Краткое техническое описание легкого транспортного самолета Ан-32Б

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий высокоплан с одно- килевым хвостовым оперением и двумя подфюзеляжными гребнями, оснащенный хвостовым грузовым люком, убираемым в полете шасси и двумя турбовинтовыми двигателями, установленными над центропланом крыла. Экипаж состоит из трех человек: левый летчик (командир экипажа), правый летчик и штурман. Основной конструкционный материал планера самолета – алюминиевые сплавы. Агрегаты и узлы, требующие высокой прочности, выполнены из легированных сталей. В конструкции широко используются и неметаллические материалы – волокнит, стеклопластик, органо-стеклопластик и др.

Фюзеляж – балочно-стрингерный полумонокок, разделенный технологическими разъемами (по шпангоутам 11 и 40) на три отсека: передний, средний и отсек крепления оперения. Носок переднего отсека представляет собой радиопрозрачный обтекатель. Конструкция его – трехслойная, обшивки и соты изготовлены из стеклопластика. Далее передний и средний отсеки фюзеляжа выполнены герметичными (наддув – 0,4 кгс/см 2 ). Между шп. 1 и 7 находится кабина экипажа. Фонарь кабины имеет три передних, два верхних и четыре боковых стекла. Правое и левое передние стекла – электрообогреваемые, выполнены из силикатного триплекса. На левом борту расположен блистер штурмана диаметром 700 мм, оснащенный прозрачным обтекателем, а в потолке – аварийный люк. Между шп. 7-33 находится грузовая кабина, отделенная от кабины экипажа перегородкой с дверью. Высота грузовой кабины – 1,84 м, ширина по полу – 2,4 м. Пол грузовой кабины образован силовым каркасом и настилом из дюралюминиевых листов с шипами. Продольный каркас пола образуют прессованные профили и скуловые балки фюзеляжа, поперечный – нижние части шпангоутов. В низинках шпангоутов имеются гнезда под швартовочные и крепежные узлы. В грузовом полу (между шп. 7-10) имеется нижний аварийный люк, который посредством двух гидроцилиндров открывается наружу против полета. В этой же зоне по правому борту находится входная дверь размером 600 х1400 мм. На каждом борту грузовой кабины имеются четыре иллюминатора, один из которых располагается в аварийном люке. Все остекление самолета, за исключением обогреваемых стекол фонаря, выполнено из органического ориентированного стекла. Входная дверь, верхний и бортовые аварийные люки открываются вручную внутрь кабины. Между шп. 33-45 расположен грузовой люк, проем которого закрывается рампой и створкой, шарнирно присоединенной к шп. 45. Герметизация люка осуществляется расположенным по периметру рампы резиновым профилем и гермощитком, навешенным на шп. 40. При открытии грузолюка створка поднимается вверх, а рампа отклоняется вниз до упора о землю, либо откатывается вперед под фюзеляж. Отклонение рампы вниз происходит под действием ее собственного веса, а подъем вверх производится двумя гидроцилиндрами. В отклоненном положении рампа является погрузочным трапом. Откат и накат рампы осуществляется по трем рельсам (центральному и двум боковым) посредством гидропривода и замкнутой тяговой цепи. При отклонении и откате рампа может фиксироваться в промежуточных положениях. В отсеке крепления оперения размещено пилотажно-навигационное и радиооборудование, доступ к которому осуществляется через люки в нижней панели этого отсека и створке грузолюка.

Крыло самолета – двухлонжеронное, кессонного типа. Оно состоит из центроплана (между нервюрами 7), двух средних частей (между нерв. 7-12) и двух отъемных частей (между нерв. 12-23). Поперечные стыки центроплана с СЧК и СЧК с ОЧК – фланцевые. Крыло крепится к фюзеляжу по шп. 17 и 20 с помощью восьми фитингов и двух дуг, которые закреплены на лонжеронах и соединены с обшивкой фюзеляжа. Панели центроплана – монолитные, прессованные. В кессоне центроплана размещены десять мягких топливных баков, а кессон каждой СЧК представляет собой бак-отсек.

