Ил-38

Полумонококовой конструкции круглого поперечного сечения с листовой алюминиевой обшивкой. Передняя часть фюзеляжа разделена полом на герметичную и негерметичную конструкции. Верхняя половина до шпангоута № 10 герметизирована и представляет собой кабину с рабочими местами семи членов экипажа, а также различной электронной аппаратурой. В передней части кабины размещаются два лётчика, штурман-навигатор, бортинженер и радист; в задней, спиной к направлению полёта, находятся рабочие места штурмана-оператора РЛС, оператора СПИУ и размещается ППС «Беркут»[2]. Под полом находится отсек передней стойки шасси и высоковольтный блок с параболической антенной РЛС «Беркут» в круглом обтекателе. За обтекателем находится откидываемый вниз входной люк в кабину экипажа. В плоскости вращения воздушных винтов на бортах фюзеляжа наклёпаны усиливающие накладки.

За кабиной до центроплана расположен передний грузоотсек, над которым находится контейнер с двумя мягкими фюзеляжными топливными баками, холодильная установка и БЦВМ ППС «Беркут». Затем идёт трёхлонжеронный центроплан крыла, над которым расположены блоки аппаратуры «Резеда» и астрокомпас. За центропланом находится задний грузоотсек, сверху которого установлены блоки аппаратуры «Беркут», кислородные баллоны, спасательный плот. За ним находится технический отсек с входной дверью на правом борту, в котором размещаются аккумуляторы 12САМ-28, турбогенератор, кислородные баллоны, рулевые машинки автопилота, а в хвостовой части — магнитометр. Фюзеляж оканчивается хвостовой балкой длиной 5,59 м, в которой размещается магниточувствительный элемент.

Для прохода в гермокабину и аварийного покидания самолёта в воздухе в обшивке фюзеляжа и в полу сделаны люки, соединённые между собой наклонными шахтами. Для аварийного покидания самолёта при посадке на воду предусмотрен верхний люк и люк для выхода на крыло[2].

Конструктивно сделано так, что внутри весь фюзеляж можно пройти от кабины до хвостового техотсека.

Прямое, трапецевидное. Состоит из центроплана и двух отъёмных частей крыла (ОЧК) двухлонжеронной конструкции. Поперечное V крыла по линии носков составляет +3°. ОЧК выполнены с отрицательной геометрической круткой в 1°. Крыло снабжено двухщелевыми выдвижными закрылками Фаулера с электроприводом. Для поперечного управления применяются элероны. На правом элероне установлен триммер.

Обшивка крыла выполнена из дюралевых листов толщиной от 2,4 до 6 мм. Профили крыла — на центроплане между внутренними мотогондолами — С-5, на консолях — С-3, между ними — переходный профиль.

Основная силовая часть крыла — кессон, в котором расположены контейнеры для топливных баков. На центроплане закреплены четыре гондолы двигателей и главные опоры шасси. Носок крыла оборудован электрической противообледенительной системой[2].

Свободнонесущее, однокилевое, трапециевидной формы. Горизонтальное имеет размах 11,8 м. Угол стреловидности по линии 1/4 хорд вертикального оперения — 21°34′, горизонтального — 6°50′. Использован модифицированный профиль NACA-00 с относительной толщиной 12 %. Конструкция киля и стабилизатора кессонная, трёхлонжеронная. Обшивка выполнена из дюралевых листов. Все рули имеют осевую компенсацию и весовую балансировку, оснащены триммерами, а руль направления — сервокомпенсатором.

Управление самолётом сдвоенное, с двух рабочих мест командира и правого лётчика.

Управление рулём высоты ручное механическое, усилие от колонки штурвала передаются у рулю с помощью трубчатых тяг. Для балансировки продольного управления установлена качалка с балансировочным грузом. Для создания дополнительных усилий в канале тангажа установлен пружинный загружатель, который подключается при отклонении руля высоты вверх более, чем на 10°. Полный угол отклонения колонки от нейтрального положения: от себя — 9°30′, на себя — 15°30′. Руль высоты отклоняется: вниз — на 15°, вверх — на 24°30′.

Перемещение элеронов производится наклоном штурвала в ту или другую сторону. Полный угол отклонения элерона ± 20°, при полном отклонении штурвала 138°. Усилия передаются с помощью трубчатых тяг.

