Самолет был предъявлен на государственные испытания в ва-
рианте компоновки на 27 пассажирских мест с нормальной по-
летной массой 16 380 кг и технической дальностью полета 1300 км.
По мнению С. В. Ильюшина, такие основные летно-технические
данные самолета наиболее полно соответствовали условиям его
эксплуатации на внутрисоюзных воздушных линиях средней про-
тяженности. На дальних маршрутах, считал С. В. Ильюшин,
следовало использовать четырехдвигательный самолет Ил-18,
который в это время готовили к заводским летным испытаниям.
Государственные испытания Ил-12, которые проводили лет-
чики НИИ ГВФ Г. А. Таран и А. И. Восканов, были успешно
завершены 16 сентября 1946 г. Результаты испытания и опыт
полетов Ил-12 по трассам Аэрофлота показали, что есть возмож-
ность дальнейшего увеличения взлетной массы самолета и соот-
ветственно увеличения массы его коммерческой нагрузки, даль-
ности полета, повышения экономической эффективности в эксп-
луатации.
Ил-12 становится основным магистральным самолетом ГВФ.
Для повышения дальности его полета главный конструктор утвер-
дил полетную массу 16 800 кг для нормального варианта и
17 500 кг — для перегрузочного. По результатам дополнительных
государственных испытаний самолета Ил-12 с увеличенной полет-
ной массой, которые проводились осенью 1946 г., было отмечено,
что опытный пассажирский самолет Ил-12 значительно превосхо-
дит находящиеся в эксплуатации пассажирские самолеты Ли-2
и С-47. Крейсерская скорость самолета Ил-12 на 100 км/ч превы-
шала крейсерскую скорость самолета Ли-2.
С полной полетной массой 16 800 кг самолет Ил-12 мог совер-
шать длительный полет с одним работающим двигателем, имея
необходимый запас мощности для набора высоты до 2500 м на од-
ном работающем двигателе. При перегрузочной полетной массе
17 500 кг самолет также мог совершать длительный полет с одним
работающим двигателем.
Имея значительно большую коммерческую нагрузку и крей-
серскую скорость, самолет Ил-12 обеспечивал более низкую себе-
стоимость тонна-километра по сравнению с самолетами Ли-2
и С-47.
Самолет Ил-12 обладал хорошими пилотажными свойствами»,
был прост в управлении и допускал пилотирование летчиками
первого и второго классов. Длительные рейсовые полеты, произ-
веденные по различным трассам ГВФ, выявили возможность экс-
плуатации этого самолета на всех аэродромах магистральных
воздушных линий. Беспосадочный полет Москва — Ташкент про-
тяженностью 2820 км, перелеты через горные хребты Кавказа и
Средней Азии на высоте до 6500 м, взлет с высокогорного аэродрома
в Ереване с полетной массой 17 200 кг и другие рейсовые полеты
подтвердили высокие летные и эксплуатационные качества само-
лета Ил-12.
192
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 9.8. Горизонтальные скорости
по высотам пассажирских самолетов
Ил-12 и Ли-2;
1 — максимальные (Ил-12); 2 — крей-
серские (Ил-12); 3 — максимальные
(Ли-2)
Превосходство Ил-12 над
основным пассажирским са-
молетом советского граждан-
ского воздушного флота того
периода Ли-2 по скорости и
транспортным возможностям
наглядно характеризуется данными, приведенными на рис. 9.8 и
9.9. Значительно большая крейсерская скорость самолета Ил-12 во
многом являлась следствием его высокого аэродинамического совер-
шенства— при сравнительной оценке этих двух машин в одинако-
вых условиях как по полетной массе, так и по суммарной мощности
двигателей крейсерская скорость самолета с аэродинамикой Ли-2,
двигателями АШ-82ФН и воздушными винтами, рассчитанными на
достижение максимальной крейсерской скорости, оказывалась на
25...30 км/ч меньше той же скорости самолета Ил-12.
К началу 1947 г. пять самолетов Ил-12 опытной серии были
переданы для проведения эксплуатационных испытаний в первую
отдельную авиагруппу ГВФ, которая базировалась в московском
аэропорту Внуково. Летчики Аэрофлота высоко оценили новый
пассажирский самолет. Они отмечали просторность пилотской
кабины самолета и удобство работы в ней, устойчивость самолета
на взлете и посадке в нормальных условиях и при боковом ветре,
хороший диапазон скоростей, большую энерговооруженность и
высокую скороподъемность, позволяющую быстро пробивать об-
лачность и зону обледенения, бесперебойную работу двигателей
в зоне обледенения, устойчивость в слепом полете, мягкость и
послушность самолета в управлении даже на скоростях, близких
к посадочным. Летчики подчеркивали, что техника пилотирования
Ил-12 проста и переход с самолетов Ли-2 на Ил-12 для летного
состава несложен. Быстро усваивались летчиками также и особен-
ности полета с одним отказавшим двигателем на самолете Ил-12.
Рис. 9.9. Зависимость массы коммер-
ческой нагрузки от дальности полета
для различных вариантов самолетов
Ил-12;
1 — с двигателями АЧ-31 и взлетной
массой 16 000 кг; 2 — с двигателями
АШ-82ФН и взлетной массой 17 250 кг;
3 — с двигателями АШ-82ФН и взлет-
ной массой 16 100 кг; 4 — самолет Ли-2
со взлетной массой 11 000 кг
7 F. В. Новожилов
193
В короткий срок были освоены полеты в строю, и 1 Мая 1947 г.
группа самолетов Ил-12 впервые приняла участие в воздушном
параде над Красной площадью в Москве.
Взлетно-посадочные качества самолета Ил-12, проверенные на
аэродромах различных размеров и с различными покрытиями,
подтвердили возможность его эксплуатации на тех же аэродромах
Аэрофлота, с которых летали самолеты Ли-2.
Во время эксплуатационных испытаний самолет Ил-12 с экспе-
риментальной целью совершал отдельные полеты с массой 18 200 кг.
Летчики отмечали, что в этом случае сложны только взлет в про-
межутке от момента отрыва до набора скорости 175 км/ч, когда
самолет ведет себя неустойчиво, и посадка (из-за большой просадки
самолета в момент выравнивания). На основании обширного опыта
полетов самолетов Ил-12 в самых различных условиях по рекомен-
дации НИИ ГВФ их нормальная полетная масса в регулярной
эксплуатации была установлена 17 250 кг.
В июне 1947 г. начались регулярные полеты самолетов Ил-12
с пассажирами на борту по основным воздушным линиям Аэро-
флота, а к концу года эти самолеты эксплуатировались уже мно-
гими территориальными управлениями ГВФ на внутренних и меж-
дународных авиалиниях, использовались в Полярной авиации
Главсевморпути. С 1956 г. самолет Ил-12 начали применять в
Антарктиде. 24 октября 1958 г. пилотируемый экипажем В. Перова
Ил-12 первым из советских самолетов пролетел над Южным геогра-
фическим полюсом. К середине 1950-х гг. он становится основным
магистральным самолетом в национальных авиакомпаниях ряда
социалистических стран.
Регулярная эксплуатация самолета Ил-12 началась всего лишь
через полтора года после первого полета опытного самолета с дви-
гателями АШ-82ФН. И уже в первые шесть месяцев регулярной
эксплуатации самолеты Ил-12 налетали в общей сложности более
1300 летных часов, или около 4 млн км, и сделали более 5000 поса-
док. Это было выдающимся достижением. Таких темпов внедрения
в эксплуатацию нового пассажирского самолета советская граж-
данская авиация еще не знала.
Поступившие в эксплуатацию самолеты в зависимости от даль-
ности их полета имели несколько вариантов компоновки пассажир-
ской кабины (рис. 9.10). Основным являлся вариант на 27 пасса-
жирских мест, но выпускались также самолеты меньшей даль-
ности, рассчитанные на размещение 32 пассажиров. В небольшом
количестве существовали и дальние варианты самолета Ил-12 на
6... 16 пассажиров с большим запасом топлива; их практическая
дальность полета с 11 пассажирами на борту достигала 4000 км.
В Аэрофлоте эксплуатировался также и транспортный вариант
самолета Ил-12Т, в левом борту которого была расположена двух-
створчатая грузовая дверь с «калиткой» в задней створке. Через
«калитку», открывавшуюся внутрь кабины, сбрасывались с пара-
шютом различные мелкие грузы. Транспортно-десантный вариант
194
www vokb-la.spb.ru
Рис. 9.10. Варианты компоновки пассажирской кабины самолета Ил-12;
а — на 27 пассажирских мест; б — на 32 пассажирских места; в — на 18 пассажирских
мест; г — на 21 пассажирское место; 1 — кабина пилотов, 2 — кабины штурмана н ра-
диста; 3 — пассажирские кресла; 4 — буфет; 5 — заднее багажно-грузовое помещение;
6 — туалет; 7 — входная дверь; 8 — гардероб; 9 — переднее багажно-грузовое поме-
щение
самолета Ил-12Д широко применяли в советских ВВС.
После тяжелого летного происшествия, причины которого не
были установлены, на полетную массу самолета Ил-12 наложили
временные ограничения — она стала равной 16 100 кг. Стремление
сохранить неизменной дальность полета привело к соответствую-
щему уменьшению коммерческого груза, и самолеты Ил-12 начали
летать с основным вариантом компоновки пассажирской кабины,
рассчитанным на 18 пассажирских мест. Образовавшееся в перед-
ней части кабины свободное пространство стали использовать
в качестве багажно-грузового помещения. Последующая эксплуа-
тация самолетов показала ошибочность наложенного ограничения,
оно было снято и с начала 1954 г. самолеты Ил-12 имели основной
вариант компоновки пассажирской кабины, рассчитанный на
установку 21 кресла. По мере внедрения на магистральных воз-
душных линиях более совершенного пассажирского самолета
Ил-14, а затем и самолетов с газотурбинными двигателями само-
леты Ил-12 стали использовать на местных воздушных линиях
7*
195
относительно небольшой протяженности в вариантах компоновки
с максимальной пассажировместимостью, что способствовало рез-
кому повышению рентабельности и экономической эффективности
их эксплуатации.
Опыт эксплуатации самолетов Ил-12 в самых различных усло-
виях, тщательно изучавшийся проектными и конструкторскими
подразделениями ОКБ, выявил три основные проблемы, которые
нужно было решить при дальнейшем совершенствовании самолета:
1) повышение надежности работы противообледенительной сис-
темы; 2) улучшение характеристик управляемости самолета в
полете с одним работающим двигателем на малых скоростях и в
неспокойной атмосфере; 3) обеспечение безопасности взлета при
отказе одного двигателя в любой точке разбега и взлетной траекто-
рии.
Эксплуатация теплового противообледенителя крыла с непосред-
ственным обогревом носка крыла выхлопными газами двигателей
в смеси с наружным воздухом выявила разрушения из-за коррозии,
особенно быстро развивавшейся под действием выхлопных газов,
обшивки крыла и стального короба, распределявшего газовоздуш-
ную смесь по размаху крыла. При этом выхлопным газам откры-
вался доступ к силовой конструкции крыла. Создавалась прямая
угроза безопасности полетов.
В короткий срок для самолета Ил-12 была разработана новая
воздушно-тепловая противообледенительная система с использова-
нием для обогрева носка крыла только наружного воздуха, подо-
греваемого в специальных теплообменниках выхлопными газами
двигателей. Проходя через теплообменник, выхлопные газы нагре-
вали гофрированную поверхность его секций и выходили в атмо-
сферу, не попадая во внутреннюю полость крыла. Наружный
воздух поступал в теплообменник через заборник в носке центро-
плана. Нагретый в теплообменнике, он проходил в распределитель-
ный короб, а из него попадал в носок крыла, разделенный пере-
городками на ряд изолированных одна от другой воздушных камер.
Из них горячий воздух направлялся в щелевые камеры-полости,
образованные обшивками воздушных камер и носка крыла. Отдав
часть своего тепла внешней обшивке носка крыла, воздух через
вытяжные отверстия уходил в атмосферу (рис. 9.5, б).
Степень нагрева воздуха, идущего в носок крыла, регулирова-
лась изменением количества выхлопных газов, проходивших через
теплообменник. В крейсерском полете теплообменник обеспечивал
нормальный нагрев воздуха до 8О...1ОО°С, а при полном перепуске
выхлопных газов через теплообменник температура воздуха, вхо-
дящего в крыло, достигала 160 °C. Это позволяло не только предо-
хранять передние кромки крыльев от нарастания льда, но и сбра-
сывать лед, если он уже образовался в результате запоздалого
включения противообледенительного устройства.
Существенным недостатком новой противообледенительной
системы являлась громоздкость ее теплообменников. Они высту-
196
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 9.11. Изменение усилий на ногу
пилота по времени в полете с одним ра-
ботающим двигателем у самолета
Ил-12:
1 — руль направления с триммер'флетне-
ром; 2 — руль направления, имеющий трим-
мер с пружинным сервокомпенсатором
пали в воздушный поток и за-
метно снижали крейсерскую
скорость полета. Однако надеж-
но работающий тепловой проти-
вообледенитель был, наконец,
сделан, и с 1948 г. новую проти-
вообледенительную систему крыла и новую, более надежную про-
тивообледенительную систему защиты передней кромки стабили-
затора стали устанавливать на серийных самолетах Ил-12.
В апреле 1950 г. по инициативе С. В. Ильюшина на одном из
серийных самолетов был установлен новый руль направления с
пружинным сервокомпенсатором.
В отличие от обычного сервокомпенсатора-флетнера, отклоне-
ние которого пропорционально углу отклонения руля, работа
пружинного сервокомпенсатора зависит от воздушной нагрузки,
действующей на руль направления. Когда эта нагрузка превышает
усилие предварительной затяжки пружины, сервокомпенсатор
поворачивается в сторону, противоположную направлению откло-
нения руля направления. С ростом нагрузок на руль направления
углы отклонения сервокомпенсатора возрастают, соответственно
уменьшаются нагрузки на педали системы управления рулем
направления.
Необходимость установки такого пружинного сервокомпенса-
тора вызывалась рядом выявленных при эксплуатации самолета
особенностей полета с одним работающим двигателем и полета
в неспокойной атмосфере.
Опыт показал, что отказ одного двигателя на взлете уже после
отрыва от земли, когда самолет имеет еще относительно небольшую
скорость (175... 180 км/ч), вызывает наибольшие трудности в пило-
тировании, так как в этом случае резко ухудшается управляемость
самолетом: усилие на педаль с рулем направления старой кон-
струкции достигает 80...85 даН, и для уменьшения давления на
ногу приходилось создавать крен в сторону работающего двига-
теля. Одновременно снижалась скороподъемность самолета, и
если при этом летчик допускал ошибку в пилотировании (значи-
тельное превышение допустимых углов крена и скольжения), она
приводила к появлению эффекта так называемого «забегания»
руля направления. Из-за большого угла скольжения за килем со
стороны, противоположной скольжению, образовывалась зона
разрежения, в которую засасывало отклоненный руль, и в резуль-
тате самолет мог войти в неуправляемое скольжение.
197
Применение форкиля и руля направления е пружинным серво-
компенсатором практически исключало «забегание» руля на само-
лете Ил-12. Благодаря пружинному сервокомпенсатору удалось
более чем в два раза ухменьшить усилие на ногу пилота при отказе
двигателя на взлете (рис. 9.11) и соответственно снизить вероят-
ность превышения летчиком допустимых углов крена. При угле
крена 13... 14° руль поворота с пружинным сервокомпенсатором
отклонялся до упора, дальнейшее увеличение крена вызывало
уход самолета с курса, и летчик должен был уменьшать угол крена.
Хорошие характеристики продольной и путевой устойчивости и
управляемости, которыми самолет Ил-12 обладал в нормальном
крейсерском полете с двумя работающими двигателями при реко-
мендованных эксплуатационных центровках в диапазоне 19...22%
средней аэродинамической хорды, обеспечивали ему высокий
уровень безопасности и при полете в неспокойной атмосфере.
Сравнительные испытания самолетов Ил-12 и Ли-2 в условиях
интенсивной болтанки показали лучшую управляемость самолета
Ил-12. Одновременно испытания выявили и некоторые особен-
ности управления самолетом Ил-12 с рулем направления, имеющим
сервокомпенсатор-флетнер. При полете в неспокойной атмосфере
отклонение такого руля направления для парирования возмуще-
ния приводило к колебаниям самолета в течение 25...30 с. Оказа-
лось, что после первоначального отклонения руля направления
летчиком последующие колебания руля и, как следствие, рыскание
самолета возбуждались самопроизвольным отклонением серво-
компенсатор а-флетнер а. Установка руля направления с пружин-
ным сервокомпенсатором позволила практически полностью устра-
нить и это явление — после отклонения руля направления летчи-
ком самолет стал успокаиваться через 8...10с после двух-трех
колебаний.
Таким образом, такое простое конструктивное улучшение как
замена обычного сервокомпенсатора руля направления на пружин-
ный позволило значительно упростить управление самолетом при
отказе одного двигателя на взлете, улучшить путевую устойчи-
вость самолета, еще больше облегчить его пилотирование при
полете в неспокойной атмосфере и в конечном итоге существенно
повысить уровень безопасности полетов.
Как уже отмечалось, в процессе проектирования Ил-12 перед
конструкторами стояла задача создать самолет, надежно летающий
при одном работающем двигателе. Испытания и эксплуатация
подтвердили, что самолет с одним работающим двигателем летает
неплохо. Однако во второй половине 1940-х гг. все дв ух двигатель-
ные самолеты (военные и гражданские) еще не могли выполнять
взлет при отказе двигателя в любой точке взлетной траектории.
На взлете они имели опасную зону, началом которой являлся
момент, когда уже не было возможности прекратить взлет из-за
недостаточной длины оставшегося участка взлетно-посадочной
полосы, а концом — момент достижения скорости, на 25...30%
198
www.vokb-la.spb.ru
превышающей скорость срыва. Хотя самолет проходил эту опасную
зону за 15...20 с, отказ двигателя в ней мог привести к тяжелым
последствиям.
В НИИ ГВФ совместно со специалистами ОКБ была разрабо-
тана обширная программа летных исследований взлета самолета
Ил-12 с одним работающим двигателем в различных метеорологи-
ческих и климатических условиях, выполнение которой позволило
наметить основные пути сокращения времени прохождения самоле-
том опасной зоны на взлете.
Одним из наиболее эффективных конструктивных средств,
позволивших более чем вдвое сократить время нахождения само-
лета в опасной зоне при отказе двигателя на взлете, стал пружин-
ный сервокомпенсатор руля направления. Резко снижая нагрузку
на ногу пилота (см. рис. 9.11), он позволил продолжать взлет при
отказе одного двигателя на скорости 160... 170 км/ч, т. е. примерно
через 4...5 с после отрыва от земли. Кроме того, применение руля
поворота с пружинным сервокомпенсатором дало возможность
рекомендовать пилотам во всех случаях выполнять взлет на взлет-
ном или, как тогда говорили, на форсированном режиме работы
двигателей. До этого самолеты Ил-12, имеющие руль направления
с обычным сервокомпенсатором-флетнером, в нормальных условиях
старта взлетали на номинальном режиме работы двигателей. И хотя
взлетный режим работы двигателей обеспечивал самолету на взлете
дополнительную мощность 470 кВт (640 л. с.), он практически не
использовался из-за большого усилия на ногу пилота в случае
отказа двигателя. Новый руль направления, снизив эти нагрузки,
обеспечил возможность использования взлетного режима работы
двигателей, что улучшило взлетные характеристики, резко повы-
сило уровень безопасности самолета при выполнении одного из
наиболее ответственных этапов полета.
Энерговооруженность самолета Ил-12 на взлете была повышена
также благодаря изменению системы управления заслонками
всасывающих патрубков двигателей. Установленные на верхних
крышках капотов двигателей всасывающие патрубки имели, как
и на штурмовиках С. В. Ильюшина, пылефильтр и регулирующую
заслонку, с помощью которой воздух направлялся или через
пылефильтр, или мимо него. Положение заслонки зависело от
положения шасси. При выпущенном шасси воздух в работающий
двигатель поступал по патрубку только через пылефильтр. При
взлете самолета одновременно с уборкой шасси заслонка, кинема-
тически связанная с шасси, поворачивалась, открывая воздуху
входное отверстие патрубка и закрывая проход через пылефильтр.
Однако такая схема включения и выключения пылефильтра для
самолета Ил-12, эксплуатирующегося как с бетонированных, так
и с грунтовых полос, себя не оправдала. Взлет с бетонированных
Полос, когда необходимости в работе пылефильтра не было, выпол-
нялся с работающим пылефильтром, и забор воздуха через него
приводил к потере мощности на самом напряженном участке
199
взлета. Кроме того, такая схема управления пылефильтром исклю-
чала возможность его использования при крейсерских полетах
в таких районах страны, как Средняя Азия, где пыль в ветреную
погоду поднимается на высоту свыше 2000 м. Управление заслон-
ками всасывающих патрубков двигателей было сделано независи-
мым от положения шасси (его вынесли в кабину пилотов), и только
благодаря этому энерговооруженность самолета на взлете с бето-
нированных полос повысилась почти на 5%.
Улучшению взлетных характеристик самолета Ил-12 способ-
ствовал также ряд других конструктивных решений.
Летными испытаниями было установлено, что выпущенные шас-
си и закрылки более чем в два раза увеличивают на взлете лобовое
сопротивление самолета по сравнению с его крейсерской конфигу-
рацией. Большая доля этого увеличения лобового сопротивления
оказалась связанной с сопротивлением колес, стоек и открытых
отсеков шасси.
На первых серийных самолетах Ил-12 устанавливали гидро-
систему, работающую от двух помп с приводом от двигателей само-
лета. При работе обоих двигателей она обеспечивала подъем шасси
примерно за 40...50 с, при работе одного двигателя — за 60...70 с.
Применение повой, работающей от четырех помп, гидросистемы
позволило резко сократить время уборки шасси и довести его до
10...И с. Одновременно принимались меры по уменьшению сопро-
тивления открытых отсеков шасси. Была создана новая кинемати-
ческая схема управления створками отсеков, и они стали закры-
ваться как после уборки шасси, так и сразу же после его выпуска.
Закрытие отсеков не только резко снизило сопротивление самолета
при полете с выпущенным шасси. На грунтовых аэродромах пыль,
вода, грязь и мокрый снег уже не проникали в отсеки, и надеж-
ность работы механизмов, расположенных в них, стала более
высокой. Испытания показали, что эти изменения увеличили
скороподъемность самолета при полете на одном двигателе почти
на 40%.
Большое внимание С. В. Ильюшин уделял и совершенствованию
воздушных винтов самолета, повышению надежности их работы
на взлете. Первые самолеты Ил-12 имели воздушные винты АВ-9Е,
которые выполнялись по обратной схеме, т. е. лопасти работаю-
щего воздушного винта давлением масла поворачивались на боль-
шой шаг, а под действием центробежной силы устанавливались
на малый шаг. Простые конструктивно, эти воздушные винты
в случае отказа на взлете флюгерной системы самопроизвольно
переходили на малый шаг, начиналась их «раскрутка». Тяга винта,
несмотря на большую мощность работающего двигателя, резко
падала, возникала опасность разрушения винта и двигателя.
Это обстоятельство и послужило основной причиной перехода на
воздушные винты АВ-9В прямой схемы, когда лопасть работаю-
щего воздушного винта устанавливается на малый шаг давлением
масла, а на большой шаг — центробежной силой с помощью спе-
200
www.vokb-la.spb.ru
циальных противовесов. Воздушные винты АВ-9В позволили
сохранить тягу винта при отказе его флюгерной системы на взлете
и тем самым повысили безопасность полетов.
Так постепеггяо, от серии к серии, по мере накопления опыта
эксплуатации в конструкцию самолета Ил-12 вносились отдельные
улучшения, совокупность которых уже позволяла обеспечить
самолету качественно новый уровень безопасности полета, характе-
ризуемый возможностью выполнения взлета при отказе одного
двигателя в любой точке взлетной траектории. Однако полностью
эта проблема, особенно трудная для двухдвигательных пассажир-
ских самолетов с поршневыми двигателями, была решена только
при создании нового пассажирского самолета Ил-14.
10.. САМОЛЕТ ИЛ-14
В конце 1946 г., сразу после завершения госу-
дарственных испытаний Ил-12, конструкторский коллектив
С. В. Ильюшина, продолжая работы по совершенствованию своего
первого пассажирского самолета и повышению безопасности его
полета, приступил к решению сложной и совершенно новой в
практике мирового самолетостроения того времени проблемы
обеспечения взлета двухдвигательного самолета после отказа од-
ного дви! ателя на взлете в процессе разбега или сразу после отрыва
от земли.
Необходимость в этом определялась как результатами летных
испытаний самолета Ил-12, так и опытом послевоенной эксплуата-
ции огромного мирового парка двухдвигательных пассажирских
самолетов, состоявшего тогда в основном из самолетов типа DC-3
и Ли-2, в практике полетов которых неоднократно имели место
случаи, когда при отказе двигателя экипаж был вынужден продол-
жать взлет, так как прекращение взлета оказывалось уже практи-
чески невозможным или даже значительно более опасным, чем его
продолжение. Потребность в пассажирском самолете, могущем
обеспечить безопасное завершение взлета после отказа двигателя,
становилась все более острой по мере роста объема пассажирских
перевозок на воздушном транспорте. Однако для создания такого
пассажирского самолета без ухудшения показателей его экономи-
ческой эффективности в эксплуатации предстояло решить ряд
трудных технических проблем.
При достижении на разбеге некоторой критической скорости
(по современной терминологии Норм летной годности гражданских
самолетов СССР — скорости принятия решения) новый самолет
Должен был иметь возможность прервать взлет, если перед ним
имелась достаточная для торможения и остановки длина взлетно-
посадочной полосы, или продолжить его и на оставшемся после
отказа двигателя участке летной полосы с уменьшенной вдвое
тягой достигнуть заданной скорости отрыва и требуемой высоты
полета. Значение критической скорости, до достижения которой
201
экипаж во всех случаях должен был прекращать взлет при отказе
двигателя, а после ее превышения — продолжать взлет, зависело
не только от летно-технических характеристик самолета и его
энерговооруженности, но и от конкретных условий эксплуатации —•
температуры и давления воздуха, скорости и направления ветра,
состояния поверхности взлетно-посадочной полосы, а также ее
уклонов. Все это весьма усложняло проектирование нового само-
лета, требовало применения на нем значительно более мощных,
чем раньше, двигателей, установка которых в свою очередь отри-
цательно сказывалась на весовой и экономической эффективности
самолета.
По своей схеме, аэродинамическим и компоновочным особен-
ностям первый вариант нового пассажирского самолета Ил-14
повторял самолет Ил-12, отличаясь от него только несколько боль-
шими размерами и массой. На Ил-14 предполагалось установить
два самых мощных в то время поршневых двигателя воздушного
охлаждения АШ-73 с взлетной мощностью 1765 кВт (2400 л. с.).
Возросшая энерговооруженность нового самолета обеспечивала
ему возможность продолжения взлета при отказе двигателя на
скорости, превышавшей критическую, а увеличение до 48 мест
пассажировместимости делало экономическую эффективность этого
варианта Ил-14 сравнимой с эффективностью Ил-12.
Утвержденный С. В. Ильюшиным весной 1947 г. проект само-
лета Ил-14 с двумя двигателями АШ-73 не был реализован. Но
опыт работы над проектом показал, что простое увеличение энерго-
вооруженности самолета еще не решает окончательно проблемы
продолженного взлета с одним работающим двигателем. Наличие
большой энерговооруженности сильно усложняет путевую балан-
сировку самолета при отказе двигателя на взлете. При появлении
значительного разворачивающего момента киль, руль направле-
ния, а также элероны самолета должны быть достаточно эффектив-
ными на малых скоростях полета для устранения нежелательных
отклонений от траектории взлета, а управление самолетом должно
оставаться простым, без чрезмерного увеличения нагрузок на
органы управления и усложнения действий экипажа. Вопросы
обеспечения необходимой эффективности системы управления
самолетом при отказе двигателя, наряду с получением требуемой
энерговооруженности, как показал опыт проектирования первого
варианта самолета Ил-14, и являются основными при решении
проблемы продолженного взлета с одним работающим двигателем.
Исследования по указанной проблеме велись в рамках про-
граммы по совершенствованию конструкции, повышению безопас-
ности полета и летно-эксплуатационных качеств самолета Ил-12,
который к этому времени стал основным магистральным пассажир-
ским самолетом Аэрофлота. Они проводились сотрудниками ОКБ
совместно с НИИ ГВФ, ЦАГИ и ЛИИ.
Опытно-конструкгорские проработки и результаты летных
исследований Ил-12 позволили сделать вывод, что проблема про-
202
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 10.1. Схемы крыла самолетов^
а — Ил-12; б — Ил-14 с профилем СР-5 по всему размаху; 1 — зона профиля Кларк
YH; 2 — зона переходного профиля (от Кларк к ЦАГИ К-4); 3 — зона профиля
ЦАГИ К-4
должепного взлета с одним работающим двигателем может быть
решена в процессе дальнейшего усовершенствования самолета
при относительно небольшом увеличении взлетной мощности
серийных двигателей АШ-82ФН только при улучшении аэродина-
мических характеристик самолета, его путевой и поперечной
устойчивости и управляемости.
Аэродинамические характеристики самолета Ил-12 на взлете
могли быть улучшены благодаря новому крылу, работа над кото-
рым велась совместно с ЦАГИ, и уменьшению сопротивления само-
лета в результате внедрения различных конструктивных дорабо-
ток.
Новое крыло сохранило прежний размах, но его площадь умень-
шилась на 3 м2 благодаря ликвидации наплывов по передней кром-
ке крыла на участке между бортами фюзеляжа и гондолами двига-
телей (рис. 10.1). Относительная толщина нового крыла была
увеличена и стала равной 18% у корня и 12% на конце крыла.
Такое увеличение относительной толщины крыла и его полезного
объема позволило разместить все топливные баки нового самолета
на значительном удалении от пассажирской кабины, в отъемной
части крыла, и тем самым значительно повысить пожарную без-
опасность самолета. Кроме того, это увеличение относительной
толщины крыла утучшило также его несущие свойства и умень-
шило массу конструкции.
Однако главная особенность крыла самолета Ил-14 заключа-
лась в его аэродинамической компоновке, разработанной совместно
с ЦАГИ. Крыло имело постоянный по всему размаху профиль
СР-5 (Я. М. Серебрийского и М. В. Рыжковой), профильное сопро-
тивление которого было значительно меньшим, чем у профилей
Кларк YH и ЦАГИ К-4, примененных па самолете Ил-12, а несущие
свойства практически такими же. Для улучшения срывных харак-
теристик и исключения возможности появления срывов потока
на концах крыла при выполнении самолетом маневров на малой
скорости новое крыло имело обратную стреловидность по линии
четвертей хорд, равную 3°. Благодаря обратной стреловидности
на крыле появлялась составляющая скорости .воздушного потока,
направленная вдоль размаха крыла от его концевой части к борту
203
фюзеляжа. Пограничный слой в корневой части крыла становился
толще, и в этой зоне появлялся срыв потока, область которого по
мере увеличения угла атаки перемещалась к концу крыла, благо-
даря чему высокая эффективность элеронов, работавших в несо-
рванном потоке, и хорошая поперечная управляемость самолета,
столь важная для выполнения продолженного взлета с одним
работающим двигателем, сохранялись до очень больших углов
атаки и на минимальной скорости полета.
Изменилась и взлетно-посадочная механизация крыла само-
лета. На крыле устанавливали только закрылки, и его аэродинами-
ческое качество с выпущенными закрылками в диапазоне от ско-
рости отрыва и до 175 км/ч, т. е. на самом напряженном участке
продолженного взлета с одним работающим двигателем, стало выше,
чем у крыла с неотклоненными закрылками. Это позволяло само-
лету быстрее оторваться от земли, набрать скорость и высоту.
Закрытые отсеки передней и основных опор самолета умень-
шили лобовое сопротивление самолета Ил-14 в полете с выпущен-
ным шасси. Дополнительному уменьшению лобового сопротивле-
ния нового самолета на взлете, особенно в критической зоне взлет-
ной траектории с одним отказавшим двигателем, а также увеличе-
нию вертикальной скорости самолета стали способствовать и такие
факторы, как сокращение времени уборки шасси и флюгирования
воздушного винта.
Применение двухнасосной гидросистемы с рабочим давлением
10,8 МПа (НО кгс/см2) и с уменьшенными гидравлическими поте-
рями в системе подъема и выпуска шасси позволило более чем в
2 раза сократить время уборки шасси и довести его до 5 с. Вредное
сопротивление незафлюгированного воздушного винта отказавшего
двигателя снижалось установкой усовершенствованного воздуш-
ного винта АВ-50. По своей конструкции АВ-50 являлся винтом
двойного действия: перевод его лопастей как на большой, так и на
малый шаг происходил под действием давления масла без исполь-
зования центробежных сил. Перевод лопастей во флюгерное поло-
жение, а также вывод из него производился принудительно с
помощью мощного флюгернасоса и цилиндровой группы винта
специальной конструкции. Это обеспечивало установку лопастей
винта АВ-50 во флюгерное положение за 4...5 с, т. е. в 2 раза быст-
рее, чем у воздушных винтов АВ-9В, использовавшихся на самоле-
тах Ил-12.
Уменьшая лобовое сопротивление самолета на взлете, эти кон-
структивные мероприятия одновременно как бы увеличивали его
энерговооруженность. Расчеты показали, что новый самолет смо-
жет надежно взлетать с одним отказавшим двигателем во всех
возможных условиях эксплуатации при незначительном, всего
лишь на 37 кВт (50 л. с.), повышении мощности серийных двигате-
лей АШ-82ФН. ОКБ А. Д. Швецова форсировало доводку двигате-
лей АШ-82ФН по частоте вращения и наддуву, улучшило охлажде-
ние головок его цилиндров. Взлетная мощность этого двигателя,
204
www.vokb-la.spb.ru
получившего обозначение АШ-82Т, стала равной 1397 кВт
(1900 л. с.), и она сохранялась до высоты 400—500 м, что позво-
ляло резко повысить безопасность эксплуатации нового самолета
на высокогорных аэродромах и в условиях высоких температур
наружного воздуха. Введением специальной регулировки и рядом
конструктивных мероприятий были улучшены также и характе-
ристики крейсерского расхода топлива: работая в диапазоне
крейсерских мощностей от 60 до 45% номинальной мощности,
двигатель АШ-82Т имел на 15% меньший часовой расход топли-
ва по сравнению с АШ-82ФН. Одновременно под руководством
А. Д. Швецова развернулись работы по увеличению надежности
двигателя АШ-82Т и доведению его ресурса до 500 ч, что имело
большое значение как для безопасности полега, так и для экономи-
ческой эффективности нового самолета в эксплуатации. Для
двигателей АШ-82Т были спроектированы гондолы с капотами,
конструкция которых обеспечивала легкий и свободный доступ
ко всем агрегатам двигателя.
Характеристики путевой устойчивости и управляемости нового
самолета, столь важные в условиях взлета с одним отказавшим
двигателем, первоначально предполагалось улучшить только
установкой на руле направления пружинного сервокомпенсатора.
Сохраняя принципиальные компоновочные особенности пасса-
жирской кабины самолета Ил-12 на 18 пассажирских мест, новая
машина из-за размещения в носовой части фюзеляжа оборудования,
багажного отсека и буфета имела значительно более передний
диапазон эксплуатационных центровок, равный 12... 19% средней
аэродинамической хорды вместо 19—22% на Ил-12. В связи с
этим для сохранения характеристик продольной управляемости
площадь горизонтального оперения нового самолета была увели-
чена на 6% вследствие увеличения площади руля высоты. Более
передняя центровка улучшила устойчивость нового самолета на
земле. Большой запас устойчивости на земле (самолет опрокиды-
вался на хвост лишь при центровке более 35% средней аэродинами-
ческой хорды) позволил отказаться от установки хвостовой опор-
ной штанги, применявшейся на самолетах Ил-12.
Кроме мероприятий, обеспечивающих продолженный взлет с
одним отказавшим двигателем, большое внимание уделялось повы-
шению безопасности полета и посадки нового самолета в сложных
метеорологических условиях, в частности усовершенствованию
противообледенительной системы и установке нового пилотажно-
навигационного и радиосвязного оборудования.
Работа конструкторов ОКБ по совершенствованию противо-
обледенительной системы самолета Ил-12 завершилась созданием
комплексной воздушно-тепловой противообледенительной и отопи-
тельной системы, использующей в качестве тепла выхлопные газы
Двигателей. Выхлопная система двигателей нового самолета состоя-
ла из выхлопных коллекторов, выполненных в виде двух несооб-
Щающихся между собой полуколец, каждое из которых соединя-
205
лось со своим выхлопным патрубком на правом или левом бортах
гондол двигателей. Патрубки прямо выводили выхлопные газы
двигателя в атмосферу или перепускали их через теплообменники
комплексной системы. Теплообменники устанавливали в нижних
частях гондол двигателей справа и слева от их масляных радиато-
ров. Такое размещение теплообменников хотя несколько увеличи-
вало мидель и лобовое сопротивление гондол двигателей, но с
аэродинамической точки зрения было более удачным решением по
сравнению с примененным на серийных самолетах Ил-12.
Нагретый в теплообменниках воздух по трубопроводам направ-
лялся или в противообледенительную систему, защищавшую от
обледенения передние кромки крыла, оперения и заборников
воздуха, или в отопительную, либо в обе системы одновременно.
При работающей отопительной системе холодный наружный воздух
проходил через воздухо^воздушный радиатор, продуваемый горя-
чим воздухом, поступающим из теплообменников на выхлопных
патрубках, и, подогретый в радиаторе, по трубам системы отопле-
ния попадал в кабины экипажа и пассажирский салон. Обе системы
(противообледенительная и отопления) имели краны кольцевания,
которые в случае отказа одного из двигателей обеспечивали нор-
мальное функционирование систем с помощью работающего двига-
теля. Отказ от бензиновых обогревателей и переход на комплекс-
ную воздушно-тепловую систему позволил, в совокупности с дру-
гими конструктивными мероприятиями, резко повысить противо-
пожарную безопасность нового самолета и безопасность его полетов
в условиях обледенения.
Безопасности и регулярности полетов нового самолета днем и
ночью, в простых и сложных метеорологических условиях значи-
тельно способствовали дополнительное оборудование и радио-
средства, в том числе система слепой посадки. Эксплуатационная
эффективность самолета, его удобство в эксплуатации обеспечива-
лись хорошими подходами к точкам обслуживания и легкосъем-
ностью большинства агрегатов, в том числе и двигателей. Для
удобства осмотров, устранения повреждений и сокращения объема
регламентных работ, проводимых в промежуточных аэропортах,
все трубопроводы и электропроводка самолета прокладывались
в специальных желобах со съемными крышками.
Первый опытный самолет, получивший обозначение Ил-14,
строился с крылом и вертикальным оперением самолета Ил-12.
Основной целью его постройки являлось выявление главных осо-
бенностей взлета с одним работающим двигателем и проверка в
полете конструктивных решений, связанных с установкой двигате-
лей АШ-82Т, более мощной гидросистемы, усовершенствованного
механизма открытия и закрытия створок отсеков шасси, комплекс-
ной воздушно-тепловой противообледенительной и отопительной
системы.
13 июля 1950 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки впервые
поднял в воздух опытный самолет Ил-14. Однако уже через 15 мин
206
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 10.2. Принципиальная схема противообледенительной системы самолета
Ил-1411:
1 — забор наружного воздуха; 2 — выхлопные патрубки двигателей; 3 — газовоздуш-
ные теплообменники; 4 — подача воздуха в противообледенительную систему крыла,
5 — заслонка горячего воздуха; 6 — распределительная заслонка системы отопления и
вентиляции; 7 — распределительная заслонка противообледенительной системы; 8 —
заслонка перепуска горячего воздуха в атмосферу; 9 — подача воздуха в противообле-
денительную систему горизонтального оперенля; 10 — п дача воздуха в противообледе-
нительную систему киля, 11 — подача воздуха в систему отопления и вентиляции ка-
бины
полет был прекращен из-за высокой температуры в теплообменни-
ках противообледенительной системы. После обмотки трубопрово-
дов асбестовым полотном испытательная программа выполнялась
без осложнений, но по оценке летчиков воздушно-тепловая про-
тивообледенительная система крыльев и хвостового оперения
работала недостаточно эффективно. В связи с этим для второго
опытного самолета, постройка которого уже была начата, спроек-
тировали новые выхлопную и воздушно-тепловую системы
(рис. 10.2).
Каждый из двух выхлопных коллекторов был соединен с вы-
хлопной трубой, проложенной над крылом и отводившей газы
к задней кромке крыла, где они выходили в атмосферу. На выхлоп-
ные трубы надевались теплообменники рубашечного типа (вместо
применявшихся ранее пластинчатых калориферов). Выхлопные
газы через стенки выхлопных труб отдавали свое тепло воздуху,
проходившему по теплообменникам, куда он поступал под дейст-
вием скоростного напора через заборники, расположенные на
носках гондол двигателей. Избыток воздуха, образующийся,
например, при неработающей отопительной системе, мог выходить
через патрубок, расположенный между выхлопными трубами.
Выхлопная система с теплообменниками и патрубком отвода избы-
207
точного воздуха закрывалась съемным обтекателем. Такое кон-
структивное решение позволило значительно улучшить внешние
обводы гондол двигателей. Агрегаты противообледенительной
системы уже не создавали большого лобового сопротивления.
Продувки показывали, что в сочетании с этой гондолой двигателя
новое крыло позволяет самолету иметь максимальное аэродинами-
ческое качество, равное 19 вместо 16 у серийных самолетов Ил-12
с наружными теплообменниками противообледенительной системы.
Новое решение исключило также возможность возникновения
опасной газовой коррозии конструктивных элементов крыла,
так как отведенные к задней кромке выхлопные газы перестали
попадать на обшивку и во внутренние отсеки крыла.
При испытаниях первого опытного самолета Ил-14 выявилась
необходимость улучшения характеристик путевой устойчивости и
управляемости самолета на малых скоростях, характерных для
условий взлета с одним отказавшим двигателем. Поэтому на втором
опытном самолете площадь вертикального оперения была увели-
чена на 17% благодаря изменению обводов верхней части киля и
руля направления, и самолет стал иметь больший запас путевой
статической устойчивости. Его поперечная устойчивость на малых
скоростях полета была выбрана нейтральной и даже несколько
неустойчивой. Эта особенность нового самолета — большая путе-
вая и малая поперечная устойчивость при наличии элеронов,
эффективных на всех режимах полета, и сервокомпенсатора на
руле направления -— должна была упростить его пилотирование
при внезапном отказе одного двигателя на взлете и в горизонталь-
ном полете с одним работающим двигателем.
Постройка второго опытного самолета с новым крылом и увели-
ченным вертикальным оперением, а также с усовершенствованными
комплексной воздушно-тепловой противообледенительной и отопи-
тельной системами, который получил обозначение Ил-14П, была
завершена через два с половиной месяца после начала испытаний
опытного самолета Ил-14, и 1 октября 1950 г. экипаж летчика-
испытателя В. К. Коккинаки выполнил на Ил-14П первый полет.
Оценка нового самолета была высокой. Отмечалось, что кабина
экипажа самолета просторная и светлая. Передние и боковые
стекла выше, чем у Ил-12, поэтому обзор из кабины вперед и в
стороны улучшился.
Благодаря отличной путевой устойчивости и хорошо подобран-
ной аэродинамической компенсации руля направления самолет
мог выполнять координированные развороты с креном до 30е
только с помощью элеронов при снятых с педалей ногах летчика.
Руль направления в этом случае сам отклонялся на необходимую
величину.
Самолет при полной полетной массе летел на одном работающем
двигателе при винте неработающего двигателя во флюгере. Усилия
на рычагах управления от рулей при этом полете настолько незна-
чительно изменялись, что не требовали пользования триммерами.
208
www .vokb-la.spb.ru
При остановке одного из двигателей у самолета постепенно
появлялась тенденция разворота в сторону остановившегося дви-
гателя, которая легко парировалась отклонением руля направле-
ния без применения триммера. Взлетно-посадочные качества само-
лета были исключительно высокие.
Опасную работу по исследованию взлета с одним работающим
двигателем и управляемости самолета Ил-14П на критических
режимах провел летчик-испытатель В. К. Коккинаки. Комплекс-
ные испытания такого рода проводились впервые в СССР и, начиная
с Ил-14П, они стали обязательной составной частью программ
летных испытаний всех без исключения советских многодвигатель-
ных пассажирских самолетов. Результаты этих испытаний под-
твердили эффективность всех основных проектно-конструкторских
решений, заложенных в Ил-14П.
Заводские летные испытания Ил-14П показали также, что воз-
душно-тепловая противообледенительная система крыльев и хвос-
тового оперения работает эффективно и обеспечивает потребный
перепад температур па всех режимах работы двигателей и на всех
скоростях как в нормальном полете, так и в полете с одним рабо-
тающим двигателем.
На государственные испытания самолет был предъявлен в конце
1951 г. и после успешного их завершения в августе 1952 г. начались
эксплуатационные испытания самолета на различных воздушных
линиях, где он летал в самых различных погодных и климатиче-
ских условиях. По итогам этих продолжительных испытаний
ЙЛ-14П зарекомёндовал себя как высоконадежный, безопасный,
простой в управлении и в обслуживании, способный взлетать
и садиться на небольших аэродромах с грунтовым покрытием,
экономичный в эксплуатации самолет (рис. 10 3).
По сравнению с Ил-12 в результате увеличения аэродинамиче-
ского качества и уменьшения расхода горючего максимальная
скорость Ил-14П увеличилась на 30 км/ч (рис. 10.4), увеличилась
также его дальность (рис. 10.5). Большая, на 400 кг (главным
образом, из-за дополнительного оборудования и радиосредств)
взлетная масса самолета Ил-14П не вызвала снижения его скоро-
подъемности. Вертикальные скорости обоих самолетов оказались
практически одинаковыми.
Характеристики взлета Ил-14П обеспечивали при отказе одного
Двигателя надежный взлет при полной полетной массе самолета
на поминальном режиме работы другого двигателя. Самолет мог
совершать длительный горизонтальный полет с одним работающим
Двигателем и выпущенным шасси.
Увеличение площади вертикального оперения, улучшение его
формы и наличие пружинного сервокомпенсатора на руле направ-
ления способствовали значительному улучшению боковой устойчи-
вости и управляемости самолета. Летчики отмечали, что на всех
режимах установившегося скольжения при полном отклонении
руля направления самолет сохраняет боковую устойчивость, не
209
Рис. 10.4. Горизонтальные скорости
ло высотам самолета;
1 — Ил-1411; 2 — Ил-12
Рис. 10.5. Зависимость коммерческой
нагрузки от дальности полета для раз-
личных вариантов самолета Ил-14;
1 — Ил-14М; 2 — Ил-14П, 3 — Ил-12; 4 —
Ли-2
210
www.vokb-la.spb.ru
обнаруживая никаких тенденций к потере управляемости даже при
предельных углах крена и установившихся скольжениях. При
малых скоростях (150... 180 км/ч) на предельных углах крена
наблюдается срыв потока с вертикального оперения, который
ощущался летчиками как периодические легкие удары по педалям
и тряске оперения. Эти явления предупреждали экипаж, что пре-
дельно допустимый угол отклонения руля направления достигнут.
Продольная устойчивость и управляемость самолета также
улучшились. В диапазоне эксплуатационных центровок на всех
режимах полета самолет обладал достаточной устойчивостью и
управляемостью, нагрузки от руля высоты были нормальные.
Запас руля высоты при предельно передней центровке обеспечивал
достаточно простую посадку. Во всех исследованных случаях при
выходе на режим срыва самолет плавно переходил «на нос», эффек-
тивность элеронов при этом оставалась достаточно высокой.
Летчики отмечали, что по технике пилотирования самолет
Ил-14П практически не отличается от самолета Ил-12 с пружинным
сервокомпенсатором на руле направления, и переход с Ил-12 на
Ил-14П не потребует специальной тренировки летного состава.
По результатам эксплуатационных испытаний опытного само-
лета Ил-14П было сделано заключение о том, что Ил-14П с двумя
улучшенными двигателями АШ-82Т эксплуатационные испытания
выдержал и пригоден для использования на линиях ГВФ. По
сравнению с самолетом Ил-12 он обладает лучшими летно-эксплуа-
тационными характеристиками, которые обеспечивают более высо-
кую степень безопасности полетов и снижают себестоимость пере-
возок.
