Отсек Ф-4 фюзеляжа представляет собой кабину воздушного стрелка. Кабина бронированная: в каркасе фонаря установлены бронестекла, а боковые стенки и пол кабины выполнены из стальных бронеплит толщиной 10 мм. Стрелок попадает в кабину через дверь в гермопангоуте № 90, используя при этом лестницу, шарнирно закрепленную внутри отсека Ф-3. По правому борту фюзеляжа между шп. № 91 и № 93 расположена дверь аварийного покидания кабины стрелка в полете.
Крыло стреловидное, трапециевидной формы в плане с наплывом по задней кромке. Крыло имеет четыре технологических разъема, которые делят его на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные (ОЧК) части крыла. Удлинение крыла — 7,9: угол поперечного «V» равен -3'. Стреловидность базовой трапеции крыла по линии Vi хорд — 25'. Угол установки крыла +3', при этом его геометрическая крутка составляет -3'. Профиль крыла — ЦАГИ П-151 с относительной толщиной 12,9 % (по бортовой нервюре) и 10,9 % (по стыку с ОЧК). Конструкция крыла — кессонного типа. Панели — фрезерованные. Кессоны центроплана и СЧК — трехлонжеронные, кессон ОЧК — двухлонжеронный. Центроплан крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа шестью узлами, расположенными по бортовым нервюрам. Практически весь кессон крыла (на 90 % его размаха) является топливным баком-отсеком.
Крыло высокомеханизированное. Передняя кромка консоли вдоль всего размаха оснащена предкрылком (5 секций), а задняя (от борта до элерона) — трехщелевым закрылком (2 секции). Закрылок — раздвижной, состоит из основного звена с дефлектором и хвостового звена. Угол отклонения закрылка на взлете — 30', на посадке — 40' (внешняя секция — на ОЧК) или 43' (внутренняя секция — на СЧК). Максимальный угол отклонения предкрылка — 25'. На внешней поверхности СЧК установлены 4 секции тормозных щитков, которые используются только на пробеге. Угол их отклонения — 40'. На внешней поверхности ОЧК установлены 4 секции интерцепторов, которые работают в двух режимах: как воздушные тормоза (на земле и в полете) и как органы поперечного управления самолетом (совместно с элеронами). Максимальный угол отклонения интерцепторов — 20'. Крыло оснащено двухсекционными элеронами, которые отклоняются на 28' вверх и на 16' вниз. Внутренняя секция элерона снабжена сервокомпенсатором, а внешняя — триммером.
Хвостовое оперение свободнонесущее, стреловидное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения — 49,6 м²; угол стреловидности по линии '/л хорд равен 38'. Площадь руля направления — 15,6 м²; руль отклоняется в пределах ±28". На PH установлены триммер и сервокомпенсатор. Площадь горизонтального оперения — 63 м², стреловидности по линии '/л хорд — 30'. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +2' до -8'. Площадь руля высоты — 17,2 м²; руль отклоняется на 21' вверх и на 15" вниз. Каждая из его половин снабжена триммером-сервокомпенсатором!.
Конструкции киля и стабилизатора — кессонного типа. Кессон киля — трехлонжеронный, кессон стабилизатора — двухлонжеронный. Киль крепится к фюзел яжу между шп. № 74 и № 86 посредством специального профиля. Стабилизатор присоединен к верхней части киля лонжеронами: вторые лонжероны киля и стабилизатора связаны шарнирным узлом, а между их первыми лонжеронами установлен винтовой подьемник. Внутри киля между вторым и третьим лонжеронами имеется лаз с лестницей для выхода на стабилизатор.
Шасси самолета — пятистоечное, состоит из управляемой носовой стойки и двух пар (передней и задней) основных стоек. Каждая из стоек оснащена жидкостно-газовым амортизатором и четырьмя колесами, установленными на одной оси. Основные стойки — телескопические с однокамерными амортизаторами, носовая — полурычажно'го типа с двухкамерным амортизатором. Колеса основных опор КТ-158 размером 1300x480 мм снабжены дисковыми тормозами и антиюзовьмм автоматами. Носовые колеса КТ-159 размером 1100x330 мм нетормозные. Пневматики всех колес — низкого давления, обеспечивающие возможность эксплуатации самолюта взлетной массой не более 152 т с грунтовых аэродромов (удельная прочность грунта не менее 6 кг/см²). Носовая опора — управляемая, ее колеса разворачиваются в диапазоне ±50' (на рулении) либо ±7' (на разбеге/пробеге). База шасси (от носовых до задних основных колес) — 14,17 м, колея по внешним колесам — 8,16 м. Носовая опора убирается против полета. Основные опоры убираются по направлению к оси самолета, при этом колеса поворачиваются на 90' вокруг продольных осей стоек.
