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.