Kapitoly z historie ruského (sovětského) letectví – Aeroflot a jeho stroje.
IL-86 – první sovětský velkokapacitní letoun.
Část 2.
Konstrukce letadla
Trup.
Trup byl poloskořepinové konstrukce a skládal se ze čtyř částí. Přední část byla do přepážky č. 40. Mezi přepážkami č. 40 – 90 byla střední část a ocasní část byla v úseku přepážek č. 90 – 101, na ni navazoval úsek pomocné pohonné jednotky. Mezi přepážkami č. 23 – 67 měl trup kruhový průřez. V ostatních částech tvořil oválné křivky.
Trup byl rozdělen na dvě paluby. Na horní palubě byly umístěny: kabina posádky, salony cestujících, tři šatny, dva bufetové pulty, dvě přední toalety a šest zadních toalet. Na spodní palubě byly v přední a zadní části přední a zadní technické prostory, zavazadlové prostory, kuchyně a vstupní schody. Z kuchyně vedl k prvnímu bufetovému pultu výtah.
Přepážky, příčné prvky konstrukce trupu, se rozdělovaly do tří skupin – normální, zesílené a silové. Normální pouze zadávaly příčný tvar trupu, zesílené se používaly pro pohlcování sil, které vznikaly při upevnění k nim jiných prvků konstrukce nebo agregátů. Silové přepážky č. 40, 45 a 50 sloužily ke spojení trupu a centroplánu křídla. Tyto přepážky byly vyfrézovány. Přepážka č. 50, která byla nejvíce namáhána, byla z titanu. Ostatní přepážky byly snýtovány z lisovaných částí listového duralu D-16. Důležitým prvkem konstrukce trupu byl přepážka č. 90. To byla hermetická přepážka, která uzavírala hermetickou část. Měla kulový tvar a tvořila ji speciální konstrukce z duralových profilů. Otvory pro výstupy a vstupy letadlových systémů byly hermetizovány stejně jako na ostatních letadlech. Zvláštností této přepážky byla její velikost, která vycházela z průměru trupu.
K přepážkám byly přinýtovány podélníky. Ve válcové části bylo symetricky z levé a pravé strany 55 levých a pravých podélníků, které se číslovaly od nulového, který byl na horní straně trupu až po č. 57, který byl na dolní straně.
Potah trupu byl připevněn k přepážkám i podélníkům.
Ve spodní, nehermetické části trupu, byla v přední části mezi přepážkami č. 9 – 16 šachta přední podvozkové nohy. Mezi přepážkami č. 50 – 57 za centroplánem byly umístěny šachty hlavního podvozku. Byly tři. Střední a dvě boční. Ve střední šachtě se rozmisťovala střední noha hlavního podvozku a v bočních kola levé a pravé podvozkové nohy.
Nosovou část trupu tvořil laminátový kryt radiolokátoru, který byl upevněn k přepážce č. 1.
Na letadle byly namontovány troje vnitřní schody pro přechod cestujících ze zavazadlových úseků ve spodní palubě do salonů pro cestující na horní palubě a zpět. Každé schodiště mělo deset schodů, které stoupaly pod úhlem 400. Po nastoupení cestujících se jejich horní otvor uzavíral krytem, který se odklápěl do boku.
Dveře a otvory. Na letadle IL-86 byly hlavní dveře, služební dveře a kryty otvorů pro obsluhu technických úseků. Hlavní byly troje vstupní dveře, které se označovaly č.1, č.2 a č.3. Nouzových dveří a východů bylo osm, nákladové dveře byly dvoje a jedny dveře byly speciálně pro kuchyni. Všechny tyto dveře byly hermetické a otvíraly se ven. Vstupní dveře byly na levé straně trupu a nákladové na pravé. Kryty pro obsluhu technických úseků se také otvíraly ven, ale byly nehermetické.
Rozmístění vstupních, nákladových a havarijních dveří na letadle IL-86
Zajímavou konstrukci tvořily vstupní dveře se vstupními schody
Okna kabiny posádky tvořila dvě čelní okna pilotů, která byla třívrstvá, vnější vrstva měla tloušťku 5mm a střední a vnitřní 20 mm. Mezi vnější a střední vrstvou byla průzračná elektricky vodivá vyhřívací folie, která zabezpečovala odmrazování. Boční okna byla dvoudílná a přední část tvořila odsuvná otevíratelná „větračka“, zadní boční okno kabiny posádky bylo pevné. Oválná okna v salonech cestujících měla největší rozměry 250 x 380 mm, byla dvouvrstvá, vnější vrstva měla tloušťku 9 mm, vnitřní 5 mm. Na každé straně trupu bylo 57 oken v salonech a 4 okna v nouzových dveřích.
Kabina cestujících letadla IL-86
Uspořádání kabiny v základní verzi pro 350 cestujících.
Křídlo.
Letadlo mělo šípové křídlo s lichoběžníkovým půdorysem. Využívalo se jako integrované nádrže. Ke křídlu se připojovaly řídící orgány letadla: křidélka a spojlery, které pracovaly v křidélkovém režimu. Kromě základních orgánů řízení patřila ke křídlu také mohutná mechanizace – sloty, vztlakové klapky, brzdící štíty a spojlery, které pracovaly v režimu redukce vztlaku. Křídlo se podél rozpětí rozdělovalo na střední část, dvě kořenové části a dvě vnější části. V příčném řezu se dělilo na přední (nosovou), střední a odtokovou část.
Silová část křídla se skládala z nosníků, žeber a pomocných nosníků a velkoplošných frézovaných nosných panelů potahu. Podélné části tvořily tři hlavní nosníky – přední, střední (končil na 23. žebru) a zadní. Střední část křídla (centroplán) měla ještě 4 pomocné nosníky. Velkoplošné panely potahu byly částečně lisované a frézované, byly na nich vytvořeny podélníky. Příčnou konstrukci křídla tvořilo 87 žeber a 14 pomocných položeber. Žebra byla obdobně jako přepážky trupu normální, tvořily je lisované stojiny z listu duralu olemované na horní a dolní straně duralovými profily. Tato žebra pouze zadávala tvar profilu křídla. Zesílená žebra kromě této funkce ještě pohlcovala síly a momenty od agregátů, které se připojovaly ke křídlu (podvozkové nohy, závěsy pohyblivých částí křídla a předávala je do nosníků a panelů. Zesílená žebra byla na ose podvozkové nohy, na příčném zlomu vzepětí křídla, pylonech motorů, konstrukčních spojích jednotlivých částí křídla. Všechna zesílená žebra měla konstrukci stojin zesílenu duralovými profily a lisovanými výplněmi. Některá žebra měla i doplňkové funkce, ke kterým patřilo zabraňování nežádoucího přetékání paliva mezi jednotlivými sekcemi nádrží.
Schéma silové části křídla
Na horní straně křídla byly v ose každého motoru namontovány aerodynamické plůtky, které zabraňovaly narůstání mezní vrstvy podél rozpětí.
Ke křídlu byly namontovány pohyblivé části řízení a mechanizace.
Křidélka byla umístěna na zadní straně koncové části křídla mezi žebry č. 35 – č. 42. Jejich výchylka byla ± 220. Byla ze dvou sekcí – vnitřní a vnější, které se vychylovaly synchronně. Konstrukce obou částí byla shodná a skládala se z nosníku, podélníků, žeber, závěsných uzlů a potahu z duralového plechu.
Vztlakové klapky zvětšovaly zakřivení profilu a zajišťovaly také zvětšení nosné plochy. Klapky tvořily vnitřní a vnější části. Klapky byly na odtokové části křídla od trupového žebra až po žebro č. 35. Na každé části klapek byly tři vozíky, které se pohybovaly pomocí šroubových zvedáků po kolejnicích, které byly pevnou součástí křídla. Kolejnice vnitřních klapek nevystupovaly z profilu křídla a v zasunuté poloze klapek se částečně ukrývaly v horní části klapek. Kolejnice vnějších klapek byly zakryty aerodynamickými kryty. Klapky se vysouvaly na maximální úhel 480. Konstrukci klapek tvořil nosník, podélníky, žebra potah z duralového plechu. Klapky byly dvouštěrbinové a skládaly se z hlavní části, ke které byl připevněn k jejich náběžné části deflektor, vytvářející druhou štěrbinu.
Sloty byly na letadle IL-86 na náběžné hraně křídla po celém rozpětí. Vysouvaly se na úhel 350. Byly rozděleny do sekcí, které se pohybovaly na 18 kolejnicích na každé polovině křídla.
Na horní části křídla byly spojlery. Každý spojler se skládal ze čtyř sekcí, vyklápěly se hydraulicky. Vnitřní tři části maximálně na 380 a čtvrtá sekce, která byla od trupu nejdále, se vyklápěla na úhel 220. Spojlery se využívaly i v křidélkovém režimu, kdy se vychylovaly diferenciálně a podílely se na příčném řízení společně s křidélky.
Spojlery doplňovaly i brzdové štíty, které byly umístěny na horní části křídla před vnitřními klapkami, sloužily k brzdění letadla po přistání. Vysunout je bylo možné pouze při stlačeném koncovém vypínači, který byl umístěn na přední podvozkové noze.
Ocasní plochy.
Ocasní plochy měly klasické uspořádání a tvořily je kýl se směrovkou a stabilizátor s výškovými kormidly. Stabilizátor byl přestavitelný za letu v rozsahu +20 … -120. Přestavoval jej šroubový zvedák elektrického mechanizmu, jehož šroubovice ústila do matice upevněné na konzoly na předním nosníku stabilizátoru. Stabilizátor měl klasickou konstrukci z nosníků, podélníků, žeber a nosného potahu a tvořil stejně jako křídlo jeden celek. Výšková kormidla měla po dvou sekcích na každé straně, které byly vzájemně propojeny pouze přes systém řízení a vychylovaly se na -250 (nahoru) a +150 (dolů). Výšková kormidla byla připojena ke stabilizátoru na 22 závěsech.
