ПАССАЖИРСКИЙ
САМОЛЕТ
Ил-62

Часть I

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА,
КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА,
СИСТЕМЫ САМОЛЕТА

Под общей редакцией
члена-корреспондента АН СССР Г. В. Новожилова

МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1981
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

т— масса самолета, т

Отпои— полетная масса самолета, т
твзл — взлетная масса самолета, т
'Пвзл max'— максимальная взлетная масса самолета, т
тпос — посадочная масса самолета, т

тпос max— максимальная посадочная масса самолета, т

тп.с — масса пустого самолета, т

лгсн — масса снаряженного самолета, т
тк,н— масса коммерческой нагрузки, т
Штопл — масса топлива, т

G — сила тяжести (вес) самолета, Н (кпс)
g — ускорение свободного падения, м/с2

Ya — аэродинамическая подъемная сила, Н (кгс)

ДУ<х— приращение аэродинамической подъемной силы, Н (кгс)

Ха — сила лобового сопротивления, Н (кгс)

ДХО — приращение силы лобового сопротивления, Н (кгс)

Za — аэродинамическая боковая сила, Н (иге)

R — тяга двигателей, Н (кгс)

??рев — обратная тяга двигателей (реверс тяги), Н (кгс)

/?поТр— потребная тяга двигателей, Н (кгс)

FTp— сила трения качения пневматикою колес шасси, Н (кгс)

FH — сила трения качения пиевматиков колес носовой опоры, Н (кгс)
Егл — сила трения качения пиевматиков колес главных опор, Н (кгс)
NB, Nr» — вертикальные составляющие реакции земли, Н (кгс) 4
р— давление воздуха па высоте полета, кПа (мм рт. ст.)

Ро — давление воздуха на уровне моря, кПа (мм рт. ст.)
t — температура наружного воздуха, °C

/Ст — стандартная температура наружного воздуха, °C

Т — абсолютная температура воздуха на высоте полета, К

Го — абсолютная температура воздуха иа уровне моря, К

Н— высота полета, м

М — число М полета

Мм.д— максимально допустимое число М полета

V — скорость полета воздушная, км/ч

УПр — скорость полета по прибору, км/ч

Уин— скорость полета индикаторная, км/ч

Ei — скорость принятия решения, км/ч

VR — скорость подъема колес передней опоры, км/ч

Еа— безопасная скорость взлета, км/ч

Votk — скорость отказа двигателя, км/ч

Ен.т — скорость начала торможения, км/ч

Ум.э.р— минимальная эволютивная скорость разбега, км/ч

Ес — скорость сваливания, км/ч

Vv — вертикальная скорость, м/с

а0— скорость звука на уровне моря, м/с
л — частота вращения, об/мин
кг топл

Св — удельный расход топлива, -----------

кгс тяги-ч

L — дальность полета, км

Д£_— приращение дальности, км

I —- удельная дальность полета, км/кг

Zmax — максимальная удельная дальность полета, км/кг

0 — угол наклона траектории полета к горизонту, градус

tg 0 — градиент набора высоты, %

0Н — угол наклона траектории набора высоты к горизонту, градус
Огл — угол наклона глиссады, градус

Сир — длина пробега, м

La.у— воздушный участок, mi

Нц.в — высота начала выравнивания, м

Су — коэффициент аэродинамической нормальной силы

Суа', Сха; Сга—коэффициент соответственно подъемной силы, , лобового сопро-
тивления и боковой силы

К— аэродинамическое качество — отношение Сио/Схо

СУа м.к — коэффициент- подъемной силы, соответствующий максимально-
му отношению Суа/СХа

• Суа сеч — коэффициент подъемной силы сечения крыла

Суа г.о — коэффициент подъемной, силы горизонтального оперения

I	— размах крыла, м;

%— угол стреловидности крыла, градус

1)	— сужение крыла	-

f— относительная кривизна
с— толщина профиля крыла, мм

.. с— бтиосительмая толщина профиля крыла

е — угол крутки крыла, градус

ЬЧр хорда трапеции крыла, м

Ь3 — хррда закрылка, м

Лотг— относительная высота отгиба иоска крыла
р— относительный коэффициент давления
г—относительный полуразмах

-. 'i->	а — угол атаки крыла, градус

.«max — максимальный угол атаки, градус

(Хг.о— угол атаки горизонтального оперения, градус

(3 — угол скольжения, градус

тг; тх', ту — коэффициенты -моментов соответственно тангажа, крена и рыс-
кания

t}y — нормальная перегрузка

пх — продольная перегрузка

сох; Иц — угловые скорости соответственно крена и рыскания, 1/с
у—угол крена, градус

хТ — центровка самолета, °/о САХ

б3 — угол отклонения закрылков, градус

бз max — максимальный угол отклонения закрылков, градус
бин — угол отклонения интерцепторов, градус

бин шах — максимальный угол отклонения интерцепторов, градус

Фет — угол отклонения стабилизатора, градус

бв, бэ, бн — углы отклонения соответственно руля -высоты, элеронов, руля
направления, градус

Рв, Рв — усилия на штурвале соответственно при отклонении руля вы-
соты и элеронов, Н (кгс)

Р» — усилия на педадях при отклонении руля направления, Н (кгс)
т — время, с
Глава 1

ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ - БЕЗОПАСНОСТЬ,
КОМФОРТ, ЭКОНОМИЧНОСТЬ,
ЗАЛОЖЕННЫЕ В ОСНОВУ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

САМОЛЕТА Ил-62, И ПУТИ ИХ
РЕАЛИЗАЦИИ

Самолет И'л-62 предназначен для перевозки большого количе-
ства пассажиров и грузов с высокой дозвуковой скоростью полета
на линиях большой, протяженности, в различных климатических
условиях, в любое время суток, над сушей и водными пространст-
вами (рис. 1.1—1.3).	