Управление рулём поворота осуществляется от педалей путевого управления посредством трубчатых тях. В проводку управления включён пружинный сервокомпенсатор, подключающийся в работу при превышении усилий на педалях 17 кг. Также в проводке имеется ограничитель угла поворота руля, одновременно выполняющий функции загрузочного механизма при отклонении руля на 12°. Полный угол отклонения РН составляет ± 25°.

В систему управления параллельно включены три электрические машинки автопилота АП-6Е. На случай неконтролируемого отказа автопилота и невозможности его отключения или пересиливания введена система аварийного отключения путём отстрела пиропатронами механического соединения рулевых машин с проводкой управления.

На стоянке вся система управления самолётом стопорится посредством электродистанционного управления из кабины экипажа. Исполнительный механизм стопора управляется электромеханизмом перемещения МП-100МТ-22.

Управление триммерами. Триммер руля высоты управляется вращением штурвальчика на среднем пульте лётчиков. Вращение штурвала передаётся тросовой проводкой. Триммеры элеронов и РП управляются электромеханизмами МП-100МТ.

Закрылки перемещаются сдвоенным электромеханизмом МПЗ-9БТ-1 (МПЗ-9А) с двумя электромоторами, работающими на суммирующий редуктор. Электромеханизм установлен на заднем лонжероне центроплана. Он передаёт вращательное движение на угловые редукторы закрылков посредством карданной трансмиссии из дюралевых труб. Полный угол выпуска закрылков на посадке составляет 30° за время — 15 сек.

Убирающееся трёхопорное, с двумя основными и одной передней ногой. Колея шасси 9000 мм, база шасси 9755 мм. На передней стойке имеется пара нетормозных управляемых колёс 800х225 мм КТ81/3 с шиной модель 10А. На каждой основной стойке имеется четырёхколёсная тележка с двумя парами тормозных колёс высокого давления размером 900х285 мм каждое (изделие К2111, шина модель 4). Барабаны колёс отлиты из магниевого сплава.

В полёте стойки основных ног убираются от гидросистемы в гондолы внутренних двигателей, а передняя — в отсек (нишу) в передней части фюзеляжа. Выпуск шасси нормальный — от гидросистемы и аварийный — от скоростного напора и собственного веса, с предварительным снятием с замков тросовой проводкой аварийного выпуска.

Передняя стойка полурычажного типа, с газомасляным амортизатором и двумя гидроцилиндрами — гасителями колебаний «Шимми», которые также используются для разворота колёс при движении самолёта по земле. При рулении самолёта для разворота колёс служит отдельный штурвальчик, смонтированный на колонке штурвала командира. Полный угол поворота передних колёс составляет ±43°. Ход штока амортизатора передней стойки составляет 246 мм. Амортизатор заряжается азотом до давления 18±0,5 кг/см2. Ниша передней ноги закрывается в полёте двумя парами створок.

Основные стойки с газомасляным амортизатором с торможением на прямом и обратном ходу. Ход штока амортизатора основной стойки составляет 450 мм. Амортизатор заряжается азотом до давления 51±1,0 кг/см2. При уборке шасси тележка переворачивается с помощью гидравлического штока-демпфера на 90° и колёса становятся вдоль стойки, что уменьшает потребный объём гондолы шасси. Тормоза колёс дисковые с гидроприводом и антиюзовым автоматом растормаживания. Каждая гондола шасси закрывается в полёте двумя парами створок.

Включает четыре ТВД АИ-20М серии 6И с четырёхлопастными воздушными винтами изменяемого шага АВ-64 серии 04А (о двигателе АИ-20 см. в Википедии отдельную статью).

Управление работой двигателей механическое. Перемещение рычагов управления в кабине передаётся на командно-топливные агрегаты (КТА) с помощью тросов, в двигательном отсеке — трубчатых тяг. Контроль за положением поводков дроссельных кранов ведётся по указателям УПРТ-2 в кабине лётчиков. Для устранения случайного изменения режима работы двигателей в полёте ниже 16° по УПРТ на центральном пульте в кабине установлены предохранительные упоры «полётного малого газа».

