Текст книги "Авиация и время 2013 06"

Автор книги: Авиация и время Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 8 (всего у книги 8 страниц)

… чрезвычайно большая опасность поражения самолетов от земного огня, которая может иметь место при наличии у земных войск надлежащей подготовленности и стойкости в бою, говорит за то, что объем задач по штурмовым действиям должен быть ограничен…

Штурмовая авиация, а в случае необходимости и все прочие виды боевой авиации …, могут быть с большой пользой применяемы для атак с воздуха по войсковым тылам (обозам), по войскам, не развернувшимся для боя, по артиллерии на позициях, по частным резервам в составе не менее батальона, по артиллерии при переходе на новые позиции, против конных масс при всякой боевой обстановке.

Все эти цели при отступлении противника становятся более уязвимыми и здесь авиация может развивать свои действия с наибольшим эффектом моральным и материальным, стремясь достичь не только расстройства, деморализации противника, но и уничтожения его.

При наступлении противника штурмовые действия направляются первоначально на объекты дальние (в рамках данного сражения) и затем, в зависимости от развития боев, переносятся ближе к дерущимся войскам, достигая наибольшего напряжения над полем боя при критической обстановке для своих войск».

Работы В.В. Хрипина и других советских авиационных стратегов свидетельствуют, что уже в конце 1920-х – начале 1930-х гг. были заложены фундаментальные основы тактики ВВС. Способы и методы ведения боевых действий всех родов боевой авиации, разработанные в СССР, успешно применялись и в ходе Второй мировой войны. К сожалению, в предвоенные годы большинство теоретических выкладок не удалось внедрить на практике. В итоге недостатки боевой подготовки, выявленные еще в ходе Одесских маневров, фактически остались неизлечимыми недугами советской авиации, с которыми она вступила в Великую Отечественную войну. Война же лечила застарелые болячки не скальпелем, а мечом.

Содержание «АиВ» за 2013 г

Монография

«Мститель» по-американски (Avenger) № 1

МиГ-15 – реактивный бестселлер № 2

Красавец, опередивший время (Vigilante) № 3

Як-40 – реактивный первенец местных авиалиний № 4

«Кондор» – бич Атлантики (FW 200) № 5

Ил-76 – самолет с искренней улыбкой № 6

В небе Украины

Самолет для любых аэродромов. К 40-летию первого полета Ан-28 № 1

Споттинг в Жулянах № 3

Мировой бестселлер в небе Украины (ЕС 130Т2) № 3

Air Squadron в Украине № 4

Крылатый полк. К 70-летию 933-го ИАП № 4

Ан-2-100 – украинская программа ремоторизации Ан-2 № 4

Вертолет поднялся выше Эвереста! № 5

Авиация в Одесских маневрах 1927 года № 6

Авиасалон

Aero India 2013 № 2

МАКС – авиасалон мирового класса № 2 Новосибирский Ан-2 № 3

50-й аэрокосмический салон Paris Air Show № 4

МАКС-2013 в цифрах и фактах № 5

Боевые вертолеты КНР № 5

Dubai Airshow 2013 № 6

Домашний авиамузей

Настольный «Мститель» № 6

Аэроархив

На руинах Великого и Могучего № 1

Нестареющий «Бичкрафт» № 2

Профессия – быть звездой № 2

Весна 1940. Несостоявшийся «Южный вариант» № 2

Гибель Петлякова № 3

«Эвенджер»: от Англии до Японии № 3 Горечь триумфа №№ 4, 5

Авиаэкзотика

Зловещий «Горный туман». Гидросамолет Аичи М6А «Сейран» и его предшественники №№ 4-6

Глазами очевидца

Последний летающий танк Страны Советов (Ил-102) № 1

Мой Аэрофлот. Об авиации, времени и немного о себе… № 3

Еще раз о Як-40 № 6

Авиация в локальных конфликтах Мали: война под небом, раскаленным добела… №№ 1, 2

«Одинокие волки». ВВС Чеченской Республики Ичкерия в 1992-94 гг. № 1

Боевые крылья Грузии № 5

Р-1 из 5-й отдельной разведывательной эскадрильи Украинского военного округа. Место базирования – Харьков