Крыло хорошо механизировано. Оно оснащено закрылками общей площадью 15 м 2 , автоматическими предкрылками и элеронами. На каждом полукрыле установлены две секции закрылка – внутренняя (на центроплане) и внешняя (на СЧК). Внутренние закрылки выполнены двухщелевыми, отклоняющимися с фиксированной осью вращения и поворотным хвостовым

звеном. Внешние – трехщелевые, выдвижные, с фиксированным дефлектором и поворотным хвостовым звеном. Угол отклонения закрылков на взлете – 15', на посадке – 38'. Предкрылок каждой консоли также двухсекционный: внутренняя секция установлена на СЧК, внешняя – на ОЧК. Предкрылки удерживаются пружинными амортизаторами, а в полете выпускаются под действием аэродинамических сил. Левый и правый элероны имеют весовую балансировку и выполнены двухсекционными. Угол отклонения элерона вверх – 24", вниз – 16'. Обе корневые секции элеронов оснащены кинематическими сервокомпенсаторами, кроме того, на левой из них установлен триммер. Сервокомпенсаторы и триммер элеронов изготовлены из стеклотекстолита с пенопластовым наполнителем.

Хвостовое оперение – свободнонесущее, состоит из стабилизатора с рулем высоты (суммарная площадь – 20,3 м г ) и киля с форкилем и рулем направления (суммарная площадь – 16,7 м 2 ). Конструкция киля и консолей стабилизатора – двухлонжеронная, рулей – однолонжеронная. Панели киля, стабилизатора и руля высоты – клеесварные. Стыки киля и консолей стабилизатора с фюзеляжем фланцевые, с помощью фитингов. Рули высоты и направления имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку. Площадь РВ – 5,16 м г ; угол его отклонения вверх – 25', вниз – 20". Площадь РН – 5,14 м 2 ; углы отклонения составляют ±25". Руль высоты состоит из двух половин, соединенных между собой валом с карданными узлами. На каждой половине РВ установлен триммер, а на РН – триммер-сервокомпенсатор. Конструкция рулевых триммеров – трехслойная, обшивки и соты алюминиевые.

Подфюзеляжные гребни образованы стек- лопластиковой обшивкой, которая подкреплена рифтами, заполненными пенопластом, и установленными в плоскостях шпангоутов диафрагмами.

Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Передняя опора полурычажного типа, убирается против полета в нишу под кабиной экипажа. Основные опоры – телескопические, убираются против полета в специальные отсеки мотогондол. Все опоры двухколесные, оснащены азотно-масляными амортизаторами. Основные колеса имеют дисковые тормоза и пневматики размером 1050 х 390 мм с давлением 5,0 кгс/см 2 . Носовые колеса – нетормозные, оснащены пнев- матиками 700 х 250 мм с давлением 4,5 кгс/см 2 . Передняя опора оборудована центрирующим устройством и рулевым механизмом. При отключении управления колесами они становятся самоориентирующимися, а рулевой механизм выполняет роль гасителя шимми. Колея и база шасси при стояночном обжатии амортизаторов – 7,9 и 7,6 м, соответственно.

Силовая установка самолета состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-20Д 5-й серии с четырехлопастными воздушными винтами изменяемого шага АВ-68ДМ, вспомогательной силовой установки ТГ-16М и систем, обеспечивающих их работу. Двигатель АИ-20Д выполнен по одновальной схеме и состоит из планетарного редуктора, осевого десятиступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, осевой трехступенчатой турбины и нерегулируемого реактивного сопла. Мощность двигателя на взлетном режиме (в условиях МСА) – 5180 э.л.с., в крейсерском полете (Н=8000 м, V=530 км/ч) – 2800 э.л.с. Удельный расход топлива – 240 и 198 г/э.л.с. ч, соответственно. Длина двигателя – 3,1 м, сухая масса – 1040 кг. Управление двигателем – механическое. Двигатель располагается в мотогондоле над центропланом так, что его ось ориентирована под углом 4" к плоскости крыла. При помощи рамы и двух подкосов-амортизаторов двигатель крепится к силовому шпангоуту мотогондолы, который связан фермой с кессоном центроплана. Реактивное сопло двигателя телескопически соединено с удлинительной выхлопной трубой, изготовленной из титанового листа. Винт АВ-68ДМ – флюгируемый, диаметром 4,7 м. флюгирование его производится при необходимости летчиком либо системой автоматического флюгирования по крутящему моменту и отрицательной тяге. Винт не имеет реверса. Дополнительное торможение самолета на пробеге обеспечивается переводом лопастей винтов на минимальный установочный угол, что создает отрицательную тягу.

Вспомогательная силовая установка ТГ-16М состоит из газотурбинного двигателя ГТД-16М, редуктора, стартер-генератора ГС-24А и обеспечивающих систем. Длина турбогенератора ТГ-16М – 1,58 м, сухая масса – 190 кг. Мощность на редукторе – 100 л.с., расход топлива – не более 120 кг/ч. Запуск его – электрический от бортовых аккумуляторных батарей или аэродромных источников постоянного тока. Располагается ВСУ под центропланом в хвостовом отсеке правой мотогондолы и закреплена на раме, присоединенной к заднему лонжерону и ферме крепления шасси.

