Инструкция по боевому применению самолета ил 76

А.Ф.Белан

На правах рукописи

ИНСТРУКЦИЯ

ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

САМОЛЕТА ИЛ-76

г.Клин-5, Издательство “Мысль народа”, 1998 год

СОДЕРЖАНИЕ:

ОБЩИЕДАННЫЕ САМОЛЕТА ИЛ-76	1
Геометрические характеристики	1
Ограничения самолета	4
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САОЛЕТА	10
Система управления	10
Электроснабжение самолета	17
Кислородное оборудование	21
ВСУ ТА-6А	23
Противообледенительная система	27
Стеклоочистители	31
Двигатель Д-30КП (II серии)	32
Гидросистема самолета Ил-76	47
Шасси	49
Высотное оборудование	52
САУ-1Т-2Б	65
Система пожаротушения	67
Топливная система	70
Импортные масла и жидкости	75
Оборудование грузовой кабины	76
Радиоэлектронное оборудование	80
ПРОВЕРКИ ОБОРУДОВАНИЯ	90
СИГНАЛЬНЫЕ ТАБЛО	99
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ	105
Отказы двигателя	105
Пожар	112
Отказы САРД	118
Отказы в системе управления самолетом	120
Особые случаи посадки	128
Отказ генераторов	136
Тряска самолета в полете	138

ОБЩИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Ил-76

Геометрические характеристики
Размах крыла 50,5 м

Длина самолета 46,6 м

Высота самолета на стоянке 14,76 м

Фюзеляж

Длина фюзеляжа 43,25 м
Диаметр миделевого сечения 4,8 м
Удлинение 9

Длина грузовой кабины без рампы 20 м
Длина грузовой кабины с рампой (до гермоперегородки) 24,5 м
Ширина грузовой кабины 3,45 м
Высота грузовой кабины 3,4 м

Длина рампы 5 м
Ширина рампы (эксплуатационная) 3,45 м
Стояночный угол наклона рампы 14°
Высота от земли до пола грузовой кабины 2,2 м

Крыло
Площадь без наплыва (по базовой трапеции) 300 м²
Угол поперечного V крыла — 3°
Профили ЦАГИ П – 151

САХ 6,436 м
Расстояние от передней кромки до начала САХ 18,141

Установочный угол атаки: на борту 3°

на конце 0°
Геометрическая крутка — 3⁰
Угол стреловидности по 1/4 хорд 25°
Относительная толщина профиля, %:

по борту фюзеляжа (0,095 z = 2,4 м) 12,9

0,45 z = 11,4 м 10,9

Относительная кривизна профиля, %:

по борту фюзеляжа (0,095 z ) 0,8

0,45 z 1,4

Угол отклонения:

внутренних закрылков 43°

внешних закрылков 40°
предкрылков 25°
элеронов вверх — 28°
вниз +16°

триммеров ±15°
сервокомпенсаторов вверх 30°

вниз 20°
спойлеров:

в тормозном режиме 20°
в элеронном режиме 20°

тормозных щитков 40°

Горизонтальное оперение
Размах 17,4 м

Площадь 63 м²

Площадь РВ 17,2 м²

Угол стреловидности по 1/4 хорд 30°

Угол отклонения стабилизатора:

на кабрирование — 8°
на пикирование +2°

Угол отклонения РВ: на кабрирование 21°

на пикирование 15°

Угол отклонения триммера – флетнера РВ:

в качестве триммера вверх 4°

вниз 7°

в качестве флетнера вверх 5⁰

вниз 7⁰

Вертикальное оперение

Площадь 49,6 м²

Площадь РН 15,6 м²

Угол стреловидности по 1/4 хорд 38°

Угол отклонения РН в полёте ± 27°

на земле ± 28°

Угол отклонения триммера РН ±10°
Угол отклонения сервокомпенсатора РН:
в полете ±20°
на земле ±15°

Шасси
Колея шасси по внешним колесам 8,16 м
База шасси (от носовых до задних главных колес) 14,17 м
Угол отклонения колёс передней опоры:

при рулении

+ 50⁰

при взлёте – посадке

+ 7⁰
Двигатели
Расстояние от плоскости симметрии самолёта до

оси двигателя:

внутреннего 6,35

внешнего 10,6

Высота от земли до двигателя 2,55 м

Стояночный угол самолета (G=170т,САХ==30%) 0,85°

Крейсерская скорость 750 — 800 км/ч

Перегоночная дальность 10000 км

Практический потолок (км) температура +15°:
Вес 100 110 120 130 140 150 160

4 двигателя 12.85 12.75 12.25 11.75 11.25 10.75 10.25

3 двигателя 10.2 9.7 9.5 9.25 8.7 8.5 8.2

170 180 190

4 двигателя 9.75 9.25 8.75

3 двигателя 7.75 7.25 6.75

Ограничения самолёта

Ограничения по весу

	Ил-76Т	Ил-76ТД
ИВПП	ГВПП	ИВПП	ГВПП
Мах рулёжный вес, т Мах взлётный вес, т Мах вес без топлива, т Мах посадочный вес, т Мах количество топлива на исп.старте (при этом вес самолёта не должен превышать мах взлётный вес), т Мах-доп вес топлива при посадке, т Мах вес коммерческой нагрузки (включая вес контейнеров, поддонов и служебной нагрузки), т	171 170 128 151,5 84,6 50 43,4	153 152 118 135,5 66,6 30 33,4	191 190 138 151,5 90 50 50	153 152 121,4 135,5 64 30 33,4

Мах-доп вес груза на рампе (включая вес

контейнера), кг 5000

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. Транспортировка груза на рампе весом 5 т. допускается только в контейнерах УАК-5 или УАК-5А на самолётах, рампы которых оборудованы швартовочными узлами для крепления этих контейнеров.
2. При установке на рампу груза весом от 2 до 5 т. избыточное давление в грузовой кабине должно быть уменьшено до значений, указанных в табл. 6.8.3 М.

Ограничения по центровкам
предельно передняя 20% САХ

предельно задняя 40% САХ

Ограничения при полетах на больших углах атаки
М 0,54 0,6 0,7 0,74 0,77

доп 15° 13,5° 11° 10° 9°

Ограничение высоты полёта
Максимальная высота полёта в зависимости от полётного веса:

Высота, м 9100 9600 10100 10600 11100 11600 12100

Вес, т 183 173 163 153 143 133

> 123
Допустимый диапазон маневренных перегрузок в полете
Вес Механизация убрана Механизация выпущена

170 т — 0,3…+2,0 +0,2…+1,7

170 т и более — 0,3…+1,8 +0,2… +1,5

Максимально допустимые перегрузки при полетах в неспокойной атмосфере
G самолета 100 120 140 160 180

n_{у макс доп} 2,9 2,6 2,4 2,2 2,1

По скорости ветра:

Скорость ветра максимально встречного 25 м/с

Скорость ветра максимально допустимая при рулении

(бустеры включены, рули и элероны расстопорены) 15 м/с

Боковая составляющая под углом 90° к оси ВПП:

сухая ВПП 12 м/с

мокрая ВПП 7 м/с

Попутная максимальная составляю­щая ветра 5 м/с

По минимуму самолёта
А. Минимум для взлёта

Видимость (дальность видимости) на ВПП, м
С огнями осевой линии (Д и Н)	Без огней осевой линии
При наличии ОВИ	Без ОВИ
День	Ночь	День	Ночь
200	400	500	500	700

Б. Минимум для посадки

Минимум для посадки	ВПР, м	Видимость, м
Автоматический заход Директорный заход По радиомаячной СП (ПСП) По РЛ СП и ПАР (РСП + ОСП) По РЛ СП (РСП) По двум ПАР (ОСП) По одной ПАР (ОПРС) Визуальный заход	60 60 100 100 120 120 250 160	800 800 1200 1200 1500 1800 4000 3000

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. Минимумы применяются при наличии ЗАР, время полёта до которого от аэродрома вылета не превышает 2 часов. В качестве ЗАР в этом случае принимается аэродром, на котором фактические и прогнозируемые метеоусловия не ниже минимума для посадки на нём. При отсутствии ЗАР решение на вылет принимается, если метеоусловия на аэродроме вылета не хуже минимума для посадки на нём.
2. Минимум 200 м. применяется при =0,5 и боковой составляющей ветра не более половины пред.доп. значения для взлёта.

