Практическая аэродинамика самолета Ил-76

199 Pages·2.56 MB·Russian

1

В книге «Практическая аэродинамика самолета Ил-76» изложены
основные аэродинамические, летно-технические и пилотажные
характеристики самолета Ил-76, характеристики устойчивости и
управляемости самолета, а также вопросы пилотирования самолета и меры по
обеспечению безопасности полета.
Особое внимание в книге уделено раскрытию физической сущности
изучаемых вопросов и обоснованию выполнения элементов техники пилоти-
рования,
В процессе написания книги были использованы Инструкция экипажу
по летной эксплуатации самолета, Инструкция по технической эксплуатации
самолета и другие материалы открытой литературы.
Книга рекомендована в качестве учебного пособия для курсантов ВВАУЛ.
2
ГЛАВА I
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА И ХАРАКТЕРИСТИКИ
САМОЛЕТА
§ 1.1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА
САМОЛЕТА
Военно-транспортный самолет Ил-76 предназначен для выполнения
десантирования войск парашютным и посадочным способом, перевозки
войск, доставки грузов, а также для перевозки больных и раненых на армей-
ских носилках. Для использования самолета в различных вариантах примене-
ния ему придается соответствующее оборудование.
Самолет может эксплуатироваться как с бетонированных аэродромов,
кгс
так и с грунтовых прочностью 6 . Самолет обладает хорошими
см2
взлетно-посадочными характеристиками, имеет короткие длины разбега и
пробега и невысокие скорости на взлете и посадке. Так для максимальной
взлетной массы при эксплуатации с бетонированных аэродромов 172 т длина
разбега составляет 1600 м, пробега – 900 м, имея скорость отрыва 270 км/ч,
посадочную – 240 км/ч. При эксплуатации с грунтовых аэродромов длина
разбега для максимальной взлетной массы 152 т составляет 1300 м, длина
пробега – 600 м.
Самолет Ил-76 способен перевозить различные грузы массой до 47 т на
расстоянии 3000 км при эксплуатации с бетонированных аэродромов, и при
эксплуатации с грунта груз массой до 33 т на расстоянии 3000 км. Перегоноч-
ная дальность составляет 10000 км.
Большой объем грузовой кабины (20  3,15  3,4 м) позволяет перево-
зить большинство боевой техники, состоящей на вооружении нашей армии.
Процесс погрузки и разгрузки не сложен, так как для этой цели имеются по-
грузочные устройства – электротельферы, подвижная же техника грузится
своим ходом по трапу, являющимся одной из створов грузолюка.
И грузовая кабина и кабина экипажа герметические, поэтому перевозка
людей возможна на любой высоте вплоть до 12 км. Кабина экипажа двухпа-
лубная: на верхней палубе размещены летчики, старший бортовой техник,
радист, техник по десантно-транспортному оборудованию, в нижней палубе
размещен штурман. В хвостовой части самолета имеется кабина стрелка. В
грузовой кабине имеются сиденья, расположенные в 4 ряда, и парашютное
десантирование производится в четыре потока: два потока – из боковых две-
рей, два – через грузолюк.
Самолет имеет мощные средства активной обороны и радиопротиво-
действия, снабжен пилотажно-навигационным комплексом, имеющим в своем
комплекте бортовую вычислительную машину. Он позволяет совершать по
заранее введенным исходным данным автоматизированный маршрутный
полет, а также совершать заход на посадку.
Самолет имеет высокую степень безопасности полета. Она обеспечена
следующими факторами:
– на самолете установлены 4 достаточно мощных двух контурных дви-
3
гателя Д-30КП с максимальной тягой у земли по 12 тс, обеспечивая самолету
высокую тяговооруженность – до 0,35.
Отказ одного или даже двух двигателей в полете не вызывает прекра-
щения боевой задачи. Так при отказе одного двигателя самолет с массой 135 т
может выполнять полет на высоте 10500 м, а при отказе двух двигателей – на
высоте 6500 м. Большая тяговооруженность позволяет самолету безопасно
уйти на 2-й круг с одним или двумя отказавшими двигателями.
– мощной механизацией крыла и эффективными средствами торможе-
ния. На самолете применены 3-х щелевые закрылки, предкрылки, тормозные
щитки и спойлеры. Полный выпуск закрылков на 43° и предкрылков на 25°
увеличивает максимальный коэффициент подъемной силы до 3 единиц. Для
эффективного замедления самолета во время пробега используются тормоза
колес и реверс тяги двигателей.
– система управления самолетом бустерная, выполненная по необрати-
мой схеме. В случае отказа системы управления по какому-либо каналу, про-
исходит автоматическое рассоединение проводки управления и переход на
ручное управление. Для компенсации усилий на штурвале используются
триммера.
– на самолете имеется комбинированная противообледенительная си-
стема, защищающая от обледенения носки крыла, стабилизатора, воздухоза-
борников и ВНА двигателей, смотровых стекол.
– установленный на самолете ПНК позволяет совершать автоматизиро-
ванный полет, автоматический заход на посадку, производить полет в СМУ,
обнаружить зоны грозовой деятельности, двустороннюю связь с наземными
пунктами и между самолетами.
Самолет Ил-76 очень надежен в эксплуатации и при выполнении бое-
вой задачи. Боевая живучесть самолета достигнута бронезащитой летчиков,
стрелка, размещением топлива в 12 изолированных друг от друга баках, за-
полняемых во время полета для предупреждения пожара нейтральным газом.
Проводки управления рулевыми поверхностями дублированы и выпол-
нены так, что при повреждении например, проводки элеронов в левом борту,
или руля высоты в левом борту самолет будет управляться от штурвальной
колонки правого летчика и будут отклоняться лишь левый элерон и левая
половина руля высоты. Самолет имеет 3 гидросистемы, поэтому рулевые
поверхности имеют по 2-3 гидроусилителя.
Обладая высокими летно-техническими характеристиками, самолет Ил-
76 способен решать сложные задачи, стоящие в настоящее время перед ВТА.

