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 nЭ.
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 nр. 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;
Vy — 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.