Многофункциональный самолёт С-80 разрабатывается в конструкторском бюро «Сухой» с 1988 года. Он был предназначен для:
- перевозки пассажиров и грузов на коротких воздушных линиях;
- медицинской эвакуации с бортовой медицинской помощью;
- патрулирования на расстоянии 322 км) прибрежных экономических зон;
- парашютная подготовка и практические прыжки с парашютом;
- переброска воздушно-десантных войск;
- транспортировка военных грузов;
- лесная служба;
- аэрофотосъемка, картографирование и геологическая съемка;
- ледовая разведка.
К этому самолету предъявлялся ряд требований:
- безопасность полетов, включая условия ППП;
- высокая экономическая эффективность;
- большая дальность полета 3000-4000 км;
- возможность полета на высоте от 50 до 7000 м;
- возможность эксплуатации с грунтовых и необорудованных аэродромов;
- комфорт для пассажиров.
Проектные работы, в том числе анализ эффективности самолета, выявили множество преимуществ самолета:
- более высокая безопасность, в первую очередь благодаря аэродинамической конструкции самолёта;
- высокие взлётные и посадочные характеристики благодаря эффективным подъёмным устройствам, аэродинамическим профилям крыла и аэродинамической конструкции;
- большая дальность полёта благодаря высокому удельному расходу топлива и низкому удельному расходу топлива;
- высокий уровень комфорта благодаря герметичной кабине, эффективной защите от тепла и шума, а также использованию малошумных пропеллеров;
- автономная работа благодаря бортовой вспомогательной силовой установке; упрощенная перестройка самолета благодаря модульной конструкции фюзеляжа;
- расширенные возможности полета по ПВП благодаря метеорологическому радару и эффективному навигационному оборудованию.
К сожалению, результаты испытаний в аэродинамической трубе не оправдали ожиданий конструкторов. У них возникли большие трудности с максимальным коэффициентом подъемной силы и проблемой устойчивости и управляемости двухконтурного самолета при углах атаки, близких к взлетному. Кроме того, конструкторы не смогли создать самолёт, вес которого соответствовал бы расчётной массе. Вес пустого самолёта был значительно больше прогнозируемого значения.
Двигатели Walter M601 E, которыми должен был оснащаться самолёт, повлияли на решение изменить первоначальную аэродинамическую конструкцию. Взлётной мощности было недостаточно для обеспечения требуемых характеристик взлёта и посадки. По этим причинам был разработан альтернативный лёгкий многоцелевой самолёт, получивший обозначение С-80M.
Компания «Сухой» предложила ряд модификаций базовой модели С-80.
Среди них были следующие:
С-80ПС — для пассажирских и грузовых перевозок
С-80TC — для использования в качестве лёгкого транспортного самолёта
С-80A — оптимизированный для оказания медицинской помощи
С-80Ф — оптимизированный для поиска рыбы
С-80ПТ — оптимизирован для патрулирования
С-80 был спроектирован с учётом относительно высокой рабочей скорости и характеристик взлёта и посадки. С появлением С-80M проект С-80 был закрыт.
Конструктивно планер С-80 представлял собой систему поперечных балок. Это обеспечивало лёгкую, эффективную конструкцию с достаточным запасом прочности.
Фюзеляж: цельнометаллический полумонококовый состоял из кабины экипажа, пассажирской кабины и хвостового отсека.
Кабина экипажа имела большое количество остекления, что обеспечивало хорошую видимость вперёд и по бокам во время захода на посадку и полётов на малых высотах. Поперечное сечение фюзеляжа, образованное круговыми дугами, обеспечивало герметичную кабину с минимальным весом. Оно также обеспечивало большой внутренний объём для комфорта пассажиров. Две консоли, расположенные по левую и правую стороны фюзеляжа, имели двигатели в передней части и крепились на кормовых концах к прямоугольному хвостовому оперению. Передняя часть фюзеляжа включала в себя обтекатель радиатора, различное оборудование и кабину пилота с дверью на задней стенке между креслами пилотов. Метеорологический радар, блоки управления и компьютеры были установлены в переднем обтекателе вместе с нишей передней стойки шасси с откидными дверцами. Средняя часть фюзеляжа состояла из задней кабины пилота и грузовой или пассажирской кабины. В зависимости от конфигурации самолёта в кабине можно было перевозить различную полезную нагрузку. В пассажирском салоне были окна с двойным остеклением. Средний фюзеляж был герметичным, с герметичной переборкой и входной дверью в задней части.