Качественно новый уровень безопасности полета Ил-14П и его
летно-пилотажных данных определил принятие решения о его
запуске в серийное производство, которое началось весной 1953 г.
Первые серийные самолеты Ил-14П в 1954 г. прошли дополни-
тельные всесторонние эксплуатационные испытания, которые
разделялись на два этапа, охватывающие весенне-летний и осенне-
зимний периоды эксплуатации. Самолеты проверялись как в особо
суровых условиях Якутии и Красноярского края, где температура
воздуха у земли достигала —55 С, так и в условиях жаркого кли-
мата и высокогорных аэродромов. Результаты этих испытаний
подтвердили, что создан самолет повышенной безопасности и
многоцелевого назначения, с конструкцией, доведенной до высокой
степени совершенства и надежности, отвечающий самым строгим
отечественным и зарубежным требованиям. Эксплуатационные
испытания выявили также отдельные конструктивные недостатки
самолета, которые были устранены в процессе серийного производ-
ства.
После того как самолет ЙЛ-14П выполнил полностью объем
сложных и длительных испытаний и зарекомендовал себя как
машина, на которой можно с высокой степенью безопасности осу-
ществлять массовые и экономически эффективные перевозки пасса-
211
Рис. 10.6. Варианты компоновки пассажирской кабины самолета Ил-143
а — Ил-14П на 18 пассажиров; б — Ил-14П на 32 пассажира; в — Ил-14М на 24 пасса-
жира; г — Ил-14М на 36 пассажиров; 1 — кабина пилотов; 2 — кабины штурмана и ра-
диста; 3 — буфет; 4 — пассажирские кресла; 5 — входная дверь; б — туалет; 7 — зад-
нее багажно-грузовое помещение; 8 — гардероб; 9 — переднее багажно-грузовое поме-
щение; 10 — служебные отсеки
жиров и грузов в любой части света, его серийное производство
было увеличено; затем техническая документация для серийного
производства этих самолетов была передана в ЧССР, где они
выпускались под обозначением АВИА-14, а также в ГДР.
Регулярные перевозки пассажиров на самолетах Ил-14П нача-
лись 30 ноября 1954 г. В этот же период самолеты широко исполь-
зовали для особо ответственных правительственных полетов.
В 1955 г. во время визитов советской правительственной делегации
в Индию, Бирму и Афганистан десять самолетов Ил-14П пролетели
в общей сложности по 22 500 км, и на всем протяжении перелета
материальная часть самолетов работала безотказно. Эксплуатация
этих самолетов на воздушных линиях Аэрофлота во всех районах
Советского Союза подтвердила высокий уровень безопасности поле-
тов, надежность работы конструкции самолета и простоту его
обслуживания в эксплуатации.
Регулярная эксплуатация Ил-14П началась в период, когда
еще действовали временные ограничения на взлетную массу само-
212
www.vokb-la.spb.ru
лета Ил-12. Эти ограничения распространялись и на новый само-
лет. Поэтому первоначально самолеты Ил-14П использовали на
воздушных линиях Аэрофлота в варианте компоновки пассажир-
ской кабины, рассчитанной на размещение 18 кресел первого
класса (рис. 10.6). Однако возросший объем авиаперевозок в стране
требовал увеличить пассажировместимость нового самолета, и
после снятия временного ограничения на взлетную массу некото-
рые самолеты стали эксплуатироваться в варианте компоновки
пассажирской кабины на 24 места (6 рядов по 4 кресла в ряду).
Из-за увеличения числа пассажиров в кабине центровка самолета
стала более задней, и для сохранения характеристик продольной
устойчивости и управляемости самолета в систему управления
рулем высоты была введена загрузочная пружина. Эксплуатацион-
ный диапазон центровок этого варианта самолета расширился и
стал равным 13...21 % САХ. Для сохранения прежней дальности
взлетную массу самолета увеличили до 17 000 кг.
Являясь самолетом относительно небольшой дальности полета,
Ил-14П в середине 1950-х гг. стал основным магистральным само-
летом Аэрофлота и эксплуатировался на весьма протяженных
воздушных линиях. В этих условиях 24-местные самолеты не обес-
печивали наличия достаточных свободных объемов багажных
отсеков как для размещения багажа пассажиров, так и для попут-
ных грузов. Эта проблема была решена в 1955 г. созданием моди-
фицированного самолета Ил-14М, длина носовой части фюзеляжа
которого была увеличена на 1 м. Кроме того, были усилены нервю-
ры крыла, его обшивка и продольный набор, отдельные места
фюзеляжа, доработан каркас пола, установлен новый буфет.
Несколько позже в связи с увеличением пассажировместимости
самолета в его фюзеляже прорезали дополнительные окна. В пас-
сажирской кабине самолета первоначально устанавливали 24
кресла первого класса так же, как и на некоторых самолетах
Ил-14П. Эксплуатационный диапазон центровок Ил-14М нахо-
дился в пределах 13... 18% САХ, он обеспечивал наилучшие харак-
теристики продольной устойчивости и управляемости самолета
на всех режимах. Взлетная масса стала равной 17 250 кг. В связи
с удлинением фюзеляжа и увеличением взлетной массы летные
данные самолета несколько снизились по сравнению с Ил-14П:
максимальная скорость уменьшилась примерно на 15 км/ч, скоро-
подъемность — на 0,5 м/с, незначительно возросла длина разбега
и пробега. Но способность безопасно продолжить взлет после от-
каза двигателя была сохранена.
Самолеты Ил-14П на 18 пассажирских мест и Ил-14М на 24 пас-
сажирских места до начала 1960-х гг. являлись основными типами
советских пассажирских самолетов на магистральных внутренних
и международных воздушных линиях. Только после массового
внедрения на основных авиалиниях страны новейших газотурбин-
ных пассажирских самолетов, Ил-14 различных модификаций
стали использоваться на местных воздушных линиях относительно
213
небольшой протяженности. На этих авиалиниях самолеты Ил-14
эксплуатировались в вариантах компоновки с максимальной пас-
сажировместимостью, которая на Ил-14П постепенно повышалась
от 24 до 28, а затем и до 32 пассажирских мест. В пассажирских
салонах самолетов Ил-14М устанавливались 28, 32 и 36 кресел.
Компоновку пассажирских кабин самолетов Ил-14П и Ил-14М
изменяли уменьшением шага установки кресел (которые, как и
интерьер кабины, стали выполняться из новых, значительно более
легких материалов), изменением объема переднего багажника,
демонтажем буфета, а на некоторых машинах и ликвидацией радио-
отсека по левому борту фюзеляжа (его аппаратура была перенесена
в кабины штурмана и радиста).
Увеличение коммерческой нагрузки самолетов Ил-14 способ-
ствовало повышению их экономической эффективности при экс-
плуатации и позволило снизить себестоимость перевозок и тарифы
на короткорейсовых маршрутах.
Самолеты Ил-14П и Ил-14М использовались и в национальных
авиакомпаниях ряда других стран. Для удовлетворения потреб-
ности Советского Союза и зарубежных заказчиков был создан ряд
специальных вариантов самолета: высококомфортабельные само-
леты Ил-14С, Ил-14ПС, Ил-14СИ, Ил-14СО с компоновкой пасса-
жирской кабины по типу салон или полусалон; грузовые самолеты
Ил-14Г с грузовой дверью без «калитки» на правом борту и с уси-
ленным полом, рассчитанные на перевозку 3500 кг; транспортные
самолеты Ил-14Т, имевшие на левом борту большую двухстворча-
тую грузовую дверь с «калиткой» и узлы под центропланом для
наружной подвески грузов в удобообтекаемой таре; транспортно-
десантные самолеты Ил-14-30Д и ряд других. В Чехословакии
небольшой серией строились самолеты АВИА-14-42 «Супер»,
рассчитанные на 42 пассажирских места.
Особенно следует отметить созданные в 1957 г. по заказу Глав-
ного управления геодезии и картографии СССР варианты самоле-
тов Ил-МФК (на базе самолета Ил-14П) и Ил-14ФКМ (на базе
самолета Ил-14М) для фотографических работ. Это были первые
в Советском Союзе специализированные самолеты такого назначе-
ния, оснащенные совершенной аэрофотоаппаратурой и специаль-
ным пилотажно-навигационным оборудованием. Самолеты имели
по три аэрофотоаппарата, которые управлялись двумя операто-
рами. В фюзеляже самолетов были сделаны фотолюки, а на потолке
кабины установлен монорельс с лебедкой для подъема аэрофото-
аппаратов. Продолжительность полета самолетов этого типа была
увеличена установкой дополнительных топливных баков. Самолет
Ил-14ФКМ имел автопилот с автоматом программного разворота
и курсовой системой, рационально объединяющей магнитные,
гироскопические, радиотехнические и астрономические средства
измерения курса, которые обеспечивали стабилизацию самолета
вокруг его центра масс относительно трех основных осей, автомати-
ческую стабилизацию барометрической высоты полета, автомати-
214
www.vokb-la.spb.ru
ческий полет с точным выдерживанием курса, выполнение коорди-
нированных разворотов и доворотов. Предусматривалась возмож-
ность переоборудования Ил-14ФКМ в пассажирский вариант на
26 мест. Самолеты этого типа сыграли значительную роль в освое-
нии отдаленных районов нашей страны, изучении ее природных
ресурсов. Только в 1958 г. аэрофотосъемочные подразделения
гражданской авиации, оснащенные самолетами Ил-14ФК и
Ил-14ФКМ, провели аэрофотосъемку на площади 2 млн. 320 тыс.
км2, причем большая часть ее пришлась на северные районы страны
(Сибирь, Дальний Восток), а также целинные земли Казахстана [8].
Большую помощь оказывали и оказывают самолеты Ил-14
арктического исполнения при освоении Арктики и Антарктики.
Они поддерживают регулярную связь между Большой землей и
полярными станциями, ведут разведку льдов и проводку в них
морских судов с важнейшими народнохозяйственными грузами,
в суровых полярных условиях выполняют самые разнообразные
научные и транспортные работы. Эти самолеты оснащены допол-
нительными топливными баками, узлами для подвески под фюзе-
ляжем ракетного ускорителя взлета, имеют бортовой вспомога-
тельный движок для отопления и освещения кабин при стоянке
самолета, газовую плиту для приготовления пищи. Арктические
варианты самолета Ил-14 неоднократно модифицировались, при-
спосабливались к суровым условиям эксплуатации и особенностям
выполняемой работы. На самолетах, используемых в качестве
ледовых разведчиков, устанавливалась бортовая радиолокацион-
ная и специальная навигационная аппаратура. В феврале 1956 г.
успешно прошел заводские летные испытания вариант Ил-14М
с двумя дополнительными топливными баками в каждой консоли
крыла и с новой барометрической системой, предназначенный для
регулярной беспосадочной связи между советскими антарктиче-
скими научными станциями, порой удаленными одна от другой
на расстояние до 4000 км. В 1962 г. был испытан арктический
вариант самолета Ил-1411 с убирающимся лыжным шасси. Способ-
ность совершать длительные полеты в труднейших метеорологи-
ческих условиях, в разреженном воздухе, при температурах
—70 С и сильном обледенении, возможность взлетать и садиться
на ограниченные, в том числе и выбранные с воздуха ледовые
площадки, простота в обслуживании определили долгую жизнь
самолета Ил-14 в советской Полярной авиации. В конце 1970-х гг.
самолеты Ил-14 Полярной авиации активно участвовали в обеспе-
чении таких небывалых в истории арктических экспериментов, как
рейс атомного ледокола «Арктика» и ледовый поход на лыжах от
берегов СССР к Северному полюсу.
Обширная сфера применения самолета Ил-14 различных моди-
фикаций в течение столь продолжительного времени подтверждает
его высокие летно-технические и эксплуатационные данные,ставит
этот самолет в ряд выдающихся образцов мировой авиационной
техники.
215
Самолеты Ил-12 и Ил-14 составили целую эпоху в развитии
советского ГВФ. В течение первого послевоенного десятилетия,
в основном на их технической основе обеспечивалось увеличение
протяженности сначала магистральных внутренних и международ-
ных авиатрасс, а в последующем и местных воздушных линий.
Рост парка самолетов Ил-12 и Ил-14, возрастание интенсивности
их движения на авиалиниях обеспечили значительное увеличение
объема пассажирских авиаперевозок в стране. Этому способство-
вал и более высокий по сравнению с Ли-2 уровень регулярности
полетов самолетов Ил-12 и Ил-14, более совершенная радионави-
гационная аппаратура, которая совместно с созданием комплекса
наземных радиотехнических средств позволила летчикам Аэро-
флота быстро освоить регулярные полеты с пассажирами в сложных
метеорологических условиях и ночью с выполнением захода на
посадку по приборам. Внедрение в эксплуатацию самолетов Ил-12
и Ил-14 в значительной степени определило техническую оснащен-
ность аэропортов, потребовало создания системы профилактиче-
ского обслуживания самолетов по заранее разработанным докумен-
там, организационного совершенствования службы ремонта.
Все это способствовало созданию реальной основы для перехода
советской гражданской авиации на качественно более высокий
уровень развития, превращения ее в один из основных видов пас-
сажирского транспорта, что и было достигнуто после внедрения
в регулярную массовую эксплуатацию парка пассажирских само-
летов с газотурбинными двигателями. На разработку технических
требований к этим новым самолетам огромное влияние оказал
опыт проектирования и эксплуатации самолетов Ил-12 и Ил-14.
11. САМОЛЕТ Ил-18
С ПОРШНЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Весной победного 1945 г., во время постройки
первого опытного самолета Ил-12, С. В. Ильюшин приступил к
проектированию многоместного дальнего пассажирского самолета
Ил-18, на который предполагалось установить четыре мощных
авиационных дизеля АЧ-72 А. Д. Чаромского.
Новый самолет должен был обеспечить перевозку 60...65 пас-
сажиров на расстояние до 5000 км с крейсерской скоростью 450 км/ч
на высоте 7500 м и эксплуатироваться совместно с парком самоле-
тов Ли-2 и Ил-12, параметры и летно-технические характеристики
которых наиболее полно соответствовали условиям эксплуатации
на авиалиниях малой и средней протяженности. Предполагалось,
что относительно небольшое число самолетов Ил-18 будет совер-
шать беспосадочные полеты по наиболее протяженным внутренним
и зарубежным воздушным линиям, например, по таким авиа-
магистралям как Москва — Закавказье, /Москва —- среднеазиат-
ские республики, Москва — промышленные районы Урала —
Дальний Восток. По этим маршрутам в то время велось основное
216
www.vokb-la.spb.ru
движение авиапассажиров, почты и грузов дальнего следования.
Такой комплексный подход к формированию перспективного
парка пассажирских самолетов ГВФ осуществлялся в Советском
Союзе впервые.
По своему внешнему виду и многим конструктивным решениям
новая машина напоминала первый вариант проекта высотного
четырехдвигательного самолета Ил-12, но имела по сравнению
с ним значительно большие геометрические размеры и массу.
Как и на Ил-12, аэродинамическая компоновка крыла обеспе-
чивала высокое аэродинамическое совершенство и безопасность
полетов самолета Ил-18, но стремление получить еще более высокие
значения аэродинамического качества и крейсерской скорости
полета обусловило применение на Ил-18 крыла с необычно боль-
шим, ранее не применявшимся на самолетах ОКБ, геометрическим
удлинением, равным 12, и с довольно высокой в то время для само-
летов такого класса удельной нагрузкой на крыло 310...340 кг/м2.
Это потребовало при создании крыла решить ряд сложнейших
инженерных задач, связанных с достижением при относительно
небольших весовых затратах необходимой прочности и жесткости
крыла, обеспечением требуемой критической скорости флаттера
(рис. 11.1).
Взлетно-посадочная механизация крыла, состоявшая из щеле-
вых закрылков Фаулера, и параметры колес шасси позволяли
эксплуатировать самолет с бетонированных и грунтовых полос
длиной менее 1000 м. Створки отсека основных опор самолета для
уменьшения сопротивления и улучшения характеристик скоро-
подъемности закрывались сразу же после выпуска шасси.
Экипаж и пассажиры самолета Ил-18 размещались в гермети-
ческом фюзеляже, оборудованном вентиляционной системой с отбо-
ром воздуха для наддува кабины от турбокомпрессоров двигателей.
Значительное увеличение числа пассажиров, объема перевозимого
ими багажа и грузов потребовало применить на самолете фюзеляж
с новыми размерами поперечного сечения его цилиндрической
части. После увязки ряда вариантов компоновки самолета был
выбран фюзеляж с круглым поперечным сечением диаметром
3,5 м (рис. 11.2), обеспечивающим высокую прочность и жесткость
конструкции при ее минимальной массе, а также простоту изготов-
ления фюзеляжа в производстве. Параметры фюзеляжа самолета
Ил-12 потребовали для размещения багажно-грузовых помещений
использовать часть полезной площади пассажирской кабины;
в отличие от такого варианта выбранные размеры поперечного
сечения фюзеляжа самолета Ил-18 позволяли оборудовать багажно-
грузовые помещения в нижней части фюзеляжа под полом пасса-
жирской кабины и тем самым обеспечить компактность самолета,
возможность быстро получить другие варианты компоновки кабины
без ее сложных конструктивных переделок (выбранный диаметр
фюзеляжа оказался настолько удачным, удовлетворяющим боль-
шинству требований, что был использован еще раз, уже в середине
217
Рис. 11.1. Схема самолета Ил-18 с четырьмя двигателями АШ-73
1950-х гг. на новом самолете Ил-18 с турбовинтовыми двигателями,
получившем всемирную известность).
Проектированию герметического фюзеляжа самолета Ил-18,
имевшего объем около 130 м8, уделялось особое внимание. При его
создании впервые в Советском Союзе были решены многие прин-
ципиальные вопросы проектирования герметических фюзеляжей
большого объема, определены наивыгодпейшие формы герметичных
перегородок и намечены пути обеспечения требуемой прочности,
надежности и безопасности работы конструкции при многократных
циклических нагружениях. Правильному решению возникавших
вопросов способствовало постоянное стремление С. В. Ильюшина
применять в конструкции планера самолета простые, поддающиеся
точному прочностному расчету, силовые схемы. Это стремление
получило особенно наглядное практическое воплощение в кон-
струкции герметического фюзеляжа самолета. Применение носовой
части фюзеляжа сферической формы, наиболее выгодной для вос-
приятия нагрузок от избыточного давления в герметичной кабине,
а также применение герметичной перегородки такой же сфериче-
ской формы в конце кабины и в отсеке передней опоры самолета
определили характерный его внешний вид. Внимание проектиров-
щиков было направлено на обеспечение надежности конструкции
в течение всего срока службы самолета. Это прослеживается и на
таком, на первый взгляд незначительном факте, как их подход
к выбору формы выреза под окно в обшивке герметической кабины.
Если в проекте первого варианта высотного самолета Ил-12 окна
218
www .vokb-la.spb.ru
Рис. 11.2. Схема поперечного сече-
ния цилиндрической части фюзе-
ляжа самолета Ил-18
пассажирской кабины имели
простую, хорошо освоенную
в производстве прямоуголь-
ную форму, то в компоновоч-
ных чертежах самолета Ил-18
им была придана форма гори-
зонтального овала. Однако
при разработке рабочих чер-
тежей было установлено, что
при такой форме отверстий
напряжения по их краю зна-
чительно возрастают, иногда
до значений, превышающих
напряжения, установленные
для материала обшивки. Тог-
да по краю таких отверстий начинают образовываться трещины, ко-
торые при повторных циклических нагружениях, характерных для
герметической кабины высотного самолета, быстро растут и могут
привести к разрушению герметической кабины и гибели самолета.
После этого овальная форма окна была заменена круглой со значи-
тельно более низким уровнем напряжений в обшивке, окружающей
вырез. Уже после завершения испытаний самолета Ил-18 с поршне-
выми двигателями в результате неправильного выбора формы выре-
за в герметической кабине произошло (в начале 1950-х гг.) несколь-
ко тяжелых катастроф английских пассажирских самолетов «Ко-
мета» из-за образования трещины по краю выреза прямоугольной
формы и разрушения герметической кабины на большой высоте.
В герметичной части фюзеляжа самолета Ил-18 размещались
кабины пилотов, радиста и бортмеханика, пассажирская кабина,
туалеты, гардеробы, буфет, а также два багажно-грузовых отсека.
В основном варианте компоновки в пассажирской кабине самолета
была предусмотрена установка 66 пассажирских кресел первого
класса (рис. 11.3). Особенностью компоновки кабины я'влялась
однотипность расположения и оформления пассажирских мест без
характерного в то время для многих пассажирских самолетов
такого класса искусственного выделения каких-либо мест за счет
установки столиков, перегородок, расположения кресел по отноше-
нию к направлению полета, устройства купе. Интерьер пассажир-
ской кабины — багажные полки, плафоны освещения, цветовая
отделка бортов, оконной панели и потолка — отличался простотой
и изяществом. Именно при создании самолета Ил-18 с поршневыми
Двигателями впервые сложились основы характерного для ОКБ
стиля оформления пассажирских кабин многоместных самолетов,
который впоследствии стал называться стилем приятной простоты.
219

www.vokb-la.spb.ru
Кроме основного, были разработаны вариант пассажирской кабины
на 40 высоко комфортабельных мест и ночной вариант самолета
на 28 спальных мест. Предусматривался и транспортный вариант
самолета, приспособленный для применения в качестве десантного
(90 бойцов-десантников) и грузового (8 т груза различных габари-
тов) самолета, а также для буксировки планеров. Для погрузки
тяжелых грузов в этот самолет пол кабины над грузовыми люками,
расположенными в нижней части фюзеляжа, выполняли в виде
грузовых подъемных платформ, опускаемых до земли.
Летом 1945 г., после первых полетов опытного самолета Ил-12
с дизельными двигателями, было принято решение о замене на
самолете Ил-18 дизелей АЧ-72 бензиновыми двигателями воздуш-
ного охлаждения АШ-73ТК с турбокомпрессорами ТК-19. Новые
двигатели уже внедрялись в серийное производство под руковод-
ством А. Д. Швецова и имели взлетную мощность 1765 кВт
(2400 л. с.) каждый. Двигатели приводили во вращение четырех-
лопастные автоматические воздушные винты АВ-16НМ-95 двойного
действия.
Оборудование, устанавливавшееся на самолете Ил-18, позво-
ляло эксплуатировать его днем и ночью в сложных метеоусловиях.
Безопасность полетов в сложных метеорологических условиях
обеспечивалась комплексом радионавигационных средств и защи-
той от обледенения стекол фонаря кабины пилотов, лопастей воз-
душных винтов, передних кромок крыла, стабилизатора и киля.
Для проверки и оценки в полете эффективности работы в то время
новой электротепловой противообледенительной системы было
решено применить ее на Ил-18. Система состояла из нанесенных на
наружную поверхность обшивки передних кромок крыла, стабили-
затора и киля секций токопроводящей резины, нагревать которую
предполагалось от четырех электрогенераторов, установленных на
двигателях. Одновременно для этого самолета была спроектиро-
вана воздушно-тепловая противообледенительная система, анало-
гичная примененной на первых серийных самолетах Ил-12.
Летом 1946 г. постройка опытного самолета Ил-18 в варианте
компоновки на 60 пассажирских мест (12 рядов кресел, по пять
в ряду) была завершена. Двигатели АШ-73, установленные на
опытном самолете, еще не имели турбокомпрессоров (их доводка
несколько затянулась). Чтобы не терять времени, С. В. Ильюшин
распорядился начать летные испытания самолета Ил-18 без турбо-
компрессоров, с двигателями, имевшими высотность всего лишь
2000 м.
17 августа 1946 г. экипаж во главе с ведущим летчиком-испыта-
телем В. К. Коккинаки совершил на этом самолете первый полет.
Его летная оценка самолета была высокой. При испытаниях было
установлено, что взлет самолета прост. Разбег и уход в воздух
протекали спокойно. При наборе высоты самолет был устойчив;
сбалансированный триммерами, он шел без больших нагрузок на
органы управления. В горизонтальном полете сбалансированный
221
самолет шел по прямой с брошенным управлением на скоростях
от 250 км/ч до максимальной. Управление продольное по нагруз-
кам было приятное, элеронами — легкое.
Планирование протекало спокойно. Посадка самолета была
простой. В пробеге самолет был устойчив и не имел особенностей.
Высоко оценили испытатели и комфорт пассажирской кабины
самолета. Шум в кабине самолета при работающих двигателях был
значительно меньше, чем на самолетах Ли-2, С-47 и Ил-12. В зоне
работающих двигателей можно было спокойно, не повышая голоса,
вести разговор с соседом. Система отопления в зимнее время обес-
печивала нормальные, комнатные температуры по всему объему
кабины.
Осенью 1946 г. темпы проведения заводских летных испытаний
Ил-18 замедлились. Причиной тому было отсутствие высотных
двигателей АШ-73ТК с турбокомпрессорами. А без двигателей
АШ-73ТК всеобъемлющая программа заводских летных испытаний
опытного самолета Ил-18 не могла быть выполнена. Тем не менее
заводские испытатели продолжали изучать особенности самолета^
выявлять его сильные и слабые стороны.
Самолет Ил-18 с двигателями АШ-73 и винтами АВ-16НМ
по своим летным данным являлся перспективным самолетом.
Пятикратный запас прочности самолета гарантировал безопас-
ность полетов в тяжелых метеорологических условиях. С полной
полетной массой 42 500 кг Ил-18 мог совершать длительный полет
при трех работающих двигателях с набором высоты, а с полетной
массой 3600 кг полет в горизонтальном режиме при двух работаю-
щих двигателях.
3 августа 1947 г. во главе колонны пассажирских самолетов
Ил-12 опытный самолет Ил-18 был продемонстрирован на воздуш-
ном параде в Тушине. Затем Ил-18 участвовал в различных испы-
тательных программах. В 1948—1949 гг. оборудованный специаль-
ным приспособлением он использовался как буксировщик тяже-
лого транспортно-десантного планера Ил-32. Эпизодические полеты
самолета продолжались до начала 1950-х гг.
Опыт создания, постройки и испытаний самолета Ил-18 с
поршневыми двигателями спустя почти десять лет оказал значи-
тельное влияние на проектирование турбовинтового самолета
Ил-18, который хотя и сохранил название своего предшественника,
но по существу являлся совершенно новым, выполненным на значи-
тельно более высоком техническом уровне пассажирским самолетом.
Создание пассажирских самолетов марки «Ил» с поршневы-
ми двигателями, их доводка и эксплуатация вновь отразили
такие характерные особенности творческой деятельности
С. В. Ильюшина, как точное предвидение, четкое представление
о назначении и особенностях эксплуатации нового самолета,
настойчивость в достижении поставленной цели, его стремление
довести созданную машину до высокой степени надежности и без-
опасности, немедленно устранить выявленные недостатки, воз-
222
www.vokb-la.spb.ru
можно полнее учесть опыт эксплуатации при дальнейшем совер-
шенствовании самолета. Работа над пассажирскими самолетами
с поршневыми двигателями, особенно над Ил-14, впервые ярко
продемонстрировала и еще одну особенность творческой деятель-
ности С. В. Ильюшина, которую сейчас принято называть систем-
ным подходом к процессу создания пассажирского самолета.
Рассматривая пассажирский самолет как сложную систему, в кото-
рой одинаково важны все составляющие ее взаимосвязанные
элементы, такие как аэродинамика, масса, прочность, конструкция,
различные системы и оборудование, С. В. Ильюшин подчинял
проектирование элементов этой системы главному — созданию
самолета с заявленными летно-техническими данными, легкого и
простого в пилотировании, обладающего высоким уровнем безопас-
ности, надежности, комфорта, экономической эффективности, сов-
местимого с существующим комплексом наземного обслуживания.
Указанные особенности творческой деятельности С. В. Илью-
шина стали главными принципами, на основе которых формирова-
лась система проектирования пассажирского самолета, обеспечи-
вающая нахождение оптимального решения всей совокупности
сложных и противоречивых проблем, связанных с его созданием.
Ее главной составной частью является комплекс исследований
по выбору основных параметров перспективного пассажирского
самолета, который проводится совместно с научными, конструк-
торскими и эксплуатирующими организациями на основе тщатель-
ного изучения прогнозов роста объема авиаперевозок, обобщения
опыта эксплуатации отечественных и зарубежных пассажирских
самолетов, выявления основных тенденций в развитии граждан-
ской авиации, определения путей дальнейшего совершенствования
конструкции самолетов, их двигателей, систем и оборудования.
После выбора наивыгодпейших основных параметров самолета,
учитывающих все его, в том числе и противоречивые, свойства,
на последующих этапах создания самолета проводятся теоретиче-
ские, экспериментальные и опытно-конструкторские работы, свя-
занные с достижением требуемого аэродинамического совершен-
ства, весовой эффективности и прочности самолета, надежности
его систем и оборудования, анализируется возможность примене-
ния новых конструктивных решений, материалов и технологиче-
ских процессов. Они базируются на новейших для своего времени
расчетных методах, всесторонних лабораторных, стендовых и,
в случае необходимости, летных испытаниях.
Заложенная при создании пассажирских самолетов «Ил» с
поршневыми двигателями, эта система проектирования продол-
жала развиваться, совершенствоваться и дополняться новыми
элементами по мере накопления опыта проектирования новых
типов пассажирских самолетов. Уровень ее совершенства оказал
значительное влияние на высокую эксплуатационную эффектив-
ность последующих пассажирских самолетов с газотурбинными
Двигателями, созданных в ОКБ им. С. В. Ильюшина.
223
12. ТУРБОВИНТОВОЙ САМОЛЕТ Ил-18
К середине 1950-х гг. стало ясно, что самолеты
с поршневыми двигателями не удовлетворяют бурному росту пас-
сажирских перевозок. Появилась потребность в самолетах с боль-
шей пассажировместимостью и с большей скоростью полета, чем
располагали поршневые самолеты, т. е. с большей производитель-
ностью. К этому времени появилась и техническая возможность.
Были созданы и освоены принципиально новые газотурбинные
двигатели (ГТД), имевшие тогда две разновидности — турбовинто-
вые (ТВД) и турбореактивные (ТРД), которые уже применялись
на военных самолетах. Именно с использованием ГТД можно
было удовлетворить потребности народного хозяйства, связанные
с ростом объема перевозок. Однако ТРД того времени, позволяв-
шие создать скоростной самолет, не располагали достаточной
экономичностью, поэтому очень важно было правильно выбрать
двигатель для пассажирского самолета.
Первым советским самолетом с ГТД стал Ту-104 (1956 г.), кото-
рый был успешно переделан из бомбардировщика Ту-16 в пасса-
жирский самолет с ТРД, позволившим значительно повысить ско-
рость полета и пассажировместимость. Однако экономичность
самолета была на низком уровне, и он не мог в полной мере удо-
влетворить требования Аэрофлота.
Вопрос о создании гражданских самолетов для авиалиний
Аэрофлота обсуждался на заседаниях правительства с участием
главных авиационных конструкторов. Вначале было принято
решение о создании многоцелевого самолета, используемого как
пассажирский и как транспортный самолет. С. В. Ильюшин отстаи-
вал идею специализированного пассажирского самолета с прису-
щей ему классической схемой, позволяющей создать высокоэффек-
тивную экономичную машину, полагая, что летные и эксплуата-
ционные характеристики многоцелевого самолета будут хуже.
Эта идея была признана правильной, и ОКБ С. В. Ильюшина
было поручено разработать специализированный пассажирский
самолет.
Самолет Ил-18 с ТВД стал основным массовым и экономичным
самолетом Аэрофлота, подтвердив тем самым правильность идеи
С. В. Ильюшина.
Появление ГТД позволило решить такие проблемы, стоящие
перед пассажирским самолетостроением, как увеличение скорости,
высоты и дальности полета, увеличение пассажировместимости
и значительное повышение комфорта, повышение надежности и
безопасности полета, достижение высоких эксплуатационных и
экономических показателей.
Пассажирские самолеты с ГТД, созданные за последние
25...30 лет, условно делятся на три поколения; при этом опреде-
ляющую роль играет появление двигателей новых типов. Так,
Ил-18 с четырьмя турбовинтовыми двигателями АИ-20 является
224
www.vokb-la.spb.ru
51400
Рис. 12.1. Схема самолета Ил-18
представителем первого поколения пассажирских самолетов с
газотурбинными двигателями. Межконтинентальный Ил-62, соз-
данный в 1961—1965 гг., представляет второе поколение пасса-
жирских самолетов с ТРД умеренной двухконтурности, обеспечив-
шими значительное снижение удельного расхода топлива по срав-
нению с реактивными самолетами первого поколения. И, наконец,
широкофюзеляжный самолет Ил-86 (1976—1980 гг.) представляет
собой третье поколение пассажирских самолетов, отличающихся
лучшей топливной эффективностью.
В результате работы над созданием первого поколения пасса-
жирских самолетов с газотурбинными двигателями постепенно
были заложены и отработаны основные черты, определяющие
современные пассажирские самолеты.
Самолет Ил-18 (рис. 12.1) — самый массовый самолет первого
поколения пассажирских самолетов с газотурбинными двигателя-
ми, воплотивший в себе все основные черты современного пасса-
жирского самолета, спроектирован в 1954—1956 гг. Он был по-
строен и совершил свой первый полет в 1957 г. После успешных
государственных эксплуатационных испытаний самолет был запу-
щен в серийное производство и с 1959 г. до настоящего времени,
пережив все другие самолеты первого поколения, находится в
эксплуатации и является самым экономичным самолетом. В 1958—
1960 гг. на Ил-18 установлен ряд рекордов дальности и высоты
полета с различной коммерческой нагрузкой.
Самолет Ил-18 положил начало широкому развитию между-
народных авиалиний Аэрофлота и массовому авиаэкспорту. При
продаже самолетов этой марки во многие страны мира накопился
богатый опыт не только торговых сделок, но и соответствующего
8 Г. В. Новожилов	225
Рис. 12.2. Зависимость массы коммерческой на-
грузки от дальности полета самолета Ил-18:
1 — выпуска 19Б7 г (Н = 9000 м; Vn =660 км/ч);
2 — выпуска 1946 г. (£/ = 7000 м; lzKp = 450 км/ч)
оформления технической документации
на основе международных стандартов.
За создание Ил-18 группе конструк-
торов во главе с Генеральным конструк-
тором С. В. Ильюшиным в 1960 г. была
присуждена Ленинская премия.
Самолет Ил-18 представляет собой
цельнометаллический моноплан с низ-
корасположенным крылом, на котором размещены четыре тур-
бовинтовых двигателя АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко, и опе-
рением палубной схемы.
Аэродинамическая компоновка выполнена с учетом обеспечения
максимально возможной безопасности полета, а также необходи-
мости достижения высоких экономических показателей. Особое
внимание уделено аэродинамической компоновке крыла.
Крыло не стреловидное с удлинением 10 и сужением 3. Аэроди-
намическая компоновка крыла обеспечила высокие для того вре-
мени скоростные характеристики самолета и хорошие характерис-
тики устойчивости, безопасности полета на больших углах атаки.
При уменьшении скорости полета до скорости срыва (171...
185 км/ч в зависимости от полетной массы 52...61 т) самолет
опускает нос и вновь набирает скорость, при этом обеспечена
достаточная эффективность органов управления.
На рис. 12.2 приведен график основной летно-технической
характеристики — массы коммерческой нагрузки по дальности
полета. Там же дана характеристика самолета Ил-18 (1946 г.).
Сравнивая их, видим, что в развитии пассажирских самолетов
с появлением газотурбинных двигателей достигнут значительный
прогресс.
Совершенная для того времени аэродинамическая компоновка
самолета Ил-18 обеспечила ему высокие летно-технические харак-
теристики (см. приложение).
Турбовинтовые двигатели АИ-20 расположены попарно на
крыле. Гондолы внутренних двигателей, несколько расширенные
с нижней стороны крыла, используются для крепления и уборки
основных опор шасси с четырех колесными тележками.
Выбор ТВД для самолета Ил-18 в то время, когда создавались
самолеты с турбореактивными двигателями, был тщательно обосно-
ван высокой экономичностью, что было подтверждено длительной
эксплуатацией самолета.
Установка ТВД требовала тщательной отработки ее на само-
лете. Отличие их от ПД, предшественников ТВД, в том, что изме-
нение тяги ПД достигается вследствие «дачи газа», т. е. увеличения
226
www.vokb-la.spb.ru
частоты вращения, которая у ТВД постоянна и, следовательно,
для изменения тяги необходимо производить поворот лопастей
винта — менять шаг винта. Поворот лопастей винта в полете
должен быть абсолютно надежным, так как отказ в этом звене
может привести к незапланированному получению отрицательной
тяги. Обратная (отрицательная) тяга может быть полезной только
на земле для уменьшения длины пробега. Все это потребовало
создания и отработки абсолютно надежного автомата тяги.
Тягу двигателей выбирали из условия полета при отказе одного
или двух двигателей. При остановке одного из двигателей можно
продолжать взлет или совершать горизонтальный полет без сниже-
ния на высоте 8000 м, при этом дальность полета не уменьшается.
При отказе двух двигателей горизонтальный полет производится
на меньших высотах и скорости с некоторым уменьшением даль-
ности полета. Для автоматического и принудительного (от летчика)
электромеханического флюгирования винта на всех режимах
полета, чтобы исключить возможность возникновения отрицатель-
ной тяги на винте неисправного двигателя, были разработаны
специальные устройства. Уход на второй круг при заходе на
посадку возможен с любой высоты при четырех работающих двига-
телях и с высоты 50 м при одном или двух отказавших двигателях.
На первых самолетах Ил-18 были установлены и опробованы
два типа двигателей: НК-4 и АИ-20. Государственные и эксплуата-
ционные испытания проведены с обоими двигателями, в результате
был принят двигатель АИ-20 как более надежный.
Отличительной особенностью самолета Ил-18 является приме-
нение герметичного фюзеляжа с системами кондиционирования
и наддува воздуха от компрессора двигателя, обеспечившими нор-
мальные условия для пассажиров и экипажа на любой высоте
полета.
Наличие внутреннего избыточного давления в фюзеляже во
время полета на высоте потребовало расчета его конструкции на
усталостные напряжения. Проблемы усталостной прочности и
повторных нагрузок рассматривались в то время особенно внима-
тельно, так как расследование катастрофы английского самолета
«Комета» доказало, что причиной гибели было усталостное разру-
шение обшивки фюзеляжа, вызвавшее мгновенную разгерметиза-
цию.
Для обеспечения безопасности полета было решено разработать
ряд принципиально новых конструктивных решений и методик
соответствующих испытаний всего фюзеляжа и его отдельных
узлов и деталей на повторные нагрузки. Был намечен и осущест-
влен также комплекс мероприятий и для других конструкций и
систем самолета. Наиболее важные из них:
а)	все горячие части силовых установок в противопожарных
Целях изолированы от конструкции стенками из жаропрочной
титановой стали, выхлопные трубы проложены над крылом и
выведены к его задней кромке, интенсивная система вентиляции
8*
227
гондол способствует хорошему отводу тепла. Кроме того, разрабо-
тана мощная система огнетушения с применением высокоэффектив-
ного огнегасящего состава;
б)	в конструкции всех агрегатов самолета заложены элементы,
повышающие их прочность при длительном воздействии в полете
повторных нагрузок, отдельные элементы дублированы;
в)	в носовой части фюзеляжа установлен радиолокатор, пре-
дупреждающий о встречающихся препятствиях (горы, высотные
здания и пр.), встречных самолетах и грозовых фронтах. При
помощи этого локатора можно решать также некоторые навига-
ционные задачи;
г)	самолет оснащен пилотажно-навигационными системами,
позволяющими выполнение полетов и посадки в условиях плохой
видимости и в сложных метеоусловиях. Ил-18 — первый отечест-
венный самолет, на котором была отработана система автоматиче-
ского захода на посадку, созданная на базе директорной системы
и автопилота, обеспечившая дальнейшее повышение безопасности
полета и способствующая появлению бортовой системы автомати-
ческого управления, которой в дальнейшем были оснащены и дру-
гие самолеты Аэрофлота, а самолет Ил-18 первым из отечественных
самолетов получил сертификат на посадку в условиях посадочных
минимумов первой категории (высота принятия решения 60 м,
дальность видимости на ВПП 800 м);
д)	в электрооборудовании применена кольцевая многоканаль-
ная система энергоузла и четырехканальное двухстороннее под-
соединение к распределительным шинам. При этом сохранена
работоспособность электрооборудования до выхода из строя послед-
него действующего источника электроэнергии;
е)	надежная и эффективная электротепловая противообледени-
тельная система обеспечивает безопасность полета в условиях
обледенения. От обледенения защищены носки крыла и оперения,
обтекатели и лопасти винтов, воздухозаборники двигателей и
радиаторов системы кондиционирования, стекла кабины экипажа;
ж)	механизация крыла обеспечивает получение скоростей
взлета и посадки, позволяющих использовать небольшие взлетно-
посадочные полосы, а в случае необходимости выполнить посадку
на промежуточных аэродромах ограниченного размера. Сравни-
тельно невысокое давление в шинах колес шасси обеспечивает
самолету хорошую проходимость на подготовленных соответствую-
щим образом грунтовых аэродромах.
Высокие экономические показатели самолета Ил-18 были под-
тверждены длительной успешной его эксплуатацией. Основным
показателем экономичности самолета является большая весовая
отдача по полезной нагрузке, составляющая 46...49% взлетной
массы самолета, что было достигнуто разработкой рациональной
силовой схемы, применением ряда новых материалов, более совер-
шенных методов расчета и конструирования. В результате прямые
эксплуатационные расходы на Йл-18 ниже, чем у аналогичных
228
www.vokb-la.spb.ru
самолетов того времени, что обеспечено не только весовой отдачей,
но и хорошими аэродинамическими данными самолета и двигателей
АИ-20, обладающих достаточно низким расходом топлива на 1 км
пути, а также технологичностью конструкции, снижающей стои-
мость самолета, его ремонта и обслуживания.
Несмотря на то, что самолет Ил-18 был первым в ОКБ самоле-
том с герметичным фюзеляжем, спроектированным в 1950-х гг.,
условия для пассажиров в нем были созданы на уровне, сравнимом
с комфортом современных самолетов. Система кондиционирования
воздуха внутри пассажирских салонов создает искусственный
климат с температурой воздуха во время полета на любой высоте
и в любое время года около 20 °C, и до высоты 5200 м давление
в салонах равно давлению на земле, на высоте 8000 м — давлению
на высоте 1500 м над уровнем моря, а на высоте 10 000 м — давле-
нию на высоте 2400 м. Полный обмен воздуха производится в сало-
нах менее чем за 2 мин. Пассажир имеет возможность воспользо-
ваться индивидуальной вентиляцией, лампочкой для индивиду-
ального пользования, когда в ночное время общее освещение вы-
ключается. Пассажирские места оборудованы удобными креслами
с отклоняющимися спинками. На спинке кресла в кармане хра-
нится съемный полированный столик, который может быть уста-
новлен на подлокотниках.
В полете пассажир получает питание по установленным между-
народным нормам. Для этого в самолете оборудован буфет-кухня.
К услугам пассажиров гардеробы, багажные помещения и хорошо
оборудованные туалетные комнаты. В интерьере салонов для от-
делки используются отечественные материалы с хорошо подобран-
ной расцветкой. Обеспечена звукотеплоизоляция.
Чтобы обеспечить самолету долгую летную жизнь, необходимо
его систематически совершенствовать, что и являлось постоянной
заботой Генерального конструктора и всего ОКБ. Поэтому был
создан ряд модификаций самолета Ил-18. От модификации к моди-
фикации увеличивалось число пассажирских мест, повышался
комфорт, повышались надежность и безопасность пассажирских
перевозок, увеличивалась дальность полета и тем самым повыша-
лась рентабельность самолета.
Первый опытный самолет Ил-18 (производства 1957 г.) был рас-
считан на 75 пассажирских мест или 12 т коммерческого груза и
имел два салона на 10 и 65 мест соответственно, разделенных буфе-
том с выходными дверями в начале первого и в конце второго сало-
нов. Первые серийные самолеты уже представляли собой модифи-
кацию Ил-18А (1958 г.). При летных эксплуатационных испыта-
ниях самолета Ил-18 с мощными турбовинтовыми двигателями
выяснилось, что проблема борьбы с шумом и вибрациями очень
сложна и требует значительного увеличения массы звукоизоляции.
Генеральный конструктор принял решение о перекомпоновке
пассажирских салонов с размещением в самых шумных зонах поме-
щений, где во время полета пассажиры совсем не бывают или
229
Рис. 12.3. Компоновка самолета Ил-18:
а — Ил-18А и Ил-18Б; б — Ил-18В, в — Ил-18Д и Ил-18Е; 1 — входная дверь и вести-
бюль; 2 — гардероб; 3 — буфет; 4 — туалет, 5 — дополнительные топливные баки
Ил-18Д
заходят туда лишь на некоторое время. Таким образом в зоне
винтов оказались гардероб и буфет.
Одновременно было увеличено число пассажирских мест с 75
до 89 в двух салонах и произведено частичное усиление тепло-
звукоизоляции (рис. 12.3).
Самолет Ил-18Б (1958—1959 гг.) отличается от Ил-18А увели-
чением максимального коммерческого груза с 12 до 14 т и макси-
мальной взлетной массы с 58 до 61,2 т с одновременным усилением
элементов шасси и крыла при сохранении компоновки салонов.
На самолете Ил-18В (1960—1965 гг.) перекомпонованы пасса-
жирские салоны и перенесены входные двери в вестибюли, разде-
ляющие пассажирскую кабину на три салона с числом мест 20,
55 и 14 соответственно. В переднем вестибюле в зоне винтов разме-
щены гардеробы и туалеты, в заднем — буфет. В 1963—1964 гг.
на самолете было установлено дополнительное и улучшенное
пилотажно-навигационное оборудование.
На самолете Ил-18Е (1965—1966 гг.), в отличие от Ил-18В,
число пассажирских мест увеличено до 120 с максимальной плот-
ностью компоновки н дальнейшим улучшением комфорта: модерни-
зированы туалеты, гардеробы и буфет, улучшена отделка салонов,
установлены более комфортабельные кресла.
Самолет Ил-18Д (1965—1969 гг.) отличается увеличенной мак-
симальной дальностью полета (до 6500 км), полученной вследствие
размещения дополнительных емкостей топлива в подфюзеляжной
части центроплана и соответственно увеличения взлетной массы
самолета с 61,2 до 64 т и замены двигателей АИ-20К двигателями
АИ-20М. Одновременно на самолете была установлена бортовая
система управления заходом на посадку.
230
www.vokb-la.spb.ru
Были разработаны также специализированные модификации,
например, более 10 вариантов административных модификаций
по заказу МГА и зарубежных стран.
Таким образом, самолет Ил-18 для гражданской авиации стал
эталоном экономической эффективности, простоты пилотирования
и комфорта.
Для отдельных полетов в Антарктиду впервые в 1962 г. на
Ил-18В были установлены дополнительные баки вместо кресел
пассажирской кабины, благодаря чему запас топлива увеличился
с 23 500 до 31 000 л.
Затем в феврале 1981 г. Ил-18 совершил беспримерный перелет
Москва — Антарктида вдоль меридиана, проходящего по Восточ-
ной Африке. Перелет протяженностью 15 950 км был совершен
с двумя промежуточными посадками за 25 летных часов.
Рассматривая конструктивные особенности Ил-18, прежде
всего следует сказать о фюзеляже, герметичная часть которого
длиной 28 м (включающая кабину экипажа и пассажирскую каби-
ну) на большей своей части имеет цилиндрическую форму с круг-
лым сечением (диаметр 3,5 мм). Она заканчивается сферическим
днищем, а начинается полусферой с встроенным фонарем кабины
экипажа, ниже которой расположен негерметичный отсек передней
опоры шасси.
Герметичная кабина фюзеляжа разделена плоскостью пола на
верхнюю и нижнюю части. В верхней части размещены пассажир-
ские салоны, кабина экипажа, санитарно-бытовые и некоторые
другие помещения. Нижняя часть занята в основном багажно-
грузовыми отделениями с люками с правой стороны. В хвостовой
негерметичной части фюзеляжа — негерметичный багажный отсек;
к ней же крепится вертикальное и горизонтальное оперение.