Силовая установка включает четыре двухконтурных турбореактивных двигателя Д-30КП 2-й серии, размещенные в мотогондолах на пилонах под крылом. Тяга двигателя на взлетном режиме (в условиях MCA) — 12000 кгс; на крейсерском режиме (высота полета 11000 м, скорость 860 км/ч) — 2750 кгс… Удельный расход топлива на взлетном режиме (без отборов) — 0,49 к: г/кгс ч; на крейсерском режиме — 0,69 кг/кгсч. Сухая масса двигателя — 2985 кг, длина — 5.45 м, максимальный диаметр — 1,56 м. Степень двухконтурности двигателя равна 2,33. Ресурс двигателя — 2000 ч, наработка — не более 1700 запусков.
Двигатель выполнен по двухвальной схеме. Он состоит из трехступенчатого вентилятора, одиннадцатиступенчатого компрессора высокого давления, трубчато-кольцевой камеры сгорания с 12-ю жаровыми трубами, двухступенчатой турбины высокого давления, четырехступенчатой турбины низкого давления, камеры смешения и нерегулируемого реактивного сопла. Каждый двигатель снабжен реверсивно-тормозном устройством, представляющим собой две вертикальные створки, которые в нерабочем положении являются хвостовой частью мотогондолы. На пробеге они поворачиваются навстречу друг другу и перекрывают выхлопную струю двигателя, направляя газы в стороны и вперед. Скорость применения реверса — не менее 50 км/ч; время непрерывной работы двигателя в режиме реверса — не более 60 с.
Запуск двигателя на земле — воздушный от наземной установки воздушного запуска А-86М или бортовой ВСУ ТА-6А, которая располагается в переднем отсеке левого обтекателя шасси. Сухая масса ТА-6А — 290 кг, количество отбираемого воздуха — до 1,35 кг/с, время непрерывной работы — не более 5 ч. Запуск двигателя в воздухе с использованием авторотации разрешается на высоте до 7000 м и при скорости не более 715 км/ч.
Топливо размещается в двенадцати крыльевых баках общей емкостью 114500 л. Баки разделены на четыре группы по три бака в группе. Каждый двигатель питается из своей группы, но все группы баков соединены между собой магистралями кольцевания. Минимальный невырабатываемый остаток топлива — 890 л. Заправка топливных баков может осуществляться централизованно либо через заправочные горловины каждого бака, расположенные сверху на крыле. Централизованная заправка производится под давлением через два бортовых штуцера, находящихся в правом обтекателе шасси. Скорость централизованной заправки — 3000 л/мин, количество заливаемого топлива — 107900 л. В правом обтекателе шасси установлен также генератор нейтрального газа, который вырабатывает углекислый для заполнения надтопливных пространств баков. Углекислый газ в генераторе образуется из атмосферного воздуха в результате сжигания топлива.
Противопожарное оборудование самолета включает стационарную систему пожаротушения и ручные переносные огнетушители. Стационарная система обеспечивает обнаружение и ликвидацию пожара в отсеках крыла, мотогондолах, отсеках ВСУ и генератора нейтрального газа. В качестве огнегасящего состава в этой системе используется жидкий фреон R114B2, который содержится в шести огнетушителях — трех УБЦ-16-6 емкостью по 16 л и трех УБШ-3-1 емкостью по 3 л, закрепленных на левом и правом бортах грузовой кабины между шп. № 26 и № 29. На законцовках крыла и обоих обтекателях шасси установлены датчики аварийного включения системы пожаротушения. Если при посадке с убранными шасси срабатывает хотя бы один из них, огнегасящий состав поступает во все пожарозащищенные отсеки.
Ручные переносные огнетушители находятся в техническом отсеке, кабине штурмана и кабине воздушного стрелка (по одному огнетушителю ОР-1-2 емкостью 2 л), а также в грузовой кабине (два огнетушителя ОР- 2–6 емкостью по 6 л). Огнегасящий состав в них — фреон R12B1 +азот.
