Руководство по летной эксплуатации ил 76тд

На правах рукописи

ИНСТРУКЦИЯ

ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

САМОЛЕТА ИЛ-76

г.Клин-5, Издательство “Мысль народа”, 1998 год

СОДЕРЖАНИЕ:

ОБЩИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Ил-76

Геометрические характеристики
Размах крыла 50,5 м

Длина самолета 46,6 м

Высота самолета на стоянке 14,76 м

Фюзеляж

Длина фюзеляжа 43,25 м
Диаметр миделевого сечения 4,8 м
Удлинение 9

Длина грузовой кабины без рампы 20 м
Длина грузовой кабины с рампой (до гермоперегородки) 24,5 м
Ширина грузовой кабины 3,45 м
Высота грузовой кабины 3,4 м

Длина рампы 5 м
Ширина рампы (эксплуатационная) 3,45 м
Стояночный угол наклона рампы 14°
Высота от земли до пола грузовой кабины 2,2 м

Крыло
Площадь без наплыва (по базовой трапеции) 300 м²
Угол поперечного V крыла — 3°
Профили ЦАГИ П – 151

САХ 6,436 м
Расстояние от передней кромки до начала САХ 18,141

Установочный угол атаки: на борту 3°

на конце 0°
Геометрическая крутка — 3⁰
Угол стреловидности по 1/4 хорд 25°
Относительная толщина профиля, %:

по борту фюзеляжа (0,095 z = 2,4 м) 12,9

0,45 z = 11,4 м 10,9

Относительная кривизна профиля, %:

по борту фюзеляжа (0,095 z ) 0,8

0,45 z 1,4

Угол отклонения:

внутренних закрылков 43°

внешних закрылков 40°
предкрылков 25°
элеронов вверх — 28°
вниз +16°

триммеров ±15°
сервокомпенсаторов вверх 30°

вниз 20°
спойлеров:

в тормозном режиме 20°
в элеронном режиме 20°

тормозных щитков 40°

Горизонтальное оперение
Размах 17,4 м

Площадь 63 м²

Площадь РВ 17,2 м²

Угол стреловидности по 1/4 хорд 30°

Угол отклонения стабилизатора:

на кабрирование — 8°
на пикирование +2°

Угол отклонения РВ: на кабрирование 21°

на пикирование 15°

Угол отклонения триммера – флетнера РВ:

в качестве триммера вверх 4°

вниз 7°

в качестве флетнера вверх 5⁰

вниз 7⁰

Вертикальное оперение

Площадь 49,6 м²

Площадь РН 15,6 м²

Угол стреловидности по 1/4 хорд 38°

Угол отклонения РН в полёте ± 27°

на земле ± 28°

Угол отклонения триммера РН ±10°
Угол отклонения сервокомпенсатора РН:
в полете ±20°
на земле ±15°

Шасси
Колея шасси по внешним колесам 8,16 м
База шасси (от носовых до задних главных колес) 14,17 м
Угол отклонения колёс передней опоры:

при рулении

+ 50⁰

при взлёте – посадке

+ 7⁰
Двигатели
Расстояние от плоскости симметрии самолёта до

оси двигателя:

внутреннего 6,35

внешнего 10,6

Высота от земли до двигателя 2,55 м

Стояночный угол самолета (G=170т,САХ==30%) 0,85°

Крейсерская скорость 750 — 800 км/ч

Перегоночная дальность 10000 км

Практический потолок (км) температура +15°:
Вес 100 110 120 130 140 150 160

4 двигателя 12.85 12.75 12.25 11.75 11.25 10.75 10.25

3 двигателя 10.2 9.7 9.5 9.25 8.7 8.5 8.2

170 180 190

4 двигателя 9.75 9.25 8.75

3 двигателя 7.75 7.25 6.75

Ограничения самолёта

Ограничения по весу

Мах-доп вес груза на рампе (включая вес

контейнера), кг 5000

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. Транспортировка груза на рампе весом 5 т. допускается только в контейнерах УАК-5 или УАК-5А на самолётах, рампы которых оборудованы швартовочными узлами для крепления этих контейнеров.
2. При установке на рампу груза весом от 2 до 5 т. избыточное давление в грузовой кабине должно быть уменьшено до значений, указанных в табл. 6.8.3 М.

