Описание основных комплексов самолёта

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным стреловидным крылом и Т-образным хвостовым оперением. Крыло состоит из центропланной части, выполненной как единое целое с фюзеляжем, внутренних консолей и внешних консолей. Центропланная часть расположена поверх фюзеляжа (это позволило сохранить неизменным сечение грузовой кабины), что потребовало применения развитого зализа, обеспечивающего плавное сопряжение. К внутренним консолям крепятся четыре пилона двигателей.

Высокопланное расположение крыла с подвеской двигателей на пилонах снизу и Т-образное оперение позволили получить такой характер изменения коэффициента продольного момента самолета m_z=f(a), при котором обеспечивается продольная устойчивость самолета до больших углов атаки (при малых числах М до углов атаки 20...22°, а при выпущенных закрылках и предкрылках на максимальный угол до 24...26⁰). Благодаря этому обеспечена безопасность полета на эксплуатационных углах атаки, особенно при взлете и посадке, а также при полетах на больших высотах, где используются повышенные углы атаки.

Размещение двигателей под крылом на вертикальных пилонах при схеме высокоплан обеспечивает достаточно большое их расстояние от земли (не менее 2,5 м). Вследствие этого создаются нормальные условия эксплуатации двигателей на режиме положительной тяги при взлете и посадке, а также при использовании реверсивной тяги на пробеге при посадке и прерванном взлете до скорости 50 км/ч, а в случае необходимости и до полной остановки самолета.

Крыло самолета выполнено из скоростных профилей ЦАГИ, обладающих хорошими несущими свойствами при сравнительно малом лобовом сопротивлении вплоть до максимальных скоростей полета. Геометрическая крутка крыла равна минус 3°. По форме в плане крыло трапециевидное с углом умеренной стреловидности 25° (по 1/4 хорд), углом поперечного V минус 3°, удлинением 8,5 и площадью по базовой трапеции, 300 м². Выбранное таким образом крыло позволяет при сравнительно большой крейсерской скорости получить большие значения коэффициента, подъемной силы в области малых скоростей и обеспечит получение заданных взлетно-посадочных характеристик при принятой системе механизации.

Крыло самолета состоит из центроплана, двух средних и двух отъемных частей. Средняя часть крыла (СЧК) имеет наплыв, увеличивающий его эффективную площадь. На каждой СЧК снизу установлены на пилонах по две гондолы двигателей, секции предкрылка с углом отклонения 25°, на задней кромке внутренняя секция трехщелевого раздвижного и выдвижного закрылка с углом отклонения 43° и четыре секции (две внутренние и две внешние) тормозного щитка с углом отклонения 40°. Благодаря заднему наплыву СЧК стреловидность закрылка и тормозного щитка небольшая, что способствует повышению их эффективности.

На каждой отъемной части крыла (ОЧК) по всей передней кромке установлены три секции предкрылка. На задней кромке установлены внешние секции закрылка с углом отклонения 40⁰, четыре секции (две внутренние и две внешние) гасителей подъемной силы с углом отклонения 20° как в режиме торможения самолета, так и в элеронном режиме работы. Элероны установлены в конце ОЧК и отклоняются вверх на 28°, а вниз на 16°. Для разгрузки штурвала управления в безбустерном режиме каждый элерон имеет сервокомпенсатор и триммер. Угол отклонения сервокомпенсатора вверх 30°, а вниз 20° при полном отклонении элерона. Триммер отклоняется вверх и вниз на 15°.

Наличие отрицательной геометрической крутки и аэродинамической задерживает срыв потока в конце крыла до больших углов атаки. Благодаря этим особенностям компоновки крыла обеспечивается продольная и боковая устойчивость и управляемость до больших углов атаки. Такие крайне опасные явления как «подхватывание» самолета, боковая раскачка и срыв самолета, происходят на значительно меньших скоростях и больших углах атаки. Эффективной мерой борьбы с этими опасными явлениями являются гасители боковых колебаний самолета (демпферы крена и рыскания).

Обратное V крыла минус 3° понижает степень поперечной устойчивости самолета, что обеспечивает боковую устойчивость до больших углов атаки.