Минимально допустимые скорости и скорости сваливания:
G 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190
0°/0° 250 262 275 285 295 305 315 325 335 343

14°/15° 210 220 230 238 245 255 263 272 280 287

14°/30° 185 195 203 210 220 228 235 243 249 256

25°/30° 185 190 200 208 215 225 232 240 247 253

25°/43° 160 165 175 182 188 195 203 208 215 220
0°/0° 221 232 243 253 263 272 281 290 298 305

14°/15° 172 186 194 203 210 218 224 231 238 245

14°/30° 158 166 174 181 188 194 200 207 213 218

25°/30° 155 162 169 176 182 190 196 202 207 213

25°/43° 144 151 158 165 171 177 183 187 194 200

Эксплуатационные скорости

Ограничения по приборным скоростями числу М
Максимально-допустимая скорость в условиях

нормальной эксплуатации (Vmax э), км/ч 600

То же при остатке топлива менее 5000 кг. 550

Максимально-допустимая скорость с выпущенным

шасси (в том числе при экстренном снижении), км/ч 600

Максимально-допустимое число М полёта 0,77

Максимально-допустимые скорости полёта с выпущенной

механизацией крыла, км/ч:

предкрылки отклонены на 14⁰ 400

предкрылки отклонены на 25⁰ 370 (380)

закрылки отклонены на 15⁰ 400

закрылки отклонены на 30⁰ 370

закрылки отклонены на 43⁰ 280

Для самолёта Ил-76ТД максимально-допустимая

скорость с выпущенной механизацией при заходе

на посадку с весом, превышающим максимальный

посадочный, км/ч

закрылки отклонены на 30⁰ 380

закрылки отклонены на 43⁰ 300

Максимальная скорость при выпуске и уборке шасси

в условиях нормальной эксплуатации, км/ч 370

Для самолёта Ил-76ТД максимально-допустимая

скорость выпуска шасси при посадке с весом,

превышающим максимальный посадочный 390

Максимально-допустимая скорость при выпуске

шасси для экстренного снижения, км/ч 500

Максимальная скорость при аварийном выпуске

шасси, км/ч 350

Максимально-допустимая скорость при неработающих

демпферах рыскания и крена, км/ч 500

Максимально-допустимый поворот штурвала при

приборной скорости более 450 км/ч ½ хода

штурвала

Максимально-допустимые путевые скорости по условиям

прочности пневматиков колёс шасси, км/ч Для ИВПП

при взлёте 330

при посадке 280

Максимально-допустимая путевая скорость

начала торможения, км/ч 240

Максимально-допустимая скорость при выпущенных

тормозных щитках, км/ч 250

Максимально-допустимая скорость ветра любого

направления при буксировке и рулении самолёта с

застопоренными рулями, м/сек 25

Минимально-допустимая приборная скорость

при полёте на эшелоне, км/ч 370

Прочие ограничения
Максимально-допустимый рабочий перепад давлений

в кабинах, кг/см² 0,5

+ 0,02

Максимально-допустимый перепад давлений в кабинах,

ограниченный предохранительными клапанами, кг/см² 0,57

Максимально-допустимый отрицательный перепад

давлений в кабинах, кг/см² 0,04

Максимально-допустимая длительная нагрузка на

генератор, А 167

Минимально потребная ширина ВПП для разворота с

минимальным радиусом (13,5—15 м) 40 м.
Выполнение манёвра ограничивается:

• углом крена 30⁰
• при визуальном заходе на посадку:

на высотах более 100 м. не более 30⁰

на высотах менее 100 м. не более 15⁰

Ограничения по САУ
Минимальная высота полёта:

• при полёте по маршруту в режиме

автоматического управления 400 м.