Там было два аварийных люка, один с левой стороны, а другой — в потолке фюзеляжа, для экстренного покидания самолёта в случае посадки на воду. В задней части фюзеляжа размещалось дополнительное оборудование. В нижней части был откидной трап, который также служил дверью люка. В хвостовом отсеке на стойках, закрытых панелями, размещалось радиоаппаратура, пилотажное и навигационное оборудование, а также багажное отделение с правой стороны.
Задняя часть фюзеляжа могла быть модифицирована отдельно по желанию заказчика. На передних секциях продольных балок находились мотогондолы с двигателями и пятилопастными воздушными винтами. В средних секциях балок находились встроенные топливные баки, в которых хранилась основная часть топлива. На правой балке была установлена вспомогательная силовая установка. Блоки системы кондиционирования воздуха, блоки гидравлической системы и блоки радиооборудования были установлены в левой стойке. Крыло: два тандемных крыла с большим удлинением были установлены на верхней части фюзеляжа и на продольных стойках. Оба крыла были оснащены устройствами для увеличения подъёмной силы. Заднее, основное крыло имело большую площадь. На нём также были установлены элероны, автоматические закрылки и спойлеры. Оба крыла имели одинаковую двухлонжеронную конструкцию с поперечным и продольным каркасом.
Центральная секция крыла представляла собой прямоугольную конструкцию с торсионным каркасом. Она крепилась к фюзеляжу в восьми точках крепления крыла. Торсионные блоки центральных секций крыла представляли собой встроенные топливные баки.
Специальные секции крыла были использованы для обеспечения обтекания крыла без использования передних кромок, обеспечивающих высокую подъемную силу, и для получения высокого сбалансированного коэффициента подъемной силы. Конструкция триплана позволяла выполнять тримминг в широком диапазоне положений рулевой колонки и условий полета. Концы крыла были оснащены законцовками для улучшения аэродинамического качества. Воздушный поток от пропеллера над крылом обеспечивал увеличение подъёмной силы и сокращал взлётную дистанцию. Хвостовое оперение: вертикальные стабилизаторы с двумя килями и высокорасположенный горизонтальный стабилизатор располагались в воздушном потоке от пропеллера, что улучшало управление по курсу, особенно на низкой скорости.
Шасси: самолёт имел трёхопорное шасси с передним колёсом, убирающимся вперёд. Стойки основных опор убирались назад, внутрь обтекателей по бокам нижней части фюзеляжа. Для обеспечения большей безопасности в случае аварийной посадки стойки основных опор убирались не полностью. По этой же причине, а также для обеспечения эксплуатации самолета с грунтовых взлетно-посадочных полос с низкой прочностью грунта, стойки основных шасси были оснащены широкими шинами. Колеса имели дисковые тормоза с противоскользящим покрытием. Размер шин передней стойки шасси составлял 500 x 180 мм, а размер шин основной стойки шасси составлял 660 x 200 мм
Силовая установка: Силовая установка состояла из двух турбовинтовых двигателей Walter M601 E чешского производства мощностью 809 л. с. (603 кВт) каждый. Каждый из них имеет диаметр 2,3 м, пятилопастный винт изменяемого шага, правый по вращению, и вспомогательные двигатели. Зазор между гребным винтом и фюзеляжем 500 мм обеспечивает низкий уровень шума в кабине пилота и в пассажирской кабине. Поздняя версия С-80 должна была приводиться в движение парой турбовинтовых двигателей ТВД-1500 производства Рыбинского завода.
В своё время компания General Electric согласилась установить свой турбовинтовой двигатель CД на С-80. Между General Electric и «Рыбинскими моторами» было достигнуто соглашение о ремонте, капитальном ремонте и поддержке. Мощность CT7 составляет 1870 л. с. (1395 кВт).
Топливо хранилось в восьми встроенных баках, по четыре с каждой стороны. Они были установлены в крыльях и в каждой продольной балке. Конструкторы изучали возможность использования различных видов топлива, таких как дизельное топливо, керосин или бензин, чтобы повысить универсальность самолёта.
Продолжение следует….
Поддержите канал-поставьте лайк.