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
Фюзеляж
Длина самолета 46,6 м
Размах крыла 50,5 м
Высота 14,76 м
Колея шасси (по внешним колесам) 8,16 м
База шасси 14,17 м
4
Стояночный угол 0
Высота до порога входных дверей 2,19 м
Размер входных дверей 1900860 мм
Багажного отсека 9001400650 мм
бокового и нижнего багажных люков 11351050 мм
заднего багажного люка 550500 мм
Длина рампы 5 м
Размер грузовой кабины 203,453,4 м
Высота до пола грузовой кабины 2,2 м
Диаметр фюзеляжа 4,8 м

Крыло
Площадь 300 м2
Средняя аэродинамическая хорда 6,436 м
Удлинение 8,5
Сужение 3,0
Угол стреловидности (по линии 1/4 хорд) 25°
Угол поперечного V – 3°
Установочный угол:
– по борту фюзеляжа 3°
– по концу крыла 0°
Углы отклонения:
– элеронов вверх 28
вниз 16
– закрылков внутренних 44° ±30/
внешних 41±30/
– предкрылков 23°
– тормозных щитков 40°
– спеллеров в элеронном режиме 20
в тормозном режиме 20°
в совместном режиме 40
Угол отклонения триммеров ±15°
Угол отклонения триммера-сервокомпенсатора вверх 30°
вниз 30°

Горизонтальное оперение
Площадь 63 м2
Размах 17,4 м
Удлинение 4,8
Угол стреловидности (по 1/4 хорды) 30°
Углы отклонения стабилизатора
– на кабрирование – 8
– на пикирование +2
Угол отклонения руля высоты вверх 21°
вниз 15°
5
Угол отклонения триммера руля высоты вверх 4°
вниз 7°
Вертикальное оперение
Площадь 50 м2
Высота 7,245 м
Удлинение 1,05
Угол стреловидности (по 1/4 хорды) 38
Угол отклонения руля направления ±27
Угол отклонения триммера руля направления ±10
Угол отклонения триммера-сервокомпенсатора ±20

