Катастрофа Ан-24 в Светлогорске. Ан 24 реферат

Реферат Ан-24Т

Реферат на тему:

План:

Введение
• 1 История создания и развития
• 2 Аэродинамическая схема
• 3 Техническое описание
• 4 Технические характеристики
• 5 Модификации
• 6 Аварии
ПримечанияЛитература

Введение

Ан-34 — военно-транспортный самолёт, разработанный в ОКБ им. О. К. Антонова. Предназначен для перевозки грузов, солдат или десантников, а также для перевозки раненых. Может использоваться в качестве вспомогательного бомбардировщика.

1. История создания и развития

В 1961 году один самолёт Ан-24 был переоборудован в транспортный. Пассажирский салон был переделан в грузовую кабину, пол усилили с помощью фанеры. В правом борту добавили грузовую дверь. Первый полёт самолёт совершил 4 сентября 1961 года, за штурвалом которого находились лётчики-испытатели Ю.В.Курлин и А.М.Цыганков. В июле 1962 года самолёт был представлен на Государственные испытания, которые выявили ряд недостатков. В феврале 1965 года был переоборудован второй Ан-24. Теперь уже с металлическим полом в грузовой кабине, люком в хвостовой части фюзеляжа. Для лучшей погрузки/выгрузки самолёт оснастили погрузочным устройством на потолке. Вдоль бортов установили откидные сиденья для десантников. Также самолёт имел увеличенный запас топлива.

Ведущим конструктором по самолёту был назначен Сумцов Виктор Алексеевич. Новый самолёт получил название Ан-34 (Ан-24Т). С 16 июня по 10 ноября 1965 года проводились Государственные испытания. Серийное производство было организовано на Иркутском авиазаводе. Производство самолёта продолжалось до 1971 года. С 1965 года по 1971 было выпущено 226 машин, из них 62 в модификации Ан-24РТ.

2. Аэродинамическая схема

• Двухмоторный турбовинтовой высокоплан с прямым крылом и однокилевым оперением.

3. Техническое описание

Фюзеляж типа полумонокок. Силовая конструкция состоит из набора стрингеров и балок. Вместо клёпки применены клеесварные соединения. Сечение фюзеляжа образовано двумя дугами разного диаметра. В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа. За ней размещена грузовая кабина. В хвостовой части имеется грузовой люк размером 1400х2720 мм.

Крыло - трапециевидной формы в плане, кессонного типа, большого удлинения. Крыло состоит из двух лонжеронов. На центроплане располагается два отклоняющихся однощелевых закрылка, а на консолях – два 2 выдвижных двухщелевых закрылка. Также на консолях размещены два разрезных элерона. Хвостовое оперение -традиционное, дополненное подфюзеляжным килем.

Шасси самолета - трехопорное: две главных опоры и одна передняя. Двойные колеса на каждой стойке. Давление внутри пневматиков регулируется в полете и на земле.

Силовая установка состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24Т с четырёхлопастными воздушными винтами АВ-72Т и агрегата автономного запуска ТГ-16. Диаметр винтов 3,9 м. Мощность каждого двигателя на взлетном режиме — 2550 л.с. Топливо размещается в 4 мягких баках в центроплане.

4. Технические характеристики

Источник данных: [1]

Технические характеристики

• Экипаж: 4 человека
• Пассажировместимость: 37 солдат, или 33 десантника, или 24 раненых на носилках.
• Грузоподъёмность: 5000 кг
• Длина: 23,53 м
• Размах крыла: 29,20 м
• Высота: 8,32 м
• Площадь крыла: 74,98 м²
• Масса пустого: 14490 кг
• Нормальная взлётная масса: 20000 кг
• Максимальная взлётная масса: 21000 кг
• Масса топлива во внутренних баках: 4790 кг
• Силовая установка: 2 × ТВД АИ-24Т
• Мощность двигателей: 2 × 2550 (2 × 1876)
• Воздушный винт: АВ-72Т
• Диаметр винта: 6,20 м

Лётные характеристики

• Максимальная скорость: 540 км/ч
• Крейсерская скорость: 450 км/ч
• Практическая дальность: 620 км
• Перегоночная дальность: 1890 км
• Практический потолок: 8000 м
• Длина разбега: 640 м
• Длина пробега: 610 м

Вооружение

• Точки подвески: 4 балочных держателя БДЗ-34
• Бомбы: калибром до 500 кг

5. Модификации

• Ан-24 "Троянда" - летающая лаборатория для отработки оборудования для поиска подводных лодок. В 1968 году переоборудован 1 Ан-24Т.
• Ан-24РТ - военно-транспортный с дополнительным двигателем РУ-19А-300. В 1969-1971 годах на Иркутском авиазаводе изготовлено 62 самолёта.