Каждый двигатель имеет свою собственную маслосистему ёмкостью 228 литров (заправка — 75 %), причём часть масла используется как рабочая жидкость для регулятора постоянных оборотов Р-68Д, командно-топливного агрегата, индикатора крутящего момента и систем аварийного флюгирования воздушного винта. Циркуляция масла осуществляется по замкнутому циклу двигатель-маслорадиатор, с подпиткой из маслобака. Температура масла поддерживается на постоянном уровне путём его охлаждения в воздушно-масляном радиаторе, продув воздухом регулируется заслонкой с электроприводом в туннеле радиатора, с автоматическим управлением от электронного регулятора температуры АРТМ-64

Газоотводные выхлопные трубы двигателей изолированы от крыла воздушными каналами. Камера в носке капота двигателя служит для подачи горячего воздуха, защищающего воздухозаборник от обледенения[2].

Мотогондолы балочной конструкции, разделены титановыми противопожарными перегородками на три отсека. Гондолы внутренних двигателей имеют по отсеку для основных стоек шасси.

Общей ёмкостью на 35153 литра топлива типа ТС-1. Включает 25 баков, из них 22 мягких бака и три бака-отсека. Почти все баки размещаются в крыле и делятся на правые и левые с №1-го по №11-й включительно. Исключение — общий бак-отсек №12, расположенный в центроплане и бак №14, который находится в фюзеляже между шп. №12 и №17 и состоит из двух ёмкостей, именуемых как «бак №14 передний» и «бак №14 задний». Питание топливом раздельное для правых и левых двигателей из расходных баков №1 на лев. и прав. плоскости.

Выработка топлива. Вся топливная система разбита на баки основной первой группы (баки №№ 1-8) и дополнительные баки второй группы №№ 9-11. Топливо одновременно к двум двигателям на плоскости крыла подаётся из расходного бака №1 двумя электроприводными насосами подкачки ПНВ-2. В расходный бак топливо подаётся насосом ПНВ-2 из бака №2. В первую группу баков из второй группы топливо перекачивается топливными насосами ПНВ-2 и ЭЦН-14. Топливный поплавковый клапан в баке №6 поддерживает постоянный уровень топлива в баках первой группы. С центропланного бака №12 топливо перекачивается одновременно в баки правой и баки левой плоскости. С фюзеляжного бака №14 топливо в баки первой группы поступает самотёком. Турбогенераторная установка ТГ-16 питается топливом из баков левой плоскости. Критический остаток топлива (1000 литров) сигнализируется датчиком в баке №2.

Для контроля заправки и уровня топлива на самолёте смонтирован ёмкостный электронный топливомер СЭТС-280А. Датчики топливомера установлены в баках, указатели уровня топлива — на приборных досках в кабине самолёта.

Дренаж топливной системы осуществлён раздельно для каждой группы баков и раздельно для баков №8, №12 и №14.

Трубопроводы топливной системы изготовлены из материала АМгМ и окрашены в жёлтый цвет.

Заправка топливом самолёта централизованная под давлением снизу, через два штуцера универсальной заправки. Через одну горловину (левый борт фюзеляжа шп. 14-15) заправляются крыльевые баки, через вторую (отсек главного шасси правый борт) — фюзеляжный бак №14.

Программа заправки осуществляется по командам системы СЭТС и поплавковыми клапанами заправки. При заполнение топливом очередного бака кран заправки этого бака закрывается автоматически, кроме бака-отсека №12, заполнение которого необходимо контролировать вручную. При отсутствии на аэродроме заправщика централизованной заправки под давлением заправку самолёта можно осуществить с помощью раздаточного пистолета через верхние горловины баков №№ 6, 8, 10, 14. [3].

Включает систему пожаротушения и систему нейтрального газа.

Система пожаротушения предназначена для ликвидации пожара в гондолах двигателей, внутри двигателей и отсеке ТГ-16М. Состоит из системы сигнализации о пожаре ССП-2А, огнетушителей первой и второй очереди, блоков распределительных кранов, трубопроводов и коллекторов. При аварийной посадке с убранным шасси огнетушители автоматически разряжаются на внутренние двигатели.

Система сигнализации о пожаре в гондолах двигателей включает 4 комплекта ССП-2А с 72 датчиками пожара ДПС-1АГ. Огнегасящий состав фреон-114В2 заряжается в 2 баллона ОС-8МФ. Трубопроводы и коллекторы ППС изготовлены легированной стали (в основном из 30ХГСА). Система пожаротушения разряжается в первую (автоматически) и вторую (ручную) очереди.

