Тип самолета, его назначение и особенности конструкции

 

Самолет Ан-2 (рис. 1.1) конструкции генерального конструктора по авиационной технике Героя Социалистического Труда О. К. Антонова — бипланного типа, с двигателем АШ-62ИР и воздушным винтом АВ-2, применяется на местных воздушных линиях в качестве пассажирского и грузового самолета. На колесном и лыжном шасси — предназначен для перевозки в грузовом варианте, в за­висимости от дальности полета, различного вида грузов весом до 1500 кг, а в пассажирском варианте — до 12 пассажиров. В зимний период при достаточной толщине снежного покрова самолет устанавливается на лыжи (рис. 1.2) и допускается к эксплуатации при температурах наружного воздуха до минус 45° С.

 

 

Рис. 1.1. Самолет Ан-2 на колесном шасси

 

Рис.1.2. Самолет Ан-2 на лыжном шасси

 

При незначительных переоборудованиях самолет Ан-2 может быть использован для следующих целей.

1) для борьбы с вредителями сельского и лесного хозяйства, сорной растительностью, для внесения удобрений в почву, дефолиации и десикации хлопчатника и других работ (сельскохозяйственный вариант);

2) для использования в санитарной авиации (санитарный вариант);

3) для аэросъемочных и геофизических работ;

4) для охраны лесов и тушения лесных пожаров. Самолет Ан-2 — металлической конструкции, с полотняной обшивкой крыльев и хвостового оперения. Фюзеляж — типа полумонокок, цельнометаллической конструкции.

Кабина пилотов с двумя сиденьями, закрыта просторным остекленным фонарем, с хорошим обзором во всех направлениях. Сзади кабины пилотов между шпангоутами фюзеляжа № 5 и 15 расположена кабина для грузов размером 4,1х1,6х1,8 м, общим объемом около 12 м³, в которой установлено по бортам фюзеляжа 12 откидывающихся вниз сидений. Для перевозки пассажиров в кабине установлено 12 пассажирских сидений, расположенных по полету самолёта или под углом 45° к его продольной оси

Для погрузки в самолет грузов больших габаритов на левом борту фюзеляжа расположена дверь размером 1,53х1,46 м, в которую вмонтирована дверь для пассажиров размером 1,42х0,81 м. Пол кабины для грузов рассчитан на сосредоточенную нагрузку 1000 кгс/м². Обе кабины оборудованы приточной и вытяжной вентиляцией, а также системой отопления воздухом.

Бипланная коробка крыльев — одностоечного типа. Каждая полукоробка состоит из верхнего и нижнего крыльев, бипланной стойки и лент-расчалок: двух поддерживающих и трех несущих.

Крылья самолета — металлической конструкции с постоянным профилем по размаху, обтянуты полотняной обшивкой. На каждой отъемной части верхнего крыла установлены:

щелевые элероны с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой; щелевые закрылки с осевой аэродинамической компенсацией; по всему размаху крыла — автоматические предкрылки.

Элероны отклоняются дифференциально — вверх на 30° и вниз на 14°. Управление элеронами связано с управлением закрылками, т. е. сблокировано механизмами зависания элеронов при отклоне­нии закрылков вниз. При наличии такой блокировки во время от­клонения закрылков вниз на 40° элероны отклоняются вниз (зависают) на 16° и работают как закрылки.

На левом элероне установлен триммер, которым управляют из кабины пилотов при помощи электромеханизма УТ-6Д.

На каждой отъемной части нижнего крыла по всему размаху установлено по два щелевых закрылка (корневой и консольный) с осевой аэродинамической компенсацией. Управление закрылками электродистанционное и осуществляется от двух электромеханизмов УЗ-1АМ, расположенных на верхней и нижней частях шпангоута № 8 фюзеляжа. Мощная механизация крыльев позволяет эксплуатировать самолет Ан-2 на аэродромах небольших размеров и обеспечивает устойчивое его планирование при больших углах атаки.

Хвостовое оперение — однокилевое, с высокорасположенным подкосным стабилизатором, состоит из металлического каркаса и полотняной обшивки. Стабилизатор является органом продольной устойчивости самолета, имеет прямоугольную форму в плане с за­кругленными концами и симметричный постоянный профиль по всему размаху.

Руль высоты и руль направления имеет осевую аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. На лонжероне руля направления и в носке левой половины руля высоты установлены триммеры с электродистанционным управлением при помощи электромеханизмов УТ-6Д.

Шасси — неубирающееся, пирамидального типа. Каждая половина шасси состоит из амортизационной стойки, переднего и заднего подкосов, полуоси и тормозного колеса (зимой устанавливают тормозные лыжи).

Тормоза колес — камерного типа. Тормозное устройство лыжи состоит из основания, выфрезерованного из сплава алюминия, в подшипниках которого монтируется вал с семью шипами. Шипы выходят из полоза лыжи и зарываются в снежный покров на глубину до 45 мм. Управление тормозами осуществляется от общей воздушной системы при помощи гашетки, расположенной на штурвале командира самолета.

Хвостовая опора самолета (установка хвостового колеса) смон­тирована на шпангоуте № 23 фюзеляжа и состоит из стальной фермы, цилиндра вилки (шкворня) с центрирующим устройством, вил­ки колеса, нетормозного колеса баллонного типа и амортизационной стойки. На самолетах производства ПНР установка хвостового колеса модернизирована и конструктивно отличается от описанной выше хвостовой опоры.

Управление самолетом— двойное. Командные рычаги ручного и ножного управления расположены в кабине пилотов рядом. Проводка управления элеронами и рулем высоты — жесткотросовая; проводка управления рулем поворота — тросовая. На самолете установлен девятицилиндровый двигатель воздушного охлаждения АШ-62ИР и четырехлопастный автоматический воздушный винт АВ-2 с металлическими лопастями.

Для питания двигателя топливом и маслом на самолете имеются две системы. Система питания двигателя топливом состоит из шести баков общей емкости 1200 л, расположенных в верхнем крыле, трубопроводов, агрегатов и арматуры. Масляная система состоит из одного бака емкостью 125 л, расположенного на шпангоуте № 1 фюзеляжа, воздушно-масляного радиатора, трубопроводов и арматуры.

Управление двигателем и топливными кранами — механическое. Управление створками капота и створками туннеля масляного радиатора— электродистанционное и осуществляется от электромеханизмов УР-7 (УР-10).

Источниками электроэнергии на самолете являются генератор ГСН-3000 и аккумулятор 12А-30 (резервный источник). Электросеть выполнена в основном по однопроводной схеме с заземлением минусовых проводов на массу самолета. Для уменьшения помех радиоприему и увеличения пожарной безопасности самолет полностью металлизирован, обеспечено надежное соединение всех металлических частей самолета, деталей и оборудования между собой.

Самолет оборудован радиоаппаратурой для ориентировки и связи с наземными станциями, а также приборами для полета вне видимости земли и посадки в сложных метеоусловиях.

Самолет Ан-2 обладает достаточно хорошими взлетно-посадочными характеристиками и высокими летными данными. Он имеет большой запас путевой и продольной устойчивости на всем диапазоне центровок от 17,2 до 33% средней аэродинамической хорды. Крейсерская скорость самолета по прибору в горизонтальном полете — в пределах от 147 до 210 км/ч.

Отличительной особенностью самолета Ан-2 является сочетание сравнительно большой дальности полета и грузоподъемности с хорошими взлетно-посадочными данными, обеспечивающими эксплуатацию его на аэродромах и посадочных площадках небольших размеров (650х200 м), что особенно важно при выполнении авиационно-химических работ.

При снятии с самолета сельскохозяйственной аппаратуры он используется как транспортный в грузовом варианте. Стоимость тонно-километра на самолете Ан-2 ниже, чем на самолете Ли-2, особенно при полетах на расстоянии до 1000 км.

Самолет Ан-2 серийно выпускается с 1949 г. и за 25-летний срок службы широко использовался в народном хозяйстве: для перевозки пассажиров, почты, разнообразных грузов, на авиационно-химических работах, аэросъемках и геофизических разведках, на охране лесов и тушения пожаров и в других специальных целях. В эксплуатации находятся следующие модификации самолета Ан-2:

1) гидросамолет Ан-2В на поплавковом шасси;

2) противопожарный самолет Ан-2П;

3) сельскохозяйственный самолет Ан-2М.

 

Примечание: Более подробно о модификациях самолета Ан-2 рассказано в учебном пособии «Самолет Ан-2 и его модификации». Пособие составлено в компьютерном варианте и помещено в одной директории с данным.

 

 

ПРОЧНОСТЬ САМОЛЕТА

Способность самолета выдерживать действующие на него в полете внешние нагрузки без разрушения и появления остаточных деформаций называется прочностью самолета.

При различных режимах полета конструкция самолета испытывает нагрузку трех видов:

— от веса самолета;

— при полете в неспокойном воздухе (в болтанку);

— нагрузку при маневре, т. е. при резком выходе самолета из планирования.

Отношение подъемной силы Y к весу самолета G называется перегрузкой и обозначается n:

Степень увеличения подъемной силы при различных режимах полета самолета определяется коэффициентом эксплуатационной перегрузки n_Э.