6. Аварии

• 16 мая 1972 года Ан-24Т ВМС Балтийского флота упал на здание детского сада в Светлогорске. Трагедия унесла жизни 34 человек: погиб экипаж самолёта (8 человек) и 26 человек на земле (из них 23 ребёнка)[2][3].

Примечания

1. Ан-24Т - aviaros.narod.ru/an-24t.htm
2.   «Правда». 16.05.2006. «Трагедия, о которой молчали 30 лет». - www.pravda.ru/society/fashion/models/16-05-2006/84409-svetlogorsk-0/
3.   Катастрофа Ан-24 авиации БФ в Светлогорске. - www.airdisaster.ru/database.php?id=85

wreferat.baza-referat.ru

Реферат Список потерянных Ан-24

Список катастроф и потерь самолёта Ан-24 всех модификаций.

По неофициальным отечественным и зарубежным данным[1] на 11 ноября 2010 года в результате катастроф и серьёзных аварий было потеряно 146 самолётов типа Ан-24. В результате катастроф погибло 2044 человека, включая 29 человек на земле.

wreferat.baza-referat.ru

Реферат Ан-24ФК

Реферат на тему:

План:

Введение
• 1 История
• 2 Оборудование
• 3 Применение
• 4 Характеристики
• 5 Авиа- происшествия и катастрофы

Введение

Ан-30 (по кодификации НАТО: Clank — «Лязг») — самолёт воздушного наблюдения и аэрофотосъёмки. Разработан в ОКБ им. О. К. Антонова совместно с ОКБ им. Бериева. Ан-30 является модификацией самолётов Ан-24 и Ан-26 и предназначен для аэрофотосъёмочных и аэрогеофизических работ.

1. История

Разработка Ан-30 началась в 1964 году, когда перед ОКБ им. О. К. Антонова была поставлена задача создать на базе пассажирского самолёта Ан-24 самолёт для аэрофотосъёмки. Первоначально машина разрабытывалась в двух модификациях: Ан-30А для гражданской авиации и Ан-30Б для ВВС, однако позже пришли к единой компоновке с установкой различного фотооборудования и спецаппаратуры.

Первый полёт самолёт совершил 21 августа 1967 года. В июле 1968 года завершились заводские испытания. Ан-30 запущен в серийное производство на Киевском авиационном заводе в 1971 году. Всего с 1971 по 1980 год было построено 115 машин, из них 23 самолёта на экспорт. Ан-30 поставлялся в Афганистан, Болгарию, Вьетнам, Китай, Кубу, Чехию, Монголию. Сейчас в Российской армии осталось не более 10 самолётов этого типа.

2. Оборудование

На Ан-30 установлен комплекс оборудования, обеспечивающего выполнение полётов днём и ночью, и комплекс автоматического и полуавтоматического оборудования для аэрофотосъёмки. В средней части фюзеляжа оборудованы пять остеклённых фотолюков, из которых можно производить плановую и перспективную аэрофотосъёмку. Штурман находится в остекленном носу самолёта, что позволяет качественно проводить сложную аэросъёмку. Аэрофотосъёмка выполняется в масштабах от 1:5000 до 1:200 000 аппаратами с различными фокусными расстояниями. Возможна обработка фотопленки прямо на борту самолёта. В носовом подфюзеляжном обтекателе возможно размещение метеорадиолокатора Гроза-30. Имеется комплекс спасательного оборудования. Кабины экипажа, штурмана и аэрофотосъёмочная герметичны и оборудованы системой кондиционирования воздуха. Силовая установка состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24ВТ и одного дополнительного реактивного двигателя РУ-19А-300.

3. Применение

Ан-30Б Воздушных сил Украины

В настоящее время самолёты Ан-30Б используются Россией, Украиной, Болгарией и другими странами для наблюдательных полётов в рамках международного Договора по открытому небу.

4. Характеристики

5. Авиа- происшествия и катастрофы

wreferat.baza-referat.ru

Курсовой проект по дисциплине:

21

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

ФГОУ ВПО САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

Конструкция и прочность летательных аппаратов

На тему:

«Расчет прочности крыла самолета Ан-24 при попадании самолета в горизонтальном полете в турбулентной атмосфере»

Выполнил: студент факультета

ИТФ 861 группы

Амугу Манга Ж.Ф

Проверил: преп кафедры 24

Якущенко В.Ф

Санкт-Петербург

2010

Содержание:

1. СПИСОК АББРЕВИАТУР ……………………………………………….….3

1. Летные характеристики самолета

2. Геометрические характеристики силовых элементов крыла

2. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ………………………………………………………4

2.1-Летные характеристики самолета

2.2-Геометрические характеристики силовых элементов крыла

3. РАСЧЕТ………………………………………………………………………….6

3.1- Расчет нагрузок в горизонтальном полете в турбулентной атмосфере

3.2- Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации

3.3- Расчетно-силовая схема крыла

3.4- Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов

4-.АНАЛИЗ И ПОДСЧЕТ ФАКТИЧЕСКИХ НАПРЯЖЕНИЙ………….…18

Определение напряжений в сечениях крыла

5- ЗАКЛЮЧЕНИЕ………………………………………………………….…...21

6-СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ……….…………..…22

1-СПИСОК АББРЕВИАТУР

РЛЭ – руководство по летной эксплуатации;

ВС – воздушное судно;

ц.м. – центр масс;

ц.д. – центр давления;

ц.ж. – центр жесткости

Л.А- летательные аппараты

2-ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

Тип ВС: Ан-24

Вариант нагружения: горизонтальный полет в турбулентной атмосфере

2.1. Летные характеристики самолета

Максимальная взлетная масса твзл, кг 21000

Максимальная масса топлива т Тмах, кг 4200

Площадь крыла S, м2 75

Размах крыла (реальный) l, м 29,2

Длина средней аэродинамической хорды bсах, м 2,93

Диаметр фюзеляжа dф, м 2,76

Предельно передняя эксплуатационная центровка Xпп, % 15

Предельно задняя эксплуатационная центровка Xпз, % 33

Расстояние для средней центровки lго, м 14,84

Расстояние для средней центровки lво, м 13,81

Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м 4,1

Расстояние от оси двигателя до оси ВС lд, м 2,55

Максимальная вертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) nмах 3,07

Расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС hэ, м 0,908

Тяга I двигателя Rdмах, кН 38

Крейсерская скорость Vкрейс, км/ч 460

Коэффициент лобового сопротивления в полете Cx 0,04956

Плотность наружного воздуха (крейс.) ρн, кг/м3 0,656

Размах элеронов между ц.д. lэ, м 23,6

Колея шасси К, м 7,9

Расстояние от оси шасси до ц.ж. крыла rш, м 0,4

Скорость восходящего вертикального порыва W, м/с 17

Высота полета Hпол , м7000

studfiles.net

Реферат Ан-26

Реферат на тему:

План:

Введение
• 1 Конструкция
  • 1.1 Планер
  • 1.2 Фюзеляж
    • 1.2.1 Силовой набор и обшивка
  • 1.3 Крыло
    • 1.3.1 Центроплан
    • 1.3.2 Средняя часть крыла
    • 1.3.3 Отъёмная часть крыла
    • 1.3.4 Закрылки и элероны
  • 1.4 Оперение
    • 1.4.1 Стабилизатор
    • 1.4.2 Руль высоты
  • 1.5 Шасси
    • 1.5.1 Главные ноги шасси
    • 1.5.2 Передняя стойка шасси
• 2 Силовая установка
  • 2.1 Двигатель АИ-24
    • 2.1.1 Маслосистема
    • 2.1.2 Топливная система
  • 2.2 Воздушный винт
• 3 Электрооборудование
• 4 Характеристики
• 5 Дополнительные технические характеристики
• 6 Модификации
• 7 Аварии и инциденты
ПримечанияЛитература

Введение

Ан-26 (по кодификации НАТО: Curl — «Вихрь») — советский военно-транспортный самолёт, разработанный в КБ Антонов. Он является модификацией исходной модели Ан-24. Благодаря большой ширине проема 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. Ан-26 оснащен двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24ВТ и одним дополнительным реактивным РУ-19А-300, установленным в правой гондоле основного двигателя. В Китае выпускается Y-14, подобный Ан-26, но без лицензии.

За характерный звук работающих двигателей получил прозвище «Гадкий утёнок».

В настоящее время эксплуатируется пассажирская модификация Ан-26-100 с вместимостью до 43 человек. Самолеты переделаны в пассажирские на заводе из базовой грузовой модификации, как недостаток — отсутствие багажных полок.

1. Конструкция

1.1. Планер

Планер самолёта Ан-26 представляет собой цельнометаллический свободнонесущий, двухмоторный моноплан с высокорасположенным крылом, однокилевым вертикальным оперением с форкилем и двумя подфюзеляжными гребнями.

Кабина Ан-26, рабочие места лётчиков

1.2. 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 1-м и 40-м 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 не герметичен и прикрыт специальным обтекателем, под которым установлена антенна радиолокатора.Грузовая кабина размещена от шпангоута 10 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.

1.2.1. 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.

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.

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.

1.3. 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 частейУгол поперечного V крыла на участке между нервюрами № 12 равен 0°, а на участке консолей равен −2°. Угол установки крыла равен +3°. 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.Конструкция крыла — кессонного типа, состоит из 23-х 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.

1.3.1. 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.

1.3.2. 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.

1.3.3. 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.

1.3.4. 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 по часовой стрелке правый элерон отклоняется вверх на 24°, а левый — вниз на 16° и наоборот. Максимальный угол поворота штурвалов от нейтрального положения — 90°.

1.4. Оперение

Оперение самолёта — свободнонесущее, однокилевое, металлической конструкции. Оперение состоит из двух консолей стабилизатора, двух половин руля высоты, киля, руля направление 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°

1.4.1. 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.

1.4.2. 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.

1.5. 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 колеса 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.

1.5.1. Главные ноги шасси

Главные ноги 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±0,5 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.

1.5.2. 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 колеса 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.

2. Силовая установка

На самолёте установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24ВТ взлётной мощностью по 2820 л.с. каждый, с флюгерными четырёхлопастными воздушными винтами АВ-72Т и турбореактивный двигатель РУ19А-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.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, где для этого установлены все необходимые агрегаты и приборы. В управлении силовой установкой применяются механические, электродистанционные и автоматические системы.

2.1. Двигатель АИ-24

Двигатель АИ-24 — высотный, турбовинтовой, работающий с одним воздушным винтом АВ-72 левого вращения.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.

2.1.1. 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.

2.1.2. 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. Баки каждого полукрыла образуют три группы.Полная ёмкость топливных баков самолёта составляет 7316 л. 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, третей — 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.

2.2. Воздушный винт

Винт АВ-72 — левого вращения, тянущий, флюгерный, с автоматическим изменением шага, диаметром 3,9 метра. Винт — одновальной схемы, металлический, с четырьмя дюралюминовыми 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.

3. 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 стартер-генератора СТГ-18ТМО, а в качестве резервного — генератор ГС-24Б. Аварийным источником постоянного тока являются три аккумуляторные батареи 12САМ28, ёмкостью 28 А·ч.Основными источниками переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц является левый генератор ГО16ПЧ8,в качестве резервного источника правый генератор ГО16ПЧ8. Аварийное питание этой сети в полёте, а также при обслуживании на земле, при не работающих 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.

4. Характеристики

Источник данных: [1]

Технические характеристики

• Экипаж: 6 человек

(в учебных полках 5 человек, задачи механика выполняют курсанты)

• Пассажировместимость: до 38 человек личного состава, или 30 десантников, или 24 раненых на носилках.
• Грузоподъёмность: 5500 кг
• Длина:
• Размах крыла:
• Высота: 8,575 м
• Площадь крыла: 74,98 м²
• Масса пустого: 15850 кг
• Нормальная взлётная масса: 23000 кг
• Максимальная взлётная масса: 24000 кг
• Масса топлива во внутренних баках: 7080 литров
• 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: 1100 км
• Перегоночная дальность: 2660 км
• Практический потолок: 7300 м
• Скороподъёмность: 9,2 м/с
• Длина разбега: 870 м
• Длина пробега: 650 м

Вооружение

• Точки подвески: 4 балочных держателя БДЗ-34
• Бомбы: калибром до 500 кг

5. Дополнительные технические характеристики

Средний часовой расход топлива: 1190 кг/ч

6. Модификации

• Ан-26 - базовая модель, вып. с 1968 года

• Ан-26А - самолёт, предназначенный только для посадочного десантирования. В 1971 году переоборудована 1 машина, серийно не строилась.

• Ан-26Б - гражданский самолёт для контейнерных перевозок (1981 год). Построено 116 машин

• Ан-26Б "Циклон" - самолёт для борьбы с грозовыми облаками. Отличается оборудованием для рассеивания йодистого серебра и гранул углекислоты. В 1987 году на КиАПО переоборудован 1 самолёт.

• Ан-26 "Вита" - санитарно-транспортный. В 2001 году для ВВС Украины переобрудован 1 самолёт.

• Ан-26Д - с двумя дополнительными баками, по заказу ВВС РФ. Построен 1 самолёт в 1996 году.

• Ан-26БРЛ - самолёт ледовой разведки.

• Ан-26К - опытный для испытаний прицельной станции "Кайра" МиГ-27.

• Ан-26 "Нельмо" - самолёт ледовой разведки. Несёт на борту комплекс "Нельмо". В 1990 году на КиАПО переоборудован 1 самолёт.

• Ан-26П "Прожектор" - опытный для испытания станции лазерной подсветки цели. Отличался узлами подвески высокоточных ракет и бомб. Изготовлен 1 самолёт в 1973 году.

• Ан-26П - пожарный. Переоборудовано 5 самолётов, но в 1995 году снова переделаны в транспортные машины.

• Ан-26РТР - самолёт радиотехнической разведки. Переоборудовано 42 самолёта на АРЗ №308.

• Ан-26РЭП - опытный самолёт радиоэлектронного противодействия. Отличался станциями постановки активных помех СПС-151 и СПС-153 "Сирень", устройством создания инфракрасных помех АСО-2И-Е7Р. Изготовлен в единственном экземпляре в 1974 году.

• Ан-26С - салоный вариант.

• Ан-26 "Сфера" - самолёт для исследования физических свойств атмосферы. В 1991 году переоборудован 1 самолёт для АН Украины.

• Ан-26Ш - учебный самолёт для первичной подготовки штурманов. Построено 36 машин, поставлялись в штурманские училища ВВС СССР.

• Ан-26М "Спасатель" - медицинский варинт, переоборудовано 2 самолёта в 1977 году.

• Ан-26РТ - самолёт ретранслятор, оборудован станцией "Инжир".

• Ан-26-100 - пассажирский варинт на 43 места. Переоборудовался на авиаремонтных заводах. Причиной переоборудования транспортных самолётов стала выработка ресурса пассажирских Ан-24.

• Ан-26Б-100 - пассажирский варинт на базе Ан-26Б. Разработан в 1999 году.

• Ан-26КПА "Стандарт" ("Калибровщик") - самолёт для проверки работы аэродромного радиотехнического оборудования (РТО). С 1986 года переоборудовано 20 серийных машин. Самолёты востребованы и используются для планового облёта РТО всех дейстующих аэродромов, замены пока нет.

• Ан-30 (1974 г.) - самолет для проведения аэрофотосъемки, по классификации НАТО "Clank";

• Ан-32 (1977 г.) - вариант самолета Ан-26 с ТВД увеличенной мощности, созданный для применения в условиях высокогорья и жаркого климата, по классификации НАТО "Cline". Имеется несколько модификаций.

• Y-7H (Y-14-100) - китайский вариант Ан-26.

• Y-7H-500 - китайский гражданский транспортный самолёт. Разработан в 1992 году. Выпускается на Сианьском авиазаводе

7. Аварии и инциденты

С 26 мая 1975 года по 23 июня 2011 года по неофициальным зарубежным данным было потеряно 124 самолёта Ан-26. В катастрофих погибло 1277 человек.[2]

• Катастрофа Ан-26 в п. Большая Стадница, аэродром Гавришовка, Винница, Украина. 19 февраля 1987 года при заходе на посадку в условиях сильного тумана разбился Ан-26 военно-транспортной авиации ВВС СССР. 9 человек погибли.

• 12 мая 2011 года пассажирский Ан-26 совершил аварийную посадку в аэропорту Якутска из-за отказа одного двигателя. Никто не пострадал.

Примечания

1. Ан-26 - aviaros.narod.ru/an-26.htm
2. ASN Aviation Safety Database. Antonov 26 - aviation-safety.net/database/type/type-stat.php?type=045
3. ФОТО/ВИДЕО: В озеро Юлемисте упал самолет — Delfi - rus.delfi.ee/daily/samolet/fotovideo-v-ozero-yulemiste-upal-samolet.d?id=29859447

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. Журавлева. — Москва: Транспорт, 1987. — 189 с. — 14000 экз.

wreferat.baza-referat.ru

Реферат Катастрофа Ан-24 в Светлогорске

Реферат на тему:

План:

Введение
• 1 Полёт
• 2 Катастрофа
• 3 Причины и последствия
• 4 Жертвы
  • 4.1 Среди экипажа воздушного судна
  • 4.2 Среди населения
Примечания

Введение

16 мая 1972 года около 12:30 самолет Ан-24Т военно-морских сил Балтийского флота СССР, совершая полёт с целью облёта радиотехнической аппаратуры, потерпел крушение в сложных метеоусловиях, зацепив дерево. После столкновения с деревом повреждённый самолёт пролетел около 200 метров и рухнул на здание детского сада в Светлогорске. В катастрофе погибли 34 человека: все 8 находившихся в самолёте, 23 ребёнка и 3 сотрудника детского сада.

1. Полёт

13 марта 1972 года план полётов был утверждён командующим ВВС Балтийского флота генерал-полковником авиации С. Гуляевым[1]. В соответствии с этим планом полёт должен был проходить по маршруту:

1. Взлёт в аэропорту Храброво
2. Город Зеленоградск
3. Мыс Таран
4. Посадка на аэродроме посёлка Коса
5. Взлёт с аэродрома посёлка Коса
6. Посадка на аэродроме посёлка Чкаловск
7. Взлёт с аэродрома посёлка Чкаловск
8. Посадка в аэропорту Храброво

16 мая 1972 года в 12:15 Ан-24Т выполнил взлёт в аэропорту Храброво в сторону моря. По плану полёт должен был выполняться визуально на высоте 500 метров, но исходя из доклада командира воздушного судна реально полёт проходил на высоте 150 метров.

Выполнив разворот над морем, самолёт пересёк береговую черту в районе Зеленоградска и пошёл к мысу Таран. Затем воздушное судно пропало с экранов радиотехнических средств.

2. Катастрофа

Примерно в 12:30 Ан-24Т вошел в густой туман на недопустимо малой высоте. На обрывистом берегу Светлогорска он зацепил верхушку одной из сосен крылом и потерял его часть. Падая после удара, самолёт пролетел ещё порядка 200 метров и рухнул на здание светлогорского детского сада.

В результате падения начался сильный пожар, вызвавший гибель не только экипажа самолёта, но и 26 человек, находившихся на тот момент в здании (к моменту падения самолёта дети вернулись с прогулки и садились обедать). Из всех находившихся в детском саду выжили лишь двое.

3. Причины и последствия

К 21:00 16 мая 1972, менее чем через 9 часов после падения самолёта, был закончен разбор завалов: вывезены фрагменты воздушного судна и останки тел погибших. К утру 17 мая на месте детского сада было закончено сооружение маленького сквера. Ради минимизации огласки в день похорон погибших были отменены электрички, и ограничено движение по автодорогам, соединяющим областной центр со Светлогорском. На кладбище собралось около 10 000 человек[3].

