Ан-26

Ан-26 (по кодификации НАТО: Curl Вихрь) — многоцелевой транспортный самолёт, разработанный в КБ Антонов, модификация исходной модели Ан-24. Ан-26 оснащён двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24ВТ и одним дополнительным реактивным РУ-19А-300, установленным в правой гондоле основного двигателя. Благодаря большой ширине проёма грузового люка (2,4 м) и установке специальной трап-створки возможна удобная погрузка как с земли, так и из кузова автомобиля, что значительно ускоряет и облегчает погрузочно-разгрузочные работы. Самый многочисленный самолёт своего класса.[где?] В Китае был разработан и выпускается Xian Y-7, созданный на базе Ан-26. В настоящее время[когда?] эксплуатируется пассажирская модификация Ан-26-100 с вместимостью до 43 человек. Самолёты переделаны в пассажирские на заводе из базовой грузовой модификации и имеют недостаток — отсутствие багажных полок. Всего построено 1403 самолёта этого типа. История создания Разработка Ан-26 началась в 1964 году под руководством Виктора Александровича Гарвардта. В производство техническая документация была передана в 1968 году, а уже 21 мая 1969 года был успешно осуществлён первый полёт Ан-26, под руководством командира экипажа Юрия Николаевича Кетова (в испытаниях приняли участие: второй пилот В. А. Богданов, штурман С. П. Кравченко, бортинженер П. Д. Игнатиенко, бортрадист М. А. Тупчиенко и инженер-испытатель В. П. Лыновский). В 1969 году Ан-26 был представлен на международном авиасалоне в Ле-Бурже. Конструкция Планер 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 первым и сороковым 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 негерметичен и прикрыт специальным обтекателем, под которым установлена антенна радиолокатора «Гроза». Грузовая кабина размещена от шпангоута 7 до шпангоута 33, в кабине имеется встроенный транспортёр. На участке грузовой кабины в обоих бортах установлено по четыре круглых окна. Окно в правом (между шпангоутами 23-24) и левом (14-15) 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. Фюзеляж имеет одну входную дверь, а также 6 люков — грузовой, эксплуатационный и четыре аварийных (нижний, два бортовых и верхний). Герметизация входной двери, аварийных люков кабины экипажа и грузовой кабины осуществляется резиновыми профилями и герметиком. Экипаж в количестве 6 человек. В передней кабине размещаются: командир экипажа, помощник КЭ, бортовой техник (между лётчиками сзади), штурман (за командиром), бортрадист (за ПКЭ). В грузовой кабине оборудовано место техника по авиадесантному оборудованию. Отличительной особенностью самолётов типа Ан-26 от Ан-24 является наличие большого выпуклого блистера на рабочем месте штурмана экипажа (слева на борту в передней части фюзеляжа), в котором установлен коллиматорный бомбовый прицел НКПБ-7. 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. 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 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. Угол поперечного V-крыла на участке между нервюрами № 12 равен 0°, а на участке консолей равен −2°. Угол установки крыла равен +3°. Конструкция крыла — кессонного типа, состоит из 23 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°±2°, при посадке — 38°−1° 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 на максимальный угол поворота от нейтрального положения — 90 градусов — правый элерон отклоняется вверх на 24°, а левый — вниз на 16° (при вращении по часовой стрелке) и наоборот (при вращении против часовой стрелки). Оперение Оперение самолёта — свободнонесущее, однокилевое, металлической конструкции. Оперение состоит из двух консолей стабилизатора, двух половин руля высоты, киля, руля направления 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 колёса 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. Основные стойки шасси Основные стойки 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 — 4,0±0,5 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 колёса с камерными шинами 700×250 мм. Давление в камере шины — 4+0,5 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. Окраска самолёта Самолёты ВС СССР окрашивались