• при заходе на посадку в автоматическом

и директорном режимах управления 60 м.
Мах доп число М при включенном АТ 0,74

Диапазон центровок при автом. заходе 26 – 36 % САХ

Мах доп крен при включении САУ

+ 5⁰

При эксплуатации САУ запрещается включать АПС и пользоваться переключателем “НОРМ – БОЛТ”.

Расход топлива

В наборе высоты 15 т/ч

Н=9100 м. 9.0 т/ч

Н=10100 м. 8,4 – 8,5 т/ч

Н=10600 м. 8,0 т/ч

Н=11100 м. 7,2 – 7,5 т/ч

Н=11600 м. 7,0 и меньше

На снижении 5,5 – 6,0 т/ч

На круг (12′) 1,2 т

30′ полёта на Нкр 3,0 т

Невырабатываемый остаток на группу баков:

• автомат – 2,0 т
• ручной – 1,0 т

Взлёт и посадка запрещаются , если:

• Ксц < 0,3;
• ВПП покрыта слоем льда;
• толщина воды на ВПП > 10мм;
• толщина сухого снега на ВПП > 50 мм;
• толщина слякоти > 12 мм;
• Uбок более предельного, при:

— Ксц  0,5 12 м/с

— 0,4 < Ксц < 0,5 10 м/с

— 0,3 < Ксц  0,4 7 м/с.

АНЗ (кг) в зависимости от Gт_пос и Д до ЗАР

Н=9000 м.

GполS	90	100	110	120	130	140	150
450	8250	8600	9100	9500	10000	10400	10800
500	8600	9000	9500	9900	10400	10900	11350
600	9350	9800	10300	10800	11300	11800	12300
700	10150	10650	11150	11700	12300	12800	13300
800	10900	11500	12000	12600	13200	13800	14300
900	11750	12350	12900	13500	14100	14700	15200
1000	12550	13200	13700	14300	15100	15700	16300

ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САМОЛЁТА
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
1. Управление стабилизатором
Перемещение стабилизатора сопровождается звонками, частота которых пропорциональна скорости перемещения стабилизатора (при работе обоих механизмов слышны 26 звонков с интервалом в 1 с, при отказе одного механизма — звонки с интервалом в 2 с, время полной перекладки 60 с).

Для подогрева смазки на ходовом винте подъемника ста­билизатора при полетах на больших высотах внутри винта установлен индукционный обогреватель с автоматическим и ручным управлением. Обогреватель автоматически вклю­чается на высоте более 4500 м и выключается при снижении до высоты менее 4500 м. Для ручного включения обогрева­теля переключатель “ОБОГРЕВ. ПОДЪЕМ. СТАБИЛИЗАТ.” на верх­нем электрощитке летчика включить в положение “ВКЛЮЧ. ДО Н=4500 М”. Ручное включение производится по решению ко­мандира экипажа при полете на высоте менее 4500 м про­должительностью более 20 мин при температуре —15°С и ниже, а также на высоте более 4500 м в случае отказа ав­томатического включения. При включенном обогревателе го­рит зеленая сигнальная ЛАМПА “ОБОГРЕВ ПОДЪЕМН. СТАБИЛИЗ.”, при выключении обогревателя лампа гаснет.

При отказе одного привода стабилизатор может, быть пе­ремещен на определенный угол:

• если стабилизатор в положении +2°:

а) при отказе верхнего привода — стабилизатор мо­жет быть перемещен на полный угол +2°. . . —8°;

б) при отказе нижнего привода — стабилизатор может быть перемещен на угол +2° . . . —4°:

— если стабилизатор в положении —8°: при отказе любого из приводов стабилизатор мо­жет быть перемещен на угол — 8°…- 3°.

Предложите, как улучшить StudyLib

(Для жалоб на нарушения авторских прав, используйте

другую форму
)

Ил-76МД выполняет стрельбу по наземной цели, ноябрь 2021 г.