§ 1.2. ЛЕТНО-ЭКСПЛУАТАЦИОИНЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
По центровке
Эксплуатационная центровка
предельно-передняя 20% САХ
предельно-задняя 40% САХ
Мгновенная центровка
предельно-передняя 18% САХ
предельно-задняя 62% САХ
Нейтральная центровка 52% САХ

По массе самолета
Для грунта Для бетона
Максимальная взлетная масса 152 т 172 т
Максимальная посадочная масса 131,8 т 151,5 т
Максимальная масса с нагрузкой без
топлива 117,8 т 126,8 т
Максимальная десантная нагрузка 33 т 47 т
Максимальная масса заправляемого
топлива 61 т 79 т
Максимальная масса сбрасываемого
моногруза 21 т 27-28 т
Максимальная масса топлива на
посадке 24 т 50 т

По скорости полета
V 600 км
пр макс доп
М 0,77
пред
Максимально допустимый скоростной напор 140 кгс/м2
V для кратковрем. реж. полета 670 км/ч
пр- макс. доп
Максимально допустимый скоростной напор
для кратковремен. реж. полета 2100 кгс/м2
V для  = 43° 280 км/ч
пр макс доп 3
6
V макс доп для 3 = 30° 370 км/ч
V для  = 15° 400 км/ч
пр макс доп 3
V для  = 25° 370 км/ ч
пр макс доп пр
V для  = 14° 400 км/ч
пр мак доп пр
V для выпуска и уборки шасси 370 км/ч
пр макс доп
V при выпуске шасси перед экстрен-
пр мак доп
ным снижением 400 км/ч
V с выпущенными шасси при экстр.
пр макс доп
снижении 670 км/ч
V для открытия и закрытия створок
пр макс доп
грузолюка 400 км/ч
V для выпуска тормозных щитков 250 км/ч
прмакс доп
Максимально допустимая боковая составляющая ветра (под 90° к ВПП)
на сухой ВПП 10 м/с
(если самолет оборудован демпфером РН) 12 м/с
на мокрой ВПП 7 м/с
Минимально допустимая приборная скорость
горизонтального полета для всех масс и высот 370 км/ч

По перегрузкам
Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка
для максимальной массы (в центре масс) n =2,3
у макс
Максимально допустимая маневренная перегрузка.
– при убранной механизации nман 0,32,0
yмакс
– при выпущенной механизации nман 0,21,7
yмакс

По высоте полета (потолки самолета)
Масса самолета Максимальная высота полета
165 тс 10000 м
140 тс 11250 м
125 тс и менее 12000 м

По углам атаки, в зависимости от числа М полета
(по указателю АУ АСП)

Число М полета 0,3 0,5 0,54 0,6 0,7 0,77
Допустимый угол атаки
17,0 16,0 15,0 13,5 11,0 9,0
 по АУ АСП
доп
7
§1.3. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА САМОЛЕТА
При создании нового самолета, при выборе его схемы, размеров и
форм отдельных частей конструктор решает сложную задачу, в решении ко-
торой выступают порой противоречивые требования аэродинамики больших
и малых скоростей, веса и прочности, дальности и размеров самолета, техно-
логичности и простоты эксплуатации и др. Всем требованиям в полной мере
удовлетворить невозможно, поэтому конструктор, выбрав наиболее характер-
ные для будущего самолета требования, подчиняет аэродинамическую ком-
поновку самолета этим основным требованиям.
Для самолета Ил-76 такими требованиями являются большая дальность
полета и большая полезная нагрузка. Остальные свойства самолета его манев-
ренность, управляемость, устойчивость, хорошие взлетно-посадочные свой-
ства, высокий уровень безопасности полета и другие решались параллельно,
т.е. учитывались при решении вопроса дальности и продолжительности.
Исходя из этих требований, самолет Ил-76 имеет высокопланную схе-
му, Т-образное оперение, стреловидное крыло, шасси, размещенные у фюзе-
ляжа, двигатели на пилонах под крылом, объемный фюзеляж (рис. 1.1).