Конструкция фюзеляжа — типа полумонокок с усиленными
элементами продольного и поперечного набора по кромкам боль-
ших вырезов (двери и грузовые люки) и в местах крепления крыла
по трем его лонжеронам, оперения и передней опоры шасси.
Обшивка в районе указанных вырезов усилена дублерами. Окна
пассажирской кабины имеют по два стекла, каждое из которых
может выдержать полное давление. Все эти мероприятия, направ-
ленные на обеспечение надежности конструкции фюзеляжа и без-
опасности пассажиров, отрабатывались и проверялись при испыта-
ниях самолета на повторные нагрузки по специальной программе.
Крыло выполнено по кессонной схеме с тремя лонжеронами
в центроплане и двумя лонжеронами на отъемных консолях.
Кессоны консолей герметизированы и используются как топливные
емкости. В центроплане, над которым непосредственно располо-
жены выхлопные трубы двигателей, топливо для безопасности
содержится в мягких резиновых баках, размещаемых в контейне-
рах между лонжеронами центроплана.
Носок крыла снабжен электрическим противообледенителем.
Закрылки двухщелевые, выдвижные на рельсах.
231
Конструкция киля и стабилизатора выполнена по моноблочной
схеме с тремя лонжеронами. Рули и элероны представляют собой
цельнометаллические конструкции однолонжеронной схемы.
Для расширения фронта работ при сборке фюзеляжа, крыла
и оперения и для широкого применения прессовой клепки кон-
струкция агрегатов предусматривает разбивку их на отдельные
панели, включающие обшивку и стрингеры, а для фюзеляжа —
даже секции шпангоутов. Все это обеспечило снижение трудоемко-
сти, а следовательно, и стоимости самолета.
Двигатели АИ-20 снабжены четырехлопастными автоматиче-
скими винтами АВ-68И диаметром 4,5 м.
В системе регулирования двигателя и винта предусмотрен ряд
противоаварийных устройств: автофлюгирование, флюгирование
флюгер-насосом, воздушно-механическая аварийная система флю-
гирования, установка лопастей винта на промежуточном упоре,
гидравлический и механический фиксаторы шага винта на случай
падения давления масла за регуляторами винта и центробежный
фиксатор шага. Фиксирующий механизм предохраняет винты от
раскрутки порывами ветра на стоянке. Для сокращения пробега
самолета винты снимают с промежуточных упоров и переводят
на режим авторотации, что создает отрицательную тягу, тормозя-
щую самолет.
Топливная система включает в себя группы баков, симметрично
расположенных в правой и левой половинах крыла. Группы баков
для питания двух правых и двух левых двигателей изолированы
между собой, но при необходимости их можно соединить, открыв
кран кольцевания. Питание двигателей топливом осуществляется
подкачивающими насосами, смонтированными на расходных баках.
К каждой паре двигателей топливо подается двумя подкачиваю-
щими насосами, каждый из которых обеспечивает питание обоих
двигателей. Для полной гарантии на самих двигателях установ-
лено еще по одному подкачивающему насосу.
Шасси трехопорное. Основные опоры, расположенные на крыле
в продолжении гондол внутренних двигателей, имеют тележки с
четырьмя тормозными колесами. Передняя управляемая опора,
расположенная в носовой части фюзеляжа под кабиной экипажа,
снабжена двумя колесами. Все опоры убираются вперед по полету
в специальные отсеки. Для повышения безопасности и разгрузки
летчика все операции п.о выпуску и уборке шасси автоматизиро-
ваны: при нажатии кнопки начинают открываться створки отсеков,
выпускаются опоры и створки вновь закрываются, защищая отсек
от загрязнения при движении по земле.
Управление самолетом ручное. Приемлемые для летчиков
нагрузки на штурвал и педали достигнуты благодаря тщательному
подбору осевой компенсации рулей и элеронов, установке серво-
компенсатора и загрузочных пружин на руле направления.
В управление включены рулевые машины автопилота. Управле-
ние жесткое, для изготовления тяг использованы трубы из алюми-
232
www.vokb-la.spb.ru
ниевого сплава. Гидросистема обеспечивает выпуск и уборку шасси,
торможение колес, поворот передней опоры, включение механиз-
мов флюгирования винтов и работу стеклоочистителей.
Самолет Ил-18, находясь в эксплуатации более 20 лет, с успе-
хом использовался на внутренних и международных трассах,
побывал над всеми континентами. Много самолетов продано за
рубеж.
В юбилейные дни 20-летия эксплуатации, в октябре 1979 г.,
за достижение в деле перевозки пассажиров и грузов один из
самолетов Ил-18, отслуживший свой срок, был установлен навечно
на постаменте в аэропорту Шереметьево.
13.	ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ Ил-62
Дальний пассажирский самолет Ил-62 с че-
тырьмя двухконтурными турбореактивными двигателями НК-8
принадлежит ко второму поколению отечественных реактивных
самолетов. Самолет создан с учетом потребностей развития гра-
жданской авиации, которое в 1950-е гг. характеризовалось интен-
сивным ростом пассажирских перевозок. В СССР с 1950 по 1959 г.
перевозки возросли примерно в 10 раз. При этом на основных
направлениях перевозилось более 50% пассажиров дальнего
следования.
Эти годы явились качественно новым периодом в развитии гра-
жданской авиации: был осуществлен переход к массовой эксплу-
атации пассажирских самолетов с турбореактивными двигателями.
В Советском Союзе в это время началась эксплуатация турбо-
винтовых самолетов Ил-18, Ан-10, Ту-114 и турбореактивного
самолета Ту-104. Построенный в 1956 г. турбовинтовой самолет
Ту-114, в то время самый крупный пассажирский самолет в мире,
был создан в короткие сроки. Этот высоконадежный экономичный
пассажирский самолет успешно летал на самых протяженных
международных линиях: в США, Японию и на Кубу.
В связи с ростом потока пассажиров дальнего следования
появилась необходимость в создании дальнего турбореактивного
пассажирского самолета, отвечающего возросшим требованиям
гражданской авиации СССР. Созданию такого самолета способ-
ствовали также следующие обстоятельства:
1)	достигнуты успехи в разработке аэродинамики самолета,
обеспечившие полеты на больших крейсерских скоростях, при
высоких значениях М;
2)	разработана конструкция прочного и герметичного кессон-
ного крыла с баками-отсеками для топлива с применением прессо-
ванных профилей и длинномерной обшивки из высокопрочных
алюминиевых сплавов;
3)	созданы более мощные и экономичные турбовинтовые и тур-
бореактивные двигатели, обеспечивающие значительный прирост
тяги и, как следствие этого, увеличение крейсерских скоростей
233
пассажирских самолетов. Двигатели оказались более простыми и на-
дежными в эксплуатации, обладающими большим ресурсом работы;
4)	достигнуты большие успехи в разработке радиосвязного
и пилотажно-навигационного оборудования, обеспечившие надеж-
ное самолетовождение днем и ночью в различных климатических
условиях и на различных географических широтах;
5)	построены и введены в эксплуатацию первоклассные аэро-
дромы с прочными бетонированными ВПП, позволившие произ-
водить эксплуатацию больших пассажирских самолетов.
В 1960 г. были получены тактико-технические требования от
Аэрофлота на дальний магистральный пассажирский самолет
Ил-62 и начато проектирование самолета. Эти требования поста-
вили задачи обеспечения наибольшей безопасности полетов, ма-
ксимального комфорта для пассажиров и высокой экономической
эффективности.
Для определения оптимального варианта схемы самолета были
тщательно обследованы известные в то время схемы отечественных
и зарубежных пассажирских самолетов, особенно самолетов,
близких по назначению к самолету Ил-62. Требовалось выбрать
такую схему, которая наиболее полно отвечала требованиям
заказчика и позволяла бы использовать на самолете новейшие
достижения науки и техники. Наиболее подходящей оказалась
схема самолета с расположением двигателей на кормовой части
фюзеляжа, которая по сравнению со схемой аналогичного класса
самолета, имеющего расположение двигателей в гондолах на
пилонах под крылом, имеет ряд существенных преимуществ:
а) по аэродинамике: такое расположение двигателей позволяет
иметь «чистое крыло», обеспечивающее достижение высокого аэро-
динамического качества на крейсерском режиме полета и при
больших значениях М, а также устройство эффективной механи-
зации крыла, гарантирующей хорошие взлетно-посадочные харак-
теристики самолета;
б)	по устойчивости и управляемости: при изменении режима
работы двигателей или при отказе одного из них устойчивость
и управляемость нарушаются незначительно, так как двигатели
размещены близко к оси самолета. Большая аэродинамическая
поверхность, образованная пилонами гондол двигателей, способ-
ствует разгрузке горизонтального оперения, которое может иметь
меньшие размеры. Вертикальное оперение также может быть
меньше, так как момент рыскания, возникающий при выходе
из строя одного из двигателей, относительно мал вследствие бли-
зости расположения двигателей к оси фюзеляжа;
в)	по конструкции планера: опасности возникновения устало-
стных повреждений от акустических нагрузок подвергается только
незначительная часть планера — хвостовая часть фюзеляжа
и нижняя часть оперения;
г)	по акустике: отсутствие в пассажирских кабинах и кабине
экипажа шума от двигателей, которые находятся позади их.
234
'AW/v vokb-la.spb.ru
Акустические исследования показывают, что уровень наибольшего
шума от двигателей наблюдается позади их в секторе с углом
35 ... 40° к оси двигателя;
д)	по обеспечению безопасности полета: удаление двигателей
от топливных баков, расположенных на крыле, размещение их
за пределами герметичной кабины устраняет опасность воспла-
менения топлива в случае возникновения пожара в гондолах
двигателей.
Высокое расположение двигателей за крылом значительно
уменьшает возможность попадания в ВПП в воздухозаборники
двигателей посторонних предметов, способных повредить лопатки
компрессоров при взлете и посадке (на самолетах Боинг 707
и Дуглас DC-8 с низким расположением двигателей повреждения
лопаток компрессора двигателя весьма часты), устраняет опас-
ность удара о землю крайних гондол при внезапном крене во
время взлета или посадки самолета с боковым ветром и в условиях
атмосферной турбулентности. При вынужденной посадке с убран-
ным шасси уменьшается возможность повреждения двигателей
и возникновения пожара, так как при этом гондолы не касаются
земли (подобная посадка у самолетов Боинг 707 и Дуглас DC-8
приводит к разрушению гондол, вытеканию топлива на горячий
двигатель, от чего может возникнуть пожар).
Расположение двигателей на кормовой части фюзеляжа имело
и недостатки:
из-за отсутствия двигателей на крыле уменьшается разгрузка
конструкции в полете от действия изгибающего момента, что тре-
бует повышения их прочности и некоторого увеличения массы
конструкции;
требуется дополнительное упрочнение фюзеляжа, что также
вызывает некоторое увеличение массы;
смещение назад центра масс пустого самолета усложняет
весовую компоновку самолета;
удлиняются магистрали топливопроводов, управления двига-
телями и другие, расположенные вдоль фюзеляжа;
из-за попадания выходящих газов на горизонтальное оперение
нельзя применить реверс тяги на внутренних двигателях, он
возможен только на внешних двигателях.
Результаты анализа преимуществ и недостатков схемы само-
лета с расположением двигателей на кормовой части фюзеляжа
и исследование этой схемы на моделях в аэродинамических трубах
ЦАГИ показали преимущества этой схемы, и она была принята
для самолета Ил-62.
На первом этапе проектирования необходимо было выбрать
двигатель. Отечественная авиационная промышленность необхо-
димых для такого самолета двигателей не выпускала. В связи
с этим возникла необходимость создания отечественного двух-
контурного турбореактивного двигателя. Такой двигатель НК-8
был создан в конструкторском бюро Генерального конструктора
235
нп
«---
Рис. 13.1. Гондолы двигателей:
а — общий вид; б — схема работы бее реверсирования теги; в •— схема работа о реверси-
рованном тяги
Н. Д. Кузнецова. Вначале (в уеловиях MCA, Н = 0) он имел
тягу 9500 даН. В дальнейшем тяга была увеличена до 10 500 даН,
и двигателю было присвоено обозначение НК-8-4.
Двигатели НК-8-4 имели низкий удельный вес. Это преиму-
щество было достигнуто простотой конструкции двигателя, мень-
шим числом опор, а также широким применением титановых
сплавов. Двигатель обладал высокой надежностью, чему способ-
ствовала более низкая температура газа перед турбиной. Для
обеспечения высоких эксплуатационных качеств впервые агрегаты
были расположены в нижней части двигателя и был обеспечен
легкий доступ к каждому агрегату.
В связи с выбором для самолета Ил-62 схемы с расположением
двигателей в кормовой части фюзеляжа четыре двигателя НК-8
были заключены в две спаренные гондолы, которые при помощи
пилонов прикреплены к кормовой части фюзеляжа (рис. 13.1).
Впервые в СССР на двигателе было применено реверсивное
устройство. Система реверсирования тяги двигателей обеспечи-
вала более безопасное выполнение посадок и прерванных взлетов
самолета в сложных метеорологических условиях на мокрые
или обледенелые взлетно-посадочные полосы аэродромов.
Особенности самолета Ил-62. Одним из сложных вопросов
компоновки самолетов с расположением двигателей на хвостовой
части фюзеляжа был вопрос размещения основных опор самолета,
от правильного решения которого во многом зависели его весовая
эффективность и взлетно-посадочные характеристики. Располо-
жение двигателей на хвостовой части фюзеляжа сдвигает центр
масс пустого самолета назад, а загрузка самолета пассажирами
и грузами перемещает центр масс загруженного самолета вперед.
Эта разница между центровками (разбежка центровок) пустого
и загруженного самолета достигает значительной величины.
236
www .vokb-la.spb.ru
Ось самолета	М7О САХ-нейтральная центробка
Рис. 13.2. Схема расположения основных опор самолета относительно его центра
масс
Размещение основных опор самолета по обычной схеме (т. е.
позади центра масс пустого самолета) приводит к чрезмерному
выносу основных опор самолета назад относительно положения
центра масс загруженного самолета, что при взлете, особенно
с передней центровкой, требует создания горизонтальным опере-
нием мощного кабрирующего момента для отрыва самолета от
земли. На существующих самолетах с двигателями на кормовой
части фюзеляжа шасси устанавливают по обычной схеме, а необ-
ходимый кабрирующий момент для отрыва самолета от земли
обеспечивается увеличением площади горизонтального оперения
и руля высоты. Однако реализация такого решения влечет за
собой значительное утяжеление конструкции и, как следствие,
существенное ухудшение технико-экономических показателей са-
молета.
Всестороннее исследование этой проблемы при проектировании
самолета Ил-62 позволило найти эффективное решение, исключа-
ющее указанные недостатки.
На самолете Ил-62, в отличие от других аналогичных самоле-
тов, основные опоры расположены впереди центра масс пустого
самолета (рис. 13.2). Эго значительно уменьшило вынос основных
опор относительно центра масс загруженного самолета и избавило
от необходимости создания большого кабрирующего момента
для отрыва самолета. Для стоянки и руления по аэродрому пу-
стого самолета введена специальная убирающаяся хвостовая
опора, наличие которой значительно упрощает погрузку и раз-
грузку самолета, позволяя выполнять эти операции в любой
последовательности. Применение такой схемы шасси на самолете
Ил-62 позволило:
установить небольшое горизонтальное оперение площадью
40 м2, обеспечив при этом легкий взлет самолета и хорошую
устойчивость на больших углах атаки (на самолете Супер VC-10
площадь горизонтального оперения составляет 60 м2 при меньшей
площади крыла);
237
Рис. 13.3. Схема крыла с наплывом по передней кромке s
а — профиль по борту фюзеляжа; б — профиль в начале наплыва; в — профиль на конце
крыла
уменьшить площадь рулевых поверхностей и выполнить про-
стую и надежную систему ручного управления без применения
специальных бустеров (на самолете Супер VC-10 установлено
17 бустеров);
расположить все основное оборудование, связанное с источ-
никами питания на двигателях, рядом с ними, т. е. в хвостовой
части фюзеляжа, что обеспечило минимальную длину проводок
и повысило надежность работы самолетных систем.
Выполнение этих мероприятий позволило избежать недостат-
ков, присущих другим самолетам с компоновкой двигателей на
корме фюзеляжа, снизить массу конструкции.
Стреловидные крылья наряду с положительными качествами
имеют, как правило, неблагоприятные характеристики продоль-
ных моментов. Устранить этот недостаток нелегко. Для самолета
Ил-62 было разработано стреловидное крыло, имеющее специаль-
ную аэродинамическую компоновку, особенность которой за-
ключалась в придании передней кромке крыла (рис. 13.3) ступен-
чатой формы (наплыв в виде «клюва»), что в сочетании со спе-
циальным набором профилей и геометрической круткой позволило
получить хорошие характеристики продольного момента во всем
диапазоне углов атаки (вплоть до закритических).
Расположение и профилировка наплыва на передней кромке
выбраны так, чтобы не ухудшать характеристик крыла на крейсер-
ских режимах полета. Наплыв начинает проявлять себя только
на углах атаки, превышающих крейсерские, создавая мощный
вихрь, он выполняет функции аэродинамической перегородки.
Такое конструктивное решение обеспечило получение хорошей
продольной устойчивости на больших углах атаки и высоких
значений аэродинамического качества на крейсерских режимах
полета.
238
www.vokb-la.spb.ru
Продувки моделей в аэродинамических трубах, обширные
летные испытания по определению характеристик самолета на
больших углах атаки наглядно показали, что самолет имеет
достаточные запасы устойчивости и хорошо управляется во всем
диапазоне углов атаки, включая закритические режимы полета.
Это свидетельствует о том, что самолету Ил-62 не страшна встреча
с большими вертикальными порывами при попадании в зону
интенсивной атмосферной турбулентности. На зарубежных само-
летах для получения приемлемых характеристик поведения само-
лета на больших углах атаки в систему управления устанавливают
сложные устройства («толкатели» штурвала), что снижает надеж-
ность системы и вносит дополнительные сложности в эксплуатацию.
Некоторые конструктивные решения, повышающие безопас-
ность полета. Важным конструктивным решением, увеличиваю-
щим безопасность полета, было создание простой и надежной
системы управления самолетом без применения бустеров, за
исключением управления рулем направления, где установлен
демпфер-бустер для уменьшения усилий на педали летчика (при
отключении демпфера-бустера также обеспечивалось нормальное
управление рулем направления).
Несмотря на то, что на самолете было установлено Т-образное
переставное горизонтальное оперение с относительно небольшой
площадью 40 м2, все же площади рулей высоты и направления,
а также площадь элеронов были значительными, и для их откло-
нения требовались значительные усилия. Для создания приемле-
мых усилий были проведены исследования самолета и оперения
на моделях и макете в натуральную величину в аэродинамических
трубах ЦАГИ. Проводились исследования с различной аэродина-
мической компенсацией и различной формой носков рулей и эле-
ронов. В результате этих исследований получены минимальные
шарнирные моменты рулей и элеронов. Руль направления и эле-
роны были снабжены пружинными сервокомпенсаторами и трим-
мерами, а руль высоты — двумя триммерами.
Продольное управление самолетом осуществлялось отклоне-
нием стабилизатора и руля высоты. Пассажирский самолет Ил-62
является единственным самолетом в мире среди тяжелых самоле-
тов такого же класса, на котором осуществлено ручное безбустер-
ное управление. Эго является большим достижением отечественной
авиационной техники, так как значительно повышает безопас-
ность полета самолета.
Все отечественные пассажирские самолеты, созданные к началу
работ по самолету Ил-62, были оборудованы электросистемой,
работающей на постоянном токе напряжением 27 В. Такая си-
стема была тяжелой вследствие того, что при низком напряжении
приходилось передавать значительные мощности от источников
энергии (генераторов) к исполнительным электромеханизмам по
проводам больших сечений. Кроме того, сами электромеханизмы
и аппаратура постоянного тока были тяжелыми.
239
Электросистемы переменного трехфазного тока были более
легкими и экономичными, так как передача мощности произво-
дилась при напряжении 220 В. Кроме того, электросистемы,
работающие на переменном трехфазном токе, оказались и самыми
надежными в эксплуатации.
При создании самолета Ил-62 была поставлена задача разра-
ботки для него электросистемы, работающей на переменном
трехфазном токе. Для этого пришлось создавать новый комплекс
аппаратуры. Выполняли эту работу многие предприятия.
В связи с тем, что на создание электрической схемы с исполь-
зованием переменного трехфазного тока потребовалось много
времени, опытные и первые серийные самолеты Ил-62 выпуска-
лись с электрическими системами постоянного тока.
В дальнейшем вся электрическая система переменного трех-
фазного тока была смонтирована на одном из серийных самолетов
Ил-62, который был подвергнут длительным многосторонним
государственным испытаниям. Перевод бортовых электрических
систем с постоянного тока на переменный позволил облегчить
самолет Ил-62 примерно на 600 кг.
Выполнение требований ИКАО. При создании пассажирского
самолета Ил-62 СССР еще не состоял членом Международной
организации гражданской авиации (ИКАО). Однако было при-
нято решение о выполнении на самолете Ил-62 основных требо-
ваний ИКАО по обеспечению безопасности полета. В связи с этим
на самолете:
1)	получена возможность при отказе «критического» двигателя
прервать взлет и остановиться в пределах располагаемой дистан-
ции прерванного взлета либо продолжить взлет, сохраняя необ-
ходимый запас высоты пролета всех препятствий вдоль траекто-
рии полета. Для обеспечения этого требования на самолете при-
менены двигатели, обладающие резервом мощности и оборудован-
ные реверсивным устройством; установлены более мощные рули
и элероны, способные парировать возникающие при этом путевые
и поперечные моменты; установлены более мощные тормозные
устройства колес и др.;
2)	обеспечен (благодаря резерву мощности) полет самолета по
маршруту при отказе одного или двух «критических» двигателей.
Отказ любого крайнего двигателя в полете не вызывает заметных
возмущений по курсу ввиду близкого расположения двигателей
от оси самолета.
В результате этого на самолете Ил-62 можно завершить дли-
тельный пролет с одним неработающим двигателем на высоте
9000 м, продолжать полет с двумя неработающими двигателями
на высоте 5000 м до ближайшего запасного аэродрома и совершить
посадку;
3)	обеспечены, в случае неудавшегося захода на посадку с не-
работающим «критическим» двигателем и при соответствующей
конфигурации, уход на второй круг и продолжение полета до
240
vwwv.vokb-la.spb.ru
такой высоты, с которой самолет сможет выполнить повторный
заход на посадку. Для этого на самолете создан необходимый
резерв мощности и повышены требования к приемистости двига-
теля, что в сочетании с их близким расположением к оси самолета
и надежным управлением самолета позволяет уйти на вюрой круг
при отказе не только одного, но и двух «критических» двигателей;
4)	предусмотрена, на случай разгерметизации пассажирской
кабины в полете, для защиты людей, находящихся на самолете,
возможность снижения самолета с помощью ручного управления
с максимальной практической высоты крейсерского полета до
высоты, не превышающей 4200 м, не более чем за 3 мин, что
соответствует международным нормам (при этом члены экипажа
могут при снижении пользоваться кислородным оборудованием);
5)	предусмотрены (для быстрого покидания самолета пасса-
жирами и экипажем в условиях аварийной посадки на землю
или воду) в кабине фюзеляжа аварийные выходы соответствующих
размеров и в соответствующем количестве; у главных аварийных
выходов расположены надувные аварийные трапы; введено не-
зависимое аварийное освещение; на самолетах, длительно лета-
ющих над водными пространствами, установлены надувные плоты
и др.
Бортовое аварийное оборудование самолета позволяет при
аварийной посадке на землю обеспечить покидание самолета
всеми пассажирами и членами экипажа за 90 с, что соответствует
международным нормам;
6)	установлено отечественное навигационное и радиосвязное
оборудование, позволяющее выполнять полет в соответствии
с заданием на полет и с требованиями служб воздушного движе-
ния, а также обеспечить полет при выходе из строя одного ком-
плекта оборудования на любом этапе полета, используя остальное
оборудование.
Радиооборудование позволяет в условиях полета по приборам
вывести самолет в точку, из которой можно выполнять визуаль-
ную посадку, обеспечить связь с наземными диспетчерскими
службами и другими находящимися в воздухе самолетами в любых
метеорологических условиях.
Общие сведения о самолете. Самолет Ил-62 представляет собой
моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом, высоко-
расположенным (на киле) стреловидным горизонтальным опере-
нием (рис. 13.4) и двигателями, установленными в кормовой части
фюзеляжа (рис. 13.5). Шасси обычной трехопорной схемы.
Самолет разработан в нескольких компоновочных вариантах,
позволяющих использовать его с максимальной рентабельностью.
Варианты компоновки самолета различаются числом пассажир-
ских салонов, числом кресел и шагом их установки, а также
степенью комфорта для пассажиров.
Основные компоновочные варианты самолета, разработанные
Для применения в гражданской авиации СССР, показаны на
241
Рис. 13.4. Схема самолета Ил-62
рис. 13.6. Были разработаны и другие специальные варианты
самолета Ил-62 в зависимости от требований заказчика.
В фюзеляже самолета расположены:
кабина экипажа, оборудованная всей необходимой аппарату-
рой для нормальной работы пяти членов экипажа: первого и вто-
рого пилотов, бортинженера, радиста и штурмана;
передний и задний пассажирские салоны в компоновке, соот-
ветствующей требованиям заказчика;
буфет-кухня с оборудованием;
гардероб на 125 ... 130 мест в задней части фюзеляжа для
зимней одежды пассажиров;
пять туалетных комнат, которые размещаются в передней,
средней и задней частях фюзеляжа;
передний и два задних служебных отсека.
Кроме того, в фюзеляже под полом оборудованы три герме-
тичных багажно-грузовых отделения и одно негерметичное, име-
ющие суммарный объем 48 м3.
Пассажирские салоны оборудованы удобными креслами с изме-
няемым наклоном спинки и откидными столиками, индивидуаль-
ным освещением, вентиляцией, обогревом теплым воздухом и др.
Для всех членов экипажа (включая бортпроводников) уста-
новлено кислородное оборудование. Для больных и слабых
пассажиров установлены персональные баллоны с кислородом.
Планер состоит из центроплана, двух объемных частей крыла
с механизацией (элеронами, закрылками, интерцепторами), фюзе-
ляжа, двух спаренных гондол с пилонами и оперения. Крыло
242
www .vokb-la.spb.ru
Рис. 13.5. Компоновка самолета Ил-62 на 168 пассажиров £
/ — кабина экипажа; 2 — туалеты; 3 — передний салон на 66 пассажиров; 4 — задний
салон иа 102 пассажира; 5 — буфет-кухня; 6 — гардероб; 7 — двигатель; 8 — закрылки;
9 — интерцепторы; 10 — элерон; 11 — топливные баки; 12 — входные двери; 13 — слу-
жебный отсек
Рис. 13.6. Варианты компоновки самолета Ил-62:
а — на 186 пассажирских мест; б — на 168 пассажирских мест; в — на 138 пассажир-
ских мест; 1 — передний салон на 72 пассажирских места; 2 — задний салон на 114
пассажирских мест; 3 — передний салон на 66 пассажирских мест; 4 — задний салон
на 102 пассажирских места; 5 — передний салон первого класса на 12 пассажирских мест;
6 — средний салон на 24 пассажирских места; 7 — задний салон на 102 пассажирских
места; 8 — место для плотов и аварийных пакетов; 9 — входы; 10 — запасные выходы;
11 — буфет-кухня; 12 — дверь буфета; 13 — туалеты
моноблочной конструкции. Продольный набор состоит из трех
лонжеронов балочной конструкции и монолитных механически
обработанных панелей из прессованных заготовок, поперечный
силовой набор — из клепаных нервюр балочного типа. Носовая
и хвостовая части крыла обычной клепаной конструкции. Фюзе-
ляж эллиптического сечения типа монокок представляет собой
герметичную конструкцию, состоящую из набора поперечных
шпангоутов, продольных стрингеров из прессованных профилей
и обшивки. В конструкцию фюзеляжа введены монолитные меха-
нически обработанные панели из прессованных заготовок.
В кормовой части фюзеляжа (в зоне крепления двигателей)
установлены две герметичные перегородки. В элементах кон-
струкции, подверженных действию усталостных напряжений,
введены дублирующие силовые элементы. Гондолы и оперение
обычной клепаной конструкции. Конструкция планера в основном
выполнена из алюминиевого сплава Д16.
Шасси состоит из передней опоры, двух основных опор само-
лета и дополнительной хвостовой опоры. Передняя опора —
управляемая, на ней установлены два нетормозных колеса. На
каждой основной опоре смонтирована тележка с четырьмя коле-
244
vwwv.vokb-la.spb.ru
сами. Это сделано для уменьшения удельного давления на бетон-
ное покрытие аэродромов. Колеса снабжены мощными дисковыми
тормозами. Торможение колес осуществляется от основной ги-
дравлической системы. Имеются дополнительная азотно-гидрав-
лическая система аварийного торможения и система стояночного
торможения.
Гидравлическая часть азотно-гидравлической системы само-
лета состоит из основной и вспомогательной сети. Основная
гидравлическая сеть обеспечивает уборку и выпуск шасси, управ-
ление поворотом передней опоры, основную и стояночную систему
тормозов, управление интерцепторами и стеклоочистителями. Ра-
бочее давление в системе (21 МПа) создается четырьмя насосами,
установленными на двигателях. Рабочая жидкость — масло
АМГ-10.
Вспомогательную гидравлическую систему применяют для
аварийного выпуска основных опор самолета и аварийного управ-
ления интерцепторами. Система питается от автономной насосной
станции с приводом от электродвигателя. Эту систему можно
использовать как источник питания основной системы.
Азотно-гидравлическая система обеспечивает аварийное
торможение колес. Источником энергии системы является сжатый
азот, содержащийся в двух баллонах вместимостью 12 л. Баллоны
заряжаются азотом до давления 18 ... 20 МПа.
Система управления самолетом выполнена жесткой (за исклю-
чением небольшой части проводки управления элеронами и управ-
ления триммерами руля высоты). Для повышения надежности
выполнено дублирование наконечников тяг, болтов. Нормальные
усилия на штурвалах и педалях получены без применения бусте-
ров. В канале управления рулем направления установлен демп-
фер рыскания.
Руль направления и элероны имеют пружинные сервокомпен-
саторы. На рулях и элеронах установлено по два триммера. Для
получения крутого планирования и сокращения пробега помимо
закрылков применены интерцепторы. Стабилизатор управляется
с помощью электромеханизма. Для надежности электромеханизм
имеет два двигателя, неисправность одного двигателя не нарушает
управления стабилизатором. В этом случае скорость отклонения
стабилизатора несколько снижается. Управление стабилизатором
электрическое, а триммерами — также электрическое, за исключе-
нием управления внутренними триммерами на руле высоты, где
установлено механическое, тросовое управление.
В нормальных условиях полета топливная система работает
автоматически. Все топливо размещено в крыле, в семи баках-
отсеках. Четыре бака основные и три — дополнительные. Из
Дополнительных баков топливо электронасосами перекачивается
в основные. В каждом основном баке-отсеке имеется расходный
и предрасходный отсеки. В каждый двигатель топливо подается
из своего расходного отсека двумя электронасосами (два насоса —
245
для большей надежности). Предраеходный отсек служит для
точного замера резервного остатка топлива на самолете и для обес-
печения более полной выработки топлива из бака.
Топливные баки-отсеки имеют двойную систему дренажа:
основную и дополнительную. Основной, передний дренаж служит
для дренажирования баков в нормальном полете, при наборе
высоты и на земле. Дополнительный, задний дренаж служит для
дренажирования' баков на крутом планировании и экстренном
снижении самолета. На самолете имеется аварийная система
слива. В случае необходимости топливо можно быстро слить
в полете при помощи семи электронасосов, работающих на форси-
рованном режиме. Трубы слива расположены на концевых обтека-
телях крыла. Заправка самолета топливом на земле производится
снизу под давлением. В случае необходимости основные топливные
и дополнительные баки можно заправлять сверху, через заливные
горловины. Вместимость топливных баков-отсеков при заправке
снизу 100 000 л.
Противопожарное оборудование самолета Ил-62 обеспечивает
тушение пожара внутри гондол двигателей, внутри двигателей
и в отсеке турбоагрегата ТА-6; заполнение нейтральным газом
топливного бака-отсека под фюзеляжем в центроплане.
Силовая установка состоит из четырех турбовентиляторных
двухконтурных реактивных двигателей. Двигатели установлены
попарно в двух сдвоенных гондолах на пилонах, прикрепленных
к хвостовой части фюзеляжа. Двигатели отделены противопожар-
ными перегородками от фюзеляжа и отсека, где проложен топливо-
провод.
Запуск двигателей воздушный, осуществляется от бортового
турбоагрегата ТА-6, расположенного в фюзеляже.
Кроме запуска двигателей турбоагрегат ТА-6 предназначен
для выработки электроэнергии, идущей на питание бортовой сети
и для подачи свежего воздуха в кабины самолета при стоянке
на земле.
Масляная система двигателя автономная, полностью смонти-
рована на двигателе
Комплексная система наддува и кондиционирования воздуха
обеспечивает наддув и вентиляцию, отопление и охлаждение
герметичных кабин в полете и на земле. Кроме того, эта система
обеспечивает защиту стекол фонаря пилотов от запотевания,
обдув радиоаппаратуры, а также подачу горячего воздуха в си-
стему воздушно-тепловых противообледенителей крыла и опере-
ния. Источником питания системы является воздух, отбираемый
от компрессоров всех четырех двигателей. Линия подачи воздуха
от двигателей в герметическую кабину состоит из двух одинаковых
и независимых систем, объединенных линией кольцевания.
Обе системы подают в герметические кабины 7600 кг воздуха
в 1 ч, кратность воздухообмена в кабине экипажа и кабинах
пассажиров — до 30 смен воздуха в 1 ч.
246
www .vokb-la.spb.ru
Для высоты 7200 м давление в кабинах постоянное и равно
земному. На высоте 13 000 м давление соответствует барометри-
ческому на высоте 2400 м. Наземное кондиционирование воздуха
в герметических кабинах производится либо от бортового турбо-
агрегата ТА-6, либо от наземного кондиционера.
Противообледенительная система защищает от обледенения
во время полета носки крыла и оперения, воздухозаборники,
направляющие аппараты и коки двигателей, передние стекла
кабины экипажа и форточки. Кроме того, эта система защищает
заборники воздухо-воздушных радиаторов системы кондициони-
рования, расположенные в корневой части крыла. Противообледе-
нительные устройства крыла, оперения, воздухозаборников, на-
правляющих аппаратов и коков двигателей — воздушно-тепло-
вые. Горячий воздух для обогрева отбирается от последней сту-
пени компрессоров двигателей. Перепад температур между за-
щищаемой поверхностью и окружающим воздухом достаточен
для защиты самолета от обледенения на всех эксплуатационных
режимах и при встречающихся неблагоприятных метеоусловиях.
Передние стекла кабины экипажа и форточки защищены от обле-
денения электрообогревом.
Для обеспечения питанием потребителей на самолете имеются
следующие системы электропитания:
основная система переменного трехфазного тока напряжением
200/115 В с частотой 400 Гц;
система трехфазного тока напряжением 36 В и однофазного
тока напряжением 27 В и частотой 400 Гц, получаемых с по-
мощью понижающих трансформаторов от основной системы трех-
фазного переменного тока;
система постоянного тока напряжением 27 В.
Основными источниками электроэнергии являются четыре
генератора переменного трехфазного тока общей мощностью
160 кВт. Для поддержания постоянной частоты генератора пере-
менного трехфазного тока применяется специальный агрегат —
привод постоянной частоты вращения.
Система постоянного тока напряжением 27 В получает питание
от основной системы через трансформаторно-выпрямительные
блоки. В качестве резервных источников постоянного тока напря-
жением 27 В применяются четыре аккумуляторные батареи.
При работающей вспомогательной силовой установке стартер-
генератор может работать в генераторном режиме для питания
бортсети постоянным током. На последних партиях самолетов
Ил-62 установлены вспомогательные силовые установки с двумя
генераторами, из которых один постоянного, а другой — перемен-
ного трехфазного тока.
Одновременно с разработкой самолета велась разработка для
него новых двухконтурных турбовентиляторных двигателей НК-8,
Для сокращения сроков проведения летных испытаний самолета
была запроектирована постройка трех летных, опытных самолетов.
247
Это было сделано в целях скорейшей отработки в летных испыта-
ниях принципиальных вопросов аэродинамики самолета, среди
которых первостепенное значение имели вопросы устойчивости
и управляемости самолета при безбустерном управлении. В этих
же целях была ускорена постройка первого летного самолета,
для чего вместо новых двигателей НК-8, находившихся в процессе
разработки, были временно установлены турбореактивные дви-
гатели АЛ-7 (несколько меньшей мощности) конструкции
А. М. Люлька.
Такой самолет был построен и 3 января 1963 г. совершил первый
полет. На этом самолете были проверены устойчивость и управля-
емость самолета и его взлетно-посадочные характеристики.
Второй летный самолет Ил-62 с двигателями НК-8 совершил
первый полет 24 апреля 1964 г. На этом самолете вели отработку
силовой установки и проверку работы всех самолетных систем
и оборудования.
Третий опытный самолет Ил-62 с двигателями НК-8 впервые
взлетел 28 июля 1965 г. Этот самолет был эталоном для серийного
производства, он был предъявлен на государственные испытания,
которые успешно закончились в середине 1967 г. Параллельно
с государственными испытаниями проводились эксплуатационные
испытания на четырех серийных самолетах Ил-62. После успеш-
ного их завершения 8 сентября 1967 г. были начаты пассажирские
перевозки на воздушных магистралях СССР.
Модифицированный пассажирский самолет Ил-62М. В 1969 г.
начаты работы по модификации магистрального пассажирского
самолета Ил-62 с целью дальнейшего улучшения его летно-тех-
нических и экономических характеристик.
На самолете двигатели НК-8-4 заменены более экономичными,
двухконтурными турбореактивными двигателями Д-ЗОКУ со
створчатым реверсом (конструкции П. А. Соловьева). Установлены
новые гондолы двигателей, имеющие лучшие аэродинамические
формы. В киле установлен дополнительный топливный бак вме-
стимостью 5000 л, что увеличило дальность полета самолета.
Для уменьшения скорости захода на посадку:
увеличена эффективность поперечного управления самолета
благодаря использованию интерцепторов в элеронном режиме,
улучшена поперечная управляемость самолета вследствие из-
менения закона управления демпфера рыскания руля направ-
ления;
улучшены характеристики продольного управления путем
увеличения углов отклонения стабилизатора и улучшения формы
носка руля высоты.
установлены более эффективные двухщелевые закрылки (вместо
однощелевых);
использована реверсивная тяга двигателей.
Для улучшения летно-эксплуатационных характеристик
проведены следующие усовершенствования:
248
www.vokb-la.spb.ru
введена механизированная загрузка багажа;
доработаны все системы, связанные с установкой новых дви-
гателей Д-ЗОКУ;
установлено автоматическое управление стабилизатором;
установлены новые штурвалы управления самолетом (для
улучшения обзора пилотам и обеспечения стандартного располо-
жения приборов на доске пилотов);
установлен усовершенствованный бортовой турбоагрегат за-
пуска двигателей и кондиционирования кабин воздухом ТА-6А;
усилены некоторые элементы конструкции самолета, связанные
с увеличением взлетной и посадочной масс самолета.
Самолет Ил-62М успешно прошел государственные и эксплу-
атационные испытания. Пассажирские перевозки на самолетах
Ил-62М начаты с 8 января 1974 г.
В 1978 г. произведено дополнительное усиление конструкции
крыла, повышающее ресурс самолета, и создан новый интерьер
пассажирских кабин, отвечающий возросшим требованиям экс-
плуатации на международных линиях.
14.	широкофюзеляжный
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ Ил-86
Характерной особенностью развития гра-
жданской авиации является быстрый рост объема пассажирских
перевозок. Этот рост был неразрывно связан с общим совершен-
ствованием гражданской авиации, всех ее служб, и в первую
очередь с совершенствованием ее самолетного парка — с увели-
чением рейсовой скорости, пассажировместимости, регулярности
отправки в рейс и, как следствие, с повышением производитель-
ности пассажирских самолетов.
К концу 1960-х гг. быстрый рост объема пассажирских авиа-
перевозок привел к перегрузке главных аэропортов мира. Для
прибывающих самолетов резко увеличилось время ожидания
в воздушной зоне аэропорта: соответственно сократились интер-
валы между взлетами и посадками, а также значительно умень-
шилась свободная площадь аэропортов из-за большого скопления
самолетов и наземной обслуживающей техники. В некоторых
крупных аэропортах время ожидания пассажирским самолетом
разрешения на посадку стало превышать время его рейса из
пункта отправления, а интервал между посадками или взлетами
принимаемых и отправляемых самолетов сократился до 45 с.
Такая перегруженность аэропортов ухудшала условия техниче-
ского обслуживания пассажирских самолетов на земле, а также
снижала уровень безопасности полетов из-за сложности управле-
ния воздушным движением большого числа скоростных машин
в зоне аэропорта.
Эти проблемы и необходимость обеспечения дальнейшего роста
объема пассажирских перевозок заставили авиационных конструк-
249
торов и эксплуатационников искать новые пути при создании
перспективных пассажирских самолетов.
Проектные разработки, проводившиеся во многих конструк-
торских организациях, показали, что основные затруднения
гражданской авиации могли быть решены созданием и введением
в эксплуатацию самолетов большой пассажировместимости, рас-
считанных на 250 ... 500 мест, которые позволили бы снизить
число машин, потребных для обеспечения заданного объема пере-
возок, обеспечивали бы лучшее использование самолетов, их
техническое обслуживание и, что очень важно, способствовали бы
повышению безопасности эксплуатации вследствие уменьшения
частоты посадок и взлетов в наиболее загруженных аэропортах.
Кроме того, самолеты большой пассажировместимости обеспечи-
вали бы более низкие значения эксплуатационных расходов,
в том числе и топлива на пассажиро-километр, что позволило бы
не только окупить затраты на проектирование, разработку и по-
стройку необходимого парка машин, но и снизить себестоимость
эксплуатации, а следовательно, в дальнейшем увеличить объем
пассажирских авиаперевозок.
Первыми начали работы по самолетам большой пассажиро-
вместимости самолетостроительные фирмы США, что определя-
лось более ранним, чем в других странах, скачком в росте объема
пассажирских перевозок. Помимо этого, рождение, например,
трансконтинентального самолета большой дальности полета
Боинг 747 в значительной степени было обусловлено наличием
воздушной трассы США — Европа через Атлантический океан,
имеющей почти постоянную большую пассажирозагрузку. Эта
трасса также переживала в то время кризис насыщенности боль-
шим числом самолетов, что приводило к установлению жестких
регламентов в отношении расстояния между самолетами как по
горизонтали, так и по эшелонам.
В Советском Союзе проектирование самолета большой пасса-
жировместимости было начато в соответствии с потребностями
Аэрофлота в 1969 г. Первой попыткой коллектива ОКБ решить
проблему создания самолета большой пассажировместимости стал
проект самолета Ил-62М, рассчитанного на перевозку 250 пасса-
жиров на авиалиниях средней протяженности. Большая пасса-
жировместимость этой модификации по сравнению с базовым
самолетом Ил-62М достигалась увеличением длины фюзеляжа
Ил-62М на 6,8 м. Благодаря большей коммерческой нагрузке,
которая стала равна 30 т, должна была возрасти и экономическая
эффективность эксплуатации такого самолета. Однако модифи-
цированный самолет Ил-62М с «узким» фюзеляжем обычного
типа не позволил решить многие проблемы, связанные с его экс-
плуатацией, и работы по нему были прекращены.
В процессе проведения дальнейших изысканий совместно с на-
учно-исследовательскими организациями Министерства граждан-
ской авиации, на основе большого комплекса различных иссле-
250
vwM.vokb-la.spb.ru
дований, по результатам научного прогнозирования роста объ-
ема пассажирских перевозок в СССР и на основе анализа распре-
деления пассажиропотоков в зависимости от дальности полета
были составлены следующие требования к летно-техническим
характеристикам самолета большой пассажировместимости:
Потребная длина взлетно-посадочной полосы, м.................. 2600+400
Число пассажиров................................................. 350
Практическая деятельность полета, км:
с коммерческим грузом массой 40 000 кг...................... 3600
с коммерческим грузом массой 20 000 кг . . . .	.......... 5800
Крейсерская скорость полета, км/ч............................ 900
К самолету Ил-86 были предъявлены эти и другие специальные
требования, которые учитывали состояние наземной материально-
технической базы Аэрофлота, взлетно-посадочных полос и аэро-
портов, где предполагалось использовать этот самолет. К числу
таких специальных требований относились транспортировка ба-
гажа по принципу «багаж при себе плюс контейнеры», установка
на самолете трех входных дверей со встроенными трапами, исклю-
чающими необходимость применения каких-либо аэродромных
средств для обеспечения входа и выхода пассажиров, и, наконец,
возможность эксплуатации самолета с бетонированных аэродромов
МГА класса «Б» с покрытием ВПП, соответствующим аэродрому
класса «В» с максимально допустимой приведенной одноколесной
нагрузкой не более 17 000 даН *.
Необходимость выполнения этих и ряда других требований
определила компоновочные и конструктивные особенности само-
лета Ил-86. Прежде всего заданная пассажировместимость само-
лета потребовала проведения комплекса исследований, связанных
с выбором размеров поперечного сечения цилиндрической части
фюзеляжа, и разработки такого варианта размещения пассажиров,
багажа и грузов, который с наибольшей эффективностью отвечал
бы условиям эксплуатации самолета с перспективой увеличения
числа пассажиров в будущем.
История развития пассажирских самолетов показывает, что
с ростом объема пассажирских авиаперевозок увеличивалось
и число кресел, устанавливаемых в поперечном сечении фюзе-
ляжа, — от трех кресел в ряду на первых вариантах самолетов
Ил-12 до шести кресел на Ил-62 и многих других типах ныне суще-
ствующих самолетов, условно называемых узкофюзеляжными.
При этом на узкофюзеляжных самолетах основной количествен-
* Под приведенной одноколесной нагрузкой понимается эквивалентная одно-
колесная нагрузка конкретной группы из двух или более колес, сравнительно
близко расположенных друг от друга. Она представляет собой единичную на-
грузку, приведенную к одному колесу, которая действует при давлении в пневма-
тике колеса, равном давлению во всех колесах опоры самолета, и создает крити-
ческое силовое действие в верхнем поверхностном слое покрытия, в основании,
подстилающем слое и грунтовом основании конкретного аэродромного покрытия,
эквивалентное силовому действию, создаваемому группой колес.
251
ный показатель комфортных условий — удельный объем пасса-
жирского салона (т. е. объем, приходящийся на одного пассажира)
изменялся в сравнительно небольшом диапазоне, и комфорт
пассажирских кабин повышался при создании новых самолетов
в основном установкой более легких и удобных кресел, совершен-
ствованием декоративной отделки салонов и освещения, возраста-
нием технического уровня исполнения бытовых помещений (ку-
хонь, туалетов, гардеробов и пр.).
Увеличение пассажировместимости узкофюзеляжных самоле-
тов до 250 пассажирских мест при размещении шести кресел
в ряду приводило, как, например, в проекте самолета Ил-62М-250,
к значительному увеличению длины фюзеляжа и появлению
в пассажирских салонах так называемого давящего эффекта
туннельности, значительно снижавшего уровень комфорта в по-
лете. Установка же более шести кресел в ряду при одном про-
дольном проходе признана нецелесообразной из-за невозможности
обеспечить достаточный уровень комфорта для пассажиров и
удобства для работы обслуживающего персонала.
