Ан-26

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Ан-26
Antonov.an26.fairford.arp.jpg
Ан-26 ВВС Румынии, 2005 год.
Тип военно-транспортный самолёт
Разработчик АНТК им. О.К. Антонова
Производитель Киевский авиационный завод
Главный конструктор В. А. Гарвардт
Первый полёт 21 мая 1969 года
Начало эксплуатации 1973
Статус 28 эксплуатируется в РФ[1]
Основные эксплуатанты Вооружённые силы СССР
Аэрофлот,
ВВС России,
ВВС Украины,
СВО Казахстана,
ВВС Беларуси
Годы производства 29 августа 19691986
Единиц произведено 1398
Базовая модель Ан-24Т
Варианты Ан-32
Commons-logo.svg  Изображения на Викискладе

Ан-26 (по кодификации НАТО: Curl — «Вихрь») — советский военно-транспортный самолёт, разработанный в КБ Антонов. Он является модификацией исходной модели Ан-24. Благодаря большой ширине проёма грузового люка (2,4 м) и установке специальной трап-створки возможна удобная погрузка как с земли, так и из кузова автомобиля, что значительно ускоряет и облегчает погрузочно-разгрузочные работы. Ан-26 оснащён двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24ВТ и одним дополнительным реактивным РУ-19А-300, установленным в правой гондоле основного двигателя. В Китае разработан и выпускается Xian Y-7 (англ.), созданный на базе Ан-26.

В настоящее время эксплуатируется пассажирская модификация Ан-26-100 с вместимостью до 43 человек. Самолёты переделаны в пассажирские на заводе из базовой грузовой модификации, как недостаток — отсутствие багажных полок.

Конструкция[править | править вики-текст]

Кабина Ан-26, рабочие места пилотов
Рабочее место радиста (за вторым пилотом)
Панель АЗС (на правом борту кабины возле радиста)
Рабочее место штурмана (за командиром)

Планёр Ан-26 представляет собой цельнометаллический свободнонесущий, двухмоторный моноплан с высокорасположенным крылом, однокилевым вертикальным оперением с форкилем и двумя подфюзеляжными гребнями.

Фюзеляж[править | править вики-текст]

Фюзеляж самолёта представляет собой цельнометаллический балочно-стрингерный полумонокок. Фюзеляж разделён на четыре отсека: носовой Ф-1, средний Ф-2, люковый и хвостовой Ф-3. Стыковка отсеков между собой осуществляется по обшивке и стрингерам. На участке межу 1-м и 40-м шпангоутами фюзеляж выполнен герметическим. Основная часть элементов конструкции фюзеляжа выполнена из листового и профилированного дюралюмина Д16Т, а также из алюминиевых сплавов.

В фюзеляже самолёта размещены кабина экипажа и грузовая кабина. Кабина экипажа расположена между шпангоутами 1-7 и отделена от остальной части фюзеляжа перегородкой по шпангоуту 7. Носок фюзеляжа до шпангоута 1 не герметичен и прикрыт специальным обтекателем, под которым установлена антенна радиолокатора.

Задняя часть грузового отсека с рампой и тельфером

Грузовая кабина размещена от шпангоута 7 до шпангоута 33, в кабине имеется встроенный транспортёр. На участке грузовой кабины в обоих бортах установлено по четыре круглых окна. Окно в правом (между шпангоутами 23-24) и левом (14-15) борту совмещены с аварийными люками. Между шпангоутами 33-40 расположен грузовой люк с рампой. На потолке фюзеляжа в плоскости симметрии установлен монорельс, по которому движется тельфер, предназначенный для выполнения погрузочно-разгрузочных работ.

Силовой набор и обшивка[править | править вики-текст]

Поперечный силовой набор фюзеляжа состоит из 51 шпангоута, которые по конструкции разделены на нормальные, силовые и усиленные. Нижние части шпангоутов совместно с продольными балками образуют каркас пола фюзеляжа.

Продольный силовой набор состоит из стрингеров и ряда продольных балок в отсеках Ф-1 и Ф-2. Стрингеры расположены равномерно по периметру сечения фюзеляжа. Продольные балки — клёпаной конструкции, расположены в нижней части фюзеляжа.

Фюзеляж имеет одну входную дверь, а также 6 люков — грузовой, эксплуатационный и четыре аварийных (нижний, два бортовых и верхний). Герметизация входной двери, аварийных люков кабины экипажа и грузовой кабины осуществляется резиновыми профилями и герметиком.

