Aeritalia CN.235 Военно-транспортный самолет

Aeritalia CN.235 Военно-транспортный самолет

Разработан консорциумом Airtech, в который вошли авиастроительные компании CASA (Испания) и Industri Pesawat Terbang Nusantara (Индонезия). Первый полет опытного образца состоялся в мае 1981 года, первого серийного самолета — 11 ноября 1983 г. в Испании и 30 декабря 1983 г. в Индонезии.

Фирма CASA (Construcciones Aeronauticas SA) производит переднюю и среднюю части фюзеляжа, центроплан крыла и мотогондолы, фирма IPTN (Industri Pesawat Terbang Nusantara) — хвостовую часть фюзеляжа, оперение и консоли крыла. Сертифицирован в 1986 г. Самолет CN.235 поставлялся в: — Ботсвану (2 CN.235M, Z12 Squadron, авиабаза Molepolole), — Бруней (3 CN.235MPA для Brunei Land Forces; 1 CN.235M для No.4 Squadron, авиабаза Bandar Seri Begawan), — Чили (5 CN.235M-100), — Хорватию, — Колумбию (3 CN.235 для Escuadron de Transporte 711, авиабаза El Dorado, Bogota), — Эквадор (1 CN.235M-100 для 2 Escuadrilla de Transporte и 1 CN.235M для Grupo Aereo 43, Guayaquil ), — Францию (2 CN.235M для эскаддрильи ETOM 00.052 La Tontouta, авиабаза Noumea; 2 CN.235M для эскадрильи ETOM 00.082 Maine, авиабаза Tahiti-Faaa; 11 CN.235M для эскадрильи ET 01.062 Vercors, авиабаза Creil), — Габон, — Индонезию (6 CN.235M-100, 25 CN.235, 3 CN.235-220, 3 CN.235-220MPA, 20 CN.235-110 для Skwadron Udara 2, авиабаза Jakarta/Lanuma), — Ирландию (2 CN.235MPA для Maritime Squadron, авиабаза Baldonnel), — Малайзию (38 CN.235 для Markas Bantuan Udara, 1 Sku, авиабаза Kuching), — Марокко (7 CN.235M для Transport Squadron, авиабаза Kenitra), — Оман, — Пакистан (8 CN.235-220), — Панаму (2 CN.235M), — Папуа Новую Гвинею, — Саудовскую Аравию (10 CN.235M для Royal Flight, No. 1 Squadron, авиабаза King Faisal Air Academy, Al Kharj), — ЮАР (CN.235M-100 для Training Wing, 86 MEFS, авиабаза Bloemspruit), — Южную Корею (более CN.235 для 256th TAS, авиабаза Pusan-Kim Hae), — Испанию (35 CN235 (T.19A/B) для No.351 и No.352 Escuadron, авиабаза Madrid/Getafe), — Таиланд, — Турцию (CN.235 и CN.235MPA для Hava Ulasim, 223 Filo, авиабаза Etimesgut), — ОАЭ (7 CN.235), — Нигерию (20 CN-235), — Иорданию (2 CN.235M-100 для 3 Squadron, авиабаза Ashaheed Mowafaq As-Salti AB).

Конструкция самолета: Свободнонесущий моноплан нормальной схемы, цельнометаллической конструкции с применением композиционных материалов. Крыло — высокорасположенное, прямое, двухлонжеронное, кессонного типа, с прямоугольным центропланом и трапециевиднысми консолями. Панели крыла выполнены из листового дюралюминия химическим фрезерованием. Профиль крыла NACA 653-218. Угол поперечного V консолей крыла -3 град. Угол установки крыла +3 град. Левый элерон оснащен сервотриммером, правый — триммером с электроприводом. Механизация крыла — четыре однощелевых закрылка с гидроприводом. Фюзеляж типа полумонокок. С левого борта за крылом расположена пассажирская дверь-трап размером 1,70 х 0,73 м, с правого борта перед крылом — служебная верь-трап (1,70 х 0,73 м), с правого борта в хвостовой части и с левого борта перед крылом — аварийные выходы (0,92 х 0,50 м). В хвостовой части фюзеляжа имеется откидная рампа; в грузопассажирском варианте самолет может перевозить 18 человек и два контейнера LD-3, в грузовом варианте — четыре контейнера LD-3 или два грузовых поддона P-88 размером 2,24 х 3,17 м. Хвостовое оперение — однокилевое, с низкорасположенным свободнонесущим стабилизатором. Киль и стабилизатор двухлонжеронные, имеется форкиль. Все рули имеют триммеры. Шасси — трехопорное, с передней стойкой. Все стойки рычажного типа, производства фирмы Мессье-Бугатти. Колеса производства фирмы Данлоп, оснащены дисковыми гидравлическими тормозами с автоматами торможения на основных опорах. Передняя стойка управляемая, с одинарным колесом, убирается в носовую часть фюзеляжа вперед, против полета. Основные стойки со спаренными колесами, расположенными в тандем, убираются в обтекатели на нижней части фюзеляжа.