Система сигнализации о пожаре в отсеке ТГ-16 состоит из 1 комплекта ССП-2А с 6 датчиками пожара ДПС-1АГ. Огнегасящий состав фреон-114В2 заряжается в 2 баллона ОС-2Илф первой и второй очереди пожаротушения.

Система тушения пожара внутри двигателя смонтирована отдельно на каждом двигателе и автономна от общей системы пожаротушения. Система включается в работу только вручную лётчиком. Огнегасящий состав (фреон) из шарообразного баллона ОС-2ИлФ подаётся в полость редуктора и к задним опорам ротора двигателя.

Система нейтрального газа предназначена для автоматического заполнения углекислым газом надтопливного пространства фюзеляжного бака №12 при вынужденной посадке с убранным шасси, либо для тушения пожара в центроплане. Углекислота под давлением находится в двух баллонах ОСУ-5 по правому борту фюзеляжа шп. №№ 55-56.

В кабине экипажа имеются два переносных огнетушителя

Состоит из основной, дублирующей и нескольких автономных подсистем. Первая подсистема обеспечивает уборку и выпуск шасси, управление поворотом передних колёс, торможение колёс, работу стеклоочистителей на лобовых стёклах, открытие и закрытие створок грузовых люков. Источники энергии — два поршневых насоса НП 25-5 на внутренних двигателях и два гидроаккумулятора.

С помощью дублирующей гидросистемы на стоянке при неработающих двигателях открываются и закрываются грузовые и входные люки, также система может применятся для этих же целей в полёте при отказе основной системы. Источник энергии дублирующей системы — электрическая насосная станция НС-14. Основная и дублирующая системы имеют общий бак ёмкостью 49 литров, рабочая заправка бака 40 литров, ёмкость всей системы около 82 литров. Рабочая жидкость системы — минеральное гидравлическое масло АМГ-10. Рабочее давление в системе — 210 кг/см3.

Для затормаживания колёс на стоянке (стояночный тормоз) служат ещё два гидроаккумулятора.

Азотная система используется для аварийного торможения колёс, герметизации и открытия входного люка в полёте, наддува блоков спецаппаратуры, переключения золотников клапанов аварийного флюгирования винтов. Азот под давлением 180-200 кг/см2 заряжается перед полётом от наземного источника, в сети давление редуцируется до 65 кг/см2. Бортовой зарядный штуцер азотной системы находится в районе передней ноги шасси.

Воздух в систему отбирается от десятой ступени компрессора каждого двигателя. Горячий воздух поступает на обогрев: турбогенераторной установки, грузовых отсеков, воздухозаборников холодильного агрегата и на аварийный продув блоков в отсеке ЦВМ. Затем воздух подаётся в носовую часть фюзеляжа, где делится на холодную и горячую линии. Воздух в холодной линии охлаждается в воздухо-воздушных радиаторах, а при необходимости и в турбохолодильниках, после чего подаётся на наддув радиоблоков, а также на продув (охлаждение) блоков другого электронного оборудования. Далее воздух из холодной и горячей линий поступает на смесители воздуха системы кондиционирования, откуда он подаётся на наддув, отопление и вентиляцию гермокабины, вентиляцию спасательных костюмов, обдув смотровых стекл, обдув датчика курсовых углов астрокомпаса, обдув блоков системы «Беркут» в кабине экипажа, обогрев отсека ЦВМ. Нормальное для экипажа давление в кабине поддерживается регулятором давления, клапаном выпуска и аварийным клапаном.

При работах на земле предусмотрен обогрев грузовых отсеков, обогрев и вентиляция кабины, а также вентиляция спасательных костюмов от наземной установки кондиционирования.

Источником постоянного тока напряжением 27 В служат восемь генераторов СТГ-12ТМО-1000, установленных на двигателях. Аварийным источником постоянного тока служат четыре аккумуляторные батареи 12САМ-28, они используются для запуска ТГ-16М, питания аварийного пожаротушения и дежурного освещения. Для питания бортовой сети на стоянке может использоваться агрегат ТГ-16.