Рис. 1.1. Самолет Ил-76.

Крыло умеренной стреловидности Х = 25° по линии 1/4 хорд. Стрело-
видность придана крылу для возможности получения больших скоростей
полета, т.к. прямое крыло имеет невысокие значения М , начиная с которого
кр
резко ухудшаются характеристики крыла. В то же время на малых скоростях
крыло должно иметь достаточно высокие несущие способа нести, чтобы
обеспечить посадка на малых скоростях, поэтому стреловидность крыла неве-
лика. Крыло набрано из толстых, скоростных профилей П-151 с координата-
ми максимальной толщины и кривизны соответственно равными
 40%и 50. Для обеспечения приемлемых массовых характеристик
с f
крыла и необходимых объемов для размещения топлива внутренняя часть
крыла выполнена из профилей большей относительной толщины.
По борту фюзеляжа крыло имеет профиль с относительной толщиной
8
с13%и максимальной относительной кривизной f  0,8%, в стыке пе-
редней и отъемной части крыла c11% и f 1,4% и в концевом сечении
c10% и f 1,4%. Таким образом, крыло скомпоновано так, что толщина
профиля уменьшается к концу крыла, а кривизна возрастает, поверхность
крыла при переходе от одной формы дужки к другой остается гладкой.
Изменение кривизны профиля вдоль размаха крыла носит название
аэродинамической крутки. К концу крыла при этом идут профили с большей
кривизной, а следовательно, и большей, несущей способностью. Эта мера
предпринята для предотвращения концевого срыва потока, которому подвер-
жено стреловидное крыло.
Для этой же цели на крыле самолета Ил-76 применена и герметическая
крутка – установка профилей крыла под различными установочными углами.
Корневые сечения крыла установлены под углом  = 3°, концевые под углом
0
 = 0°. Таким образом, при любом угле атаки крыла текущие значения коэф-
к
фициента подъемной силы и угла атаки в концевых сечениях меньше, следо-
вательно, больше запас до критических значений угла атаки и до С/ дан-
умакс
ном сечении (рис. 1.2).
Примененные на крыле самолета Ил-76 геометрическая и аэродинами-
ческая крутка позволила получить распределен коэффициента подъемной
силы по размаху крыла практически оптимальное (по эллиптическому зако-
ну), чем обеспечено устранение основного недостатка стреловидного крыла –
концевого срыва (рис. 1.2).

ССу макс с применением аэродинамической и геометрической

/ крутки
у

С без крутки
умакс

С/ при >
у кр

Зон а
С/ при < кон цевого
у кр
сры ва на
крыле

без крутки

е
0 Z
2
Рис. 1.2. Применение геометрической и аэродинамической крутки
Кроме того, указанное сочетание параметров крыла позволяет иметь
вплоть до М более полную картину распределения давления на крыле. Кор-
кр
невые сечения имеют небольшую зону разрежения в носке крыла, которая с
9
ростом числа М преобразуется в распределение, близкое к полочному, как в
концевых сечениях (рис. 1.3).
Такой характер распределения давления вдоль хорды позволил полу-
чить благоприятный характер обтекания вплоть до больших чисел М, т.е.
увеличить М .
пр
Крыло установлено к фюзеляжу под углом  = 3 в корневом сечении.
0
Это способствует получению минимального сопротивления фюзеляжа на
крейсерских режимах полета и подъемной силы крыла, необходимой для го-
ризонтального полета.
На самолете Ил-76 крыло имеет обратное поперечное V, угол которого  = –
3°. Это сделано для подбора наилучшего соотношения между статической
поперечной устойчивостью и поперечной управляемостью. Дело в том, что
стреловидное крыло имеет высокую степень поперечной устойчивости, она
усугубляется высокопланной схемой соединения крыла и фюзеляжа. Для
уменьшения этой устойчивости и применено обратное поперечное V крыла.