Для размещения 350 пассажиров требовалось значительно
увеличить число кресел в ряду, устанавливаемых в цилиндриче-
ской части фюзеляжа. Стремление сохранить достигнутый на
узкофюзеляжных самолетах уровень комфорта в пассажирских
салонах и свести к минимуму весовые потери из-за увеличения
размеров фюзеляжа определило проработку в первых вариантах
проектов самолета Ил-86 двухпалубных фюзеляжей с размещением
пассажиров на верхней и нижней палубах, а также однопалубных
фюзеляжей с поперечным сечением в виде горизонтального овала
и с двумя раздельными пассажирскими кабинами, в каждой из
которых размещалось по пять кресел в ряду с одним продольным
проходом (рис. 14.1). Последующие исследования показали, что
при одинаковой пассажировместимости эти фюзеляжи не имеют
ни весовых, ни аэродинамических преимуществ перед круглым
однопалубным фюзеляжем с двумя продольными проходами между
рядами кресел. Более того, применение фюзеляжей с поперечным
сечением в виде вертикального или горизонтального овала свя-
зано со значительными весовыми потерями из-за необходимости
введения новых конструктивных элементов, воспринимающих
нагрузки от второй палубы и изгибающие моменты, возникающие
в местах пересечения окружностей, образующих овал, поскольку
под действием избыточного давления внутри пассажирской ка-
бины при полетах на большой высоте овальное сечение стремится
принять форму окружности. Кроме того, без значительного изме-
нения формы поперечного сечения рассматриваемых фюзеляжей
в них практически невозможно разместить вне пассажирской
кабины стандартные авиационные багажно-грузовые контейнеры
типа АБК-1,5 или аналогичные зарубежные стандартные контей-
неры. Трудно также обеспечить эвакуацию пассажиров из таких
фюзеляжей в соответствии с требованиями Норм летной годности,
252
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 14.1. Схемы поперечных сечений фюзеляжей, исследовавшихся при проек-
тировании Ил-86:
а — двухпалубный вариант; б — однопалубный вариант о двумя раздельными пасса-
жирскими кабинами
особенно при вынужденной аварийной посадке самолета с двух-
палубной компоновкой пассажирского салона.
Для самолета на 350 пассажирских мест применение фюзеляжа
круглого сечения с размещением пассажиров на одной широкой
палубе значительно облегчало посадку и высадку пассажиров.
Относительно легко решалась и проблема аварийной эвакуации
пассажиров из такого фюзеляжа в пределах времени, регламенти-
руемого Нормами летной годности. В нижней части такого фюзе-
ляжа было возможно разместить стандартные контейнеры АБК-1,5
или оборудовать систему «багаж при себе плюс контейнеры»,
которую предполагалось применить на Ил-86 в соответствии
с требованием заказчика. Но самое главное преимущество круг-
лого фюзеляжа — это возможность создания в пассажирском
салоне нового, более высокого уровня комфорта, который уве-
личивает привлекательность широкофюзеляжного самолета для
пассажиров, повышает коэффициент пассажирозагрузки самолета
и его конкурентоспособность.
Размеры поперечного сечения цилиндрической части фюзе-
ляжа самолета Ил-86 были определены на основе выполнения
Целого ряда требований. Кроме получения оптимального сочетания
весовых и аэродинамических характеристик фюзеляжа с учетом
размеров оперения, высоты шасси и других геометрических
Данных (рис. 14.2), а также высокого уровня комфорта, выбранное
поперечное сечение должно было обеспечить возможно большее
число вариантов размещения кресел в ряду. При этом следовало
учитывать возможность дальнейшего развития Ил-86 — как уве-
личения его пассажировместимости, так и превращения в грузовой
вариант с размещением на верхней палубе универсальных авиа-
253
/77
Рис. 14.2. Выбор диаметра фюзеляжа Ил-86 (при постоянной массе коммерче-
ского груза)2
а _ фюзеляж диаметром 5,64 mJ б *-- фюзеляж диаметром 6,08 м; в — фюзеляж диаме-
тром 6,58 м
ционных поддонов и стандартных грузовых контейнеров. На
основе комплекса предварительных исследований для самолета
Ил-86 был выбран фюзеляж диаметром 6,08 м, позволивший уста-
новить девять кресел в одном поперечном ряду с двумя продоль-
ными проходами (рис. 14.3). Введение двух продольных проходов
обеспечило большие удобства для пассажиров и обслуживающего
персонала, поскольку ускорилось размещение пассажиров и
уменьшилось время, затрачиваемое на их обслуживание. При
проектировании Ил-86 ширину продольных проходов выбирали
с учетом опыта эксплуатации зарубежных широкофюзеляжных
самолетов. При эксплуатации самолетов типа Боинг 747, Лок-
хид L-1011 и Дуглас DC-10 продольные проходы между креслами
часто блокировались сервировочными тележками стюардесс. По-
этому ширина продольных проходов в пассажирских салонах
Ил-86 значительно больше, чем на аналогичных зарубежных
самолетах, и она обеспечивает передвижение пассажира по про-
254
www .vokb-la.spb.ru
Рис. 14.3. Схема поперечного сечения
цилиндрической части фюзеляжа само-
лета Ил-86
ходу при наличии в нем серви-
ровочной тележки. Кроме того,
параметры поперечного сечения
фюзеляжа Ил-86 определялись
также необходимостью примене-
ния на этом самолете новой си-
стемы транспортировки багажа
пассажиров и грузов по прин-
ципу «багаж при себе плюс кон-
тейнеры». Выбранные размеры
входных вестибюлей и стелла-
жей для багажа, а также поме-
щений буфета-кухни и багажно-грузовых отсеков, расположенных
на нижней палубе самолета, обеспечивали не только свободное раз-
мещение пассажирами своего багажа, загрузку поддонов, контейне-
ров типа АБК-1,5 и буфетно-кухонного снаряжения, но и более ком-
фортабельные, чем на других самолетах, условия для работы
обслуживающего персонала.
Размеры поперечного сечения фюзеляжа определили многие
особенности компоновки пассажирской кабины самолета Ил-86,
но наиболее сильное влияние на компоновку пассажирской ка-
бины самолета оказали предполагаемые условия его эксплуатации
и прежде всего требование всемерно упростить процедуры назем-
ного обслуживания пассажиров в аэропортах реализацией нового
подхода к решению проблемы транспортирования багажа пасса-
жиров и размещения его на самолете. Эта задача решалась в ком-
плексе с целым рядом других проблем (эксплуатационных, весо-
вых, аэродинамических). Так, в процессе предварительного про-
ектирования самолета Ил-86 сравнивались различные варианты
размещения багажа. Например, была проанализирована схема
хранения багажа каждым пассажиром непосредственно при себе,
т. е. рядом с креслом, что в данном случае, даже при двухпалубной
компоновке пассажирских салонов, длина фюзеляжа увеличи-
вается более чем на 3 м по сравнению с вариантом раздельного
размещения того же числа пассажиров и их багажа соответственно
на верхней и нижней палубах. Размещение багажа в пассажир-
ской кабине ведет также к значительным весовым потерям, оно
связано с опасностью повреждения элементов интерьера и быто-
вого оборудования салонов багажом, а также со значительными
трудностями аварийной эвакуации пассажиров.
Поэтому дальнейшие проработки различных вариантов компо-
новок пассажирских салонов самолета Ил-86 проводились уже
только на основе раздельного размещения пассажиров и багажа;
в результате был выбран вариант компоновки, сохранивший
255
www.vokb-la.spb.ru
сложившуюся традиционную схему размещения пассажиров, ба-
гажа и грузов и базирующийся на принципе «багаж при себе
плюс контейнеры» (рис. 14.4).
Основной особенностью этого варианта компоновки является
наличие на нижней багажно-грузовой палубе трех отсеков со
стеллажами. Имеются три встроенных в конструкцию самолета
трапа, ширина и угол наклона которых обеспечивают пассажирам
возможность входа в самолет с багажом, который затем разме-
щается на стеллажах багажно-грузовых отсеков. С верхней
пассажирской палубой эти отсеки связанв! внутренними одно-
пролетными лестницами, ширина которых обеспечивает двухряд-
ное движение пассажиров. Все три лестницы равномерно распре-
делены по длине пассажирской кабины, каждая из них ведет
в один (передний, средний и задний) пассажирский салон. Салоны
отделены друг от друга блоками буфетных стоек и поперечными
проходами к аварийным выходам. Размещение выходов лестниц
в пассажирские салоны увязано с размещением аварийных выхо-
дов, а размеры багажных отсеков — с пассажировместимостью
салонов. Таким образом, главной особенностью пассажирской
кабины самолета Ил-86 является ее условное разделение (лестни-
цами, блоками буфетных стоек и поперечными проходами к ава-
рийным выходам) на три отдельных пассажирских салона, равно-
мерно расположенных по длине фюзеляжа. Благодаря этому все
пассажиры самолета оказались сгруппированными в относительно
небольшие, легко обслуживаемые, а в случае необходимости
быстро организуемые к аварийной эвакуации группы. Наличие
двух продольных проходов ускоряет раздачу питания пассажи-
рам и обеспечивает свободное перемещение обслуживающего
персонала и пассажиров из любой точки кабины к креслам, туале-
там или аварийным выходам. В пассажирской кабине самолета
имеется по четыре аварийных выхода на каждом борту> которые
оснащены надувными двухдорожными трапами, обеспечивающими
аварийную эвакуацию пассажиров в два потока.
Принятая компоновка пассажирской кабины и багажно-гру-
зовых отсеков самолета Ил-86 с использованием системы «багаж
при себе плюс контейнеры» обеспечила самолету Ил-86 определен-
ные эксплуатационные преимущества. В частности, стало воз-
можным начать регулярную эксплуатацию самолета Ил-86 без
реконструкции существующих зданий аэропортов для увеличения
их пропускной способности и без внедрения специальных автома-
тизированных систем сортировки и транспортировки большого
количества багажа к местам их погрузки в контейнеры и выдачи
пассажирам после полета (по данным зарубежной печати, для
обслуживания широкофюзеляжных самолетов с системой транс-
портирования багажа в контейнерах стоимость модернизации
французского аэропорта Орли обошлась в 460 млн. долларов)
Кроме того, система «багаж при себе плюс контейнеры» значи-
тельно сократила время, затрачиваемое на оформление и по
256
Генеральный конструктор
Г. В. Новожилов
258
www.vokb-la.spb.ru
С. В. Ильюшин и дважды Ге-
рой Советского Союза летчик-
испытатель всех самолетов
его конструкции В. К. Кок-
кннаки
i
Г. В. Новожилов и Герой
Советского Союза летчик-ис-
пытатель Э. И. Кузнецов.
Слева от них А. В. Шапошни-
ков, справа — Р. П. Пап-
ковский и Г. Г. Муравьев
9*
259
С. В. Ильюшин и основной состав бюро эскизного проектирования (1942 г.).
Слева направо: первый ряд— В. М. Шейнин, Д. В. Лещинер, А. В. Советова,
С. В. Ильюшин, А. С. Жадаева, второй ряд — М. Р. Бездетко, С. Н. Черни-
ков, В. М. Германов
С. В. Ильюшин среди руководящего состава ОКБ (1948 г.). Слева направо: сидят
В. А. Федоров, Г. М. Литвинович, Е. И. Сайков, В. А. Борог, С. В. Илью-
шин, В. Н. Бугайский, А. Я- Левин, М. Ф. Астахов, стоят— Г. Л. Марков,
Д, А. Поликарпов, Б. В. Павловский, Н. Ф. Зотов, С. Н. Черников,
П. Н. Нистратов, Н. М. Максимов, Д. И. Коклин, Д. В. Лещинер, М. И. Ни-
китин
260
www.vokb-la.spb.ru
Г. Т. Береговой, С. В. Ильюшин, Г. В. Новожилов
С. В. Ильюшин и Г. В. Новожилов среди ветеранов ОКБ. Слева направо: сидят —
М. Ф. Астахов, Д. В. Лещинер. В. И. Смирнов, С. В. Ильюшин, Г. В. Ново-
жилов, Н. П. Столбовой, В. М. Шейнин, стоят — В. А. Борог, А. Я. Левин,
Г. М. Литвинович (1962 г.).
261
Лауреаты Ленинской премии, присужденной за создание самолета Ил-18. Слева
направо: Е. И. Санков, А. Я. Левин, В. Н. Семенов, С. В. Ильюшин,
В. М. Германов, В. А. Ворог (1960 г.)
С. В. Ильюшин среди конструкторов, удостоенных Ленинской премии за созда-
ние самолета Ил-62. Слева направо: В. Н. Овчаров, Д. В. Лещинер, В. И. Смир-
нов, С. В. Ильюшин, Я- А. Кутепов, Г. В. Новожилов, В. М. Шейнин (1970 г.)
262
www.vokb-la.spb.ru
Сотрудники ЦАГИ, принимавшие активное участие в создании самолетов
марки "Ил". Слева направо: академики Г. С. Бюшгенс, А. И. Макаревский,
Г. П. Свище в
В демонстрационном зале ЦАГИ (1942 г.) Слева направо: И. И. Остослав-
ский, С. В. Ильюшин, М. В. Келдыш
263
Самолет ДБ-3
Торпедоносец ДБ-ЗТ
264
www.vokb-la.spb.ru
Самолет ЦКБ-30 «Москва»
Поплавковый торпедоносец
ДБ-ЗТП
Самолет ДБ-3 с подвесной
десантной кабиной
265
Самолет ДБ-ЗФ (Ил-4)
Торпедоносец Ил-4Т
Высотный самолет Ил-4ТК
266
www.vokb-la.spb.ru
Самолет ДБ-4
Самолет Ил-6
267
Самолет Ил-22
Самолет Ил-28 У
268
www.vokb-la.spb.ru
Самолет Ил-46
Самолет Ил-54
269
Штурмовик ЦКБ-55
Штурмовик ЦКБ-57
Штурмовик Ил-2 (серийный)
270
www.vokb-la.spb.ru
Штурмовик Ил-2 с двигателем М-82
Ил-2 с пушками НС-37
271
272
Рис. 14.4. Компоновка самолета Ил-86:
1 — верхняя аварийная дверь (по четыре двери на каждом борту фюзеляжа); 2 — входной вестибюль, 3 — входн-я дверь; 4 — лестница для
кэ прохода на верхнюю палубу; 5 — задняя буфетная стойка, 6 — стеллаж для багажа «при себе»
w
www.vokb-la.spb.ru
грузку багажа пассажиров в самолет и его получение после по-
лета, при этом более чем в два раза уменьшились трудозатраты
на обслуживание пассажиров и сократилась численность обслу-
живающего персонала. Сокращается и время оборачиваемости
самолета Ил-86, непосредственно влияющее на экономическую
эффективность его эксплуатации, увеличивается реальная ско-
рость воздушного путешествия пассажиров, обеспечивается луч-
шая сохранность багажа, чем при существовавших до внедрения
Ил-86 способах его транспортирования.
Эксплуатационные преимущества, обеспечиваемые системой
«багаж при себе плюс контейнеры», особенно в упрощении про-
цедур сдачи и получения багажа и сокращении при этом потерь
времени пассажирами, неоднократно отмечались как зарубеж-
ными специалистами, так и пассажирами самолета Ил-86. Высо-
кой эксплуатационной эффективности самолета Ил-86 способ-
ствует и установка встроенных трапов, которые обеспечивают
эксплуатацию самолета Ил-86 на малооборудованных аэродромах
и значительно сокращают время стоянки самолета на земле, что
имеет важное значение для современного пассажирского самолета,
если учесть, что каждая минута стоянки такого самолета как
Боинг 747 оценивается в 100 долларов. Опыт эксплуатации само-
летов Ил-86 показал, что наличие системы «багаж при себе плюс
контейнеры» и встроенных трапов представляет особую ценность
для самолета, эксплуатирующегося на коротких и средних ли-
ниях: потери времени пассажиром на оформление багажа перед
полетом и на его получение после полета, которые на самолетах
с обычным способом транспортирования багажа соизмеримы
с временем полета по маршруту (а иногда и превышают его), на
самолете Ил-86 сведены к минимуму.
В процессе выбора схемы самолета на основе сравнительного
анализа и опыта, которым располагало конструкторское бюро,
для Ил-86 была выбрана схема низкоплана со стреловидным кры-
лом и четырьмя двигателями НК-86 с умеренной степенью двух-
контурности на пилонах под крылом (рис. 14.5).
Выбор аэродинамической компоновки самолета Ил-86 произ-
водился на основе комплекса теоретических и экспериментальных
исследований, направленных на получение высокого аэродинами-
ческого качества, потребных несущих свойств крыла для расчет-
ных условий базирования и нормируемых характеристик устойчи-
вости и управляемости во всех ожидаемых условиях эксплуатации.
В результате проводившихся совместно с ЦАГИ исследований
по выбору наивыгоднейшей аэродинамической компоновки крыла
для самолета Ил-86 удалось создать крыло со стреловидностью
35°, которое с фюзеляжем диаметром 6,08 м, отличающимся высо-
ким аэродинамическим совершенством, обеспечивает высокое аэро-
динамическое качество самолета на крейсерских скоростях полета,
соответствующих значению М = 0,82, а также на взлетно-поса-
дочных режимах.
274
www.vokb-la.spb.ru
При выборе типа взлетно-посадочной механизации крыла
также была проведена большая конструкторская и эксперимен-
(тальная работа, которая позволила выполнить жесткие требования
по обеспечению базирования самолета на относительно коротких
ВПП. Трудная задача создания эффективной взлетно-посадочной
механизации на относительно тонком стреловидном крыле еще
более усложнилась большим разнесением по размаху и сравни-
тельно близким к нижней поверхности крыла расположением
двигателей.
В процессе решения этой задачи на аэродинамических моделях
исследовались различные варианты взлетно-посадочной механи-
зации крыла, был проведен комплекс экспериментов по определе-
нию оптимального взаимного расположения элементов механиза-
ции и пилонов гондол двигателей. Наиболее значительный ре-
зультат дало небольшое изменение формы пилонов в месте их
стыковки с нижней поверхностью крыла, позволившее значи-
тельно увеличить эффективность предкрылков и всей системы
взлетно-посадочной механизации (рис. 14.6).
В результате проведенного комплекса исследовательских работ
Для самолета Ил-86 была выбрана взлетно-посадочная механиза-
ция, состоящая из предкрылков и трехщелевых закрылков с фи-
ксированным дефлектором и отклоняемым хвостовым элементом
без раздвижки звеньев, позволившая получить суа тах = 2,6 ... 2,7.
При решении технической задачи конструктору всегда при-
ходится искать оптимальный компромисс между удовлетворением
предъявляемых требований и возможностями, которыми он рас-
10'	275
a
Рис, 14.6. Влияние изменения формы пило-
нов гондол двигателей в месте их стыковки
с нижней поверхностью крыла на эффектив-
ность взлетно-посадочной механизации;
} — пилон гондолы с подрезкой; 2 — пилон гон-
долы без подрезки
полагает. Выполнение специальных,
иногда очень специфических, отвеча-
ющих определенным условиям экс-
плуатации, требований налагает от-
печаток на создаваемую конструкцию.
Так, для выполнения заданных усло-
вий эксплуатации самолета Ил-86 с
бетонированных аэродромов МГА
класса «Б» с покрытием по классу
«В» и g максимально допустимой приведенной одноколесной на-
грузкой не более 17 000 даН пришлось установить на Ил-86
специальное шасси, состоящее из трех основных опор. Это шасси
позволяет эксплуатировать самолет с ВПП, рассчитанных на
прием значительно более легких самолетов, таких, как, напри-
мер, самолет Ил-18. При этом не требуется никакой реконструк-
ции ВПП этих аэродромов.
Высокий уровень безопасности полетов самолетов Ил-86, их
комфортабельность, высокую эксплуатационную эффективность
и технологичность в производстве обеспечивают ряд конструктив-
ных решений, новизна которых подтверждена 130 авторскими
свидетельствами.
Надежность и безопасность полетов самолетов Ил-86 обеспе-
чивается: его рациональной аэродинамической компоновкой; мно-
гократным резервированием основных функциональных систем
самолета; использованием в гидросистеме негорючей жидкости;
применением топливной системы с топливными магистралями,
проложенными внутри баков; экономичной, потребляющей отно-
сительно мало электроэнергии, электроимпульсной противообле-
денительной системы, удаляющей лед путем создания импульсной
упругой деформации в обшивке защищаемых поверхностей пред-
крылков и носков хвостового оперения; наличием на самолете
комплексной системы обеспечения взрывопожарной безопасности
самолета и многими другими конструктивными решениями.
Самолет Ил-86 оснащен новейшими системами автоматического
управления и навигации, что позволяет экипажу из трех человек
осуществлять полеты с высокой регулярностью по внутрисоюзным
и международным авиатрассам в любых климатических и геогра-
фических условиях, в любое время года и суток.
Высокий уровень комфорта для пассажиров обеспечивается
удобством кресел, архитектурным и декоративно-художественным
оформлением интерьера пассажирских салонов, применением но-
вейшего бытового оборудования и прогрессивных форм обслужи-
276
vmw. vokb-la.spb.ru
вания пассажиров. Размещение основного оборудования буфетно-
кухонного комплекса под полом пассажирской кабины и буфетных
стоек на верхней палубе позволяет рационально использовать
площадь пассажирской кабины, быстро обслуживать буфет-
кухню. Применение сервировочных тележек ускоряет раздачу
питания пассажирам и значительно облегчает труд бортпровод-
ников.
В конструкции планера самолета Ил-86 также применено
много нового: прессованные и клееклепаные панели, крупно-
габаритные штампованные детали, сотовые конструкции, компо-
зиционные материалы, различные виды титанового крепежа, более
совершенные заклепки, новые методы упрочнения элементов
конструкции и многое другое. Все это потребовало разработки
и внедрения в серийное производство новых технологических
процессов. Всего при постройке самолета Ил-86 применено более
50 новых технологических методов.
Постройка первого опытного самолета Ил-86, проводившаяся
на основе широкой кооперации многих предприятий страны,
изготовлявших отдельные части самолета, его агрегаты и системы,
была завершена и 22 декабря 1976 г. экипаж, возглавляемый
заслуженным летчиком-испытателем СССР, Героем Советского
Союза Э. И. Кузнецовым, выполнил на Ил-86 первый полет.
В июне следующего года опытный самолет Ил-86 совершил
перелет в Париж и был показан на 32-м Международном салоне
по авиации и космосу в аэропорту Ле-Бурже, где привлек боль-
шое внимание и получил высокую оценку зарубежных авиацион-
ных специалистов.
Заводские испытания самолета Ил-86 были успешно завер-
шены 22 сентября 1978 г., на три месяца раньше срока. В про-
цессе их проведения были определены летно-технические харак-
теристики самолета и достигнута скорость полета, эквивалентная
числу М = 0,93, оценены характеристики устойчивости и управ-
ляемости самолета, которые были проверены также и на больших
углах атаки, на 11° превышавших угол атаки, установленный
Для нормальной эксплуатации самолета. Заводские испытания
позволили также определить характеристики двигателей НК-86
в полетах на различных режимах, оценить работу систем силовой
установки, систем и оборудования самолета.
После окончания заводских испытаний наступил другой важ-
нейший этап реализации программы создания самолета Ил-86 —
его государственные и эксплуатационные испытания, завершив-
шиеся сертификацией самолета — установлением соответствия
Ил-86 требованиям Норм летной годности гражданских самолетов
СССР. Работа по сертификации самолета выполнялась с самого
начала проектирования Ил-86, она велась на всех этапах создания
и испытаний самолета. Эта работа включала в себя выполнение
Разнообразных испытаний и расчетов, создание новых моделей
и стендов, всесторонние исследования аэродинамических, проч-
277
костных, аэроупругих и динамических характеристик самолета,
проведение лабораторных, стендовых и летных испытаний, вы-
явление пределов работоспособности отдельных систем и агрегатов
самолета. Сертификация Ил-86 позволила шаг за шагом, элемент
за элементом просмотреть, проанализировать и испытать всю
конструкцию самолета и в конечном итоге подтвердить полное
соответствие Ил-86 жестким и всеобъемлющим требованиям Норм
летной годности.
Государственные испытания показали, что создан самолет,
обладающий высокой эксплуатационной эффективностью: по срав-
нению с другими ныне эксплуатирующимися на авиалиниях
средней протяженности пассажирскими самолетами Ил-86 обес-
печивает существенное снижение эксплуатационных расходов
и экономит значительное количество топлива. Поступив на экс-
плуатационные испытания, самолеты Ил-86 провели в небе сотни
часов и налетали многие тысячи километров.
Обширная программа сертификационных летных и эксплуата-
ционных испытаний самолета Ил-86 выходила за рамки испытаний
конкретного типа самолета. В процессе выполнения этой про-
граммы создавалась новая методика испытаний пассажирских
самолетов — выявлялись виды необходимых испытаний, их
объемы, разрабатывались согласованные программы испытаний,
впервые была практически реализована комплексная программа
испытаний самолета на отказобезопасность.
Рейсом Москва — Ташкент 26 декабря 1980 г. открылась регу-
лярная эксплуатация самолета на воздушных линиях страны.
В истории самолета Ил-86 начался новый этап, который, без
сомнения, стал и качественно новой вехой в развитии советской
гражданской авиации. В течение 1981 г. самолеты Ил-86 были
внедрены в эксплуатацию сразу на нескольких внутренних и
международных воздушных линиях. Высокие летно-технические
данные самолета Ил-86 получили и международное признание.
В сентябре 1981 г. на серийном самолете Ил-86 экипаж заслу-
женного летчика-испытателя СССР, Героя Советского Союза
Г. Волохова установил 18 мировых рекордов- с коммерческим
грузом 35, 40, 50, 60 и 65 т самолет развил среднюю скорость
971 км/ч на замкнутом маршруте протяженностью 2000 км, а с ком-
мерческим грузом от 35 до 80 т самолет летел со скоростью около
956 км/ч по замкнутому маршруту протяженностью 1000 км.
Достигнутые в рекордных полетах увеличения максимальной
взлетной массы и массы коммерческого груза самолета Ил-86
позволяют выявить потенциальные возможности конструкции
самолета, изучить поведение самолета с большой полетной массой
в воздухе и в сочетании с опытом регулярной эксплуатации на
воздушных линиях использовать полученные в рекордных полетах
данные для дальнейшего развития самолета, расширения области
его применения, как это уже неоднократно делалось на самолетах
Ил-18, Ил-62 и Ил-76.
278
www.vokb-la.spb.ru
15.	ШИРОКО ФЮЗЕЛЯЖНЫЙ
ДАЛЬНИЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ
САМОЛЕТ Ил-96-300
В первой половине 1970-х гг., одновременно
с созданием первого отечественного широкофюзеляжного самолета
большой пассажировместимости Ил-86, в ОКБ имени С. В. Илью-
шина развернулись проектно-исследовательские работы по
широкофюзеляжному дальнему магистральному пассажирскому
самолету. Необходимость создания такой машины определялась
постоянным увеличением объема пассажирских перевозок на
авиалиниях большой протяженности как в Советском Союзе,
так и во всем мире. В соответствии с ростом объема перевозок
стал возрастать и парк дальних пассажирских самолетов, причем
у зарубежных авиакомпаний значительную часть этого парка
составили широкофюзеляжные самолеты большой пассажиро-
вместимости, которые при выполнении продолжительных дальних
полетов предоставляют своим пассажирам значительно более
высокий уровень комфорта, чем ранее созданные узкофюзеляжные
дальние пассажирские самолеты. Кроме того, внедрение в экс-
плуатацию широкофюзеляжных дальних пассажирских самолетов
способствовало и разгрузке аэропортов крупных городов за счет
сокращения числа рейсов, уменьшения времени ожидания на
взлет или на посадку при нахождении самолета, соответственно,
на ВПП или в воздушном пространстве аэропорта.
С появлением высококомфортабельных дальних широкофюзе-
ляжных самолетов узкофюзеляжные пассажирские самолеты стали
неконкурентоспособными на основных магистральных трассах
и их пришлось переводить на дальние воздушные линии с не-
большими пассажиропотоками. Анализ, проведенный в середине
1970-х гг., показал, что к концу 1980-х гг. рост объема пассажир-
ских перевозок на дальних воздушных линиях СССР также по-
требует наличия в парке дальних самолетов Аэрофлота широко-
фюзеляжных самолетов большой пассажировместимости.
Первоначально предполагалось, что отечественный дальний
широкофюзеляжный самолет будет являться дальнейшим разви-
тием самолета Ил-86 и сохранит максимально возможную кон-
структивную общность с ним. В соответствии с таким подходом
новый самолет, получивший обозначение Ил-86Д («дальний»),
имел одинаковую с Ил-86 конструкцию фюзеляжа, оперения,
основных бортовых функциональных систем. Это позволяло сокра-
тить сроки создания новой машины, быстро внедрить ее в серийное
производство параллельно с производством самолета Ил-86 и
Упростить техническое обслуживание Ил-86 и Ил-86Д в эксплу-
атации. От своего предшественника Ил-86Д отличался только
площадью крыла и новыми двигателями с большой степенью
Двухконтурности и малыми удельными расходами топлива на
крейсерских режимах полета (рис. 15.1, а).
279

Рис. 15.1. Развитие проектов самолета Ил-96-300|			
Номер рисунка . .	. .	а	б	в
Самолет		. . Ил-86Д	Ил-96	Ил-96-300
Площадь крыла, м2	. .	470	387	350
Удлинение крыла .	8,5	9,0	9,5
Длина фюзеляжа, м	. .	56,1	56,1	51,1
Число двигателей .	. .	4	4	4
Взлетная тяга, тс .	. .	20,85	18,0	16,0
Разразившийся в середине семидесятых годов «энергетический
кризис», связанный с резким, скачкообразным возрастанием цен
на нефть и, соответственно, на производимые из нее различные
углеводородные топлива, в том числе и на авиационный керосин,
заставил конструкторов пассажирских самолетов обратить особое
внимание на снижение расходов топлива вновь создаваемыми
самолетами.
Именно в это время в процессе проектирования пассажирских
самолетов, помимо общепринятого тогда критерия оценки эффек-
тивности эксплуатации пассажирского самолета как транспорт-
ного средства по себестоимости пассажиро-километра, вводится
и такой критерий оценки, как показатель топливной эффективно-
сти вновь проектируемого самолета — расход топлива на пере-
возку одного пассажира на дальность в один километр, опре-
деленный при полете самолета с рассматриваемой пассажиро-
вместимостью на соответствующую этой пассажировместимости
техническую дальность полета. Оценка уровня технического
совершенства вновь создаваемого пассажирского самолета по
критерию топливной эффективности становится одной из главных.
Анализ составляющих этого критерия показал, что наибольшее
влияние на расход топлива пассажирским самолетом оказывают
четыре основных фактора: уровень аэродинамического совер-
шенства самолета, уровень его весового совершенства, уровень
технического совершенства двигателей, определяемый величиной
расхода топлива двигателями на крейсерском режиме полета,
массой двигателя, его миделем, высотно-скоростными и дроссель-
ными характеристиками, а также пассажировместимость самолета
280
www.vokb-la.spb.ru
Оценка различных проектов пассажирских самолетов по крите-
рию топливной эффективности убедила в том, что для обеспечения
минимальных расходов топлива в эксплуатации необходимо по-
новому подойти ко многим проектно-конструкторским решениям,
выбранным для этих машин. В частности, было доказано, что
топливную эффективность Ил-86Д можно значительно улучшить
за счет реализации результатов ряда новых научных исследова-
ний, проведенных в ЦАГИ, применения новых, разработанных
в ОКБ имени С. В. Ильюшина, проектно-конструкторских реше-
ний, повышающих аэродинамическое и весовое совершенство
самолета.
В соответствии с этим в конце 1970-х гг. был разработан проект
дальнего широкофюзеляжного пассажирского самолета Ил-96
с Т-образным хвостовым оперением (рис. 15.1, б). В проекте
использовался опыт проектирования самолетов Ил-86 и Ил-86Д.
Уровень технического совершенства Ил-96 был повышен по
сравнению с самолетом Ил-86Д, в основном, за счет применения
нового крыла с большим удлинением и с новыми «суперкритиче-
скими» профилями, которые позволили при той же, что и у Ил-96
крейсерской скорости, соответствующей значению М = 0,8, умень-
шить на самолете Ил-86 стреловидность крыла до 30°, увеличить
его относительную толщину, а следовательно, и снизить массу
этого крыла.
Однако быстрое развитие авиационной техники — достижения
в области аэродинамических исследований, разработки новых
двигателей, бортового оборудования и систем, в том числе систем
автоматического управления самолетом с широким использова-
нием бортовых цифровых ЭВМ на новой элементной базе, появле-
ние металлических сплавов и неметаллических материалов с более
высокими физико-механическими свойствами, создание про-
грессивных технологических процессов — заставляло конструк-
торов постоянно пересматривать прогнозируемые уровни техни-
ческого совершенства проектируемых самолетов, характеризуемые
величиной расхода топлива на пассажиро-километр, и создавать
новые пассажирские самолеты с учетом всех тех новых достижений
в авиационной науке и технике, которые могли быть реализованы
не только в ближайшем, но и в довольно отдаленном будущем.
Такой подход определил перед проектировщиками отечествен-
ного дальнего широкофюзеляжного пассажирского самолета по-
становку новой, технически очень сложной задачи: спроектиро-
вать самолет с очень высоким уровнем технического совершенства
на основе новейших научно-технических достижений, ранее не
использовавшихся при создании пассажирских самолетов. Новый
подход к решению проблемы создания дальнего широкофюзеляж-
ного пассажирского самолета потребовал отказаться при его
разработке от применения агрегатов планера и систем с самолета
Ил-86 и создавать совершенно новый самолет Ил-96-300 с исполь-
зованием новых проектно-конструкторских решений, направ-
281
ленных в первую очередь на повышение аэродинамического совер-
шенства самолета, снижение его массы, обеспечение простоты
технического обслуживания машины в эксплуатации.
Одновременно было выдвинуто требование об оснащении двух
самолетов нового поколения—дальнего Ил-96-300 (рис. 15.1, в)
и самолета средней дальности Ту-204 — единым унифицированным
двигателем ПС-90 с большой степенью двухконтурности и низким
крейсерским удельным расходом топлива. Двигатель был создан
под руководством Генерального конструктора П. А. Соловьева
и должен был иметь взлетную тягу 16 тс и удельный расход то-
плива 0,58 кг/(кгс-ч).
Самолет Ил-96-300 разрабатывался по техническим требова-
ниям /Министерства гражданской авиации СССР, отражающим
перспективы роста объема пассажирских перевозок на дальних
воздушных линиях Аэрофлота. Эти требования оказали значи-
тельное влияние на компоновочные и конструктивные особенности
самолета Ил-96-300, определили его основные технические харак-
теристики.
В соответствии с требованиями МГА самолет Ил-96-300 пред-
назначен для перевозки пассажиров, их багажа, почты и грузов
на магистральных воздушных линиях протяженностью 4000 ...
11 000 км.
Основные параметры самолета Ил-96-300 определили как тре-
бования по перевозке коммерческой нагрузки 30 и 15 т на прак-
тическую дальность 9000 и 11 000 км с крейсерской скоростью
850 ... 900 км/ч на высоте 9000 ... 12 000 м, так и условия базиро-
вания, в соответствии с которыми Ил-96-300 должен эксплуати-
роваться с существующих аэродромов, предназначенных для
приема дальних магистральных самолетов и имеющих длину ВПП,
равную 3200 м. Расчетные оценки показали, что для выполнения
указанных требований наиболее оптимальным является самолет,
выполненный по традиционной схеме свободнойесущего моно-
плана с низкорасположенным крылом площадью 350 м2, обычным
хвостовым оперением и двигателями ПС-90АН, установленными
на пилонах под крылом (рис. 15.2). С целью снижения лобового
сопротивления гондол двигателей, потерь тяги и, в конечном
итоге, для уменьшения крейсерского удельного расхода топлива,
гондолы двигателей Ил-96-300 имеют плавные, а не ступенчатые
внешние обводы, характерные для гондол двигателей с большой
степенью двухконтурности, которые устанавливались до этого
на отечественных и зарубежных самолетах. И хотя выигрыш от
гондол такой формы сравнительно невелик, он выражается весьма
существенной экономией топлива при выполнении дальних по-
летов.
По своему внешнему виду Ил-96-300 напоминает Ил-86
(рис. 15.3), однако в его параметры, конструкцию планера, функ-
циональные системы, бортовое оборудование внесены, как уже
отмечалось, принципиальные нововведения, реализованы но-
282
Рис. 15.2. Общий вид самолета Ил-9в-300
вейшие научно-технические достижения. Это обеспечивает
значительно большую дальность полета самолета Ил-96-300 по
сравнению с другими дальними самолетами, созданными в ОКБ
имени С. В. Ильюшина (рис. 15.4), и качественно новые характе-
ристики эффективности самолета — минимальный расход топлива
на пассажиро-километр у Ил-96-300 в два раза меньше, чем у даль-
него самолета Ил-62М. Максимальная взлетная масса самолета
Ил-96-300 практически одинакова с массой серийных самолетов
Ил-86 и равна 216 т, а поднимаемая им максимальная коммер-
ческая нагрузка достигает 40 т. Развитие внешних форм дальних
самолетов «Ил» представлено на рис. 15.5, а.
Одной из особенностей развития мировой гражданской авиации
является появление практически у каждого типа пассажирского
самолета многочисленных модификаций, как правило, с большей
7150
7200
Рис. 15.3. Сравнение контуров
общих видов самолетов:
/ - Ил-86 (S р)= 330 м*. X =
= 35°); 2 - Ил-96-300 (S ~
х л и» XX и
— 350 м«, % = 30°)
..qqq.
51150
56100
08060
51660
283
Практическая дальность, км
Рис. 15.4. Коммерческая нагрузка —
практическая дальность полета самолетов
марки «Ил»В
/ — самолет Ил-18Д с двигателями АИ-20М;
2 — самолет Ил-62М с двигателями Д-30К.У;
3 — самолет Ил-86 с двигателями НК-86
4 — самолет Ил-96-300 с двигателями ПС-90АН
пассажировместимостью, увели-
ченной дальностью полета, при-
способлениями для грузовых и
смешанных грузо-пассажирских
перевозок. Выбранные параметры
самолета Ил-96-300, особенно
аэродинамические характеристики его крыла, позволяют с отно-
сительно небольшими затратами получать значительный эконо-
мический эффект при создании различных вариантов самолета
Ил-96-300, отвечающих разнообразным требованиям эксплу-
атирующих организаций.
Пассажиры Ил-96-300 (рис. 15.5, б) размещаются в фюзеляже,
имеющем такой же, как и у Ил-86 наружный диаметр, равный
6,08 м, но меньшую на 5,5 м длину. Предусматриваются самые
различные варианты компоновки пассажирских салонов самолета
Ил-96-300: смешанные варианты на 235 и 262 пассажирских места
с креслами первого класса, салонами повышенного комфорта
и туристского класса; вариант на 300 пассажирских кресел турист-
ского класса и др. Основным является вариант на 300 пассажир-
ских мест. Кресла туристского класса выполнены в виде трех-
местных блоков и установлены с шагом 870 мм по девять кресел
в одном поперечном ряду с двумя продольными проходами шири-
ной 550 мм между блоками кресел. Пассажиры размещаются
в двух салонах: 66 человек в переднем и 234 человека в заднем
(рис. 15.6).
Для пассажирских салонов разработано мягкое, рассеянное
освещение, интерьер имеет современную отделку. Салоны осна-
щены видеозвуковой системой, разнообразным пассажирским,
буфетно-кухонным, санитарно-гигиеническим и аварийно-
спасательным оборудованием. Каждое пассажирское кресло имеет
регулируемую по наклону спинку и откидывающиеся подлокот-
ники, индивидуальный столик, вентилятор, наушники для про-
слушивания музыкальных программ, кнопку вызова бортпровод-
ника. Часто расположенные окна со шторками-светофильтрами
предоставляют пассажирам хороший обзор. Буфетно-кухонный
комплекс, расположенный на нижней палубе, и верхние буфетные
стойки обеспечат пассажиров и экипаж двухразовым питанием
при продолжительном полете.
На самолете предусмотрена установка восьми туалетов. Ком-
поновка туалетов и их оборудование — такие же, как и на Ил-86.
Пассажирские салоны Ил-96-300 оборудованы постоянными гарде-
робами, рассчитанными на эксплуатацию в летнее время года.
284
t
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 15.5. Эволюция внешних
лет:
а - пид сбоку; б — вид в плане;
форм пассажирских самолетов «Ил> за тридцать
/ _ Ил-18Д; 2 - Ил-62М; 3 - Ил-86; 4 - Ил-96-300
285
Вход
Туристский класс
Шаг установки кресел-810 мм Аварийный
88 пест <	места	k
Я5®=^ИИИЯПВВШМШвЖ?ж
§в@@@0§@ГИВВИИМММЕИввеввоо J4
буфет
О)
Смешанный Вариант
Деловой класс Туристский класс
ЧОмест	/7J места
। - 900пн	-610 мм
у ВМВрг ввоввв! АЙОВОВООВЙЙВВиМОООиГтп
й SOD a jza BBBGBDOOOBBODOUcooQ'®» г (!И
ЦдвюШв.ааввв1оВ0ВВ00ВВВ1В0иР0Р0[1ОВЭ^'
Гардероб * буфет Переставная
перегородка
I класс
22 песта
Шаг кресел -1070мм
i"*'i
1 класс
класс
V
Рис. 15.6. Компоновка пассажирских салонов самолета Ил-0^-300:
а — вариант компоновки на 300 пассажирских мест в туристском классе; б — вариант
компоновки на 235 пассажирских мест в смешанном классе (I класс, деловой и туристский
классы)
В холодное время года в салонах будут установлены дополнитель-
ные гардеробы (на месте снятых нескольких пассажирских кресел)
Два больших грузовых отсека на нижней палубе оборудованы
для быстрой погрузки и выгрузки грузов в стандартных багажных
и грузовых контейнерах АБК-1,5. В переднем отсеке размещаются
шесть контейнеров, а в заднем — десять. При полной занятости
кресел в девяти контейнерах будет перевозиться багаж пассажи-
ров, а в оставшихся семи — грузы и почта. В отсеки могут быть
также помещены пакетированные грузы и грузы на поддонах,
которые широко используются при эксплуатации современных
широкофюзеляжных самолетов.
Третий грузовой отсек предназначен для перевозки так назы-
ваемых штучных грузов. Для погрузки и выгрузки предполагается
использовать стандартное для международных аэропортов назем-
ное оборудование.
Компоновка на 235 пассажирских мест (см. рис. 15.6) отли-
чается от основного варианта наличием двух передних салонов:
салона первого класса на 22 высококомфортабельных пассажир-
ских места с шагом установки кресел, равным 1020 мм, и салона
«бизнес-класса» — делового класса на 40 пассажирских мест
с уровнем комфорта ниже, чем в первом, но более высоким, чем
в салоне туристского класса. Для обслуживания пассажиров
первого класса и делового класса устанавливается дополнительное
буфетно-кухонное оборудование на верхней палубе между поме-
щениями двух передних салонов.
286
www.vokb-la.spb.ru
Требуемое аэродинамическое совершенство Ил-96-300 обеспе-
чивается внедрением большого количества различных меропри-
ятий, разработанных совместно с ЦАГИ. Работы по улучшению
аэродинамики велись как в направлении совершенствования аэро-
динамической компоновки самолета, так и по пути внедрения
новых конструктивных и технологических решений, приведших
к улучшению качества внешней поверхности. По всей поверхности
самолета применены заклепки с потайными головками.
На основе обширных исследовательских и экспериментальных
работ для Ил-96-300 спроектировано крыло большого удлинения
с суперкритическими профилями и с вертикальными законцов-
ками, повышающими его аэродинамическое качество. Проведены
значительные работы по улучшению местной аэродинамики (со-
пряжению крыла с фюзеляжем, сочленению крыла с пилонами
мотогондол, обтекателями рельсов закрылков), подобраны опти-
мальные формы мотогондол, различных надстроек. Приняты
меры к уменьшению различных щелей между неподвижными и
подвижными поверхностями, где возможно, щели герметизиро-
ваны. Количество продольных и поперечных стыков на поверх-
ности крыла сокращено до минимума. Крыло оснащено эффектив-
ной взлетно-посадочной механизацией, состоящей из предкрылков
вдоль всего его размаха, внутреннего двухщелевого и наружного
однощелевого закрылков. На крыле также установлены органы
поперечного управления: внутренний элерон и интерцепторы.
Внешние элероны работают только с активными системами и в по-
перечном управлении не участвуют.
Повышению аэродинамического качества способствует также
специальная программа выработки топлива, которая предусма-
тривает его задержку в консольных баках, что обеспечивает полет
на задних центровках и уменьшает балансировочное сопротивле-
ние самолета.
Проведена большая работа по оптимизации режимов Ил-96-300
при наборе высоты, крейсерском полете, снижении и заходе на
посадку. Повышению топливной эффективности способствует и
оптимальное согласование характеристик самолета и его функ-
циональных систем с двигателем, в частности уменьшение отбора
мощности и воздуха от двигателей, для чего, например, в системе
кондиционирования применяется рециркуляция (повторное ис-
пользование) воздуха в кабине.
Весовая эффективность пассажирского самолета во многом
определяется массой планера, функциональных систем, бортового
оборудования и комплектующих изделий, зависящей от совер-
шенства конструкции и технологии, от объема применения новых
материалов и т. д. Весовая эффективность является также след-
ствием реализации большого числа самых различных новшеств,
объем которых возрастает с каждым следующим поколением,
особенно у самолетов, которые будут введены в эксплуатацию
в начале 1990-х гг. К этим новшествам относятся более прочные
287
металлические сплавы, неметаллические материалы (в том числе
композиционные), усовершенствованные крепежные детали,
длинномерные полуфабрикаты и многое другое. Снижению
массы Ил-96-300 способствует и применение при его создании
средств электронно-вычислительной техники. В конструктор-
ском бюро широко практикуется активный диалог конструктора
с ЭВМ. Благодаря этому конструктор освобождается от рутинной
работы, он уделяет основное время разработке и оценке большого
количества вариантов, выбору оптимального решения.
Необходимость обеспечения минимальной массы планера,
прежде всего крыла и фюзеляжа, при безусловной надежности и
высоком ресурсе определила применение новых методов анализа
напряженно-деформированного состояния конструкции. Они мо-
гут быть использованы только с помощью ЭВМ. Для получения
ясной картины напряженно-деформированного состояния кон-
струкции на ранней стадии проектирования и максимальной точ-
ности прогнозирования напряжений была разработана матема-
тическая прочностная модель планера Ил-96-300. Это позволило
обеспечить наиболее рациональное распределение материала по
конструктивным элементам планера в зависимости от действую-
щих нагрузок и допускаемых напряжений, а в итоге — снизить
массу и обеспечить получение заданного ресурса.
Решению задачи достижения минимальной массы способствует
применение на самолете Ил-96-300 активного управления —
системы повышения ресурса и системы демпфирования упругих
колебаний крыла.
Большое внимание уделялось также снижению массы функцио-
нальных систем, бортового оборудования и, особенно, комплек-
тующих изделий. Системы и бортовое оборудование вносят значи-
тельный вклад в достижение высокого уровня надежности и тех-
нического совершенства самолета. На Ил-96-300 они значительно
более совершенны и надежны по сравнению с ныне находящимися
в эксплуатации самолетами. Это дает возможность значительно
снизить массу самолета Ил-96-300, повысить уровни автомати-
зации и безопасности полета, эффективность эксплуатации. К ним
относятся, в частности, комплексная система выдачи информации
экипажу о работе всех систем с цветным изображением на диспле-
ях кабины экипажа, новая электродистанционная система управ-
ления самолетом «по усилиям», автоматизированная система
управления взлетно-посадочной механизацией, уже упомянутая
система кондиционирования.
Новый бортовой комплекс пилотажно-навигационного обо-
рудования обеспечит практически полную автоматизацию самоле-
товождения в сложных метеорологических условиях над любыми
районами земного шара и выполнение автоматической посадки
в условиях категории ША ИКАО. Наличие на Ил-96-300 такого
бортового комплекса позволит осуществлять управление самолетом
летным экипажем из трех человек: командира воздушного судна,
288
www.vokb-la.spb.ru
второго пилота и бортинженера.
Применение высокоавтоматизированных систем и наличие в
экипаже всего трех человек определили особенности компоновки
пилотской кабины. Главной задачей при ее разработке было сни-
зить утомляемость пилотов при длительной работе, повысить
надёжность, безопасность и регулярность полетов. Как и на Ил-86,
здесь применен хорошо зарекомендовавший себя в эксплуатации
принцип впередсмотрящего экипажа, размещенного в единой
группе, при котором обеспечивается взаимоконтроль и взаимо-
помощь между его членами. Все средства отображения информации
и органы управления размещаются в доступных и обозримых
местах. Такой подход потребовал объединения отдельных сигна-
лизаторов, индикаторов и органов управления в единую много-
функциональную информационно-управляющую систему, обе-
спечивающую выдачу сигналов (световых, звуковых, речевых),
отображение параметров пилотажно-навигационного комплекса,
силовой установки и самолетных систем, а также управление ра-
ботой систем и бортового оборудования.