Гидросамолет Ю-20 ВВС Черноморского флота, который базировался на крейсере «Червона Украiна»

Гидросамолет ЮГ-1 из 60-й эскадрильи ВВС Черноморского флота

25 лет назад, 21 декабря 1988г. с заводского аэродрома Святошин в Киеве совершил первый полет самый большой самолет планеты Ан-225 «Мрiя». Управлял гигантом экипаж во главе с летчиком-испытателем А.В. Галуненко, в который также входили: второй пилот С.А. Горбик, старший бортинженер А.М. Шулещенко, бортинженер В.А. Гусар, штурман С.Ф. Нечаев, радист В.А. Белобородов и ведущий инженер по испытаниям М.Г. Харченко. Ан-225 создавался для перевозки на внешних узлах крупногабаритных грузов воздушно-космической системы «Энергия-Буран». На счету ««Мрiи» с «Бураном» 14 полетов в связке общей продолжительностью 28 ч 27 мин. После триумфального дебюта «Мрiи» с «Бураном» в Париже в 1989 г. в том же году на Ан-225 был установлен целый ряд мировых рекордов, включая полет с мак симальной взлетной массой более 508 т. На сегодняшний день в активе «Мрiи» 240 официальных мировых рекордов, среди которых и абсолютный рекорд грузоподъемности – 253820 кг. После распада СССР необходимость в Ан-225 как специальном транспортном средстве отпала. С 1994 г. полеты «Мрiи» прекратились. Лишь через 7 лет гигант был введен в строй уже как коммерческий грузовой авиалайнер. После ремонта и доработки «Мрiя» снова поднялась в воздух 7 мая 2001 г. Получив сертификат типа, она пополнила парк авиакомпании «Авиалинии Антонова». По состоянию на 4 декабря 2013 г., Ан-225 налетал 3822 ч (из них 3151 ч после возрождения) и выполнил 1015 посадок. Жизнь «Мрiи» продолжается, а в сборочном цехе ГП «Антонов» ждет решения о начале работ недостроенный второй самолет такого типа.

Фото В. Кобы

Краткое техническое описание военно-транспортного самолета Ил-76МД

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий высокоплан с Т-образным хвостовым оперением и убираемым в полете шасси. Планер самолета изготовлен из алюминиевых (Д-16Т, В-95, В-93, АК-6) и титановых (ВТ-16, ВТ-22) сплавов и сталей (ЗОХГСНА и др.). Особенностью конструкции является широкое применение фрезерованных панелей и трехслойных панелей с сотовым заполнителем. Экипаж самолета состоит из 6–7 человек: 2 летчика, штурман, бортинженер, радист, воздушный стрелок и оператор десантно-транспортного оборудования (при необходимости).

Фюзеляж полумонококовой конструкции, круглого поперечного сечения с максимальным диаметром 4,8 м. Его длина – 43,25 м. Фюзеляж состоит из кабины экипажа, грузовой кабины, отсека грузового люка и кабины воздушного стрелка. Поперечный силовой набор фюзеляжа включает 96 шпангоутов. Тремя технологическими разъемами фюзеляж разделен на четыре от-сека: Ф-1, Ф-2, Ф-3 и Ф-4, которые соединены между собой фланцевыми стыками по шпангоутам №№ 18, 67 и 90. Все отсеки, кроме Ф-3 (отсек грузолюка), герметичны. Максимальное избыточное давление в них равно 0,5 кгс/см².

В отсеке Ф-1 между шп. № 1 и № 14 расположена двухпалубная кабина экипажа. На ее верхней палубе располагаются рабочие места летчиков, бортинженера и радиста, на нижней – рабочее место штурмана. Тамбур верхней палубы является техническим отсеком, в котором у левого борта располагаются откидные сиденья для операторов ДТО, закрепленные на стенке шп. № 14. В полу этого тамбура имеется люк для доступа на верхнюю палубу. В тамбуре нижней палубы находятся туалет (по левому борту) и лестница на верхнюю палубу. На левом борту кабины экипажа между шп. № 9 и № 11 расположен люк шахты аварийного покидания самолета экипажем в полете. В стенке шп. № 14, которая отделяет кабину экипажа от грузовой кабины, имеются две двери: слева – дверь туалета, справа – дверь в кабину экипажа. Далее, между шп. № 15 и N? 17, по обоим бортам фюзеляжа расположены входные двери в грузовую кабину. В отсеке Ф-1 установлены две РЛС, антенны которых закрыты съемными радиопрозрачными обтекателями. Антенна обзорного радиолокатора КП-3 закреплена спереди на шп. № 1, а антенна навигационно-прицельного радиолокатора КП-2 – снизу между шп. № 3 и № 11. За этой антенной в отсеке Ф-1 находится ниша убранного положения передней опоры шасси.