Главная функция военно-транспортного самолета Ил-76 заключается в перевозке людей и разнообразных грузов. При этом он имеет и другие возможности, прямо связанные с военным применением. Так, на борту самолета имеется набор систем и вооружений, при помощи которых он может защититься от нападения или атаковать намеченную наземную цель.

Для защиты и ударов

Будущий Ил-76 разрабатывался в конце шестидесятых годов по заказу ВВС СССР. Войска нуждались в самолете большой грузоподъемности, способном перевозить разнообразные грузы и обеспечивать высадку воздушных десантов. Предполагаемые функции и задачи оказали самое заметное влияние на облик, оснащение и характеристики получившегося самолета.

В частности, считалось, что в ходе десантной операции транспортному самолету придется прорывать противовоздушную оборону противника. В связи с этим ему требовались средства для самозащиты от радиолокационных средств, истребительной авиации и зенитных ракет. Кроме того, было предложено дать самолету ограниченные ударные возможности. Все эти требования были учтены в проекте.

Хвостовая часть фюзеляжа с пушечной установкой

Для предотвращения или затруднения обнаружения различными средствами самолет оснастили устройствами для отстрела дипольных отражателей и ложных тепловых целей. Бороться с истребителями или ракетами предлагалось при помощи кормовой пушечной установки. Также предусмотрели возможность применения свободнопадающих бомб.

Серийное производство Ил-76 стартовало в начале семидесятых, и одновременно с ним запустили процесс создания новых модификаций, продолжающийся до сих пор. В ходе развития базовой версии самолета выполнялась доработка конструкции, заменялись различные системы и приборы. Также совершенствовались средства защиты. Впрочем, кардинальные изменения не внедрялись.

Кроме того, в последние десятилетия наметился курс на отказ от некоторых систем защиты. Так, последний на данный момент вариант самолета Ил-76МД-90А не имеет кормовой пушечной установки. Кроме того, демонстрировавшиеся образцы этого типа, уходя с завода, не имели устройств отстрела ДО и ЛТЦ. Неясен и точный состав радиоэлектронного оборудования.

Четыре ствола

Самым заметным средством самозащиты Ил-76 является пушечная установка 9-А-503. Она размещена в хвосте фюзеляжа, под остеклением кабины, и предназначается для поражения воздушных и наземных целей в задней полусфере. Установка имеет дистанционно управляемые приводы наведения и несет две 23-мм двуствольные пушки ГШ-23. Каждое такое орудие показывает скорострельность 3-4 тыс. выстр./мин.

Кормовая установка управляется старшим воздушным стрелком, работающим в кабине рядом с ней. На его рабочем месте имеется оптическая прицельная станция с коллиматорным прицелом и пультом дистанционного управления. Также предусмотрен радиолокационный прицел «Криптон» с баллистическим вычислителем, упрощающий поражение скоростных целей. Антенна «Криптона» размещается внутри собственного обтекателя над остеклением кабины.

Учебная бомба под крылом

Пушечная установка предназначается для самозащиты от истребителей или ракет, атакующих из задней полусферы. Высокие характеристики двух пушек и наличие развитых систем управления обеспечивают высокую вероятность поражения такой цели. Кроме того, при полете на малой высоте ГШ-23 могут применяться по наземным целям, входящим в поле зрения стрелка. Однако в таком случае затрудняется поиск целей и сокращается время для атаки.

Защита от обнаружения

Уже в первых версиях проекта Ил-76 были предусмотрены меры по защите от радиолокационных и инфракрасных средств обнаружения и/или наведения. При дальнейшей модернизации такие системы сохранялись, но несколько раз менялся их состав и конфигурация.

Неизменным компонентом Ил-76 разных модификаций и серий, построенных для ВВС, являлась станция предупреждения об облучении СПО-10. По ее сигналам экипаж должен был использовать имеющиеся средства противодействия, состав которых менялся в разных сериях. В последних проектах модернизации ее планировалось дополнить ультрафиолетовыми датчиками предупреждения о ракетных пусках.