Vertikální ocasní plochy tvořil kýl a dvoudílná směrovka. Kýl se upevňoval k trupu na přepážkách č. 91 – 96. Kýl tvořila skříňová konstrukce z předního a zadního nosníku, 18 žeber a panelů nosného, chemicky frézovaného potahu. Směrovka se skládala ze dvou částí, které byly nezávislé, spojené pouze systémem řízení a vychylovala se na úhly ± 270. Konstrukci směrovky tvořil hlavní a pomocný nosník, 16 žeber a nosný potah. Směrovka byla připojena ke kýlu na dvanácti závěsech.
Podvozek.
Podvozek letadla se skládal ze tří hlavních podvozkových noh a příďové podvozkové nohy. Přední a střední podvozkové nohy se zasouvaly do trupu proti směru letu. Pravá a levá hlavní nohy se zasouvaly směrem k trupu. Všechny podvozkové nohy byly v zasunuté a vysunuté poloze zajištěny mechanickými zámky. Podvozek se zasouval a vysouval hydraulicky pomocí hydraulických válců. Hydraulické válce také otvíraly a zavíraly kryty podvozkových šachet. Při normální práci všech systémů se levá hlavní noha vysouvala a zasouvala hydraulickým systémem č. 1, střední hlavní a přední podvozková noha od systému č. 3 a pravá podvozková nohy od systému č. 4. Vysunutí přední a střední hlavní nohy po odjištění zámků probíhalo působením jejich hmotnosti a nabíhajícího proudu vzduchu, které je dotlačily až do zámků vysunuté polohy. Pravá a levá hlavní noha se vysouvaly působením jejich hmotnosti a do zámků byly dotlačeny hydraulickými válci na zlamovacích vzpěrách. Při selhání hydraulického systému se podvozek vysouval nouzově pomocí páky nouzového vysouvání. Zámky zasunuté polohy se otvíraly mechanicky pomocí lan ovládaných pákou nouzového vysouvání. Přední a střední noha se zajišťovaly ve vysunuté poloze obdobně jako při normálním vysouvání a zbylé dvě hlavní nohy se zajišťovaly pomocí nouzových hydraulických válců na zlamovacích vzpěrách. Na zemi se při údržbě zajišťovaly hlavní nohy pojistnými kolíky (špendlíky), které byly zvýrazněny červenými výstražnými praporky.
Přední podvozková noha měla řiditelná dvě kola KT-185 s bezdušovými pneumatikami o rozměrech 1300 x 480 mm. Řízení přední nohy umožňovalo výchylku ± 100 od řízení pedály nožního řízení při startu a přistání a ± 650 při řízení pákami na pultech obou pilotů při pojíždění. Systém řízení přední nohy také plnil funkci tlumiče a vracel kola do nulové výchylky. Tvořily jej dva nezávisle a paralelně pracující systémy SUS7N. První systém byl napájen hydraulickým systémem č. 2, druhý systémem č. 3. Kola předního podvozku byla při zasouvání brzděna.
Přední podvozková noha letadla IL-86
Hlavní podvozkové nohy (levá a pravá) se skládaly z tlumiče, vozíku se čtyřmi brzděnými koly, traverzy, přední vzpěry a boční zlamovací vzpěry, nůžek a tlumičů vozíků. Tlumiče podvozku pohlcovaly energii při přistání a pojíždění. Byly plynově kapalinové a plnily se dusíkem a hydraulickou kapalinou AMG-10. Systém vzpěr přenášel síly na konstrukci draku letadla a zlamovací vzpěry měly za úkol zajišťovat podvozek ve vysunuté poloze. Tlumiče vozíku nastavovaly vozíky do správné polohy ve vysunuté poloze podvozku za letu a tlumily podélné rázy a kmity vznikající na vozíku při pojíždění. Byly také plynově kapalinové a plnily se rovněž dusíkem a hydraulickou kapalinou AMG-10. Střední hlavní podvozková noha se skládala ze stejných částí, ale v její horní části byly dvě boční vzpěry, zlamovací vzpěra na nich nebyla a noha se zajišťovala ve vysunuté poloze tak, že oko na tlumiči bylo zachyceno hákem zámku vysunuté polohy a zajištěno západkou. Stejným způsobem byla zajištěna ve vysunuté poloze i přední noha. Tlumiče vozíku nastavovaly vozík za letu na úhel 200.
Na vozíku každé hlavní podvozkové nohy byla namontována čtyři kola KT 171 s bezdušovými pneumatikami o rozměru 1300 x480 model 4A. Tlak v pneumatikách příďového hlavního podvozku byl 9,0 +0,5 kp/cm2. Všechna kola hlavních podvozkových noh byla brzděna elektro-hydraulickým brzdovým systémem, který měl tři nezávislé okruhy.
Hlavní podvozkové nohy letadla IL-86
Jeden byl připojen k hydraulickému systému č.4 a zabezpečoval brzdění předních párů levé a pravé nohy. Druhý byl připojen k systému č. 2 a brzdil zadní páry kol pravé a levé nohy. Třetí okruh byl napájen hydraulickým systémem č. 3 a zajišťoval brzdění předního i zadního páru kol střední podvozkové nohy. V každém okruhu byl vřazen hydraulický akumulátor, který byl natlakován na 210 kp/cm2. Při stlačení brzdových pedálů byla pracovní kapalina přiváděna k brzdám jednotlivých kol. Při stlačení levého pedálu se brzdila levá a střední podvozková noha, při stlačení pravého pedálu se brzdila pravá a střední podvozková noha. Pokud bylo stlačení pedálů různé, brzdění střední podvozkové nohy odpovídalo většímu stlačení. Při plném stlačení pedálu měl tlak kapaliny, která byla přiváděna do brzd hodnotu 150 kp/cm2. Při zasouvání byl automaticky ke všem kolům přiváděn brzdící tlak 25 kp/cm2 . Brzdový systém blokování koncovým vypínačem podvozku a tlak k brzdám mohl přicházet pouze po dosednutí a stlačení hlavního podvozku. Letoun měl parkovací brzdu, která se ovládala elektricky vypínačem „PARKOVACÍ BRZDA“ . Ten byl umístěn na středním šikmém pultu palubní desky blíže k levému pilotovi. Při zapnutí tohoto vypínače se tlak od akumulátorů přiváděl do brzd. Ve vypnuté poloze byl zajištěn krytkou. Ovládání parkovací brzdy bylo spojeno s výstražným informačním systémem. Pokud při startu nebyla parkovací brzda vypnuta, rozsvítil se výstražný signál „KE STARTU NEPŘIPRAVEN“ a pokud se ukázalo, že před přistáním bylo zapnuto parkovací brzdění, potom svítilo „K PŘISTÁNÍ NEPŘIPRAVEN“. Letadlo nemělo klasický systém nouzových brzd. Pokud by došlo k selhání napájení všech tří hydraulických systémů střídavým proudem, bylo možné ve výjimečných případech použít k nouzovému brzdění parkovací brzdu, která se aktivovala stejnosměrným proudem, bylo to možné při dopředné rychlosti méně než 100 km/h. Pro zmenšení intenzity brzdění se tlak akumulátorů redukoval na 100 kp/cm2. Protiskluzový systém pracoval na základě signálu inerčních vysílačů, který se zpracovával řídící jednotkou. Výsledný tlak v brzdách byl závislý na stlačení pedálů a signálu od řídící jednotky. Odbrzdění tak nebylo skokové, ale brzdící moment byl regulován plynule. Brzdový systém také vyhodnocoval a signalizoval teplotu kol. Kola byla chlazena elektricky poháněnými ventilátory, které zapínal pilot. Bylo možné používat tento systém po dobu maximálně 1 hodiny. Kola měla namontovány signální termopojistky, jejichž slitina vytékala při teplotě 1300 C a podle přesně stanovených pravidel vyhodnocoval technický personál, k jakému tepelnému poškození brzd došlo. Pokud došlo k vytečení tří signalizátorů, muselo být kolo i brzda vyměněny. Novinkou v sovětské civilní letecké dopravě také byly zvláštní tepelné pojistky (zátky) na pneumatikách. Pokud teplota stoupla nad 1420 C, zátky se roztekly a vytvořily kanál, kterým se vypouštěl tlak v pneumatikách tak, aby nedošlo k jejímu roztržení. Informaci o teplotě brzd také předával kontrolní systém, který signalizoval teplotu 110 0 C na žárovce, která upozorňovala na potřebu zapnutí ventilátorů, při teplotě 180 0 C se zapínalo signální tablo „PŘEHŘÁTÍ“.
Hydraulický systém.
Hydraulický systém byl určen pro:
ovládání stabilizátoru, výškového kormidla, směrovky a křidélek;
ovládání spojlerů a brzdících štítů;
ovládání slotů a klapek;
zasouvání a vysouvání podvozku;
brzdění kol hlavních podvozkových noh;
řízení přední podvozkové nohy;
ovládání stěračů oken pilotů;
ovládání vstupních dveří, dveří nákladových prostorů, a dveří kuchyňky.
Hydraulický systém se skládal ze čtyř samostatných a na sobě nezávislých systémů č.1, 2, 3 a 4. Systémy neměly žádné společné agregáty, potrubí ani výkonné mechanizmy.
Systém č. 1 zabezpečoval:
práci spodního hydraulického náhonu stabilizátoru;
ovládání levé a pravé vnější sekce výškového kormidla;
ovládání spodní sekce směrovky a práci tlumiče bočních kmitů;
ovládání levého křidélka a práci výkonného mechanizmu tlumiče náklonu;
ovládání levého spojleru č.4, levého a pravého brzdícího štítu č.1 a pravého spojleru č. 3;
práci pomocného posilovače řízení;
ovládání slotů a klapek;
zasouvání a vysouvání levé hlavní podvozkové nohy;
nouzové vysunutí pravé hlavní podvozkové nohy.