Отсек Ф-2 фюзеляжа занимает грузовая кабина самолета. Пол грузовой кабины представляет собой каркас (низинки шпангоутов и продольные балки) покрытый титановыми листами с прокатом в виде шипов. Низинка шп. № 56 является порогом грузового пола, к ней на двух кронштейнах крепится рампа – отклоняемая часть грузового пола. Порог оснащен дополнительной опорой, используемой в процессе загрузки– разгрузки самолета. При закрытии грузолюка хвостовая опора убирается в специальную нишу рампы. Длина грузовой кабины без рампы (между шп. № 18 и № 56) – 20 м; с рампой (до шп. № 67) – 24,5 м. Ширина грузовой кабины – 3,45 м; высота – 3,4 м. Эксплуатационная ширина рампы – 3,45 м; угол наклона рампы в опущенном положении – 14'. Высота пола грузовой кабины от земли на стоянке – 2,2 м. Грузовая кабина сзади ограничена шп. № 67, стенка которого является гермостворкой. При открытии грузового люка эта створка отклоняется назад-вверх и фиксируется в отсеке Ф-3 замками.

К силовым шп. № 29, № 34 и № 41 отсека Ф-2 крепятся лонжероны центроплана крыла. Основные опоры шасси закреплены на силовых шп. № 37, № 41, № 45 и № 49. При уборке этих опор колеса частично прячутся в ниши фюзеляжа (между шп. № 35 и № 51), а частично в обтекатели. Обтекателями закрыты и кронштейны навески основных опор. Внутри обтекателей шасси находятся также агрегаты самолетных систем и оборудования.

Ф-3 – негерметичный отсек грузового люка, проем которого закрыт тремя створками: двумя боковыми и одной средней. При открытии грузолюка боковые створки отклоняются наружу, а средняя поднимается вверх и фиксируется двумя замками на шп. № 78. Верхняя часть этого отсека от шп. № 74 до шп. № 86 усилена подкилевой жесткостью, в которой (между шп. № 83 и № 85) находится люк килевого эксплуатационного лаза. Доступ в отсек Ф-3 при закрытом грузолюке осуществляется через дверь в гермостворке шп. № 67.

Отсек Ф-4 фюзеляжа представляет собой кабину воздушного стрелка. Кабина бронированная: в каркасе фонаря установлены бронестекла, а боковые стенки и пол кабины выполнены из стальных бронеплит толщиной 10 мм. Стрелок попадает в кабину через дверь в гермопангоуте № 90, используя при этом лестницу, шарнирно закрепленную внутри отсека Ф-3. По правому борту фюзеляжа между шп. № 91 и № 93 расположена дверь аварийного покидания кабины стрелка в полете.

Крыло стреловидное, трапециевидной формы в плане с наплывом по задней кромке. Крыло имеет четыре технологических разъема, которые делят его на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные (ОЧК) части крыла. Удлинение крыла – 7,9: угол поперечного «V» равен -3'. Стреловидность базовой трапеции крыла по линии Vi хорд – 25'. Угол установки крыла +3', при этом его геометрическая крутка составляет -3'. Профиль крыла – ЦАГИ П-151 с относительной толщиной 12,9 % (по бортовой нервюре) и 10,9 % (по стыку с ОЧК). Конструкция крыла – кессонного типа. Панели – фрезерованные. Кессоны центроплана и СЧК – трехлонжеронные, кессон ОЧК – двухлонжеронный. Центроплан крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа шестью узлами, расположенными по бортовым нервюрам. Практически весь кессон крыла (на 90 % его размаха) является топливным баком-отсеком.