В настоящее- время на воздушных магистральных линиях на-
шей страны, на международных трассах и за рубежом эксплуати-
руется большое количество самолётов Ил-62.

При проектировании самолета Ил-62 были . поставлены три
главные задачи: гарантия наиболее полной безопасности, макси-
мальный комфорт для пассажиров и высокая экономическая эф-
фективность.

К началу проектирования самолета Ил-62 схемы возможных
вариантов пассажирских'самолетов Сыли достаточно исследованы.
Конструкторам стали известны все «за» и «против», присущие той
или иной схеме. Всестороннее рассмотрение схем, подобных при-
нятой для пассажирских 'самолетов Боинг 707 и D.C-8, показало,

Рис. 1.1. Самолет Ил-62


что они не обеспечат в полной мере решение названных выше за-
дач проектирования.

Анализ схем самолетов с расположением двигателей на. хвос-
товой части фюзеляжа, таких, как французская «Каравелла» или
английский VC-10 (находившийся к моменту анализа в стадии
разработки), показал, что эти схемы позволяют более полно реа-
лизовать принципы, которые хотелось бы заложить в основу соз-
дания нового самолета.

Такие схемы имеют ряд серьезных преимуществ.

Перенос двигателей на фюзеляж позволяет получить «чистое»
крыло с хорошим аэродинамическим качеством и создать наибо-
лее эффективную механизацию крыла, обеспечивающую самолету
хорошие взлетно-посадочные характеристики (рис. 4, а).

Удаление двигателей от крыльевых топливных баков и вынос
их за пределы герметичной кабины исключают возможность вос-
пламенения топлива при возникновении пожара в гондолах дви-
гателей, а также делают невозможным повреждение герметичной
кабины и топливных баков-кессонов лопатками компрессора или
турбины в случае разрушения двигателя (рис. 4, б).

Высокое расположение двигателей на фюзеляже за крылом
значительно снижает возможность попадания с взлетно-посадоч-
ной полосы в воздухозаборники двигателей грязи, камней и дру-
гих посторонних предметов, способных повредить лопатки комп-
рессоров при взлете и посадке самолета (рис. 4, е).

Высокое расположение двигателей устраняет опасность удара
о землю крайних гондол при внезапном крене во время взлета или
посадки самолета с боковым ветром и в условиях атмосферной
турбулентности. Кроме того, вынужденная посадка самолета с
убранным шасси более безопасна (рис. 4, г).

Расположение двигателей на малом плече от оси симметрии
самолета облегчает пилотам парирование разворачивающих мо-
ментов при внезапных отказах любого двигателя на взлете, а так-
же крейсерский полет е двумя отказавшими двигателями. В этих
случаях путевое управление самолетом не вызывает затруднений
(рис. 4, д).

Рис. 1.2. Компоновочная схема:

а—схема обогрева вентиляции; б—размещение топлива; в—схема багажно-грузовых по-
мещений; /—носовой обзорный радиолокатор; 2—кабина экипажа; 3—отсек радиооборудо-
вания; 4—туалеты; 5—гардероб экипажа; 6—передний пассажирский салон; 7—буфет-кух-
ня; 8—туалет; 9—гардероб; 10—элерон; 11, /2—триммеры; 13—пружинный сервокомпенсатор;
14—интерцептор; 15—закрылок ОЧК; 16—закрылок центроплана; /7—задний пассажирский
салон; 18—решетка реверсивного устройства; 19—гидроотсек; 20—гардероб; 21—носок киля
с противообледенителем; 22—поверхностная антенна в носке обтекателя; 23—руль высо-
ты; 24—триммер автоматической балансировки самолета; 25—триммер ручной балансиров-
ки самолета; 26—хвостовой аэронавигационный огонь; 27—триммер; 28— пружинный сервоком-
пенсатор; 29—руль направления; 30—вспомогательная силовая установка; 31—двигатель
НК-8-4; 32—туалет; 33—носок крыла с противообледенителем; 34—основная опора самолета;
?5—воздухозаборник системы кондиционирования; 36—задняя входная дверь; 37—передняя
зходная дверь; 38—передняя опора самолета; 39—выпускной клапан кабинного регулятора
давления; 40— короб общей вентиляции кабин; 41—короб индивидуальной вентиляции; 42—
короб обогрева кабин; 43— багажно-грузовое помещение
Рис, 1.3, Схема самолета Ил-62

12350
Реактивная струя от двигателей оказывает воздействие на не-
большую зону поверхности самолета (рис. 4, е), что значительно
уменьшает опасность возникновения усталостных трещин на эле-
ментах конструкции от акустических нагрузок.

Удаление двигателей от пассажирской кабины существенно
снижает шум и вибрации, что обеспечивает пассажирам и экипа-
жу должный комфорт.