Systém č. 2 zabezpečoval:
práci levého horního hydraulického náhonu stabilizátoru;
ovládání levé a pravé vnitřní sekce výškového kormidla;
ovládání spodní a horní sekce směrovky a práci tlumiče bočních kmitů;
ovládání levého a pravého křidélka a práci výkonného mechanizmu tlumiče náklonu;
ovládání levého a pravého spojleru č.2, levého a pravého brzdícího štítu č.1 a pravého spojleru č. 3;
práci pomocného posilovače řízení;
brzdění zadních kol levé a pravé hlavní podvozkové nohy;
řízení přední nohy;
ovládání levého stěrače.
Systém č. 3 zabezpečoval:
práci pravého horního hydraulického náhonu stabilizátoru;
ovládání pravé vnitřní a levé vnější sekce výškového kormidla;
ovládání spodní a horní sekce směrovky a práci tlumiče bočních kmitů;
ovládání levého a pravého křidélka a práci výkonného mechanizmu tlumiče náklonu;
ovládání levého a pravého spojleru č.1;
práci pomocného posilovače řízení;
ovládání slotů a klapek;
zasouvání a vysouvání přední a střední hlavní podvozkové nohy;
brzdění kol střední hlavní podvozkové nohy;
ovládání vstupních dveří, dveří nákladových prostorů, a dveří kuchyňky;
zasouvání a vysouvání přední podvozkové nohy;
řízení přední nohy;
ovládání pravého stěrače.
Systém č. 4 zabezpečoval:
práci pravého spodního hydraulického náhonu stabilizátoru;
ovládání levé vnitřní a pravé vnější sekce výškového kormidla;
ovládání horní sekce směrovky a práci tlumiče bočních kmitů;
ovládání prvého křidélka a práci výkonného mechanizmu tlumiče náklonu;
ovládání pravého spojleru č.4, levého a pravého brzdícího štítu č.2 a levého spojleru č. 3;
práci pomocného posilovače řízení;
zasouvání a vysouvání pravé hlavní podvozkové nohy;
nouzové vysunutí levé hlavní podvozkové nohy;
brzdění předních kol levé a pravé hlavní podvozkové nohy.
Z toho, jaké systémy obsluhovaly hydraulické systémy č.1 až č.4 vyplývá, že mnohé spotřebiče byly napájeny dvěma a více hydraulickými systémy. Toto zálohování zvyšovalo bezpečnost jejich práce. Například posilovače výškových kormidel, směrovky, křidélek, spojlerů a stabilizátoru byly napájeny všemi čtyřmi hydraulickými systémy. Při selhání jednoho systémy nebyla řiditelnost letounu nijak omezena, při vysazení dvou nebo dokonce tří systémů byla zachována omezená řiditelnost.
Normální pracovní tlak v systému byl 210 kp/cm2. Jako pracovní kapalina se používala nehořlavá kapalina NGŽ-5U (NGŽ-4). Do všech systémů se nalévalo asi 360 litrů kapaliny.
Zdroji tlaku každého systému byla dvě plunžrová čerpadla s proměnlivou dodávkou na každém motoru. Čerpadla systému č. 1 byla namontována na prvním motoru, druhého systému na druhém a tak dále. Kromě hlavních čerpadel byly do každého systému zařazeny turbo-čerpadlové stanice, které byly poháněny vzduchem, odebíraným od pomocné pohonné jednotky. Stanice se využívaly k prověrkám práce systémů na zemi při nepracujících motorech. V tlakové větvi každého systému byl zařazen hydraulický akumulátor, který podporoval tlak v systému a snižoval jeho rázy. Ten se plnil dusíkem na 100 kp/cm2 při nulovém tlaku v systému. Tlak v něm se kontroloval manometrem, který byl připojen k dusíkové části hydraulického akumulátoru a při nulovém tlaku v systému tak ukazoval 100 kp/cm2 .
U systémů č. 1, 3 a 4 byla tlaková větev rozdělena na společnou tlakovou větev a tlakovou větev systémů řízení. Tlak v tlakové větvi řízení nikdy neklesal pod 150 kp/cm2 ani při poklesu tlaku ve společné tlakové větvi pod tuto hodnotu. Systém č. 2 neměl společnou tlakovou větev a jeho tlaková větev byla připojena do tlakové větve systémů řízení. Do systému č. 3 byla kromě hlavních čerpadel a turbo-čerpadlové stanice zařazena ještě elektrická čerpací stanice s čerpadlem s proměnnou dodávkou. Tato stanice zabezpečovala na zemi práci hydraulických válců vstupních dveří, nákladových dveří, dveří kuchyňky a podsystémů brzdění střední podvozkové nohy. Tato stanice měla svoji tlakovou větev se svým hydraulickým akumulátorem. Všechny tlakové větve měly pojistné ventily, které se otvíraly při dosažení tlaku 240 kp/cm2 . Každý systém měl svoji nádrž, která byla pro správnou činnost čerpadel při sání přetlakována tlakem 1,2 kp/cm2 . Při normální činnosti systému bylo v nádrži 14 ±1 litrů kapaliny. Do tlakových i zpětných větví jednotlivých systémů byly vřazeny filtry, zajišťující potřebnou čistotu kapaliny.
Práce hydraulických systémů se kontrolovala na panelu „ZDROJE TLAKU HYDRAULICKÉHO SYSTÉMU“. Ukazatele byly společné a pro kontrolu hodnot jednotlivých systémů je bylo třeba přepínat ručním přepínačem. Na tomto panelu byly také čtyři žluté žárovky „ZÁVADA HYDRAULICKÉHO SYSTÉMU“, které byly zdvojeny čtyřmi žlutými žárovkami na střední palubní desce pilotů. Tyto žárovky se rozsvěcovaly, pokud klesla hladina kapaliny pod 2 ±1 litr, pokud hladina kapaliny v nádrži stoupla nad hodnotu 27±1 litrů, pokud teplota kapaliny stoupla nad 1000 C, pokud tlak v tlakové větvi poklesl pod 150 kp/cm2 , pokud došlo ke znečištění filtru v tlakové větvi nebo pokud došlo ke znečištění filtru ve zpětné větvi. Tyto signály také postupovaly do výstražného signalizačního systému, kde se rozsvítilo žluté blikající tablo „ZKONTROLUJ HYDRAULICKÝ SYSTÉM“. Při každém jednotlivém zapnutí výstražného signálu se zapínal zapisovač letových parametrů MSRP. Pokud se rozsvěcela žlutá žárovka pro dva nebo tři systémy uváděl se do činnosti i systém výstražné řečové informace.
Pohonná jednotka.
Základem pohonné jednotky byly čtyři motory NK-86 se vzletovým tahem 13 000 kp, zavěšené na pylonech pod křídlem. Motor byl turboventilátorový, dvouproudový se směšováním proudů ve společném výstupním ústrojí. Stupeň dvouproudovosti byl velice nízký, pouhých 1,18. Motor tvořily klasické části proudového motoru – kompresor, spalovací komora, turbína a výstupní ústrojí. Kompresor byl osový dvoustupňový, první nízkotlakou část tvořilo pět stupňů. První dva tvořily ventilátor a vzduch od nich postupoval do vnějšího i vnitřního proudu. Vzduch vnějšího proudu postupoval až ke směšovači ve výstupním ústrojí. Vzduch ve vnitřním proudu přicházel přes statorové kolo s nastavitelnými lopatkami do vysokotlaké části, kterou tvořilo šest stupňů vysokotlakého kompresoru. Spalovací komora byla prstencová s velkým množstvím palivových trysek. Vysokotlaká turbina byla jednostupňová a nízkotlaká dvoustupňová. Ve výstupním ústrojí byl obraceč tahu, který byl neoddělitelnou součástí motoru. Jeho vrata se ovládala stlačeným vzduchem.
Palivový systém motorů navazoval na letadlový palivový systém a jeho hlavním úkolem bylo dodávat palivo pod tlakem do palivových trysek. Palivo dále sloužilo k ochlazení oleje olejového systému motoru a také sloužilo jako pracovní medium agregátů automatické regulace kompresoru motoru. Palivový systém motoru se skládal z nízkotlaké a vysokotlaké části. Nízkotlakou část tvořily nízkotlaké odstředivé dodávací čerpadlo, palivo-olejový chladič a ohřívač paliva s nízkotlakým filtrem. Palivová magistrála v úseku od vysokotlakého dodávacího čerpadla k palivovým tryskám tvořila vysokotlakou část systému. Tvořilo ji vysokotlaké čerpadlo, vysokotlaký filtr a dávkovací automat. Palivo k tryskám se přivádělo s tlakem 10-15 kp/cm2 při volnoběžném režimu a s tlakem do 60 kp/cm2 na vzletovém.
Konstrukční schéma motoru NK-86, s uvedením rozmístění snímačů otáček rotorů, tlaku paliva před tryskami a teploty výstupních plynů
Palivový systém motorů navazoval na letadlový palivový systém a jeho hlavním úkolem bylo dodávat palivo pod tlakem do palivových trysek. Palivo také sloužilo k ochlazení oleje olejového systému motoru a také sloužilo jako pracovní medium agregátů automatické regulace kompresoru motoru. Palivový systém motoru se skládal z nízkotlaké a vysokotlaké části. Nízkotlakou část tvořily nízkotlaké odstředivé dodávací čerpadlo, palivo-olejový chladič a ohřívač paliva s nízkotlakým filtrem. Palivové vedení v úseku od vysokotlakého dodávacího čerpadla k palivovým tryskám tvořilo vysokotlakou část systému. Tvořilo ji vysokotlaké čerpadlo, vysokotlaký filtr a dávkovací automat. Palivo k tryskám se přivádělo s tlakem 10-15 kp/cm2 při volnoběžném režimu a s tlakem do 60 kp/cm2 na vzletovém. Dodávku paliva k tryskám řídil na základě stanoveného regulačního programu dávkovací automat (ATD). Ten také zabezpečoval dávkování paliva i při spouštění motoru. Zapálení paliva při spouštění se uskutečňovalo dvěma zapalovacími úseky se zapalovacími svíčkami, které zapalovaly tzv. spouštěcí palivo, které tvořilo malé množství paliva přiváděného k zapalovacím úsekům. Teprve po zapálení tohoto paliva se začalo podle zadaného programu přivádět hlavní palivo a jeho zapálením se formoval plamen v celé prstencové spalovací komoře. Celé dávkování paliva probíhalo automaticky. Po stlačení tlačítka spouštění se uvedl do činnosti spouštěcí automat a zajistil, společně se startérem, správný průběh spouštění. Motor se spouštěl vzduchovým startérem, do něhož bylo možné přivádět vzduch od pomocné pohonné jednotky, pozemního vzduchového agregátu nebo již spuštěného motoru. Režimy práce motoru se zadávaly polohou plynové páky. Podle její polohy nastavil dávkovací automat odpovídající režim. Zajišťoval také přechody mezi jednotlivými režimy, ty měly na starosti v něm vestavěné akcelerační a decelerační automaty. Automatika motoru byla spolehlivá, ale hrubá měla také dost velký podíl na vysoké měrné spotřebě paliva, ta dosahovala v cestovním režimu 0,739 kg paliva/ 1 kp tahu x hodina.
Olejový systém zajišťoval dodávku oleje pro mazání součástí motoru a odvod částic, které vznikaly při jejich tření. Olejový systém motoru byl uzavřeného typu. Skládal se z nádrže, která se plnila plnícím hrdlem se síťovým filtrem. Před každým letem muselo být v nádrži podle olejoměru nejméně 25 litrů oleje. Dalším agregátem bylo dodávací čerpadlo, které přivádělo olej k vysokotlakému čerpadlu. Odtud šel olej již k mazacím tryskám mazaných míst. Vysokotlaké čerpadlo udržovalo tlak oleje v rozmezí 3,5 – 4 kp/cm2 při práci motoru v režimech vyšších než 0,7 nominálu a minimálně 2,5 kp/cm2 na režimech nižších. Pokles tlaku po tuto hodnotu byl signalizován žárovkou „MIN TLAK OLEJE“ u pilotů i palubního inženýra. Od jednotlivých mazaných míst byl olej odsáván zpětnými čerpadly. Přední opěra a opěra turbíny měly samostatná odsávací čerpadla, ze střední opěry olej stékal do skříně náhonů. Pro spojení systému s atmosférou sloužily odstředivé odvzdušňovače a odpěňovače. Před návratem do nádrže olej ještě procházel palivo-olejovým chladičem a filtrem se signalizací jeho zanesení. Pro zachycení případných ocelových částic byly do systému vřazeny magnetické „zátky“. Teplota oleje v systému se při správné činnosti pohybovala v rozmezí +250 C – + 1000 C. Povolená spotřeba oleje byla 1 litr oleje na hodinu letu.
Motor NK-86 zavěšený na pylonu letadla IL-86
Pomocná pohonná jednotka.
Pomocná pohonná jednotka měla označení VSU-10. Byla rozpracována na základě turbínového motoru GTD-21. Celý komplet tvořily: motor GTD-21; reduktor-multiplikátor RM-21; mechanicky poháněný kompresor PK-21, generátor střídavého proudu GT40PČ6 série 2 a mechanizmus přepouštění vzduchu za kompresorem PK-21. VSU-10 se používala jako autonomní energetický zdroj na zemi při vypnutých hlavních motorech a havarijních případech za letu. Na zemi ji bylo možné spustit do výšky 1000 metrů nad mořem, za letu bylo možné spustit do výšky 4000 m a mohla pracovat do výšky 5000 metrů. Nepřetržitě mohla pracovat až 15 hodin. Zabezpečovala napájení sítě letadla střídavým proudem 208V 400 Hz, dodávku 3,5 kg/sec stlačeného vzduchu do klimatizace letadla, dodávku vzduchu pro pohon turbočerpadel a vzduchu pro spouštění hlavních motorů.
Řízení letadla.
Letadlo k řízení využívalo výškové kormidlo, stabilizátor, směrovku, křidélka a spojlery v křidélkovém režimu. Kromě těchto hlavních řídících ploch patřily do systému řízení ještě prvky vzletově-přistávací mechanizace: vzletové klapky, sloty, brzdící štíty a spojlery v brzdovém režimu, ty mohly pracovat i ve smíšeném režimu (křidélkovém a brzdícím). Jako zdroje energie pro pohyb řídících ploch byly využívány hydraulické a elektrické systémy.
Rozmístění řídících ploch na letadle.
Výkonnými prvky, které přímo vychylovaly řídící plochy, byly hydraulické posilovače bez zpětného působení, řízení bez posilovačů nebylo možné.
Stabilizátor, vztlakové klapky, sloty a brzdící štíty se ovládaly dálkovým přenosem signálů na hydro-elektrické agregáty, které pohybovaly těmito plochami pomocí otáčejících se šroubových náhonů, kromě brzdících štítů, které se vychylovaly pomocí hydraulických válců.
Činnost systému řízení probíhala v ručním a automatickém režimu. Při ručním řízení se řídící plochy vychylovaly podle pohybů volantů, sloupku řízení a pedálů pilotů, ale s korekcí automatického systému řiditelnosti a stabilizace. Let v automatickém režimu zabezpečoval systém automatického řízení (SAU), který pohyboval kormidly, křidélky a spojlery v křidélkovém režimu a také stabilizátorem.
Řídící plochy, kromě křidélek, byly rozděleny do sekcí. Každá sekce se vychylovala pomocí dvou nebo tří současně pracujících hydraulických válců, kromě spojlerů, jejichž každá sekce se pohybovala pomocí jednoho hydraulického válce. Hydraulické válce byly připojeny bezprostředně k řídícím plochám. Každý válec byl napájen od jiného hydraulického systému. Do vedení řízení byla zařazena pružinová táhla, která umožňovala v případě zaklínění některé plochy vychýlení ostatních. Pokud došlo k vysazení napájení některého z válců, ostatní válce zabezpečovaly činnost řídících ploch v nezměněném režimu. Překonávaly pouze odpor rozpojovacích pružinových válců.
Schéma napájení a rozmístění ovládacích válců a pružinových válců na výškových kormidlech.
Vedení řízení bylo převážně táhlové. Lanové vedení bylo pouze mezi pákou „SPOJLERY“ a směšovacím mechanizmem a v příčném kanálu klasicky ve sloupku řízení od volantů k přechodovému mechanizmu, kde pod podlahou začínala táhla systému ovládání křidélek. V podélném a příčném kanálu byla vedení řízení zdvojena a byla vedena po stranách trupu. Obě tato vedení byla mechanicky spojena. Pokud by došlo k zaklínění jedné části, bylo možné je rozpojit a pro řízení použít funkční část.
Protože systém posilovačů nepřenášel zpět síly od řídících ploch, byly do všech kanálů řízení vřazeny speciální zatěžovače. Síly na zatěžovačích mohly být sníženy pomocí mechanizmů, které vytvářely efekt trimování. Tyto mechanizmy se uváděly do činnosti ručně přepínači „TRIMOVACÍ EFEKТ“, které byly umístěny na středním pultu palubních desek. Neutrální poloha trimovacích mechanizmů byla signalizována zelenou žárovkou. Při zapnutém autopilotu probíhalo trimování v podélném kanále automaticky, při vypnutí autopilota byly síly v podélném řízení sníženy na optimální minimum. Kromě trimování byla do systému řízení zařazena i změna převodového čísla pohybu řídících orgánů a výchylky odpovídajících kormidel. Převodové číslo křidélek a směrovky se měnilo v závislosti na rychlosti letu. Převodové číslo výškového kormidla se měnilo nejen na rychlosti, ale také poloze stabilizátoru a poloze samotného výškového kormidla. Při maximální rychlosti letu se úhel vychýlení směrovky zmenšoval 4, 86 krát a výchylka výškovky a křidélek 2 krát oproti výchylce, která vznikala při stejném pohybu řídících orgánů při letu rychlostmi, které se používaly při vzletu, odletu, přiblížení a přistání. Tento systém byl zařazen do kanálů směrovky a křidélek pro zabránění nežádoucích přetížení, která by mohla vést k destrukci konstrukce. V podélném kanálu zabezpečoval systém nastavení řízení tak, aby byla v každé poloze výškového kormidla dostatečná normovaná rezerva pohybu sloupku řízení. Automatický systém změny převodového čísla řízení bylo možné vypnout a ovládat nouzově ručně. Výchylky všech řídících orgánů bylo možné kontrolovat podle ukazatelů.
Palivový systém letadla.
Palivový systém letadla zabezpečoval dodávku paliva k motorům a pomocné pohonné jednotce. Palivo se v letadle rozmisťovalo v šesti hlavních nádržích, které měly označení č. 1A, 1, 2, 3, 4 a 4A a jedné doplňkové nádrže č. 5. Palivo v této nádrži se mohlo přečerpat k jednotlivým motorům, nebo mohlo být použito pro vyvažování a za letu se nepoužilo. V nádržích č. 1, 2, 3 a 4 byly tzv. předspotřební a spotřební úseky. Palivové nádrže měly následující objemy: 1A (4A) – 3420 litrů, 1 (4) – 13060 litrů, 2 (3) – 19680 litrů a nádrž č. 5 – 41 800 litrů. Celkově tak bylo možné naplnit 114 120 litrů paliva.