Крыло высокомеханизированное. Передняя кромка консоли вдоль всего размаха оснащена предкрылком (5 секций), а задняя (от борта до элерона) – трехщелевым закрылком (2 секции). Закрылок – раздвижной, состоит из основного звена с дефлектором и хвостового звена. Угол отклонения закрылка на взлете – 30', на посадке – 40' (внешняя секция – на ОЧК) или 43' (внутренняя секция – на СЧК). Максимальный угол отклонения предкрылка – 25'. На внешней поверхности СЧК установлены 4 секции тормозных щитков, которые используются только на пробеге. Угол их отклонения – 40'. На внешней поверхности ОЧК установлены 4 секции интерцепторов, которые работают в двух режимах: как воздушные тормоза (на земле и в полете) и как органы поперечного управления самолетом (совместно с элеронами). Максимальный угол отклонения интерцепторов – 20'. Крыло оснащено двухсекционными элеронами, которые отклоняются на 28' вверх и на 16' вниз. Внутренняя секция элерона снабжена сервокомпенсатором, а внешняя – триммером.

Хвостовое оперение свободнонесущее, стреловидное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения – 49,6 м²; угол стреловидности по линии '/л хорд равен 38'. Площадь руля направления – 15,6 м²; руль отклоняется в пределах ±28". На PH установлены триммер и сервокомпенсатор. Площадь горизонтального оперения – 63 м², стреловидности по линии '/л хорд – 30'. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +2' до -8'. Площадь руля высоты – 17,2 м²; руль отклоняется на 21' вверх и на 15" вниз. Каждая из его половин снабжена триммером-сервокомпенсатором!.

Конструкции киля и стабилизатора – кессонного типа. Кессон киля – трехлонжеронный, кессон стабилизатора – двухлонжеронный. Киль крепится к фюзел яжу между шп. № 74 и № 86 посредством специального профиля. Стабилизатор присоединен к верхней части киля лонжеронами: вторые лонжероны киля и стабилизатора связаны шарнирным узлом, а между их первыми лонжеронами установлен винтовой подьемник. Внутри киля между вторым и третьим лонжеронами имеется лаз с лестницей для выхода на стабилизатор.

Шасси самолета – пятистоечное, состоит из управляемой носовой стойки и двух пар (передней и задней) основных стоек. Каждая из стоек оснащена жидкостно-газовым амортизатором и четырьмя колесами, установленными на одной оси. Основные стойки – телескопические с однокамерными амортизаторами, носовая – полурычажно'го типа с двухкамерным амортизатором. Колеса основных опор КТ-158 размером 1300x480 мм снабжены дисковыми тормозами и антиюзовьмм автоматами. Носовые колеса КТ-159 размером 1100x330 мм нетормозные. Пневматики всех колес – низкого давления, обеспечивающие возможность эксплуатации самолюта взлетной массой не более 152 т с грунтовых аэродромов (удельная прочность грунта не менее 6 кг/см²). Носовая опора – управляемая, ее колеса разворачиваются в диапазоне ±50' (на рулении) либо ±7' (на разбеге/пробеге). База шасси (от носовых до задних основных колес) – 14,17 м, колея по внешним колесам – 8,16 м. Носовая опора убирается против полета. Основные опоры убираются по направлению к оси самолета, при этом колеса поворачиваются на 90' вокруг продольных осей стоек.

Силовая установка включает четыре двухконтурных турбореактивных двигателя Д-30КП 2-й серии, размещенные в мотогондолах на пилонах под крылом. Тяга двигателя на взлетном режиме (в условиях MCA) – 12000 кгс; на крейсерском режиме (высота полета 11000 м, скорость 860 км/ч) – 2750 кгс… Удельный расход топлива на взлетном режиме (без отборов) – 0,49 к: г/кгс ч; на крейсерском режиме – 0,69 кг/кгсч. Сухая масса двигателя – 2985 кг, длина – 5.45 м, максимальный диаметр – 1,56 м. Степень двухконтурности двигателя равна 2,33. Ресурс двигателя – 2000 ч, наработка – не более 1700 запусков.