обычно в серый цвет, самолёты ГВФ носили раскраску «Аэрофлота», в дальнейшем авиакомпании красили самолёты на своё усмотрение. Также некоторая часть военных самолётов по сей день имеет бело-синюю раскраску «Аэрофлота» времён СССР. Часть машин, эксплуатируемые зарубежными заказчиками, имели камуфляжную раскраску. Приборные доски экипажа окрашены чёрной матовой краской. Грузовая кабина Ан-26 существенно облагорожена, в отличие, к примеру, от Ан-12. Потолок и стены окрашены в белый цвет, пол в зелёный. Силовая установка На самолёте установлены два основных турбовинтовых двигателя АИ-24ВТ взлётной мощностью по 2820 л. с. каждый, с флюгерными четырёхлопастными воздушными винтами АВ-72Т левого вращения, и один вспомогательный турбореактивный двигатель РУ-19А-300. Двигатели установлены в гондолах, расположенных на центроплане. Каждый двигатель с помощью рамы через силовой шпангоут крепится к ферме, смонтированной на переднем лонжероне центроплана. Кроме воздушного винта, на двигателе монтируются: обтекатель редуктора, капот, противообледенительная система, внешняя маслосистема, система обдува генераторов и двигателя, топливная система и система противопожарного оборудования. Горячая часть двигателя и выхлопная труба отделены от конструкции крыла специальными противопожарными перегородками и экранами. Вспомогательный двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой части правой гондолы. Он обеспечивает: дополнительную тягу при наборе высоты; необходимую тягу при отказе двигателя АИ-24; бортовой запуск двигателей АИ-24; питание электроэнергией бортовой сети самолёта на стоянке при неработающих двигателях; питание электроэнергией бортовой сети самолёта при отказе стартер-генераторов. Управление силовой установкой и контроль за её работой осуществляется из кабины лётчиков. В управлении силовой установкой применяются механические, электродистанционные и автоматические системы. Запуск двигателя производится нажатием пусковой кнопки, а весь процесс запуска осуществляется автоматически. В конструкцию двигателя входят следующие основные узлы: редуктор, лобовой картер, компрессор, камера сгорания, турбина, реактивное сопло, агрегаты. Двигатель крепится на центроплане крыла посредством быстросъёмной рамы с амортизаторами и силовой фермы с передним силовым шпангоутом. Двигатель крепится передними и задними цапфами к четырём амортизаторам рамы. Нагрузку от тяги винта и часть нагрузки от веса двигателя воспринимают передние амортизаторы. Задние амортизаторы являются поддерживающими и тягу винта не воспринимают. Маслосистема Каждый двигатель имеет свою автономную маслосистему, которая обеспечивает постоянную подачу масла к трущимся поверхностям двигателя для уменьшения трения и отвода тепла. Одновременно масло используется в системе измерителя крутящего момента и для управления воздушным винтом. Маслосистема каждого двигателя состоит из двух частей: внутренней маслосистемы, которая включает в себя нагнетающие и откачивающие насосы маслоагрегата, воздухоотделитель, маслофильтры, каналы двигателя, маслосборник и трубопроводы, расположенные непосредственно на двигателе, и внешней маслосистемы, в которую входят маслобак, дренажный бачок, маслорадиатор с терморегулятором, флюгерный насос, трубопроводы и контрольные приборы. Топливная система Топливная система самолёта предназначена для питания топливом двигателей АИ-24 и РУ19А-300. Топливные ёмкости самолёта состоят из десяти мягких баков и двух баков-отсеков, каждый из которых разделён перегородкой на два бака, таким образом образуя расходный бак. Баки каждого полукрыла образуют три группы. Полная ёмкость топливных баков самолёта составляет 7316 литров. Эксплуатационная заправка топлива с учётом недозаправки 3 % объёма баков на температурное расширение равна ≈7100 л. В баки первой группы заправляется по 1665 л, второй — по 1200 л, третьей — по 680 л. Расход топлива происходит поочерёдно из каждой группы, вначале из группы 1, затем из группы 2 и из расходной группы 3. При выработке топлива в левой или правой группе до 375 литров, срабатывает сигнализация резервного остатка топлива, при этом на