s05 (5)

SKRZYDŁA — wolnonośne, całkowicie metalowe, przymocowane do górnej części kadłuba. Konstrukcja skrzydła jest typu kesonowego i składa się z dwóch dźwigarów, dwudziestu trzech żeber oraz pokrycia, które wraz z podłużnicami tworzy płyty technologiczne. Dźwigary są typu belkowego, prasowane jako jedna całość i wzmocnione podpórkami z kształtowników prasowanych. Przejmują one większą część momentu zginającego i siły tnące. Pasy dźwigarów obciążone są siłami wzdłużnymi (osiowymi), a ścianki siłami tnącymi, powstałymi na skutek zginania i skręcania. Podłużnicc przyjmują obciążenia wzdłużne na skutek- zginania, wzmacniają pokrycie i pracują razem z nim. Żebra są typu belkowego i łączą elementy wzdłużne w jedną całość z pokryciem, a wytrzymałościowo przenoszą naprężenia styczne wywołane zginaniem i skręcaniem. Cały płat (lewe i prawe skrzydło) podzielone jest technologicznie na 5 części: środkową, dwie wewnętrzne i dwie zewnętrzne. Kształt skrzydła do żebra nr 7 jest prostokątny, a od żebra nr 7 do 23 — trapezowy. Skrzydło ma w części środkowej profil- CAGI C-5-18, a w części zewnętrznej profil CAGI C-3-13. Technologicznie skrzydło podzielone jest na 7 i 12 żeberku, a poszczególne części łączone są za poijpocą śrub z nakrętkami, w specjalnych profilowanych kształtownikach wykonanych ze stali 30HGSA. ■Wydłużenie skrzydła wynosi X — 11,37, zbieżność tj = 2,92, a kąt zaklinowania do kadłuba +3°, co zapewnia dobrą stateczność poprzeczną samolotu. Kąt skosu tej części skrzydła na 1/4 cięciwy wynosi = 6°50'. Cięciwa przykadłubowa wynosi 3,5 m, a końcowa 1,094 m, natomiast średnia cięciwa aerodynamiczna SCA — 2,813 m. Powierzchnia całkowita skrzydła wynosi 74,98 m². Na środkowych częściach skrzydła zamocowane są dwie klapy jcdnoszczeli-nowe, wysuwane na specjalnych prowadnicach, a na wewnętrznych częściach znajdują się wysuwane klapy dwuszczclinowe. Klapy do startu ustawia się na kąt 15 ±¹⁰, a do lądowania na kąt 38-^ł°. Powierzchnia całkowita klap równa się 15 m¹. Na zewnętrznych częściach skrzydła znajdują się dwie sekcje lotek, które mają osiowe wyważenie aerodynamiczne i masowe. Wychylanie lotek jest różnicowe i wynosi do góry 24±¹⁰> a do dołu 16±^ł°- Powierzchnia całkowita lotek wynosi 5,12 m². Wychylenie maksymalne klapki odciążającej lotki w dół równa się 14,5°, w górę 9,5°, a trymera lód;,²⁰. Cięciwa lotki wynosi 31% klapy jednoszczelinowej 33,7%, klapy dwuszczelinowęj 36% w stosunku do cięciwy skrzydła.

USTERZENIE SAMOLOTU, o profilu symetrycznym NASA 0012M, jest wolnonośne, całkowicie metalowe z pojedynczym statecznikiem pionowym. Stateczniki poziomy i pionowy mają konstrukcję dwu dźwigarową z żeberkami, podłużni cz kami i pracującym pokryciem wykonanym z blachy duralumi-niowej. Technologicznie dźwigary i żeberka statecznika poziomego podzielone są na górne i dolne części, które wraz z pokryciem z blachy o grubości 1 mm tworzą płyty górne i dolne. Na każdej części statecznika poziomego zamocowane są trzy węzły zawieszenia steru wysokości. Statecznik poziomy ma wznios dodatni wynoszący 9°. Ster wysokości składa się z dwóch sklejanych i zgrzewanych płyt łączonych w płaszczyźnie cięciw. Konstrukcja statecznika pionowego i steru kierunku jest taka sama jak statecznika poziomego i steru wysokości Na każdej połowie steru wysokości zamontowane są klapki wyważające (trymery), a na sterze kierunku sprężynowa klgpa wyważająco-odcią-

Trap samolotu transportowego An-26 (fot. M. Kobrzyński)

zająca. Stery samolotu mają wyważenie aerodynamiczne i masowe. Wymiary geometryczne usterzenia są następujące:

—    statecznik poziomy: rozpiętość 9,973 m, zbieżność ij = 2,46, wydłużenie X = 5,0, powierzchnia całkowita 19,83 m², kąt skosu Xp,_u = 15°30\ cięciwa przykadłubowa 2,783 m, cięciwa końcowa 1,13 m, średnia cięciwa aerodynamiczna 2,075 m, kąt zaklinowania usterzenia w stosunku do cięciwy skrzydła środkowego —3°, kąty wychylenia steru wysokości — w górę 30°, w dół 15°, cięciwa steru wysokości w stosunku do cięciwy statecznika 35%, kąty wychylenia trymeru — do góry 25°, do dołu 15°;

—    statecznik pionowy: wysokość 4,90 m, cięciwa przykadłubowa 3,90 m, cięciwa końcowa 1,561 m, zbieżność rj = 2,5, powierzchnia bez płetwy grzbietowej 13,28 m², wydłużenie X = 1,81, kąt skosu z_0>u = 21°30^J, powierzchnia steru kierunku 5,0 m², cięciwa steru w stosunku do cięciwy statecznika wynosi 41%, kąty wychylenia steru i25°, klapki wyważającej (trymera) ± 15 i¹⁰ i serwokompensatora 19±^ł°.

W konstrukcji elementów płatowca samolotu An-26 szeroko wykorzystano tworzywa sztuczne, takie jak: spolaryzowane szkło organiczne, tworzywa piankowe, żywice poliamidowe, teflon, poliuretan i inne. Z materiałów metalowych zastosowano stopy tytanu, magnezu oraz aluminium i stale konstrukcyjne o podwyższonej jakości.

UKŁAD STEROWANIA SAMOLOTEM zapewnia sterowanie sterami, lotkami, klapami, klapkami wyważającymi i odciążającymi, blokowanie sterów i lotek podczas postoju samolotu. Sterowanie sterami i lotkami jest podwójne (tzn. można sterować z miejsc obydwóch pilotów) i zsynchronizowane kinematycznie. Realizowane jest przez układ cięgieł i wahaczy, które ułożone są nad sufitem ładowni obok siebie. Z lewej strony cięgła sterem kierunku, w środku cięgła sterów wysokości, a z lewej cięgła lotek, które przez szczelne wyprowadzenie łączą się z cięgłami zamocowanymi do tylnego dźwigara skrzydła. Cięgła połączone są z mechanizmami wykonawczymi pilota automatycznego. Klapka wyważająca steru wysokości jest sterowana układem linkowym, a klapki lotek i steru kierunku elektrycznie. Cięgła wykonano z rurek duralumi-

5