Ан-10 «Україна» (за кодифікацією НАТО: — «Кіт») — радянський середньомагістральний пасажирський літак. Створений під безпосереднім керівництвом Олега Антонова.
Проєктування, розробка та експлуатація
Розробка нового чотирьохдвигунного пасажирського літака «У» («Україна»), призначеного для експлуатації на авіалініях довжиною від 500 до 2000 км, почалася в АНТК ім. О. К. Антонова наприкінці 1955 року відповідно до постанови уряду від 30 листопада 1955 року. Завданням передбачалося застосування двигунів НК-4 або ТВ-20 (АІ-20). У травні 1956 року відбувся захист ескізного проєкту. Уже через п'ять місяців був затверджений макет літака.
Перший політ Ан-10 здійснив 7 березня 1957, за штурвалом якого знаходився екіпаж у складі командира Я. І. Берникова, другого пілота В. А. Шевченка, штурмана П. В. Кошкіна, бортмеханіка А. В. Калінічіна, бортелектрика І. Д. Євтушенка і провідного інженера з випробувань А. П. Ескіна, з аеродрому Київського авіазаводу в Святошині. Посадку літак провів на військовому аеродромі в Борисполі. Перша публічна демонстрація літака відбулася в липні 1957 року в аеропорту Внуково. За підсумками державних випробувань, що завершилися в червні 1959 року, машину рекомендували до серійного виробництва.
27 квітня 1959 Ан-10 виконав свій перший технічний рейс, а рівно через місяць відбувся рекламний політ за маршрутом Київ — Москва — Тбілісі — Адлер — Харків — Київ. За розрахунками, а Ан-10 в ті роки був в числі найрентабельніших літаків, вартість перевезення одного пасажира була значно нижче, ніж на Ту-104А, головним чином, завдяки більшій пасажиромісткості. 22 липня 1959 почалася експлуатація літака в Аерофлоті на трасі Москва — Сімферополь.
Вироблявся з 1957 по 1960 рр. Єдиний оператор літака — Аерофлот. Вироблено всього 108 лайнерів: у 1957 році — 1, в 1958 році — 20, у 1959 році — 46 і в 1960 році — 41. Вони склали 26 серій: 16 по 3 машини і 10 по 6. Конструкція фюзеляжу майже повністю збігається з конструкцією фюзеляжу Ан-12. Головна відмінність — задня частина літака виконана як частину салону для перевезення пасажирів. У середній частині фюзеляжу замість вантажної кабіни Ан-12 розташований пасажирський салон, передня частина літака з кабіною екіпажу майже повністю збігається з передньою частиною Ан-12. Кабіна екіпажу герметична і відділена від герметичного пасажирського салону гермоперебіркою через уніфікації виробництва Ан-10 і Ан-12, що мав негерметичну вантажну кабіну. Ан-10 був спроєктований так, що в разі війни він міг бути швидко перебудований у вантажний літак, майже повністю схожий на Ан-12. У реальності один екземпляр Ан-10 було експериментально перероблено у вантажний літак.
У 1973 році ухвалили рішення про припинення експлуатації на лініях Аерофлоту усього парку літаків Ан-10.
Конструкція
Ан-10 — вільнонесучий високоплан суцільнометалевої конструкції, з однокілевим вертикальним оперенням. Крило — трапецієвидне, дволонжеронне. Складається з центроплану, двох середніх і двох крайніх відокремлених частин. За своїм аеродинамічним компонуванням крило аналогічне крилу Ан-8, але відрізняється відхиленими вниз на кут 3 градуса кінцевими частинами. У міжлонжеронній частини розміщені м'які паливні баки. Механізація крила складається з двощілинних закрилків і інтерцепторів. На двосекційних елеронах встановлені тримери — сервокомпенсатори. Ан-10 оснащений чотирма, встановленими на крилі, турбогвинтовими двигунами. Екіпаж складається з семи чоловік: командир корабля, другий пілот, штурман, радист, бортмеханік і два бортпровідника.