Двигатель выполнен по двухвальной схеме. Он состоит из трехступенчатого вентилятора, одиннадцатиступенчатого компрессора высокого давления, трубчато-кольцевой камеры сгорания с 12-ю жаровыми трубами, двухступенчатой турбины высокого давления, четырехступенчатой турбины низкого давления, камеры смешения и нерегулируемого реактивного сопла. Каждый двигатель снабжен реверсивно-тормозном устройством, представляющим собой две вертикальные створки, которые в нерабочем положении являются хвостовой частью мотогондолы. На пробеге они поворачиваются навстречу друг другу и перекрывают выхлопную струю двигателя, направляя газы в стороны и вперед. Скорость применения реверса – не менее 50 км/ч; время непрерывной работы двигателя в режиме реверса – не более 60 с.

Запуск двигателя на земле – воздушный от наземной установки воздушного запуска А-86М или бортовой ВСУ ТА-6А, которая располагается в переднем отсеке левого обтекателя шасси. Сухая масса ТА-6А – 290 кг, количество отбираемого воздуха – до 1,35 кг/с, время непрерывной работы – не более 5 ч. Запуск двигателя в воздухе с использованием авторотации разрешается на высоте до 7000 м и при скорости не более 715 км/ч.

Топливо размещается в двенадцати крыльевых баках общей емкостью 114500 л. Баки разделены на четыре группы по три бака в группе. Каждый двигатель питается из своей группы, но все группы баков соединены между собой магистралями кольцевания. Минимальный невырабатываемый остаток топлива – 890 л. Заправка топливных баков может осуществляться централизованно либо через заправочные горловины каждого бака, расположенные сверху на крыле. Централизованная заправка производится под давлением через два бортовых штуцера, находящихся в правом обтекателе шасси. Скорость централизованной заправки – 3000 л/мин, количество заливаемого топлива – 107900 л. В правом обтекателе шасси установлен также генератор нейтрального газа, который вырабатывает углекислый для заполнения надтопливных пространств баков. Углекислый газ в генераторе образуется из атмосферного воздуха в результате сжигания топлива.

Противопожарное оборудование самолета включает стационарную систему пожаротушения и ручные переносные огнетушители. Стационарная система обеспечивает обнаружение и ликвидацию пожара в отсеках крыла, мотогондолах, отсеках ВСУ и генератора нейтрального газа. В качестве огнегасящего состава в этой системе используется жидкий фреон R114B2, который содержится в шести огнетушителях – трех УБЦ-16-6 емкостью по 16 л и трех УБШ-3-1 емкостью по 3 л, закрепленных на левом и правом бортах грузовой кабины между шп. № 26 и № 29. На законцовках крыла и обоих обтекателях шасси установлены датчики аварийного включения системы пожаротушения. Если при посадке с убранными шасси срабатывает хотя бы один из них, огнегасящий состав поступает во все пожарозащищенные отсеки.

Ручные переносные огнетушители находятся в техническом отсеке, кабине штурмана и кабине воздушного стрелка (по одному огнетушителю ОР-1-2 емкостью 2 л), а также в грузовой кабине (два огнетушителя ОР– 2–6 емкостью по 6 л). Огнегасящий состав в них – фреон R12B1 +азот.

Основные летно-технические данные вариантов самолета Ил-76

Тип самолета	Ил-76	ИЛ-76М	ИЛ-76МД	ИЛ-76МФ
Длина, м	46,59			53,19
Размах крыла, м	50,50
Площадь крыла, м²	323,0
Высота на стоянке, м	14,76
Масса, т:
– топлива	79,0		90,0
– пустого самолета	86,0	93,0	96.0	101,0
– максимальная взлетная	172,0		190.0	210,0
– максимальная посадочная	151.5		157,5	н. Д.
– максимальная груза	33,0 47,0	48,0	60,0
Кол-во и тип двигателей	4хД-30КП			4хПС-90
Взлетная тяга (кгс)	4x11800	4x12000	4x12250	4x14500
Скорость, км/ч:
– макс. (большая высота), км/ч	860	860	860	860
– макс. (у земли), км/ч	620	620	620
– крейсерская, км/ч	550-760	500-760	550-760	550-760
– десантирования, км/ч	260-400	260-400	260-400	260-400
Практический потолок, м	12000	12000	12000	12500
Дальность полета, км с грузом, т	3650/33.0	3000/42,0	4000/48,0	4200/60,0
		5000/28,0	4200/42,0	5800/40,0
		6100/20,0	7200/20,0	8600/20,0
Перегоночная дальность, км	7300	7300	9000	10000
Длина разбега (макс. взлет, масса), м	1800	1600	1850	1700
Длина пробега (макс. посадоч. масса), м	1000	1000	1000	1000