Использование на Ил-96-300 многоканальных резервированных
систем с автоматическим отключением или переключением неис-
правных каналов в основном освобождает экипаж от каких-либо
действий при возникновении отказов. Система отображения ин-
формации оповещает экипаж о происшедшем отказе и лишь в не-
которых случаях экипажу необходимо продублировать вручную
работу автоматики. Только в отдельных случаях, когда несвое-
временное включение или выключение наиболее ответственных
систем (двигателей, второй и третьей очереди пожаротушения)
может существенно влиять на безопасность полета, автоматика
не используется и принятие решения возлагается на экипаж.
На самолете Ил-96-300 вся информация о работе бортовых
систем, а также индикация данных, необходимых для пилотирова-
ния и навигации объединены в единую систему отображения ин-
формации, основой которой являются две подсистемы — экран-
ной индикации и комплексной информационной сигнализации.
Система экранной индикации входит в состав пилотажно-на-
вигационного комплекса и ее основными средствами представле-
ния информации экипажу являются четыре цветных экранных
индикатора на электронно-лучевых трубках по краям приборной
Доски, два из которых предназначены для командира корабля и
два —для второго пилота (рис. 15.7). Каждая пара этих индика-
торов состоит из комплексного пилотажного индикатора и комп-
лексного индикатора навигационной обстановки, которые предо-
ставляют экипажу информацию, необходимую для пилотирова-
ния самолета и навигации.
Индикаторы комплексной информационной системы сигнали-
зации расположены в средней части приборной доски (gm. рис. 15.7).
Правый экран предназначен, в основном, для индикации парамет-
ров работы двигателей, а левый — для сигнальной информации.
289
о)
б)
Рис. 15.7. Сравнение пилотских досок самолетов;
а — Ил-96-300; б — Ил-86 1 — пульт вычислителя системы управления полетом; 2 —
комплексный пилотажный индикатор, 3 — комплексный индикатор навигационной об-
становки; 4 — комплексная информационная система сигнализации; 5 — приборы кон-
троля работы силовой установки
Кроме того, имеется возможность ручного вызова на каждый из
этих экранов любой информации, которой располагает система.
Она имеет запоминающие устройства, которые позволяют после
полета выдать на экраны информацию об отказах и неисправностях
бортовых систем, имевших место во время полета. Для оператив-
ного документирования отказов и неисправностей на борту са-
молета имеется печатающее устройство, которое в случае необ-
ходимости выдает бланк с перечнем отказавших в полете систем
и агрегатов для наземного обслуживающего персонала и экипажа.
Новый бортовой пилотажно-навигационный комплекс и систе-
ма отображения информации значительно снижают утомляемость
экипажа самолета Ил-96-300 в длительных дальних полетах.
Сравнение досок пилотов самолета Ил-86 с многочисленными при-
борами и Ил-96-300 с шестью экранными индикаторами не требует
комментариев.
Одной из главных задач создания безопасного и надежного
пассажирского самолета является проблема разработки конструк-
ции планера, обеспечения его прочности, ресурса и живучести
при минимальной массе.
Фюзеляж самолета Ил-96-300 как бы продолжает эволюцию
фюзеляжей самолетов «Ил», размеры поперечных сечений которых
определялись их пассажировместимостью (рис. 15.8). Он имеет
одинаковый с самолетом Ил-86 диаметр, но меньшую на 5 м длину
из-за уменьшения числа пассажирских мест по сравнению с Ил-86.
Конструкция фюзеляжа Ил-96-300 существенно изменена для
повышения его надежности и обеспечения безопасности при пов-
290
mw.vokb-la.spb.ru
Рис. 15.8. Изменение диаметра фюзеляжей самолетов <Ил> в зависимости от их
пассажировместимости
реждении, уменьшения скорости роста трещин, обеспечения за-
данного ресурса, снижения массы, улучшения качества наружной
поверхности и технологичности конструкции при изготовлении
в производстве.
Конструкция силового кессона крыла разработана с исполь-
зованием монолитно-сборных панелей с более высоким, чем на
Ил-86, уровнем расчетных напряжений при обеспечении требуе-
мой прочности, ресурса и живучести. Это достигнуто путем при-
менения в конструкции панелей новых материалов как с повы-
шенными характеристиками вязкости разрушений, малоцикловой
усталости, с низкими скоростями роста трещин, так и высоко-
прочных, с повышенной прочностью на разрыв и хорошими уста-
лостными характеристиками. Для сокращения числа продольных
и поперечных стыков, являющихся основным источником уста-
лостных трещин, в конструкции планера самолета Ил-96-300
применяются длинномерные и широкие полуфабрикаты. Другой
особенностью крыла самолета Ил-96-300 является большой объем
применения сотовых конструкций. Из них изготавливаются но-
совая и хвостовая части крыла, створки отсеков шасси, различные
элементы механизации крыла: воздушные тормоза, интерцепторы,
элероны, часть закрылков.
Горизонтальное оперение Ил-96-300 сохранено таким же, как
У самолета Ил-86, а площадь вертикального оперения возросла
за счет увеличения его высоты на 1,5 м по сравнению с Ил-86.
Необходимость увеличения площади вертикального оперения обу-
291
словлена требованием обеспечения путевой устойчивости при от-
казе одного двигателя.
Шасси самолета Ил-96-300 состоит из трех основных опор,
расположенных сзади центра масс самолета, и передней опоры,
расположенной в носовой части фюзеляжа.
Применение на самолете трех основных опор с двенадцатью
колесами вызвано необходимостью базирования самолета на аэро-
дромах Министерства гражданской авиации с искусственным по-
крытием, соответствующим определенной категории нормативной
нагрузки. Каждая из трех основных опор будет снабжена четырех-
колесной тележкой с тормозными колесами, а передняя опора
будет иметь два нетормозных колеса. Все четырнадцать колес
имеют одинаковые размеры 1300 х480 мм и давление в пневмати-
ках 11,5 кг/см2.
Система управления самолетом Ил-96-300 принципиально от-
личается от ранее применявшихся систем управления пассажир
ских самолетов. Ее главная особенность — использование элект-
родистанционного способа передачи командных сигналов от поста
управления к исполнительным механизмам.
В продольном и поперечном каналах системы управления ру-
лями высоты, внутренними элеронами и сблокированными с эле-
ронами внутренними секциями интерцепторов управляет электро-
дистанционная («по усилиям») система, обеспечивающая автома-
тическую загрузку рычагов управления в совместной работе
с механической проводкой управления. На случай отказа основ-
ной электродистанционной проводки в продольном канале имеется
дублирующая механическая проводка. Внешними интерцепторами
управляет только электродистанционная («по положению») си-
стема и полностью отсутствует дублирующая механическая про-
водка управления.
Принцип действия электродистанционной системы управления
«по усилиям» заключается в том, что сигналы с датчиков усилий,
установленных на рычагах управления, передаются по проводам
на электрогидравлические рулевые машины, штоки которых пере-
мещаются пропорционально величинам усилий, приложенных
к рычагам управления. Штоки рулевых машин механической про-
водкой связаны с золотниками бустеров, отклоняющих рулевые
поверхности. В случае использования электродистанционной
системы управления «по положению» величина командного сиг-
нала зависит от величины отклонения поста управления.
Поскольку горизонтальное оперение целиком взято с самолета
Ил-86, бустера и проводка управления в стабилизаторе полно-
стью сохранены. Сохранен с самолета Ил-86 также и привод ста-
билизатора.
В канале курса киль и руль направления самолета Ил-96-300
также во многом взяты с самолета Ил-86 и поэтому бустеры и про-
водка управления в киле полностью сохранены. Как и в продоль-
ном канале, электродистанционная система управления секциями
292
www.vokb-la.spb.ru
руля направления («по усилиям») на участке от педалей до при-
водов системы автоматической загрузки дублируются механиче-
ской проводкой управления.
Большое внимание уделяется обеспечению отказобезопасности
системы управления самолетом Ил-96-300, которая обеспечива-
ется, как уже отмечалось, резервированием электродистанционной
проводки механической, а также использованием развязывающих
и центрирующих пружин, наличием устройств разъединения штур-
вальных колонок и педалей. Как и на Ил-86, различные поверх-
ности управления разделены на секции, каждая из которых от-
клоняется одним или несколькими приводами (бустерами). Ре-
зервирование приводов также повышает эксплуатационную на-
дежность системы управления.
Управление рулями, элеронами, интерцепторами, тормозными
щитками, предкрылками, закрылками, стабилизатором, а также
уборкой и выпуском шасси, торможением и поворотом передних
колес, реверсивного устройства двигателей, открытием и закры-
тием дверей грузовых люков осуществляется с помощью гидро-
системы, состоящей из четырех самостоятельных и независимых
друг от друга систем, источниками давления в которых являются
плунжерные гидронасосы, установленные на двигателях.
Разработанная структура системы управления самолета
Ил-96-300 по своему техническому уровню отвечает новейшим тре-
бованиям к ее функциональным возможностям, надежности, обе-
спечения безопасности полета и массы.
Топливная система самолета Ил-96-300 разработана на базе
топливной системы самолета Ил-86 и при ее создании учтен оте-
чественный и мировой опыт. Топливная система работает автома-
тически, не требуя участия экипажа. При необходимости обеспе-
чивается ручное управления топливной системой.
На самолете Ил-96-300 топливо располагается в девяти кес-
сонных крыльевых баках, из которых восемь расположены в кон-
колях крыла и один в центроплане.
Топливная система выполнена раздельной для каждого из
четырех двигателей. Каждый двигатель питается топливом из
расходного отсека своего бака. Расходные отсеки на протяжении
всего полета заполнены топливом, что обеспечивает надежную
подачу топлива в двигатели на всех режимах полета. Выработка
топлива из консольных баков производится g задержкой для раз-
грузки крыла и увеличения критической скорости флаттера.
Для точного замера количества топлива к концу полета, а так-
же для более полной выработки топлива из баков и высокоточного
срабатывания поплавковых клапанов, управляющих перекач-
кой, в главных баках предусмотрены предрасходные отсеки. Для
Уменьшения массы топливной системы, в качестве насосов аварий-
ного слива и перекачки используются насосы подкачки, что не
снижает надежности питания двигателей при аварийном сливе
и отказе другого насоса подкачки, так как оставшийся насос
293
обеспечивает и аварийный слив, и подачу топлива в дви-
гатель .
Перекачка топлива из центропланного и консольных баков,
а также перекачка в расходные и предрасходные отсеки осущест-
вляется струйными насосами, которые работают от насосов под-
качки. Применение для перекачки топлива струйных насосов
(а не электроцентробежных) и уменьшение их числа позволило
снизить массу топливной системы и повысить ее надежность, так
как струйные насосы представляют собой простейшую конструк-
цию и практически безотказны. С помощью струйных насосов
обеспечивается более полная выработка топлива из бака. Работа
такой топливной системы со струйными насосами перед установ-
кой на Ил-96-300 прошла всеобъемлющие испытания на стендах
и на самолете Ил-86.
Выбранная схема топливной системы позволяет создать более
•легкую конструкцию крыла с увеличенным ресурсом, потому что
для агрегатов топливной системы требуется минимальное число
вырезов в силовых панелях крыла, так как струйные насосы
не требуют вырезов, а насосы подкачки устанавливаются на тех-
нологических люках-лазах.
Основными особенностями системы кондиционирования воз-
духа самолета Ил-96-300, отличающими ее от аналогичной системы
Ил-96, являются следующие:
с целью уменьшения отбора воздуха от двигателей и снижения
расхода топлива в гермокабину самолета подается не только све-
жий воздух, но и воздух, уже использовавшийся в воздухообмене,
т. е. на самолете Ил-96-300 используется система кондиционирова-
ния с рециркуляцией;
наличие централизованной электронной системы «Комфорт»
для автоматического регулирования работы системы кондициони-
рования.
Воздух в систему кондиционирования поступает от работаю-
щих двигателей. Принят одноступенчатый отбор воздуха и блоки
агрегатов отбора воздуха обеспечивают подачу 10 000 кг воздуха
в гермокабину, что с учетом рециркуляции позволяет подать
одному пассажиру от 25,7 (в варианте компоновки на 300 мест)
до 32 кг/ч (в варианте компоновки на 235 мест) воздуха.
Для защиты передних кромок крыла и горизонтального опе-
рения самолета Ил-96-300 от обледенения используется электро-
импульсная противообледенительная система циклического дей-
ствия. При этом корневые секции предкрылка (от борта фюзеляжа
и до внутреннего двигателя) и носок киля на основании опыта
эксплуатации огромного парка аналогичных самолетов противо-
обледенительной системой не оборудованы. Разнообразные на-
турные и модельные исследования подтвердили, что образование
льда на носке крыла от борта фюзеляжа до внутреннего двигателя
не оказывает влияния на летные характеристики самолета, на
его устойчивость и управляемость.
294
vwvw.vokb-la.spb.ru
Для защиты воздухозаборников двигателей от обледенения
принята воздушно-тепловая противообледенительная система по-
стоянного действия. Передние кромки воздухозаборника обогре-
ваются горячим воздухом, отбираемым от компрессора работаю-
щего двигателя. Стекла фонаря кабины экипажа защищены
электротепловой противообледенительной системой.
Кроме безусловного обеспечения безопасности полетов, предо-
ставления пассажирам высокого уровня комфорта, достижения
требуемого уровня надежности конструкции планера, систем и
агрегатов, снижения расхода топлива, большое внимание при
создании самолета Ил-96-300 уделялось также и экологической
«чистоте» самолета — снижению уровня шума от самолета на
местности, уменьшению дымления двигателей и т. п. Благодаря
применению двигателей ПС-90АН g большой степенью двухкон-
турности, облицовке звукопоглощающими конструкциями возду-
хозаборников гондол двигателей и ряду других мероприятий
уровень шума в контрольных точках на местности от самолета
Ил-96-300 будет значительно ниже уровня шума, допускаемого
очень жесткими требованиями ИКАО.
Обслуживаемые в процессе эксплуатации самолета Ил-96-300
агрегаты различных функциональных систем располагаются в тех
же местах, что и на Ил-86. Например, основные блоки системы
кондиционирования располагаются, как и на Ил-86, в отсеках
центроплана крыла и перед передним лонжероном крыла; трубо-
проводы и обслуживаемые агрегаты системы кондиционирования
в крыле и фюзеляже находятся в тех же зонах, что и на Ил-86.
Сказанное относится также к системе управления самолетом,
двигателями, к гидросистеме, электроснабжению, топливной си-
стеме и другим системам самолета. При этом сохраняется групповой
принцип размещения обслуживаемой аппаратуры и агрегатов.
Главной особенностью самолета Ил-96-300 с точки зрения его
эксплуатационной технологичности по сравнению с Ил-86 явля-
ется наличие на самолета Ил-96-300 более совершенных и развитых
систем встроенного контроля, обнаружения и распознавания не-
исправностей при техническом обслуживании. Эти системы соби-
рают информацию о работе бортовых функциональных систем
и оборудования (вплоть до работы отдельных составляющих эле-
ментов) самолета в полете, регистрируют ее и, в случае необхо-
димости, могут выдать информацию об имевших место неисправ-
ностях или на индикаторах электронно-лучевых трубок комплекс-
ной информационной системы сигнализации, или в виде распеча-
ток. В результате значительно сокращается объем технического
обслуживания самолета и повышается эффективность технического
обслуживания.
Как и на Ил-86, сравнительно небольшая стояночная высота
самолета позволяет выполнять большую часть операций по об-
служиванию самолета Ил-96-300 без высоких стремянок, а ра-
циональное размещение бортовых точек обеспечивает одновремен-
295
ное подключение всех средств наземного обслуживания. Для об
служивания и подготовки самолета Ил-96-300 к полету исполь-
зуются в основном средства аэродромного обслуживания общего
применения.
28 сентября 1988 г. экипаж заслуженного летчика-испытателя
СССР С. Г. Близнюка выполнил первый полет на опытном са-
молете Ил-96-300, стартовав с аэродрома, расположенного в центре
Москвы. Началось выполнение большой и очень напряженной
программы совместных с заказчиком летных и сертификационных
испытаний, в которой задействованы несколько самолетов
Ил-96-300. Серийное производство этих машин уже началось на
Воронежском авиационном производственном объединении.
16.	ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ
МЕСТНЫХ ВОЗДУШНЫХ ЛИНИЙ Ил-114
На основе результатов оценки перспектив раз-
вития различных классов пассажирских самолетов, обобщения
более чем тридцатилетнего опыта эксплуатации различных вари-
антов самолета Ил-14, Опытное конструкторское бюро имени
С. В. Ильюшина в начале 1980-х гг. выступило с инициативным
предложением о создании нового пассажирского самолета для
местных воздушных линий Ил-114. Инициатива была поддержана
Министерством гражданской авиации СССР и, несмотря на боль-
шую загрузку коллектива ОКБ работами по созданию дальнего
самолета Ил-96-300, было принято решение еще до окончания
работ по самолету Ил-96-300 параллельно начать работы по соз-
данию самолета Ил-114.
С начала 1960-х гг. для перевозки пассажиров на местных воз-
душных линиях как в СССР, так и во многих зарубежных странах,
широко использовался хорошо зарекомендовавший себя в эксп-
луатации самолет Ан-24. Однако к началу 1980-х гг. самолет
Ан-24 уже морально устарел, уровень его технического совершен-
ства перестал удовлегворять современным требованиям, а парк
этих машин стал постепенно сокращаться из-за списания само-
летов Ан-24 в связи с выработкой положенного ресурса. Для
замены самолета Ан-24 и стал разрабатываться самолет Ил-114,
основным назначением которого является перевозка пассажиров
с багажом и грузов на местных воздушных линиях с большими
пассажиропотоками, а также на отдельных магистральных линиях
с малыми пассажиропотоками.
В соответствии с требованиями технического задания Мини-
стерства гражданской авиации СССР самолет Ил-114 должен пере-
возить не менее 60 пассажиров (коммерческую нагрузку 5,4 т)
на практическую дальность 1000 км с крейсерской скоростью
500 км/ч на высоте 6000 ... 8000 м. Предъявленные к самолету
Ил-114 требования имели ряд особенностей, которые отличали их
296
www.vokb-la.spb.ru
or требований, предъявлявшихся к зарубежным самолетам анало-
гичного назначения.
Прежде всего самолет Ил-114 должен эксплуатироваться с от-
носительно небольших аэродромов, имеющих как бетонированные,
так и грунтовые покрытия взлетно-посадочных полос, что способ-
ствует расширению географии использования самолета Ил-114
в различных регионах страны.
Кроме того, самолет Ил-114 должен был обеспечивать авто-
номность эксплуатации в малооборудованных аэропортах и ста-
вилась задача при максимальной простоте конструкции создать
самолет, оснащенный встроенным в его конструкцию входным
трапом для пассажиров, позволяющий использовать принцип
«багаж при себе», имеющий вспомогательную силовую установку,
а также быстрый и легкий, без использования аэродромных
стремянок, доступ ко всем элементам конструкции, необходимость
подхода к которым предусматривается программой технического
обслуживания самолета. Требовалось также, чтобы самолет
Ил-114 мог эксплуатироваться ночью и в сложных метеоусловиях,
и выполнение этого требования определило установку на Ил-114
сложного бортового оборудования, обеспечивающего взлет и посад-
ку Ил-114 в метеоусловиях, соответствующих II категории ИКАО.
Для эксплуатации в арктических и антарктических районах
самолет Ил-114 должен был обеспечивать перевозку 1,5 т коммер-
ческой нагрузки на практическую дальность 4800 км
Предъявленные к самолету Ил-114 столь разнообразные
требования определили выбор схемы самолета, мощности
его силовой установки, геометрических и массовых параметров,
особенностей конструкции, т. е. совокупности всего того, что обе-
спечивает достижение заданных летно-технических и взлетно-
посадочных характеристик. Значительный объем проектно-кон-
структорских и экспериментальных работ по выполнению этих
требований с минимальными весовыми потерями позволил в ко-
нечном итоге создать самолет с уровнем технического совершенства
не худшим, чем у аналогичных зарубежных самолетов, создавав-
шихся по значительно более простым техническим требованиям.
Самолет Ил-114 выполнен по схеме свободнонесущего моно-
плана с низкорасположенным крылом и оперением нормальной
схемы (рис. 16.1). На крыле самолета установлены два турбовинто-
вых двигателя с взлетной мощностью по 2500 э. л. с., оснащенные
малошумными шестилопастными воздушными винтами диаметром
3,6 м с автоматической системой флюгирования лопастей в полете.
Конфигурация мотогондол, а также их положение относительно
крыла и взлетно-посадочной механизации определяются аэроди-
намическими, прочностными, конструктивными и эксплуатаци-
онными требованиями, направленными на обеспечение заданных
характеристик самолета. Расположение мотогондол по размаху
крыла выбрано с учетом сохранения в минимально возможных
пределах моментов крена и разворота, возникающих в случае
297
Рис. 16.1. Общий вид самолета Ил-114
отказа одного из двигателей, а также из условия снижения уровня
шума в пассажирской кабине и в кабине экипажа.
Крыло самолета Ил-114 спроектировано на основе обширных
исследовательских и экспериментальных работ, проведенных
совместно с ЦАГИ, и оно имеет высокий уровень аэродинамиче-
ского и весового совершенства. Крыло оснащено эффективной
взлетно-посадочной механизацией, состоящей из выдвижных двух-
щелевых закрылков с фиксированным дефлектором, которые от-
клоняются на углы в 10, 20 и 40°. На крыле устанавливаются также
органы поперечного управления самолетом: элероны, оборудован-
ные сервокомпенсатором и триммером, и интерцепторы (по одной
секции на каждом полу крыле), отклоняющиеся на угол до 40°
и использующиеся для парирования крена при отказе одного дви-
гателя. Кроме того, крыло самолета Ил-114 оборудовано четырьмя
секциями тормозных щитков, которые отклоняются вверх на
угол 50° в момент касания колесами шасси поверхности взлетно-
посадочной полосы, что позволяет с самого начала послепосадоч-
ного пробега эффективно использовать тормоза колес шасси и тем
самым значительно сократить послепосадочный пробег самолета.
Крыло самолета имеет большое удлинение, равное 11, и его пло-
щадь 81,9 м2 была определена как из условия обеспечения заданных
летно-технических данных, так и из заданных условий базирования
самолета на аэродромах с короткими взлетно-посадочными поло-
сами.
Выбранные параметры хвостового оперения самолета Ил-114
обеспечивают получение нормированных характеристик устой-
чивости и управляемости при взлете с одним отказавшим двига-
телем. Горизонтальное оперение имеет рули высоты с триммерами,
а вертикальное — руль направления с триммером и сервокомпен-
сатором.
298
wiwv.vokb-la.spb.ru
При разработке компоновки пассажирских салонов и грузовых
помещений самолета Ил-114, помимо ряда других, решались две
основные задачи. Прежде всего — задача предоставления пас-
сажирам самолета местных воздушных линий уровня комфорта,
сравнимого с комфортом магистральных пассажирских самолетов,
а затем — обеспечение возможности автономной эксплуатации
самолета на необорудованных аэродромах за счет использования
принципа «багаж при себе» с одновременной возможностью ис-
пользования в оборудованных аэропортах стационарных наземных
средств для погрузки-выгрузки пассажиров, их багажа и груза.
В связи с таким подходом для Ил-114 был выбран фюзеляж,
имеющий круглое поперечное сечение диаметром 2,86 м, которое
позволяет расположить в одном поперечном ряду четыре пасса-
жирских кресла с продольным проходом между рядами кресел
шириной 450 мм. В пассажирском салоне самолета Ил-114 раз-
мещаются 60 ... 64 кресла с шагом установки 780 ... 750 мм
(рис. 16.2). Кресла выполняются в виде двухместных блоков с от-
кидывающимися вверх подлокотниками. В спинке каждого впереди-
стоящего кресла имеется откидной столик, а над каждым рядом
кресел в нижней поверхности багажных полок устанавливаются
кнопки вызова бортпроводника, розетки индивидуального обдува
воздухом, лампы для чтения.
В пассажирском салоне предусмотрены установка буфетной
стойки, а также гардероб и туалет в задней части кабины. Кроме
того, в пассажирской кабине размещается требуемый комплект
аварийно-спасательного оборудования. Пассажиров будет обслу-
живать бортпроводник, откидное сиденье для которого с необ-
ходимым оборудованием устанавливается в задней части салона
у задней входной двери.
Для входа и выхода пассажиров по левому борту самолета за
кабиной экипажа расположены основная входная дверь и встро-
енный в конструкцию самолета бортовой трап.
Багаж пассажиров и попутные грузы в кабине самолета раз-
мещаются в переднем багажнике на правом борту и в заднем грузо-
отсеке (см. рис. 16.2). В багажное помещение загружается багаж
пассажиров, а в грузоотсек — грузы, негабаритный или тяжелый
багаж пассажиров.
Загрузка багажа пассажиров в самолет может производиться
в двух вариантах: самими пассажирами и обслуживающим персо-
налом аэропорта. В первом варианте «багаж при себе» пассажир
при входе в самолет сам устанавливает свой багаж в багажное
помещение. Для размещения ручной клади к услугам пассажира
имеются внутрикабинные багажные полки, установленные над
пассажирскими креслами вдоль кабины и выполненные в виде
отдельных секций длиной по 2 м. В каждой секции может быть раз-
мещено до 30 кг ручной клади. Во втором варианте багаж загру-
жается механизированными средствами аэропорта через люки
(передний и задний) на правом борту самолета.
299
300
www.vokb-la.spb.ru
Использование варианта «багаж при себе» в комплексе с
встроенным бортовым трапом позволит повысить автономность
эксплуатации самолета и сократить время его стоянки в промежу-
точном аэропорту.
Устанавливаемый на самолете цифровой пилотажно-навига-
ционный комплекс обеспечивает автоматизированное и ручное
самолетовождение по оборудованным и малооборудованным трас-
сам местных воздушных линий в любое время суток и года, а также
заход на посадку и посадку в условиях метеоминимума I и II
категорий ИКАО. Это позволит осуществлять управление само-
летом летным экипажем из двух человек: командиром воздушного
судна и вторым пилотом. При этом командир воздушного судна
будет пилотировать самолет на ответственных этапах полета,
управлять двигателями и самолетными системами, помогать вто-
рому пилоту в решении навигационных задач. Второй пилот
будет пилотировать самолет на маршруте, отвечать за решение
навигационных и радиосвязных задач, управлять двигателями и
самолетными системами по указанию командира воздушного судна.
Предполагается, что оба члена экипажа будут иметь профессио-
нальную подготовку, позволяющую им взаимозаменять друг друга
при выполнении функциональных обязанностей.
Для успешного выполнения двухчленным экипажем возло-
женных на него обязанностей на самолете Ил-114, как и на само-
лете Ил-96-300, все средства отображения информации, сигнали-
зации, органы управления бортовыми системами объединены в еди-
ную информационно-управляющую систему с выводом данных,
необходимых для пилотирования и навигации, а также данных
о работе самолетных систем на цветные экранные индикаторы,
расположенные на приборной доске пилотов. Кроме того, на са-
молете Ил-114, как и на самолете И-96-300, используется принцип
так называемой «темной кабины», который заключается в том, что
после проведения экипажем всех предполетных операций в тече-
ние всего нормального полета при исправном состоянии контроли-
руемых бортовых систем в кабине нет никакой сигнализации,
кроме сигналов о включении временно работающих систем.
Высокие требования к показателю топливной эффективности,
предъявляемые для самолета Ил-114, так же как и на Ил-96-300,
выполняются при реализации на Ил-114 новейших научно-тех-
нических достижений по обеспечению требуемых уровней аэро-
динамического и весового совершенства самолета, технического
совершенства его двигателей.
По всем этим направлениям при создании самолета Ил-114
проводилась значительная работа. Достижение требуемого аэро-
динамического совершенства самолета Ил-114 обеспечивается
внедрением большого количества различных мероприятий, раз-
работанных совместно с ЦАГИ. На самолете Ил-114 применено
крыло большого удлинения с усовершенствованными профилями;
проведены значительные работы по улучшению местной аэроди-
301
намики самолета (сопряжение крыла с фюзеляжем — зализы,
сочленения крыла с гондолами двигателей), а также по облагора-
живанию формы мотогондол, обтекателей рельс закрылков, раз-
личных надстроек. Приняты меры по уменьшению различных ще-
лей между неподвижными частями самолета и подвижными по-
верхностями, по обеспечению герметизации щелей. Повышению
топливной эффективности самолета Ил-114 способствуют оптими-
зация режимов полета самолета, тщательное согласование харак-
теристик самолета, его функциональных систем с характеристиками
двигателей.
Значительная работа проводилась и по снижению массы са-
молета Ил-114 путем создания усовершенствованной конструкции
планера и систем, применения новых материалов, облегченного
бортового оборудования и комплектующих изделий, проведения
большого объема экспериментальных исследований по обеспече-
нию необходимой прочности, заданного ресурса и живучести пла-
нера самолета, стендовой отработки и испытаний различных аг-
регатов и систем.
Перед конструкторами самолета ставилась задача обеспечить
предельную конструктивную простоту агрегатов систем и самолета
Ил-114 с учетом обеспечения максимальной надежности, простоты
эксплуатации и технического обслуживания. В связи с этим, на-
пример, система управления самолетом выполнена ручной, без-
бустерной; насосные станции гидросистемы не потребляют элект-
рическую мощность в полете, так как потребители гидросистемы
работают только на земле и на взлетно-посадочных режимах, а для
сокращения времени уборки шасси используется мощность обеих
гидросистем путем их кратковременного автоматического объеди-
нения через соединительный кран и т. д.
При создании самолета Ил-114, как и при создании других
самолетов «Ил», особенно много внимания уделялось обеспечению
надежности и безопасности полетов самолета в эксплуатации.
Это обеспечивается конструкцией планера самолета, разработан-
ной с использованием принципа безопасного разрушения и обе-
спечения усталостной прочности. Кроме того, все функциональные
системы и агрегаты самолета, влияющие на безопасность полета,
имеют необходимую степень резервирования, а в их конструкции
используются материалы, хорошо зарекомендовавшие себя в эксп-
луатации. Компоновка систем на самолете выполняется так,
чтобы исключалось влияние отказов одних систем на работу дру-
гих. Самолет Ил-114 снабжен необходимыми системами и обору-
дованием, позволяющими производить полеты в условиях обледе-
нения и грозовой деятельности, а также средствами пожарной за-
щиты и пожаротушения. Для оперативного документирования от-
казов и неисправностей на борту самолета устанавливается пе-
чатающее устройство, которое выдает бланк с перечнем отказав-
ших в полете систем и агрегатов для наземного обслуживающего
персонала и экипажа.
302
www.vokb-la.spb.ru
Большое внимание при создании Ил-114 уделяется и снижению
ожидаемых уровней шума как в контрольных точках на местности,
так и в пассажирском салоне самолета. Снижение уровня шума
до величин, установленных нормирующими организациями, обе-
спечивается применением турбовинтовых двигателей с малошум-
ными шестилопастными воздушными винтами, синхрофазирова-
нием их вращения по частоте и фазам, большим (равным 970 мм)
зазором между кончиком воздушного винта и бортом фюзеляжа,
виброразвязкой интерьера пассажирского салона, снижением
скорости воздуха в раздаточных магистралях системы кондицио-
нирования воздуха.
Можно утверждать, что весь комплекс новых решений, зало-
женных в конструкцию и системы самолета Ил-114, большой объем
исследовательских и экспериментальных работ, стендовых отра-
боток дают основание быть уверенными в высокой экономичности
самолета Ил-114, надежности и безопасности его полетов, легкости
технического обслуживания, перспективах дальнейшего развития
этого самолета, его конкурентоспособности при эксплуатации.
Заложенные при проектировании Ил-114 такие особенности
его конструкции, как значительная грузоподъемность, большая
максимальная дальность полета, возможность автономной (без
использования аэродромных средств) эксплуатации с относительно
простых, в том числе и с грунтовых, взлетно-посадочных полос
в сложных метеорологических условиях открывают перспективу
создания на базе Ил-114 семейства специализированных модифи-
каций для народного хозяйства страны, удовлетворяющих самым
разнообразным требованиям и условиям эксплуатации, могущих
использоваться в Арктике и Антарктике.
Основные данные самолета:
Двигатели, числоХтип ................................ ТВ7—117
Взлетная мощность, числоХтип........................... 2X2500	э. л. с
Максимальное число пассажиров............................ 60	... 64
Максимальная коммерческая нагрузка, т................... 6,0	... 6,4
Практическая дальность полета при максимальном числе
пассажиров, км....................................... 1000
Практическая дальность полета с коммерческой нагрузкой
1,5 т, км................................................. 4800
Крейсерская скорость полета, км/ч ......................... 500
Высота полета, км ......................................... 8,1
Потребная дистанция:
взлетная.......................................... 1200
посадочная ....................................... 1300
Первый полет самолета Ил-114 состоялся 29 марта 1990 г.
Самолет поднял в воздух экипаж заслуженного летчика-испы-
тателя СССР В. С. Белоусова.
303
3
Часть
Транспортные (грузовые)
самолеты и планеры
17.	ТРАНСПОРТНЫЕ (ГРУЗОВЫЕ)
МОДИФИКАЦИИ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
В первые послевоенные годы (1946—1950) в на-
шей стране возросли грузовые перевозки воздушным транспор-
том. В связи G этим коллективом ОКБ на базе пассажирского са-
молета Ил-12 в 1947 г. была создана его первая транспортная
(грузовая) модификация, что положило начало новому творческому
направлению в деятельности ОКБ — созданию транспортных и
грузовых самолетов.
Это направление первоначально развивалось по пути разработ-
ки на базе пассажирских самолетов транспортных (грузовых)
модификаций, которые, обладая достаточно высокой для своего
времени транспортной эффективностью, могли быть созданы в очень
короткие сроки. Однако опыт эксплуатации таких самолетов по-
казал необходимость разработки новых типов транспортных са-
молетов, одной из главных особенностей которых являлось мак-
симальное упрощение погрузочно-разгрузочных операций, что
не могло быть достигнуто на транспортных (грузовых) модифика-
циях пассажирских самолетов и требовало применения новых
конструкторских решений. Это определило переход ОКБ во вто-
рой половине 1960-х гг. на создание наряду с пассажирскими
специализированных транспортных (грузовых) самолетов, кото-
рые по своим летно-техническим и эксплуатационным данным
наиболее полно удовлетворяли бы предъявляемым требованиям.
Транспортный самолет Ил-12Т. Созданный коллективом ОКБ
пассажирский самолет Ил-12 по замыслу должен был заменить
Ли-2, который кроме пассажирского применялся также в грузовом
варианте, в вариантах для полетов со снежных и ледовых аэро-
дромов, для аэрофотосъемки, геологической разведки и для об-
служивания различных экспедиций.
Поскольку в одном самолете было нерентабельно совмещать
пассажирский и грузовой варианты, конструкторами ОКБ был
разработан и в 1947 г. построен модифицированный транспортный
самолет Ил-12Т грузоподъемностью 3000 кг, который имел при-
мерно те же основные летно-технические данные, что и базовый
пассажирский Ил-12, и отличался от него лишь доработанной
конструкцией фюзеляжа. При этом пассажирская кабина была
переоборудована в грузовую (1,94x2,67x12,7 м), на левом борту
304
vwwv.vokb-la.spb.ru
UJn.N36 UJn.N39 UJnNI3
Шп N11
Нл~1?Т
'UUUu'UUUUDDLlUUUU
НЛ~12Д
Шп. М13,
иииишиют
Шп N36 Шп.ЫЬО
Шп. N11
Шп.НЗб UJnN39 UJnN13
nnqnnnrim
ил=1ЬТ
Шп.НЗЬ Шп.ШШ
U U U U U
д.Л ПАЯ
13л = 14-Гр
Шл. N35
Рис. 17.1. Схемы кабин транспортных
(грузовых) самолетов, созданных на
базе Ил-12 и Ил-14
Innnnnnnnnnnnnnn^
UJnN39 Шп.НбО
Ил =14=3 ОД
фюзеляжа позади крыла установлена большая двухстворчатая
грузовая дверь (рис. 17.1). Пол грузовой кабины заменен усилен-
ным, металлическим. Входная дверь и дополнительная дверь
(0,9 X 1,4 м) в задней створке грузовой двери были выполнены
открывающимися внутрь кабины. Вдоль бортов грузовой кабины
располагались откидные сиденья, а в начале и в конце ее были
установлены лебедки, предназначенные для перемещения грузов.
Самолет Ил-12Т не только превосходил Ли-2Гр по летно-
техническим характеристикам, но и обладал повышенными тран-
спортными возможностями, так как его грузовая кабина была на
3,3 м длиннее и несколько шире, а грузовая дверь имела размеры
2,4 X 1,65 м (вместо 1,5х 1,62 м на Ли-2Гр). Выполнение погрузоч-
но-разгрузочных работ на Ил-12Т, имеющем при стоянке почти
горизонтальное положение пола, упрощалось по сравнению с
Ли-2Гр, на котором наклон пола грузовой кабины был около 11 .
Загрузка и разгрузка самолета осуществлялись при помощи
наземных погрузочных средств: автопогрузчика или транспортера.
Самолеты Ил-12Т строились серийно в 1947—1949 гг. и в те-
чение ряда лет эксплуатировались на гражданских авиалиниях.
Самолет использовался также в Полярной авиации и в ВВС
страны.
В табл. 17.1 приведены основные летно-технические данные
самолетов Ил-12Т и Ли-2Гр.
Десантно-транспортный самолет Ил-12Д был построен в 1948 г.
и явился дальнейшим развитием транспортного самолета Ил-12Т.
Ил-12Д — многоцелевой самолет. Его использовали в различных
вариантах применения, основными из которых являются:
транспортный — для перевозки различных грузов общей мас-
сой до 3700 кг;
десантный — для транспортировки и сбрасывания на парашю-
тах различных грузов или 38 парашютистов-десантников;
И Г. В. Новожилов
305
Таблица 17.1
Основные летно-техническне данные
Параметр	И.1-12Т	Ли-2Гр
Взлетная мощность,	2Х 1360	2X736
кВт То же, л. с.	2Х 1850	2Х 1000
Максимальная	17 250	11 500
взлетная масса, кг Максимальная ком-	3 000	2 800
мерческая нагрузка, кг Практическая даль-	900 ...	600 ...
ность полета с макси-	1000	700
мальной	коммерче- ской нагрузкой, км Крейсерская ско-	300 ...	240
рость полета, км/ч	320	250
Высота крейсерско-	3	1,7 ... 3,0
го полета, км	♦	
санитарный—для тран-
спортировки 27 носилоч-
ных больных или раненых
с сопровождающим медра-
ботником;
буксировочный — для
буксировки планеров сред-
ней грузоподъемности.
На самолете было смон-
тировано десантно-транс-
портное оборудование для
всех четырех вариантов, в
связи с чем значительно
повышалась эффектив-
ность использования и ав-
тономность эксплуатации
самолета Переоборудова-
ние самолета из одного ва-
рианта в другой могло вы-
полняться экипажем в аэ-
родромных условиях.
Грузовая кабина самолета Ил-12Д та же, что и на Ил-12Т
В отличие от Ил-12Т входная дверь по правому борту была уве-
личена (0,9 X 1,6 м). Благодаря наличию на самолете двух дверей
выброска парашютистов-десантников осуществлялась в два потока
и занимала минимальное время, что обеспечивало высокую куч-
ность в месте приземления.
В средней части грузовой кабины перед центропланом и по-
зади него в полу были сделаны большие грузовые люки (колодцы)
размером 0,8 X2,1 м для сбрасывания десантируемых грузов,
которые подвешивались на замках кассетных держателей, уста-
новленных в грузовой кабине над люками
Снаружи самолета под центропланом были установлены три
балочных держателя для подвески крупногабаритных десантируе-
мых грузов.
В верхней части фюзеляжа над центропланом для обороны
самолета предусматривалась установка турели с пулеметом
Турельный люк использовался также под установку астрономи-
ческого купола для астронавигационных наблюдений.
На левом борту у рабочего места штурмана вместо окна был
установлен прозрачный блистер полусферической формы с при-
целом для сбрасывания десантируемых грузов.
Для контроля результатов сбрасывания десантируемых грузов,
а также для выполнения маршрутной аэрофотосъемки в фюзеляже
устанавливался аэрофотоаппарат, управление которым осуществ-
лялось с рабочего места штурмана.
В хвостовой части фюзеляжа имелся замок для буксировки
планера с тросовым управлением из кабины пилотов.
306
vwwv.vokb-la.spb.ru
Загрузка и разгрузка самолета могли производиться при по-
мощи наземных погрузочных средств или специальных бортовых
(перевозимых на самолете) погрузочных приспособлений, состояв-
ших из грузовой площадки, устанавливавшейся у порога грузовой
двери, разборного погрузочного трапа и лебедки. С помощью ле-
бедки тяжелые грузы и небольших габаритов колесная техника
могли втаскиваться по трапу в кабину и перемещаться по ней.
Наличие на борту самолета таких погрузочных приспособлений
значительно повышало его автономность при эксплуатации на не-
оборудованных аэродромах
Самолет Ил-12Д строили серийно в 1948—1949 гг., в течение
ряда лет он был основным десантно-транспортным самолетом
в ВВС страны.
В марте—апреле 1950 г. два самолета Ил-12Д с буксируе-
мыми грузовыми планера^ конструкции П. Б. Цыбина Ц-25
поднялись с одного из подмосковных аэродромов, совершили уни-
кальный перелет к Северному полюсу, выполнив посадку на
льдину первого арктического десанта на планерах, а затем благо-
получно завершили обратный длительный беспосадочный перелет
до Красноярска.
Самолет Ил-14-30Д (десантный) был создан в 1955 г. на базе
пассажирского самолета Ил-14П и предназначался для транспор-
тировки 30 десантников, а также мелких грузов общей массой до
3000 кг. Самолет строился серийно.
Ил-14-30Д отличался от Ил-14П тем, что его десантная кабина
(1,94x2,67x9,89 м) была переоборудована из пассажирской и
удлинена за счет снятия переднего багажного отделения и бу-
фета. Теплоизоляция десантной кабины и туалета была заменена
облегченной, в кабине установлена новая система отопления и
изменено освещение. Загрузочный люк переднего багажного от-
деления отсутствовал. Панели и балки пола десантной кабины
были усилены, вдоль бортов кабины установлены 30 откидных
сидений
Грузовой самолет Ил-14Гр был создан в 1956 г. на базе пасса-
жирского самолета Ил-14М, но с фюзеляжем Ил-14П. Строили
его в небольшом количестве и использовали в основном для пере-
возки различных грузов на гражданских авиалиниях, а также
в Полярной авиации.
Грузовой самолет Ил-14Гр имел такую же, как у Ил -14-30Д,
грузовую кабину с усиленным металлическим полом и большую
грузовую двустворчатую дверь на левом борту фюзеляжа позади
крыла. Вдоль бортов грузовой кабины размещались откидные
сиденья. Загрузка и разгрузка самолета осуществлялась при
помощи наземных погрузочных средств
Транспортный самолет Ил-14Т, по назначению аналогичный
самолету Ил-12Д, был создан в 1956 г. на базе самолета Ил-14М,
но с фюзеляжем такой же длины, как у грузового варианта
Ил-14Гр. Предназначался он для использования в следующих
1]*	307
основных вариантах:
грузовом — для транспортировки различных грузов общей
массой до 2700 кг;
десантно-транспортном — для транспортировки и сбрасыва-
ния на парашютах различных десантных грузов или 21 парашю-
тиста -десантни ка;
санитарном — для транспортировки 18 носилочных больных
или раненых с сопровождающим медработником;
буксировочном — для буксировки планера с полетной массой
до 7000 кг.
На самолете бы по смонтировано десантно-транспортное обо-
рудование для всех четырех вариантов
Грузовая кабина самолета Ил-14Т удлинена по сравнению
с десантной кабиной Ил-14-30Д за счет заднего багажного отделе-
ния и перемещения туалета к задней перегородке. В отличие от
Ил-12Д грузовая дверь увеличена по ширине (2,71x1,6 м), а
открывающаяся внутрь кабины дверь для десантников была сде-
лана в передней створке. Входная дверь по правому борту сдви-
нута несколько вперед, размеры ее увеличены, дверь выполнена
открывающейся внутрь кабины Увеличенная по ширине грузовая
дверь обеспечивала возможность загрузки в самолет автомашины
типа ГАЗ-69 и другой техники. Для размещения десантников на
бортах кабины установлено 21 откидное сиденье.
В отличие от Ил-12Д для транспортировки и сбрасывания на
парашютах десантируемых грузов в грузовой кабине устанавли-
вался конвейер, состоявший из грузового эскалатора, выводного
транспортера и электромеханического привода Сбрасывание де-
сантируемых грузов обеспечивалось через входную дверь. Управ-
ление конвейером — из кабины пилотов, кабины штурмана или
со щитка у грузовой двери.
Снаружи самолета под центропланом были установлены два
балочных держателя для наружной подвески крупногабаритных
десантируемых грузов
На левом борту у рабочего места штурмана, так же, как и на
Ил-12Д, вместо окна был установлен прозрачный блистер полу-
сферической формы с прицелом для сбрасывания десантируемых
грузов.
В передней части фюзеляжа под полом устанавливался аэро-
фотоаппарат для контроля за сбрасыванием грузов, в хвостовой
части фюзеляжа — замок для буксировки планера, управляе-
мый из кабины пилотов.
Загрузка и разгрузка самолета могли производиться при
помощи наземных погрузочных средств или перевозимыми на са-
молете бортовыми погрузочными приспособлениями, состоявшими
из грузовой площадки, устанавливавшейся у порога грузовой две-
ри, разборного погрузочного трапа, лебедки и поворотного по-
грузочного крана с лебедкой. С помощью поворотного крана,
устанавливавшегося в кабине у передней кромки грузовой двери,
308
www vokb-la.spb.ru
Памятники штурмовикам Ил-2 под Москвой (на Истре) и в Куйбышеве
309
Бронированный истребитель Ил-2И
Бронированный истребитель Ил-1
Штурмовик Ил-ЮМ
310
www.vokb-la.spb.ru
Штурмовик Ил-16
Штурмовик Ил-20
311
Самолет Ил-12
Самолет Ил-14 на севере
312
www.vokb-la.spb.ru
Самолет Ил-12Д
Самолет Ил-18 с двигателями АШ-73
Десантно-грузовой планер Ил-32
313
Самолет Ил-18 с турбовинтовыми двигателями
Самолет Ил-62М
314
www.vokb-la.spb.ru
Транспортный самолет Ил-76Т
Самолет Ил-86
315
316
www.vokb-la.spb.ru
В салоне самолета Ил-76, предназначенного для тренировки космонавтов в
условиях невесомости
Разгрузка самолета Ил-76
Пассажирский модуль для самолета И л-76Т
317
318
www.vokb-la.spb.ru
Интерьеры пассажирских кабин самолетов с газотурбинными двигателями:
Ил-18 (1957 г.), Ил-62М, Ил-86
319
Дальний магистральный самолет Ил-96-300
Самолет местных линий Ил-114
320
www.vokb-la.spb.
грузы массой до 300 кг могли загружаться в кабину непосред-
ственно из кузова автомашины или с земли.
Самолет Ил-14Т, переоборудованный в вариант для Аэрофлота
(без десантного и другого специального оборудования), широко
применялся при перевозке различных народнохозяйственных
грузов, а также в Полярной авиации по обеспечению различных
научных экспедиций в Арктике и Антарктиде.
Грузовой вариант самолета Ил-18. Учитывая потребности Аэро-
флота в грузовых самолетах, часть пассажирских самолетов Ил-18,
не выработавших своего ресурса и замененных на основных авиа-
линиях страны современными самолетами, переоборудовали (на-
чиная с 1978 г.) на ремонтных заводах гражданской авиации для
использования в качестве грузовых самолетов. Эго переоборудо-
вание выполнялось при минимальных доработках конструкции фю-
зеляжа и сводилось к превращению пассажирской кабины в гру-
зовую, усилению пола и к установке на потолке кабины рельса
с тельфером для перемещения грузов вдоль кабины. Грузы рас-
полагали в кабине на поддонах, уложенных на пол, а также
загружали в багажники. Загрузка и разгрузка грузовой кабины
самолета производилась через входные двери при помощи авто-
транспортера или автопогрузчика. Основные летно-технические
данные грузового варанта такие же, как базового пассажирского
самолета Ил-18.