На ТГ-16 установлен стартер-генератор постоянного тока ГС-24А, который раскручивает турбину ТГ-16 при запуске, а после запуска отдаёт постоянный ток в бортовую сеть для запуска маршевых двигателей. Источником переменного тока напряжением 115 В и частотой 400 Гц служат четыре однофазных генератора СГО-12, причём один генератор находится в резерве. Для питания самолётной аппаратуры на земле при незапущенных двигателях служит однофазный преобразователь ПО-1500, вырабатывающий электрический ток напряжением 115 В и частотой 400 гц[2]. Сети трёхфазного переменного тока 36 вольт запитываются от двух электромашинных преобразователей тока ПТ-1500Ц.

Обеспечивает жизнедеятельность экипажа на больших высотах и при аварийном покидании самолёта в воздухе. Каждый член экипажа имеет в снаряжении кислородную маску КМ-32 (всего на борту 7 к-тов). На самолёте установлено восемь кислородных приборов КП-24М, на всех рабочих местах и месте для отдыха.

Запас газообразного медицинского кислорода хранится в 19 стационарных баллонах КБ-1 ёмкостью по 36 литров каждый, и в одном переносном баллоне ёмкостью 7,6 л., который может применяться при передвижении внутри самолёта в негерметичной его части. При аварийном покидании самолёта на больших высотах могут использоваться парашютные кислородные приборы КП-23, запас кислорода в которых рассчитан на 11 минут.

Противообледенительная система крыла, оперения и воздушных винтов электротепловая.

Передняя кромка крыла и хвостового оперения обогреваются нагревательными элементами, работающими от сети постоянного тока. В связи с тем, что общая мощность нагревательных элементов составляет примерно 55 кВт, применяется их цикличное включение по программе. Кромки лопастей воздушных винтов и коки обогреваются от сети 115 вольт. Обогреваются циклично одновременно два кока и винта на парных двигателях. Потребляемая мощность примерно 8 кВа. Циклограмма обогрева реализуется тремя программными механизмами ПМК-21.

Лобовые стёкла лётчиков (4 шт.) обогреваются от сети 115 вольт электронными регуляторами АОС-81 через автотрансформаторы. Поддерживается температура каждого стекла в пределах 35 С°. Также от бортсети 27 в обогреваются приёмники полного давления ППД-1.

Воздухозаборники двигателей обогреваются сжатым воздухом, отбираемым от 10-х ступеней компрессоров двигателей.

Каждый член экипажа может экипироваться морским спасательным костюмом МСК-3М. Для вынужденного покидания самолёта имеются парашюты типа С-5, оснащённые носимым аварийным запасом НАЗ-7 и одноместной лодкой МЛАС-1-ОБ.

При аварийной посадке на воду в самолёте предусмотрен верхний аварийный люк для выхода на фюзеляж и слева над центропланом — люк для выхода на крыло, а также надувной спасательный плот ПСН-6А.

В гермокабине размещено санитарно-бытовое оборудование: буфет, кровать, аптечка и туалет. В буфете находятся две электроплитки, продукты и посуда[2].

В кабине Ил-38 установлены приборные доски:

• приборная доска лётчиков
• центральный пульт лётчиков
• левый пульт лётчика
• правый пульт лётчика
• верхний пульт лётчиков
• приборная доска штурмана
• приборная доска радиста
• щиток контроля энергетики

Некоторые приборы, установленные в кабине экипажа:

Указатель скорости КУС-1200 (4 шт.), вариометр ВАР-30МК (3 шт.), указатель высоты ВД-10 (4 шт.), указатель высоты и перепада УВПД-15, пилотажный прибор ПП-1ПМК (2 шт.), навигационный курсовой прибор НКП-4К из к-та «Путь-4М» (2 шт.), авиагоризонт АГБ-3К, указатель топливомера из к-та СЭТС-280А (2 шт.), указатель расходомера топлива РТМС-1,2А-Б1, указатель термометра выходящих газов из к-та ТВГ-26 (4 шт.), индикатор вибрации двигателей из к-та ИВ-41 (4 шт.), указатель поворота ЭУП-53М (2 шт.), указатель положения заслонок туннелей маслорадиаторов УЮЗ-4, указатель температуры ТУЭ-48, часы АЧС-1, и мн. др.