Силовая установка: 2 х ТВД General Electric CT7-9С, максимальная мощность 2 х 1850 л.с. (2 х 1364 кВт). Удельный расход топлива на крейсерском режиме (Н=4570 м) 0,214 кг/л.с.ч (2 х 0,291 кг/кВт*ч). Количество ступеней: осевой КНД — 5, центробежный КВД — 1, ТВД — 2, ТНД — 2. Длина двигателя 1,84 м, максимальная ширина 0,635 м. Вес сухого двигателя 307 кг. Воздушные винты — Hamilton Standard 14RF21, четырехлопастные, изменяемого шага, диаметр 3,35 м, расстояние между осями винтов 7,00 м. Топливо размещается в двух баках-отсеках емкостью по 1040 л в центроплане и в двух баках-отсеках емкостью по 1590 л в консолях крыла. Общий запас топлива 5260 л. Запас масла 14 л.

Системы и оборудование: Система управления безбустерного типа. Гидравлическая система с рабочим давлением 21 МПа, имеет два насоса переменной производительности с приводом от двигателей, используется для управления шасси, закрылками, тормозами колес и грузовым трапом. Электрическая система: два стартер-генератора постоянного тока (28 В, 400 А), три преобразователя переменного тока (115/220 В, 400 Гц), две никелево-кадмиевые аккумуляторные батареи (45 А*ч). Система кондиционирования и наддува производства фирмы Hamilton Standard, обеспечивает максимальное избыточное давление в гермокабине 26 кПа. Самолет оборудован стандартным комплексом пилотажно-навигационного оборудования, а также оснащен автопилотом Collins APS-65 и метеоРЛС Collins WXR-300.

Модификации:

CN.235 — первая серийная модификация с двигателями General Electric CT7-7A (2 х 1700 л.с.).
CN.235-100 — базовая модификация; выпускается в пассажирском и военно-транспортном (рассчитанный на перевозку 48 солдат, или 46 парашютистов, или 24 раненых на носилках и 4 сопровождающих) вариантах.
CN.235M — патрульный самолет для ВМС.
CN.235-200
CN.235-300

Технические характеристики:

Длина самолета — 21,35 м
Высота самолета — 8,18 м
Крыло:
площадь — 59,10 кв.м
размах — 25,81 м
удлинение — 11,27
корневая хорда — 3,00 м
концевая хорда — 1,20 м
относительное сужение — 2,50
площадь элеронов (общая) — 3,07 кв.м
площадь закрылков (общая) — 10,87 кв.м
размах закрылков (общий) — 12,00 м
Фюзеляж:
максимальный диаметр — 2,90 м
длина грузовой кабины — 9,65 м
ширина грузовой кабины — 2,70 м
высота грузовой кабины — 1,90 м
Хвостовое оперение:
площадь стабилизатора — 21,20 кв.м
размах стабилизатора — 11,00 м
площадь рулей высота (общая) — 4,25 кв.м
площадь киля (с форкилем) — 11,10 кв.м
площадь руля направления — 3,96 кв.м
Колея шасси — 3,90 м
База шасси — 6,92 м
Весовые данные:
Масса пустого снаряженного самолета:
в пассажирском варианте — 9400 кг
в грузовом варианте — 8600 кг
Масса полезной нагрузки — 5000 кг
Максимальная масса топлива — 4215 кг
Нормальная взлетная масса — 14400 кг
Максимальная взлетная масса — 16500 кг
Посадочная масса — 14200 кг
Максимальная удельная нагрузка:
на крыло — 279,2 кг/кв.м
на мощность — 4,36 кг/л.с.
Летно-технические характеристики:
Максимальная скорость полета (Н=0 м) — 445 км/ч
Макс. крейсерская скорость полета (H=4575 м) — 452 км/ч
Экономическая крейсерская скорость полета — 389 км/ч
Скорость сваливания:
закрылки выпущены — 156 км/ч
закрылки убраны — 185 км/ч
Максимальная скороподъемность:
с 2 работающими двигателями — 579 м/мин.
с 1 работающим двигателем — 156 м/мин.
Практический потолок:
с 2 работающими двигателями — 7620 м
с 1 работающим двигателем — 4550 м
Дальность полета:
с макс. нагрузкой (V=452 км/ч, H=5485 м) — 600 км
с макс. запасом топлива (V=389 км/ч, 1900 кг груза) — 4720 км
Взлетная дистанция (высота препятствия 10,7 м) — 687 м
Посадочная дистанция (высота препятствия 10,7 м) — 585 м

Источники:
1. Defencetalk.com Информационный сайт
2. Уголок Неба Авиационный сайт