приборной доске в кабине лётчиков загорается красное табло. Воздушный винт Винт АВ-72 — левого вращения, тянущий, флюгерный, с автоматическим изменением шага, диаметром 3,9 метра. Винт — одновальной схемы, металлический, с четырьмя дюралюминиевыми лопастями, оборудован электрической системой противообледенения. Винт, работая совместно с регулятором оборотов, автоматически поддерживает постоянным заданное число оборотов двигателя за счёт изменения шага винта. Поворот лопастей на увеличение шага происходит под давлением масла, подаваемого в полость большого шага цилиндра втулки винта из регулятора оборотов. Переход на уменьшение шага происходит под давлением масла, поступающего в полость малого шага цилиндра втулки винта из масломагистрали двигателя, а также от поперечных составляющих моментов центробежных сил лопастей. Подобранный для винта минимальный угол установки φ0=8° обеспечивает запуск двигателя и торможение самолёта при пробеге после его посадки. Электрооборудование На самолёте осуществлено питание потребителей электроэнергии постоянным током напряжением 27 вольт, переменным однофазным током напряжением 115 вольт, частотой 400 герц, и трёхфазным током напряжением 36 вольт, частотой 400 герц. В качестве основных источников электроэнергии постоянного тока используются два стартёр-генератора СТГ-18ТМО, а в качестве резервного — генератор ГС-24Б. Аварийным источником постоянного тока являются три аккумуляторные батареи 12САМ28, ёмкостью 28 А·ч. Основным источником переменного однофазного тока 115 в, 400 Гц, является левый генератор ГО16ПЧ8, резервным — правый генератор ГО16ПЧ8. Аварийное питание этой сети в полёте, а также при обслуживании на земле при неработающих двигателях, обеспечивается преобразователем ПО-750. Для питания самолётных потребителей переменным трёхфазным током 36 В, 400 Гц, в качестве основного источника питания установлен преобразователь ПТ-1000ЦС. Резервным источником является трансформатор ТС-310СО4А, который питается от правого генератора переменного тока. Аварийным источником питания авиагоризонта левого лётчика и компаса ГИК-1 является преобразователь ПТ-200Ц. Пилотажно-навигационное оборудование С помощью пилотажно-навигационного оборудования производится пилотирование самолёта, контролируется его положение относительно земли и осуществляется навигация. К такому оборудованию относятся: комбинированный показатель скорости КУС-730/1100; высотомер ВД-10К; вариометр ВАР-30МК; дистанционный Авиагоризонт АГД-1; автомат углов атаки и перегрузок АУАСП-24КР; гироскопический индукционный компас ИК-1; комбинированный пилотажный прибор КППМ; гирополукомпас ГПК-52АП; задатель курса ЗК-2; выключатель коррекции ВК-53РШ; автопилот АП-28Л1; центральная гировертикаль ЦГВ-4 (устанавливался на самолётах к № 2405); показатель восстановления УВ-2К (устанавливался на самолётах до № 2405); показатель поворота ЭУП-53МКМ-500; магнитный жидкостный компас КИ-13; термометр наружного воздуха ТНВ-15; авиационные часы АЧС-1; астрономический компас АК-59П; навигационный индикатор НИ-50БМК; вариометр ВР-10; показатель высоты и перепада давления УВП-15; показатель скорости УС-80У; часы АВРМ; приборы контроля работы двигателей и контроля высотной и гидравлической системой. Характеристики Источник данных: Технические характеристики Экипаж: 6 человек Пассажировместимость: до 38 человек личного состава, или 30 десантников, или 24 раненых на носилках. Грузоподъёмность: 5 500 кг Длина: 23,87 м Размах крыла: 29,20 м Высота: 8,575 м Площадь крыла: 74,98 м² Масса пустого: 15 850 кг Нормальная взлётная масса: 22 000 кг Максимальная взлётная масса: 24 000 кг Силовая установка: 2 × ТВД АИ-24ВТ Мощность двигателей: 2 × 2820 (2 × 2074) Воздушный винт: АВ-72Т Диаметр винта: 3,9 м Вспомогательная силовая установка: 1 × ТРД РУ-19А-300 Тяга ВСУ: 1 × 800 кгс Лётные характеристики Максимальная скорость: 540 км/ч Крейсерская скорость: 435 км/ч Практическая дальность: 1 100 км Перегоночная дальность: 2660 км Практический потолок: 7 300 м Скороподъёмность: 9,2 м/с Длина разбега: 870 м Длина пробега: 650 мВооружение Точки подвески: 4 балочных держателя БД3-34 Бомбы: калибром до 500 кг Боевое применение Ирак Отмечалось применение иракскими ВВС Ан-26Б в модификации самолёта ДРЛО. Такой тактикой было сбито несколько истребителей ВВС Ирана в ходе ирано-иракской войны. Первый успех «антоновых» в роли ДРЛО произошёл 14 ноября 1980 года, когда иракские самолёты были наведены на иранский истребитель F-5 и сбили его. По крайней мере три Ан-26 были сбиты иранскими F-4. Ангола Ан-26 применялись кубинским контингентом. 