Силовая установка включает также системы: топливную, масляную, противопожарную, запуска, управления и контроля. Топливная система самолета состоит из двух автономных систем – правого и левого полукрыльев. Каждая система обеспечивает свой маршевый двигатель (правая – также и ВСУ) и включает пять мягких топливных баков в центроплане и бак-отсек СЧК. Системы соединены между собой трубопроводом с краном кольцевания. Полная эксплуатационная заправка самолета топливом – 7100 л. Заправка баков может производиться самотеком сверху через заправочные горловины, расположенные на центроплане и СЧК, либо централизованно под давлением через заправочный штуцер, установленный в отсеке шасси левой мотогондолы. Каждый двигатель имеет автономную маслосистему, выполненную по короткозамкнутой схеме, которая обеспечивает подачу масла для смазки и охлаждения двигателя, работы измерителя крутящего момента и управления воздушным винтом. Емкость маслосистемы двигателя – 90 л, заправка маслобака – 32 л. Запуск двигателей на земле – электрический от ВСУ или аэродромного источника постоянного тока. Система запуска включает по два стартер-генератора на двигателе, один из которых после запуска автоматически переводится в генераторный режим, другой работает вхолостую. Самолет оборудован тремя стационарными противопожарными системами (ППС самолета и две автономные ППС двигателей) и двумя переносными огнетушителями ОР1-2-20-30, находящимися в грузовой кабине. Противопожарная система двигателя, предназначенная для обнаружения и тушения возгорания в его внутренних полостях, имеет один огнетушитель типа 1-4-1 емкостью 4 л. Противопожарная система самолета обеспечивает обнаружение и ликвидацию пожара в топливных отсеках крыла, отсеках маршевых двигателей и ВСУ. Она включает четыре огнетушителя типа 2-8-1 емкостью по 8 л, установленные в хвостовом отсеке левой мотогондолы, четыре системы сигнализации о пожаре ССП-2А, трубопроводы и распылительные коллекторы. Для предотвращения распространения пожара в мотогондолах имеются противопожарные экраны и перегородки из титанового листа.

Система управления самолетом механическая, безбустерная. Проводки управления рулями и элеронами выполнены жесткими и соединены с рулевыми машинками автопилота. На штурвале левого летчика установлен электромеханический вибратор, создающий искусственную тряску штурвалов при выходе самолета на максимально допустимые углы атаки. Самолет оснащен механической системой стопорения на земле рулей и элеронов.

Управление триммерами руля высоты производится при помощи штурвала, установленного на центральном пульте кабины пилотов, и тросовой проводки. Для исключения рывка на штурвале при отключении в полете автопилота к системе управления триммерами РВ подключена триммерная машинка автопилота. Управление триммерами элерона и руля направления – электродистанционное. Закрылки управляются гидроприводами посредством трансмиссионных валов и винтовых шариковых подъемников.

Гидравлическая система состоит из основной и вспомогательной систем, которые питаются из одного гидробака объемом 37 л. В качестве рабочей жидкости в системах используется около 65 л масла АМГ-10 или его зарубежных аналогов. Основная гидросистема предназначена для уборки-выпуска шасси, торможения колес и управления передней опорой, привода закрылков, нижнего аварийного люка и стеклоочистителей, флюгирования винтов и останова двигателей, отката-наката рампы. Максимальное давление в системе – 150 кгс/см 2 , источники давления – два насоса 435Ф, установленные по одному на каждом двигателе. Вспомогательная система обеспечивает в аварийной ситуации торможение колес, открытие нижнего аварийного люка и откат-накат рампы, а также резервный выпуск закрылков. Кроме того, эта система используется для подъема рампы и управления при ее опускании, дозаправки гидробака и прокачки основных насосов. При необходимости давление из вспомогательной системы может быть подано в основную. Максимальное давление в системе – 160 кгс/см 2 , источники давления – электроприводная насосная станция, работающая от сети постоянного тока, и ручной насос, установленный на левом борту грузовой кабины между шп. 32 и 33. Выпуск стоек шасси в случае отказа гидросистемы производится под действием их собственного веса и набегающего потока воздуха.