Наряду с этими положительными качествами схема самолета
с расположением двигателей на хвостовой части фюзеляжа име-
ет и недостатки. К их числу следует отнести увеличение массы
пустого снаряженного самолета. Объясняется это тем, что пере-
нос двигателей с крыла на фюзеляж уменьшает разгрузку кры-
ла и дополнительно нагружает фюзеляж.

Взвесив все преимущества и недостатки рассмотренных схем,
для самолета Ил-62 была принята схема с расположением дви-
гателей на хвостовой части фюзеляжа. Далее требовалось свести
к минимуму влияние отрицательных факторов выбранной схемы.

Одним из сложнейших вопросов компоновки пассажирских
самолетов с задним расположением двигателей является вопрос
определения положения основных опор самолета, от правильного
решения которого во многом зависят весовая отдача и, следова-
тельно, экономичность самолета. Установка, двигателей на хвос-
товой части фюзеляжа сдвигает центр масс пустого самолета да-
леко назад, а загрузка самолета пассажирами и грузом приво-
дит к обратному явлению — перемещению центра масс загру-
женного самолета вперед. При этом разница между центровками
(разбежка центровок) пустого и загруженного самолета дости-
гает 25—30% средней аэродинамической хорды (САХ), в то
время как у самолетов с двигателями на крыле разбежка цент-
ровки составляет 6—8% САХ.

На самолетах обычной схемы для предотвращения возможно-
сти опрокидывания самолета на хвост основные опоры устанав-
ливают позади крайнего заднего положения центра масс, при-
мерно на 10% САХ. Это соответствует 16—18% САХ от перед-
него положения центра масс. Если таким же образом установить
основные опоры на самолете с расположением двигателей на
хвостовой части фюзеляжа, то вынос опор от переднего положения
центра масс, соответствующего загруженному самолету, окажется
очень большим (30—35% САХ). Это существенно увеличит рас-
стояние от центра масс самолета до колес основных опор и умень-
шит плечо стабилизатора по отношению основных опор, которые
являются центром вращения при отрыве самолета на взлете. Сле-
довательно, для создания необходимого кабрирующего момента
на взлете самолет должен иметь большую площадь горизонталь-
ного оперения и руля высоты. Горизонтальное оперение большой
плбщади увеличивает нагрузку на фюзеляж, а большая площадь
руля высоты требует для обеспечения нормальных усилий на
штурвале установки гидроусилителей (бустеров) в системе управ-
ления.
Двигатели на. крыле

Механизации Вырезана,
на участке двигателей,
(около 20% размаха) _

Двигатели, на хвосте

Механизация
пи. всему размаху

Возможность поврежде-
ния топливных ванов

и гермокабины лопат-
ками двигателей.

Двигатели выне-
сены из зоны топ-
ливных отсеков и.
гермокабины

г-д в

Возможность повреждения
двигателей, крупными
предметами..

Двигатели защи-
щены от поврет -
—^в!ений за,-
~] крыпками

Рис. 1.4. Преимущества установки двигателей на

а—возможность механизации крыла по размаху; б—удаление двигателей от топливных
дениая посадка с убранным шасси; Э—отказ двигателя на взлете; е—шумы и акустнче-

Как известно из зарубежной практики, на самолетах с двига-
телями на хвостовой части фюзеляжа (в том числе и на «Супер»
VC-10) опоры самолета устанавливают по обычной схеме. Необ-
ходимый же кабрирующий момент для отрыва самолета от земли
обеспечивают увеличением площади оперения. Реализация тако-
го решения влечет за собой значительное утяжеление и услож-
нение конструкции и, как следствие этого, ухудшение технико-
экономйческих показателей самолета, в том числе и потому, что
с целью уменьшения разбежки центровок большую часть обору-
Двигатели,
защищены

Вольтой, разворачи -

Воющий, момент

Незначительный
развара чивающий
момент

Захватывается
почти весь
самолет

Захватывается

хвостовой части фюзеляжа самолета Ил-62:

баков и гермокабины; в—повреждение двигателей посторонними предметами; г—вынуж-
ские колебания от двигателя

дования размещают в носу самолета, отдалив его от источников
энергии, расположенных на двигателях. Благодаря этому удает-
ся уменьшить разбежку центровок до 15—18% САХ, но длина
коммуникаций при этом значительно увеличивается, что приводит
к увеличению массы систем, усложнению проводок из-за необхо-
димости установки дополнительных разъемов.

В отличие от других аналогичных по схеме самолетов на Ил-62
основные опоры расположены впереди центра масс пустого само-
лета. Однако они находятся позади центра масс загруженного
самолета с запасом в 10% САХ. Это позволило существенно
уменьшить вынос основных опор относительно центра масс за-
груженного самолета И; следовательно, избавило от необходимости
создания большого кабрирующего момента для отрыва самолета
на взлете.

Чтобы (предотвратить опрокидывание пустого самолета на
хвост при стоянке и рулении по аэродрому, введена специальная
убирающаяся хвостовая опора, которая к тому же значительно
упрощает погрузку и разгрузку самолета, позволяя в эксплуата-
ции осуществлять эти операции в любой последовательности. На-
пример, нет необходимости для предотвращения опрокидывания
самолета на хвост в первую очередь выпускать пассажиров из
заднего салона, а потом из переднего.