Цель поражена

При облучении РЛС противника или выявлении пуска ракеты самолет должен использовать автоматы отстрела пассивных помех. Изначально Ил-76 получали по четыре автомата АПП-50Р: два на обтекателях основных стоек шасси и два на бортах за ними. Все эти системы вмещали 384 патронов с ложными тепловыми целями или дипольными отражателями. Позже конфигурация и размещение автоматов изменялись. Так, поздние модификации получают пару таких устройств на фюзеляже, причем с сохранением прежнего боекомплекта. Также внедрялись аналогичные автоматы АСО-2И-Е7р.

Часть самолетов из разных серий и разных лет производства получала средства радиоэлектронной борьбы. На них ставились станции активных помех семейства «Сирень» или более поздние системы такого рода. Впрочем, несколько известно, большая часть построенных Ил-76 могла ставить только пассивные помехи.

Транспортник-бомбардировщик

Транспортный Ил-76 способен наносить бомбовые удары по наземным целям. Для этого на консолях крыла предусмотрены четыре универсальных балочных держателя УБД-3ДА. На каждом из них подвешивается по одной свободнопадающей бомбе калибра до 500 кг. Ввиду отсутствия необходимых приборов управления, самолет не может применять управляемое вооружение.

Сброс бомбы

За применение бомб отвечает штурман, работающий в носовой застекленной кабине. Сброс бомб осуществляется с использованием автоматизированного пилотажно-навигационного прицельного комплекса «Купол». Также имеется бомбовый прицел НКБП-7 с ручным управлением.

Оружие и практика

Системы защиты самолетов Ил-76 неоднократно проверялись на практике, как в учебных, так и в боевых условиях. В локальных конфликтах последних десятилетий самолеты сталкивались с угрозой переносных зенитных ракетных комплексов. В связи с этим экипажам приходилось постоянно применять автоматы АПП-50Р и ЛТЦ для них. Такая защита и грамотные действия экипажей дали желаемый результат – потери от ПЗРК за все время были минимальными.

В мирное время экипажи Ил-76 в основном решают задачи перевозки людей и грузов, а также участвуют в различных учениях. Кроме того, они регулярно получают возможность проверить свои навыки применения штатного вооружения. В ходе таких мероприятий штурманы атакуют наземные мишени при помощи учебных бомб, а стрелки ведут огонь из кормовых пушек.

Опыт подобных учений показывает, что Ил-76 имеет определенный потенциал в качестве ударного самолета. Бомбы калибра до 500 кг и 23-мм снаряды способны уничтожать живую силу, технику и постройки противника. Точность стрельбы и бомбометания в целом соответствует поставленным задачам и предъявляемым требованиям. Впрочем, по своим боевым качествам транспортный самолет существенно уступает специализированным бомбардировщикам. Пушечное и бомбовое вооружение рассматривается исключительно как вспомогательное средство.

Развитие продолжается

Военно-транспортный самолет Ил-76 предназначается для работы в сложных условиях и при наличии ряда серьезных угроз. В связи с этим с самого начала он имел средства защиты разного рода. Кроме того, предусмотрели возможность нанесения ударов по наземным целям. Такую конфигурацию и соответствующие возможности имеют почти все самолеты, имеющиеся в ВВС России

Тем не менее, условия работы и требования заказчика меняются. В рамках последней модернизации Ил-76МД-90А было решено отказаться от кормовой пушечной установки. При этом использовали другие агрегаты и получили новые возможности. И есть основания полагать, что выросший уровень защиты полностью компенсировал потери от удаления пушечного вооружения. Как будут развиваться другие элементы защиты и вооружения, покажет время.