18.	ДЕСАНТНО-ГРУЗОВОЙ ПЛАНЕР Ил-32
Десантно-грузовые планеры в нашей стране
создавались еще до Великой Отечественной войны. В 1942 г.
был создан 20-местный десантный планер КЦ-20 конструкции
Д Н. Колесникова и П. В. Цыбина. В 1944—1945 гг. П. В. Цы-
биным был создан десантный планер Ц-25 грузоподъемностью
2500 кг, несколько позже А. С. Яковлевым — грузовой планер.
Десантно-грузовой планер Ил-32 (рис. 18.1) был спроектиро-
ван ОКБ и построен в 1948 г. по заданию ВВС. Планер Ил-32
по грузоподъемности и размерам грузовой кабины был значи-
тельно больше планеров, созданных до этого в нашей стране,
и предназначался для транспортировки различной техники и
крупногабаритных грузов общей массой до 7000 кг или десанта
численностью до 60 человек. Планер полетной массой 16 600 кг
был рассчитан на буксировку самолетами типа Ил-18 (постройки
1946 г.) или Ту-4.
По схеме планер Ил-32 представлял собой моноплан цельно-
металлической конструкции с высокорасположенным крылом.
Фюзеляж планера прямоугольного сечения 3,2x4,15 м с не-
герметичной грузовой кабиной высотой 2,6 м, шириной 2,8 м и
длиной 11,25 м (без учета пустотелых носовой и хвостовой частей
фюзеляжа) с грузовым металлическом полом. В начале и в конце
грузовой кабины по правому борту расположены входные двери.
12 F. В. Новожилов	321
Рис. 18.1. Схема десантно-грузового планера Ил-32
Носовая и хвостовая части фюзеляжа были выполнены откиды-
вающимися в сторону.
Кабина экипажа была рассчитана на размещение в ней двух
пилотов.
Крыло планера двухлонжеронное, площадью 159,5 ма, удли-
нением 8, стреловидностью 3°, относительной толщиной 18%
по борту и 10% на концах крыла, было снабжено простыми пово-
ротными закрылками, элеронами, а также интерцепторами, рас-
положенными перед закрылками.
Благодаря высокому аэродинамическому качеству крыла и
эффективной механизации были получены хорошие летные и
взлетно-посадочные характеристики.
Оперение было выполнено с неподвижным стабилизатором,
укрепленным на киле и поддерживаемым снизу двумя подкосами,
рули высоты и направления — металлической конструкции с по-
лотняной обшивкой.
Планер снабжен трехопорным шасси, не убирающимся в по-
лете. Основные опоры шасси телескопической конструкции обе-
спечивали «приседание» планера до земли, что в сочетании с от-
кидывающимися в сторону носовой и хвостовой частями фюзе-
ляжа значительно упрощало и ускоряло погрузку и разгрузку
колесной и гусеничной техники, а также различных грузов. При
этом высота пола грузовой кабины над землей была около 650 мм.
К полу грузовой кабины спереди и сзади приставлялись бортовые
трапы, по которым самоходная техника могла въезжать или съез-
жать своим ходом.
Планер был снабжен необходимым аэронавигационным, радио-
связным и электрооборудованием.
В 1948 г. для определения летных характеристик планер Ил-32
проходил испытания с самолетом-буксировщиком Ил-12Д. По-
летная масса планера была 8400 кг. В том же году планер букси-
322
www.vokb-la.spb.ru
ровался самолетом Ил-18 (постройки 1946 г.). При этом планер
с грузом 7000 кг имел полетную массу 16 000 кг.
На базе десантно-грузового планера Ил-32 в ОКБ прорабаты-
вался вариант мотопланера Ил-34 с двумя поршневыми двигате-
лями, расположенными под крылом, которые предназначались
для улучшения взлетно-посадочных и летных характеристик
планера.
19.	ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ Ил-76Т
Во второй половине 1960-х гг. в нашей стране
начался интенсивный рост грузовых воздушных перевозок. В те
годы значительное количество грузов перевозили на самолетах
посредством догрузки пассажирских рейсов, а крупногабаритные
грузы и технику транспортировали на грузовых турбовинтовых
самолетах АН-12 и Ан-22.
Необходимость доставки воздушным транспортом, особенно
в отдаленные и бездорожные районы Сибири, Крайнего Севера
и Дальнего Востока, крупногабаритных и тяжеловесных грузов,
самоходной колесной и гусеничной строительной техники, а
также потребность в быстром повышении эффективности парка
транспортных самолетов Аэрофлота определили целесообразность
создания в нашей стране нового транспортного (грузового) са-
молета.
К разработке такого самолета коллектив ОКБ приступил в
1966 г. В 1967 г. по результатам проведенной совместно с ЦАГИ
проектно-исследовательской проработки было разработано тех-
ническое предложение по транспортному самолету Ил-76 с турбо-
вентиляторными двигателями Д-ЗОКП конструкции П. А. Со-
ловьева.
Проектирование транспортного самолета вследствие большого
разнообразия требований, диктуемых универсальностью приме-
нения самолета, является технически трудной задачей. Для са-
молета Ил-76 эта задача еще более осложнилась требованиями по
обеспечению эксплуатации самолета на грунтовых площадках
ограниченных размеров и получения в этих условиях сравнительно
коротких для такого класса самолетов длин разбега и пробега.
Поэтому необходимо было изыскивать новые технические решения
и проводить дополнительные исследования.
Потребовалось создать специальное многоколесное шасси по-
вышенной проходимости.
Для обеспечения сравнительно короткого разбега и пробега
потребовалось применить:
аэродинамическую компоновку крыла умеренной стреловид-
ности с высокоэффективной механизацией;
повышенную тяговооруженность за счет установки на самолет
четырех двигателей с взлетной тягой по 11 760 даН (12 000 кгс),
снабженных реверсивными устройствами тяги для торможения
самолета при пробеге;
12*	323
высокоэффективйую тормозную систему колес основных опор
самолета.
Эти особенности выгодно отличают самолет Ил-76 от существу-
ющих транспортных самолетов как у нас, так и за рубежом. Кроме
того, при разработке самолета большое внимание было уделено
обеспечению безопасности полета, надежности и автономности
эксплуатации.
В процессе создания самолета на его конструкцию и системы
было получено свыше 180 авторских свидетельств на изобретения
и более 30 иностранных патентов.
Постройка первого опытного самолета была завершена в на-
чале 1971 г. и 25 марта он совершил первый взлет. В мае 1971 г.
самолет был впервые представлен на 29-м Международном авиа-
ционно-космическом салоне в Париже.
Благодаря большим транспортным возможностям и высокой
степени механизации погрузочно-разгрузочных работ, способности
базирования на бетонированных и грунтовых аэродромах ограни-
ченных размеров, хорошим летно-техническим и взлетно-поса-
дочным данным, а также возможности длительной автономной
эксплуатации на необорудованных аэродромах самолет Ил-76,
оснащенный специальным оборудованием, нашел применение в во-
енно-транспортной авиации.
В июле 1975 г. на серийном самолете Ил-76 был установлен ряд
мировых рекордов. Так, экипаж заслуженного летчика-испыта-
теля А. М. Тюрюмина в полетах с грузом по замкнутому марш-
руту показал рекордную среднюю скорость полета 850 км/ч при
транспортировке груза массой 70 т на дальность 1000 км и 60 т
на дальность 2000 км. В полете с грузом массой 40 т по замкну-
тому маршруту протяженностью 5000 км была достигнута рекорд-
ная средняя скорость полета 816 км/ч. Экипаж заслуженного лет-
чика-испытателя Я. И. Верникова в полете с грузом массой 70 т
достиг высоты 11 875 м. Всего в эти дни на самолете Ил-76 было
установлено 25 рекордов.
На базе Ил-76 был создан самолет-лаборатория центра под-
готовки космонавтов для отработки действий экипажей косми-
ческих кораблей в условиях невесомости, которая создается при
выполнении самолетом «горок». Прежний самолет-лаборатория
Ту-104 позволял выполнять пять «горок», а Ил-76 пятнадцать,
причем более продолжительных.
В конце 1976 г. в Тюменское территориальное управление
гражданской авиации были переданы на освоение и эксплуатаци-
онные испытания два самолета Ил-76. В течение нескольких меся-
цев, одновременно с проводимыми испытаниями, на этих самоле-
тах осуществлялись интенсивные грузовые перевозки в суровых
условиях Западной Сибири. Самолеты перевозили трубоукладчики,
тяжелую землеройную технику, автобусы «Икарус» и доказали
свою экономичность и надежность. Во время этих испытаний на
самолетах Ил-76 впервые в СССР были осуществлены воздушные
324
www.vokb-la.spb.ru
перевозки грузов в сухопутно-морских контейнерах для нефтя-
ников Самотлора и газодобытчиков Надыма.
После успешного завершения эксплуатационных испытаний
Аэрофлот начал регулярную эксплуатацию на внутрисоюзных
трассах транспортных самолетов, которым было присвоено наи-
менование Ил-76Т. С вводом в эксплуатацию этих самолетов
Аэрофлот, эксплуатировавший до этого в основном транспортные
самолеты Ан-12, получил возможность быстрой транспортировки
различных крупногабаритных грузов и техники, а также грузов
в универсальных контейнерах и на поддонах.
География полетов Ил-76Т тесно связана с освоением районов
Крайнего Севера, Западной и Восточной Сибири, Якутии, Запо-
лярья и Чукотки. Этому самолету не нужны особые условия для
работы: он надежно трудится на грунтовых и заснеженных аэро-
дромах в сложных погодных условиях.
Весной 1978 г. самолеты Ил-76Т вышли на международные
трассы Аэрофлота, побывали с грузами в Болгарии и Чехословакии,
Ливии и Турции, Англии и Индии, а также в ряде других стран.
Для выполнения на Ил-76Т смешанных грузопассажирских
перевозок в ОКБ разработаны пассажирские модули, имеющие
габариты стандартного контейнера длиной 6,06 м.
Пассажирские модули представляют собой отдельные отсеки
пассажирской кабины, оборудованные креслами, вместительными
багажными полками-шкафчиками, буфетом, гардеробом, туале-
тами и системой вентиляции. Модули снабжены съемными (или
откидывающимися) колесами для перемещения их по аэродрому.
В грузовой кабине Ил-76Т могут быть размещены три пассажир-
ских модуля, их загрузка выполняется с земли или с автотрайлера
при помощи четырех грузоподъемных электротельферов анало-
гично погрузке сухопутно-морских контейнеров.
В 1979 г. пассажирский модуль на 30 мест демонстрировался
с самолетом Ил-76Т на 33-м Международном авиационно-косми-
ческом салоне в Париже.
С середины 1950-х гг. самолеты Ил-12 и Ил-14, и с 1960-х гг.
Ил-18 и Ил-18Д выполняют большой комплекс работ по освоению
Арктики и Антарктиды.
В первой половине 1970-х гг. для обеспечения высокоширот-
ных арктических экспедиций начали применяться самолеты
Ил-76Т. Так, впервые Ил-76Т был применен в декабре 1983 г.
для снабжения арктической дрейфующей станции СП-25, ушед-
шей слишком далеко от Большой земли — за полюс, в Западное
полушарие. Доставка на станцию оборудования, топлива и про-
довольствия необходимых для продолжения дрейфа до весны, была
осуществлена на Ил-76 Т. Полет выполнили летчики ГосНИИ ГА
с участием специалистов ОКБ, при этом на парашютах было сбро-
шено на льдину с малой высоты свыше 5 т грузов.
В 1984 г. с самолетов Ил-76Т в сложных метеорологических
условиях, когда сильная облачность полностью закрывала льдину,
325
был произведен точный сброс на парашютах для новой научной
станции СП-27 людей и необходимых грузов, в том числе панелей
для щитовых домиков, гусеничного трактора ДТ-54, большого
количества топлива, продовольствия и различного оборудования.
В 1986 г. в ОКБ был разработан принципиально новый способ
десантирования грузов на легких парашютных платформах. Этот
способ был успешно применен на Ил-76Т при доставке грузов на
дрейфующие станции СП-27 и СП-28 в декабре 1986 — январе
1987 г. За пять полетов на эти станции доставлено около 100 т
различного научного оборудования, топлива и продовольствия
Полеты проходили в экстремальных даже для Арктики условиях—
полярная ночь, сильные морозы и большая удаленность станций
от аэродрома базирования в Тикси.
Основные летно-технические данные Ил-7вТ
Взлетная тяга двигателей, даН (кгс).................. 4X11	760(4X12 000)
Максимальная взлетная масса, т.............................. 170
Максимальная коммерческая нагрузка, т....................... 47
Практическая дальность полета с максимальной ком-
мерческой нагрузкой, км .................................. 3000
Крейсерская скорость полета, км/ч....................... 750	... 800
Высота крейсерского полета, км........................... 9...	12
Схема самолета. Схема транспортного самолета определяется
его назначением, т. е. возможностью перевозки крупногабаритных
грузов, различной колесной и гусеничной техники, удобством вы-
полнения погрузочно-разгрузочных работ. К самолету Ил-76Т,
как высокоэффективному транспортному средству, был предъяв-
лен ряд специфических требований по базированию, способам
погрузки-выгрузки, возможности сбрасывания грузов на пара-
шютах и автономной эксплуатации, что также повлияло на выбор
его схемы.
Выбору схемы самолета Ил-76Т (рис. 19.1) предшествовал
тщательный анализ особенностей отечественных транспортных
самолетов Ан-12 и Ан-22, а также зарубежных военно-транс-
портных самолетов С-130 «Геркулес» С-141А «Старлифтер», С-5А
«Гэлэкси» и др., который позволил наметить и принять наиболее
рациональные решения.
Аэродинамическая схема самолета была выбрана из условий
обеспечения: заданной зависимости «коммерческий груз — даль-
ность» при достаточно высокой крейсерской скорости полета,
малых скоростей при взлете и посадке, эксплуатации с грунтовых
аэродромов, высоких пилотажных характеристик и безопасности
во всем диапазоне эксплуатационных режимов полета.
Высокое расположение крыла с размещением двигателей на
пилонах и Т-образная схема оперения позволили получить благо-
приятный характер изменения продольного момента самолета в ши-
роком диапазоне углов атаки.
Аэродинамическая компоновка крыла также была подчинена
основному назначению самолета — обеспечению хороших летных
326
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 19.1. Схема транспортного самолета Ил-76Т
и взлетно-посадочных характеристик. Выбор формы крыла в плане
был обусловлен заданной скоростью крейсерского полета и хара-
ктеристиками укороченного взлета и посадки. Крыло имеет уме-
ренную стреловидность 25° по 1/4 хорд, удлинение 8,5 и относи-
тельную толщину 13% по борту и 10% на концах крыла. Крыло
выполнено из набора скоростных профилей ЦАГИ, обладающих
хорошими несущими свойствами при относительно малом лобо-
вом сопротивлении вплоть до максимальных скоростей полета.
Для эксплуатации самолета с грунтовых площадок ограничен-
ных размеров необходимо было получить максимально возмож-
ный коэффициент подъемной силы при сохранении минимального
лобового сопротивления, что связано с преодолением больших
трудностей. Создание крыла с высокоэффективной механизацией
потребовало проведения большого числа научных и эксперимен-
тальных исследований. Были изучены различные системы увели-
чения подъемной силы крыла прежде, чем была выбрана механи-
зация, состоящая из трехщелевых раздвижных закрылков, зани-
мающих 73,2% размаха крыла, и выдвижных предкрылков по
всему размаху крыла без вырезов под пилоны крепления двига-
телей. Это позволило получить максимальный коэффициент подъ-
емной силы.
Поперечное управление самолетом обеспечивается элеронами,
размещенными на концах крыла, и интерцепторами на верхней
поверхности крыла перед внешними закрылками. Интерцепторы
предназначены также для гашения подъемной силы крыла вместе
с тормозными щитками после касания колесами взлетно-посадоч-
ной полосы с целью сокращения длины пробега при посадке.
327
Для уменьшения интерференции высокорасположенного крыла
о фюзеляжем были разработаны специальные зализы.
Схема оперения была выбрана Т-образной формы с тем, чтобы
вынести горизонтальное оперение из зоны действия скоса потока
от крыла при полностью выпущенной механизации. Такая схема
позволила выбрать небольшое по площади горизонтальное и верти-
кальное оперение с малым аэродинамическим сопротивлением.
Для обслуживания горизонтального оперения и оборудования,
расположенного в киле, в кессонной части киля вдоль заднего
лонжерона предусмотрен вертикальный лаз с выходом на гори-
зонтальное оперение через люк.
Исходя из максимального коммерческого груза, габаритов и
количества перевозимых грузов, а также обеспечения возможности
сбрасывания их на парашютах, были определены размеры грузо-
вой кабины и фюзеляжа, форма его хвостовой части.
Для решения проблемы снижения сопротивления фюзеляжа,
с которой пришлось встретиться ряду самолетостроительных
фирм при создании транспортных самолетов с плоскими (в плане)
хвостовыми частями фюзеляжа, было принято решение выполнить
нижний обвод хвостовой части фюзеляжа Ил-76 скругленным
в сечениях, что позволило получить фюзеляж с хорошими аэро-
динамическими характеристиками при малом коэффициенте соп-
ротивления.
Установка четырех турбовентиляторных двигателей под крылом
явилась естественным и целесообразным решением при разработке
схемы самолета. Высокое расположение крыла позволило закре-
пить двигатели на пилонах под крылом, не опасаясь близости
земли, и обеспечить прохождение струй выхлопных газов двига-
телей ниже отклоненных закрылков. Для сохранения высоких
критических скоростей флеттера двигатели были установлены
на 25,2 и 42,1% полуразмаха крыла, что позволило также обеспе-
чить малые разворачивающие моменты в случае отказа одного
из двигателей и одновременно уменьшить площадь вертикального
оперения. Схема расположения двигателей под крылом была выб-
рана на основании многолетнего опыта ОКБ.
Высокое расположение крыла привело к необходимости рас-
положения основных опор шасси по бортам фюзеляжа.
Большая работа коллектива ОКБ над каждым агрегатом сна-
чала на многих вариантах при проектных проработках, затем на
моделях при исследованиях в аэродинамических трубах ЦАГИ и,
наконец, при рабочем проектировании позволила создать самолет,
отвечающий самым высоким требованиям, что было подтверждено
летными испытаниями и эксплуатацией самолета в различных
условиях.
При разработке самолета Ил-76Т большое внимание было уде-
лено безопасности полета, которая обеспечивается:
установкой четырех двигателей, причем отказ одного из них
не приводит к усложнению условий полета;
328
www.vokb-la.spb.ru
применением эффективной взлетно-посадочной механизации,
позволившей получить малые скорости при взлете и заходе на
посадку и, следовательно, сравнительно короткие длины разбега
и пробега;
наличием бустерной системы управления самолетом с возмож-
ностью перехода на ручное управление;
установкой новейшего пилотажно-навигационного и радио-
связного оборудования, позволяющего выполнять полеты в слож-
ных метеорологических условиях на любых географических ши-
ротах.
Безотказность функционирования систем самолета достига-
ется применением элементов высокой надежности, резервирова-
нием, т. е. разделением систем на независимые подсистемы, отказ
одной из которых не приводит к нарушению безотказности, а
также применением системы контроля (предполетной и в полете),
обеспечивающей сигнализацию об отказах и автоматическое от-
ключение отказавших подсистем.
Самолет, его системы и агрегаты позволяют обеспечить эксп-
луатацию в автономных условиях на необорудованных аэродро-
мах в течение длительного времени благодаря!
наличию на самолете вспомогательной силовой установки,
обеспечивающей запуск двигателей, энергоснабжение постоян-
ным и переменным током, кондиционирование герметических ка-
бин, а также проверку исправности систем и оборудования;
выполнению погрузочно-разгрузочных работ при помощи бор-
товых средств механизации;
возможности технического обслуживания самолета силами
летного и технического (наземного) экипажей.
Особенности компоновки самолета. Транспортный самолет
ЙЛ-76Т, созданный в основном на базе проверенных в эксплуатации
достижений отечественной и зарубежной авиационной техники,
обладает многими необычными чертами, которые потребовали при
его проектировании решения ряда проблем. Большой интерес
в этом отношении представляют- компоновка хвостовой части
фюзеляжа, высокоэффективная механизация крыла, специальное
многоколесное шасси, топливная система, система управления
самолетом, а также комплекс бортового транспортного оборудо-
вания.
При проектировании самолета Ил-76Т одной из сложных проб-
лем было определение оптимальных размеров фюзеляжа, его
конфигурации, а также расположения и размеров грузового
люка, которые с наибольшей эффективностью отвечали бы усло-
виям эксплуатации самолета.
Выбор размеров грузовой кабины транспортного самолета
представляет собой сложную задачу из-за большого разнообра-
зия перевозимых грузов и техники. Для перевозки на самолете
Ил-76Т крупногабаритных грузов и техники, вписывающихся
в стандартный железнодорожный габарит 02-Т, обеспечения про-
329
Рис» 19.2. Сечение фюзеляжа самолета
Ил-76Т
ходов достаточной ширины
вдоль бортов для выполнения
швартовки грузов и техники, по-
перечное сечение грузовой ка-
бины было выбрано шириной
3,45 м и высотой 3,4 м со срезан-
ными верхними углами, а попе-
речное сечение фюзеляжа круг-
лое диаметром 4,8 м (рис. 19.2).
Длина грузовой кабины 20 м
(без учета рампы) была опреде-
лена из условия размещения в ней шести стандартных авиацион-
ных контейнеров 2,44x2,44X2,91 м (или трех контейнеров 2,44 X
X 2,44x6,06 м) и различных типов техники с учетом установки
в передней части грузовой кабины двух загрузочных лебедок,
рабочего места бортоператора по транспортному оборудованию
и наличия поперечного прохода достаточной ширины.
Общая длина грузовой кабины с наклонной грузовой рампой,
служащей одновременно трапом для въезда техники, составляет
24,5 м. Пространство под полом грузовой кабины используется
под вспомогательные грузовые отсеки для размещения различного
снаряжения.
Проектирование хвостовой части фюзеляжа с большим грузо-
вым наклонным люком стало одной из основных проблем при раз-
работке 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
транспортных самолетов для Ил-76Т была выбрана такая конфи-
гурация хвостовой части фюзеляжа, которая обеспечивала свобод-
ную и быструю загрузку самолета со стороны хвоста, а также
свободный выход грузов при сбрасывании их на парашютах
в полете.
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 фюзе-
ляжа, на которых крепится киль.
Для обеспечения необходимой прочности хвостовой части фю-
зеляжа пришлось сделать специальную жесткость (верхний зам-
кнутый контур), опирающуюся на боковые бимсы — усиленные
330
www.vokb-la.spb.ru
продольные элементы коробчатого сечения, ограничивающие вы-
рез 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 грузо-
люка на небольшие по ширине (среднюю и две боковые), при от-
крытии в полете боковые створки не оказывают заметного влия-
ния на внешнюю аэродинамику фюзеляжа. Кроме того, обеспе-
чивается перемещение задних электротельферов за порог рамп.
Грузовая рампа служит для закрытия грузового люка, загрузки
грузов из кузова автомашины и сброса грузов в полете при гори-
зонтальном ее положении, а также для въезда в грузовую ка-
бину техники (при опущенном до земли положении рампы).
Грузовая кабина заканчивается вертикальной откидной гер-
мостворкой у конца рампы, что позволило облегчить герметизацию
большого грузового люка.
Конфигурация носовой части фюзеляжа определилась необ-
ходимостью размещения в ней нижней (обзорной) антенны и обес-
печения штурману хорошего обзора вниз. Кабина экипажа была
разделена на верхнюю, в которой размещаются два пилота, борт-
инженер и бортрадист, и нижнюю, в которой размещается штурман
с комплексом оборудования. Позади кабины пилотов находится
технический отсек с оборудованием, дополнительным откидным
сиденьем бортоператора по транспортному оборудованию и ме-
стами для отдыха экипажа.
Кабина экипажа и грузовая кабина самолета Ил-76Т гермети-
зированы, имеют наддув до перепада 0,049 МПа (0,5 кгс/сма).
Благодаря этому до высоты полета 6700 м в кабинах поддерж-
вается нормальное атмосферное давление, а на высоте 11 000 м
давление в кабинах соответствует высоте полета 2400 м.
Конструктивно фюзеляж самолета представляет собой цельно-
металлический полумонокок с усиленным продольным и попереч-
ным набором по границам больших вырезов и в местах крепления
к фюзеляжу других агрегатов. По бортам фюзеляжа рас-
положены обтекатели, в которые убираются основные опоры
самолета.
На Ил-76Т применены четыре основные опоры, колеса которых
размером 1300x480 мм оборудованы высокоэффективными тормо-
зами большой энергоемкости и расположены по четыре на общей
оси каждой опоры. Такое расположение колес позволило значи-
тельно улучшить проходимость самолета по грунту. Уборка основ-
ных опор с разворотом колес вокруг стойки на 90° выполняется
под пол грузовой кабины в обтекатели специальной формы со
створками, открывающимися только в момент прохода колес при
их выпуске или уборке. Это исключает попадание в отсеки воды,
снега и грязи при движении самолета по аэродрому, что особенно
важно при эксплуатации самолета на грунтовом аэродроме.
Минимальные размеры обтекателей шасси и их расположение
331
позволили исключить возникновение вредной интерференции
воздушного потока от обтекателей.
На передней опоре установлены четыре колеса размером ИООх
Х300 мм. Колеса передней опоры могут поворачиваться на угол
±50° для обеспечения разворота самолета на полосе шириной
40 м.
Специальное многоколесное шасси позволяет самолету Ил-76Т
использовать значительно большее число грунтовых аэродромов,
чем самолету Ан-12.
Установка на Ил-76Т четырех двигателей Д-ЗОКП обеспечи-
вает самолету высокую тяговооруженность. Двигатели снабжены
устройствами реверсирования тяги створчатого (ковшового) типа,
что дает возможность использовать тягу двигателей в качестве
дополнительного средства торможения самолета при пробеге.
Расположение двигателей на пилонах под крылом позволило
унифицировать силовую установку самолета Ил-76Т и сделать
двигатели с гондолами взаимозаменяемыми.
Топливная система самолета Ил-76Т отличается высокой на-
дежностью работы, проста в эксплуатации и обеспечивает бес-
перебойное 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 автомати-
чески, без дополнительных переключений баков в процессе вы-
работки топлива.
Одной из основных особенностей системы управления самоле-
том Ил-76 является возможность перехода с бустерного управле-
ния на ручное, что потребовало при проектировании решения
сложных технических задач для самолета таких больших разме-
ров, обладающего к тому же достаточно высокой скоростью
полета. Такое решение позволило иметь минимальное резервиро-
вание бустерного управления, что обеспечило управление самоле-
том при посадке в случае отказа всех двигателей и, таким образом,
значительно повысило безопасность полета. Другой особенностью
системы управления является применение автономных рулевых
машин, объединяющих в одном агрегате бустер и гидравлическую
насосную станцию (с баком и электроприводом), что дало возмож-
ность повысить надежность системы управления (благодаря от-
казу от широкоразветвленнои централизованной гидросистемы
для питания бустеров), а также значительно упростить обслужи-
вание и ремонтоспособность системы в аэродромных условиях.
Механические проводки системы управления (кроме руля на-
правления) дублированы и выполнены в виде жестких тяг, про-
ложенных по обоим бортам фюзеляжа с обеспечением их разъ-
единения в случае заклинивания одной из них.
332
www.vokb-la.spb.ru
Бортовое транспортное оборудование. Эффективность транс-
портного самолета во многом определяется совершенством и уни-
версальностью комплекса бортового транспортного оборудования.
В связи с этим в ОКБ были проведены принципиально новые
конструкторские проработки по комплексу бортового транспорт-
ного оборудования, в которых основное внимание уделено пере-
возкам грузов в авиационных контейнерах и на поддонах, полу-
чающих все большее применение в Аэрофлоте.
Разработанный для Ил-76Т комплекс бортового транспортного
оборудования не только значительно расширил номенклатуру
перевозимых народнохозяйственных грузов, в том числе длинно-
мерной 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 эффектив-
ность транспортных перевозок на Ил-76Т, особенно при эксплуа-
тации самолета на необорудованных аэродромах в отдаленных
районах страны. Комплекс бортового транспортного оборудова-
ния, установленного на самолете, был испытан в реальных усло-
виях и получил положительную оценку.
Проработка вариантов погрузки грузов и техники с помощью
грузовых лебедок и электротельферов показала, что для самолета
Ил-76Т наиболее целесообразной является комплектация двумя
тяговыми грузовыми лебедками, расположенными у передней
стенки грузовой кабины, и четырьмя грузоподъемными электро-
тельферами, по два с каждого борта, что обеспечило самолету
высокую оснащенность погрузочными средствами, маневренность
при их использовании и автономность при работе на необору-
дованных аэродромах.
Перевозка на Ил-76Т сухопутно-морских контейнеров между-
народного образца, которые не предназначены для транспорти-
ровки самолетами, обеспечивается благодаря наличию на самолете
четырех электротельферов, возможности выдвижения задних элек-
тротельферов за порог рампы более чем на 5,6 м и большой вы-
соте грузовой кабины, достаточной для подъема контейнеров
электротельферами с полуприцепа-контейнеровоза и перемещения
их внутрь грузовой кабины.
Применение четырех переставляемых по ширине рампы под-
трапников дает возможность обеспечить широкий диапазон об-
разования 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.
333
В этом положении техника пришвартовывается к рампе, которая
поднимается до выравнивания ее с линией грузового пола кабины.
После этого техника расшвартовывается и продвигается в грузо-
вую кабину. Этот способ успешно применяется на Ил-76Т, бла-
годаря 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 про-
езжает в нее с безопасным зазором. Такой способ погрузки длин-
номерной техники позволил загружать и перевозить на Ил-76Т
большую номенклатуру длинномерной техники и выполнять опе-
рации по погрузке—выгрузке длинномерной и высокогабаритной
техники на необорудованных аэродромах без применения эста-
кад, трайлеров и других наземных средств погрузки.
Кроме того, для самолета Ил-76Т разработано специальное
швартовочно-крепежное устройство, состоящее из передней и
задней упорных стенок и нескольких поперечных рам, устанавли-
ваемых по длине грузовой кабины. Эго устройство позволяет пере-
возить длинномерные грузы типа труб, листового проката, про-
филей и различного нефтегазового оборудования, обеспечивая
при этом наиболее полное использование грузоподъемности са-
молета.
Модифицированный самолет Ил-76ТД. В результате проведен-
ных в ОКБ работ по совершенствованию Ил-76 и Ил-76Т был
создан модифицированный самолет — транспортный дальний
Ил-76ТД, который начал выполнять грузовые перевозки
в 1982 г.
По сравнению с Ил-76Т он имеет существенно большую про-
изводительность за счет увеличения максимальной взлетной
массы со 170 до 190 ... 210 т, максимальной коммерческой на-
грузки с 47 до 50 т и практической дальности полета с увеличен-
ной максимальной нагрузкой.
В связи с увеличением максимальной взлетной массы и ком-
мерческой нагрузки, а также для повышения ресурса проведены
усиления конструкции крыла, фюзеляжа и шасси.
На самолете установлены улучшенные двигатели Д-30КП
(серии 2), обеспечивающие сохранение максимальной взлетной
тяги 11 760 даН (12 000 кгс) при более высоких температурах
окружающего воздуха.
Внедрение разработанных ГосНИИ ГА и ОКБ методик взлета
позволяет самолету Ил-76ТД при увеличенной взлетной массе
эксплуатироваться на тех же взлетно-посадочных полосах, что
и Ил-76Т, а улучшенная топливная эффективность обеспечивает
334
www.vokb-la spb .ru
увеличение объемов грузовых перевозок при потреблении того же
количества топлива.
В 1960-е гг. на самолете Ил-18Д был освоен маршрут на ше-
стой континент до советских антарктических станций Молодежная
и Новолазаревская через Австралию и Новую Зеландию. Полеты
по этому маршруту протяженностью свыше 26 тыс. км были дли-
тельными и трудноосуществимыми, с промежуточными посадками
на американской антарктической станции. С февраля 1980 г.
полеты в Антарктиду на Ил- 18Д стали выполняться по новой трассе
протяженностью 16 тыс. км через Восточную Африку.
В 1985 г. в целях сокращения времени и материальных за-
трат, связанных с доставкой участников антарктической экспе-
диции на шестой континент и обратно, а также грузов и снаря-
жения экспедиции, и в связи с необходимостью замены самолета
Ил-18Д было принято решение о подготовке самолета Ил-76ТД
для полетов в Антарктиду. К началу 1986 г. закончились совмест-
ные с ГосНИИ ГА работы и испытания по обеспечению первого
рейса. Грузовая кабина самолета была переоборудована в пас-
сажирский салон на 94 места с буфетом-кухней, дополнительным
санитарно-техническим и аварийно-спасательным оборудованием.
Одновременно подготавливались снежно-ледовые аэродромы у
станций Молодежная и Новолазаревская.
В период с 18 февраля.по 4 марта 1986 г. экипажем Аэрофлота
на самолете Ил-76ТД был выполнен первый полет по маршруту
Москва—Ларнака (Кипр)—Джибути—Мапуту (Мозамбик)—Но-
волазаревская—^Молодежная и обратно. В этом рейсе в Антарк-
тиду и обратно было перевезено 170 участников экспедиции и
около 15 т грузов. Этот полет, получивший высокую оценку
специалистов, позволил значительно сократить время доставки
советских экспедиций на антарктические станции, увеличить
продолжительность и эффективность работ по изучению далекого
ледового материка.
В мае 1988 г. на самолете ЙЛ-76ТД выполнена парашютно-
транспортная операция в Арктике, во время которой около 175 т
грузов были доставлены за 7 полетов на парашютных системах
полярникам дрейфующих станций СП-28 и СП-29, находящихся на
большом удалении от материка. Сброс грузов производился на
легких парашютных платформах одновременно в два потока с по-
мощью разработанного в ОКБ оборудования.
В ОКБ, институтах гражданской авиации и на серийном за-
воде постоянно ведется работа по дальнейшему совершенствова-
нию конструкции планера, агрегатов, систем, пилотажно-нави-
гационного и радиоэлектронного оборудования самолета. Совер-
шенствование технического уровня самолета позволило снизить
массу конструкции планера, расширить условия эксплуатации на
высокорасположенных аэродромах, уменьшить расходы топлива.
Дальнейшее расширение условий эксплуатации самолетов
Ил-76Т и Ил-76ТД связано с более широким внедрением в аэро-
335
портах посадочного минимума по второй категории ИКАО, а также
с применением способа сброса грузов с малых высот на ограничен-
ные площадки в труднодоступных районах. Предполагается также
освоение перевозки сельскохозяйственных животных в специаль-
ных контейнерах.
С каждым годом самолеты Ил-76Т и Ил-76ТД играют все
более заметную роль в развитии транспортной системы страны,
освоении ее широких просторов.
В период с 1977 по 1987 годы самолетами Ил-76Т и Ил-76ТД,
находящимися на эксплуатации в гражданской авиации, переве-
зено свыше миллиона тонн важнейших срочных грузов [321.
www.vokb-la.spb.ru
4
Часть
Транспортная и весовая
эффективность самолетов
марки „Ил“
и некоторые вопросы
весового проектирования
20.	ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
И ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТОВ
МАРКИ <Ил>
Весовая, как и экономическая, эффективность
отражает в своих показателях общий уровень технического совер-
шенства летательных аппаратов, а также научные и технологиче-
ские достижения в области конструкционного материаловедения,
радиоэлектроники, двигателестроения и т. п. В достижении вы-
сокой эффективности немалое значение имеют творческий стиль,
школа и опыт конструкторских организаций. Поэтому анализ
исторических тенденций роста эффективности и изменения весо-
вых характеристик самолета позволяет судить об основных на-
правлениях развития авиационной техники и науки.
Весовая характеристика самолетов, точнее, его масса является
основным показателем размера самолета. Именно масса и размер,
являясь основой проектирования и конструирования всех ин-
женерных сооружений, приобретают наибольшее значение в авиа-
ции. Непосредственная связь этих двух факторов обусловлена тем,
что понятие «размер» самолета включает не только линейную
протяженность отдельных элементов и зависящие от нее площади
и объемы, но и массу самолета, которая отражает динамику
его развития. В этом легко убедиться, если проследить изменения
количественных показателей этих двух факторов в процессе
исторического развития авиации. Так, в период с 1900 по 1980 гг.
(начиная от «Флаера») размах крыла увеличился в 6 раз, его пло-
щадь в 12 раз, а взлетная масса более чем в 1000 раз, поскольку
удельная нагрузка на поверхность крыла возросла более чем
в 100 раз и имеет тенденцию дальнейшего роста.
Таким образом, изменение во времени весовых характеристик
самолетов и весовой их эффективности отражает, в определенной
мере, развитие пассажирских самолетов и рост их технического
совершенства.
Учитывая сказанное, целесообразно рассмотрению основной
темы данной статьи предпослать краткую историческую справку
о динамике развития основных характеристик пассажирских
самолетов.
337
Известно, что воздушные перевозки приобретают характер воздушной транс-
портной системы в структуре народного хозяйства страны лишь тогда, когда они
становятся массовыми, самолеты — экономичными и безопасными, а движе-
ние — регулярным.
Первые пассажирские самолеты конструкции ОКБ, руководимого С. В. Илью-
шиным, Ил-12 появились в послевоенный период, отмеченный формированием
воздушной транспортной системы, удовлетворяющей перечисленным выше тре-
бованиям.
В довоенный период разрабатывались самолеты только с поршневыми дви-
гателями, с примерно однотипной аэродинамической компоновкой крыла. Раз-
личались они мощностью и конструкцией двигателей, конструктивными особен-
ностями самолетов и, главное, их размерами. Увеличение скорости, достигаемое
с помощью более мощных двигателей, и наращивание пассажировместимости
(путем увеличения размеров самолета) приводили к росту располагаемой произ-
водительности самолета.
В довоенные годы было много типов пассажирских самолетов, в большин-
стве своем маломестных (2... 4 кресла), а число самолетов каждого типа было
ограничено десятками машин. Исключениями были: самолет связи АИР-62-
и 3-местный конструкции А. С. Яковлева (построено 468 машин), самолеты К-5
конструкции К- А. Калинина на 8 мест (построено 260 машин) и самолеты АНТ-9
на 9 мест конструкции А. Н. Туполева (выпущено около 70 машин).
Самолет АНТ-9 вошел в историю двумя примечательными фактами: под
названием «Крылья Советов» в 1929 г. он совершил перелег по маршруту Москва—
Травемюнде—Берлин —Париж—Рим — Марсель—Лондон — Париж — Берлин —
Варшава—Москва протяженностью 9037 км за 53 летных часа со средней скоро-
стью 177 км/ч. Кроме того, АНТ-9 положил начало туполевскому методу проек-
тирования пассажирских самолетов на базе ранее созданных военных машин.
На этом самолете были использованы крыло и оперение самолета Р-6 военного
назначения.
Основным пассажирским самолетом, прослужившим до 1940 г., был само-
лет К-5. Самолет К-3 (1927 г.) был первым санитарным самолетом в нашей стране,
а под наименованием К-4 выпускались три модификации: пассажирская, фото-
съемочная (для составления карт) и санитарная. Модификация К-4 отличалась
от базового (К-1) не только двигателем (замена двигателя привела к росту ско-
рости и дальности полета), но и металлической конструкцией крыла, оперения
и части фюзеляжа. На пассажирской модификации К-4 в 1928 г. был выполнен
рекордный для того времени перелег по маршруту Харьков—Москва — Иркутск—
Харьков.
На смену К-5 пришел массовый самолет ПС-84, переименованный (в сен-
тябре 1942 г.) в Ли-2. Он имел большое число специализированных модификаций,
а суммарный его тираж исчислялся несколькими тысячами машин.
Послевоенный период отмечен быстрым развитием конструкций поршне-
вых пассажирских самолетов, зарождением и развитием эры реактивных лета-
тельных аппаратов, и следовательно, разработкой многих принципиально раз-
личных моделей самолетов. Различия в типах двигателей (турбовинтовые, турбо-
реактивные — одноконтурные, с малой, а затем высокой степенью двухконтур-
ности), аэродинамике стреловидных крыльев, герметических фюзеляжах различ-
ной конфигурации, принципиально новых сисгемах оборудования и т. п.
Внешне поршневые самолеты послевоенного периода отличались от довоен-
ных новой трехопорной схемой шасси с передней опорой. Эго не только изменило
положение самолета при стоянке на земле, но и повлияло на выполнение пило-
тирования при взлете и посадке.
ОКБ С. В. Ильюшина приступило к разработке своего первого пассажир-
ского самолета Ил-12, имеющего трехопорную схему шасси и ряд других ново-
введений, почти за два года до окончания Великой Отечественной войны. С этого
времени в течение сорока лет ильюшинский коллектив разрабатывает граждан-
ские самолеты.
Ильюшинское ОКБ разрабатывало пассажирские самолеты всех моделей,
знаменующих собой появление новых поколений и, кроме того, создало ряд
грузовых модификаций и грузовой самолет.
338
www.vokb-la.spb.ru
К таким пассажирским самолетам относятся:
поршневые пассажирские средние магистральные самолеты (СМС) Ил-12,
Ил-14 и их модификации;
турбовинтовые самолеты Ил-18 (СМС) первого поколения самолетов с газо-
турбинными двигателями;
турбореактивный дальний магистральный самолет (ДМС) второго поколе-
ния Ил-62 и его экономически усовершенствованная модификация Ил-62М,
оба с турбовентиляторными двигателями;
широкофюзеляжный пассажирский самолет (СМС) Ил-86 третьего поколе-
ния.
В 1920—1930-е гг. грузовой воздушной транспортной системы в Советском
Союзе еще не существовало. В послевоенные годы грузы, как правило, перево-
зились в грузовых помещениях пассажирских самолетов. И в настоящее время
достаточно большая доля общего объема грузовых перевозок выполняется пу-
тем догрузки пассажирских самолетов.
Развитие класса грузовых самолетов начиналось путем создания грузовых
модификаций пассажирских самолетов. Затем появились турбовинтовые грузо-
вые самолеты Ан-12 и др. Схема высокоплана, присущая им, в наибольшей сте-
пени отвечает эксплуатационным требованиям к классу грузовых самолетов.
Применяемое крыло сравнительно малой стреловидности повышает весовую эф-
фективность, а скорость полета, меньшая, чем у пассажирских самолетов, для
перевозки грузов не имеет определяющего значения. По этой же причине на
грузовых самолетах турбовинтовые двигатели применялись более длительное
время, чем на пассажирских, на реактивные перешли лишь с появлением турбо-
вентиляторных.
В семействе «илов» грузовые самолеты, так же как и пассажирские, пред-
ставлены почти на всех этапах развития. Среди них:
грузовые модификации ЙЛ-12Д и Ил-14Гр с поршневыми двигателями, дли-
тельное время находившиеся в эксплуатации;
грузовая модификация Ил-18Т с турбовинтовыми двигателями;
грузовой самолет Ил-76Т с турбовентиляторными двигателями.
Таким образом, на примере самолетов ОКБ им. С. В. Ильюшина можно
проследить основные тенденции послевоенного развития гражданской маги-
стральной авиации и, главным образом, те, которые приводят к росту весовой
и экономической эффективности.
Весовые характеристики самолета являются тем показателем,
который аккумулирует в своих значениях все основные свойства
самолета и его характеристик. Любое изменение летно-техниче-
ских характеристик (ЛТХ) или изменение конструкции самолета
непременно находит свое отражение в весовых данных. И наобо-
рот, изменение весовых характеристик отражается на ЛТХ и
массе конструкции. Однако влияние их различно не только
количественно, но и качественно. Если конструктивные измене-
ния отражаются на значениях весовых характеристик непосред-
ственно, то изменения ЛТХ опосредованы через различные пока-
затели самолета (площадь крыла и другие его параметры, степень
механизации крыла, тягу силовой установки и т. п.). Изменение
пассажировместимости и грузоподъемности самолета, дальности
или скорости полета, аэродромных требований также вызовет
соответствующие изменения весовых данных самолета.
Различают основные весовые характеристики самолета и ха-
рактеристики (или весовые данные) его частей. К весовым харак-
теристикам самолета (или характерным массам) относятся: взлет-
ная, максимальная и расчетная посадочные массы, масса самолета
339
Рис. 20.1. Изменение основных ве-
совых характеристик пассажирских
самолетов марки «Ил»;
1 — взлетная масса самолета; 2 — масса
пустого снаряженного самолета; 3 «=»
масса коммерческой нагрузки
без топлива, масса снаряжен-
ного самолета и нагрузки
(полезной и полной).
Весовые характеристики
самолета и его частей можно
представить в виде много-
уровневой иерархической
структуры, в которой все по-
казатели находятся в теспой
взаимосвязи между собой.
Главной в этой иерархии яв-
ляется взлетная масса само-
лета т0, которая складыва-
ется из массы топлива тт и
массы самолета без топлива
тб. т.. Последняя вместе с остатком топлива при посадке со-
ставляет посадочную массу самолета тппос, значения которой
лежат в пределах от максимальной массы самолета без топлива до
максимальной взлетной массы самолета. Посадочная масса само-
лета устанавливается его разработчиком в зависимости от особен-
ностей предъявляемых к проекту требований (навигационный
запас топлива, промежуточные посадки без дозаправки топливом,
несущая способность взлетно-посадочной полосы и др.).
Масса самолета без топлива представляет собой сумму массы
пустого снаряженного самолета та. Сн и массы коммерческой на-
грузки /пк. н, которая вместе с массой топлива представляет массу
полной нагрузки самолета тц. н. Масса коммерческой нагрузки
пассажирского самолета складывается из массы пассажиров тцас,
массы багажа пассажиров тбаг, массы грузов тгр и почты тпочт.
Пустой снаряженный самолет есть самолет, подготовленный
к полету, без нагрузки. Большую часть массы снаряженного са-
молета составляет масса пустого самолета тпуст, а меньшую —
масса снаряжения /исн. Масса снаряжения включает в себя массу
полетного экипажа с личным багажом, несливаемых жидкостей
и съемною оборудования, без которого в принципе можно совер-
шить полет (съемного оборудования салонов и бытовых помеще-
ний, аварийно-спасательного оборудования, оборудования буфета
с продуктами и др.).
Наиболее явной тенденцией в развитии ильюшинских пасса-
жирских самолетов является рост масс, как взлетной, так и сна-
ряженного самолета. И это закономерно, поскольку связано
с непрерывным увеличением размеров самолетов, его пассажиро-
340
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 20.2. Изменение объема перевозок МГА и изменение пассажировместимости
самолетов:
1 — общий объем перевозок, 2 — числ > перевезенных пассажиров; 3 — число пасса
жирских мест в самолете (по данным работ [6 и 39])
вместимости и грузоподъемности (рис. 20.1). За 40-летний период
работы над созданием пассажирских самолетов в ОК имени
С. В. Ильюшина пассажировместимость выросла в И раз, грузо-
подъемность — в 16 раз, что повлекло за собой увеличение взлет-
ной массы самолетов в 12 раз, а массы снаряженного самолета
почти в 10 раз. Эти соотношения в изменении основных весовых
характеристик самолетов получены при одновременном значи-
тельном увеличении дальности и скорости полета, при повышении
надежности и безопасности, при росте уровня комфорта и улучше-
нии обслуживания пассажиров.
Увеличение производительности пассажирских самолетов
(в хронологическом разрезе) тесно связано с потребностями раз-
вития воздушного транспорта. Начиная с середины пятидесятых
годов происходит бурный рост объема воздушных перевозок
(рис. 20.2), которые невозможно было реализовать простым уве-
личением численности парка самолетов [5, 41 ]. Этот рост связан
с общим развитием народного хозяйства.