Применение такой схемы шасси на самолете Ил-62 позволило:
иметь горизонтальное оперение площадью всего 40 м2, при
этом был легкий отрыв самолета на взлете и хорошая устойчи-
вость на больших углах атаки (на самолете «Супер» VC-10 пло-
щадь горизонтального оперения составляет 60 м2 . при меньшей
площади крыла);

уменьшить площадь рулевых поверхностей и выполнить на
самолете простую и надежную систему управления без примене-
ния гидроусилителей (на самолете «Супер» VC-10 установлено
17 гидроусилителей);

расположить все основное оборудование, связанное с источ-
никами питания, на двигателях, или рядом с ними, т. е. в хвосто-
вой части фюзеляжа, что обеспечило минимальную длину прово-
док и повысило надежность работы самолетных систем (рис. 1.5).

Все это дало возможность снизить массу конструкции на
2700 кг и избежать многих недостатков, присущих самолетам с
двигателями на хвостовой части фюзеляжа.

Примененная на самолете Ил-62 новая схема посадочных уст-
ройств является изобретением. Патенты на самолет с расположе-
нием двигателей на хвостовой части фюзеляжа с новой схемой
посадочных устройств получены в Англии, Франции, ФРГ, Ита-
лии, Японии и других странах.

Обеспечение безопасности полетов тесно связано
с аэродинамикой самолета и во многом определяется правиль-
ным выбором компоновки крыла.

Создавая крыло для самолета Ил-62, необходимо было:

обеспечить достаточный запас продольной устойчивости при
выходе самолета на большие углы атаки, включая и закритичес-
кие режимы полета;

обеспечить высокое значение аэродинамического качества са-
молета в крейсерском режиме полета;

иметь достаточный объем внутри крыла для размещения
100000 л топлива, которое необходимо для получения заданной
дальности полета.	•'

У стреловидного крыла наряду с положительными качествами
«имеется, как правило, серьезный недостаток — неблагоприятные


Рис. 1.5, Размещение основного оборудования в хвостовой части фюзеляжа
самолета Ил-62:

а—агрегаты пожарной системы; б—агрегаты гидросистемы; в—агрегаты радио- и электро-
оборудования
характеристики продольных моментов. Устранить этот недостаток
нелегко. Если же он сохранится, то нельзя будет обеспечить бе-
зопасность полета на больших углах атаки в случае попадания
самолета в эону интенсивной атмосферной турбулентности. Спе-
циальная аэродинамическая компоновка крыла Ил-62 позволила
успешно решить и эти поставленные запачи.

Наиболее важная особенность этой компоновки заключается
в необычной передней кромке крыла, которой придана ступенча-
тая форма (наплыв в виде «клю.ва»). В сочетании со специаль-
ным набором профилей и геометрической круткой это позволило
получить отличные характеристики продольного момента на всем
диапазоне углов атаки до закритических включительно.

Расположение и профилировка «клюва» на передней кромке
выбраны так, чтобы не ухудшить характеристики крыла на крей-
серских режимах полета. Как показали продувки и летные испы-
тания, «клюв» начинает проявлять себя (вступает в работу) толь-
ко на углах атаки, превышающих крейсерские. Создавая мощ-
ный вихрь, он выполняет функции аэродинамической перегород-
ки. Такое необычное конструкторское решение дало возможность
отказаться от установки на самолете традиционных для всех стре-
ловидных крыльев поперечных жестких перегородок. Оно обес-
печило оптимальное решение задачи получения хорошей продоль-
ной устойчивости на больших углах атаки и высоких значений
аэродинамического качества на крейсерских режимах полета.

Продувки моделей в аэродинамических трубах, обширные
летные испытания по определению характеристик поведения са-
молета на больших углах атаки показали, что самолет имеет до-
статочные запасы устойчивости и хорошо управляем на всем
диапазоне углов атаки, включая закритические режимы полета.
Это свидетельствует о том, что самолету не страшна встреча с
вертикальными порывами в 16—18 м/с при случайном попадании
в зону интенсивной атмосферной турбулентности.

На зарубежных самолетах для получения приемлемых харак-
теристик самолета на больших углах атаки в системе управления
устанавливают сложные гидравлические и электрические устрой-
ства, так называемые толкатели штурвала. Тем самым усложня-
ются системы управления, что вызывает дополнительные трудно-
сти в эксплуатации. На самолете Ил-62 такие устройства не тре-
буются, поскольку выбранная аэродинамическая компоновка и
форма крыла обеспечивают получение потребных характеристик
устойчивости и управляемости.

Помимо преимуществ принятой схемы и особенностей аэроди-
намической компоновки крыла, непосредственно влияющих на
увеличение безопасности полетов, каждая система всесторонне
проработана в направлении обеспечения высокой степени надеж-
ности при сохранении простоты конструкции, обеспечивающей
удобство эксплуатации. В разделах описания систем приведены
сведения о мерах, обеспечивающих получение этих качеств, здесь
же мы кратко перечислим наиболее существенные из них.
В системе управления самолетом нет гидроусилителей, нет
механизма толкателя штурвала.

На двух двигателях (внешних) установлены механизмы ре-
версирования тяги. Это значительно облегчило и сделало более
безопасным выполнение посадок на мокрые или обледеневшие
взлетно-посадочные полосы аэродромов.

Очень важным явилось применение на самолете Ил-62 нового
пилотажно-навигационного комплекса, который обеспечивает ав-
томатический и полуавтоматический полет самолета в сложных
метеорологических условиях и заход на посадку по II категории
ИКАО. Такое оборудование в значительной мере снижает фактор
утомляемости экипажа и .повышает регулярность полетов. Про-
сторная кабина экипажа с удобным размещением всех приборов
и органов управления также способствует минимальной затрате
энергии и времени на операции по управлению самолетом.

Впервые у нас была введена система энергоснабжения, рабо-
тающая на переменном токе напряжением 200/115 В стабилизи-
рованной частоты 400 Гц. Ее агрегаты надежней агрегатов, рабо-
тающих на постоянном токе, ,и легче по массе.

Помимо этого все жизненно важное оборудование самолета
размещено в герметичной части фюзеляжа. Это предохраняет
оборудование от воздействия влаги, больших перепадов давлений
и температур, а следовательно, создает условия для безотказной
работы. Топливные трубопроводы и трубы горячего воздуха сис-
темы кондиционирования проложены вне герметичной кабины.
Таким образом, если по какой-либо причине будут повреждены
эти трубы, то топливо и горячий воздух не попадут в пассажирс-
кие салоны.

Обеспечение комфорта для п а с с а ж и р о в являлось
одной из основных задач при создании самолета (рис. 1.6).

Прежде всего, Ил-62—«тихий» самолет: двигатели установле-
ны за пассажирскими салонами.

Система кондиционирования подает в кабину экипажа и пас-
сажирские салоны 7600 кг воздуха в час, что обеспечивает около
36 кг воздуха в час на одного пассажира и 25—30-кратный воз-
духообмен за 1 ч полета. Бортовой кондиционер, включаемый до
запуска самолетных двигателей, создает в салонах комнатный
микроклимат, не зависящий от наружных температурных условий.

Для самолета Ил-62 сконструированы удобные прочные и
вместе с тем легкие пассажирские кресла. При их разработке бы-
ли учтены рекомендации авиамедицины и пожелания эксплуати-
рующих организаций.

С должным вниманием были решены вопросы отделки интерь-
еров красивыми негорючими материалами, легко поддающимися
чистке. Салоны освещены лампами дневого света. Полупрозрач-
ные пластмассовые щиткшшторки на окнах пассажиры могут ис-
пользовать для защиты от прямых солнечных лучей.

В тесном контакте с Аэрофлотом с учетом также требований
зарубежных авиакомпаний были решены вопросы бытового обо-
Передний, салон
на ей мест

Задний салон
на 102 места

7

8

S

.10

 г и



11 1В

11

вход

Вход

13

Рис. 1.6. Вариант компоновки самолета на 168 мест:

1—багажно-грузовое помещение № I; 2—подпольная часть буфета-кухни; 3—багажно-грузовое помещение № 2; 4— багажно-грузовое по-
мещсние № 3: 5—багажно-грузовое помещение № 4; 6—-вспомогательная силовая установка; 7—запасный выход; 5—дверь буфета; 9—ра-
дноотсек; 10—электрооборудование; 11—гардероб; /2—гидроотсек; 13— аварийные выходы; /4—буфет-кухня; 15—детская люлька; /б—столик;

17—гардероб для членов экипажа
•рудования и питания пассажиров. На самолете имеются большой
буфет-кухня, обеспечивающий горячим питанием пассажиров в
полете в соответствии с международными нормами, несколько
гардеробов, пять туалетов. Под полом находятся багажники боль-
шого объема.

Экономическая эффективность была одной из цент-
ральных задач при создании самолета Ил-62. Высокие экономи-
ческие показатели были достигнуты главным образом благодаря
большой весовой отдаче, высокой коммерческой нагрузке и ско-
рости полета.

Существенным фактором, влияющим на экономику самолета,
является коэффициент загрузки. Величина этого коэффициента
.зависит от многих причин, но, как свидетельствует статистика, по-
вышенный комфорт для пассажиров, созданный в самолетах «вто-
рого поколения» (Ил-62 и VC-10), существенно влияет на увели-
чение этого коэффициента. Повышенный комфорт потребовал не-
которых дополнительных затрат, которые, однако, полностью ком-
пенсируются увеличением коэффициента загрузки, приводящим
к росту рентабельности самолета.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
И СИСТЕМ

Фюзеляж

Фюзеляж — моноблочной схемы, овального поперечного сече-
ния. Он- состоит из герметичной части, в которой расположены
кабина экипажа, два пассажирских салона, буфет-кухня, гардеро-
бы, туалетные комнаты, отсеки, три багажно-грузовых помещения,
и негерметичной хвостовой части с одним багажно-грузовым по-
мещением и несколькими отсеками:

Остекление окон двойное, причем каждое стекло в отдельности
в состоянии выдержать полный перепад давлений. Наличие легко-
съемных панелей пола облегчает обслуживание проводок и обо-
рудования, находящихся под полом.

Вся герметичная часть фюзеляжа теплозвукоизолирована вы-
сокоэффективным негорючим стекловолокном и на отдельных
участках пенопластом.

В конструкции фюзеляжа широко используется алюминиевый
сплав Д16Т — пластичный материал, обладающий высокими уста-
лостными характеристиками.