Фюзеляж Балочно-стрінгерний напівмонокок круглого перерізу. Складається з 110 стрингерів і 68 шпангоутів. Загальна довжина фюзеляжу — 34 м, максимальний діаметр — 4,1 м. Технологічно фюзеляж розділений на чотири відсіки. Перші три відсіки зістиковано між собою болтами, хвостовій відсік приєднаний за допомогою дюралюмінієвих стрічок і заклепок. Від носа до 60 шпангоута фюзеляж герметичний. Засклення ліхтаря штурмана виконано з оргскла товщиною 12 мм, а ліхтаря льотчиків — 18 і 24 мм. Пасажирська кабіна розділена на три частини: передній, середній і задній пасажирські салони. У літаку є три купе: два між переднім і середнім пасажирськими салонами, і одне в кінці кабіни. Також між першими двома салонами розміщуються передній вхідний тамбур, буфет і багажник, а між середнім і заднім — задній вхідний тамбур, гардероб і туалет. Максимальна ширина пасажирських салонів — 3,9 м, а висота — 2,6 м. На лівому борту фюзеляжу розташовані двоє пасажирських дверей, а на правому — два вантажних люки. Крім того, є п'ять аварійних люків. Під підлогою пасажирських приміщень знаходяться: відсік прибраного положення передньої опори шасі, передній вантажний відсік, відсік прибраного положення основних коліс шасі, задній вантажний відсік, три підпільних багажника, доступ до яких здійснюється через люки в підлозі, і відсік хвостової опори.
Крило Конструкція крила — дволонжеронна, кесонного типу. Технологічно розділено на п'ять частин: центроплан, дві середні (СЧК) і дві консольні (КЧК) частини. По всьому розмаху задньої кромки КЧК розташовується двосекційний елерон, що має внутрішнє вагове балансування. Кожна його секція навішена на двох кронштейнах. Коренева секція оснащена тримером-сервокомпенсатором. Загальна площа елеронів — 7,84 м², кути відхилення — 25° (вгору) і 15° (вниз). Весь розмах задньої кромки СЧК займає висувний двощілинний закрилок з дефлектором. Закрилок підвішений на п'яти монорейках за допомогою кареток і приводиться в рух двома гвинтовими підіймачами. Загальна площа закрилків — 26,5 м², кути відхилення — 25° (при зльоті) і 33° (при посадці). Для поліпшення поперечної керованості літака всередині хвостових частин СЧК, встановлені пластинчасті елерони-інтерцептори, що висуваються з крила вверх при відхиленні вгору найближчого до них елеронa. У кесонах центроплану і СЧК розташовуються м'які паливні баки. Внутрішні порожнини цих кесонів облицьовані листами з склотекстоліту.
Хвостове оперення Вільнонесне, складається із стабілізатора з кермом висоти, кіля з кермом напрямку, форкіля, підфюзеляжного гребеня і двох закріплених на кінцях стабілізатора шайб. Площа горизонтального оперення — 26,1 м², вертикального оперення — 17,63 м², однієї шайби — 4,0 м², форкіля — 3,63 м², гребеня — 2,75 м². Кермо однолонжеронної конструкції. Площа керма висоти −7,1 м², кути відхилення — 28° (вгору) і 13° (вниз). Кожна половина керма висоти навішена на чотирьох кронштейнах і оснащена тримером. Площа керма напряму — 7,85 м², кути відхилення — ±24,5°. Кермо напряму має п'ять вузлів навішування, на ньому встановлені тример і пружинний сервокомпенсатор. Рулі, тримери і сервокомпенсатор виконані з аеродинамічною компенсацією і ваговим балансуванням. Обшивка тримерів та сервокомпенсатора полотняна.
Шасі Шасі включає чотири опори: передню, дві основні та хвостову запобіжну. База шасі — 9,58 м, колія — 4,92 м. Основні опори шасі, коли прибираються, повертаються до осі симетрії літака, а передня і хвостова — назад по польоту. Основна і передня опори складаються з: телескопічної амортизаційної стійки, чотириколісного візка (основна) і двох зблокованих коліс (передня), складного підкоса, циліндра прибирання-випуску, замків і механізму керування стулками. Також до складу основної опори входить стабілізуючий амортизатор і подкосна ферма. Передня опора — керована, тому до її складу ще входить рульовий циліндр-демпфер і механізм повороту із спостережною системою. Хвостова опора складається з щитка, вилчаті підкоси, амортизатора і електромеханізму прибирання-випуску. Всі опори оснащені азотно-оливними амортизаторами. Колеса основних опор КТ-77 розміром 1050×300 мм забезпечені дисковими гальмами і інерційними антиюзовими датчиками УА-23/2. Передні колеса К2-92/1 без гальм, розміром 900×300 мм, вони можуть повертатися на кут ± 35° від штурвала або на кут ± 9° від педалей керування. Пневматики коліс напівбалонного типу. Тиск у пневматика основних коліс — 6,5 кгс/см, передніх — 5,0 кгс/см.