Schéma rozmístění a očíslování palivových nádrží pro pravou polovinu křídla. Na levé polovině jsou symetricky rozmístěny nádrže č. 1A, č. 1 a č. 2.
Celý systém byl spojen drenážním potrubím, které zachycovalo palivo, které při některých manévrech přeteklo odvzdušňovacím otvorem nádrže a přivádělo je do drenážních nádrží, které byly umístěny v koncové části křídla. Palivový systém zabezpečoval přečerpávání z hlavních nádrží do předspotřebních úseků, do spotřebních úseků a mezi jednotlivými nádržemi. Do každého předspotřebního úseku se přečerpávalo palivo z té nádrže, do které byl tento úsek vložen a také doplňkově z nádrže č. 5. Do těchto úseků se také přečerpávalo palivo z nádrží č. 1A a č. 4A. Toto přečerpávání se zapínalo, pokud byl zbytek v předspotřebních úsecích 3500 litrů paliva. Do spotřebních úseků se palivo přečerpávalo z odpovídajících předspotřebních. Přečerpávání do spotřebních úseků a také přečerpávání z hlavních nádrží do předspotřebních zajišťovala ejektorová čerpadla, z pomocné nádrže č.5 se palivo přečerpávalo pomocí jednoho ze dvou elektrických čerpadel (druhé bylo záložní). Dodávka čerpadel byla 12000 litrů za hodinu po 3000 litrů do každé nádrže. Tato čerpadla se zapínala vypínačem na panelu palivového systému. Systém přečerpávání mezi nádržemi sloužil pro vyrovnávání hladin mezi jednotlivými nádržemi v případě, že došlo k rozdílům ve spotřebě třeba při vysazení jednoho z motorů. Bylo možné přečerpávat i mezi jednotlivými polovinami křídla. Za letu neměl rozdíl mezi nádržemi 1A a 4A přesahovat 1500 kg a mezi polovinami křídla 3000 kg.
Panel ovládání palivového systému nesl konstrukční stopy letadel konstrukční kanceláře Iljušina – byl přehledný a umožňoval palubnímu inženýrovi rychlou a jednoduchou orientaci.
Systém automatického plnění se ovládal z panelu na pravé straně u kořene křídla, vedle plnících hrdel. Systém plnění paliva měl trojitou ochranu proti přeplnění palivových nádrží. Plnění probíhalo při připojení vnějšího elektrického zdroje, nebo při spuštěné pomocné pohonné jednotce.
Palivo se k motorům přivádělo ze spotřebních úseků jednotlivých nádrží pomocí dvou elektrických čerpadel. Pokud došlo k závadě jednoho čerpadla, druhé zabezpečovalo dostatečnou dodávku, pokud došlo k vysazení obou čerpadel, bylo možné přečerpat palivo z tohoto úseku do vedlejší nádrže a odtud přes propojovací kohout napájet motor, jehož původní dodávací čerpadla vysadila.
Celý systém čerpadel a palivových ventilů se ovládal na panelu palivového systému. K pomocné pohonné jednotce se palivo přivádělo z nádrže č. 4 pomocí dodávacího čerpadla, které bylo poháněno stejnosměrným proudem.
Palivový systém umožňoval nouzové vypouštění za letu. Ten zabezpečovala elektrická čerpadla nouzového vypouštění. V nádržích č. 1, 2, 3 a 4 bylo po jednom čerpadle nouzového vypouštění a v nádrži č. 5 byla čerpadla dvě. Z nádrží č. 1A a č. 4A přetékalo palivo při nouzovém vypouštění samospádem do nádrží č. 1 a č. 4. Palivo se vypouštělo rychlostí 2000 litrů za minutu. Při úplném vypuštění za letu zůstávalo v nádržích 19 000 kg paliva.
Pro měření množství paliva a signalizaci jeho minimálního množství se používal palivoměr SUITZ-3A. Indikátory množství paliva byly umístěny jednak v kabině posádky a také na plnícím panelu.
Protinámrazový systém.
Protinámrazový systém se rozděloval na: protinámrazový systém slotů a ocasních ploch; pohonné jednotky; systém ohřevu skel kabiny posádky; ohřevu snímačů tlaku a úhlu náběhu; systém signalizace námrazy; systém ohřevu vypouštěcích hrdel vodovodního systému a toalet a systém ohřevu dvířek vstupního ústrojí pomocné pohonné jednotky.
Sloty, stabilizátor a kýl byly vybaveny elektrickým protinámrazovým systémem, který shazoval let pomocí elektroimpulsní pružné deformace potahu nosových částí. Elektroimpulsní pružná deformace se vytvářela v důsledku vzájemného působení proudu induktoru a proudu přiváděného do potahu. Elektroimpulsní signály vytvářely tři samostatné nezávislé podsystémy. První systém zabezpečoval odmrazování poloviny sekcí levých i pravých slotů, druhý systém odmrazoval polovinu sekcí pravých slotů a polovinu ocasních ploch, třetí systém polovinu sekcí ocasních ploch a polovinu sekcí levých slotů.
Systém pracoval automaticky na základě signálu snímače námrazy na draku letadla a ručně zapnutím vypínače „ZAPNUTO-AUTOMAT“ na panelu systému odmrazování u palubního inženýra.
Protinámrazový systém pohonné jednotky byl určen k zamezení tvorby ledu na nosové části vstupního ústrojí, na rozváděcích kolech prvního stupně kompresoru motorů a na vstupním kuželu motorů. Tento systém využíval horký vzduch odebíraný od 9. stupně kompresoru motorů. Systém se také zapínal automaticky a ručně. Při signalizaci jednoho protinámrazového čidla ve vstupních ústrojích se zapínalo odmrazování všech čtyřech motorů. Ručně se systém uváděl do činnosti stejným vypínačem jako odmrazování slotů a ocasních ploch.
Dvířka vstupu vzduchu do pomocné pohonné jednotky vstup do ní byly také odmrazovány horkým vzduchem, který se odebíral od systému klimatizace. Klapky přívodu tohoto vzduchu se ovládaly vypínačem na spouštěcím panelu pomocné pohonné jednotky.
Čelní skla oken kabiny a boční otevíratelná okénka byla ohřívána elektricky střídavým proudem o napětí 200 V. Snímače plného tlaku (PPD) a snímače úhlů náběhu (DUA) byly vyhřívány stejnosměrným elektrickým proudem o napětí 27 V a zapínaly se automaticky při odlepení letadla od země.
Systém signalizace námrazy zabezpečoval rozsvícení signálních tabel „LED“ draku a „LED“ motorů na přístrojové desce palubního inženýra. Současně s nimi začala blikat informační žárovka „ZKONTROLUJ POS“ na palubní desce palubního inženýra. Kromě rozsvícení signalizace systém automaticky zapínal odpovídající protinámrazové systémy.
Schéma protinámrazového systému letadla IL-86
Elektrický systém.
Hlavními zdroji elektrické energie byly čtyři střídavé generátory, namontované na každém motoru. Generátory byly poháněny motory přes náhon stálých otáček (PPO), který zajišťoval stálou frekvenci dodávaného proudu. Jako nouzové zdroje se využívaly stejný generátor na pomocné pohonné jednotce a čtyři akumulátorové baterie. Pomocí těchto zdrojů a také dvou transformátorů a čtyř usměrňovačů byly napájeny střídavá síť 200/115 V, 400 Hz, střídavá třífázová síť 36 V, 400 Hz a stejnosměrná síť 27 V. Kromě toho pro zabezpečení samostatného napájení záložního umělého horizontu, vypínače korekce a snímačů zapisovače letových údajů MSRP střídavým proudem 36 V, 400 Hz, se na letadlech používal třífázový statický měnič (PTS). Jako nouzové zdroje se také využívaly pro napájení zvlášť důležitých agregátů a přístrojů jednofázovým napětím 115 V, 400 Hz a jednofázovým napětím 36 V, 400 Hz jednofázové statické měniče (POS) a jednofázové transformátory, které jimi byly napájeny. Tyto měniče se zapínaly pouze při závadě všech čtyř hlavních generátorů a pracovaly do chvíle, kdy byl připojen generátor na pomocné pohonné jednotce. Tyto měniče v nouzovém režimu napájely napětím 115 V 400 Hz: palivoměry, teploměry výstupních plynů motorů a pomocné pohonné jednotky, olejoměry, elektrický systém ovládání motorů, ukazatele množství hydraulické kapaliny a její zvýšené teploty, mechanizmy trimování výškového kormidla, směrovky a křidélek, zapisovač MSRP a osvětlení některých přístrojů.
Jednofázovým proudem 36 V 400 Hz byly v nouzovém režimu napájeny: manometry, které měřily tlak vzduchu na vstupu a za kompresorem pomocné pohonné jednotky, manometry brzdového systému a brzdových akumulátorů, radiokompas (1. polokomplet), signalizátor minimálního tlaku oleje v pomocné pohonné jednotce, ukazatele tlaku paliva a oleje a teploty oleje motorů, ukazatele polohy plynových pák.
Pro práci elektrických systémů letadla na zemi se používal vnější pozemní zdroj 200/115 V, 400 Hz, nebo generátor pomocné pohonné jednotky.
Práce systému napájení letadla se kontrolovala a ovládala na panelu elektrického systému, který byl umístěn po pravé ruce u palubního inženýra.
Hlavní systém napájení střídavým proudem 200/115 V se stabilizovanou frekvencí 400 Hz se svými sítěmi rozděloval na dva identické podsystémy – levou a pravou síť. Levou napájely generátory na motorech č. 1 a č. 2 (levá polovina křídla) a pravou motory č. 3 a č. 4. Obě sítě bylo možno za určitých podmínek propojovat.