Ограничения по центровкам
предельно передняя 20% САХ

предельно задняя 40% САХ

Ограничения при полетах на больших углах атаки
М 0,54 0,6 0,7 0,74 0,77

доп 15° 13,5° 11° 10° 9°

Ограничение высоты полёта
Максимальная высота полёта в зависимости от полётного веса:

Высота, м 9100 9600 10100 10600 11100 11600 12100

Вес, т 183 173 163 153 143 133

> 123
Допустимый диапазон маневренных перегрузок в полете
Вес Механизация убрана Механизация выпущена

170 т — 0,3…+2,0 +0,2…+1,7

170 т и более — 0,3…+1,8 +0,2… +1,5

Максимально допустимые перегрузки при полетах в неспокойной атмосфере
G самолета 100 120 140 160 180

n_{у макс доп} 2,9 2,6 2,4 2,2 2,1

По скорости ветра:

Скорость ветра максимально встречного 25 м/с

Скорость ветра максимально допустимая при рулении

(бустеры включены, рули и элероны расстопорены) 15 м/с

Боковая составляющая под углом 90° к оси ВПП:

сухая ВПП 12 м/с

мокрая ВПП 7 м/с

Попутная максимальная составляю­щая ветра 5 м/с

По минимуму самолёта
А. Минимум для взлёта

Б. Минимум для посадки

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. Минимумы применяются при наличии ЗАР, время полёта до которого от аэродрома вылета не превышает 2 часов. В качестве ЗАР в этом случае принимается аэродром, на котором фактические и прогнозируемые метеоусловия не ниже минимума для посадки на нём. При отсутствии ЗАР решение на вылет принимается, если метеоусловия на аэродроме вылета не хуже минимума для посадки на нём.
2. Минимум 200 м. применяется при =0,5 и боковой составляющей ветра не более половины пред.доп. значения для взлёта.

Минимально допустимые скорости и скорости сваливания:
G 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190
0°/0° 250 262 275 285 295 305 315 325 335 343

14°/15° 210 220 230 238 245 255 263 272 280 287

14°/30° 185 195 203 210 220 228 235 243 249 256

25°/30° 185 190 200 208 215 225 232 240 247 253

25°/43° 160 165 175 182 188 195 203 208 215 220
0°/0° 221 232 243 253 263 272 281 290 298 305

14°/15° 172 186 194 203 210 218 224 231 238 245

14°/30° 158 166 174 181 188 194 200 207 213 218

25°/30° 155 162 169 176 182 190 196 202 207 213

25°/43° 144 151 158 165 171 177 183 187 194 200

Эксплуатационные скорости

Ограничения по приборным скоростями числу М
Максимально-допустимая скорость в условиях

нормальной эксплуатации (Vmax э), км/ч 600

То же при остатке топлива менее 5000 кг. 550

Максимально-допустимая скорость с выпущенным

шасси (в том числе при экстренном снижении), км/ч 600

Максимально-допустимое число М полёта 0,77

Максимально-допустимые скорости полёта с выпущенной

механизацией крыла, км/ч:

предкрылки отклонены на 14⁰ 400

предкрылки отклонены на 25⁰ 370 (380)