Хвостовое оперение – Т-образное, однокилевое, свободнонесущее с углом аэродинамической стреловидности стабилизатора 30°, киля 38°. Выбранная схема обусловлена стремлением вывести горизонтальное оперение из зоны действия скоса потока от крыла при полностью выпущенной крыльевой механизации. Для обслуживания горизонтального оперения и оборудования, расположенного в киле, в кессонной части киля вдоль заднего лонжерона имеется вертикальный лаз с выходом на горизонтальное оперение через люк.

Стабилизатор управляемый. Угол установки стабилизатора относительно строительной горизонтали фюзеляжа колеблется от плюс 2° до минус 8°. Руль высоты отклоняется вверх на 21°, а вниз на 15°. Продольная балансировка самолета на всех режимах (этапах) полета обеспечивается перестановкой стабилизатора, а необходимый маневр по перегрузке – отклонением руля высоты. В случае изменения продольной балансировки самолета с углом отклонения руля высоты более ±2° при включенной системе автоматического управления (САУ) перебалансировка самолета производится автоматически путем изменения угла установки стабилизатора. При выключенной САУ соответствующую перестановку стабилизатора в этом случае производит пилот. Угол установки стабилизатора на взлете зависит от полетного веса и центровки самолета и определяется по специальному графику. Киль установлен в плоскости симметрии самолета. Руль направления отклоняется на угол ±27°.

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический полумонокок с усиленным продольным и поперечным набором по границам больших вырезов и в местах крепления к фюзеляжу других агрегатов. По бортам фюзеляжа расположены обтекатели, в которые убираются основные опоры самолета.

Проектирование хвостовой части фюзеляжа с большим грузовым наклонным люком стало одной из основных проблем при разработке самолета. Создание заднего наклонного грузового люка, обеспечивающего возможность сброса тяжелых крупногабаритных грузов на платформах методом парашютного срыва, потребовало обеспечить высоту грузового люка в свету (по полету), близкую к высоте грузовой кабины.

В результате анализа компоновок фюзеляжей различных военно-транспортных самолетов для Ил-76 была выбрана такая конфигурация хвостовой части фюзеляжа, которая обеспечивала свободную и быструю загрузку самолета со стороны хвоста, а также свободный выход грузов при их парашютном десантировании.

Проведенные в ЦАГИ исследования по сбросу с помощью парашютов высокогабаритных грузов на платформах показали возможность уменьшения высоты проема грузового люка в зоне концов створок с 3,4 до 3,0 м, благодаря чему была увеличена строительная высота силовых элементов хвостовой части фюзеляжа, на которых крепится киль.

Для обеспечения необходимой прочности хвостовой части фюзеляжа пришлось сделать специальную жесткость (верхний замкнутый контур), опирающуюся на боковые бимсы - усиленные продольные элементы коробчатого сечения, ограничивающие вырез люка в хвостовой части фюзеляжа.

Грузовой люк закрывается рампой и тремя створками: средней, открывающейся вверх и двумя боковыми лепесткового типа, открывающимися наружу. Благодаря разделению створок грузового люка на небольшие по ширине (среднюю и две боковые), при открытии в полете боковые створки не оказывают заметного влияния на внешнюю аэродинамику фюзеляжа. Кроме того, обеспечивается перемещение задней пары электротельферов за порог рампы. Грузовая рампа является одной из створок грузового люка и служит для его закрытия, для заезда в грузовую кабину техники (при опущенном до земли положении рампы), а также сброса грузов в полете при горизонтальном ее положении.

Грузовая кабина заканчивается вертикальной гермостворкой у конца рампы, что позволило облегчить герметизацию большого грузового люка. Гермостворка в открытом положении занимает горизонтальное положение, освобождая проход для грузов.

Конфигурация носовой части фюзеляжа определилась необходимостью размещения в ней нижней (обзорной) антенны и обеспечения штурману хорошего обзора вниз. Кабина экипажа была разделена на верхнюю, в которой размещаются два пилота, бортинженер и бортрадист, и нижнюю, в которой размещается штурман с комплексом пилотажно-навигационного оборудования. Позади кабины пилотов находится технический отсек с оборудованием, дополнительным откидным сиденьем бортоператора по десантно-транспортному оборудованию и местами для отдыха экипажа.

Кабина экипажа и грузовая кабина самолета Ил-76 герметизированы, имеют наддув до перепада 0,049 МПа (0,05 кгс/см). Благодаря этому до высоты полета 6700 м в кабинах поддерживается нормальное атмосферное давление, а на высоте 11000 м давление в кабинах соответствует высоте полета 2400 м.

