Файл: Особенности конструкции и технической эксплуатации топливной системы самолета Ил76.rtf

1.3 Условия эксплуатации самолета Ил-76
При подготовке к взлету должны быть выполнены следующие операции:

анализ метеорологических условий в месте взлета, посадки и на маршруте полета;

определение по номограммам максимально допустимых взлетного и посадочного весов самолета;

для определенного взлетного веса расчет скорости принятия решения V₁, скорости начала подъема передней опоры шасси V_R, безопасной скорости взлета во взлетной конфигурации V₂, безопасной скорости начала уборки механизации крыла V₃, безопасной скорости перехода в полетную конфигурацию самолета V₄ (скорости приборные);

определение массы груза и потребного количества топлива на полет;

определение способа размещения груза и центровки;

определение угла установки стабилизатора ;

В процессе подготовки и выполнения взлета и посадки должны учитываться следующие ограничения:
Таблица 2

Ограничения при взлете и посадке

Допустимая составляющая скорости ветра, м/с:
попутная WX	5
Боковая (под углом 90º) WZ:
на сухой ВПП с коэффициентом сцепления	12
на ВПП с коэффициентом сцепления	10
на ВПП с коэффициентом сцепления	7
максимальный уклон ВПП, %	±2
Конфигурация самолета при взлете с БВПП или с ГВПП при массе менее 120000 кг:
закрылки, град	30
предкрылки, град	14
при взлете с ГВПП при массе 120000 кг и более: закрылки, град	43
предкрылки, град	25
При посадке:
закрылки, град	43
предкрылки, град	25
тормозные щитки, град	40
спойлеры, град	20
Максимальная допустимая приборная скорость при выпущенной механизации крыла, км/ч:
предкрылки отклонены на 14º	400
предкрылки отклонены на 25º	370
закрылки отклонены на 15º	400
закрылки отклонены на 30º	370
закрылки отклонены на 43º	280
тормозные щитки отклонены на 14º	250
максимальная допустимая приборная скорость при выпуске и уборке шасси в условиях нормальной эксплуатации, км/ч	370
при выпуске шасси для экстренного снижения	500
при аварийном выпуске шасси	350
с выпущенным шасси	600
Максимальная допустимая скорость движения по земле по условиям прочности пневматиков колес основных опор шасси, км/ч:
при разбеге	290
при пробеге	225

---

Все ограничениея максимальной скорости полета введены по характеристикам прочности, а минимальной скорости - по характеристикам устойчивости и управляемости.
Таблица 3

Ограничения по массе в зависимости от ВПП

Ограничения по массе	Бетонная ВПП	Грунтовая ВПП
максимальная рулежнаямасса, кг	17100	153000
максимальнаявзлетнаямасса, кг	170000	152000
максимальная посадочная масса, кг	151500	135500
максимальная масса пустого самолета без тплива, кг	128000	118000
максимальная масса топлива на исполнительном старте, кг	4600	66600
максимальная масса топлива при посадке, кг	3000	24000
максимальная масса нагрузки, кг	40000	30000
масса служебной нагрузки, кг	3400	3400

В исключительных случаях разрешается посадка с любой массой до максимальной взлетной включительно, а так же с запасом топлива, превышающим максимально допустимый, при повышенном внимании экипажа. Емкость топливной системы составляет около 112000 л.

Взлет и посадка разрешается на аэродромах, расположенных на барометрической высоте от минус 300 м (давление 787 мм рт.ст) до плюс 1000 м (давление 674 мм рт.ст). Температура воздуха на аэродромах взлета и посадки от минус 50ºС до минус 45ºС. Эксплуатация самолета допустима до Н=12000 м в диапазоне температур от “Минимальной для арктических условий” до “Максимальной межконтинентальной”. Самолет при рулении устойчив. Удовлетворительные маневренные характеристики при этом обеспечиваются управлением колесами передней опоры и, в случае необходимости, односторонним подтормаживанием колес основных опор шасси. При рулении с запасом топлива более 55000 кг не допускается одностороннее торможение колес основных опор и резкий односторонний перевод РУД двигателей. Колеса передней опоры управляются штурвальчиком или педалями управления. В первом случае реализуется разворот на угол ±50

---

º, а во втором - ±7º. Для разворота самолета на 180º требуется полоса шириной около 40 м при минимальном радиусе разворота около 13..15 м.

В процессе выполнения взлета и посадки необходимо помнить, что величина предельно передней и предельно задней центровок зависит от остатка топлива. В том случае, если центровка самолета без топлива находится в пределах 20..40% САХ, то допустимый диапазон полетных центровок следующий [8]:
Таблица 4

Допустимый диапазон полетных центровок

mT, т	84,6	80	70	60	50	40	30	10	20
XT ПП, %САХ	22.9	22.9	22.9	9	2.9	29	22.6	22.3	22
XT ПЗ, %САХ	33.0	33.7	35.2	36.4	38.0	38.5	39.0	39.5	40

Рис. 5 График изменения центровки самолета в зависимости от выработки топлива [8]


Рис. 6 Графики для определения угла установки стабилизатора при взлете с различной центровкой [8]
2. Особенности конструкции и эксплуатации топливной системы Ил-76
2.1 Характеристика и схема топливной системы самолета Ил-76
Топливная система предназначена для подачи топлива к двигателям самолета, к двигателю вспомогательной силовой установки и к генератору нейтрального газа.