р Корневые сечения  р Консольные сечения

Верхняя поверхность

b b
0 1,0 0 1
,0

Нижняя поверхность

Рис. 1.3. Распределение С по сечениям крыла.
у
Для обеспечения высоких взлетно-посадочных свойств на крыле при-
менена мощная механизация крыла:
– трехщелевые выдвижные закрылки, занимающие 73,5% размаха кры-
ла;
– предкрылки, занимающие 80% размаха крыла;
– тормозные щитки, занимающие 5% размаха крыла;
– спойлеры, занимающие 3,6% размаха крыла.
Предкрылки и закрылки применяются в различных сочетаниях углов их
выпуска, для обеспечения необходимых не сущих свойств крыла на взлете, на
посадке и при десантировании.
Тормозные щитки применяются только на земле для гашения подъем-
ной силы на пробеге. При этом увеличивается давление колес на ВПП, повы-
шается эффективность используемых тормозов. Спойлеры могут работать в
1 0
элеронном режиме, обеспечивая совместно с поднятым элероном поперечную
управляемость, в тормозном режиме на земле и в воздухе в совместном ре-
жиме. В воздухе использование спойлеров приводит к увеличению верти-
кальной скорости снижения до V = 22–25 м/с. Угол отклонения спойлеров в
у
элеронном режиме до 20°, в тормозном – до 20° и в совместном – до 40°.
Стык крыла с фюзеляжем выполнен по верхнепланной схеме и закрыт
зализами. Крыло наложено центропланной частью на фюзеляж, давая воз-
можность полностью использовать внутренний объем фюзеляжа для грузовой
кабины. Верхняя поверхность крыла оказывается «чистой», т.е. свободной от
различных элементов фюзеляжа. На таком крыле практически нет «провалов»
подъемной силы по всему размеру. Такая схема расположения крыла дает
возможность подбором длины и формы пилонов разместить двигатели на
необходимой высоте от земли и вынести их в невозмущенный поток. Но по-
мимо перечисленных положительных факторов такого расположения крыла
данная схема имеет недостатки:
– слишком велика поперечная статическая устойчивость самолета;
– вынуждает размещать шасси у фюзеляжа, от чего страдает устойчи-
вость самолета при движении по земле, особенно, при взлете и посадке при
наличии боковой составляющей ветра.
Расположение двигателей под крылом сводит к минимуму вредное со-
противление интерференции крыла и гондол двигателей. В задней части кры-
ла между точками перелома задней кромки образуется наплыв крыла, состав-
ляющий 7,5% площади базовой трапеции крыла. Он улучшает работу закрыл-
ков, т.к. поток сходит с закрылков под углом, близким к прямому к ребру
обтекания.
Фюзеляж самолета Ил-76 дозвуковой формы большого диаметра и ми-
делевом сечении – D = 4,8 м и большого удлинения  = 9. Размер и форма
м 
фюзеляжа определяется назначением самолета и для военно-транспортного
самолета большой объем грузовой кабины является одним из главных требо-
ваний, которому должен удовлетворять фюзеляж. При этом одной из важней-
ших задач было сведение к минимуму лобового сопротивления фюзеляжа.
Так как объем его задан, следовательно, задана боковая поверхность, которая
в основном и определяет силу трения, возникающую на фюзеляже. Суще-
ственно ее уменьшить за счет уменьшения боковой поверхности без ущерба
для целевого назначения невозможно, поэтому сопротивление давления, зави-
сящее от формы фюзеляжа, должно быть сведено к минимуму.
Самолет Ил-76 эксплуатируется на больших скоростях, поэтому было
обращено внимание на исключение возможности появления сверхзвукового
обтекания во всем диапазоне скоростей, не превышающих максимально допу-
стимые. Это требует плавных форм обвода фюзеляжа, закрытия всех высту-
пающих частей обтекателями. Большое удлинение фюзеляжа способствует
уменьшению сопротивления давления.
Обеспечение удобств при погрузке и разгрузке различных грузов тре-
бует размещения грузового люка на высоте, обеспечивающей свободный
подъезд техники, грузовых средств и др. Это обусловило отгиб концевой ча-