Система управления самолетом – бустерная, необратимого типа. Проводка управления – жесткая. Отклонение рулей и элеронов осуществляется посредством автономных рулевых машинок, объединяющих в одном агрегате гидроусилитель и электрическую насосную станцию с баком. Интерцепторы работают от обычных бустеров. Управление предкрылками, закрылками и тормозными щитками – электрогидравлическое, стабилизатором – электромеханическое. Самолет оборудован системой автоматического управления САУ-1Т-2Б, с помощью которой можно управлять всеми рулевыми поверхностями, стабилизатором и тягой двигателей. САУ обеспечивает автоматический и директорный режим управления самолетом, как в полете (на высотах от 400 м до максимальных), так и при заходе на посадку (до высоты не ниже 60 м).

Гидравлическая система обеспечивает работу предкрылков, закрылков, тормозных щитков и интерцепторов, уборку/ выпуск шасси, работу систем торможения колес и поворота передней опоры, управление рампой, гермостворкой, створками грузолюка и хвостовой опорой, открытие/закрытие входных дверей и аварийных люков кабин, привод стеклоочистителей и створок фотолюка. Она состоит из двух независимых подсистем, соединенных краном кольцевания. Общая емкость гидросистемы – 237 л. В качестве рабочей жидкости используется масло АМГ-10. Источниками давления являются 4 насоса НП– 89, которые установлены на двигателях, 2 насосные станции НС-46 в нише шасси и 2 гидроаккумулятора. Рабочее давление в гидросистеме – 210 кгс/см г.

Электросистема самолета обеспечивает питание потребителей, как постоянным током, так и переменным однофазным и трехфазным током. Основные источники электрической вырабатывают трехфазный переменный ток напряжением 206 В и частотой 400 Гц. Ими являются четыре генератора ГТ-60 ПЧ6А мощность по 60 кВА, установленные по одному на каждом двигателе. Аварийным источником трехфазного тока 206 В/400 Гц служит генератор ГТ-40 ПЧ6А мощность 40 кВА, который работает от ВСУ. Потребители, использующие ток других параметров, питаются через различные преобразующие устройства. Источниками трехфазного переменного тока 36 В/400 Гц являются понижающие трансформаторы ТС-320 и преобразователь ПТ– 125Ц. В аварийной ситуации ряд потребителей питается переменным однофазным током 115 В/400 Гц через преобразователь П0-750А. Основным источником постоянного тока напряжением 27 В являются четыре выпрямительных устройства типа ВУ-6А. Резервный источником постоянного тока – генератор ГС-12ТО на ВСУ. При отказе всех основных генераторов питание особо важных потребителей до запуска в воздухе ВСУ (на высоте не более 3000 м и скоросiи до 370 км/ч) осущеовлмеюн от аварийной системы постоянного тока – четырех аккумуляторных батарей 20НКБН-25, которые находятся в правом обтекателе шасси. Емкости аккумуляторов хватает на 20–30 мин полета.

Противообледенительная система самолета включает воздушно-тепловую и электротепловую ПОС. Носки хвостового оперения, лобовые стекла кабины экипажа, приемники полного давления и датчики углов атаки оборудованы электрообогревом. Предкрылков, воздухозаборники и коки двигателей обогреваются горячим воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей.