Топливо размещается в двенадцати кессонных баках, расположенных по всему размаху крыла между передним и задним лонжеронами. Все баки образуют четыре изолированные группы (по числу двигателей), по три бака в группе. В каждую группу входят главный бак, дополнительный и резервный. Каждый двигатель питается от своей группы баков. Топливо подается к двигателю насосами подкачки по отдельным трубопроводам, которые соединены между собой электрокранами кольцевания. Электрокраны кольцевания дают возможность при необходимости осуществить питание двигателей топливом из любого сочетания групп баков. Топливо из баков каждой группы перекачивается в герметичный расходный отсек главного бака в первую очередь из резервного бака, во вторую очередь - из дополнительного бака, в третью очередь - из главного. Топливные баки оборудованы системой дренажа, выполненной раздельно для баков левого и правого полукрыла. В каждом полукрыле имеется два дренажа: основной, связывающий бак с атмосферой в горизонтальном полете, в наборе высоты и на земле, и дополнительный, обеспечивающий сообщение топливных баков с атмосферой при планировании (аварийном снижении), когда основной дренаж заполнен топливом. В концевой части каждого полукрыла расположен дренажный бак для сбора топлива, попадающего в дренажный трубопровод. Накопившееся в дренажных баках топливо автоматически при помощи центробежных насосов перекачивается в резервные баки двигателей 1 и 4.

---

Заправка топливных баков осуществляется снизу под давлением через два стандартных заправочных штуцера в обтекателе правых главных ног шасси. Управление заправкой производится со щитка, расположенного рядом с заправочными штуцерами. Для заправки сверху на всех баках установлены заливные горловины. Для слива топлива в каждом баке имеется отдельный сливной кран.

Кроме того, возможен слив топлива из отдельной группы баков через сливные краны, установленные на двигателях. В этом случае топливо сливается самотеком или с помощью насосов подкачки. При работающих двигателях расход топлива контролируется по указателям расходомеров и топливомеров, расположенных на приборной доске летчиков. Кроме того, на приборной доске летчиков установлены табло (по два на каждый двигатель), сигнализирующие о минимальном давлении топлива и об отказе топливного фильтра. Кроме этого имеется табло сигнализирующее об остатке 2000 кг топлива. Управление работой топливной системы осуществляется с панели 15А центрального пульта летчиков, где расположены выключатели и сигнальные лампы пожарных кранов, кранов кольцевания и насосов подкачки и перекачки топлива.


Рис. 7 Панель управления топливной системой [8]

---

Рис. 8 Монтажная схема топливной системы [8]

Топливная система (ТС) состоит из:

системы дренажа;

системы слива конденсата и топлива;

топливных баков, размещённых по всему крылу и представляющие собой кессон-баки, входящие в силовую схему крыла;

системы перекачки топлива и подачи его к основным двигателям;

системы заправки топливных баков;

системы подачи топлива к вспомогательной силовой установке (ВСУ).

2.1.1 Система дренажа

Дренажная система выполнена раздельно для баков левого и правого полукрыла. В каждом полукрыле предусмотрено два дренажа: основной, обеспечивающий дренажирование баков в горизонтальном полете, в наборе высоты, на земле, и дополнительный, обеспечивающий дренажирование баков при планировании (аварийном снижении), когда основной дренаж будет залит топливом. В каждом полукрыле имеется дренажный бак для сбора топлива, попадающего в дренажный трубопровод. Накопившееся в дренажных баках топливо автоматически перекачивается в резервные топливные баки двигателя 1 (из левого дренажного бака) и двигателя 4 (из правого дренажного бака). Перекачка может быть включена вручную с центрального пульта летчиков. Каждый дренажный бак сообщается с атмосферой посредством воздухозаборника, выведенного под нижнюю поверхность концевой части крыла.


Рис. 9 Схема дренажа топливных баков [8]
.1.2 Система слива конденсата

Для слива конденсата из топливных баков на самолете установлена система централизованного слива, позволяющая произвести откачку конденсата ручным насосом поочередно из каждого бака топливной системы. Кроме того, во всех топливных баках установлены нажимные сливные краны 5120-150(с 0043453552-5120-825), которые открываются с помощью специального приспособления с земли.

Основной системой слива конденсата топлива является система централизованного слива. Слив конденсата через нажимные краны производится только в сроки, определенные регламентом технического обслуживания самолета, а также в тех случаях, когда при централизованном сливе в конденсате топлива будут обнаружены механические примеси [5].

---