Sekundární systém stejnosměrného proudu 27 V byl také rozdělen do dvou podsystémů – levého a pravého. Hlavními zdroji v každém podsystému byly dva usměrňovače, které pracovaly paralelně. Levé usměrňovače se napájely od motorů č. 1 a č. 2 a s akumulátory č. 1 a č. 2 tvořily levý podsystém. Pravé byly napájeny od motorů na pravém křídle a s akumulátory č. 3 a č. 4 tvořily pravý podsystém. Při pracujících usměrňovačích se akumulátory dobíjely. Při práci systému v nouzovém režimu byly nejdůležitější spotřebiče napájeny ze čtyř nouzových sběrnic stejnosměrného proudu. Nouzově napájených agregátů a přístrojů bylo velice mnoho. Akumulátorové baterie například v nouzovém režimu napřímo napájely: Akumulátor č. 1 – magnetofon (s automatickým zapnutím), ovládání požárního systému při přistání se zasunutým podvozkem (1.pořadí motorů č. 1 a 2), nouzové osvětlení salonů č. 1 – 3. Akumulátor č. 2 – systém MSRP 2. polokomplet napájení snímačů a zapisovače, ovládání požárního systému při přistání se zasunutým podvozkem (2.pořadí motorů č. 1 a 2) . Akumulátor č.3 : odpal kódovacího bloku odpovídače „svůj – cizí“, ovládání požárního systému při přistání se zasunutým podvozkem (1.pořadí motorů č. 3 a 4), ovládání dveří kuchyňky-bufetu, nouzové osvětlení salonů. Akumulátor č.4: systém MSRP 1. polokomplet napájení snímačů a zapisovače, ovládání požárního systému při přistání se zasunutým podvozkem (2.pořadí motorů č. 3 a 4).
Systém klimatizace a přetlakování.
Systém klimatizace byl určen pro:
zabezpečení normálních životních podmínek cestujících a posádky za letu i na zemi;
dodání stlačeného vzduchu od pozemních nebo palubních zdrojů pro spouštění motorů;
dodání stlačeného vzduchu pro práci turbočerpadel hydraulického systému;
ohřev a chlazení agregátů a zařízení
Horký vzduch od kompresoru každého motoru přicházel do jednoho ze čtyř identických paralelně pracujících systémů dodávky, který se skládal z podsystémů odběru a chlazení vzduchu.
Vzduch ochlazený na zadanou teplotu se z každého podsystému chlazení potrubím přiváděl do dvou sběrných kolektorů studeného a teplého vzduchu. Ze sběrných kolektorů přicházel vzduch do kabiny posádky, salonů cestujících a do kuchyňky-bufetu pro vytvoření přetlaku, ochlazení (ohřev) a ventilaci. Zadaný teplotní režim se v každém z uvedených prostorů udržoval systémem regulace teploty cestou změny poměru teplého a studeného vzduchu, kterého bylo dosaženo pomocí směšovací klapky. Celkový objem přiváděného vzduchu se neměnil. Všechny čtyři systémy dodávky vzduchu byly vzájemně propojeny propojovacími kohouty. S jejich pomocí bylo možno připojit pomocnou pohonnou jednotku do každého podsystému ochlazení a také zajistit spouštění libovolného motoru a napájení libovolného hydraulického turbočerpadla od pomocné pohonné jednotky nebo pozemního zdroje stlačeného vzduchu. Systém klimatizace pracoval zcela automaticky. Posádka jej pouze zapínala a vypínala. Automaticky pracoval také při vzniku závad. Systém měl automatické řízení, které propojováním, případně vyřazováním jednotlivých podsystémů zamezovalo vzniku havarijních situací při vzniku závad agregátů a zařízení v jednotlivých částech.
Vzduch pro práci systému se odebíral od 7. stupně kompresoru motoru při všech vyšších režimech než bylo 0,35 – 0,4 nominálního režimu. Při práci motoru na malých režimech (níže uvedené hodnoty) se vzduch odebíral od posledního 9. stupně kompresoru. Odběry od těchto stupňů kompresorů ovládala přepínací klapka na motoru, která dostávala signály od koncových vypínačů, umístěných na sektorech plynových pák motorů. Z vnějšího proudu motoru se vzduch odebíral na profukování vzduchově – vzduchového chladiče předběžného ochlazení. Vzduch, který se odebíral od kompresoru, se předběžně zpracovával v podsystému odběru, který zabezpečoval zapnutí a vypnutí odběru, a také předběžnou přípravu odebíraného vzduchu, kdy omezoval odebíraný objem, tlak odebíraného vzduchu a jeho teplotu v zadaných mezích.
Prvotní snížení teploty vzduchu, který přicházel od kompresorů motorů, se provádělo ve vzduchově – vzduchovém chladiči předběžného ochlazení, kde bylo automaticky dosahováno teploty 2000 C. Odtud vzduch přicházel ke druhému stupni ochlazení, který se skládal opět vzduchově – vzduchového chladiče a turbochladiče. Z nich vystupoval studený vzduch, který postupoval potrubími linie studeného vzduchu do sběrného kolektoru studeného vzduchu. Regulátor teploty automaticky v linii studeného udržoval teplotu vzduchu, která byla nastavena na panelu klimatizace u palubního inženýra ručně. Teplotu vzduchu ve „studené linii“ bylo možné kontrolovat na teploměru. Část studeného vzduchu se mísila s horkým a vytvářela tak teplý vzduch, který přicházel do kolektoru teplého vzduchu. Teplota v „teplé linii“ se automaticky stabilizovala regulátorem této linie. V obou těchto liniích byly umístěny signalizátory teploty, které vylučovaly možnost jejich přehřátí. Vzduch od všech čtyř systémů ochlazení přicházel do sběrných kolektorů a odtud byl distribuován dále. Teplota v kabině posádky, salonech cestujících a v kuchyňce – bufetu se regulovala regulátory teploty nezávisle na sobě pomocí výkonných mechanizmů (dvoukanálových klapek), které měnily poměr teplého a studeného vzduchu, který přicházel do jednotlivých prostor. Pro kontrolu činnosti systému byly v každém prostoru a v jeho systémech (potrubích) teplotní senzory. Jejich signály byly přiváděny na teploměry. Režim činnosti systémů se nastavoval přepínačem, který natavoval buď automatický, nebo ruční režim práce. Do kabiny posádky a salonů cestujících se vzduch přicházel dvěma ventilačními otvory: studený vzduch v horní části a teplý vzduch pro vytápění ve spodní části u podlahy. Nastavení jejich poměru zabezpečovalo udržování zadané teploty. Do kuchyňky – bufetu přicházel u podlahy teplý vzduch v konstantním množství. Do horní části se přiváděl studený vzduch, jehož množství nastavovaly klapky a regulovaly tak teplotu v této části. Pro individuální ventilaci byly v kabině posádky i v salonech cestujících umístěny elektrické ventilátory. Pokud pracovaly všechny čtyři podsystémy, přivádělo se do kabiny letadla 14 000 kg vzduchu za hodinu. To znamená, že od každého motoru se odebíralo 3 500 kg vzduchu za hodinu.
Systém automatické regulace tlaku v kabině.
Systém byl určen pro udržování tlaku v kabině vypouštěním vzduchu do atmosféry prostřednictvím vypouštěcích a pojistných ventilů. Zajišťoval: automatickou regulaci tlaku vzduchu v kabině podle zadaného programu v závislosti na vnějším barometrickém tlaku; automatické omezení přetlaku a rychlosti změny absolutního tlaku v kabině v zadaných hodnotách; automatickou ochranu kabiny proti nepovoleným změnám tlaku (přetlaku i podtlaku); automatický i ruční přechod z hlavního na záložní regulátor při nepovoleném zvýšení přetlaku nebo poklesu tlaku (rozhermetizaci) při závadě některého agregátu nebo při ztrátě elektrického napájení; ruční ovládání vypouštěcích a pojistných ventilů; rozhermetizaci pro vyrovnávání tlaku v kabině a venku; uzavření vypouštěcích a pojistných ventilů při přistání letadla na vodu; signalizaci nebezpečných hodnot tlaku v kabině pomocí světelných tabel a řečové informace.
Systém se skládal z hlavního elektro-pneumatického systému a záložního pneumatického systému, systému ručního ovládání pojistných ventilů, systému signalizace a podpůrného zařízení. Tlak v kabině nastavovaly čtyři vypouštěcí ventily. Pojistné ventily byly tři. Vypouštěcí ventily byly ovládány jak hlavním, tak záložním regulátorem. Hlavní elektro-pneumatický systém se uváděl do činnosti přepínačem „AUTOMAT-RUČNĚ“, který byl na panelu klimatizace u palubního inženýra. V poloze „AUTOMAT“ byl zajištěn krytkou a do systému bylo přiváděno napětí pro činnost povelového přístroje a potřebných signalizací. Hlavní systém zabezpečoval udržování tlaku v kabině podle zadaného programu a zajišťoval, že změna jeho hodnot nebude probíhat vyšší rychlostí než 0,18 mm Hg sloupce /sec. Při selhání hlavního systému docházelo k automatickému přepnutí na záložní systém. Na záložní systém bylo možné přepnout také ručně. V tomto případě se vypouštěcí ventily připojovaly k čistě pneumatickému povelovému přístroji a systém pracoval prakticky ve stejném režimu. Pokud došlo k závadě obou systémů, bylo možné přepnout vypínač do polohy „RUČNĚ“ a tlak v kabině řídit tlak v kabině ručním zadavačem v cejchovaném rozmezí „MÉNĚ-VÍCE“ a kontrolovat změny tlaku v kabině podle kabinového variometru a kabinového výškoměru. Pro rychlé rozhermetizování kabiny byla na zadavači poloha „ROZHERMETIZACE“, která sloužila pro rozhermetizování kabiny na zemi. Při normální práci systému neměla být rychlost změny výšky v kabině větší než 3 m/sec, výška v kabině měla být 2400 m a s výškou klesala při zachování přetlaku 0, 6 kp/cm2.