Причины катастрофы расследовала московская комиссия, которую возглавлял заместитель министра обороны по вооружению генерал-полковник Алексеев. Официальной публикации материалов расследования нет до сих пор[4]. Обнародованной причиной катастрофы, которую, несмотря на свойственные в те годы усилия властей, скрыть не удалось, была названа «Неудовлетворительная подготовка и руководство полетом»[5]. По факту катастрофы уголовное дело не возбуждалось. Итогом внутреннего расследования министерства обороны стал совершенно секретный приказ министра обороны Андрея Гречко, в соответствии с которым с должностей было снято около 40 военнослужащих[1].

Встречаются версии, основанные на отсутствии у экипажа должного опыта[2]. Есть источники[1], которые, ссылаясь на предоставленные бывшим командующим ВВС Балтийского флота генерал-лейтенантом Василием Владимировичем Проскудиным документы, публикуют версию о технической неисправности самолёта. В соответствии с ней при столкновении высотомер показывал высоту 150 метров над уровнем моря, а реальная высота (в месте столкновения крыла самолёта с деревом) — была не более 85 метров. Ошибка в показаниях высотомера объясняется тем, что накануне полета в ВВС ВМФ было принято решение о замене высотомеров с Ил-14 на Ан-24. Работоспособность высотомеров после такой замены проверена должным образом не была. Проведённые в ходе расследования эксперименты позволили установить: экипаж Вилора Гутника получал данные с погрешностью до 60-70 метров.

4. Жертвы

4.1. Среди экипажа воздушного судна

• Командир воздушного судна, капитан Вилор Ильич Гутник.
• Помощник командира, старший лейтенант Виктор Баранов.
• Штурман, капитан Александр Костин.
• Старший инспектор-летчик, подполковник Лев Денисов.
• Старший инженер, подполковник Анатолий Светлов.
• Старший лейтенант Андрей Лютов.
• Прапорщик Николай Гаврилюк.
• Прапорщик Леонид Сергиенко.

4.2. Среди населения

• Повар детского сада Тамара Янковская.
• Антонина Романенко (скончалась в военном госпитале).
• Валентина Шабаева-Метелица (скончалась в военном госпитале).
• 23 воспитанника детского сада от двух до семи лет[3]

На месте трагедии в 1994 году возведена часовня[1] с табличкой: «Храм-памятник в честь иконы Богоматери „Всех скорбящих Радость“ построен на месте трагической гибели детского сада 16 мая 1972 года».

Примечания

1. ↑ 12345 «Правда». 16.05.2006. Валерий Громак. «Трагедия, о которой молчали 30 лет» - www.pravda.ru/society/fashion/models/16-05-2006/84409-svetlogorsk-1/  
2. ↑ 12 Ан-26 в авиационной энциклопедии «Уголок неба» - www.airwar.ru/enc/craft/an26.html  
3. ↑ 12 «Калининградская правда». 14.05.2007. Влад Ржевский. «Роковые двадцать метров» - www.kaliningradka.ru/newshow.php?newsid=23624  
4. На март 2010 года
5. Авиационные происшествия, инциденты и авиакатастрофы в СССР и России. Катастрофа Ан-24 авиации БФ в Светлогорске - www.airdisaster.ru/database.php?id=85  

wreferat.baza-referat.ru

Реферат Список потерянных Ан-24

Список катастроф и потерь самолёта Ан-24 всех модификаций.

По неофициальным отечественным и зарубежным данным[1] на 11 ноября 2010 года в результате катастроф и серьёзных аварий было потеряно 146 самолётов типа Ан-24. В результате катастроф погибло 2044 человека, включая 29 человек на земле.

www.wreferat.baza-referat.ru

Смотрите также

• 
  Реферат иди мехргон
• 
  Маневренная оборона реферат
• 
  Эклектическое консультирование реферат
• 
  Реферат фредерік стендаль
• 
  Зимняя депрессия реферат
• 
  Планк макс реферат
• 
  Макс планк реферат
• 
  Экобиозащитная техника реферат
• 
  Гастрономический туризм реферат
• 
  Реферат история кчр
• 
  Реферат про цунами