Обшивка фюзеляжа выполнена в виде отдельных технологических панелей из дюралюминиевых листов толщиной 0,8-1,8 мм. Листы обшивки крепятся к нормальным шпангоутам при помощи заклёпок, а к стрингерам — точечной электросваркой и клеем К-4С.

Крыло[править | править вики-текст]

Крыло самолёта — высокорасположенное, свободнонесущее, прямоугольной формы в плане на участке между нервюрами № 7 и трапециевидной формы на участках от нервюр № 7 до законцовок. Состоит из трёх основных частей — центроплана, отъёмной и средней частей
Крыло имеет разъёмы по нервюрам № 7 и 12 и делится на центроплан, две средние и две отъёмные части. Центроплан несёт в себе два отклоняющихся однощелевых закрылка, средние части крыла — по одному двухщелевому выдвижному закрылку, отъёмные части крыла — по две секции элеронов. Стыковка частей крыла между собой осуществляется при помощи профилей разъёма, фитингов и стыковых угольников. Угол поперечного V-крыла на участке между нервюрами № 12 равен 0°, а на участке консолей равен −2°. Угол установки крыла равен +3°.

Конструкция крыла — кессонного типа, состоит из 23 нервюр, обшивки и стрингеров. Обшивка крыла имеет различную толщину на разных участках. Носки крыла для предотвращения обледенения имеют воздушный обогрев. В хвостовых частях крыла размещены валы управления закрылками и тяги управления элеронами.

Центроплан[править | править вики-текст]

На центроплане установлены узлы для стыковки с фюзеляжем, профили разъёма для стыковки со средними частями крыла, узлы крепления двигателей, главных ног шасси и узлы навески однощелевого закрылка.
Лонжероны центроплана — балочного типа, цельнопрессованные, усиленные стойками из прессованных профилей. Каждый лонжерон имеет два кронштейна для стыковки с фюзеляжем.
Нервюры центроплана — силовые, балочного типа. Каждая из них состоит из глухой дуралюминовой стенки, подкреплённой стойками из прессованных уголков, а также верхнего и нижнего поясов из прессованных профилей таврового сечения.

Средняя часть крыла[править | править вики-текст]

Кессон средней части крыла является топливным баком-отсеком. Кессон герметизирован при помощи герметика. Средняя часть крыла имеет профили разъёма для стыковки с центропланом и отъёмной частью крыла.
Лонжероны средней части крыла — балочного типа, состоят из верхней и нижней полок таврового сечения и стенок, подкреплённых прессованными дуралюминовыми стойками. Полки изготовлены из прессованных профилей, механически обработанных для получения переменного по длине сечения. На концах лонжеронов имеются стойки для стыковки стенок лонжеронов средней части крыла со стенками лонжеронов центроплана и отъёмной части крыла.

Отъёмная часть крыла[править | править вики-текст]

Отъёмная часть крыла конструктивно аналогична центроплану и средней части крыла. Отъёмная часть стыкуется со средней частью с помощью профилей, разъёма и концевых стоек лонжеронов.
Лонжероны имеют стенки и полки переменного по размаху сечения. Стенки лонжеронов подкреплены стойками из прессованных профилей. В стенке переднего лонжерона имеются отверстия для выхода тёплого воздуха из носка отъёмной части в концевой обтекатель.
Нервюры отъёмной части — балочного типа, по конструкции аналогичны нервюрам средней части крыла.

Закрылки и элероны[править | править вики-текст]

An-26 Niµ Nishava Serbien Marko Stojkovic IMG 2634-1-2.jpg

На каждом крыле установлен однощелевой закрылок центроплана, расположенный между фюзеляжем и гондолой двигателя, и двухщелевой закрылок средней части крыла.
К двухщелевому закрылку приклёпан на кронштейнах профилированный дефлектор. При отклонении закрылка между хвостовой частью крыла, дефлектором и закрылком образуется двойная профилированная щель.
Каждый закрылок состоит из обшивки, набора нервюр, лонжерона и двух кареток. Крепление закрылков осуществляется при помощи кронштейнов.
Выпуск и уборка закрылков осуществляются гидроприводом посредством трансмиссионного вала и шести винтовых подъёмников. Управление системой осуществляется нажимным переключателем, установленным на центральном пульте лётчиков. Также имеется возможность аварийного выпуска закрылков при помощи перекидного переключателя, установленного там же.
Угол отклонения закрылков контролируется по указателю положения, установленному на центральном пульте. Угол отклонения закрылков при взлёте — 15°±2°, при посадке — 38°−1°
Элероны крепятся к задним лонжеронам отъёмных частей крыла. Каждый из них состоит из корневой и концевой секций. В конструкцию элерона входят лонжерон, нервюры и обшивка. На корневой секции левого элерона установлен триммер и сервокомпенсатор, правого — только сервокомпенсатор.
Управление элеронами осуществляется вращением штурвалов. При вращении штурвалов по часовой стрелке правый элерон отклоняется вверх на 24°, а левый — вниз на 16° и наоборот. Максимальный угол поворота штурвалов от нейтрального положения — 90°.