закрылки отклонены на 15⁰ 400

закрылки отклонены на 30⁰ 370

закрылки отклонены на 43⁰ 280

Для самолёта Ил-76ТД максимально-допустимая

скорость с выпущенной механизацией при заходе

на посадку с весом, превышающим максимальный

посадочный, км/ч

закрылки отклонены на 30⁰ 380

закрылки отклонены на 43⁰ 300

Максимальная скорость при выпуске и уборке шасси

в условиях нормальной эксплуатации, км/ч 370

Для самолёта Ил-76ТД максимально-допустимая

скорость выпуска шасси при посадке с весом,

превышающим максимальный посадочный 390

Максимально-допустимая скорость при выпуске

шасси для экстренного снижения, км/ч 500

Максимальная скорость при аварийном выпуске

шасси, км/ч 350

Максимально-допустимая скорость при неработающих

демпферах рыскания и крена, км/ч 500

Максимально-допустимый поворот штурвала при

приборной скорости более 450 км/ч ½ хода

штурвала

Максимально-допустимые путевые скорости по условиям

прочности пневматиков колёс шасси, км/ч Для ИВПП

при взлёте 330

при посадке 280

Максимально-допустимая путевая скорость

начала торможения, км/ч 240

Максимально-допустимая скорость при выпущенных

тормозных щитках, км/ч 250

Максимально-допустимая скорость ветра любого

направления при буксировке и рулении самолёта с

застопоренными рулями, м/сек 25

Минимально-допустимая приборная скорость

при полёте на эшелоне, км/ч 370

Прочие ограничения
Максимально-допустимый рабочий перепад давлений

в кабинах, кг/см² 0,5

+ 0,02

Максимально-допустимый перепад давлений в кабинах,

ограниченный предохранительными клапанами, кг/см² 0,57

Максимально-допустимый отрицательный перепад

давлений в кабинах, кг/см² 0,04

Максимально-допустимая длительная нагрузка на

генератор, А 167

Минимально потребная ширина ВПП для разворота с

минимальным радиусом (13,5—15 м) 40 м.
Выполнение манёвра ограничивается:

• углом крена 30⁰
• при визуальном заходе на посадку:

на высотах более 100 м. не более 30⁰

на высотах менее 100 м. не более 15⁰

Ограничения по САУ
Минимальная высота полёта:

• при полёте по маршруту в режиме

автоматического управления 400 м.

• при заходе на посадку в автоматическом

и директорном режимах управления 60 м.
Мах доп число М при включенном АТ 0,74

Диапазон центровок при автом. заходе 26 – 36 % САХ

Мах доп крен при включении САУ

+ 5⁰

При эксплуатации САУ запрещается включать АПС и пользоваться переключателем “НОРМ – БОЛТ”.

Расход топлива

В наборе высоты 15 т/ч

Н=9100 м. 9.0 т/ч

Н=10100 м. 8,4 – 8,5 т/ч

Н=10600 м. 8,0 т/ч

Н=11100 м. 7,2 – 7,5 т/ч

Н=11600 м. 7,0 и меньше

На снижении 5,5 – 6,0 т/ч

На круг (12′) 1,2 т

30′ полёта на Нкр 3,0 т

Невырабатываемый остаток на группу баков:

• автомат – 2,0 т
• ручной – 1,0 т

Взлёт и посадка запрещаются , если:

• Ксц < 0,3;
• ВПП покрыта слоем льда;
• толщина воды на ВПП > 10мм;
• толщина сухого снега на ВПП > 50 мм;
• толщина слякоти > 12 мм;
• Uбок более предельного, при:

— Ксц  0,5 12 м/с

— 0,4 < Ксц < 0,5 10 м/с

— 0,3 < Ксц  0,4 7 м/с.

АНЗ (кг) в зависимости от Gт_пос и Д до ЗАР

Н=9000 м.

GполS	90	100	110	120	130	140	150
450	8250	8600	9100	9500	10000	10400	10800
500	8600	9000	9500	9900	10400	10900	11350
600	9350	9800	10300	10800	11300	11800	12300
700	10150	10650	11150	11700	12300	12800	13300
800	10900	11500	12000	12600	13200	13800	14300
900	11750	12350	12900	13500	14100	14700	15200
1000	12550	13200	13700	14300	15100	15700	16300

ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САМОЛЁТА
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
1. Управление стабилизатором
Перемещение стабилизатора сопровождается звонками, частота которых пропорциональна скорости перемещения стабилизатора (при работе обоих механизмов слышны 26 звонков с интервалом в 1 с, при отказе одного механизма — звонки с интервалом в 2 с, время полной перекладки 60 с).

Для подогрева смазки на ходовом винте подъемника ста­билизатора при полетах на больших высотах внутри винта установлен индукционный обогреватель с автоматическим и ручным управлением. Обогреватель автоматически вклю­чается на высоте более 4500 м и выключается при снижении до высоты менее 4500 м. Для ручного включения обогрева­теля переключатель “ОБОГРЕВ. ПОДЪЕМ. СТАБИЛИЗАТ.” на верх­нем электрощитке летчика включить в положение “ВКЛЮЧ. ДО Н=4500 М”. Ручное включение производится по решению ко­мандира экипажа при полете на высоте менее 4500 м про­должительностью более 20 мин при температуре —15°С и ниже, а также на высоте более 4500 м в случае отказа ав­томатического включения. При включенном обогревателе го­рит зеленая сигнальная ЛАМПА “ОБОГРЕВ ПОДЪЕМН. СТАБИЛИЗ.”, при выключении обогревателя лампа гаснет.