Именно к этому времени страна уже залечила раны, нанесен-
ные войной, началось планомерное развитие производства, росло
благосостояние народа. Это и привело к увеличению объема
пассажирских перевозок на воздушных линиях. Рост пассажиро-
вместимости самолетов «Ил» почти отслеживает изменение объема
работы, производимой Аэрофлотом (см. рис. 20.2). Некоторое
отставание в пассажировместимости от объема перевозок компен-
сируется увеличением скорости полета, что также ведет к росту
производительности парка самолетов: у Ил-18 скорость полета
по сравнению с Ил-14 возросла почти в 2 раза, а у Ил-62 по сравне-
нию с Ил-18—-в 1,3 раза.
341
10
Рис. 20.3. Весовые соотношения между
частями, составляющими взлетную
массу пассажирских самолетов
Son/nnac, и2/иас
5
0	100	200	300 ппас
Рис. 20.4. Зависимость критерия раз-
мера самолета от его пассажировмести-
мости:
1 — СМС; 2 — ДМС
Возрастание взлетной массы самолетов не вызывает соответ-
ствующего изменения составляющих ее масс. Пропорционального
изменения не наблюдается. По мере развития авиации и особенно
с увеличением дальности полета возрастает доля полной нагрузки
и падает доля массы снаряженного самолета и его частей, что и
обусловливает целесообразность увеличения производительности
парка самолетов не увеличением числа машин, а посредством
увеличения размеров самолета. Изменение структуры взлетной
массы самолета показано на рис. 20.3, где видна доля каждой
составляющей, что и характеризует коммерческую и полезную
весовую 01 дачу самолетов..
Характерно изменение площади омываемой поверхности пла-
нера S0M — 2 (SKp 4- Son) + 5Ф, приходящейся на одно пасса-
жирское место, в зависимости от пассажировместимости самолета
(рис. 20.4). Несмотря на то, что площадь омываемой поверхности
самолетов марки «Ил» за 40 лет возросла почти в 4,5 раза (420 м2
- 1 Ил-12 и 1865 ма на Ил-86), площадь, приходящаяся на одного
п эссажира, уменьшилась почти в 2,5 раза. Такое снижение сви-
детельствует об эффективности увеличения пассажировместимости
самолетов.
Степень нагруженности самолетов может в частном случае
характеризоваться удельной нагрузкой на крыло р, представ-
ляющей отношение взлетной массы самолета к площади крыла.
С ростом скорости полета удельная нагрузка на крыло законо-
мерно возрастает (рис. 20.5) и, следовательно, увеличивается
масса самолета, приходящаяся на единицу площади омываемой
поверхности. Но в связи с тем, что поверхностная плотность сна-
ряженного самолета увеличивается менее интенсивно, чем умень-
шается омываемая поверхность, приходящаяся на одно пассажир-
ское место, то и масса снаряженного самолета, приходящаяся
на одного пассажира, имеет тенденцию к уменьшению при уве-
личении пассажировместимости.
342
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 20.5. Зависимость поверхностной
плотности снаряженного самолета от
удельной нагрузки на крыло
Рис. 20.6. Зависимость поверхност-
ной плотности планера ^пл =
= Зпл/^пл 12 от площади омывае-
мой поверхности
Интересна тенденция изменения весовой структуры пустого
снаряженного самолета, показывающая увеличение доли массы
планера в суммарной массе снаряженного самолета вследствие
уменьшения доли массы силовой установки. При этом доли масс
оборудования в процессе создания самолетов менялись очень
незначительно, что объясняется систематическим насыщением
самолетов новыми системами. Главной же причиной увеличения
относительной массы планера является приобретение самолетом
новых качеств, которые, как было сказано выше, достигаются
весовыми издержками. Так, увеличение скорости Ил-62 и Ил-62М
по сравнению с Ил-18 явилось скачком, которому сопутствовали
повышение нагрузок на крыло, появление большой стреловид-
ности крыла и другие изменения, которые вызывают рост массы
планера. Переход с турбовинтовых двигателей, примененных
на Ил-18, к турбореактивным, установленным на Ил-62, приводит
к выигрышу в массе силовой установки, так как удельная масса
(масса двигателя, отнесенная к тяге) у последних значительно
меньше.
Также закономерен и рост доли планера самолета Ил-86 по
сравнению с самолетом Ил-62. Во-первых, применение фюзеляжа
большого диаметра само по себе ведет к увеличению массы пла-
нера, что является закономерным для всех широкофюзеляжных
самолетов. Во-вторых, с целью удовлетворения ужесточенных
эксплуатационных требований (что тоже исторически закономерно)
планер Ил-86 значительно усложнен по сравнению с планером
Ил-62 (установлены, как уже отмечалось, входные двери на ниж-
нюю палубу со встроенными трапами и внутрифюзеляжные меж-
343
палубные лестницы, третья основная опора самолета, применена
более сложная механизация крыла). И в-третьих, Ил-86 проек-
тировался под ужесточенные, по сравнению с требованиями вре-
мен создания Ил-62, нормы летной годности НЛГС-2 (в частно-
сти, эксплуатационная перегрузка в центре масс самолета воз-
росла с 2,3 до 2,5), что также привело к увеличению массы
планера.
Тенденции изменения весовых характеристик планера и его
агрегатов. Большую долю в массе снаряженного самолета зани-
мает масса его основной части — планера, состоящего из четырех
агрегатов: крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. Весовое соотно-
шение частей планера в процессе развития самолетов изменяется:
доля массы крыла в массе планера снижается вследствие увеличе-
ния доли массы фюзеляжа (для СМС). Причем на массу крыла
приходится наибольшая доля, а относительная масса фюзеляжа
возрастает и становится почти равнозначной массе крыла. Одной
из основных характеристик планера является его несущая спо-
собность, т. е. отношение взлетной массы самолета без массы
планера и топлива к массе планера. Хронологически этот показа-
тель для пассажирских самолетов марки «Ил» скачкообразно
изменяется, что иллюстрирует непрерывное повышение степени
использования прочности конструктивных материалов. Причи-
нами снижения несущей способности планера широкофюзеляжных
самолетов являются: повышение его массы вследствие применения
фюзеляжа большого диаметра, ужесточение норм летной год-
ности, снижение расчетных напряжений в конструкции с целью
повышения ресурса самолета, применение сложной механизации
крыла, применение (на Ил-86) нижних входных дверей со встро-
енными трапами и межпалубными лестницами, установка мно-
гоопорного шасси. Аналогичны причины (за исключением двух
последних) снижения несущей способности планера зарубеж-
ных широкофюзеляжных самолетов по сравнению с самолетами
второго поколения примерно на 35%.
Весовой характеристикой планера является также его поверх-
ностная плотность, т. е. масса, приходящаяся на 1 м2 его омывае-
мой поверхности. В связи с систематическим увеличением разме-
ров и нагрузки пассажирских «илов» в их историческом развитии
основной тенденцией является рост значений этой характеристики
(рис. 20.6).
Крыло является основным агрегатом планера самолета, им
создается подъемная сила. Доля крыла в массе планера макси-
мальна. Основной его весовой характеристикой является поверх-
ностная плотность крыла. Она зависит как от размеров крыла,
так и от нагрузок, действующих на него, от геометрических
параметров и от степени сложности взлетно-посадочной механи-
зации, на ее величину влияют схемные, конструктивные и техно-
логические решения, характеристики конструкционных материа-
лов и многое другое.
344
www.vokb-la.spb.ru
Масса крыла является очень сложной многопараметрической
функцией, и рассмотрение весовых характеристик в виде однопа-
раметрических функций очень условно; при таком анализе имеется
очень большая вероятность недостоверности полученных зависи-
мостей. Сказанное относится ко всем агрегатам планера, но
в крыле это свойство выявляется особенно ярко.
Фюзеляж пассажирского самолета предназначен в основном
для размещения пассажиров, поэтому его масса хорошо описы-
вается почти линейной зависимостью от числа пассажирских
мест. Подобно массе крыла, масса фюзеляжа зависит от многих
параметров и характеристик, но, в отличие от крыла, вариации
относительных геометрических параметров фюзеляжа незначи-
тельны; незначительна и доля внешних нагрузок, действующих на
фюзеляж, в общей сумме нагрузок. Определяющими для массы
фюзеляжа являются массовые нагрузки, а для массы крыла —
внешние аэродинамические. А так как массовые нагрузки в фю-
зеляже практически пропорциональны числу пассажиров, то и
масса фюзеляжа в грубом приближении пропорциональна числу
пассажиров. Нагрузки от оперения, приходящиеся на фюзеляж,
относительно невелики. Поверхностная плотность фюзеляжа (т. е.
масса фюзеляжа, отнесенная к площади его омываемой поверх-
ности) возрастает по мере увеличения этой площади. Физический
смысл такой зависимости объясняется увеличением площади
омываемой поверхности вследствие либо увеличения длины фюзе-
ляжа, что ведет к росту изгибающих моментов, либо увеличения
диаметра фюзеляжа, что также увеличивает поверхностную плот-
ность (в результате роста толщин обшивки и утяжеления шпан-
гоутов).
Масса оперения также растет в процессе развития самолетов.
Рост массы оперения вызывается увеличением нагрузок, его
относительной площади, а также увеличением скоростей полета,
изменением геометрических параметров оперения и некоторыми
другими объективными факторами. Но, кроме того, поверхност-
ная плотность оперения во многом зависит от его схемы: у высоко-
расположенного (Т-образного) оперения 1 м2 площади весит зна-
чительно больше, чем у низкорасположенного (палубного), так
как у него нагрузки с горизонтального оперения передаются на
фюзеляж не непосредственно, а через киль, что ведет к росту массы
вертикального оперения. Необходимо, однако, отметить, что
низкорасположенное и высокорасположенное оперение одинако-
вой эффективности (по создаваемым продольным моментам) при-
мерно равноценны в весовом отношении, поскольку площадь
Т-образного горизонтального оперения значительно меньше, чем
у палубного вследствие большего значения плеча горизонтального
оперения. Поэтому выбор схемы оперения практически не лими-
тируется весовыми соображениями, схема оперения определяется
условиями устойчивости самолета и его эксплуатационными ха-
рактеристиками.
345
Рис. 20.7. Изменение энерговооруженности
и относительной массы силовой установки
Рис. 20.8. Тенденция изменения относитель-
ной массы оборудования и снаряжения
Шасси по своей конструкции резко отличается от остальных
агрегатов планера: если крыло, фюзеляж и оперение — это в прин-
ципе тонкостенные обечаечные конструкции с подкреплениями и
вырезами, работающие на распределенные нагрузки, то шасси
представляет собой механизм с подвижной балочной или фермен-
ной конструкцией, воспринимающей сосредоточенную, зачастую
динамическую нагрузку.
С беспрерывным ростом взлетной и посадочной массы самоле-
тов увеличивается и абсолютная масса шасси. Однако размеры
(главным образом высоты стойки) растут медленнее, чем тоннаж
и общие размеры самолета; кроме того, при повышении взлетной
массы относительная посадочная уменьшается, т. е. повышается
эффективность использования материала (так как снижается доля
конструктивных элементов), относительная масса шасси также
снижается. На относительную массу шасси влияют конструктив-
ные и схемные отличия, в частности, число основных опор шасси:
при одной и той же взлетной массе у многоопорного шасси отно-
сительная масса больше, чем у двухопорного, с увеличением числа
опор относительная масса шасси возрастает.
Тенденции изменения весовых характеристик силовой уста-
новки, оборудования и снаряжения. Самолеты с поршневыми дви-
гателями характеризуются низкой энерговооруженностью и боль-
шой относительной массой силовой установки (рис. 20.7). У само-
летов с ГТД энерговооруженность стабилизируется на более вы-
соком уровне (по сравнению с самолетами с поршневыми двига-
телями), а относительная масса силовой установки снижается
от поколения к поколению самолетов. Подобное явление характе-
ризует возрастающую весовую эффективность силовой установки,
т. е. повышение весового совершенства двигателей и силовой
установки.
Масса оборудования значительно стабильнее массы силовой
установки. Ее относительное значение для самолетов исторически
3 46
www.vokb-la.spb.ru
менялось мало, хотя абсолютное значение массы возросло почти
в 15 раз. Отношение же массы оборудования к пассажировмести-
мости самолета имеет устойчивую тенденцию к снижению при
увеличении числа пассажирских мест (рис. 20.8).
Такой же особенностью обладает и масса снаряжения. Подоб-
ное уменьшение массы оборудования и снаряжения, приходя-
щихся на одно пассажирское место, способствует повышению
весовой эффективности самолетов большой пассажировместимости
по сравнению с самолетами малой и средней пассажировмести-
мости.
Таким образом, потребности эксплуатирующих предприятий
в увеличении пассажировместимости самолетов хорошо согла-
суются с тенденциями развития самолетостроения, так как повы-
шение пассажировместимости ведет к росту эффективности само-
летного парка.
Весовая эффективность пассажирских самолетов и методы ее
определения. Графические зависимости критериев эффективности
от каких-либо параметров не всегда позволяют судить о весовом
совершенстве самолета, его частей и агрегатов, более того, их
физический смысл не всегда очевиден, они хорошо отражают
лишь тенденции изменения весовых характеристик самолета и
его основных частей.
Судить о весовой эффективности по значению массы самолета
или какой-либо его части практически невозможно, поскольку'
масса самолета или его агрегатов — функции многопараметриче--*
ские, и большинство влияющих на массу параметров не имеет
отношения к весовому совершенству. Отдельно взятые абсолют-
ные значения массы не определяют эффективности. При анализе
эффективности обязательно сравнение с каким-то эталоном.
Масса может служить критерием весового совершенства только
в том случае, когда масса анализируемого самолета и выбранного
эталона является такой функцией, у которой значения всех
влияющих на ее величину параметров являются одинаковыми.
Например, можно оценить весовое совершенство нескольких
самолетов по их взлетной массе только в том случае, когда у них
одинаковые летно-технические характеристики (грузоподъемность,
пассажировместимость, дальность и скорость полета, взлетно-
посадочные характеристики и характеристики по создаваемому
уровню шума на местности и в пассажирской кабине), уровень
аэродинамического совершенства самолета и удельный расход
топлива двигателями.
Все эти параметры и характеристики в различной степени
влияют на взлетную массу. Но даже при прочих равных условиях
сравнение будет не полным, так как могут иметься отличия в не
которых размерах и геометрических параметрах, схемные и кон-
структивные отличия, которые ведут к весовым расхожденья..
Найти во всех отношениях сопоставимые самолеты практически
невозможно.
347
Таким образом, оценка весового совершенства самолета может
быть только относительной (сравнительной), основанной на ана-
лизе данных ряда самолетов g применением правил сопостави-
мости.
Анализы определения весовой эффективности можно проводить
несколькими методами. Основными из них являются:
критериальный (параметрический) метод аналитического или
графического анализа;
метод сравнения фактических или проектных весовых данных
g данными, полученными расчетом по достоверному расчетному
эталону;
метод приведения летно-технических характеристик и схемных
отличий рассматриваемого самолета к данным самолета, приня-
того за базу сравнения.
Одной из особенностей параметрического анализа является
невозможность прямого сравнения значений критериев различных
самолетов. Все критерии, используемые в весовом анализе, яв-
ляются переменными величинами, зависящими от какого-либо
параметра, причем зачастую нелинейными функциями с разры-
вами, характерными для каждого этапа развития авиации. Для
самолетов одного поколения значения критериев могут резко
отличаться от значений критериев для самолетов как предыду-
щего, так и последующего этапов развития. Примером может слу-
жить явление снижения несущей способности планера широко-
фюзеляжных самолетов по сравнению с узкофюзеляжными са-
молетами.
Поэтому другим условием параметрического анализа весовой
и других видов эффективности является необходимость сопостав-
ления самолетов одного поколения. Это справедливо для ана-
лиза, имеющего цель установления степени весового совершен-
ства самолета, его конструкций и систем. Предметом данной
статьи является исследование роста эффективности самолетов
конструкторского бюро им. С. В. Ильюшина в историческом плане.
Поэтому результаты сравнения, приведенные на графиках, не
подчинены указанному условию.
Критерием, приемлемым для исторического анализа роста
весового совершенства самолета и позволяющим с достаточной
достоверностью сравнивать самолеты разных поколений, является
удельная производительность, которая отражает влияние ско-
рости полета на его величину. Этот критерий учитывает часовую
производительность и массу снаряженного самолета и является
функцией числа пассажиров и дальности полета.
Тенденция изменения этого критерия для пассажирских са-
молетов ОКБ им. С. В. Ильюшина представлена на рис. 20.9,
из которого видно, что значение параметра возрастало почти
линейно. Наблюдается, следовательно, постоянное и значитель-
ное увеличение весового совершенства пассажирских самолетов
марки «Ил».
348
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 20.9. Изменение удельной производительности пассажирских самолетов ОКБ
Весовая эффективность каждого поколения пассажирских са-
молетов марки «Ил» на всех этапах развития послевоенной авиа-
ции соответствовала уровню весового совершенства, достигну-
тому на зарубежных самолетах (рис. 20.10). Такой анализ выпол-
нен при условии приведения к равным требованиям, предъявляе-
мым к сопоставляемым самолетам. Различия в требованиях
оказывают влияние на весовые характеристики. Этим отчасти
объясняется достаточно большой разброс точек внутри диапазона
на приведенном графике.
В связи со сложностью связей между весовыми характеристи-
ками и параметрами самолета анализ весовой эффективности же-
лательно проводить в многокритериальной форме. Проанализи-
руем уровень весового совершенства отечественных самолетов
на примере критерия, отражающего другую сторону самолета как
Рис. 20.10. Изменение удельной производительности пассажирских самолетов
различных поколений:
1 — самолеты с ПД; 2 — самолеты с ТВД; 3 — реактивные узкофюзеляжные самолеты
с кормовой установкой двигателей; 4 шнрокофюзеляжные самолеты
349
Рис. 20.11. Зависимость относительной массы снаряженного самолета от взлет-
ной массы самолета;
1 — самолеты с ПД; 2 — самолеты с ТВД; 3 —реактивные узкофюзеляжные самолеты
с кормовой установкой двигателей; 4 —’ шнрокофюзеляжные самолеты
многосвязной структуры. Таким критерием весового совершен-
ства самолета может быть относительная масса снаряженного
самолета. Она опосредованно связывает весовые характеристики
самолета с нагрузками, действующими на его планер, а также
с дальностью полета (эта связь является более многозвенной, чем
связь с нагрузками). Анализ изменения весового совершенства
пассажирских самолетов от поколения к поколению по этому кри-
терию (рис. 20.11) не показывает таких резких скачков, как по
критерию удельной производительности (см. рис. 18.10) при пере-
ходе от ПД’к ТВД и от ТВД к ДТРД.
Расхождение в выводах о весовом совершенстве при оценке
по разным критериям вполне допустимо, так как различные кри-
терии оценивают различные стороны многообразной сущности
самолета. Так, первый критерий рассматривает самолет как транс-
портное средство, у которого от поколения к поколению возра-
стает производительность и, следовательно, растет эффективность,
а второй — оценивает самолет с позиции соответсгвия массы и
прочности и учитывает те весовые издержки, которые в данном
случае приносит фюзеляж большого диаметра, не учитывая при
этом значительный рост пассажировместимости широкофюзеляж-
ных самолетов. Следовательно, многокритериальность оценки
весового совершенства позволяет судить об уровне совершенства
с различных позиций.
Но, несмотря на количественные отличия в оценке весового
совершенства самолетов различных поколений, этот критерий,
как и предыдущий, показывает, что весовая эффективность само-
летов марки «Ил» всех поколений соответствовала мировому
уровню.
350
www.vokb-la.spb.ru
21.	ЭВОЛЮЦИЯ ХАРАКТЕРИСТИК
САМОЛЕТОВ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
И МОДИФИКАЦИИ
Из истории создания первых самолетов с газотурбинными двигателями.
В начале 1950-х гг. параллельно велась разработка турбовинтовых самолетов:
в Советском Союзе в ОКБ С. В. Ильюшина создавался Йл-18 с четырьмя двигате-
лями АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко; в Англии фирма Виккерс проектировала
самолет «Вэнгард» с четырьмя двигателями Тайн-П Мк-506: в США фирма Лок-
хид разрабатывала самолет «Электра» с четырьмя двигателями Аллисон
501-Д1-Д13А.
В зарубежной печати в те годы много писали о соревновании «большой
тройки». Время показало, что соревнование выиграл самолет Ил-18, тираж ко-
торого составил многие сотни экземпляров. По меткому выражению одного из
западных журналистов, Ил-18 был рабочей лошадкой всех восточных авиаком-
паний. Он широко эксплуатировался во многих странах. Что касается самолета
»Вэнгард», то число заказов на него было крайне ограничено.
Самолет Локхид «Электра» потерпел ряд тяжелых катастроф по конструк-
тивным причинам (недостаточная прочность). После этого основной граждан-
ский вариант был снят с производства, а затем и с эксплуатации.
Результат соревнования проявился в различной судьбе этих самолетов, но
оно интересно протекало и в процессе их создания. Каждая из трех фирм стреми-
лась создать конкурентоспособный самолет, и с этой целью не раз повышала
производительность будущего самолета еще на стадии его проектирования.
Так, коммерческую нагрузку самолета Ил-18 еще в этот период дважды повышали,
и каждый раз на 20%. Главным образом это объясняется стремлением создать
самолет с экономической эффективностью, которая позволяла бы снизить себе-
стоимость эксплуатации и стоимость билета до стоимости железнодорожного.
В то же время строился самолет Ан-10 конструкции О. К- Антонова, ио это был
самолет иного типа: Ан-10 с турбовинтовыми двигателями был задуман как много-
целевой с использованием в случае необходимости под перевозку крупногабарит-
ных грузов. Поэтому его фюзеляж был большого диаметра; для удобства по-
грузочно-разгрузочных работ самолет имел схему высокоплана и соответствую-
щие схемы шасси и оперения. Коллектив, создавший этот самолет, тоже участво-
вал в упомянутом соревновании.
Эволюция основной характеристики самолетов марки «Ил»
в процессе проектирования. Стремление конструкторов к повыше-
нию эффективности машин пооявляется во многих направлениях
и, в частности, в повышении производительности самолета на
стадии развития проекта, а в период эксплуатации — путем раз-
работки модификаиий.
Производительность пассажирского или грузового самолета
и его экономическую эффективность определяют такие основные
характеристики: скорость полета, изменение грузоподъемности
или пассажировместимости по дапьности полета. При этом раз-
личают часовую производительность и рейсовую, которая рас-
сматривается ниже.
При проектировании самолета характеристику грузоподъем-
ности или пассажировместимости по дальности полета изменяли
вследствие уточнения прогнозов и роста объема перевозок, кон-
куренции фирм и др. Известны случаи изменения расчетной даль-
ности полета при сохранении пассажировместимости. Выполнение
прогнозов дело весьма сложное, поскольку необходимо предви-
351
Дальность налета (практическая)
Рис. 21.1. Изменение основной характери-
стики самолетов 2
1 — проектные данные; 2 ->• базовые самолеты.
3 — модификации
деть на многие годы вперед. От вы-
бора размеров самолета до начала
эксплуатации проходит немало лет,
поэтому выбирать следует из потреб-
ностей не начального периода эксплу-
атации, а более отдаленного.
В начале проектирования само-
лета Ил-18 с четырьмя турбовинто-
выми двигателями были приняты мак-
симальная коммерческая нагрузка
12 000 кг, дальность полета 2000 км
(рис. 21.1). Затем коммерческая на-
грузка была увеличена до 13 500 кг
при дальности 2700 км. При таком
развитии проекта соответственно воз-
растали значения взлетной массы и
массы пустого самолета, однако про-
изводительность росла быстрее, чем масса конструкции, и весо-
вая отдача самолета увеличивалась.
Аналогичная картина наблюдалась при проектировании
Ил-62: начинали с коммерческой нагрузки 20 000 кг при даль-
ности полета 4500 км, а сдали самолет в эксплуатацию с макси-
мальной коммерческой нагрузкой 23 000 кг и практической даль-
ностью полета 7200 км (см. рис. 21.1).
В процессе проектирования самолета Ил-86 была увеличена
максимальная коммерческая нагрузка с 40 000 до 42 000 кг,
а дальность полета с нагрузкой 40 000 кг — с 2350 до 3600 км.
Во всех трех случаях возрастала часовая и рейсовая произ-
водительность, а также весовая и экономическая эффективность
самолета.
Эволюция основной характеристики самолетов марки «Ил»
при их модификации. Можно выделить четыре вида модификаций:
технически усовершенствованные, экономически усовершенство-
ванные, специализированные и комплексные (объединяющие два
первых вида).
Своеобразие модификаций базового самолета Ил-18 заключается
в том, что они разрабатывались не на базе исходного самолета,
а на основе предыдущих модификаций, т. е. с учетом всех измене-
ний, проведенных на предыдущих модификациях.
Одним из традиционных направлений в развитии всех типов
самолетов конструкции ОКБ им. С. В. Ильюшина была разра-
ботка модификаций. Это позволило поддерживать длительное
время самолеты на хорошем техническом уровне, повышать эф-
352
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 21.2. Изменение пассажировместимости
при модификации самолета Ил-18
фективновть базовых машин и возда-
вать специализированные модифи-
кации.
Родоначальник самолетов ОКБ са-
молет ЦКБ-26 породил целое семейст-
во технически усовершенствованных
модификаций: ЦКБ-30, ДБ-30, ДБ-ЗФ (Ил-4). При создании этих
модификаций совершенствовалась аэродинамика самолета (что осо-
бенно важно для дальнего бомбардировщика), была заново разрабо-
тана конструкция крыла, претерпела изменение технология произ-
водства, пересмотрена номенклатура применяемых материалов и
т.п. Ради усиления тактических свойств самолета была установлена
дополнительная стрелковая установка. Имел свои модификации
и Ил-2.
Реактивный бомбардировщик Ил-28 имел семейство специали-
зированных модификаций: Ил-28У (учебный), Ил-28Р (развед-
чик), Ил-28Т (торпедоносец). Многие пассажирские самолеты
также имели модификации названных видов. У самолета Ил-12 —
десантно-грузовая Ил-12Д; у Ил-14 были экономически усовершен-
ствованные Ил-14П и Ил-14М и специализированные Ил-14Гр
и Ил-14С.
Самолет Ил-18 базовый имел еще большее число модификаций:
Ил-18А, Ил-18Б, Ил-18В, Ил-18Д и Ил-18Е. Отличались они
большей пассажировместимостью, технически усовершенствован-
ным комплексом пилотажно-навигационного оборудования, уве-
личением дальности полета (Ил-18Д). Таким образом, каждая
последующая модификация отличалась повышенной эффектив-
ностью.
Изменение основной характеристики самолета на Ил-18 вы-
ражалось увеличением числа пассажирских кресел, т. е. увели-
чением плотности компоновки салонов. Последняя, выраженная
через площадь пола, приходящуюся на одного пассажира, умень-
шалась от 0,93 до 0,68 и 0,55 соответственно появлению новых
кресел: вслед за первым классом туристских, а затем экономиче-
ских. Новая их конструкция позволяла уменьшить шаг установки
кресел и увеличить их число в каждом ряду (табл. 21.1 и рис. 21.2).
Таблица 21.1
Показатель	Ил-18А	Ил-18Б	Ил-18В	Ил-18Д	Ил-18Е
Шаг установки кресел, мм	1020	840	810	750	750
Число мест в ряду	5	5	5	6	6
Число пассажирских мест на самолете	75	89	100	НО	122
13 г. в. Новожилов
353
Следует упомянуть еще об одном виде модификации — о спе-
циализированных модификациях самолетов, снятых с серийного
производства, но находящихся в эксплуатации. Есть пассажирские
самолеты, обладающие большим ресурсом, такие, например,
как Ил-18, которые морально устаревают раньше, чем заканчи-
вается их летная жизнь. Тогда их переоборудуют в транспортно-
грузовые модификации типа Ил-18Т и продолжают эксплуати-
ровать с высоким экономическим эффектом.
Своеобразной является модификация Ил-62М с двигателями
конструкции П. М. Соловьева (базовым был самолет Ил-62 с дви-
гателями конструкции Н. Д. Кузнецова).
Кроме замены двигателей на более экономичные были прове-
дены и другие изменения, к которым относятся:
устройство килевого топливного бака, с помощью которого
увеличена емкость топливной системы и получена возможность
выполнения полетов при более задних центровках, что приводит
к экономии топлива;
замена решетчатого реверса на створчатый, который не только
повысил эффективность тормозного устройства, но и снизил
сопротивление на крейсерском режиме, что привело к определен-
ной экономии топлива;
усовершенствование некоторых видов радиотехнического обо-
рудования;
повышение комфорта устройством «широкофюзеляжного* ин-
терьера.
Изменение основной характеристики самолета Ил-62 при раз-
работке его модификации приводит к значительному росту эф-
фективности, который зависит от протяженности линии.
Рассмотрение особенностей данных модификаций позволяет
сделать следующие выводы.
1. У модификаций с заменой двигателей экономичность повы-
шается вследствие возрастания производительности при увеличе-
нии дальности полета при равной (с базовым самолетом) коммер-
ческой нагрузке, что важно для эксплуатации такой модификации
на линиях с большей протяженностью.
2. Наибольшая эффективность достигается на линиях, доступ-
ных и для базового самолета, вследствие увеличения коммерче-
ской нагрузки на величину, соответствующую уменьшению рас-
хода топлива.
22. УЧАСТИЕ ОКБ
ИМЕНИ С. В. ИЛЬЮШИНА В РАЗВИТИИ
МЕТОДОВ ВЕСОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
Одно из направлений в работе ильюшинского
коллектива — исследования и теоретические разработки, которые
по существу являются лабораторией, способствующей созданию
354
www.vokb-la.spb.ru
качественно новых машин, и великолепной школой теоретиче-
ского роста высококвалифицированных специалистов. Этими ра-
ботами в прошлом руководил академик С. В. Ильюшин, а теперь
они выполняются под руководством академика Г. В. Новожи-
лова. Сотрудниками ОКБ опубликованы десятки книг, сотни
статей, прочитано большое число докладов на теоретических кон-
ференциях. Они касаются всех видов проектирования: аэродина-
мического, весового, схемно-компоновочного, конструктивно-си-
лового, автоматизированного и др. Во всех этих направлениях
ильюшинцы сказали свое слово.
В семидесятые годы происходят значительные изменения во
всех областях проектирования, исследования приобретают опре-
деляющее значение. Так, современные исследования потребного
типоразмера самолета, а затем разработка проекта не ограничи-
ваются рамками базового самолета, они ведутся в масштабах
программы, включающей не только семейства модификаций, но
и целую гамму взаимодополняющих самолетов, т. е. в масштабах
парка самолетов и даже транспортной системы в целом. При этом
рассматривается широкий диапазон значений летно-технических
характеристик и параметров самолета. Многочисленные задачи
создания самолетов, решаемые в таком плане, осложнены рядом
значительных проблем, однако их решения лежат не за пределами
возможного. Следствием подобного подхода является рост объема
аналитических, экспериментальных и стендовых исследований,
а также возросший период поисковых разработок на стадии
перспективного проектирования. При этом многие исследования
носят не только прикладной характер, но и теоретический, так как
поднимаются до научных обобщений и отыскания закономерностей.
Существенные изменения наблюдаются и в самом процессе
проектирования:
изменился подход к формированию облика самолета (раньше
он определялся выбором тяговооруженности самолета и площади
крыла с нахождением их оптимального соответствия, теперь
выступает, в известной степени, третий фактор — системы управ-
ления самолетом);
оптимизацию многих проектировочных решений выполняют
теперь на базе энергетического критерия (экономический и весо-
вой критерии стали играть подчиненную роль);
получила развитие новая теория расчета самолета на проч-
ность — конечноэлементная идеализация (балочная теория утра-
тила свое былое значение);
произошло смещение уровня силового проектирования, т. е.
оптимизация силовых схем на стадии эскизного, а не рабочего
проектирования, с тенденцией влияния на облик самолета (ко-
нечноэлементная идеализация допускает опережение процесса
конструирования; возможность применения такого метода появи-
лась с внедрением ЭВМ, а результатом является повышение весо-
вой и, следовательно, топливной эффективности самолета).
13*
355
Все перечисленные особенности современного проектирования
являются следствием появления и обострения энергетической
проблемы. Появление новых проблем всегда порождает новые
идеи разработки авиационной техники, новые направления про-
ектирования и дальнейшее развитие теории.
Стремление к повышению экономичности воздушного транс-
порта расширило область соответствующих исследований, прово-
димых на стадии эскизного проектирования, привело к появлению
крупномасштабного показателя экономической эффективности,
характеризующего стоимость жизненного цикла самолета *, и
нового принципа «проектирования в пределах заданной стоимости».
Решение топливной и экономической проблем основано, в опре-
деленной степени, на решении весовой. Иначе говоря, все то
новое, что характеризует современное проектирование, направ-
лено на значительное снижение массы конструкции, а следова-
тельно, и размеров самолета. Многие десятилетия критерием эф-
фективности и оптимизации проектировочных решений был весо-
вой, позже оптимизацию параметров вели на основе экономиче-
ского критерия, затем — на основе топливного, а теперь появи-
лась тенденция возврата к экономическому. Но влияние весового
фактора не утратило своего значения. В период обострения энер-
гетической проблемы он приобрел новое качество, поскольку мно-
гие решения топливной проблемы лежат на пути снижения массы
самолета.
В чем кроется столь высокая значимость, а в прошлом живу-
честь весового критерия? Дело в том, что масса самолета является
одним из факторов, от которых в наибольшей зависимости нахо-
дится весь облик самолета. Последнее объясняется:
чувствительностью всех летных и взлетно-посадочных харак-
теристик к изменению массы самолета;
чувствительностью основных параметров крыла (и оперения)
к изменению летных данных и массы самолета;
большой зависимостью массы конструкции от изменения всех
факторов, определяющих облик самолета.
Масса самолета и его конструкции по-прежнему относятся
к числу трудноопределяемых характеристик самолета и в то же
время оказывает существенное влияние на общую его эффектив-
ность. Решение весовой проблемы в целом непрерывно услож-
няется, а степень зависимости технико-экономических характери-
стик от массы самолета неизменно возрастает. Именно поэтому
методы весового проектирования нуждаются в постоянном раз-
витии и совершенствовании.
В области весового проектирования не только происходит
постепенное наращивание знаний, но и частично изменяется
* Жизненный цикл самолета — период с момента разработки идеи до сня-
тия с эксплуатации базового самолета или его модификации. Этот цикл подраз-
деляют на ряд стадий: разработка, постройка и испытание опытного самолета,
серийное производство и эксплуатация.
356
www.vokb-la.spb.ru
сама логика весового проектирования (хотя процесс и сохраняет
итерационный характер), происходит смещение уровней весовых
задач, появляются новые направления. Кроме того, возникают
новые задачи весового проектирования. Наиболее значительные
из них связаны с появлением новых видов авиационной тех-
ники.
Методы проектирования самолетов с развитием авиации из-
менялись. Первыми, как известно, были методы копирования и
подобия, затем статистические. Применение первых при зарожде-
нии авиации объяснялось недостатком знаний и опыта, а также
ограниченностью исследований. На более поздней стадии само-
летостроения методы копирования и подобия применялись ради
экономии времени и средств при создании самолета. В настоящее
время при выборе параметров самолета они почти не применяются,
так как систематическое использование этих методов может при-
вести к непрерывному отставанию, к потере экономичности само-
лета-копии [3]. Самолет-копия рождается уже устаревшим. Эко-
номические издержки подобного метода на всем парке самолетов
за время их эксплуатации во много раз превосходят экономию,
достигнутую при создании самолета-копии.
Развитие теории эффективности отражено в работах 136, 38],
где показаны значение выбора критериев, на которых базируется
эта теория, их эволюция от коэффициентов и простейших крите-
риев до интегральных, затем к системе критериев. Началом раз-
вития этой теории можно считать появления в 1930-х гг. чисел
Эверлинга, а в 1940-х — коэффициентов В. С. Пышнова. До этого
эффективность самолетов определялась путем сопоставления от-
дельных характеристик, например, скорости полета. Дальнейшее
развитие теория получила в работах: О. К. Антонова, В. Н. Ге-
велинга, А. В. Гличева, В. И. Козловского, М. Л. Миля, Е. А. Ов-
руцкого, С. Н. Саркисяна, Д. Л. Томашевича, В. М. Шейнина,
В. Ф. Юргенса и многих других исследователей. Большое число
работ в этой области объясняется многообразием видов эффектив-
ности. К ним относятся: экономическая и боевая, транспортная
и целевая, социальная и научно-техническая, энергетическая
(топливная) и весовая, производственная и эксплуатационная.
Теория эффективности, включающая классификацию ее видов
и методы анализа, непосредственно связана с теорией весового
проектирования, ибо решение весовых проблем лежит на пути
достижения высокого уровня почти всех видов эффективности.
Выбору критерия эффективности всегда придавали большое
значение. Качественная оценка характеристик при определении
эффективности проектируемого самолета проводится путем сравне-
ния с аналогами. Эта оценка оказывает большое влияние на при-
нятие решения о дальнейшей разработке проекта. Не менее важен
подход к выбору критериев при формировании технических
требований к проекту самолета, основанных на прогнозах реально
возможного улучшения показателей эффективности в дальнейшем.
357
Следовательно, от достоверности результатов сравнительного ана-
лиза зависит, в известной мере, судьба проекта.
В соответствии с этим современные исследования эффективности
базируются на методах, обладающих совокупностью следующих
свойств: корректное сопоставление различных параметров самоле-
тов и уровня их технического совершенства; объективность кри-
териев, однозначно характеризующих различные виды эффектив-
ности и достаточно чувствительных к изменению учитываемых
ими параметров; исключение использования однородных Крите
риев при различных условиях; учет не только начальных изме-
нений! массы в функции сопоставляемых параметров или различий
технических требований, но и сопутствующих изменений массы
конструкции; исключение субъективности исследования. Все эти
методические требования удовлетворяются с помощью современ-
ных правил сопоставимости и методов приведения, основанных
на весовых производных и коэффициенте роста.
Критерием весовой отдачи пользовались многие десятилетия.
Достоверность оценки достигалась на основе примерного равенства
топливной эффективности у самолетов одного класса дальности,
обусловленного эволюционным характером развития. Когда это
условие было нарушено скачкообразным изменением топливной
эффективности и появлением широкофюзеляжных самолетов, то
весовая отдача утратила свое былое значение объективного кри-
терия. Дело в том, что самолеты, имеющие более высокую весо-
вую отдачу, могут быть экономически менее эффективными по
многим причинам, например:
самолет с высокой весовой отдачей из-за больших запасов топ-
лива может быть менее эффективным, чем имеющий более низкую
отдачу, но малый удельный расход топлива двигателями или вы-
сокое аэродинамическое качество самолета;
иногда экономически выгодней утяжелять конструкцию само-
лета с целью улучшения его аэродинамики. Это приводит к сни-
жению весовой отдачи (по двум причинам: рост массы и снижение
запаса топлива), но дальность полета самолета сохраняется или
растет и экономическая эффективность возрастает;
пассажирские самолеты при одной и той же весовой отдаче
могут иметь различную экономическую эффективность при различ-
ном сочетании массы коммерческой нагрузки и массы топлива.
Оказывает также влияние соотношение массы, приходящейся
на число пассажиров и на груз, в общей сумме коммерческой
нагрузки.
На смену весовой отдаче пришел критерий весовой эффектив-
ности (6в.э)> названный удельной производительностью:
у ___ тк.
«в. э---	»
сн
где тп. сн — масса пустого снаряжения самолета; £тех — тех-
ническая дальность полета.
358
www.vokb-la.spb.ru
В последнее время широко пользуются критерием весовой эф-
фективности, выражающим отношение массы снаряженного са-
молета к числу пассажиров. Он справедлив лишь для сравнения
самолетов одной дальности полета, с изменением которой вели-
чина критерия значительно изменяется [36].
Экономический критерий является интегральным, учитываю-
щим многие факторы, но главным критерием остается весовой.
Рассмотрим математическое выражение экономического критерия,
представляющего собой полную себестоимость эксплуатации а:
,	А'
^зтк. вУ крейс
где А' — полная стоимость самолето-часа; /г8 — коэффициент
загрузки; /пк. н— масса максимальной коммерческой нагрузки;
Укрейс — крейсерская скорость полета.
Масса самолета оказывает существенное влияние на себестои-
мость эксплуатации:
чем тяжелее конструкция, тем больше расход топлива и, сле-
довательно, больше Д';
чем больше масса самолета, тем выше его стоимость и больше А';
с увеличением массы самолета уменьшается коммерческая
отдача (уменьшается /пк. н при прочих равных условиях) и воз-
растает а'.
Топливный (энергетический) критерий был описан еще в 1962 г.
[36], но широкое применение получил лишь во второй половине
1970-х гг., вначале в анализах эффективности эксплуатируемых
самолетов, а затем при оптимизации проектировочных решений.
Критерий топливной эффективности является интегральным,
поскольку она зависит:
от аэродинамического совершенства самолета;
от газодинамического совершенства двигателей;
от весового совершенства конструкции, двигателей и систем
оборудования;
от применения активных систем управления, большая часть
которых приводит к снижению расхода топлива через снижение
массы конструкции.
Математическое выражение топливного критерия (г/(пас км))
пассажирского самолета имеет вид
,	ГП-	,	tTiy
kT э = г—- ИЛИ Кт э= --------7 ,
япас^тех
где тт — масса полного запаса топлива; пПас — число пасса-
жиров.
Направления развития методов весового расчета. В развитии
теории весовых расчетов обозначились три достаточно четко выра-
женных направления, отличающихся принципами вывода формул
и разработки методов. Два из них различаются:
359
областью предназначения. Исследователи первого направления
являются сторонниками вывода многоцелевых формул, а вто-
рого — специализированных;
характером выполнения весовых расчетов. В первом случае
отстаивается целесообразность единичных вычислений массы каж-
дой части самолета, в другом — множественных вычислений;
степенью достижения точности формул и методов. В первом
случае исходной предпосылкой является стремление к выводу
формул, не только пригодных для расчетов массы конструкций
любых типов самолета, но работающих с точностью математиче-
ских уравнений. Разработка методов второго направления осно-
вана на отрицании реальности постановки такой задачи и возмож-
ности достижения подобной цели;
подходом к нахождению и использованию коэффициентов.
В первом случае повышение точности достигается введением
осредненных поправочных коэффициентов, во втором — разви-
вается идея параллельных расчетов проектируемого самолета и
прототипа с целью нахождения конкретного значения поправоч-
ного коэффициента, а вопрос о перспективном развитии конструк-
ции решается независимо при разработке проектных предпосылок
и исследовании возможной реализации перспективных нововве-
дений;
исследованием точности формул и методов. В первом случае
подход напоминает методы обработки статистических данных,
во втором основан на теории вероятностей, не исключая при этом
показателей точности из теории ошибок.
Теоретическая база развития этих двух направлений единая —
это балочная теория строительной механики. Характерные осо-
бенности этих двух направлений и нового, третьего направления,
систематизированы в табл. 22.1. Третье направление отличается
своей теоретической основой и базируется на конечноэлементной
идеализации силовых схем основных частей самолета.
Исторически упомянутые направления появились и развива-
лись в определенной последовательности, связанной с развитием
авиационной техники.
Так, первое направление появилось с первыми формулами и
первым методом — методом пересчета, основанным на теории по-
добия. Оно получило отражение в работах П. М. Крейсона в 1920—
1930-х гг. и Л. С. Зинина в 1940—1950-х гг.
Наиболее полные теоретические разработки этого направления
в шестидесятых—семидесятых годах принадлежат А. В. Лебе-
деву. В этом же направлении работали В. Н. Арефьев, А. А. Ба-
дягин, В. А. Киселев, В. М. Шейнин, П. В. Паттерсон, Э. Торен-
бик и др. В. И. Козловский и Ф. Р. Шенли развивали методы
поэлементного расчета, основанные на прямых связях нагру-
зок — прочности — массы.
Второе направление возникло вначале в практике работы ОКБ
им. С. В. Ильюшина в конце сороковых — начале 1950-х гг.,
360
«3
3

Направления развития методов весовых расчетов
Третье направление	
Второе направление	
Первое направление	
Отличительная особенность	
я
га
ф
2
ф
от
О
ф
га
о
к
о
ф
га
www.vokb-la.spb.ru
я =я
g 
га
р
га
о
ч
я
я
я
га
ф
га
га
га
со
от
га
3
я
«и
га
§
га
го
го
я
го
ч
я
2
го
ф
2
га
3
а
а
го
га
о
3
о
\о
га
от
га
CL
о
Ф я
га s
3 Ч
га
ГО ГУ

Ф га
v 2
о я
га о
с. га
Ф »я
га _
о
в
о
о
га
К
3
я
2
я
га
га
3
га
га
га
го
2
га
н
ф
га
о
с
Я
га
I
ф
га
»х
го
га
ф
я
га
я
го
я
к
о
га
«в
га
э
ф
*
3
о
га
га
и
га
га
к
Я
t ( ( 1 1 1	o’	я"{2 £	3*1 -	ч ч § S	S >> к	S 3 Го 5	г°6 о	5-е-д
го
га
га
а
2
ф
2
2
га
га
2
га
о
я
га
ф
2
ф
га
о
3
Ф
га
о
га
ГО
о
2
га
Ч
о
и
го
S

о
ф
га
к
го
га
о
о
ч
га
гп ’®
CL>
го
ст
го
5
га
3
га
я
га
о
ф
го
gS
го
га
го
га
ф
я
га
га
о
3
ЕГ
я
о
н
ф
го
2
го
Я
к
Я
о
£
к
го
о
ч
го
ф
я
га
S
ф
Я
о
X
я
га
го
со
О Q
£ о
о
Я
5
<s
я
га
ф
га
н
ф
ч
о
2
га
2
о
я
га
га
ф
я
а
<и
га
g
га
ф
я
га-
Я
3
га
я
&
га
га
га
3
га
ф
го
5
га
о
с
я
го
га
Ф
о
о
я
го
га
га
с
га
ст
го
ф
2
Я
с
ГО
ч
го
Я
ч.
Ч
S3
о
о
и
3
а
ст
го
га
«- га
А ф
ч
о
2
сз
о
о
га =к
3
ГТ? м
го
го
я
ч:
2
о
о
га
ф
ч
о
2
го
о
га
о
от
Я
s
'5Я
Я
га
ф
к
о
а
ф
га
О чз
“ о
га
ст
го
а
М ф
га к
v
3
га
га
3
я
а
а
я
а>
о
2
я
ч
ч
ф
га
о
га
3
о
га
о
га
ф
я
а
ф
а
а
фХст
CQ О а
с
го
О
га
о
а
га
ф
ч
ч
га
« И К
« £ 3
й к
3 о
га s
а
ф
о
Я
га
о
ф
о
га
Я Я
о о
схю
- я
а
о
ф
га
я
я
о
ф
ф
га
о
га
га
К
о
го
«
га
га
Я
о
го
о
ч
га
от
о
га
я
га
га
о
га
я
го
о
го
га
3
га
о
3
Ч
га
о
га
га
3
2
2
го
га
га
ф
о
ф
я
га
ф
га
о
и
га
3
а
га
ф
к
Я
я
га
=я
ф
га
я
ф
го
га
ст
го „
га 2
3
„ а
га в
О га
ф
га
о
а
о
о
го
к
о
а
а
ф
я
а
о
§
Я
с и
я
я
га
ф
а

О
Ь*«
ф	ф
2 ч	3 3
га
&2	«3 Р го	2 =
си„	я А я *	сиХ
X га	С я
о	Q
Ч	«
ф
я
я
га
га
га
о
£
ч
к
о
2
361
когда было замечено, что совместное применение весовых формул
крыла П. М. Знаменского и Л. С. Зинина приводит к большей точ-
ности более высокой вероятности, чем каждая из них в отдель-
ности. Идея этого метода, получившего вначале название метода
многократных, а затем множественных вычислений, была выска-
зана в 1962 г. в работе [36]. Этот метод, основанный на теории
вероятностей, и второе направление в целом получили свое раз-
витие и подробное изложение в работе [38].
Есть информация о применении в США (в частности при раз-
работке программы «Аполлон») метода, основанного на тех же
принципах, что и метод множественных вычислений. Его «эффек-
тивность состоит в максимальном приближении прогнозируемой
величины ... путем увеличения числа наблюдений» [44].
