Описание основных комплексов самолёта

Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным стреловидным крылом и Т-образным хвостовым оперением. Крыло состоит из центропланной части, выполненной как единое целое с фюзеляжем, внутренних консолей и внешних консолей. Центропланная часть расположена поверх фюзеляжа (это позволило сохранить неизменным сечение грузовой кабины), что потребовало применения развитого зализа, обеспечивающего плавное сопряжение. К внутренним консолям крепятся четыре пилона двигателей.

Высокопланное расположение крыла с подвеской двигателей на пилонах снизу и Т-образное оперение позволили получить такой характер изменения коэффициента продольного момента самолета mz=f(a), при котором обеспечивается продольная устойчивость самолета до больших углов атаки (при малых числах М до углов атаки 20 .22°, а при выпущенных закрылках и предкрылках на максимальный угол до 24 .260). Благодаря этому обеспечена безопасность полета на эксплуатационных углах атаки, особенно при взлете и посадке, а также при полетах на больших высотах, где используются повышенные углы атаки.

Размещение двигателей под крылом на вертикальных пилонах при схеме высокоплан обеспечивает достаточно большое их расстояние от земли (не менее 2,5 м). Вследствие этого создаются нормальные условия эксплуатации двигателей на режиме положительной тяги при взлете и посадке, а также при использовании реверсивной тяги на пробеге при посадке и прерванном взлете до скорости 50 км/ч, а в случае необходимости и до полной остановки самолета.

Крыло самолета выполнено из скоростных профилей ЦАГИ, обладающих хорошими несущими свойствами при сравнительно малом лобовом сопротивлении вплоть до максимальных скоростей полета. Геометрическая крутка крыла равна минус 3°. По форме в плане крыло трапециевидное с углом умеренной стреловидности 25° (по 1/4 хорд), углом поперечного V минус 3°, удлинением 8,5 и площадью по базовой трапеции, 300 м2. Выбранное таким образом крыло позволяет при сравнительно большой крейсерской скорости получить большие значения коэффициента, подъемной силы в области малых скоростей и обеспечит получение заданных взлетно-посадочных характеристик при принятой системе механизации.

Крыло самолета состоит из центроплана, двух средних и двух отъемных частей. Средняя часть крыла (СЧК) имеет наплыв, увеличивающий его эффективную площадь. На каждой СЧК снизу установлены на пилонах по две гондолы двигателей, секции предкрылка с углом отклонения 25°, на задней кромке внутренняя секция трехщелевого раздвижного и выдвижного закрылка с углом отклонения 43° и четыре секции (две внутренние и две внешние) тормозного щитка с углом отклонения 40°. Благодаря заднему наплыву СЧК стреловидность закрылка и тормозного щитка небольшая, что способствует повышению их эффективности.

На каждой отъемной части крыла (ОЧК) по всей передней кромке установлены три секции предкрылка. На задней кромке установлены внешние секции закрылка с углом отклонения 400, четыре секции (две внутренние и две внешние) гасителей подъемной силы с углом отклонения 20° как в режиме торможения самолета, так и в элеронном режиме работы. Элероны установлены в конце ОЧК и отклоняются вверх на 28°, а вниз на 16°. Для разгрузки штурвала управления в безбустерном режиме каждый элерон имеет сервокомпенсатор и триммер. Угол отклонения сервокомпенсатора вверх 30°, а вниз 20° при полном отклонении элерона. Триммер отклоняется вверх и вниз на 15°.

Наличие отрицательной геометрической крутки и аэродинамической задерживает срыв потока в конце крыла до больших углов атаки. Благодаря этим особенностям компоновки крыла обеспечивается продольная и боковая устойчивость и управляемость до больших углов атаки. Такие крайне опасные явления как «подхватывание» самолета, боковая раскачка и срыв самолета, происходят на значительно меньших скоростях и больших углах атаки. Эффективной мерой борьбы с этими опасными явлениями являются гасители боковых колебаний самолета (демпферы крена и рыскания).