При отказе одного привода стабилизатор может, быть пе­ремещен на определенный угол:

• если стабилизатор в положении +2°:

а) при отказе верхнего привода — стабилизатор мо­жет быть перемещен на полный угол +2°. . . —8°;

б) при отказе нижнего привода — стабилизатор может быть перемещен на угол +2° . . . —4°:

— если стабилизатор в положении —8°: при отказе любого из приводов стабилизатор мо­жет быть перемещен на угол — 8°…- 3°.

Предложите, как улучшить StudyLib

(Для жалоб на нарушения авторских прав, используйте

другую форму
)

Г. Иркутск 2008г.

В
книге приводятся основные данные
самолёта ИЛ-76Т,ТД,МД,
излагается конструкция и эксплуатация
систем. Отдельные главы книги посвящены
рекомендациям по эксплуатации и
техническому обслуживанию планера,
систем управления, шасси, гидравлической
и топливной систем, высотного и
противообледенительного оборудования,
а также транспортного и бытового
оборудования. Изложены вопросы
особенностей эксплуатации самолёта и
его систем.

Книга
расчитана на инженерно — технический и
лётный персонал работников гражданской
авиации, может быть использована
студентами высших и средних учебных
заведений, курсантами лётных и технических
училищ, слушателями учебно — тренировочных
центров.

Краткие
сведения о самолёте

Самолёт
предназначен для перевозки военной
техники, грузов, вооружения и личного
состава. Экипаж состоит из семи человек:
командир, второй пилот, штурман,
бортинженер, бортрадист, старший
бортоператор и бортоператор.

Самолёт
представляет собой свободнонесущий
моноплан с высокорасположенным
стреловидным крылом и стреловидным
хвостовым оперением.

Крыло
имеет мощную механизацию: предкрылки,
трёх щелевые закрылки, внутренние и
внешние спойлеры, внутренние и внешние
тормозные щитки.

Фюзеляж,
его герметичная часть разделена на
кабину экипажа и грузовую кабину. Кабина
экипажа представляет собой двухпалубный
отсек. На верхней палубе расположена
кабина пилотов, а на нижней — кабина
штурмана.

В
передней части фюзеляжа по левому и
правому бортам расположены входные
двери. Грузовой люк расположен в хвостовой
части фюзеляжа. В нижней части фюзеляжа
расположены два багажных отсека. В
переднем багажном отсеке — два люка, в
заднем — один. В грузовой кабине имеются
четыре аварийных выхода.

Под
крылом на пилонах расположены 4
турбореактивных двигателя Д-30 КП-1,2сер.,
тяговая мощность каждого двигателя 12
т. В обтекателе левых основных опор
шасси, перед отсеком створок размещается
вспомогательная силовая установка
ТА-6А, используемая для отбора воздуха
в высотную систему, систему запуска
основных двигателей, а также для
обеспечения бортовой сети самолёта на
земле, в воздухе в аварийной ситуации,
электроэнергией переменного и постоянного
тока.

Гидравлическая
система на самолёте делится на две
независимые системы, которые обеспечивают

• уборку
  и выпуск шасси,

• торможение
  колёс основных опор шасси,

• разворот
  колёс передней опоры,

• выпуск
  — уборку предкрылков, закрылков,

• выпуск
  — уборку спойлеров и тормозных щитков,

• открытие
  и закрытие входных дверей,

• открытие
  и закрытие грузового люка,

• уборку-выпуск
  хвостовой опоры,

• работу
  стеклоочистителей.

Шасси
самолёта выполнены по пятиопорной схеме
(четыре основных опоры и одна передняя).

Система
управления самолётом выполнена по
необратимой схеме (установлены
гидроусилители — бустеры), с возможным
переходом на безбустерное управлениие.
Управление рулями и элеронами
осуществляется с помощью автономных
рулевых машин АРМ-62. Спойлеры отклоняются
в тормозном, элеронном и смешанном
режиме. Управление предкрылками,
закрылками, тормозными щитками —
электрогидравлическое. Управление
стабилизатором электромеханическое.

