Авиация и Время 1996 № 4 (18)

Через 20 с после начала взлета на скорости 220 км/ч были включены оба ускорителя, а еще через 6 сек отключен левый двигатель. Однако воздушный винт, перешедший на режим авторотации, автоматически не зафлюгировался. Экипаж не смог рулями парировать прогрессирующие крен и скольжение. На удалении 1850 м от места старта самолет с левым креном 70-80’ столкнулся с землей и взорвался. Погибли все члены экипажа: А.Ф.Митронин (командир), А.М.Цыганков (второй пилот), В.Н.Попов (штурман-испытатель), П.С.Мельниченко (бортрадист), Н.А. Петрашенко (бортмеханик), Б.Л.Склярский (инженер-экспериментатор), Г.С.Карпинский (инженер-экспериментатор). Это была первая катастрофа в ОКБ. Работы по Ан-8РУ не возобновлялись.

Среди нереализованных проектов в наибольшей степени был проработан пассажирский вариант самолета, имевший обозначение "Н". Эта машина разрабатывалась одновременно с базовым транспортно-десантным самолетом "П" согласно тем же постановляющим документам. Самолеты отличались только конструкцией фюзеляжа: пассажирский вариант имел удлиненный герметичный фюзеляж круглого поперечного сечения, в котором размещались 57 пассажиров или 30-46 - в условиях повышенного комфорта. Примечательно, что кресла в салоне устанавливались спинками вперед, что повышало безопасность пассажиров во время аварийной посадки.

Предусматривалась возможность переоборудования этого самолета в транспортный с максимальной грузоподъемностью 7700 кг. Поэтому в хвостовой части фюзеляжа имелся грузолюк, используемый в пассажирском варианте для загрузки багажа.

По расчетам самолет "Н" имел следующие основные ЛТХ: максимальная скорость 650-700 км/ч; дальность полета (с нагрузкой 4 т) 3500 км; потолок 9000-11000 м; длина разбега/пробега 650 м; максимальная взлетная масса 39 т.

Работы по машине были прекращены на стадии натурного макета. Определенную роль в этом сыграл Н.С.Хрущев, в то время первый секретарь ЦК КПСС, который, ознакомившись летом 1955 г. с макетом изделия "Н", высказал пожелание разработать для большей безопасности 4-двигательный пассажирский самолет.

В периоде 1959 по 1964 гг. разработаны в объеме эскизного проекта следующие модификации Ан-8: противолодочный (Ан-8М), учебно-штурманский (Ан-8Ш) и поисково-спасательный (Ан-8ПС).

Ан-8М разрабатывался по Постановлению СМ СССР от 20 июня 1958 г.

Самолет предназначался для поиска, обнаружения и уничтожения подводных лодок. С этой целью Ан-8М должен был быть оснащен специальной аппаратурой и вооружен глубинными бомбами, для сброса которых предусматривались бомболюки в грузовом полу. В экипаж самолета вводился оператор, обслуживающий поисковую аппаратуру.

Работы по Ан-8111 проводились согласно Постановлению СМ СССР от 18 марта 1959 г. Ан-8Ш - самолет для группового обучения самолетовождению курсантов и штурманской тренировки летного состава в строевых частях. В грузовом отсеке планировалось разместить 18 дополнительных рабочих мест: 16 из которых - для обучаемых, а 2 - для штурманов-инструкторов.

Ан-8ПС, проектирование которого проводилось в соответствии с Постановлением СМ СССР от 31 июля 1959 г., предназначался для обнаружения и оказания помощи людям, терпящим бедствие на море или в труднодоступной местности. В различных вариантах самолет мог оказать помощь от 240 до 675 пострадавшим. Решение этой задачи предполагалось осуществлять путем парашютного десантирования спасательных команд, плавсредств, продовольствия, медикаментов и т.д.

Создание "восьмерки" определило главное направление дальнейшей деятельности антоновского ОКБ - разработка специализированных транспортных самолетов. За Ан-8 последовали более крупные "летающие киты": Ан-12, Ан-22, Ан-124 и Ан-225.

Ан-8РУ взлетает с использованием пороховых ускорителей

Испытательный полет Ан-8 (зав. № 9340305) с зафиксированным левым винтом. Командир экипажа В.Н.Давыдов. Лето 1959 г.

Ан-8 успешно эксплуатировался и с грунтовых аэродромов

Ан-8 - свободнонесущий высокоплан цельнометаллической конструкции. Экипаж самолета состоит из 6 человек: двух летчиков, штурмана, бортрадиста, бортмеханика и кормового стрелка.

Фюзеляж полумонококовой конструкции из Д16Т. Поперечное сечение центральной части фюзеляжа - со скругленными нижними углами и закругленной верхней частью. Каркас состоит из 71 шпангоута Z-образного сечения и 90 стрингеров. Конструктивно разделен на 4 отсека: передний герметичный отсек, где размещены кабины штурмана, пилотов и сопровождающих; негерметичные грузовой и люковый отсеки; герметичный кормовой отсек с кабиной стрелка. Пол и борта пилотской кабины в зоне рабочих мест летчиков оснащены броней марки АПБЛ-1 толщиной 8 мм. Кресла летчиков имеют 16-мм бронеспинки и 25-мм бронезаголовники.

Крыло - трапециевидное, двухлонжеронное из Д-16Т. Конструктивно состоит из центроплана и отъемных частей: двух средних и двух консольных. Угол установки крыла +4º, крутка отсутствует. Поперечное "V" (по задней кромке) - 0\ Между лонжеронами крыла расположены мягкие топливные баки: 16 - в средних частях и 4 - в центроплане. Каждая средняя часть крыла оборудована двухщелевым закрылком с дефлектором, консольная - двухсекционным элероном с сервотриммером. Углы отклонения закрылков: 25º на взлете и 45º на посадке. Элероны оснащены системой стопорения. .

Оперение - палубное, однокилевое. Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора, углы поперечного "V" и установки которого - 0º, и руля высоты. Вертикальное оперение образовано килем, форкилем и рулем направления. Рули имеют аэродинамическую компенсацию и 100% весовую балансировку, оснащены триммерами и системой стопорения. PH оборудован пружинным сервокомпенсатором.

Шасси состоит из передней двухколесной опоры и двух основных опор с четырехколесными тележками. Колеса основных опор - типа КТ-54 (950x350 мм, тормозные), передней - типа К2-92 (900x300 мм, нетормозные). Низкое давление в пневматиках колес (передние - 5,0 кгс/кв.см, основные - 5,2 кгс/кв.см) позволяет эксплуатировать самолет на грунтовых аэродромах. Опоры шасси убираются назад по полету: передняя - в фюзеляж, основные - в обтекатели. Передняя опора - поворотная на угол ±35’.

Силовая установка включает два ТВД АИ-20Д максимальной мощностью по 5180 э.л.с. с четырехлопастными флюгерными винтами АВ-68Д левого вращения, диаметром 5 м. Привод изменения шага винта - гидравлический. Топливная система разделена на левую и правую части (по 5 групп баков, объединенных трубопроводами кольцевания). Суммарная емкость баков -13080 л. Топливная система оборудована автоматикой расхода топлива и системой нейтрального газа. Самолет оснащен системой пожаротушения.