Пилотажно-навигационное оборудование. Пилотажный комплекс включает: систему автоматического управления САУ-1Т-2Б; авиагоризонты УКТ-2 и АГБ-3; систему воздушных сигналов CBC-1-72-IB; централь скорости и высоты ЦСВ-ЗМ– 1Б; электромеханические высотомеры УВИД-30-15; высотомеры ВМ-15 и ВМФ-50; вариометры ВАР-ЗОМК и ВАР-75К; комбинированный указатель скорости КУС-730/1100; указатель числа М МС-1К; автомат углов атаки и перегрузки АУАСП-18; электрический указатель поворота и скольжения ЭУАП-53МК-500; систему сигнализации опасного сближения с землей "Вектор»; центральную гировертикаль ЦГВ– 10П; блок сравнения гировертикалей БСГ-2П; выключатель коррекции ВК-90. В состав навигационного комплекса входят: навигационно-прицельная РЛС КП-2В; обзорная РЛС КП-ЗА; управляющий вычислительный комплекс КП-1Д-76 с ЦВМ “Гном-IA” и система контроля его работоспособности КП-7; точная курсовая система ТКС-П; допплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-013-С2М; инерциальная навигационная система ИНС-11-76; аппаратура межсамолетной навигации МСН-76; совмещенный магнитный компас КИ-13.

Бортовое радиооборудование. В состав радионавигационного оборудования входят: система ближней навигации и посадки КУРС-МП-2; радиосистема ближней навигации РСБН-7С; два комплекта автоматического радиокомпаса АРК-15М; ультракоротковолновый радиокомпас АРК-У2; радиовысотомер малых высот РВ-5; самолетный дальномер СДК-67; самолетные ответчики СОМ-64 и самолетный ответчик С0-70; радиосистема дальней навигации А-711 (А-713); аппаратура для работы с наземными маяками-ответчиками А-811 (А-817). Радиосвязное оборудование включает: радиостанцию метрового и ДМ диапазонов Р-862; KB-радиостанции Р-847Т и Р-861; аварийную радиостанцию Р-855 УМ; аппаратуру телекодовой связи Р-099М; самолетное переговорное устройство СПУ-8; самолетное громкоговорящее устройство СГУ-15; речевой информатор РИ-65Б; магнитофон самолетный МС-61 Б.

Десантно-транспортное оборудование обеспечивает погрузку/выгрузку и транспортировку самоходной и несамоходной техники, различных грузов и личного состава, парашютное и посадочное десантирование, перевозку больных и раненых. Для погрузки несамоходной колесной техники используются две электролебедки ЛПГ-3000, установленные в передней части грузовой кабины между шп. № 14 и № 16. Тяговое усилие каждой лебедки – 3000 кг. Универсальные контейнеры, платформы и другие стандартные грузы массой до 10 т загружаются с помощью четырех электротельферов ЭТ-2500. Грузоподъемность каждого тельфера – 2500 кг. Они перемещаются вдоль фюзеляжа по двум рельсам, закрепленным на потолке грузовой кабины и внутренней поверхности гермостворки шп. № 67. Самолет может перевозить различную номенклатуру стандартных грузов, например, 12 поддонов ПА-2,5 массой по 2500 кг, или 6 контейнеров УАК-5 массой по 5670 кг, или 4 контейнера УУК-10 массой по 10160 кг. При перемещении контейнеров и поддонов вдоль грузовой кабины используются рольганги, для установки которых в грузовом полу и рампе имеются четыре желоба. Для крепления перевозимых грузов на борту самолета предусмотрен комплект швартовочного оборудования: швартовочные узлы, цепи, ремни, сетки и другие приспособления. Личный состав перевозится в грузовой кабине на десантных сиденьях: откидных бортовых и съемных центральных.

Вооружение самолета включает кормовую дистанционно управляемую оборонительную установку, оснащенную двумя двуствольными скорострельными пушками ГШ-23Л калибром 23 мм с оптическим прицелом и РЛС обнаружения и прицеливания 4ДКЭ. Самолет оборудован системой предупреждения об облучении СПО-Ю и при необходимости может быть оснащен станциями постановки помех. Под крылом могут крепиться четыре держателя для подвески авиационных бомб калибром до 250 кг.

Ил-78М (СССР-76701)

Ил-76 ТД (СССР-76468)

ИЛ-76ТД-90ВД

Ил-76МД-90А

Ил-76МФ