Размеры грузовой кабины (длина с грузовой рампой 24,50 м, ширина 3,45 м, высота 3,40 м) обеспечивают возможность перевозки грузов и техники, вписывающихся в стандартный железнодорожный габарит 02-Т с обеспечением проходов для швартовки. Грузовая кабина заканчивается вертикальной откидной гермостворкой, облегчающей герметизацию.

Грузовая рампа служит для закрытия грузового люка, загрузки самолета из кузова автомобиля и сброса грузов в полете (при горизонтальном ее положении), а также для въезда в грузовую кабины техники (при опущенной до земли рампе). Под задним концом грузовой рампы имеется подковообразная пята, на которую рампа упирается в опущенном положении. Имеется четыре подтрапника, служащие для погрузки техники и устанавливаемые вручную.

Титановый пол грузовой кабины, а также рампа снабжены роликовыми дорожками, которые в нерабочем положении убираются в специальные колодцы. Фюзеляж полностью герметизирован. До высоты полета 6700 м в кабинах поддерживается нормальное атмосферное давление, а на высоте 11000 м оно соответствует высоте полета 2400 м. При необходимости грузовую кабину можно разгерметизировать, сохранив герметизацию лишь кабины экипажа. Имеется кислородное и аварийно-спасательное оборудование для десанта.

Шасси — пятиопорное. Передняя опора с четырехколесной тележкой (все колеса с пневматиками 1100x300 мм убираются в фюзеляж поворотом вперед. Четыре основные опоры (также с четырехколесными тележками, имеющими пневматики 1300x480 мм) установлены попарно с каждой стороны фюзеляжа и убираются в обтекатели при помощи механических соединительных тяг с разворотом колес вокруг стойки на 90 град. Оси передней пары поворачиваются внешними концами вперед, а задней пары — внешними концами назад. Створки отсеков шасси открываются только в момент прохода колес при их уборке и выпуске. Это исключает попадание в отсеки воды, снега и грязи при движении самолета по аэродрому. Колеса передней опоры могут поворачиваться на угол +/ — 50 град., что обеспечивает разворот самолета на полосе шириной 40 м.

Силовая установка самолета состоит из четырех двигателей Д-30КП. Двигатель Д-30КП (см. рис.) турбореактивный, двухконтурный, с двухкаскадным компрессором и смещением газовых потоков наружного и внутреннего контуров.

Схема двигателя Д-30КП: 1 – компрессор низкого давления, 2 – компрессор высокого давления; 3 – камера сгорания; 4 – турбина высокого давления; 5 – турбина низкого давления, 6 – камера смешения, 7 – реактивное сопло.

Компрессор двигателя двухкаскадный, осевого типа. Первый каскад низкого давления (1) – трехступенчатый, с первой сверхзвуковой ступенью, приводится во вращение четырехступенчатой турбиной низкого давления (5). Второй каскад высокого давления (2) – одиннадцатиступенчатый с поворотными лопатками входного направляющего аппарата приводится во вращение двухступенчатой турбиной высокого давления (4). Роторы первого и второго каскада вращаются против часовой стрелки с разной частотой вращения. Степень повышения давления воздуха в компрессоре – 19,45 (первый каскад – 2,08, второй – 9,35).

Камера сгорания (3) трубчатокольцевого типа с двенадцатью жаровыми трубами.

Турбина двигателя осевого типа, реактивная, шестиступенчатая, состоит из двух турбин. Первая турбина (4) – высокого давления (в.д.), двухступенчатая, диски, сопловые и рабочие лопатки охлаждаются воздухом. Вторая турбина (5) – низкого давления (н.д.), четырехступенчатая, с охлаждаемыми дисками.

Реверсивное устройство створчатого типа, с двумя наружными боковым створками, предназначено для получения обратной тяги, для управления положением створок имеет автономную гидравлическую систему.

Реактивное сопло (7) дозвуковое, нерегулируемое, выполненное как одно целое с камерой смещения 6 потоков внутреннего и внешнего контуров.

Управление каждым двигателем осуществляется рычагом управления (РУД), сблокированным с рычагом управления реверсом тяги (РУР) и рычагом останова (РОД).