Kyslíkový systém.
Kyslíkový systém se skládal z kyslíkového vybavení posádky a kyslíkového vybavení cestujících a palubních průvodčích. Kyslíkový systém posádky se skládal ze stacionárního palubního kyslíkového systému a přenosného protidýmového ochranného bloku, který se skládal z lahve, regulační a uzavírací hlavice a protidýmové masky.
Schéma kyslíkového systému posádky a přenosného protidýmového systému s náhradní protidýmovou maskou.
Kyslíkový systém posádky zabezpečoval dodávku kyslíku k pracovním místům posádky v případě rozhermetizace, pokud se objevil dým v kabině a bylo jej možné použít také v případě, že členové posádky cítili potřebu snížit únavu při dlouhých letech (více než 4 hodiny). Stacionární systém tvořil jeden napájecí blok, který zajišťoval dodávku kyslíku pouze pro posádku. Jeho základem byla kyslíková lahev, která se plnila přes vnější přípojku na tlak 150 kp/cm2, od ní se přes regulační a uzavírací hlavici a snímač tlaku hadicemi přiváděl kyslík k jednotlivým pracovním místům v kabině posádky – k blokům kyslíkového vybavení, které se skládaly z úložného bloku a kyslíkové masky. Maska, která byla uložena v úložném bloku, byla zavřena dvěma dvířky. Když byla dvířka otevřena, kyslík přicházel do masky. Úložný blok měl vypínač, který řídil dodávku kyslíku do masky. Na čelní straně byla páka „KONTROLA“, tou se kontrolovala činnost bloku bez otevření dvířek. Blok pro kapitána byl umístěn na levém pultu pilotů, blok druhého pilota na pravém, palubního inženýra na stěně přepážky č. 9, a pro doplňkového člena posádky na vertikálním panelu nad ovládáním SPU. Kyslíkové masky měly přístroj, který reguloval poměr vdechovaného kyslíku a vzduchu. Na tomto přístroji bylo tlačítko „NOUZOVÁ DODÁVKA“. Pokud bylo stlačeno, dodával se krátkodobě do masky 100 % čistý kyslík. Na masce byla také páčka „100%“. Pokud byla uvedena do polohy „100%“, čistý kyslík proudil do masky dlouhodobě. Maska byla vybavena mikrofonem, který se zapínal přepínačem mikrofonů na každém pracovním místě posádky.
Kyslíkové vybavení pro cestující bylo na letadlech ve dvojím provedení, a to buď s nouzovým kyslíkovým systémem, nebo bez něho.
Varianta s nouzovým kyslíkovým systémem pro cestující a palubní průvodčí se skládala z nouzového kyslíkového systému a přenosných kyslíkových napájecích bloků. Nouzový systém zásoboval kyslíkem, který byl umístěn v sedadlech a bytových prostorách cestujících a palubních průvodčích, až do výšky 12 000 m. Přenosné bloky byly určeny pro poskytnutí pomoci cestujícím v případě rozhermetizace za letu a také umožňovaly pohyb palubních průvodčích při obsluze cestujících při této nouzové situaci. Bylo možné je také použít při náhlé nevolnosti některých cestujících za normálního letu.
Nouzový kyslíkový systém cestujících tvořily elektrické ovládací a kontrolní obvody a nouzové kyslíkové bloky (AKB). Zdrojem kyslíku byl chemický generátor kyslíku, který byl umístěn v kontejneru bloku. V tomto kontejneru se také nacházely masky MKP-1. Kyslíkové masky byly šňůrou spojeny s aktivátorem generátoru. Víka všech bloků se otevírala automaticky, pokud tlak v kabině klesl na hodnotu odpovídající výšce 4500 – 4200 m nebo vypínačem „CESTUJÍCÍ“ na panelu kyslíkového systému u palubního inženýra. Po otevření vík bloků kyslíkové masky vypadly z bloku, nebo zůstaly zavěšeny na šňůrách aktivace. Cestující si bral masku před ním a zatáhl, generátor se zapnul a kyslík přicházel do masky. Cestující, kteří seděli v prvních řadách dostávali kyslík z bloků, které byly umístěny v opěradlech jejich sedadel. Zásoba kyslíku v generátoru umožňovala dýchání po dobu 14 minut při rozhermetizaci ve výšce 12 000 metrů. Přenosné kyslíkové bloky se obdobně jako protidýmové bloky posádky skládaly z lahve, regulační a uzavírací hlavice a dvou kyslíkových masek. Dodávka kyslíku se zapínala ovládací pákou, která měla polohy „ZAPNUTO“ a „VYPNUTO“. Přenosných kyslíkových bloků bylo na letadle 8 pro potřeby palubních průvodčích a 13 pro potřeby cestujících.
Schéma přenosného kyslíkového bloku pro palubní průvodčí a cestující.
Schéma rozmístění nouzových kyslíkových bloků v kabině cestujících a dalších bytových prostorech.
Protipožární systém.
Letadlo bylo vybaveno systémy signalizace požáru a dýmu, systémem hašení požáru a zabránění výbuchu (systém neutrálního plynu). Systém signalizace požáru byl umístěn v gondolách motorů, úseku pomocné pohonné jednotky a v úsecích hlavních podvozkových noh. Systém signalizace dýmu byl nainstalován ve všech služebních, nákladových a zavazadlových prostorech spodní paluby a všech toaletách. Informaci o vzniku požáru nebo dýmu dostávala posádka pomocí světelné a zvukové signalizace. O požáru a dýmu informovalo blikající tablo „POŽÁR“ a „DÝM“ na přístrojových deskách pilotů a palubního inženýra. Zvukovou signalizaci představovala siréna a řečová informace. Pro zjištění požáru sloužily termoelektrické signalizační systémy. Systém signalizace dýmu využíval fotoelektrické senzory.
Prostory opěr hřídelí motorů měly v zónách zaplněných olejem teplotní senzory, které vydávaly signály nebezpečné teploty ložisek. Tento signál se objevoval na panelu motorových přístrojů palubního inženýra.
Systém hašení požáru. Gondoly motorů a úsek pomocné pohonné jednotky byly vybaveny stacionárními systémy hašení požáru. Pro likvidaci požáru v kabině posádky, salonech cestujících a prostorách spodní paluby se používaly ruční hasicí přístroje. Systém hašení požáru nebyl instalován v gondolách hlavních podvozkových noh. Pro hašení požáru v gondolách motorů a úseku pomocné pohonné jednotky bylo určeno šest hasicích přístrojů
2-10-5 chladon 114V2 (každá lahev obsahovala 14,1 kg směsi chladon 114V2 ). Přístroje byly seřazeny po dvou do tří pořadí. Elektrický systém ovládání umožňoval automatické, ruční a nouzové zapnutí hasicích přístrojů. V úseku pomocné pohonné jednotky to bylo pouze automatické a ruční. Automaticky se zapínalo pouze první pořadí na základě signálů, které vydal systém signalizace požáru. Ruční zapnutí se provádělo přepínači na požárním panelu posádky nebo palubního inženýra. Ručně mohlo být do činnosti uvedeno libovolné pořadí, včetně prvního. Nouzové zapnutí hasicích přístrojů bylo určeno pro předcházení vzniku požáru v motorových gondolách při přistání letadla na břicho. Při iniciaci nouzových vypínačů se přiváděla hasící kapalina do každé gondoly vnějšího motoru z jedné lahve a do každé vnitřní gondoly se současně přiváděl obsah dvou lahví. Nouzově se systém zapínal signálem koncových vypínačů, které byly umístěny na spodní straně každé motorové gondoly.
Pro likvidaci požárů v kabině posádky, salonech cestujících a prostorách spodní paluby bylo určeno 19 ručních hasících přístrojů: sedm vodních typu OR1-2 „VODA“, šest typu OR1-2 „CHLADON“ s oxidem uhličitým a šest typu OR2-6 „CHLADON“ se směsí chladon 12V1.
Systém neutrálního plynu byl určen pro zamezení výbuchu par paliva na hladinou paliva v nádrži č. 5 pří přistání letadla na břicho nebo při požáru v úsecích hlavních podvozkových noh. Systém obsahoval 5 lahví 2-10-1 chladon 13V1, které pojmuly každá 12,3 kg směsi. Do nádrže č. 5 se přiváděly rozprašovacím potrubím, které mělo šest řad nad hladinou paliva. Systém se zapínal ručně pomocí vypínače na panelu protipožárního systému, nebo koncovými vypínači nouzového zapnutí při přistání na břicho.
Schéma protipožárního panelu na palubní desce palubního inženýra.
Pilotážně –navigační vybavení
Do tohoto vybavení patřily systémy a přístroje pro měření vzdušných parametrů, integrované do informačního komplexu výškově – rychlostních parametrů (IKVSP)
Systémy a přístroje pro měření vzdušných parametrů byly určeny pro měření, výpočty a indikaci výšky letu, převýšení, čísla M a rychlostí: přístrojové, pravé, vertikální, maximálně povolené a zadané přístrojové, teploty vnějšího vzduchu a také vytvářely řídící signály pro SAU a ASAU. Zajišťovaly signalizaci mezních hodnot některých parametrů.
Tyto funkce na letadle plnily:
kombinované rychloměry a machmetry USIM – 2ks;
pult vertikálního manévru PVM-1M;
pult zadavače rychlosti PZS;
mechanický výškoměr VM;
mechanický výškoměr ve stopách „Žežer“;
variometry VR-30 – 3 ks;
variometry VR-75
Pilotážní a navigační vybavení tvořil základní navigační komplex „PIŽMA“.