Крыло

Крыло — стреловидной формы, кессонной конструкции и сос-
стоит из центроплана и двух отъемных частей (ОЧК.)- Кессоны
межлонжеронных частей крыла собираются из монолитных прес-
сованных панелей, обработанных фрезерованием. В конструкции
крыла применен алюминиевый сплав Д16Т.
Внутренние объемы центроплана и ОЧК максимально исполь-
зованы для размещения в них топлива и представляют собой гер-
метичные баки-кессоны. В хвостовой части крыла размещены выд-
вижные закрылки, интерцепторы, элероны с сервокомпенсаторами
и триммерами.

Оперение

Оперение — стреловидное с высокорасположенным управляе-
мым в полете стабилизатором.

Киль и стабилизатор — кессонной конструкции.

Руль направления снабжен триммером и пружинным серво-
компенсатором, руль высоты имеет четыре триммера, причем два
из них используются для автоматической балансировки самолета
и два — для ручной.

Силовая установка

Четыре двухконтурных турбореактивных двигателя НК-8-4 кон-
струкции генерального конструктора Н. Д. Кузнецова заключены
в две спаренные гондолы, расположенные на хвостовой части фю-
зеляжа.

Запас мощности двигателей обеспечивает безопасность продол-
жения взлета при внезапном отказе одного двигателя и крейсер-
ский полет на трех и даже двух двигателях. Для уменьшения про-
бега самолета при посадке на внешних двигателях установлены
реверсивные устройства.

Из соображений пожарной безопасности двигатели изолирова-
ны друг от друга и от фюзеляжа титановыми перегородками, а
гондолы по длине разграничены стенками из того же жаропрочно-
го материала. Наличие больших створок в конструкции гондол и
достаточное число люков создают удобное техническое обслужи-
вание силовых установок.

Масляная система автономна для каждого двигателя.

Запуск двигателей — воздушный, производится от бортового
турбоагрегата ТА-6 или наземной установки. От одного работаю-
щего двигателя могут быть запущены остальные.

Управление двигателями осуществляется механической тросо-
вой системой.

Турбоагрегат ТА-6, предназначенный для автономного запуска
двигателей, используется во время стоянки самолета для питания
сжатым воздухом системы кондиционирования, питания бортовой
электросети самолета на земле при отсутствии аэродромного ис-
точника и в полете при отказе основных генераторов.

Топливная система

Работа топливной системы полностью автоматизирована. Топ-
ливо заправляется непосредственно в межлонжеронные кессоны
крыла (в семь герметичных баков-кессонов: четыре основных и
три дополнительных). Топливная система для каждого двигателя
18
самостоятельная. Топливо из основного бака подается к двигате-
лю двумя подкачивающими насосами. При отказе одного из них
работающий насос полностью обеспечивает питание двигателя.
Для полной гарантии на самих двигателях установлено по одно-
му подкачивающему насосу. Система кольцевания создает объ-
единенную линию питания двигателей из основных баков.

Топливная система Ил-62 в нормальных условиях полета дей-
ствует автоматически и не требует специального управления, но
члены экипажа при необходимости всегда имеют возможность
вручную регулировать работу системы. Для этой цели имеется
электродистанционное управление.

Топливные баки имеют двойной дренаж. Заправка баков топли-
вом снизу под давлением для каждой половины крыла централи-
зована. Топливо можно заливать и сверху через восемь горловин.

Шасси самолета

Самолет имеет трехопорную схему шасси, состоящую из перед-
ней и двух основных опор. Передняя опора самолета снабжена
двумя управляемыми нетормозными колесами и демпферами для
гашения самоколебаний колес. Каждая основная опора оборудо-
вана тележкой с четырьмя тормозными колесами. Имеющиеся- на
тележках демпферы гасят колебания, вызываемые неровностями
.аэродрома.

Амортизаторы опор шасси — азотно-масляные.

Выпуск и уборка шасси, открытие и закрытие створок отсеков
-осуществляются силовыми гидроцилиндрами. При отказе гидро-
системы опоры самолета выпускаются под действием собственного
веса и набегающего воздушного потока, а основные опоры в
конце выпуска дожимаются в конечное положение цилиндрами
подкосов, в которые подается жидкость от специальной насосной
станции.

На стоянке люки отсеков шасси почти полностью закрыты
створками, остаются открытыми лишь вырезы для прохода опор.

Система управления самолетом

Управление самолетом—жесткое, за исключением проводки к
триммерам руля высоты и проводки от штурвалов к первым ка-
чалкам управления элеронами, которые являются тросовыми. Бла-
годаря удачному конструктивному решению получены нормальные
усилия на штурвалах и педалях, без применения гидравлических
усилителей. Отсутствие гидравлических усилителей делает управ-
ление на самолете Ил-62 предельно простым и надежным. В ка-
нале управления рулем направления имеется демпфер, что значи-
тельно облегчает пилотирование при полете в неспокойной атмос-
фере.

Стабилизатор — управляемый. Отклонение стабилизатора ис-
пользуется при взлете и посадке самолета.
Руль высоты, руль направления, и элероны снабжены тримме-.
рами, а руль направления и элероны имеют также пружинные сер-
вокомпенсаторы. На каждой половине руля высоты находятся по
два триммера. Одна пара триммеров управляется вручную, по-
средством тросовой проводки, вторая связана с автоматом трим-
мирования и действует при включенном автопилоте. Триммеры и
пружинные сервокомпенсаторы снимают усилия с педалей и штур-
валов.

Закрылки и интерцепторы обеспечивают крутую траекторию
снижения самолета и сокращают длину пробега при взлете и по-
садке.