• Пилотажно-навигационная система «Путь-4Б-2К»
• Автопилот АП-6Е
• Навигационный прибор АНП-3В
• Система ближней навигации и посадки РСБН-2С
• Курсовая система ТКС-П
• Радиовысотомер РВ-4
• Радиокомпас АРК-11
• Доплеровский измеритель ДИСС-1
• Централь скорости и высоты ЦСВ-1М-1Б

• Самолётное переговорное устройство СПУ-7Б
• Командная радиостанция Р-802В
• Командная радиостанция Р-832 «Эвкалипт»
• КВ передатчик Р-847А «Призма»
• КВ радиостанция Р-836
• СВ передатчик «Пеленг»
• Станция предупреждения об облучении СПО-2
• Самолётный ответчик СО-57М
• Рентгенометр ДП-3Б

Некоторые самолёты дополнительно оборудовались станцией радиотехнической разведки СРС-5 «Вишня».

• Магнитофон МС-61Б
• Магнитный регистратор параметров полёта МСРП-12-96

• Поисково-прицельная система «Беркут-38»
• Магнитометр АПМ-60 или АПМ-73

ППС «Беркут-38» состоит из панорамной радиолокационной станции с функцией стабилизации по крену и тангажу, самолётного приёмо-индикаторного устройства СПИУ, БЦВМ «Пламя», блока связи с ЦВМ, панели географических координат ПГК, пульта ввода данных ПВД, и др.

Радиолокационная станция используется при работе с маяками-ответчиками буёв, в режимах кругового или секторного обзора, а также в режиме детального обзора поверхности МПМ — микроплан местности.

Аппаратура СПИУ предназначена для контроля работы выставленных РГБ, прослушивания транслируемых ими шумов моря, определения пеленга цели и её ручное или полуавтоматическое сопровождение.

Впервые в практике советского самолётостроения на Ил-38 была применена бортовая цифровая вычислительная машина «Пламя-264», в составе поисково-прицельного комплекса «Беркут-38», разработанного НИИ-131. БЦВМ «Пламя-264» создана на базе более ранней машины «Пламя-Вертолёт» разработки НИИ-17. Вычислительная машина полностью собрана на дискретной полупроводниковой базе, без применения микросхем и микросборок — только на высокочастотных транзисторах и диодах, а память машины — на ферритовых кольцах. Монтаж выполнен на однослойных и односторонних печатных платах.

ЦВМ-264 предназначена для решения логических задач, возникающих при поиске и сопровождении ПЛ. Она автоматически управляет движением самолёта (через автопилот), рассчитывает место ПЛ по данным от буёв, обрабатывает радиолокационную информацию, управляет РЛС при автосопровождении цели, выдаёт сигналы на открытие бомболюков и выполняет автоматический сброс средств поиска и поражения, вычисляет вероятность поражения цели выбранными средствами и др.

На самолёте имеются два грузоотсека для подвески средств поиска и поражения, а также других грузов согласно поставленной задачи, именуемые как передний люк и задний люк.

• Средства поиска ПЛ — ненаправленные радиогидролокационные буи РГБ-1, пассивные направленные РГБ-2, автономные гидроакустические пассивно-активные станции РГБ-3, РГБ-16 (144 РГБ-1, 10 РГБ-2, 3 РГБ-3).

Также специально для самолёта разрабатывался гидроакустический буй с долговременной памятью «Яуза», рассчитанный на нахождение в море до 2 месяцев и периодическое считывание информации с пролетающего самолёта. Работы над этим буем были прекращены в 1979 году.

• Средства поражения ПЛ — две противолодочные торпеды АТ-1, АТ-2 или ракеты АПР-1, АПР-2, АПР-3 (последняя только для Ил-38Н).
• ПКР — в 2005 году были завершены испытания ракеты Х-35 после адаптации её для индийской модификации Ил-38SD.
• Противолодочные бомбы, морские мины, спасательные контейнеры КАС, морские маркеры (ориентирные морские авиабомбы ОМАБ-12Д) и т. д.

На самолёте Ил-38 нет оптического или телевизионного бомбового прицела, поэтому сброс бомб, мин, спасательных контейнеров и т. п. грузов производится по сути неприцельно, «на глазок», и отличается большим разбросом (КВО).

Оборонительное стрелково-пушечное вооружение на самолёте отсутствует.