Е.В.Арсеньев - История конструкций самолетов в СССР в 1951-1965 гг

По результатам испытаний опытный экземпляр самолета Ан-8 доработали. В частности, увеличили площадь форкиля, установили противоштопорные интерцепторы на фюзеляже и оснастили самолет более легкими двигателями АИ-20. Модифицированный Ан-8 взлетел 30 октября 1957 г. После окончания испытаний самолет был запущен в серию.

Ан-8 серийно производился на Ташкентском авиационном заводе в 1958 - 1961 гг. Был выпущен 151 самолет. С 1959 г. самолет Ан-8 стал поступать на вооружение военно-транспортной авиации (ВТА), где эксплуатировался до 1970 г. К этому времени было списано 80 машин, а остальные перешли в подразделения других родов войск и различных министерств. В 1997 г. в эксплуатации находилось 5 самолетов в авиакомпаниях России, которые осуществляют коммерческие перевозки в государствах Ближнего Востока, так как использование Ан-8 над РФ запрещено.

По своей конструкции Ан-8 представляет собой цельнометаллический моноплан с высокорасположенным крылом, приподнятой хвостовой частью фюзеляжа, однокилевым вертикальным оперением и трехопорным шасси с носовым колесом. Фюзеляж - полумонокок с работающей обшивкой из сплава Д16АТ. В поперечном сечении он имеет в основном форму прямоугольника (габаритные размеры в средней части: ширина - 3,6 м, высота - 3,8 м) со скругленными нижними углами и закругленной верхней частью. Фюзеляж длиной 30,74 м имеет 59 шпангоутов преимущественно Z-образного сечения из листового дуралюмина и 90 стрингеров, изготовленных из прессованных профилей. Обшивка бортов в зоне вращения воздушных винтов в процессе эксплуатации дополнительно усилена внешними накладками.

Фюзеляж разделен на четыре отсека: передний с кабинами экипажа и сопровождающих технику, грузовой, люковый и кормовой с кабиной стрелка. Передний и кормовой отсеки - герметичные. Полы кабин покрыты штампованными рифлеными дуралюмино-выми панелями. Экипаж самолета состоит из шести человек: двух летчиков, штурмана (размещается в остекленной передней части фюзеляжа), бортрадиста, борттехника и кормового стрелка.

Пол и борта пилотской кабины в зоне рабочих мест летчиков оснащены броней толщиной 8 мм. Кресла летчиков имеют 16-мм бронеспинки и 25-мм бронезаголовники.

Для исключения возможности появления плоского штопора и улучшения характеристик выхода самолета из крутого штопора на верхней поверхности фюзеляжа за крылом установлены противоштопорные интерцепторы, которые в дальнейшем были демонтированы из-за невысокой эффективности.

Крыло размахом 37 м и площадью 117,2 м2 кессонного типа, свободнонесущее, трапециевидной формы в плане без геометрической крутки. Крыло состоит из пяти частей: центроплана, двух средних и двух консольных частей. Профиль крыла по размаху переменный: профиль С-5-18 по оси симметрии самолета (центроплан), профиль С-3-16 на 0,675 полуразмаха и С-3-14 на концах крыла. Удлинение крыла - 11,7; сужение - 2,75; угол поперечного V крыла равен 0; угол установки 4*; стреловидность Крыла по 1/4 хорд 6*50'.

На каждом полукрыле в средней части имеется двухщелевой закрылок с дефлектором, в консольной части - элерон, состоящий из двух частей. Элероны площадью 7,84 м2 имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. На элеронах установлены сервокомпенсаторы (триммеры), площадь которых равна 0,84 м2. Элероны отклоняются вверх на 25*, вниз - на 15*. Закрылки отклоняются вниз: на взлете - на 25*, на посадке - на 45*.

Управление рулями и элеронами - механическое, посредством тяг; закрылками - электродистанционное; системой стопорения - тросовое.

Силовая установка включает два ТВД АИ-20Д максимальной мощностью по 5180 э.л.с. с воздушными винтами АВ-68Д. Сухая масса двигателя - 1080 кг. Винт АВ-68Д диаметром 5м- четырехлопастный, тянущий (левого вращения), флюгерный и изменяемого в полете шага. Привод изменения шага винта - гидравлический. Запуск двигателей производится двумя стартер-генераторами. В дальнейшем в процессе эксплуатации для повышения автономности самолета в левом обтекателе шасси устанавливался турбоагрегат ТГ-16.

Топливная система разделена на левую и правую части, включающие в себя по пять групп баков, объединенных трубопроводами кольцевания. Суммарная емкость баков - 13 080 л. Топливная система оборудована автоматикой расхода топлива и системой нейтрального газа. Самолет оснащен противопожарной системой, состоящей из четырех 8-литровых баллонов, трубопроводов и агрегатов управления.

Шасси состоит из передней двухколесной опоры и двух основных опор с четырехколесными тележками. Колея шасси по осям амортизационных стоек - 3,8 м, база - 8,65 м. Колеса основных опор - 950x350 мм, тормозные, передней - 900x300 м, нетормозные. Низкое давление в пневматиках колес позволяет эксплуатировать самолет на грунтовых аэродромах. Опоры шасси убираются назад по полету: передняя - в фюзеляж, основные - в обтекатели по бортам фюзеляжа. Передняя опора -поворотная (до ╠35*).