Основные летно-технические данные вариантов самолета Ил-76Тип самолета Ил-76 ИЛ-76М ИЛ-76МД ИЛ-76МФ
Длина, м 46,59 53,19
Размах крыла, м 50,50
Площадь крыла, м² 323,0
Высота на стоянке, м 14,76
Масса, т:
— топлива 79,0 90,0
— пустого самолета 86,0 93,0 96.0 101,0
— максимальная взлетная 172,0 190.0 210,0
— максимальная посадочная 151.5 157,5 н. Д.
— максимальная груза 33,0 47,0 48,0 60,0
Кол-во и тип двигателей 4хД-30КП 4хПС-90
Взлетная тяга (кгс) 4x11800 4x12000 4x12250 4x14500
Скорость, км/ч:
— макс. (большая высота), км/ч 860 860 860 860
— макс. (у земли), км/ч 620 620 620
— крейсерская, км/ч 550-760 500-760 550-760 550-760
— десантирования, км/ч 260-400 260-400 260-400 260-400
Практический потолок, м 12000 12000 12000 12500
Дальность полета, км с грузом, т 3650/33.0 3000/42,0 4000/48,0 4200/60,0
5000/28,0 4200/42,0 5800/40,0
6100/20,0 7200/20,0 8600/20,0
Перегоночная дальность, км 7300 7300 9000 10000
Длина разбега (макс. взлет, масса), м 1800 1600 1850 1700
Длина пробега (макс. посадоч. масса), м 1000 1000 1000 1000
Система управления самолетом — бустерная, необратимого типа. Проводка управления — жесткая. Отклонение рулей и элеронов осуществляется посредством автономных рулевых машинок, объединяющих в одном агрегате гидроусилитель и электрическую насосную станцию с баком. Интерцепторы работают от обычных бустеров. Управление предкрылками, закрылками и тормозными щитками — электрогидравлическое, стабилизатором — электромеханическое. Самолет оборудован системой автоматического управления САУ-1Т-2Б, с помощью которой можно управлять всеми рулевыми поверхностями, стабилизатором и тягой двигателей. САУ обеспечивает автоматический и директорный режим управления самолетом, как в полете (на высотах от 400 м до максимальных), так и при заходе на посадку (до высоты не ниже 60 м).
Гидравлическая система обеспечивает работу предкрылков, закрылков, тормозных щитков и интерцепторов, уборку/ выпуск шасси, работу систем торможения колес и поворота передней опоры, управление рампой, гермостворкой, створками грузолюка и хвостовой опорой, открытие/закрытие входных дверей и аварийных люков кабин, привод стеклоочистителей и створок фотолюка. Она состоит из двух независимых подсистем, соединенных краном кольцевания. Общая емкость гидросистемы — 237 л. В качестве рабочей жидкости используется масло АМГ-10. Источниками давления являются 4 насоса НП- 89, которые установлены на двигателях, 2 насосные станции НС-46 в нише шасси и 2 гидроаккумулятора. Рабочее давление в гидросистеме — 210 кгс/смг.
Электросистема самолета обеспечивает питание потребителей, как постоянным током, так и переменным однофазным и трехфазным током. Основные источники электрической вырабатывают трехфазный переменный ток напряжением 206 В и частотой 400 Гц. Ими являются четыре генератора ГТ-60 ПЧ6А мощность по 60 кВА, установленные по одному на каждом двигателе. Аварийным источником трехфазного тока 206 В/400 Гц служит генератор ГТ-40 ПЧ6А мощность 40 кВА, который работает от ВСУ. Потребители, использующие ток других параметров, питаются через различные преобразующие устройства. Источниками трехфазного переменного тока 36 В/400 Гц являются понижающие трансформаторы ТС-320 и преобразователь ПТ- 125Ц. В аварийной ситуации ряд потребителей питается переменным однофазным током 115 В/400 Гц через преобразователь П0-750А. Основным источником постоянного тока напряжением 27 В являются четыре выпрямительных устройства типа ВУ-6А. Резервный источником постоянного тока — генератор ГС-12ТО на ВСУ. При отказе всех основных генераторов питание особо важных потребителей до запуска в воздухе ВСУ (на высоте не более 3000 м и скоросiи до 370 км/ч) осущеовлмеюн от аварийной системы постоянного тока — четырех аккумуляторных батарей 20НКБН-25, которые находятся в правом обтекателе шасси. Емкости аккумуляторов хватает на 20–30 мин полета.