В горизонтальном установившемся полете подъемная сила равна весу самолета (рис. 1.3), следовательно, коэффициент эксплуатационной перегрузки равен единице:

При полете в возмущенном потоке (рис. 1.4) на самолет действуют горизонтальные и вертикальные потоки воздуха, которые, изменяя углы атаки крыла, превращают полет самолета из горизонтального в криволинейный, т. е. создают, помимо воли пилота, перегрузку самолета больше единицы.

При определении максимально допустимой эксплуатационной перегрузки любого самолета исходят из условия, чтобы возникающие в элементах конструкции напряжения не превышали предел пропорциональности, т. е. чтобы не было остаточных деформаций в конструкции самолета.

Для самолета Ан-2 максимальная эксплуатационная перегрузка равна 3,74. С целью сохранения установленной для самолета максимальной эксплуатационной перегрузки скорость при снижении не должна превышать при полете в спокойном воздухе самолет в горизонтальном полете 220 км/ч, а при полете в болтанку— 190 км/ч. Максимально допустимая скорость полета по прибору 250 км/ч.

Рис. 1.3. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полет:

Р— сила тяги воздушного винта; У— подъемная сила; Q— сила лобового сопротивления; G— сила веса самолета.

 

 

Перегрузка, при которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей или расчетной и обозначается n_р. Разрушающая перегрузка всегда больше эксплуатационной.

Число, которое показывает, во сколько раз коэффициент разрушающей перегрузки больше коэффициента эксплуатационной перегрузки, называется запасом прочности или коэффициентом безопасности и обозначается буквой f. Чем больше коэффициент безопасности, тем больше прочность самолета.

 

Рис.1.4. Полет в воздушном потоке и возникновение перегрузок:

 

a— угол атаки до действия вертикального потока;

α₁— угол атаки при действии вертикального потока;

W— скорость вертикального потока воздуха;

∆Y— приращение подъемной силы.

 

Установлено некоторое минимальное значение коэффициента безопасности, с тем чтобы при максимально допустимой эксплуатационной перегрузке напряжения в элементах конструкции не вызывали остаточных деформаций.

Для неманевренных самолетов коэффициент безопасности f = 1,5. Для самолета Ан-2 максимальный коэффициент разрушающей или расчетной перегрузки будет:

Самолет Ан-2 относится к 4-му классу транспортных самолетов. Его полетный вес G = 5500 кгс

Приведенная выше разрушающая перегрузка определена из условий прочности коробки крыльев. Все остальные части самолета (фюзеляж, хвостовое оперение, рама двигателя и др.) рассчитаны на прочность по результатам статических испытаний и имеют несколько больший запас прочности, чем принятый в расчете.

Прочность шасси самолета Ан-2 определяется нормами прочности, которыми предусмотрено несколько расчетных случаев. Для каждого расчетного случая в зависимости от посадочной скорости и полетного веса устанавливается максимально допустимая эксплуатационная перегрузка. Для колесного шасси самолета Ан-2 — 2,66, для лыжного шасси — 2,5 и для поплавкового шасси — 3,14.

При этих перегрузках в элементах конструкции шасси не должны возникать остаточные деформации.

Коэффициент безопасности для шасси и поплавков равен 1,65. Разрушающая перегрузка для элементов конструкции колесного шасси и для поплавков

Амортизацию шасси подбирают также из условий нагрузок, величины которых определяют в зависимости от посадочной скорости и полетного веса самолета.

Существует понятие так называемой «нормированной работы», которая по величине равна кинетической энергии, развиваемой при ударе, если самолет с нормальным полетным весом сбросить с высоты 0,8 м. Нормированная работа определяется по формуле:

где: М — масса самолета;

V_y — вертикальная скорость самолета в момент его соприкосновения с землей, определяемая по нормам прочности.

При поглощении амортизаторами шасси и пневматиками колес «нормированной работы» при ударе, в момент максимального обжатия пневматиков, возникающие перегрузки не должны превышать максимально допустимую эксплуатационную перегрузку для шасси n _{э max} = 2,66.

Амортизация шасси поглощает работу A _{э норм} =974 кгс·м при перегрузке n _э =2,1; максимальная «нормированная; работа» A _{норм max} = 1720 кгс·м при n _э =2,66 (полная работа амортизационной стойки). При подборе пневматиков и амортизаторов шасси считают, что пневматики должны поглощать около 40% и амортизаторы около 60% «нормированной работы».

Достаточный запас прочности шасси, наличие мягкой гидропневматической амортизации и колес полубаллонного типа обеспечивают посадку самолета с парашютирования.