Оперение[править | править вики-текст]

Оперение самолёта — свободнонесущее, однокилевое, металлической конструкции. Оперение состоит из двух консолей стабилизатора, двух половин руля высоты, киля, руля направление и форкиля. В носках стабилизатора и киля имеются воздушно-тепловые камеры противообледенительной системы, а в концевых обтекателях — жалюзи для выхода воздуха.
Стабилизатор и киль — двухлонжеронной конструкции с работающей дуралюминовой обшивкой. На каждой половине руля высоты установлен триммер, на руле направления — пружинный триммер-сервокомпенсатор. Угол поперечного V горизонтального оперения равен +9°.

Стабилизатор[править | править вики-текст]

Стабилизатор состоит из двух симметричных консолей. Каждая консоль состоит из верхней и нижней панелей, носка, хвостовой части и концевого обтекателя. Панель стабилизатора состоит из двух полулонжеронов, набора полунервюр, стрингера и обшивки. Крепление стрингеров к обшивке осуществляется при помощи точечной электросварки и клея, к нервюрам и лонжеронам обшивка приклеена. Стыковка стабилизатора с фюзеляжем осуществляется по лонжеронам, посредством болтов и фитингов.

Руль высоты[править | править вики-текст]

Каждая половина руля высоты состоит из двух клеесварных панелей, соединённых в плоскости хорд, законцовочного профиля и балочки для крепления триммера. Триммеры установлены на каждой половине руля высоты.
Управление рулём высоты осуществляется перемещение штурвалов: «от себя» — руль отклоняется вниз на 20°, на себя — руль отклоняется вверх на 25°. Управление рулями — дублированное, осуществляется с обоих мест пилотов. В проводку управления рулём высоты включена рулевая машина автопилота. При включённом автопилоте вращение звёздочки рулевой машины вызывает поворот секторной качалки и перемещение проводки управления рулём высоты. При выключенном автопилоте, машина не препятствует ручному управлению рулями.

Шасси[править | править вики-текст]

Самолёт имеет убирающиеся в полёте шасси, выполненное по трёхстоечной схеме, состоящее из двух главных и одной передней ноги.
Главные ноги установлены в гондолах двигателей и в полёте убираются вперёд в специальные отсеки под двигателями. На каждой главной ноге, на общей неподвижной оси, установлены два колеса с пневматиками и дисковыми тормозами. Колёса снабжены инерционными датчиками.
Передняя нога установлена в носовой части фюзеляжа и в полёте также убирается вперёд в отсек под кабиной экипажа. На передней ноге, на общей вращающейся оси, установлены два нетормозных колеса с пневматиками.
В выпущенном и убранном положениях ноги фиксируются механическими замками, открывающимися с помощью гидроцилиндров. Отсеки шасси закрываются створками при полностью убранном и выпущенном положениях ног.
Выпуск и уборка шасси, открытие замков, торможение колёс главных ног и поворот колёс передней ноги, осуществляется силовыми цилиндрами гидравлической системы самолёта. В случае выхода из строя гидравлической системы, замки убранного положения всех ног шасси могут быть открыты вручную с помощью механической системы. При этом ноги выпускаются и устанавливаются на замки выпущенного положения под действием собственного веса и встречного потока воздуха.

Основные стойки шасси[править | править вики-текст]

Основные стойки шасси — двухколёсные, с телескопическими азотно-масляными амортизаторами. Амортизационная стойка крепится к центроплану крыла через силовую ферму. На главных ногах установлены колёса с дисковыми гидравлическими тормозами и камерными шинами размером 1050×400 мм, давление в камере шины — 4±0,5 кгс/см². На каждом колесе установлен инерционный датчик, включённый в систему автоматического торможения. Инерционный датчик служит для подачи электрических импульсов на электрогидравлический кран для растормаживания колёс в момент наступления их проскальзывания относительно грунта.
Амортизатор главной ноги — азотно-масляного типа, с торможением на прямом и обратном ходе. Амортизатор оборудован внутренними плоскостями цилиндра и штока и заряжен строго определённым количеством масла и азота.
Колея и база шасси при стояночном обжатии амортизаторов составляют соответственно 7900 и 7650 мм. Минимальный радиус разворота самолёта равен 11 250 мм.