Гидрогазовая система

Гидрогазовая система состоит из трех подсистем: основной и
вспомогательной гидравлических сетей и аварийной азотногидрав-
лической сети.

Основная гидравлическая сеть используется для уборки и вы-
пуска шасси, управления колесами передней опоры и интерцепто-
рами, работы стеклоочистителей и системы торможения. Рабочее
давление создается четырьмя насосами с приводом от двигателей..

В случае неисправности основной гидравлической сети для вы-
пуска основных опор, подъема и уборки интерцепторов использу-
ют вспомогательную сеть. Источник энергии вспомогательной се-
ти — автономная насосная станция, которую при необходимости
можно подключить к основной гидросети. При отказе основной се-
ти для экстренного торможения самолета прибегают к аварийной
азотногидравлической сети, источником энергии которой является
азот.

Система кондиционирования

Комплексная система кондиционирования обеспечивает наддув,
вентиляцию и отопление герметичной кабины самолета в полете
и на земле путем нагнетания в нее воздуха, отбираемого от комп-
рессоров всех четырех двигателей. Воздух системы используется
также в воздушно-тепловых противообледенителях крыла и опере-
ния и, кроме того, идет на обогрев смотровых стекол фонаря ка-
бины экипажа, турбоагрегата, бортовых штуцеров буфета и туале-
тов и наддув контейнеров радиотехнической аппаратуры.

Благодаря этой системе в «жилых» помещениях самолета под-
держиваются нормальные жизненные условия: температура на
уровне +20° С, давление с земли и до высоты ~7200 м соответ-
ствует давлению на земле, на высоте 14 000 м давление в самоле-
те такое же, как на высоте ~2400 м.

На самолете оборудованы две автономные подсистемы подачи
воздуха, объединенные трубой кольцевания, с перекрывающей за-
слонкой. Работа этих подсистем максимально автоматизирована.
Вся автоматика продублирована ручным электродистанционным.
управлением.
Кислородная система

Система кондиционирования обеспечивает в полете всем пас-
сажирам нормальное самочувствие без дополнительного вдыхания
кислорода. Для слабых или больных пассажиров, которым время
от времени может потребоваться кислородное питание, в пасса-
жирских кабинах имеются переносные кислородные баллоны.

Для всех членов экипажа, включая бортпроводников, на само-
лете установлено стационарное и переносное оборудование.

На самолете использована кислородная система на газообраз-
ном кислороде низкого давления.

Противообледенительная система

На самолете защищены от обледенения все элементы, которые-
практически могут подвергнуться этому явлению. При этом выдер-
живается необходимый перепад температур между защищаемой
поверхностью и окружающим воздухом, полностью гарантирую-
щий самолет от обледенения на всех эксплуатационных режимах
и в любых неблагоприятных метеоусловиях.

Носки крыла, оперения, и воздухозаборники обогреваются теп-
лым воздухом, поступающим от компрессоров самолетных двига-
телей. Четыре передних стекла и форточки кабины экипажа —
электрообогреваемые.

О входе в зону обледенения экипаж предупреждает световая
сигнализация, а по наружному сигнализатору, установленному я
зоне обзора правого пилота, судят об интенсивности обледенения.

Пожарное оборудование

Схеме и конструкции самолета Ил-62 органически присущи
элементы пожарной безопасности. Это прежде всего установка
двигателей в хвостовой части фюзеляжа и надежная их изоляция
от фюзеляжа. Затем прокладка топливных трубопроводов и тру-
бопроводов горячего воздуха в специальных коробах вне герме-
тичной части фюзеляжа.

На случай непредвиденных обстоятельств имеется бортовое по-
жарное оборудование, которое охватывает все потенциально опас-
ные места. Самолет располагает системой сигнализации о возни-
кновении пожара в гондолах двигателей, внутри самих двигате-
лей, в отсеке турбоагрегата ТА-6, в отсеке основных опор самоле-
та, о появлении дыма в багажно-грузовых помещениях, системой
аварийной подачи нейтрального (углекислого) газа в подфюзе-
ляжный топливный бак-кессон.

Многочисленные термодатчики связаны с системами сигнализа-
ции и автоматического включения огнетушителей.

При вынужденной посадке с убранным шасси в момент каса-
ния самолетом земли все пожарные системы включаются автома-
тически.
Для тушения пожара в пассажирских салонах имеются ручные
огнетушители.

Электрооборудование

Основной энергетической системой на самолете является систе-
ма трехфазного переменного тока напряжением 200/115 В стаби-
лизированной частоты 400 Гц. Источником энергии этой системы
служат четыре генератора, развивающие суммарную мощность в
160 кВА. Половины мощности генераторов достаточно для пита-
ния всего электрооборудования на любых режимах полета. Таким
образом, на самолете всегда имеется двойной запас мощности
электроэнергии. Для повышения надежности все источники тока и
распределительные устройства связаны в единое энергетическое
кольцо, которое обеспечивает питанием потребителей, пока функ-
ционирует хотя бы один генератор.

Система постоянного тока напряжением 27 В является вторич-
ной, в которой основным источником энергии служат четыре ста-
тических выпрямительных устройства мощностью, по 6 кВт, ре-
зервным— четыре аккумулятора емкостью по 28 А-ч. Сеть посто-
янного тока закольцована, поэтому пока работает хотя бы одно
выпрямительное устройство или хотя бы один аккумулятор, пита-
.ние не прерывается.