Двухвальная схема двигателя улучшает его эксплуатационные данные, расширяет диапазон устойчивой работы, улучшает приемистость и облегчает запуск. Двухконтурная схема двигателя обеспечивает экономичность на всех режимах и условиях полета в результате снижения удельного расхода топлива. Степень двухконтурности двигателя – отношение расхода воздуха, через наружный контур к расходу воздуха через внутренний контур – на взлетном режиме равна 2,33.

Для улучшения посадочных характеристик и характеристик прерванного взлета все двигатели оборудованы системой реверсирования тяги. Каждый двигатель Д-30КП создает на взлетном режиме тягу 12000 кгс (4 двигателя – 48000 кгс) на скорости, равной нулю в стандартных условиях. Наличие четырех двигателей с большой тягой обеспечивает хорошие взлетные характеристики самолета. При отказе одного двигателя обеспечивается безопасность продолжения взлета на трех, а также продолжение горизонтального полета на высоте не менее 8000 м при полетном весе 160 т. При отказе двух двигателей обеспечивается возможность продолжения полета на высоте не менее 3000 м при полетном весе 160 т и безопасная посадка на ближайшем аэродроме.

Имеется ВСУ ТА-6, служащая для запуска основных двигателей, электроснабжения и кондиционирования воздуха на стоянке. Расположение двигателей на пилонах под крылом позволило унифицировать силовую установку самолета Ил-76 и сделать двигатели с гондолами взаимозаменяемыми.

Топливная система самолета Ил-76 отличается высокой надежностью работы, простотой в эксплуатации и обеспечивает бесперебойное питание двигателей топливом на всех возможных режимах полета. Топливо размещается в кессонных баках крыла, разбитых по числу двигателей на четыре группы. В каждой группе баков имеется расходный отсек, из которого топливо подается к двигателю. Работа топливной системы, в том числе управление насосами перекачки топлива в расходные отсеки, осуществляется автоматически, без дополнительных переключений баков в процессе выработки топлива.

Система управления полётом – жёсткая, с гидравлическими усилителями во всех каналах, допускающая, в случае необходимости, переход на ручное управление. Привод рулей и элеронов осуществляется с помощью автономных рулевых машинок, объединяющих в одном агрегате гидроусилитель и гидравлическую насосную станцию с баком и электроприводом.

Одной из основных особенностей системы управления самолетом Ил-76 является возможность перехода с бустерного управления на ручное, что потребовало при проектировании решения сложных технических задач для самолета таких больших размеров, обладающего к тому же достаточно высокой скоростью полета. Такое решение позволило иметь минимальное резервирование бустерного управления, что обеспечило управление самолетом при посадке в случае отказа всех двигателей и, таким образом, значительно повысило безопасность полета. Другой особенностью системы управления является применение автономных рулевых машин, объединяющихся в одном агрегате бустер и гидравлическую насосную станцию (с баком и электроприводом), что дало возможность повысить надежность системы управления (благодаря отказу от широкоразветвленной централизованной гидросистемы для питания бустеров), а также значительно упростить обслуживание и ремонтоспособность системы в аэродромных условиях. Механические проводки системы управления (кроме руля направления) дублированы и выполнены в виде жестких тяг, проложенных по обоим бортам фюзеляжа с обеспечением их разъединения в случае заклинивания одной из них.

Другое оборудование: Эффективность военно-транспортного самолета во многом определяется совершенством и универсальностью комплекса бортового десантно-транспортного оборудования. В связи с этим в ОКБ были проведены принципиально новые конструкторские проработки по комплексу бортового десантно-транспортного оборудования, в которых основное внимание было уделено обеспечению легкости его эксплуатации экипажем, особенно при автономной эксплуатации самолета в отрыве от своей базы.

Разработанный для Ил-76 комплекс бортового десантно-транспортного оборудования не только значительно расширил номенклатуру перевозимых грузов, в том числе длинномерной и крупногабаритной техники и стандартных сухопутно-морских контейнеров международного образца, но и обеспечил их быструю погрузку-разгрузку без применения специального наземного оборудования. Все это качественно повысило эффективность транспортных перевозок на Ил-76, особенно при эксплуатации самолета на необорудованных аэродромах в отдаленных районах страны. Комплекс бортового десантно-транспортного оборудования, установленный на самолете, был испытан в реальных условиях и получил положительную оценку.

Проработка вариантов погрузки грузов и техники с помощью грузовых лебедок и электротельферов показала, что для самолета Ил-76 наиболее целесообразной является комплектация двумя тяговыми грузовыми лебедками, расположенными у передней стенки грузовой кабины, и четырьмя грузоподъемными электротельферами, по два с каждого борта, что обеспечило самолету высокую оснащенность погрузочными средствами, маневренность при их использовании и автономность при работе на необорудованных аэродромах.

Перевозка на Ил-76Т сухопутно-морских контейнеров международного образца, которые не предназначены для транспортировки самолетами, обеспечивается благодаря наличию на самолете четырех электротельферов, возможности выдвижения задних электротельферов за порог рампы более чем на 5,6 м и большой высоте грузовой кабины, достаточной для подъема контейнеров электротельферами с полуприцепа-контейнеровоза и перемещения их внутрь грузовой кабины.

Применение четырех переставляемых по ширине рампы подтрапников дает возможность обеспечить широкий диапазон образования грузовых дорожек для въезда техники с различной колеей, а система их механизированной уборки - выпуска резко сокращает время погрузочно-разгрузочных работ и исключает ручной труд на их установку и снятие.

Особенностью способа погрузки высокогабаритной самоходной техники с подъемом ее грузовой рампой является то, что техника въезжает по наклонным подтрапникам и рампе до момента, когда ее колесный (гусеничный) ход будет находиться целиком на рампе, а между потолком кабины и техникой имеется безопасный зазор. В этом положении техника пришвартовывается к рампе, которая поднимается до выравнивания ее с линией грузового пола кабины. После этого техника расшвартовывается и продвигается в грузовую кабину. Этот способ успешно применяется на самолете Ил-76, благодаря чему обеспечивается загрузка техники высотой до 3,35 м.

При погрузке длинномерной и высокогабаритной техники рампа приподнимается и устанавливается в положение с углом наклона к земле около 6, на нее навешиваются подтрапники, соединенные последовательно, с установкой между ними дополнительных опор. Угол въезда по подтрапникам и рампе при этом также близок к 6. Благодаря малому углу въезда длинномерная техника своей носовой частью не упирается в потолок грузовой кабины и проезжает в нее с безопасным зазором. Такой способ погрузки длинномерной техники позволил загружать и перевозить на Ил-76 большую номенклатуру длинномерной техники и выполнять операции по погрузке-выгрузке длинномерной и высокогабаритной техники на необорудованных аэродромах без применения эстакад, трайлеров и других наземных средств погрузки, которых практически нет ни в Вооруженных силах, ни на практически большинстве гражданских аэропортов.

Для десантирования личного состава также впервые было создано специальное оборудование. Главной целью при создании такого оборудования было сокращение времени при переводе его из походного в рабочее положение. Оборудование состоит из бортовых и секций центральных сидений, тросов для принудительного раскрытия парашютов, разделителей и прерывателей потоков парашютистов и бортовых защитных полотнищ, защищающих десантников от воздушного потока на рампе. Троса ПРП установлены на борту самолета таким образом, что раскрытие стабилизирующих парашютов десантников происходит в проеме грузового люка, но вне рампы, что позволяет исключить возможные зацепы или порывы стабилизирующих устройств. Боковые двери при десантировании парашютистов защищают их от набегающего потока и позволяют безопасно покинуть самолет. Благодаря уникальной аэродинамике самолета скорость десантирования личного состава находится в пределах 260-400 км/ч, что создает более комфортные условия десантирования за счет снижения динамических нагрузок на десантников.

В посадочном варианте личный состав может перевозиться как в однопалубном варианте на бортовых и секциях центральных сидений, так и в двухпалубном варианте с добавлением второй палубы. На второй палубе личный состав размещается на сидениях, размещенных в два ряда вдоль бортов.

Оборудование самолета в санитарном варианте представляет собой секции санитарных стоек, в каждой из которых закрепляется три яруса санитарных носилок. Основным принципом этого оборудования также является обеспечение минимального времени монтажа этого оборудования силами экипажа самолета.

В состав электронного бортового оборудования самолета Ил-76 входят:

- навигационная РЛС (под кабиной штурмана),

- метеорологическая РЛС (в носу),

- БЦВМ.

Военные модификации самолета Ил-76 несут следующее вооружение:

две пушки ГШ-23Л (23 мм) в кормовой установке, унифицированной с бомбардировщиком Ту-95МС. В грузовом отсеке могут размещаться бомбы сверхбольшой мощности (калибром до 10000 кг), сбрасываемые парашютным способом.