Ан-128

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Ан-128
Aircraft An-128.webp
вариант Ан-128-100
Тип пассажирский самолёт
Разработчик Украина КБ Антонов
Первый полёт не состоялся
Статус проект остановлен
Единиц произведено малый макет
Базовая модель Ан-28 и Ан-38

Ан-128 — остановленный проект лёгкого пассажирского самолёта, находившийся в разработке с 2000 по 2003 годы. В 2010 году предполагалось продолжить данный проект.[1]

История[править | править код]

Предполагались два варианта самолёта с реактивным и винтовым двигателями. Разработка началась в 2000 году по заказу правительства Ливии и встречи П. В. Балабуева с М. Каддафи, однако после нескольких лет безрезультатных переговоров и консультаций с Alenia Aeronautica была прекращена. При этом, как сообщили УНИАН в пресс-службе Совета национальной безопасности и обороны, со слов А. П. Клюева, комментируя информацию ГП «Ивченко-Прогресс» — создаваемый двигатель нового поколения АИ-28 (укр.) планировался для перспективных самолётов Ан-128, Ан-168 и Ан-178.[2] Тем не менее, в Ливии продолжили эксплуатировать самолёты De Havilland Canada DHC-6 Twin Otter.

Технические и лётные характеристики[править | править код]

Основные геометрические данные:

  • габариты самолёта, м — длина 15.91, размах крыла 17.58, высота на стоянке 5.22;
  • крыло — площадь 31.08 кв.м., удлинение 9.97, сужение 2.27, стреловидность по 1/4 хорд 3.9 град, поперечное V -3 град, угол установки +3 град;
  • фюзеляж — диаметр 2.3 м, длина 15.24 м, удлинение 6.64;
  • вертикальное оперение — площадь 7.05 кв. м., удлинение 1.21, сужение 1.71, стреловидность по 1/4 хорд 37.14 град, коэффициент статмомента 0.089;
  • горизонтальное оперение — площадь 6.62 кв. м., удлинение 5.58, сужение 2.22, стреловидность по 1/4 хорд 20 град, коэффициент статмомента 0.98;
  • шасси трёхопорное с носовой опорой и одноколёсными стойками, колея 3.3 м, база 5.3 м.
  • вынос двигателя по размаху - 3.2 м, диаметр винта (для Ан-128 с ВК-1500) — 2.65 м.

Основные веса:

  • максимальный рулёжный — 9650 кг.
  • максимальный взлётный — 9600 кг.
  • максимальная платная нагрузка — 2100 кг.
  • максимальный запас топлива — 2400 кг.

Основные ЛТХ:

  • крейсерская скорость, км/ч - максимальная 505 (-128) и 705 (-128-100), максимальной дальности 435 (-128) и 645 (-128-100);
  • максимально допустимое число М — 0.53 (-128) и 0.7 (-128-100);
  • крейсерская высота, м — 7600 (-128) и 9100-10600 (-128-100);
  • практическая дальность, км — с максимальной нагрузкой 1140 (-128) и 1120 (-128-100), с 21 пассажиром по 90 кг 1410 (-128) и 1380 (-128-100) и с максимальным топливом 2520 + 11 пассажиров (-128) и 2190 + 13 пассажиров (-128-100);
  • расход топлива — 0.87 (-128) и 0.92 (-128-100) кг/км или 41.4 (-128) и 43.7 (-128-100) г/пасс. на км;
  • потребная длина ВПП — 1200 (-128) и 1400 (-128-100).

Экипаж — два лётчика и бортпроводник.

См. также[править | править код]

Литература[править | править код]

Примечания[править | править код]

Ссылки[править | править код]