Передняя стойка шасси[править | править вики-текст]

Передняя стойка — двухколёсная, с рычажной подвеской колёс и азотно-масляным амортизатором. Рычажная подвеска колёс обеспечивает амортизацию не только вертикальных, но и горизонтальных ударов, возникающих при раскрутке колёс во время посадки и при движении самолёта по аэродрому.
На передней стойке установлены два нетормозных колеса с камерными шинами 700×250 мм. Давление в камере шины — 4+0,5 кгс/см².
Амортизатор передней стойки — азотно-масляного типа, с торможением на прямом и обратном ходе. Амортизатор оборудован внутренними плоскостями цилиндра и штока и заряжен строго определённым количеством масла и азота.

Окраска самолёта[править | править вики-текст]

Самолёты ВС СССР окрашивались обычно в серый цвет, самолёты ГВФ носили раскраску «Аэрофлота», в дальнейшем авиакомпании красили самолёты на своё усмотрение. Также некоторая часть военных самолётов по сей день имеет бело-синюю раскраску «Аэрофлота» времён СССР. Часть машин, эксплуатируемые зарубежными заказчиками, имели камуфляжную раскраску. Приборные доски экипажа окрашены чёрной матовой краской. Грузовая кабина Ан-26 существенно облагорожена, в отличие, к примеру, от Ан-12. Потолок и стены окрашены в белый цвет, пол в зелёный.

Силовая установка[править | править вики-текст]

На самолёте установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24ВТ взлётной мощностью по 2820 л.с. каждый, с флюгерными четырёхлопастными воздушными винтами АВ-72Т, и турбореактивный двигатель РУ-19А-300.
Двигатели установлены в гондолах, расположенных на центроплане. Каждый двигатель с помощью рамы через силовой шпангоут крепится к ферме, смонтированной на переднем лонжероне центроплана. Кроме воздушного винта, на двигателе монтируются: обтекатель редуктора, капот, противообледенительная система, внешняя маслосистема, система обдува генераторов и двигателя, топливная система и система противопожарного оборудования. Горячая часть двигателя и выхлопная труба отделены от конструкции крыла специальными противопожарными перегородками и экранами.
Двигатель РУ19А-300 установлен в хвостовой части правой гондолы. Он обеспечивает:

  • дополнительную тягу при наборе высоты;
  • необходимую тягу при отказе двигателя АИ-24;
  • бортовой запуск двигателей АИ-24;
  • питание электроэнергией бортовой сети самолёта на стоянке при неработающих двигателях;
  • питание электроэнергией бортовой сети самолёта при отказе стартер-генераторов.

Управление силовой установкой и контроль за её работой осуществляется из кабины лётчиков, где для этого установлены все необходимые агрегаты и приборы. В управлении силовой установкой применяются механические, электродистанционные и автоматические системы.

Двигатель АИ-24[править | править вики-текст]

Двигатель АИ-24ВТ — высотный, турбовинтовой, работающий с одним воздушным винтом АВ-72Т левого вращения. Запуск двигателя производится нажатием пусковой кнопки, а весь процесс запуска осуществляется автоматически. В конструкцию двигателя входят следующие основные узлы: редуктор, лобовой картер, компрессор, камера сгорания, турбина, реактивное сопло, агрегаты. Двигатель крепится на центроплане крыла посредством быстросъёмной рамы с амортизаторами и силовой фермы с передним силовым шпангоутом. Двигатель крепится передними и задними цапфами к четырём амортизаторам рамы. Нагрузку от тяги винта и часть нагрузки от веса двигателя воспринимают передние амортизаторы. Задние амортизаторы являются поддерживающими и тягу винта не воспринимают.

Маслосистема[править | править вики-текст]

Каждый двигатель имеет свою автономную маслосистему, которая обеспечивает постоянную подачу масла к трущимся поверхностям двигателя для уменьшения трения и отвода тепла. Одновременно масло используется в системе измерителя крутящего момента и для управления воздушным винтом. Маслосистема каждого двигателя состоит из двух частей: внутренней маслосистемы, которая включает в себя нагнетающие и откачивающие насосы маслоагрегата, воздухоотделитель, маслофильтры, каналы двигателя, маслосборник и трубопроводы, расположенные непосредственно на двигателе, и внешней маслосистемы, в которую входят маслобак, дренажный бачок, маслорадиатор с терморегулятором, флюгерный насос, трубопроводы и контрольные приборы.

Топливная система[править | править вики-текст]

Топливная система самолёта предназначена для питания топливом двигателей АИ-24 и РУ19А-300. Топливные ёмкости самолёта состоят из десяти мягких баков и двух баков-отсеков, каждый из которых разделён перегородкой на два бака, таким образом образуя расходный бак. Баки каждого полукрыла образуют три группы. Полная ёмкость топливных баков самолёта составляет 7316 л. Эксплуатационная заправка топлива с учётом недозаправки 3 % объёма баков на температурное расширение равна ≈7100 л. В баки первой группы заправляется по 1665 л, второй — по 1200 л, третьей — по 680 л. Расход топлива происходит поочерёдно из каждой группы, вначале из группы 1, затем из группы 2 и из расходной группы 3. При выработке топлива в левой или правой группе до 375 литров, срабатывает сигнализация резервного остатка топлива, при этом на приборной доске в кабине лётчиков загорается красное табло.

Воздушный винт[править | править вики-текст]

Винт АВ-72 — левого вращения, тянущий, флюгерный, с автоматическим изменением шага, диаметром 3,9 метра. Винт — одновальной схемы, металлический, с четырьмя дюралюминовыми лопастями, оборудован электрической системой противообледенения.
Винт, работая совместно с регулятором оборотов, автоматически поддерживает постоянным заданное число оборотов двигателя за счёт изменения шага винта. Поворот лопастей на увеличение шага происходит под давлением масла, подаваемого в полость большого шага цилиндра втулки винта из регулятора оборотов. Переход на уменьшение шага происходит под давлением масла, поступающего в полость малого шага цилиндра втулки винта из масломагистрали двигателя, а также от поперечных составляющих моментов центробежных сил лопастей.
Подобранный для винта минимальный угол установки φ0=8° обеспечивает запуск двигателя и торможение самолёта при пробеге после его посадки.

Электрооборудование[править | править вики-текст]

На самолёте осуществлено питание потребителей электроэнергии постоянным током напряжением 27 вольт, переменным однофазным током напряжением 115 вольт, частотой 400 герц, и трёхфазным током напряжением 36 вольт, частотой 400 герц. В качестве основных источников электроэнергии постоянного тока используются два стартёр-генератора СТГ-18ТМО, а в качестве резервного — генератор ГС-24Б. Аварийным источником постоянного тока являются три аккумуляторные батареи 12САМ28, ёмкостью 28 А·ч.

Основным источником переменного однофазного тока 115 в, 400 Гц, является левый генератор ГО16ПЧ8, резервным — правый генератор ГО16ПЧ8. Аварийное питание этой сети в полёте, а также при обслуживании на земле при неработающих двигателях, обеспечивается преобразователем ПО-750.

Для питания самолётных потребителей переменным трёхфазным током 36 В, 400 Гц, в качестве основного источника питания установлен преобразователь ПТ-1000ЦС. Резервным источником является трансформатор ТС-310СО4А, который питается от правого генератора переменного тока. Аварийным источником питания авиагоризонта левого лётчика и компаса ГИК-1 является преобразователь ПТ-200Ц.

Характеристики[править | править вики-текст]

Ан-26 Авиалесоохраны
Ан-26 Авиакомапании «СкайТест»

Источник данных: [2]

Технические характеристики

Лётные характеристики

Вооружение

  • Точки подвески: 4 балочных держателя БДЗ-34
  • Бомбы: калибром до 500 кг

Дополнительные технические характеристики[править | править вики-текст]

Средний часовой расход топлива: 1190 кг/ч

Модификации[править | править вики-текст]

  • Ан-26 — базовая модель, выпускался с 1968 года.
  • Ан-26А — самолёт, предназначенный только для посадочного десантирования. В 1971 году переоборудована 1 машина, серийно не строилась.
  • Ан-26Б — гражданский самолёт для контейнерных перевозок (1981 год). Построено 116 машин.
  • Ан-26Б «Циклон» — самолёт для борьбы с грозовыми облаками. Отличается оборудованием для рассеивания йодистого серебра и гранул углекислоты. В 1987 году на КиАПО переоборудован 1 самолёт.
  • Ан-26 «Вита» — санитарно-транспортный. В 2001 году для ВВС Украины переоборудован 1 самолёт.
  • Ан-26Д — с двумя дополнительными баками, по заказу ВВС РФ. Построен 1 самолёт в 1996 году.
  • Ан-26БРЛ — самолёт ледовой разведки.
  • Ан-26К — опытный для испытаний прицельной станции «Кайра» МиГ-27.
  • Ан-26 «Нельмо» — самолёт ледовой разведки. Несёт на борту комплекс «Нельмо». В 1990 году на КиАПО переоборудован 1 самолёт.
  • Ан-26П «Прожектор» — опытный для испытания станции лазерной подсветки цели. Отличался узлами подвески высокоточных ракет и бомб. Изготовлен 1 самолёт в 1973 году.
  • Ан-26П — пожарный. Переоборудовано 5 самолётов, но в 1995 году снова переделаны в транспортные машины.
  • Ан-26РТР — самолёт радиотехнической разведки. Переоборудовано 42 самолёта на АРЗ № 308.
  • Ан-26РЭП — опытный самолёт радиоэлектронного противодействия. Отличался станциями постановки активных помех СПС-151 и СПС-153 «Сирень», устройством создания инфракрасных помех АСО-2И-Е7Р. Изготовлен в единственном экземпляре в 1974 году.
  • Ан-26С — салонный вариант.
  • Ан-26 «Сфера» — самолёт для исследования физических свойств атмосферы. В 1991 году переоборудован 1 самолёт для АН Украины.
  • Ан-26Ш — учебный самолёт для первичной подготовки штурманов. Построено 36 машин, поставлялись в штурманские училища ВВС СССР.
  • Ан-26М «Спасатель» — медицинский вариант, переоборудовано 2 самолёта в 1977 году.
  • Ан-26РТ — самолёт ретранслятор, оборудован станцией «Инжир».
  • Ан-26-100 — пассажирский вариант на 43 места. Переоборудовался на авиаремонтных заводах. Причиной переоборудования транспортных самолётов стала выработка ресурса пассажирских Ан-24.
  • Ан-26Б-100 — пассажирский вариант на базе Ан-26Б. Разработан в 1999 году.
  • Ан-26ЛЛ «Стандарт» («Калибровщик»), иначе АН-26КПА или АН-26АЛК — самолёт-летающая лаборатория для проверки работы аэродромного радиотехнического оборудования (РТО). Отличаются установленной аппаратурой: КПА-ЭС «Стандарт» или АСЛК-75 «Стандарт-2Р». С 1986 года переоборудовано в лаборатории 20 серийных машин. Самолёты востребованы и используются для планового облёта РТО всех действующих аэродромов, замены пока нет.
  • Ан-30 (1974 г.) — самолёт для проведения аэрофотосъемки, по классификации НАТО «Clank»;
  • Ан-32 (1977 г.) — вариант самолёта Ан-26 с ТВД увеличенной мощности, созданный для применения в условиях высокогорья и жаркого климата, по классификации НАТО «Cline». Имеется несколько модификаций.
  • Y-7H (Y-14-100) — китайский вариант Ан-26.
  • Y-7H-500 — китайский гражданский транспортный самолёт. Разработан в 1992 году. Выпускается на Сианьском авиазаводе

Катастрофы и инциденты[править | править вики-текст]

С 26 мая 1975 года по 14 июля 2014 года по неофициальным зарубежным данным было потеряно 125 самолётов Ан-26. В катастрофах погибло 1277 человек.[3]

Литература[править | править вики-текст]

  • А. С. Альбац, В. Г. Бабий, А. В. Баркар и др. Самолёт Ан-26, Техническое описание / А. Я. Белолипецкий. — 2-е изд. — Москва: Авиаэкспорт, 1970. — 302 с. — (Книга 2, Конструкция самолёта).
  • А. А. Комаров, В. П. Рычка, П. Н. Мамошин. Устройство и лётная эксплуатация самолёта Ан-26 / Г. Д. Журавлёва. — Москва: Транспорт, 1987. — 189 с. — 14 000 экз.

Примечания[править | править вики-текст]

Эксплуатировался, как минимум, ЮТ-эйр-экспрес в 2008 году

Ссылки[править | править вики-текст]