В настоящее время при автономном или комплексном решении
задач весового расчета на ЭВМ и широко применяемых методов
оптимизации используются расчетные методы первого и второго
направления. Методы пересчета применяются при решении част-
ных задач и при подетальном расчете.
Методы третьего направления, идеологом которого является
В. К. Комаров, находятся в стадии становления. Они развиваются
вместе с развитием расчетов самолета на прочность.
Некоторые сведения из истории весовых формул. Каждый из
видов проектировочных расчетов выполняется в помощью боль-
шого числа уравнений, среди которых есть одно — основное.
В расчетах прочности это уравнение равновесия сил, в аэродина-
мических расчетах — уравнение движения тел, в весовых расче-
тах — уравнение существования. Математически оно представ-
ляет собой весовой баланс самолета, физически — выражает из-
вестное положение о том, что каждое из свойств пропорционально
массе вещества, которой были приданы формы, обеспечивающие
возникновение и существование этого свойства. Таким образом,
уравнение существования отражает наиболее общую закономер-
ность, однако многие другие закономерности также проявляются
в процессе проектирования и оказывают влияние на его резуль-
таты.
Формулы, как и методы весовых расчетов, видоизменяются
в своем развитии, однако некоторые «старые» находят примене-
ние: используются или формулы в первозданном виде, или прин-
ципы их вывода. Конкретным формулам и методам свойственна
своя область применения, они соответствуют определенному
уровню проектирования самолетов.
В 1920—1930-е гг. определение массы самолета сводилось
к составлению весовых сводок на базе статистических данных
и элементарных весовых соотношений. По своему характеру эта
работа походила на бухгалтерский учет, требующий лишь акку-
ратности. Затем массу частей самолета стали вычислять g помощью
статистических коэффициентов и простейших весовых зависимо-
стей. Правда, первая из формул появилась сравнительно давно.
362
www.vokb-la.spb.ru
Это была формула для монопланного крыла, в ней учитывалось
влияние разгрузки от собственной массы крыла. Впоследствии
появились все более сложные формулы, их развитие системати-
чески продолжалось (от простейших статистических до теорети-
ческих) с наращиванием числа учитываемых параметров. Но и
хорошо теоретически обоснованные формулы частично основаны
на статистических данных или включают поправочные коэффи-
циенты, вычисленные при обработке этих данных.
Выводить формулы для расчета массы крыла начали раньше
и занимались ими больше, чем формулами расчета других частей
самолета. Известно более 50 формул для крыла, для фюзеляжа —
менее десяти, для остальных частей самолета — не более пяти.
Объяснение этому нельзя искать в количественном превосход-
стве, поскольку относительная масса крыла и фюзеляжа при-
мерно равны, скорее — в разнотипности конструкции фюзеляжа
и большей, следовательно, сложности вывода формул.
Длительное время авторы различных работ выводили и публи-
ковали формулы для определения массы отдельных частей само-
лета. Затем стали разрабатывать системы уравнений и алгоритмы
весовых расчетов, основанные на этих системах, а на основе метода
множественных вычислений были предложены свои алгоритмы.
Появление этих новых разработок непосредственно связано с раз-
витием и освоением ЭВМ. Дело в том, что ЭВМ не рассматриваются
как более совершенные вычислители. Это принципиально новые
устройства, для эффективного использования которых требуются
и новый теоретический подход и новые расчетные методы.
Системы весовых уравнений представляют собой наиболее
совершенные пути решения многих задач весового расчета. Они
позволяют:
наилучшим образом учитывать взаимное влияние параметров
одной части самолета на массу других его частей (например, па-
раметров крыла или схемы шасси на массу фюзеляжа);
наиболее эффективно использовать ЭВМ (в частности вести
оптимизацию параметров в широком диапазоне их значений);
оценивать влияние отдельных требований на массу самолета
и т. п.
Развитие методов пересчета весовых характеристик самолетов.
Наряду со сложными методами и теоретически хорошо обоснован-
ными формулами, учитывающими до 40 и более параметров и
расчетных величин, при наличии самых разнообразных алгорит-
мов в практике проектирования находят широкое применение
1 значительно более простые методы пересчета. С них, собственно,
и начинается история весовых расчетов. Методы пересчета, при-
менявшиеся в начальный период развития весовых расчетов, можно
именовать методами весовых соотношений. Последующие назы-
вали методами удельных измерителей или удельных показателей
[11], а современные будем именовать методами весовых произ-
водных.
363
Теоретические основы методов пересчета можно определить,
подразделив их на две группы: одну из них назовем простейшими
методами, а другую — методами весовых производных. Первые
основаны на теории подобия, основа методов второй группы сле-
дует из их названия.
Некоторые отличительные особенности методов пересчета:
ряд из них, в отличие от методов расчета, предполагают вы-
бор прототипа * (аналога), весовые данные которого служат ба-
зой для определения удельных показателей, коэффициентов пере-
счета, коэффициентов весовых производных (в зависимости от
применяемых методов пересчета);
некоторые методы пересчета первой группы основаны на пока-
зателях, найденных при обработке статистических данных мно-
гих однотипных самолетов. Основным свойством этих методов
является то, что значения весовых показателей и многих видов
коэффициентов пересчета выражаются в виде функций, а не ко-
нечных (постоянных) величин. Графическое выражение этих функ-
ций может носить непрерывный характер и может иметь точки
разрыва, отражающие скачки в развитии авиационной техники,
масштабный эффект, существенные схемные различия и т. п.;
применение любого из методов пересчета приводит к резуль-
татам, не учитывающим качественных изменений в развитии са-
молетостроения. Оценка влияния прогрессивных нововведений
на массу самолета (обычно достаточно сложная) производится
независимо от определения (по известным формулам) масс частей
самолета в их традиционном исполнении.
Методы весовых производных появились значительно позже
методов весовых соотношений, которые, тем не менее, продол-
жают применяться и совершенствоваться. Рассмотрим методы
в хронологическом порядке, начиная с простейших.
Метод весовых соотношений, в котором коэффициенты выра-
жают систему относительных масс, широко применялся в 1920—
1930-е гг. Он получил подробное изложение в работах П. М. Крей-
сона [161.
Метод удельных показателей основан на предполагаемой ста-
бильности связей (справедливых в определенных пределах) между
массой и основными размерами, параметрами и действующими
нагрузками, тягой двигателей и т. п. Л. С. Зинин [11], называя
этот метод удельными измерителями, развивал его в сороковые
годы. В настоящее время метод находит ограниченное применение
в подетальных расчетах и в анализах эффективности.
Метод пересчета весовых характеристик по прототипу заклю-
чается в выполнении двух параллельных расчетов (по расчетным
весовым формулам) проектируемого самолета и прототипа с целью
определения коэффициента пересчета. Описан этот метод в конце
* Под прототипом понимают: однотипней, примерно равнотоннажный и
равноразмерный самолет; с небольшим соответствием геометрический данных,
основных параметров, общив схем, уровня технического совершенства.
364
vww.vokb-la.spb.ru
1970-х гг. [38]. Предшественником его можно считать расчеты
с поправочным коэффициентом. Отличие между ними заключается
в том, что последний отражает устойчивые физические закономер-
ности, определяемые на основе большого статистического мате-
риала, в то время как значение коэффициента пересчета находят
на основе конкретного самолета.
К методам, названным здесь весовыми производными, будем
относить:
концепцию коэффициента роста массы, выражающего собой
меру увеличения взлетной массы самолета, вызываемого началь-
ным изменением массы какого-либо агрегата. В отечественной
литературе впервые понятие и формулы определения этого коэф-
фициента были изложены в работе [36] в начале 1960-х гг., затем
эта концепция развивалась в ряде работ В. И. Козловского,
а также А. А. Бадягина, В. И. Поликовского [31 и др. Она полу-
чила всестороннее исследование и обобщение в конце 1970-х гг.
[381;
метод градиентов, предложенный А. А. Бадягиным [23]
в 1972 г. Градиентом автор назвал произведение производной на
приращение какого-либо параметра или начального приращения
массы частей самолета. В дальнейшем (1975 г.) этот метод разви-
вал В. В. Сэлман [43], который предложил алгоритм, основанный
на применении метода градиентов и коэффициента роста;
метод, основанный на выводе коэффициентов весовых произ-
водных (разработан М. С. Большаковым в ОКБ им. С. В. Илью-
шина).
Применение методов весовых производных в упомянутой и
иной интерпретации в практике проектирования непрерывно
расширяется, при этом выводят различные уравнения, вычисляют
коэффициенты весовых производных для самолетов различных
типов и классов. Теоретические разработки в этом направлении,
пожалуй, отстают от практики проектирования.
Исследование исторического процесса совершенствования тео-
рии и методов весового проектирования позволяет заметить, что
ни одно из направлений развития этой теории не утратило своего
значения, не проявляют они тенденций и к отмиранию, а напротив,
продолжают развиваться.
Развитие метода проектирования с весовым резервом. Метод
проектирования пассажирских самолетов с весовым резервом
в ОКБ им. С. В. Ильюшина зародился в 1960-е гг. [37], в 1970-е —
он получил дальнейшее развитие [27], а в законченном виде
изложен в работе [38]. Этот метод основан на обработке статисти-
ческих материалов и сопоставлении проектных и фактических
значений массы пустых самолетов.
Вначале была установлена закономерность неизбежного роста
массы в процессе проектирования, затем выведен средний показа-
тель этого роста, который для пассажирских самолетов оказался
равным 1,06. Эту закономерность также изучали советские и
365
	Таблица 22.2		зарубежные исследовате-
Показатели роста массы пустого самолета в процессе проектирования			ли: В. И. Толмачев для грузовых самолетов, Р. С. Кристоф для военно-транс- портных, Ж- А. Кинсник для истребителей и бомбар- дировщиков, С.М. Ямполь-
Самолет	Число анали- зируе- мых са- молетов	Среднее значение увеличения массы	
Пассажирский (с диаметром фюзе- ляжа до 4 м) Пассажирский ши- рокофюзеляжный Военно-транспорт- ный Истребитель (реак- тивный) Бомбардировщик (реактивный)	47 4 18 1	1,06 ... 1,08 1,08 ... 1,09 1,06 1,086... 1,11 1,07	ский и Л. В. Эрлих — для двигателей. Результаты их наблюдений и выводы обоб- щены в табл. 22,2. Понятие «проектирова- ние с весовым резервом» определяет такой процесс проектирования, при ко- тором: 1) основные параметры самолета (площадь крыла
и тяговооруженность) оптимизируют на основе весовых данных,
учитывающих определенную, заранее установленную величину ве-
сового резерва;
2) весовые лимиты для всех элементов конструкции и систем
оборудования определяют на основе окончательно принятого
теоретического значения массы пустого снаряженного самолета
(без учета весового резерва);
3) исходные весовые данные для расчета самолета на прочность
определяют на основе теоретического значения массы снаряжен-
ного самолета (без учета весового резерва) или даже с некоторым
занижением относительно теоретического значения.
Задачей формирования проектных весовых характеристик яв-
ляется создание условий для выполнения гарантированных летно-
технических, взлетно-посадочных и экономических данных. Эта
задача сводится к прогнозированию возможного роста теоретически
найденного значения массы снаряженного самолета и возможности
реализации намеченных прогрессивных нововведений.
При рациональном решении задачи количественная оценка
прогнозируемой величины, представляющей собой проектные пред-
посылки (/иПр. пред), выражается суммой
^пр. пред = ^1рез ^прогр. н>
где /Ирез — величина весового резерва, равная тп_ сн (kp— 1);
mI[porp. и — весовая оценка намеченных прогрессивных ново-
введений; /Иц. св — теоретическое значение массы снаряженного
самолета; kp — коэффициент весового резерва.
366
wwv.vokb-la.spb.ru
*
ч
X
*
аз
о
н
U4
s
X
kU
*
О
ч
X
Е
з-
X
X
X
UJ
н
U4
3
X
CQ
О
1. Бомбардировщики с поршневыми двигателями	Ил-6	1944 г.	е СП о	о	CQ	_ СО	О	ООО О	«	О	<=>	со	о со ZT —	.	-	‘О	~	сг>	о < X	0 '* ®	05	со	—	2 X сч CQ	~ сч
		1943 г.	сП	Н со о	ооо 1	1Л	.2	СО	Ю	о	о	о СО £Г	-	со	2- ф	°	° < X А	<=° 00	—	г. X - S	-	- “	. см
	ДБ-4 1940 г.		со о IO о СО	со	со S	ф	>2.	е,	О	О	—	о —	<-	И	®	со	о	со	со	с ДО	1Л	/—I X	X	S	*	2	2	к	2 сч м СП
	Ил-4 1942 г.		гл	со со	о	10 со	о	“•	о	ю ф	S	~	$	“1	-	°	о х	х	“?	т ° сч о	3	2 сч	сч	Ф	”
	ДБ-ЗФ 1941 г.		сп	ь со о со °? 2	£ о о	о ф <	_	q	*	-	ю	с-	п	о <	-J	СП	со	ф	сч	о X	X	X	ш	-	05 еч	°*	CQ
	ДБ-ЗФ 1940 г.		н СО	О	СО СО	о	СМ	Л •	,.,	•	.	i>« ю	со	•“«	сэ> сэ<"’Л*со	о	со	о х	х	s	'15 2	00	10	— СЧ	СЧ	pQ
	ЛБ-ЗФ 1939 г.		И со	°	°? . Ю	. г— СО	СО	СО	О со	О’	И	• -	° 5 X 3 « о Й S 2	2 *	°*	ф
	ДБ-3 1939 г.		О СО ю	Д	_ со	°	со	о	о со < о>	Н	-	со	-Ф	СО	о xXs«SS^S	2 * - ф
	ДБ-ЗТП 1938 г.		со со	о	со «jh	СО	►—(	_	с©	СО	о	О сп <	а>	3	'г	-	о	со	со	о ” v V -ф СО *£	03	ю	° X	А	х	J	СО	со	t~-	со	—• сч	сч	д
	ДБ-ЗТ 1937 г.		W 00	о	СО _н	со	•—1	..	со	ФСО	о ел	Г".	3	.	ЛО	о ” V У	СО ,о 1	-О	сч	о X	А	Д	со	со	ф	—1 сч	СЧ	Q
	ДБ-3 1936 г.		ю 00	О	— 2	ф.	s	s	£	S V	X	Ф	СО	°	°	° X	А	<0	О	Г^.	-ЧГ 04	€4
	Параметр		д „	о	«Д^са	от о о	•£ о «в	«	«	3	go	« О	uu^	а 5 П Н О	8* *» Л	5	V	Р* ОТ	Д ОТ	Н £®®ОТп- о s ° г ё о й® 5«s«“«ч ё рч^ЧоЧй яь^Й-х =Х So><§-§!5g <J т	д яд; -j о	~	о	Ощ	и?оа'°=л х	=< Яд	х	ч	оч	Е Ч	ДЗяя S* 3м	°	С	С«	Й	? ф	£ S	Д	Д	г-м	X
367
368
Продолжение табл. 1
Параметр	ДБ-3 1936 г.	ДБ-ЗТ 1937 г.	ДБ-ЗТП 1938 г.	ДБ-3 1939 г.	ЛБ-ЗФ 1939 г.	ДБ-ЗФ 1940 г.	ДБ-ЗФ 1941 г.	Ил-4 1942 г.	ДБ-4 1940 г.	Ил-6	
										1943 г.	1944 г.
Бомбовая нагрузка; максимальная,	2500			2500	2500	2500	2500	2500	3000	4500	4500
кг Оборонительное вооружение: пулеметы: калибра 7,62 мм	3	3	3	3	2	3	3	2	3 ... 4		
калибра 12,7 мм	—	—	——	—•	—«	—		1	—	—	—
□ушки калибра	—	—	—		—	—		——	—•	3	5
20 мм Максимальная	327	320	•292	345	354	350	345	332	415	382	400
скорость у земли, км/ч То же на вы- км/ч	400	395	343	439	445	435	422	398	500	445	464
	4500	4000	4000	4900	5400	6800	6800	6000	6000	6600	6200
соте, 	 м Время набора	15,1	13,0	18,2	12,1	13,6	‘ 10,5	14,6	19,0		15,7	28,7
высоты 5000 м, мин Дальнооть	3100	1800	1400	3800	3500	3300	3800	3585 4265	4000	5450 1830	5450
полета, км о бомбовой	1000	1000	1000	1000	1000	1000	1000	1000	1000	1000 4500	1000
нагрузкой, кг при крейсерской	310 ...	280	200 ...	320	340	340	272	320 250	375	340	340
скорости, км/ч Практический	320 8400	7800	230 7570	9600	9000	10 000	8900	8300	10 000	8000	7000
потолок, м Длина разбега	170 ...	170 ...	600	345	390	400	480	530		600	730
при взлете, м Посадочная	200 120	200 110	135	—	115	120	130	130	—	135	139
скорость, км/ч Длина пробега	300	300	600	450	450	500	500	575		600	650
при посадке, м Стадия освоения	Серия	Серия	Опытн.	Серия	Опытн.	Серия	Серия	Серия	Опытн.	Оп	ытн.
Число построен- ных самолетов		1528			1		52Й6		2	1	1
2. Бомбардировщики с турбореактивными двигателями
Параметр	Ил-22 1947 г.	Ил-28		Ил-30 1949 г.	Ил-46 1952 г.	Ил-54	
		1948 г.	1949 г.			’ 1954 г.	1955 г.
Число членов экипажа	5	3		4	3		3
Число и тип двигателей	4ХТР-1	2Х«Ннн»	2ХВК-1	2ХТР-3	2ХАЛ-5	2ХАЛ-7	2ХАЛ-7Ф
Взлетная тяга:							
статическая, даН (кгс)	4Х 1300	2X2270	2X2700	2X4600	2X5000	2X5000	2X6 500
форсированная, даН (кгс)	—	—	—	—	—	2Х 8600	2Х 10 000
Площадь крыла, ма	74,5	60,8		100	105	84,6	
Перегрузочная взлетная масса, кг	27 300 *	19 480	23 200	37 552	52 425	38 000	41 600
Нормальная взлетная масса, кг	24 000	17 250	18 400	32 552	41-840	36 820	40 660
Масса пустого самолета, кг	14 950	11 750	12 890	22 967	26 300	23 560	24 000
Бомбовая нагрузка:							
нормальная, кг	2000	10	D0	2000	3000	30	00
максимальная, кг	3000	3000		4000	6000	5000	
Оборонительное вооружение:							
пушки калибра 20 мм, шт.	2			—			
пушки калибра 23 мм, шт.	2	4		6	4		3
Максимальная скорость у земли,	657	818	800	900 ♦♦	800	1050 ♦♦	1155**
км/ч							
ли	км/ч	718	833	906	1000	928	1170	1250
То же на высоте, ~   м	7000	5000	4000	5000	5000	5000	5000
Время набора высоты 5000 м, мин	8,6	7,2	6,5	4	6,8	4	1,1
Дальность полета, км	865	—	2400	3500	4970	2200	2500
с бомбовой нагрузкой, кг	2000	—	1000	2000	3000	301	D0
при крейсерской скорости, км/ч	560	—	700	850	700	910	
Практический потолок, м	И 100	11 300	12 500	13 000	12 700	13 000	14 000
Длина разбега при взлете, м	1144	875-	-965	—	1335	1075	
Посадочная скорость, км/ч	190	160	185	—	202	243	
Длина пробега при посадке, м	—	—	920	—	673	1150	
Стадия освоения	Опытн.	Опытн.	Серия	Опытн.	Опытн.	Опытн.	
♦ Из-за нерасчетной тяги установленных на Ил-22 двигателей ТР-1 взлетная масса на испытаниях была ограничена
w 20 000 кг.
g ♦* Для самолетов Ил-30 и Ил-54 приведены расчетные летные данные.
vwwv.vokb-la.spb.ru
S3 3. Различные варианты штурмовика Ил-2
о 	 Параметр	ЦКБ-55 1939 г.	ЦКБ-57 1940 г.	ИЛ-2 1940 г.	Ил-2 1942 г.	Ил-2 1941 г.	Ил-2 1942 г.	Ил-2 1943 г.	Ил-2 У 1943 г.
Число членов экипажа	2	1	1	1	2	2	2	2
Тип двигателя	АМ-35	АМ-38	АМ-38	АМ-38	М-82	АМ-38	АМ-38Ф	ДМ-38Ф
Взлетная мощность, л. с.	1350	1626	1665	1600	1675 '	1600	1750	1750
Воздушный винт	ВИШ-22Т	ВИШ-22Ю		ВИШ-22Т	АВ-5В	АВ-5л-158	АВ-5л-158	
Диаметр винта, м	3,4	3,4	3,4	3,4	3,4	3,6	3,6	
Число лопастей винта	3	3	3	3	3	3		3
Площадь крыла, м2	38,5	38,5	38,5	38,5	38,5	38,5	3«	5,5
Перегрузочная взлетная мае-	—	—	5510	5988	5855	6260	6360	5355
са, кг Нормальная взлетная масса,	4725	4988	5310	5788	5655	6060	6160	5091
кг Масса пустого самолета, кг	3615	3792	3990	4261	3935	4525	4625	4300
Наступательное вооружение: бомбовая нагрузка: нормальная, кг		400	400	400	400	400	400	200
максимальная, кг	—	600	600	600	600	600	600	
пушки: числоX калибр	——	- - -	2X20	2X20 или 23	2X20	2Х 20 или	2X23 или 2X37	
боезапас, шт.	—	—	420	500 300	400	500	300	100
пулеметы: числоХ калибр	4X7,62	4X7,62	2X7,62	2X7,62	2X7,62	2X7,62	2X7,62	2X7,62
боезапас, шт.	3000	3000	1500	1500	1500	1500	1500	1500
Продолжение табл. 3
Параметр	ЦКБ-55 1939 г.	ЦКБ-57 1940 г.	Ил-2 1940 г.	Ил-2 1942 г.	Ил-2 1941 г.	Ил-2 1942 г.		Ил-2 1943 г.	Ил-2 У 1943 г.
ракеты: числоХ калибр			8Х 132 или 8X82		8Х 132			4X82	2X82
Оборонительное вооружение: пулеметыX калибр боезапас, шт.	1X7,62 750	  ~		-1	1X12,7 300	IX 12,7 150			
Максимальная скорость у зем- ли, км/ч	362	423	433	380 ... 396	365	370		375 ... 391	396
км/ч То же на высоте, ----- м	422	437	450	414 ... 426	396	411		390... 405	414
	5000	2800	2460	2500	2500	1200		1200	1500
Время набора высоты 1000 м, мин	2,3	1,7	1,6	2,2	1,8	2,4		2,2	2,0
Дальность полега с нормаль- ной бомбовой нагрузкой, км	618	850	638	740	700		685		—
Средняя скорость полета на максимальную дальность у зем- ли, км/ч	325	380	.330	275	369		275		—
Практический потолок, м	9000	8500		6200	—	6000	... 6920		—
Длина разбега при взлете, м	340	250	450	420	524	400		370	385
Посадочная скорость, км/ч	140	140		140	147	145		136	140
Длина пробега при посадке, м	270	260	400	400	515	500		500	600
Стадия освоения	Опытн.	Опытн.	Опытн.	Серия	Опытн.			Серия	
Число построенных самолетов	2	1	1	36 163					
vwwv.vokb-la.spb.ru
4. Бронированные истребители
Параметр	Ил-2И 1943 г.	Ил-1 1944 г.
Число членов экипажа	I	1
Тип двигателя	АМ-38Ф	АМ-42
Взлетная мощность, кВт	1287	1471
То же, л. с.	1750	2000
Bos душный винт	АВ-5л-158В	АВ-5л-24
Диаметр винта, м	3,4	3,6
Число лопастей винта	3	3
Площадь крыла, м2	38,5	30
Нормальная полетная масса, кг	5383	5320
Масса -лустого самолета, кг	4397	4285
Наступательное вооружение:		
пушки		
числсХ калибр	2X23	2X23
боезапас, шт.	300	300
бомбы (наружная подвеска), кг	200	200
Оборонительное вооружение: авиагранаты	—	10
АГ-2, шт		
Максимальная скорость у земли, км/ч	401	525
км/ч	415	580
То же на высоте, —— м	1300	3260
Время набора высоты 1000 м, мин	2	1,6
Практический потолок, м	6500	8600
Длина разбега при взлете, м	275	
Стадия освоения	Опытн.	Опытн.
Число построенных самолетов	1	1
5. Скоростные и маневренные штурмовики
Параметр	Ил-10 1944 г.	Ил-ЮМ 1951 г.	Ил-16 1945 г.
Число членов экипажа	2	2	2
Тип двигателя	АМ-42	АМ-42	АМ-43НВ
Взлетная мощность, л. с.	2000	2000	2300
Воздушный винт	АВ-5Л-24	АВ-5л-24	АВ-9л-70
Диаметр винта, м	3,6	3,6	3,4
Число лопастей винта	3	3	4
Площадь крыла, м2	30	33	24
Перегр узочная взлетная масса, кг	6500	7320	5980
Нормальная взлетная масса, кг	6300	7100	5780
Масса пустого самолета, кг	4650	5570	4315
Наступательное вооружение: бомбовая нагрузка: нормальная, кг	400	400	400
максимальная, кг	600	600	500
пушки: числоХ калибр	2Х 23 или 4Х 23	4Х 23	2X23
боезапас, шт.	300	600	600	280
372
www.vokb-la.spb.ru
Продолжение табл. 5
Параметр	Ил-10 1944 г.	Ил-ЮМ 1951 г	Ил-16 1945 г.
Наступательное вооружение: пулеметы: числоХ калибр	2X7,62		2X7,62
боезапас, шт.	1500	—	1400
ракеты: числоХ калибр	4Х 132	4Х 132	4Х 132
Оборонительное вооружение: пулеметы: числоХ калибр	IX 12,7		
боезапас, шт.	150	—	—
пушки: числоХ калибр	1X20	1X20	1X20
боезапас, шт.	150	150	150
авиагранаты АГ-2, шт.	10	10	10	10
Максимальная скорость у земли,	507	476	□29 *
км/ч км/ч То же на высоте, м	551	512	576 *
	2300	2650	2700
Время набора высоты 1000 м, мин	1,6	2,1	—
Дальность полета с нормальной	800	1070	800
бомбовой нагрузкой, км Средняя скорость полета на ма-	310 ... 325	283	375
ксимальную дальность у земли, км/ч Практический потолок, м	7250	7000	
Длина разбега при взлете, м Посадочная скорость, км/ч	475	440	400
	148		175
Длина пробега при посадке, м	460	500	
Стадия освоения	Серия	Серия	Опытн.
* Получены при сниженных мощности и высотности двигателя.
6. Тяжелые штурме зики
Параметр	Ил-8 1943 г.	Ил-8 1944 F.	Ил-20 1948 г.
Число членов экипажа	2	2	2
Тип двигателя	АМ-42	АМ-42	М-47
Взлетная мощность, кВт	1471	1471	2206
То же, л. с. Воздушный винт	2000	2000	3000
	АВ 5л-18Б	АВ-9л-22Б	АВ-ЗОА
Диаметр винта, м	3,8	3,8	4,2
Площадь крыла, м2	39	39	44
Перегрузочная взлетная масса, кг	7650	7830	9820
Нормальная взлетная масса, кг	7250	7610	9500
Масса пустого самолета, кг Наступательное вооружение: бомбовая нагрузка:	5245	5110	7535
нормальная, кг	600	1000	1190
максимальная, кг	1000	—	—
373
Продолжение табл. 6
Параметр	Ил-8 1943 г	Ил-8 1944 г.	Ил-20 1948 г.
Наступательное вооружение:			
пушки:			
числоХ калибр	2X23	2X23	4X23
боезапас, шт.	300	300	900
пулеметы:			
числоХ калибр	2X7,62	2X7,62	— -
боезапас, шт.	1500	1500	—
ракеты:			
числоХ калибр	—	—	4Х 132
Оборонительное вооружение:			
пулеметы:			
числоХ калибр	IX 12,7	—	—
боезапас, шт.	150	—	—
пушки:			
числоХ калибр	—	1X20	1X23
боезапас, шт.	—	150	200
авиагранаты АГ-2, шт.	—	10	10
Максимальная скорость:			
у земли, км/ч	435	461	450
км/ч	470	509	515
на высоте, м	2240	2800	2800
Время набора высоты 1000 м, мин	1,97	2,6	—
Дальность полета с нормальным	1180	1140	1180
бомбовым грузом, км			
Средняя скорость полета на макси-	300	290	300
мальную дальность у земли, км/ч			
Практический потолок, м	6800	6900	7750
Длина разбега при взлете, м	318	520	500
Посадочная скорость, км/ч	132	138	150
Длина пробега, м	—	595	—
Стадия освоения	Опытн.	Опытн.	Опытн.
7. Различные варианты пассажирского самолета Ил-12
Параметр	Ил-12 1945 г.	Ил-12 1946 г	Ил-12 1947 г.	Ил-12 1950 г.
Тип двигателя	АЧ-31	АШ-82ФН	АШ-82ФН	АШ-82ФН
Число двигателей	2	2	2	2
Взлетная мощность двигателя, кВт	1397	1360	1360	1360
То же, л. с.	1900	1850	1850	1850
Тип воздушного винта	АВ-7Е	АВ-9Е	АВ-9Е	АВ-9Е
Диаметр винта, м	4,4	4,1	4,1	4,1
Число лопастей винта Площадь крыла, м2	3	4 102	4	4
Взлетная масса, кг	16 000	16 380 17 250	17 500	16 100
Масса пустого самоле- та, кг Число членов экипажа	11 600	11 280 11 000 5	11 350	11 300
374
www.vokb-la.spb.ru
Продолжение табл. 7
Параметр	Ил-12 1946 г.	Ил-12 1946 г.		Ил-12 1947 г.	Ил-12 1950 г.
Число пассажиров	27	27	27	32	18
Коммерческая нагруз- ка, кг Практическая даль- ность полета с коммерче- ской нагрузкой, км	2900	2565	2565	3040	1740
	1500	960	1150	1250	1500
Максимальная ско- км/ч рость на высоте, м	445	407	—	—	398
	5000	2060	" 	—	2050
Крейсерская скорость, км/ч	325	350	347	344	330
Длина разбега при взлете, м Длина пробега при по- садке, м	365	475	500	615	460
	450	563	700	700	600
Стадия освоения	Опытн.			Серия	
8. Различные варианта пассажирского самолета Ил-14
Параметр	Ил-14 1950 г.	Ил-14П 1950 г.	Ил-14П 1953 —	Ил-14М [955 гг.
Тип двигателя Число двигателей Взлетная мощность двигате-			АШ-82Т 2 1397	
ля, кВт То же, л. с. Тип воздушного винта Число лопастей винта				
			1900 АВ-50 4	
Площадь крыла, м2	103	100	100	100
Взлетная масса, кг	16 500	16 500	16 500 ... 17 500	17 250 ... 17 500
Масса пустого самолета, кг Число членов экипажа	11 730	11 650	12 080 ... 12 500 5	12 500 ... 12 900
Число пассажиров	18	18	18 ... 32	24 ... 42
Максимальная коммерческая	3000		3050	3400
нагрузка, кг Практическая дальность по- лета:				
с максимальной коммерче-	—	—	600	500
ской нагрузкой, км				
с коммерческой нагрузкой	—	—	1500	1600
2000 ... 2100 кг, км				
Максимальная скорость на вы- км/ч	410	428	431	416
	2430	2430	2400	2000
соте, —г~ м				
Крейсерская скорость, км/ч	35	0	358	350
Длина разбега при взлете, м	450	370	470 ... 500	485 ... 550
Длина пробега при посадке, м	630	500	430 ... 500	445... 500
Стадия освоения	Опытн.		Серия	
375
9. Пассажирский самолет Ил-18 выпуска 1946 т.
Тип двигателя.................. •	>..........*.................
Число двигателей ...............................................
Взлетная мощность двигателя, кВт................................
л. с..............................
Тип воздушного винта.......................................
Диаметр винта:
на внутренних двигателях, .............................
на внешних двигателях, ................................
Число лопастей винта ......................................
Площадь крыла, м2 .........................................
Перегрузочная взлетная масса, кг...........................
Нормальная взлетная масса, кг..............................
Масса пустого самолета, кг.................................
Число членов экипажа.......................................
Число пассажиров...........................................
Коммерческая нагрузка при перегрузочной взлетной массе, кг . .
Коммерческая нагрузка при нормальной взлетной массе, кг . . .
Практическая дальность с коммерческой нагрузкой:
при перегрузочной взлетной массе, км ..................
при нормальной взлетной массе, км......................
км/ч
Максимальная скорость на высоте, ——.......................
АШ-73ТК
4
1765
2400
АВ-16НМ-95
4,8
5,055
4
140
47 500
42 500
28 490
5 ... 6
60... 66
7600
5760
4000
2800
565
9000
км/ч	450
Крейсерская скорость	на высоте, ———.............................. ?qqq
Длина разбега на	взлете, .................................... ?46
Стадия освоения................................................. Опытн
376
www.vokb-la.spb.ru
10. Основные модификации пассажирского самолета Ил-18
Параметр	Ил-18В	Ил-18Е	Ил-18Д
Тип двигателя	АИ-20К	АИ-20К	АИ-20М
Число двигателей	4	4	4
Взлетная мощность двигателя, кВт	2950	2950	3130
То же, л. с.	4000	4000	4250
Тип воздушного винта	АВ-68И	АВ-68И	АВ 68И
Число лопастей винта	4	4	4
Площадь крыла, м2	140	140	140
Взлетная масса, т	61,2	61,4	64
Масса пустого самолета, т	32,25	33	33.76
Число членов экипажа	5	5	5
Число пассажиров	89 ... 100	100	100
Максимальная коммерческая нагруз-	13 500	13 500	13 500
ка, кг			
Практическая дальность полета:			
с максимальной коммерческой на-	3300	3300	4300
грузкой, км			
максимальная дальность, км	5400	5400	7100
с коммерческой нагрузкой, кг	8600	8600	6500
Максимальная скорость на высоте	—	685	—-
8000 м, км/ч			
Крейсерская скорость, км/ч		650	
Длина разбега на взлете, м		1000	
Длина пробега при посадке, м		800	
Стадия освоения	Серия	Серия	Серия
11. Основные модификации пассажирского самолета Ил-62
Параметр	Ил-62	Ил-62	Ил-62М
Тип двигателя	НК-8	НК-8-4	Д-ЗОКУ
Число двигателей	4	4	4
Взлетная тяга двигателей, даН	9500	10 500	11 000
Сухая масса двигателя, без ревер- са, кг Площадь крыла, м2	—	2200	2300
	279,55	279,55	279,55
Взлетная масса, кг	160 000	161 600	165 000
Число членов экипажа Число пассажиров	5	5 168 ... 186	5
Максимальная коммерческая нагруз- ка, кг Техническая дальность полета:	23 000	23 000	23 000
максимальная (до полного выго- рания топлива), км	9750	10 000	11 050
с максимальной коммерческой на- грузкой, км	—	7 550	8 300
Крейсерская скорость, км/ч	850	850	870
Посадочная скорость, км/ч	285	265	265
Длина разбега (при стандартных условиях), м	' 	2930	2250
Длина пробега (при стандартных условиях), м	—	1000		
Стадия освоения	Серия	Серия	Серия
377
ранспортные (грузовые) самолеты и грузовое планер
Ил-76ТД 1982 г.	Е ЬЙ с со 1 ЕД X м-	О О	° сТ	—-	S	<2 я	о *	°	:	1 S : S4	S1	о	о	о X	2	S	а> S2 42 о	?5	. о 			•	•	
Ил-76Т 1971 р.	4ХЛ-30КП	—.	СО	 §	S	° о	о —<	£	।	о С	д:	м* о X	СО тг>	
Ил-32 1948 Р.	1	1	со °5"	СО	Г-	1	[	Xi-	сч ю Ц?	оз	*	1 < -и
Ил-14Т 1956 г.	1	1	о 1О xt< I	’*	~	:	ю со	со —	о LO
Ил-14Гр 1956 г. •	£ а Е X о	?.е, СУ> Z А СЧ	1О ь~“	о —	о »д	«О	О СЭ	«3	ю	.	ш о	°°	ю	:	со х-	СЧ	-	•	. —	00	о	со	ХГ о ю	о 04
Ил-14-ЗОД 1955 г.	1	2Х 1400 (	17,0 ... 17,5 12,44 3 800 ... 1000 4
Ил-12Д 1948 г.	82ФН 2Х 1850)		о Ю>	о оо	o’ •	«Ь	, •	о	со	со >о	ш	_	: об"	сч"	:	* -	-	§	g СЧ	_	со
Ил-|2Т 1947 г.	2ХАШ 2Х 1360 (		о	о о	Q ю	. _	X	со 	сч	*4. 1	(С	сч	«	: о о 05
Параметр	X	о	<у	g	го	о	й S	2	2 ь	5	с	S	<->	~	о о	„ с	с	- О « ГО	£	Cl,	о id g	S о ' о. а	о	® х £	о к -Г Н	Е-	£	S	X «	£	С-	ГО 3 *5	« О g	о $ Е ° S	И	х С_ $	5 П О О.	Е	X 2	. ГО	X Н X	£ X О	£	~ СО -	ь	сз £?	7!	О к	2 л	к	х го	к z ?? °	°	и и	-?ь X	X	са хх g§u го	= х	« <-> к	£ ЕЕ5гоо:йхх & Е X х го - го _	5	- я 5	u w	о	~ £ о Ь '— ь	S	с 2 £- х го <и	го _ s 5 о о X	Sf_	— = С ь о о о g н 2 Д2 ~ гп	3 S °	3 - о § х _ •*; »х « с х ч XX	03 и ГО о	Х-о£«КхХО<и	о	J ф X гахя	- го х й й го- сх й у <=*• «Г х х	«	о	х	о <и	а>	а> X	2	2	О	Е S	Ч	Ч		
378
www.vokb-la.spb.ru
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Авиация и космонавтика СССР. М.: Воениздат, 1968. 559 с.
2.	Асташенков П. Конструктор легендарных «илов». М.: Политиздат, 1970.
120 с.
3.	Бадягив А. А., По ли ко веки й В. И. О коэффициенте увеличения старто-
вого веса летательных аппаратов//Изв. вузов. Авиационная техника. 1966
С. 161.
4.	Беликов В. Ь а планерах — к Северному полюсу//Известия. 1983. 15 февр,
5.	Бугаев Б. П. К новым высотам. М.: Знание, 1976. 64 с.
6.	Васин И. С., Егоров В. И., Муравьев Г. Г. Аэродинамика самолета Ил-76Т.
М.: Транспорт, 1983. 166 с.
7.	Глуховский С. Когда вырастали крылья. М.: Воениздат, 1965. 160 с.
8.	Гражданская авиация СССР. М.: Транспорт, 1967. 319 с.
9.	Емельяненко В. В военном воздухе суровом. М.: Молодая гвардия, 1976.
480 с.
10.	Ефимов А. Н. Над полем боя. М.: Воениздат, 1976. 317 с.
11.	Зинин Л. С. Весовой расчет самолета. М.: Оборонгиз, 1941. 146 с.
12.	Иванов П. Н. Крылья над морем. М.: Воениздат, 1972, 304 с.
13.	История воздухоплавания и авиации в СССР. Период до 1914 г./Под
ред. В. А. 1 опова. М.: Оборонгиз, 1944. 647 с. *
14.	Коновалов Б. На пути к старту//Известия. 1981. 19 окт.
15.	Королев В. О. Гвардейцы первой штурмовой. М.: Воениздат, 1980.
128 с.
16.	Крейсон П. М. Самолеты ва 20 лет. Весовые характеристики самолетов.
М.: Изд. ОНТИ, 1934.
17.	Крючков А. А. Грузовые перевозки на воздушном транспорте СССР.
М.: Транспорт, 1974. 246 с.
18.	Кузнецов Н. Г. Курсом к победе. М.: Воениздат, 1975. 510 с.
19.	Нозиков А. А. В небе Ленинграда. М.: Наука, 1970. 380 с.
20.	Осипов В. Т. Контейнеризация в зарубежных странах. М.: Наука, 1978.
279 с.
21.	Пакилев Г. Н. Труженики неба. М.: Воениздат, 1978. 208 с.
22.	Палишевский I. Против танков//Авиация и космонавтика. 1979. № 4.
С. 10—11.
23.	Проектирование самолетов//А. А. Бадягин, С. М. Егер и др. М.: Машино-
строение, 1972. 516 с.
24.	Развитие авиационной науки и техники в СССР. М.: Наука, 1980. 496 с.
25.	Сверхзвуковые самолеты/Под ред. Н. И. Листвина. М.: ИЛ, 1958. 233 с.
26.	Симаков Б. Советская авиация в годы иностранной интервенции и граж-
данской войны//Вестник воздушного флота. 1952. № 7.
27.	Теория и практика проектирования пассажирских самолетов. М.: Наука,
1976. 439 с.
Автором книги «История воздухоплавания и авиации в СССР» является
П. Д. Дузь (примем, издательства).
379
УВАЖАЕМЫЕ ЧИТАТЕЛИ!
В 1990 г. в издательстве «Машиностроение»
выходят в свет следующие книги:
Проектирование гражданских самолетов: Теории и методы/
И. Д. Катырев, М. С. Неймарк, В. М. Шейнин и др.; Под ред.
Г. В. Новожилова. 45 л.
Изложены теории надежности и эффективности самолетов, тео-
рия модификаций. Рассмотрены некоторые вопросы весового
проектирования и расчетов самолета на прочность, отдельные
методы проектирования каркасных конструкций планера, проек-
тировочные расчеты его силовых элементов и агрегатов. Освещено
применение композиционных материалов и их взаимодействие
с системами оборудования. Изложены методика расчета конструк-
ций взлетно-посадочных устройств на ресурс и методы проекти-
рования современных систем управления самолетом.
Житомирский Г. Л. Конструкция самолетов: Учебник для
вузов. 30 л.
Изложены назначение, внешние формы и параметры самолетов
и их агрегатов; рассмотрены силы, действующие на агрегаты само-
лета, и работа конструкции под нагрузкой. Даны конструктивно-
силовые схемы агрегатов самолета, их анализ и сравнительная
оценка. Изложены требования к самолету и его агрегатам, пока-
заны пути их удовлетворения и возможные направления дальней-
шего совершенствования конструкции.
www.vokb-la.spb.ru
28.	Тимохович И. В. (Оперативное искусство советски» ВВС в Великой Оте-
чественной войне. М.: Воениздат, 1976. 343 с.
29.	Трубицин И., Шсрель В. Торпедное оружие//Техника — молодежи,
1972. № 7. С. 56—58.
30.	Туркин К. Самолет-штурмовик//Вестник воздушного флота. 1951. № 5.
31.	Ученый и конструктор С. В. Ильюшин. М.: Наука, 1978. 207 с.
32.	Чистяков М. Ил-76: Миллион тонн на лицевом счету//Гражданская авиа-
ция. 1987. № 10. С. 38—39.
33.	Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г. М.:
Машиностроение, 1969. 606 с.
34.	Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР (1938—1950 гг.).
М.: Машиностроение, 1978. 440 с.
35.	Шауров Н. И. Развитие военных типов сухопутных самолетов. М.:
Воениздат, 1939. 103 с.
36.	Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских само-
летов. М.: Оборонгиз, 1962. 364 с.
37.	Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажир-
ских самолетов. М.: Магни нестроение, 1972. 308 с.
38.	Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование и эффектив-
ность пассажирских самолетов. М.: Машиностроение, 1977. Т. 1. 344 с.; Т. 2.
208 с.
39.	Шейнин В. М., Макаров В. М. Роль модификации в развитии авиацион-
ной техники. М.: Наука, 1982. 225 с.
40.	Шэнли Ф. Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.:
Оборонгиз, 1957. 406 с.
41.	Экономика гражданской авиации/А. В. Мирошников и др. М.: Транспорт,
1975. 304 с.
42.	Яковлев Л. С. Цель жизни. М.: Политиздат. 1972. 608 с.
43.	Saelman В. В. The growth factor concept/SAWE Paper N 952. 1973.
44.	Forecasts and Appraisals for Management Evaluation Prepared by Apollo
office/ZNASA. Wachington. 1968. P. 268.'
www.vokb-la .spb .ru
СОДЕРЖАНИЕ
Г. П. Свищев	Предисловие.............................. 3
Г. В. Новожилов,	Творчество конструкторского коллектива ...	5
В. М. Шейнин
Часть 1
БОМБАРДИРОВЩИКИ И ШТУРМО-
ВИКИ ................................... 34
Ю. А. Егоров,	1. Дальние бомбардировщики ДБ-3, Ил-4
Д. В. Лещинер	я их модификации..................... 34
2.	Опытные бомбардировщики ДБ-4 и Ил-6 . .	62
3.	Экспериментальный бомбардировщик Ил-22	71
4.	Бомбардировщик Ил-28 и его модифика-
ции .................................... 82
Б. Опытные реактивные бомбардировщики
Ил-30, Ил-46, И л-64................ 100
Ю. А. Егоров	6. Штурмовик Ил-2 и его модификации ....	112
7.	Скоростные и маневренные штурмовики
Ил-10 и Ил-16	..................... 147
8.	Тяжелые штурмовики Ил-8 и Ил-20 ....	163
Часть 2
ПАССАЖИРСКИЕ САМОЛЕТЫ.................. 175
Ю. А. Егоров	9. Самолет Ил-12....................... 175
10.	Самолет Ил-14...................... 201
11.	Самолет Ил-18 с поршневыми двигате-
лями ................................. 216
С. И. Дмитриев	12. Турбовинтовой самолет Ил-18........ 224
Д. В. Лещинер,	13. Турбореактивный самолет Ил-62 ..... 233
Н. С. Терехов
Ю. А. Егоров,	14. Широкофюзеляжный турбореактивный
Д. В. Лещинер	самолет Ил-86	..................... 249
15. Шнрокофюзеляжный дальний турбореак-
тивный самолет Ил-96-300............ 279
16. Пассажирский самолет местных воздуш-
ных линий Ил-114 .................. 296
Часть 3
ТРАНСПОРТНЫЕ (ГРУЗОВЫЕ) САМО-
ЛЕТЫ И ПЛАНЕРЫ......................... 304
Д. В. Лещинер,	17. Транспортные (грузовые) модификации пас-
Ю. И. Юдин	сажирских самолетов................. 304
381
18. Десантно-грузовой планер Ил-32 ....	321
19. Транспортный самолет Ил-76Т.........	323
Часть 4
ТРАНСПОРТНАЯ И ВЕСОВАЯ ЭФФЕК-
ТИВНОСТЬ САМОЛЕТОВ МАРКИ «ИЛ»
И НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ ВЕСОВОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ ........................... 337
М. С. Большаков, 20. Весовые характеристики и эффективность
В. М. Шейнин	самолетов марки «Ил» .... ............. 337
В. М. Шейнин	21. Эволюция характеристик самолетов при
проектировании и модификации.......... 351
22. Участие ОКБ имени С. В. Ильюшина
в развитии методов весового проектирова-
ния пассажирских самолетов ........... 354
С. И. Дмитриев,	Приложения. Основные технические данные
Ю. А. Егоров,	самолетов марки «Ил»...................... 367
Н. С. Терехов,
Ю. И. Юдин
www.vokb-la.spb.ru
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ИЗДАНИЕ
Новожилов Генрих Васильевич,
Лещинер Дмитрий Владимирович,
Шейнин Виктор Михайлович и др.
ИЗ ИСТОРИИ СОВЕТСКОЙ АВИАЦИИ.
САМОЛЕТЫ ОКБ ИМЕНИ С. В. ИЛЬЮШИНА
Редактор Е. А. Мокринская
Переплет художника А. Я- Михайлова
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор И. В. Малыгина
Корректоры: О. Е. Мишина, А. П. Сизова
И Б № 6403
Сдано в набор 23.03.90. Подписано в печать 08.08.90. Формат 60х90*/1в.
Бумага офсетная №2. Гарнитура литературная. Печать офсетная. Усл. печ. л. 24,0.
Усл. кр-отт. 24,0. Уч.-изд. л. 27,14 (в т. ч. вкл.). Тираж 30 000 экз. Заказ 55.
Цена 3 р.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство «Машиностроение»,
107076, Москва, ГСП-6, Стромынский пер., 4
и пог рафия № 6 ордена Трудового Красного Знамени
и здател ьств а <М «ш и ноет роен и е»
при Государственном комитете СССР по печати.
193114, г. Ленинград, ул. Моисеенко, 10