Топливная
система обеспечивает питание топливом
основные двигатели и ВСУ, централизованную
заправку топливом, при необходимости
— в ручную, через пробки заливных горловин,
которые находятся на верхних съёмных
(в заводских условиях) панелях кессонов.

Воздушно-тепловая
— противообледенительная система
предохраняет от обледенения предкрылки,
носовые части воздухозаборников
двигателей, коки, ВНА.

Стёкла
фонаря кабины экипажа, носовая часть
хвостового оперения, приёмники полного
давления воздуха, датчики углов атаки
оборудованы электрообогревом.

Основным
средством электроснабжения является
трёхфазный переменный ток напряжением
208 в 115 в. частотой 400 герц. Система
постоянного тока напряжением 27вольт и
трёхфазный переменный ток напряжением
36 вольт частотой 400герц является
вторичной.

Кислородная
система обеспечивает кислородом членов
экипажа в терапевтических целях и в
аварийной обстановке.

Основные геометрические данные самолёта
Длина самолета	46,6м.
Высота	14,76м.
Колея по внешним колёсам	8,16м.
База шасси	14,17м.
Фюзеляж
длина	43,25м.
диаметр миделя	4,8м.
длина грузовой кабины без рампы	20м.
длина грузовой кабины с рампой	24,5м.
ширина рампы	3,45м.
длина рампы	5м.
расстояние от пола грузовой кабины до земли	2,55м.
Крыло
размах	50,5м.
САХ	6,436м.
площадь	300 м2
угол стреловидности	25град.
угол поперечного V	— Зград.
установочный угол атаки:
по борту фюзеляжа	3 град.
на конце крыла	0 град.
Оперение
размах горизонтального оперения (Г.О)	17,4м.
стреловидность горизонтального оперения (Г.О) по линии V* хорд	-30 град.
стреловидность вертикального оперения (В.О) по линии V4 хорд	38 град.
Расстояние от плоскости симметрии самолёта до оси двигателя
внутреннего	6,35м.
внешнего	10,6м.

Ограничения по массе
Максимальная рулёжная масса	194000 кг
Максимальная взлётная масса	193000 кг
Максимальная масса самолёта без топлива	140700 кг
Максимальная масса заправленного топлива на исполнительном старте (при загрузке 50000 кг)	45000(2000 кг на рампе)кг

Ёмкость
топливной системы ИЛ-76ТД- 90т (112000л.), для
ИЛ-76Т- 109500 л.

Предельно-
допустимая передняя центровка САХ — 20
% (масса до 190т — 20 % и массой более 190т —
25%).

Предельно
— допустимая задняя центровка САХ — 40%
(масса до 190т — 40% и массой более 190т — 35%.)

Ограничения по приборным скоростям и по числу М
Максимальная эксплуатационная скорость	V= 600 км/час
Максимально — допустимое число М	0,77
Максимально — допустимые скорости с выпущенной механизацией крыла:
предкрылки	14 град. — 400км/ч; 25 град — 370 км/ч
закрылки	15град. — 400км/ч; 30 град. — 370км/ч; 43град. — 280км/ч

Ограничения высоты полёта ИЛ-76Т
Масса (т)	165	150	140	130	125
Высота (м)	10000	10750	11250	11750	12000

Ограничения
высоты полёта для взлётной массы 193 т.
( для самолётов, оборудованных ОПТ-
«Организованный пакет груза» ) Н = 8600 м.

Ограничения по ВСУ
Продолжительность непрерывной работы на земле не более 5 ч.
Условия запуска ВСУ в полёте:
Высота (м)	не более 3000
V приборная	не более 370км/ч.
Эксплутационная высота	не более 7000 м.
V приборная	не более 400 км/час

.

Максимальное
избыточное давление в гермокабинах Р
изб. = 0,57 кг/см²,
ограничено предохранительными клапанами
-Ризб.= 0,57 кг/см².

Потребная
ширина ВПП для разворота с минимальным
радиусом (13м — 15м.) = 40м.

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #