Содержание |
Глава 1
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ
1.1. Конструкция самолета
Самолет представляет собой свободнонесущий высокоплан нормальной
аэродинамической схемы со стреловидным крылом, стабилизатором и рулем высоты,
однокилевым Т-образным вертикальным оперением, пятиопорным шасси и
турбореактивной силовой установкой (рис. 1.1).
Шасси самолета состоит из
четырех основных и одной передней опоры. На каждой опоре установлено по четыре
колеса. Колеса основных опор КТ-158 – тормозные, имеющие размер 1300 480 мм и
давление в шинах 0.45..0.5 МПа, передняя стойка шасси – управляемая, колеса
КТ-159 имеют размер 1100 330 мм и давление в шинах 0.55..0.6 МПа. Шасси
обеспечивают эксплуатацию самолет с бетонных и грунтовых ВПП с удельной
прочностью грунта не менее 60 Н/см2.
Силовая установка самолета представляет
собой четыре двухконтурных реактивных двигателя Д-30КП, оснащенных
реверсивными устройствами и установленных на подкрыльевых пилонах. С 1981 года
на самолетах Ил-76, Ил-76М, Ил-76МД, Ил-76Т, Ил-76ТД устанавливается
модификация двигателя Д-30КП-2. Оба двигателя взаимозаменяемы и допускается их
совместная симметричная установка на одном самолете. На самолетах – лабораториях
устанавливаются двигателя Д-30КП-Л, оснащенные адаптированной к условиям
невесомости масляной системой и дополнительными средствами контроля.
Вспомогательная силовая установка ТА-6А, размещенная в правой гондоле шасси
обеспечивает запуск двигателей в воздухе, питание системы кондиционирования на
земле и питание электросети самолета переменным и постоянным током. Герметичная
часть фюзеляжа разделена на кабину экипажа и грузовую кабину. В кормовой части в
отдельной герметичной кабине размещается стрелок-радист и кормовая пушечная
установка. Кабина экипажа представляет собой двухпалубный отсек: на верхней
палубе размещаются пилоты, бортинженер и бортрадист, на нижней – штурман.
Грузовая кабина оснащена специализированным погрузочно-разгрузочным
оборудованием, обеспечивающим погрузку и разгрузку техники, грузов, их
размещение крепеж и десантирование.
Герметичная и негерметичная отсеки фюзеляжа
разделены гермоперегородкой.
Крыло самолета свободнонесущее трапециевидной формы
(рис. 1.2) выполнено из скоростных профилей ЦАГИ, обладающих хорошими несущими
свойствами при сравнительно малом лобовом сопротивлении. Геометрические размеры
и крутка крыла позволяют при сравнительно большой крейсерской скорости (М=0.77)
обеспечить большие коэффициенты подъемной силы в области малых скоростей и
заданные взлетно-посадочные характеристики при принятой механизации. Крыло
самолета состоит из центроплана, двух средних (СЧК) и двух отъемных (ОЧК)
частей. На передней части СЧК установлены по две секции предкрылков, а на
задней – внутренняя секция трехщелевого выдвижного закрылка и по четыре секции
тормозного щитка. Благодаря заднему наплыву СЧК стреловидность закрылка и
тормозного щитка небольшая, что повышает их эффективность. На каждой ОЧК по всей
передней кромке установлены по три секции предкрылков. На задней части – внешние
секции закрылка и по четыре секции спойлеров (две – внешние и две -
внутренние). Спойлеры отклоняются в режиме тормозных щитков и в режиме
интерцепторов (только внешние секции). В первом случае они отклоняются
одновременно на левом и правом полукрыле, а во втором – только на том полукрыле,
где элерон отклоняется вверх. Наличие геометрической и аэродинамической круток
крыла задерживает срыв потока в концевых сечениях крыла до больших углов атаки.
Благодаря этому обеспечивается удовлетворительная устойчивость и управляемость.
Отрицательной поперечное V крыла снижает излишнюю поперечную устойчивость,
характерную для самолетов высокопланной схемы. Наличие наплыва на СЧК
увеличивает эффективную площадь крыла и вызывает уменьшение относительной
кривизны и толщины профиля, что способствует увеличению критического числа М.
<< Введение | Геометрические характеристики >> |