27 апреля 1988 года кубинская ПВО по ошибке сбила свой Ан-26, на борту которого погибло 29 человек, включая одного генерала. Сирия Ан-26 применялись Сирией и российским контингентом. В катастрофе Ан-26 в Хмеймиме 6 марта 2018 года погибли 39 российских военнослужащих, включая генерал-майора Владимира Еремеева. Дополнительные технические характеристики Средний часовой расход топлива: 1190 кг/ч Модификации Примечание: многие из модификаций, создаваемые оригинальной доработкой самолётов с установкой соответствующего оборудования на АРЗ, проходили по официальным документам (формулярам) как обычный «Ан-26». При доработках самолётов с установкой дополнительного оборудования в документацию вносились соответствующие записи. Как правило, такой самолёт в заводских условиях можно было конвертировать обратно в транспортный вариант. Также существовали самолёты в единичном или малосерийном экземплярах, переоборудованные по специальному заказу, как например — летающая авиационно-техническая лаборатория, предназначенная для расследования авиационных происшествий. Эксплуатанты Эксплуатировался, как минимум, ЮТэйр-Экспресс в 2008 году. Катастрофы и происшествия По состоянию на 20 июня 2025 года в общей сложности в результате катастроф и серьёзных аварий были потеряны 176 самолётов Ан-26. Ан-26 пытались угнать два раза, при этом никто не погиб. Всего в этих происшествиях погибли 1566 человек. Украина 14 июля 2014 года Ан-26 (с/н 9710) украинских ВВС был сбит в районе украинского посёлка Изварино, погибли 2 из 8 членов экипажа. 24 февраля 2022 года Ан-26 (с/н 50-03) украинских ВВС упал в центральной части Украины, погибло, предположительно, 5 из 14 членов экипажа, был сбит войсками РФ. 24 февраля 2022 года украинский Ан-26 (с/н 2605) уничтожен на аэродроме Гостомель. 22 апреля 2022 года украинский транспортный Ан-26 (с/н 11305) разбился в районе села Михайловка Запорожской области, погиб 1 из 3 членов экипажа. 29 декабря 2025 года украинский Ан-26 был атакован в аэропорту Николаева российским дроном-камикадзе из центра «Рубикон». Россия Ночью 24 сентября 2025 года во время атаки украинских БПЛА были уничтожены два Ан-26 российских ВВС и береговая РЛС МР-10М1 «Мыс М1» на аэродроме Кача в Крыму. В ночь на 11 декабря 2025 года вследствие атаки украинских БПЛА при взлёте был уничтожен Ан-26 российских ВВС на аэродроме Кача в Крыму. Памятники и музейные экспонаты Самолёт в кинематографии Транспортный Ан-26 показан в нескольких сценах фильма «Неудержимые-3» (США, 2014), как основной самолёт группы. Окраска его носовой части индивидуальна, в стиле американских истребителей и штурмовиков — с изображением акульей пасти. В данный момент этот Ан-26B с регистрационным номером «UR-CSK» и кличкой «Killa» эксплуатируется украинской авиакомпанией «Элерон». Примечания Литература А. С. Альбац, В. Г. Бабий, А. В. Баркар и др. Самолёт Ан-26, Техническое описание / А. Я. Белолипецкий. — 2-е изд. — Москва: Авиаэкспорт, 1970. — 302 с. — (Книга 2, Конструкция самолёта). А. А. Комаров, В. П. Рычка, П. Н. Мамошин. Устройство и лётная эксплуатация самолёта Ан-26 / Г. Д. Журавлёва. — Москва: Транспорт, 1987. — 189 с. — 14 000 экз. Ссылки Ан-26 на airwar.ru — «Уголок неба» Сайт «Антонов Ан-26 — Информационный ресурс» Ан-26 на EnglishRussia.com «Неприхотливый трудяга» // «Авиация и время» № 2, 2002 Фотографии Ан-26 Фотографии Ан-26 с аэрошоу в Пушкино-2007 на сайте ScaleModels.ru ВКП на базе Ан-26 из Винницы, Украина Ан-26 с аэродрома Саки, Украина An-26.com КОНСТРУКЦИЯ И ЛЁТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЁТА Ан-26 АИ-24ВТ РУКОВОДСТВО по эксплуатации РУ19А-300 Руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию