»). Первоначально предполагалось установить на самолётах двигатели ТВ-2Ф, позже ТВ-2Т. Работы по проекту военно-транспортного самолёта продвигались быстрее, чем пассажирского, а вскоре разработка проекта последнего была вообще приостановлена, в пользу будущего Ан-10 (изделия «У»). Эскизный проект транспортного самолёта был готов в июле 1954 года. При работе над проектом конструкторам пришлось решить ряд сложных проблем, связанных с десантированием грузов. 25 октября 1954 макетной комиссии заказчика был предъявлен макет с 2 вариантами силовой установки: с турбовинтовым двигателем ТВ-2Т и турбореактивным двигателем АЛ-7. Затем на Киевском авиационном заводе началось изготовление первого прототипа, которое завершилось в декабре 1955 года. Первый полёт Ан-8 совершил 11 февраля 1956 года под управлением лётчиков-испытателей Я. И. Верникова (командир) и В. П. Васина (второй пилот) с аэродрома Святошино. Первая публичная демонстрация самолёта состоялась 18 августа 1956 года, опытный Ан-8 принял участие в воздушном параде над Тушином совместно с другой новинкой советской авиатехники Ту-104. Со 2 октября по 27 ноября прошли государственные испытания самолёта. На испытаниях была выявлены недостаточные статические устойчивость и управляемость самолёта на посадке при боковом ветре, самопроизвольные автоколебания в прямолинейном полёте, плохая работа двигателей на высотах более 6000 м. Вместо ТВ-2Т было предложено установить двигатели АИ-20, но их мощности было явно недостаточно. Однако А. Г. Ивченко предложил форсировать АИ-20, доведя его мощность до 5180 л. с. В июле-октябре 1957 года были проведены работы по установке на прототипе двигателей АИ-20Д. Заводские испытания были завершены 21 ноября. Параллельно в АНТК им. О. К. Антонова была доработана конструкция самолёта: на 0,8 м увеличен размах крыла, установлены киль от Ан-10 и противоштопорные интерцепторы, усилен фюзеляж. Производство В том же 1957 году Ташкентский авиационный завод приступил к серийному производству самолёта под обозначением Ан-8. Для обеспечения эффективности производства на заводе был создан филиал АНТК им. О. К. Антонова (приказ ГКАТ от 29 июля 1959 года). Первый серийный Ан-8 вышел из ворот сборочного цеха в августе 1958 года. 20 июня 1959 года начались заводские, а 7 августа — государственные испытания серийного Ан-8. Испытания завершились 30 октября с положительным результатом. В том же году самолёт принят на вооружение ВТА. Но доводка продолжалась и после этого. Ан-8 серийно производился на Ташкентском авиационном заводе в 1958 — 1961 гг. Всего был выпущен 151 самолёт. Эксплуатация С 1959 года самолёт Ан-8 стал поступать на вооружение военно-транспортной авиации, где эксплуатировался до 1970 года. К этому времени было списано 80 машин, а остальные перешли в подразделения других родов войск и различных министерств. В 1997 году в эксплуатации находилось 5 самолётов в авиакомпаниях России, которые осуществляют коммерческие перевозки в государствах Ближнего Востока, тогда как использование Ан-8 над РФ уже было запрещено. В 2004 году украинское АНТК им. О. К. Антонова отказалось от какой-либо ответственности за состояние ещё находившихся в эксплуатации самолётов, фактически прекратив их легальное использование. Однако в Африке Ан-8 совершали коммерческие рейсы и после этого: в январе 2005 года в ДР Конго потерпел аварию самолёт этого типа. Всего же за годы эксплуатации было потеряно 27 самолётов Ан-8. Оборудование Бомбардировочное вооружение включает в себя осветительные авиабомбы: четыре ФОТАБ-100-80 на кассетных держателях в носовой части обтекателей шасси и шесть ЦОСАБ-10 на держателях в хвостовой части. В состав пушечного вооружения входят: кормовая башня с двумя 23-мм пушками АМ-23, электродистанционная система управления башней и прицельно-вычислительный блок. В состав оборудования входили фотокамеры для дневных и ночных съёмок. Десантно-транспортное оборудование обеспечивает размещение личного состава в грузовой кабине и парашютное десантирование, а также крепление грузов и техники и их сброс. Погрузка и разгрузка самоходной техники производятся своим ходом с использованием грузовых трапов (перевозятся на борту), несамоходной — с использованием тросовой системы при помощи тягача или электролебёдки, находящейся вне самолёта. Техническое описание Ан-8 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего высокоплана. Конструкция цельнометаллическая. Экипаж самолёта состоит из шести человек — двух лётчиков, штурмана, бортрадиста, борттехника и командира огневых установок. Фюзеляж типа полумонокок. Сечение фюзеляжа в средней части прямоугольное со скруглёнными углами и закруглённой верхней частью. Фюзеляж конструктивно разделен на четыре отсека: передний герметичный отсек, здесь размещены кабины пилотов, штурмана и сопровождающих; негерметичные грузовой и люковый отсеки; герметичный кормовой отсек с кабиной стрелка. Пол, боковая часть пилотской кабины в зоне рабочих мест оснащена бронёй толщиной 8 мм. Кресла пилотов имеют 16-мм бронеспинки и 25-мм бронезаголовники. Крыло прямое, двухлонжеронное, трапециевидное в плане. Конструктивно состоит из центроплана и отъёмных частей: двух средних и двух консольных. Между лонжеронами крыла расположены топливные баки — 16 в средних частях и 4 в центроплане. Механизация крыла состоит из двухщелевых закрылков с дефлектором, расположенных в средних частях, и двухсекционных элеронов с сервотриммером, расположенных на консольных частях. Элероны оснащены системой стопорения. Шасси трёхопорное, состоит из передней двухколесной опоры и двух основных опор с 2-осными тележками. Колёса основных опор тормозные. Передняя опора поворотная. Пневматики низкого давления позволяли самолёту базироваться на грунтовых аэродромах. Опоры шасси убираются назад по полету: передняя в фюзеляж, основные в обтекатели. Силовая установка состоит из 2 турбовинтовых двигателей АИ-20Д мощностью по 5180 э.л. с. с четырёхлопастными флюгируемыми винтами АВ-68Д левого вращения диаметром 5 м. Привод изменения шага винта гидравлический. Топливная система разделена на левую и правую части и закольцована трубопроводами. В левом обтекателе шасси установлен турбоагрегат ТГ-16. В хвостовой части расположен грузовой люк размером 2950×7400 мм. Для погрузки несамоходной техники установлена лебёдка БЛ‑52. Для обеспечения групповой выброски грузов может устанавливаться транспортёр П95‑Т. Запас топлива размещён в 20 крыльевых мягких топливных баках общим объёмом 13080 л. Самолёт оснащен системой пожаротушения Хвостовое оперение — однокилевое. Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и рулей высоты. Вертикальное оперение это киль, форкиль и руль направления. Рули имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку, оснащены триммерами и системой стопорения. Руль направления оборудован пружинным сервокомпенсатором. Гидравлическая система — состоит из двух автономных систем: основной и аварийной и обеспечивает уборку и выпуск шасси, торможение колес и поворот передней стойки, открытие и закрытие створок шасси и грузолюка, работу рулевых машин автопилота и стеклоочистителей. Электросистема — обеспечивает питанием бортовых потребителей: постоянным (28,5 В) и переменным однофазным (115 В) и трехфазным (36 В) токами. Система обеспечивает работу приборов и радиооборудования, запуск двигателей и питание агрегатов топливной системы, выпуск и уборку закрылков, а также задействует стрелковое, бомбардировочное, десантно-транспортное и другое оборудование. Управление — смешанное: рулями и элеронами — жёсткое при помощи тяг, закрылками — электродистанционное, стопорением рулей — тросовое. Пилотажно-навигационное оборудование — позволяет выполнять полеты в любое время суток в сложных метеорологических условиях, в том числе в автоматическом режиме с помощью автопилота. Радиооборудование — обеспечивает двухстороннюю связь между самолётом и землёй, между самолётами и внутрисамолётную связь между членами экипажа. Самолёт оснащён системой слепой посадки. Высотное и кислородное оборудование — обеспечивает нормальные условия работы экипажа на всех режимах полета. Питание экипажа кислородом обеспечивается как в полёте, так и в случае аварийного покидания самолёта. На борту находятся пять стационарных кислородных приборов и шесть парашютных. Противообледенительное оборудование — состоит из трех систем: воздушно-тепловой — обогрев передних кромок крыла и воздухозаборников двигателей, туннелей маслорадиаторов и боковых стёкол фонарей кабины, электротепловой — обогрев передних кромок киля и стабилизатора, лобовых стекол фонаря кабины летчиков и приёмника воздушного давления, жидкостной — лопастей воздушных винтов. Модификации Характеристики Первый полет, год 1956 Начало серийного производства, год 1958 Размах крыльев, м 37,0 Длина самолёта, м 30,744 Высота, м 10,045 Площадь крыла, м² 117,2 Размеры грузовой кабины, м длина 11,0 ширина (в зоне ниш шасси) 3,6 (2,5) высота (в районе центроплана) 2,9 (2,42) Тип двигателя: 2 х АИ-20Д Тяга двигателя (э.л. с.): 2 х 5180 Масса пустого: 24,3 т. Нормальная взлётная масса: 38,0 т. Максимальная взлётная масса: 41,0 т. Максимальная полезная нагрузка: 11,0 т. (или 40 парашютистов) Дальность полёта, км с максимальной нагрузкой 850 км. перегоночная 4410 км. Максимальная скорость: 520 км/ч Крейсерская скорость: 450 км/ч Практический потолок: 9600 м. Разбег: 775 м Пробег: 590 м Экипаж, чел: 5-6 Катастрофы Всего было потеряно 27 самолётов типа Ан-8. Примечания Ссылки Подробное описание самолёта АН-8 Сайт ОКБ им. О. К. Антонова Уголок неба — Большая авиационная энциклопедия Реестр Ан-8 с описанием каждого борта