Противообледенительная система самолета включает воздушно-тепловую и электротепловую ПОС. Носки хвостового оперения, лобовые стекла кабины экипажа, приемники полного давления и датчики углов атаки оборудованы электрообогревом. Предкрылков, воздухозаборники и коки двигателей обогреваются горячим воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей.
Пилотажно-навигационное оборудование. Пилотажный комплекс включает: систему автоматического управления САУ-1Т-2Б; авиагоризонты УКТ-2 и АГБ-3; систему воздушных сигналов CBC-1-72-IB; централь скорости и высоты ЦСВ-ЗМ- 1Б; электромеханические высотомеры УВИД-30-15; высотомеры ВМ-15 и ВМФ-50; вариометры ВАР-ЗОМК и ВАР-75К; комбинированный указатель скорости КУС-730/1100; указатель числа М МС-1К; автомат углов атаки и перегрузки АУАСП-18; электрический указатель поворота и скольжения ЭУАП-53МК-500; систему сигнализации опасного сближения с землей "Вектор»; центральную гировертикаль ЦГВ- 10П; блок сравнения гировертикалей БСГ-2П; выключатель коррекции ВК-90. В состав навигационного комплекса входят: навигационно-прицельная РЛС КП-2В; обзорная РЛС КП-ЗА; управляющий вычислительный комплекс КП-1Д-76 с ЦВМ “Гном-IA” и система контроля его работоспособности КП-7; точная курсовая система ТКС-П; допплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-013-С2М; инерциальная навигационная система ИНС-11-76; аппаратура межсамолетной навигации МСН-76; совмещенный магнитный компас КИ-13.
Бортовое радиооборудование. В состав радионавигационного оборудования входят: система ближней навигации и посадки КУРС-МП-2; радиосистема ближней навигации РСБН-7С; два комплекта автоматического радиокомпаса АРК-15М; ультракоротковолновый радиокомпас АРК-У2; радиовысотомер малых высот РВ-5; самолетный дальномер СДК-67; самолетные ответчики СОМ-64 и самолетный ответчик С0-70; радиосистема дальней навигации А-711 (А-713); аппаратура для работы с наземными маяками-ответчиками А-811 (А-817). Радиосвязное оборудование включает: радиостанцию метрового и ДМ диапазонов Р-862; KB-радиостанции Р-847Т и Р-861; аварийную радиостанцию Р-855 УМ; аппаратуру телекодовой связи Р-099М; самолетное переговорное устройство СПУ-8; самолетное громкоговорящее устройство СГУ-15; речевой информатор РИ-65Б; магнитофон самолетный МС-61 Б.
Десантно-транспортное оборудование обеспечивает погрузку/выгрузку и транспортировку самоходной и несамоходной техники, различных грузов и личного состава, парашютное и посадочное десантирование, перевозку больных и раненых. Для погрузки несамоходной колесной техники используются две электролебедки ЛПГ-3000, установленные в передней части грузовой кабины между шп. № 14 и № 16. Тяговое усилие каждой лебедки — 3000 кг. Универсальные контейнеры, платформы и другие стандартные грузы массой до 10 т загружаются с помощью четырех электротельферов ЭТ-2500. Грузоподъемность каждого тельфера — 2500 кг. Они перемещаются вдоль фюзеляжа по двум рельсам, закрепленным на потолке грузовой кабины и внутренней поверхности гермостворки шп. № 67. Самолет может перевозить различную номенклатуру стандартных грузов, например, 12 поддонов ПА-2,5 массой по 2500 кг, или 6 контейнеров УАК-5 массой по 5670 кг, или 4 контейнера УУК-10 массой по 10160 кг. При перемещении контейнеров и поддонов вдоль грузовой кабины используются рольганги, для установки которых в грузовом полу и рампе имеются четыре желоба. Для крепления перевозимых грузов на борту самолета предусмотрен комплект швартовочного оборудования: швартовочные узлы, цепи, ремни, сетки и другие приспособления. Личный состав перевозится в грузовой кабине на десантных сиденьях: откидных бортовых и съемных центральных.
Вооружение самолета включает кормовую дистанционно управляемую оборонительную установку, оснащенную двумя двуствольными скорострельными пушками ГШ-23Л калибром 23 мм с оптическим прицелом и РЛС обнаружения и прицеливания 4ДКЭ. Самолет оборудован системой предупреждения об облучении СПО-Ю и при необходимости может быть оснащен станциями постановки помех. Под крылом могут крепиться четыре держателя для подвески авиационных бомб калибром до 250 кг.