Do tohoto komplexu patřily:
navigační počítač, který umožňoval programování tratě letu a přiblížení na přistání, automatické vedení letadla po trati a předběžné přiblížení na přistání, určení kursu a souřadnic polohy letadla a jejich korekci, indikaci průběžných navigačních parametrů, zobrazení navigační mapy prostoru na obrazovce INO;
základní systém kursu a vertikály, určený pro zformování a vydání spotřebičům gyromagnetického a gyroskopického kursů letadla;
dopplerovský měřič traťové rychlosti a úhlu snosu „DISS-ŠO 13V“;
radiotechnický systém blízké navigace a přistání „Radikal“, který byl určen pro měření a vydání spotřebičům šikmé vzdálenosti a azimutu radiového majáku a určení úhlových odchylek letadla osy glisády;
Pracoviště pilotů v kabině ukazuje rozmístění indikátorů a ovládačů pilotážně – navigačního vybavení.
radiotechnický systém blízké navigace „Kurs-MP-70“, který byl určen pro indikaci azimutu majáku „VOR“ a provedení přistání podle signálů přistávacích majáků (dvojitý komplet);
radiové dálkoměry SD-75, určené pro určení, indikaci a vydání spotřebičům šikmé vzdálenosti od majáků (2 ks);
automatické radiokompasy ARK-15M, které byly určeny pro měření kursového úhlu radiostanice a zabezpečení poslechu jejích signálů (2 ks);
radiomagnetické indikátory, určené k indikaci gyromagnetického kursu letadla a kursového úhlu radiostanice (2 ks);
radiolokátor „Groza-86“, určený k zobrazení povrchu země a zjišťování bouřkové činnosti;
na některých letadlech byl zabudován inerciální navigační systém I-11-1, na některých byl dálkový radiový navigační systém „Omega“.
Letoun byl vybaven dalšími signalizačními a výstražnými systémy. Automat úhlů náběhu a přetížení se signalizací AUASP -32 signalizující průběžný úhel náběhu a vertikální přetížení. Průběžný úhel náběhu se snímal senzorem DUA. Povolený úhel náběhu se vypočítával v závislosti na Machově čísle a poloze vztlakových klapek. Vertikální přetížení se měřilo akcelerometrem. Při dosažení maximálně povoleného úhlu náběhu blikala žárovka a zazněl bzučák do sluchátek a kabině posádky. Pokud bylo dosaženo maximálně povoleného vertikálního přetížení, pouze blikala žárovka, zvukový signál nezněl.
Detail pracoviště palubního inženýra a jeho přístrojových desek
Systém výstrahy přiblížení země SPPZ-1-2 – upozorňoval na přibližování země pracoval v rozmezí výšek 15 – 750 m při vzletu, klesání, přiblížení na přistání a průletu. Systém srovnával průběžné parametry letu s jejich mezními hodnotami pro danou skutečnou výšku letu.
Detail přístrojů na palubní desce kapitána letadla. Uprostřed je dobře vidět přístroj PKP-72 ser.8
Při vzniku nebezpečné situace vydával signál na tabla „NEBEZPEČÍ! ZEMĚ“ nebo „POD GLISÁDOU“ a vydával hlasovou informaci o této situaci. Tento systém pracoval v šesti režimech. Tyto režimy vždy signalizovaly nebezpečnou rychlost přiblížení se zemi, a to i v případě, že vertikální rychlost klesání se rovnala nule. Tato situace mohla nastat při letu v kopcovitých nebo horských oblastech a nezávisela od polohy klapek a podvozku.
V ostatních případech činnost systému závisela na poloze klapek a podvozku. Pro některé režimy bylo důležité i číslo M v dané fázi letu. V jednotlivých režimech vydával vizuální i hlasové signály: „ ZEMĚ“, „TÁHNI NAHORU“, „NÍZKO, PODVOZEK“, „NÍZKO, ZEMĚ“, „NÍZKO, KLAPKY“, „POD GLISÁDOU“, „GLISÁDA“. Při posledním šestém režimu, který se zapínal ve výškách od 15 do 250 metrů při vysunutém podvozku i vysunutých klapkách vydával povel „ZKONTROLUJ VÝŠKU“ v případě, že došlo k většímu, než byla stanovená hodnota, rozdílu mezi barometrickou výškou a skutečnou výškou letu.
Starší systém signalizace nebezpečného sblížení se zemí SSOS, který signalizoval posádce nebezpečnou rychlost sblížení se zemí, na letadle také zůstal zachován.
Pilotážní vybavení spojuje systémy, které řeší úkoly automatického, direktivního a ručního řízení. Základním systémem tohoto vybavení byl systém automatického řízení SAU-1T-2-86. K pilotážnímu vybavení dále patřily přístroje, které měřily a indikovaly polohu a její změny v prostoru (umělé horizonty, EUP, VK, AUASP a RV) a také automatický systém stability a řízení (ASUU) a systém trimování, které zabezpečovaly požadovanou stabilitu letadla ve všech režimech letu v rozsahu všech povolených poloh těžiště a hmotnosti a odlehčení sil na řídících orgánech při jejich pohybech pro vychýlení řídících ploch.
Pilotážní vybavení umožňovalo pilotovat letadlo v libovolnou denní a noční dobu a nezávisle na počasí. Zajímavostí bylo, že palubní inženýr se pro start a přistání přemísťoval mezi piloty a v horizontálním letu seděl bokem vpravo na svém pracovišti.
Kabina posádky s dobře viditelnými kolejnicemi na podlaze, které umožňovaly přesun sedadla palubního inženýra mezi piloty a zpět na své pracoviště.
Systém indikace a kontroly polohy letadla v prostoru: patřily do něho umělé horizonty, záložní umělý horizont AGR-72, elektrické zatáčkoměry EUP-53 a vypínače korekce VK-90 a také blok kontroly náklonů BKK-18 a dva signalizátory poruchy napájení SNP-1. Jako hlavní umělé horizonty se na letadle používaly pilotážně povelové přístroje PKP-72-8 ser.3
Radiové vybavení
Radiové prostředky spojení pracovaly v KV a VKV pásmech. KV spojení zabezpečovaly dvě stanice „MIKRON“, které využívaly společnou anténu. Jedna stanice sloužila jako pracovní a druhá sloužila jako „horká“ rezerva. V libovolný moment bylo možné přejít z první stanice na druhou. Ve stejném pásmu pracovala i havarijní stanice R-861, která byla schopna vysílat signál nouze a která měla být používána pouze v případě nehody, kdy měla umožnit za určitých podmínek spojení se záchrannými složkami. V pásmu VKV zajišťovaly spojení dvě samostatné stanice „BAKLAN“. Tyto stanice pracovaly v pásmu 118 – 135, 975 MHz s dělením kanálů 25 kHz. Bylo možné současně komunikovat přes obě stanice ze dvou pracovních míst, stanice byly připraveny k činnosti do jedné minuty po zapnutí, byly schopné předávat automaticky informaci o požáru na palubě od signálu systému výstražné řečové informace. Při vzniku havarijní situace byly napájeny z akumulátorových baterií.
Radionavigační vybavení bylo součástí pilotážně-navigačního komplexu „PIŽMA“.
Technická data:
| Modifikace | IL-86 |
| Rozpětí křídla, m | 48,06 |
| Délka, m | 60,21 |
| Výška, m | 15,5 |
| Plocha křídla, m2 | 361 |
| Hmotnost, kg | |
| Prázdného letadla | 111500 |
| Normální vzletová | 215 000 |
| Paliva | 89900 |
| Typ motoru | NK-86 |
| Max. vzletový tah, kp | 13000 |
| Pomocná pohonná jednotka (PPJ) | VSU-10 |
| Maximální rychlost, km/h | 970 |
| Cestovní rychlost, Km/h | 950 |
| Dolet, km | 3800 |
| Dostup, m | 12000 |
| Posádka | 3-4 |
| Užitečné zatížení, cestujících, kg | 350 v ekonomické třídě, 42 000 |
Použitá literatura a zdroje:
Г. В Новожилов: Из истории советской авиации САМОЛЕТЫ ОКБ имени С. В ИЛЬЮШИНА – Москва – Машиностроение 1988г.
Z internetu stažené provozní manuály a knihy:
Ефимов В.В. : КОНСТРУКЦИЯ И ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ – САМОЛЕТ ИЛ-86
«МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ»
Москва –2006
С.В.Кузнецов :ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС САМОЛЕТА ИЛ-86
Часть 1 и Часть 2
«МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ»
Москва –2008
АСЦ ГосНИИ ГА : ИЛ – 86 РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ (РЛЭ-86) ЧАСТЬ – 1
Москва -1980
АСЦ ГосНИИ ГА : ИЛ – 86 РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ (РЛЭ-86) ЧАСТЬ – 2
Москва -1980
Další internetové zdroje:
http://www.airwar.ru – Уголок Неба-большая авиационная энциклопедия – Ил-86 https://www.airwar.ru/enc/craft/il86.html
http://my-aviation.ru/main/legendary/83-legendarnye-samolety-il-baklazhan-86.html – Легендарные самолеты: Ил-«Баклажан»-86
https://testpilot.ru/russia/ilushin/il/86/il86_r.php – Широкофюзеляжные «ИЛЫ»
http://xn--80aafy5bs.xn--p1ai/aviamuseum/aviatsiya/sssr/transportno-passazhirskie-samolety/1945-g-1991-g/samolety-okb-ilyushina/dalnemagistralnyj-passazhirskij-samolet-il-86/ – Дальнемагистральный пассажирский самолет Ил-86
https://www.aex.ru/docs/10/2017/12/27/2702/print/ – Владимир Карнозов- Сорок лет первому серийному широкофюзеляжному авиалайнеру Ил-86
https://russianplanes.net/planelist/Ilushin/Il-86 – реестр самолетов Ил-86