Описание основных комплексов самолёта

Компрессор двигателя двухкаскадный, осевого типа. Первый каскад низкого давления (1) – трехступенчатый, с первой сверхзвуковой ступенью, приводится во вращение четырехступенчатой турбиной низкого давления (5). Второй каскад высокого давления (2) – одиннадцатиступенчатый с поворотными лопатками входного направляющего аппарата приводится во вращение двухступенчатой турбиной высокого давления (4). Роторы первого и второго каскада вращаются против часовой стрелки с разной частотой вращения. Степень повышения давления воздуха в компрессоре – 19,45 (первый каскад – 2,08, второй – 9,35).

Камера сгорания (3) трубчатокольцевого типа с двенадцатью жаровыми трубами.

Турбина двигателя осевого типа, реактивная, шестиступенчатая, состоит из двух турбин. Первая турбина (4) – высокого давления (в.д.), двухступенчатая, диски, сопловые и рабочие лопатки охлаждаются воздухом. Вторая турбина (5) – низкого давления (н.д.), четырехступенчатая, с охлаждаемыми дисками.

Реверсивное устройство створчатого типа, с двумя наружными боковым створками, предназначено для получения обратной тяги, для управления положением створок имеет автономную гидравлическую систему.

Реактивное сопло (7) дозвуковое, нерегулируемое, выполненное как одно целое с камерой смещения 6 потоков внутреннего и внешнего контуров.

Управление каждым двигателем осуществляется рычагом управления (РУД), сблокированным с рычагом управления реверсом тяги (РУР) и рычагом останова (РОД).

Двухвальная схема двигателя улучшает его эксплуатационные данные, расширяет диапазон устойчивой работы, улучшает приемистость и облегчает запуск. Двухконтурная схема двигателя обеспечивает экономичность на всех режимах и условиях полета в результате снижения удельного расхода топлива. Степень двухконтурности двигателя – отношение расхода воздуха, через наружный контур к расходу воздуха через внутренний контур – на взлетном режиме равна 2,33.

Для улучшения посадочных характеристик и характеристик прерванного взлета все двигатели оборудованы системой реверсирования тяги. Каждый двигатель Д-30КП создает на взлетном режиме тягу 12000 кгс (4 двигателя – 48000 кгс) на скорости, равной нулю в стандартных условиях. Наличие четырех двигателей с большой тягой обеспечивает хорошие взлетные характеристики самолета. При отказе одного двигателя обеспечивается безопасность продолжения взлета на трех, а также продолжение горизонтального полета на высоте не менее 8000 м при полетном весе 160 т. При отказе двух двигателей обеспечивается возможность продолжения полета на высоте не менее 3000 м при полетном весе 160 т и безопасная посадка на ближайшем аэродроме.

Имеется ВСУ ТА-6, служащая для запуска основных двигателей, электроснабжения и кондиционирования воздуха на стоянке. Расположение двигателей на пилонах под крылом позволило унифицировать силовую установку самолета Ил-76 и сделать двигатели с гондолами взаимозаменяемыми.

Топливная система самолета Ил-76 отличается высокой надежностью работы, простотой в эксплуатации и обеспечивает бесперебойное 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 автоматически, без дополнительных переключений баков в процессе выработки топлива.

Система управления полётом – жёсткая, с гидравлическими усилителями во всех каналах, допускающая, в случае необходимости, переход на ручное управление. Привод рулей и элеронов осуществляется с помощью автономных рулевых машинок, объединяющих в одном агрегате гидроусилитель и гидравлическую насосную станцию с баком и электроприводом.