Вспомогательными источниками энергии являются генераторы
переменного и постоянного тока, установленные на турбоагрегате
ТА-6.

Радиооборудование

На всех этапах полета, при любых условиях погоды штатное
бортовое оборудование самолета обеспечивает: внешнюю телефон-
но-телеграфную связь с наземными радиостанциями и другими
самолетами, внутрисамолетную телефонную связь между членами
экипажа и оповещение пассажиров с помощью аппаратуры «Ве-
щание».

Внешняя радиосвязь осуществляется с помощью коротковол-
новых передатчиков и приемников. Ультракоротковолновые радио-
-станции — основная и резервная — используются в качестве ко-
мандных на удалении от аэропортов в радиусе до 360 км.

Пилотажно-навигационное оборудование

Основным средством самолетовождения самолета Ил-62 слу-
жит комплексная система управления и навигации. Она обеспечи-
вает автоматическое выполнение полета на всех участках марш-
рута, начиная с высоты 200 м при взлете и до высоты 30—60 м при
заходе на посадку, освобождая экипаж от необходимости произ-
водить достаточно сложные вычисления.

В комплексе пилотажно-навигационных и радиотехнических
-средств, составляющих систему самолетовождения, отдельные уст-
ройства имеют следующие значения.'
Двухканальный электрический автопилот предназначен для
автоматической стабилизации' и управления полетом самолета ПО'
заданной траектории. В сочетании с навигационным вычислителем
он обеспечивает автоматизацию полета по маршруту и автомати-
ческий программированный маневр в районе аэродрома. Система
воздушных сигналов выдает параметры высоты, скорости и чис-
ла М на индикаторные приборы экипажа и обеспечивает автома-
тическое выдерживание заданного эшелона. Курсовая система вы-
рабатывает и выдает сигналы курса, а три центральные гироско-
пические вертикали выдают сигналы крена и тангажа во все пи-
лотажно-навигационные системы.

Доплеровская система в комплекте с вычислительным устрой-
ством решает задачи по автоматическому определению путевой
скорости самолета, угла сноса, координат местоположения само-
лета и пройденного расстояния. Носовой радиолокатор произво-
дит обзор земной поверхности и воздушного пространства. Он пре-
дупреждает экипаж об опасных препятствиях, встречных самоле-
тах, грозовых фронтах и может использоваться для коррекции,
навигационного вычислителя.

Самолет Ил-62 располагает радионавигационной системой
ближней навигации и посадки, аппаратурой для выполнения по-
летов по международным маякам VOR и посадок по маякам ILS,
двумя комплектами радиокомпасов и радиовысотомеров с сигна-
лизацией заданной высоты. Имеющийся на самолете ответчик
диспетчерского управления воздушным движением передает на
землю сведения о нумерации и координатах самолета, его эшелоне.

При всем многообразии автоматического пилотажного и нави-
гационного оборудования экипаж всегда имеет возможность вме-
шаться в работу любой системы и выполнить необходимую опера-
цию по управлению самолетом вручную.

Аварийно-спасательные средства

Во время взлета, посадки и в полете на самолете может воз-
никнуть аварийная ситуация, при которой создается опасность-
для жизни пассажиров и экипажа. Поэтому предусмотрено обяза-
тельное наличие на борту следующих аварийно-спасательных
средств: спасательных канатов, надувных трапов, надувных мно-
гоместных плотов, спасательных жилетов, комплект медикаментов
и проч. Кроме того, сама конструкция планера самолета облада-
ет плавучестью и обеспечивает условия быстрой эвакуации всех
людей, находящихся на борту. Все это позволяет пассажирам и
экипажу своевременно покинуть самолет в аварийной ситуации и:
создать им жизненные условия после приземления или приводне-
ния.

Основные геометрические д а и н ы е с а м о л е т а

Длина самолета, м..................................'53,12

Высота самолета, м.................................'12,35

Размах крыла, м............................... .	. 43,2
Площади, м2:

крыла	  горизонтального оперения вертикального оперения	.	.	.	.	279,55  .	.	.	.	40'  .	.	.	.	35,6
Колея шасси, м		.	.	.	. 6,8
База шасси, м	.	.	.	.	.	.	. 24,488
Длина фюзеляжа, м	.	.	.	.	.	.	. 40
Сечение фюзеляжа (по осям), м	4,1X3,75  Внутренние размеры пассажирских салонов, м:	
ширина		.	.	.	. 3,45
высота 		.	.	.	. 2,12
Размеры, м:	
входных дверей ....	.	.	. 1,83X0,864
аварийного выхода ....	. 0,9(5X0,51
запасного выхода ....	. . . . 1.38ХОД1
люков багажно-грузовых помещений  » » »  »	»	»  »	»	»	№1	.	.	1,31X1,26  №2	.	.	1,26X1,00  №3	.	.	0,7X0,76  №4	.	.	1,07X1,15.
Объем, м3:	
герметичной части самолета	.	.	. 396
пассажирских салонов	.... 163
багажно-грузового помещения № 1	.	.	.	. 22,7
»	»	№ 2	.	.	.	. 1112,6
»	>	№ 3	.	.	.	. 6,9
»	»	№ 4	.	.	.	. 5,8
Общий объем всех багажно-грузовых помещений, м3 48