Электросистема самолета обеспечивает питание потребителей постоянным током с напряжением 27 В, а также переменным однофазным током частотой 400 Гц с напряжением 115 В и переменным трехфазным током (400 Гц, 36 В). В качестве основных источников постоянного тока используются два из четырех установленных на двигателях стартер-генераторов СТГ-12ТМО-ЮОО мощностью по 12 КВт, резервный источник – стартер- генератор ВСУ мощностью 18 КВт, аварийный-три аккумуляторные батареи 12-САМ-28Т емкостью 28 Ач, расположенные в отсеке под кабиной экипажа. Основные источники переменного однофазного тока – два генератора СГО-12 мощностью по 12 КВт, аварийное питание обеспечивается от сети постоянного тока через преобразователь ПО-1500. Потребители переменного трехфазного тока питаются через два преобразователя ПТ-1000ЦС (основной и резервный), а в аварийной ситуации (только для питания ПНО) используется преобразователь ПТ-200Ц. Распределительные сети постоянного и переменного однофазного тока – однопроводные, трехфазного тока – трехпроводная с изолированным нулем.

Светотехническое оборудование обеспечивает внутреннее освещение кабин и отсеков самолета, подсветку приборов и внутрикабинную сигнализацию, внешнее освещение (две поса- дочно-рулежные фары ПРФ-4М по бортам носовой части фюзеляжа и фара подсветки стабилизатора ФПК-250 на левом борту хвостовой части) и внешнюю сигнализацию (АнО и проблесковые маяки).

Радиоэлектронное оборудование самолета подразделяется на радиосвязное, радионавигационное и радиолокационное. Радиосвязное оборудование включает две командные радиостанции Р-863 МВ-ДВМ диапазона, связную КВ радиостанцию «Микрон», самолетное переговорное устройство СПУ-8 и магнитофон ПС-503БС. В состав радионавигационного оборудования входят: два автоматических радиокомпаса АРК-15М, радиовысотомер РВ-5РМ, навигационно-посадочная аппаратура «Курс МП-70», дальномер СД-75, два прибора слепой посадки ПСП-48, РСБН ..Веер-М» и ДИСС-013- 26LLIM. Радиолокационное оборудование состоит из РСЛ «Гроза-32А» и самолетного ответчика СО-72М.

Пилотажно-навигационное оборудование включает: три комбинированных указателя скорости КУС-730/1100К и указатель числа М МС-1К, барометрические высотомеры ВМ-15К (три), ВМФ-50К и ВЭМ-72К-ЗА1, два комбинированных прибора ДА-30, курсовую систему ГМК-1ГЭ и систему директорного управления «Привод АНЭ-1/2», автопилот АП-28Л1И2, магнитный компас КИ-13К, автомат углов атаки и сигнализации перегрузок АУАСП-24КР-1, авиагоризонт АГБ-ЗК, БСРПП «Тестер-УЗ», самописец K3-63, блок контроля кренов БКК-18, систему сигнализации опасной скорости сближения с землей ССОС, два сигнализатора приборной скорости и другое оборудование.

Система защиты от обледенения (ПОС). На самолете установлены воздушно-тепловая, электротепловая и жидкостная системы защиты от обледенения. Воздушно-тепловой ПОС оснащены центроплан крыла, предкрылок, киль и стабилизатор, воздухозаборники двигателей, воз- душно-масляных и воздухо-воздушных радиаторов. Воздух отбирается за десятой ступенью компрессора каждого из двигателей. При возникновении обледенения воздушно-тепловая ПОС включается автоматически по сигналам датчиков ДСЛ-40Е, которые установлены по обоим бортам носовой части фюзеляжа. Электротепловая ПОС защищает лопасти и коки воздушных винтов, лобовые стекла фонаря и ПВД. Блистер штурмана оснащен жидкостной ПОС. Емкость спиртового бачка – 2,6 л. Предусмотрен также обдув теплым воздухом фонаря и блистера для предотвращения их запотевания.

Погрузочно-разгрузочное и швартовочное оборудование. Самолет оборудован верхним и напольным погрузочными устройствами, а также системой блоков и тросом для загрузки несамоходной колесной техники. Верхнее погрузочное устройство грузоподъемностью 3000 кгс обеспечивает подъем груза с земли или борта автомобиля и перемещение его на пол грузовой кабины или роликовые дорожки 1П224 (если они установлены). Устройство состоит из монорельса, закрепленного на потолке кабины между шп. 29-39, двух кареток с крюками, перемещаемых по монорельсу вручную, и двух электролебедок. Напольное погрузочное устройство предназначено для перемещения платформ с грузом вдоль кабины и состоит из тяговой лебедки БЛ-56, закрепленной по левому борту грузовой кабины у шп. 9-10, и погрузочного троса. Несамоходная колесная техника, а также грузы массой более 3000 кг загружаются с помощью наземного тягача, троса и установленных в грузовой кабине блоков.

Швартовочное оборудование самолета состоит из 48 одинарных и двойных съемных узлов, 40 швартовочных ремней, 4 ремней-стяжек, 50 стренг для захвата техники и 2 швартовочных сеток.