Силова установка Силова установка складається з чотирьох турбогвинтових двигунів АІ-20 з металевими чотирилопастевими повітряними гвинтами АВ-68І змінного кроку. Двигун АІ-20 — одновальний турбогвинтовий авіадвигун з осьовим 10-ступеневим компресором, кільцевою камерою згоряння, 3-ступінчастою турбіною, планетарним редуктором і нерегульованим реактивним соплом. Потужність двигуна на злітному режимі — 4000 к.с. Двигун обладнаний системою автоматичного регулювання, яка підтримує постійне число обертів ротора на всіх робочих режимах. Керування двигуном — механічне, проводка від керма керування двигуном — тросова. Двигуни запускаються стартер-генераторами СТГ-12ТМ. Двигун розташовується в мотогондолах перед крилом. Двигун кріпиться до силового шпангоута гондоли за допомогою рами з амортизаторами. Шпангоут за допомогою ферми і двох підкосів закріплений на передньому лонжероні СЧК.
Гвинт Гвинт АВ-68І — тяговий, лівого обертання, флюгований, діаметром 4,5 м. Флюгування його проводиться льотчиком або системою автоматичного флюгування. Вивід гвинта з Флюгерського положення примусовий. Переклад лопатей на мінімальний установчий кут при пробігу після посадки забезпечує додаткове гальмування літака за рахунок авторотації гвинта.
Паливна система Включає 22 м'яких бака, розташованих усередині кесонів центроплану і СЧК. Двигуни отримують паливо з свого півкрила. Праві та ліві групи баків з'єднані між собою трубопроводом з краном кільцювання. Загальна ємність паливних баків — 14270 л. На літаку застосовується паливо — Т-1, ТС-1 і Т-2. На верхній поверхні крила є заливні горловини для заправлення баків самопливом або це можна робити централізовано під тиском через заправний штуцер в передній частині правого обтічника шасі. У польоті система нейтрального газу заповнює простір над паливом вуглекислим газом, а також ця система використовується як додатковий засіб пожежогасіння.
Мастильна система Кожен двигун має автономну мастильну систему (ємність бака для оливи 58 л), яка забезпечує подачу мастила для змащування і охолодження двигуна, керування повітряним гвинтом, роботи ІКМ та системи регулювання. Під повітрозабірником мотогондоли встановлений сотоподібний, регульований мастильний радіатор.
Протипожежна система Складається з шести вогнегасників ОС-8М, системи сигналізації про пожежу ССП-2А, трубопроводів і розпилювальних колекторів. Всі вогнегасники об'єднані в три черги по два в кожній. Перша черга розряджається у загрозливий відсік автоматично за сигналом датчиків ССП, інші включаються командиром судна. При аварійній посадці літака від кінцевиків на нижній поверхні фюзеляжу спрацьовують всі вогнегасники, направляючи вогнегасну суміш у всі відсіки. Протипожежною системою оснащені паливні відсіки крила і гондоли двигунів.
Система керування Механічна, безбустерна. Керування кермом і елеронами здійснюється жорсткими тягами, до них підключені кермові машинки РА5-ВП автопілота АП-28д. У системі керування кермом висоти встановлені пружинні завантажувачіі. Проводки керування тримерами керма висоти і механізмами стопоріння — тросові. Керування тримерами елеронів і керма напряму — електродистанційне. Пластинчасті елерони-інтерцептори приєднані до тяги керування елеронами. Літак оснащений механічною системою стопоріння керма і елеронів на землі.
Гідравлічна система Складається з двох незалежних систем — правої і лівої. Кожна система працює від двох гідронасосів, встановлених, відповідно, на правих і лівих двигунах. Обсяг кожної гідросистеми −60 л. Номінальний робочий тиск — 150 кгс/см². Гідросистема заправляється мінеральною оливою АМГ-10. При відмові обох систем окремі гідроагрегати працюють від ручного насоса. При необхідності в ручному насосі передбачена можливість використання палива як робочої рідини.
Права гідросистема призначена для приводу закрилків, основного прибирання-випуску шасі, керування передньою опорою шасі, живлення приводів склоочисників і рульових машинок автопілота, аварійного гальмування коліс і керування нижнім аварійним люком.