Автор:

Использованы фотографии:

Минобороны РФ

66 комментариев

А.Ф.Белан

На правах рукописи

ИНСТРУКЦИЯ

ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

САМОЛЕТА ИЛ-76

г.Клин-5, Издательство “Мысль народа”, 1998 год

СОДЕРЖАНИЕ:

ОБЩИЕДАННЫЕ САМОЛЕТА ИЛ-76	1
Геометрические характеристики	1
Ограничения самолета	4
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САОЛЕТА	10
Система управления	10
Электроснабжение самолета	17
Кислородное оборудование	21
ВСУ ТА-6А	23
Противообледенительная система	27
Стеклоочистители	31
Двигатель Д-30КП (II серии)	32
Гидросистема самолета Ил-76	47
Шасси	49
Высотное оборудование	52
САУ-1Т-2Б	65
Система пожаротушения	67
Топливная система	70
Импортные масла и жидкости	75
Оборудование грузовой кабины	76
Радиоэлектронное оборудование	80
ПРОВЕРКИ ОБОРУДОВАНИЯ	90
СИГНАЛЬНЫЕ ТАБЛО	99
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ	105
Отказы двигателя	105
Пожар	112
Отказы САРД	118
Отказы в системе управления самолетом	120
Особые случаи посадки	128
Отказ генераторов	136
Тряска самолета в полете	138

ОБЩИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Ил-76

Геометрические характеристики

Размах крыла 50,5 м

Длина самолета 46,6 м

Высота самолета на стоянке 14,76 м

Фюзеляж

Длина фюзеляжа 43,25 м

Диаметр миделевого сечения 4,8 м

Удлинение 9

Длина грузовой кабины без рампы 20 м

Длина грузовой кабины с рампой (до гермоперегородки) 24,5 м

Ширина грузовой кабины 3,45 м

Высота грузовой кабины 3,4 м

Длина рампы 5 м

Ширина рампы (эксплуатационная) 3,45 м

Стояночный угол наклона рампы 14°

Высота от земли до пола грузовой кабины 2,2 м
Крыло

Площадь без наплыва (по базовой трапеции) 300 м²

Угол поперечного V крыла — 3°

Профили ЦАГИ П – 151

САХ 6,436 м

Расстояние от передней кромки до начала САХ 18,141

Установочный угол атаки: на борту 3°

на конце 0°

Геометрическая крутка — 3⁰

Угол стреловидности по 1/4 хорд 25°

Относительная толщина профиля, %:

по борту фюзеляжа (0,095 z = 2,4 м) 12,9

0,45 z = 11,4 м 10,9

Относительная кривизна профиля, %:

по борту фюзеляжа (0,095 z ) 0,8

0,45 z 1,4

Угол отклонения:

внутренних закрылков 43°

внешних закрылков 40°

предкрылков 25°

элеронов вверх — 28°

вниз +16°

триммеров ±15°

сервокомпенсаторов вверх 30°

вниз 20°

спойлеров:

в тормозном режиме 20°

в элеронном режиме 20°

тормозных щитков 40°

Горизонтальное оперение

Размах 17,4 м

Площадь 63 м²

Площадь РВ 17,2 м²

Угол стреловидности по 1/4 хорд 30°

Угол отклонения стабилизатора:

на кабрирование — 8°

на пикирование +2°

Угол отклонения РВ: на кабрирование 21°

на пикирование 15°

Угол отклонения триммера – флетнера РВ:

в качестве триммера вверх 4°

вниз 7°

в качестве флетнера вверх 5⁰

вниз 7⁰

Вертикальное оперение

Площадь 49,6 м²

Площадь РН 15,6 м²

Угол стреловидности по 1/4 хорд 38°

Угол отклонения РН в полёте ± 27°

на земле ± 28°

Угол отклонения триммера РН ±10°

Угол отклонения сервокомпенсатора РН:

в полете ±20°

на земле ±15°

Шасси

Колея шасси по внешним колесам 8,16 м

База шасси (от носовых до задних главных колес) 14,17 м

Угол отклонения колёс передней опоры:

при рулении + 50⁰

при взлёте – посадке + 7⁰

Двигатели

Расстояние от плоскости симметрии самолёта до

оси двигателя:

внутреннего 6,35

внешнего 10,6

Высота от земли до двигателя 2,55 м

Стояночный угол самолета (G=170т,САХ==30%) 0,85°

Крейсерская скорость 750 — 800 км/ч

Перегоночная дальность 10000 км

Практический потолок (км) температура +15°:

Вес 100 110 120 130 140 150 160

4 двигателя 12.85 12.75 12.25 11.75 11.25 10.75 10.25

3 двигателя 10.2 9.7 9.5 9.25 8.7 8.5 8.2

170 180 190

4 двигателя 9.75 9.25 8.75

3 двигателя 7.75 7.25 6.75

Ограничения самолёта

Ограничения по весу

	Ил-76Т	Ил-76ТД
ИВПП	ГВПП	ИВПП	ГВПП
Мах рулёжный вес, т Мах взлётный вес, т Мах вес без топлива, т Мах посадочный вес, т Мах количество топлива на исп.старте (при этом вес самолёта не должен превышать мах взлётный вес), т Мах-доп вес топлива при посадке, т Мах вес коммерческой нагрузки (включая вес контейнеров, поддонов и служебной нагрузки), т	171 170 128 151,5 84,6 50 43,4	153 152 118 135,5 66,6 30 33,4	191 190 138 151,5 90 50 50	153 152 121,4 135,5 64 30 33,4

Мах-доп вес груза на рампе (включая вес

контейнера), кг 5000

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. 
   Транспортировка груза на рампе весом 5 т. допускается только в контейнерах УАК-5 или УАК-5А на самолётах, рампы которых оборудованы швартовочными узлами для крепления этих контейнеров.
   
2. 
   При установке на рампу груза весом от 2 до 5 т. избыточное давление в грузовой кабине должно быть уменьшено до значений, указанных в табл. 6.8.3 М.
   

Ограничения по центровкам

предельно передняя 20% САХ

предельно задняя 40% САХ

Ограничения при полетах на больших углах атаки

М 0,54 0,6 0,7 0,74 0,77

доп 15° 13,5° 11° 10° 9°

Ограничение высоты полёта

Максимальная высота полёта в зависимости от полётного веса:

Высота, м 9100 9600 10100 10600 11100 11600 12100

Вес, т 183 173 163 153 143 133 > 123

Допустимый диапазон маневренных перегрузок в полете

Вес Механизация убрана Механизация выпущена

170 т — 0,3…+2,0 +0,2…+1,7

170 т и более — 0,3…+1,8 +0,2… +1,5

Максимально допустимые перегрузки при полетах в неспокойной атмосфере

G самолета 100 120 140 160 180

n_{у макс доп} 2,9 2,6 2,4 2,2 2,1

По скорости ветра:

Скорость ветра максимально встречного 25 м/с

Скорость ветра максимально допустимая при рулении

(бустеры включены, рули и элероны расстопорены) 15 м/с

Боковая составляющая под углом 90° к оси ВПП:

сухая ВПП 12 м/с

мокрая ВПП 7 м/с

Попутная максимальная составляю­щая ветра 5 м/с

По минимуму самолёта

А. Минимум для взлёта

Видимость (дальность видимости) на ВПП, м
С огнями осевой линии (Д и Н)	Без огней осевой линии
При наличии ОВИ	Без ОВИ
День	Ночь	День	Ночь
200	400	500	500	700

Б. Минимум для посадки

Минимум для посадки	ВПР, м	Видимость, м
Автоматический заход Директорный заход По радиомаячной СП (ПСП) По РЛ СП и ПАР (РСП + ОСП) По РЛ СП (РСП) По двум ПАР (ОСП) По одной ПАР (ОПРС) Визуальный заход	60 60 100 100 120 120 250 160	800 800 1200 1200 1500 1800 4000 3000

ПРИМЕЧАНИЕ:

1. 
   Минимумы применяются при наличии ЗАР, время полёта до которого от аэродрома вылета не превышает 2 часов. В качестве ЗАР в этом случае принимается аэродром, на котором фактические и прогнозируемые метеоусловия не ниже минимума для посадки на нём. При отсутствии ЗАР решение на вылет принимается, если метеоусловия на аэродроме вылета не хуже минимума для посадки на нём.
   
2. 
   Минимум 200 м. применяется при =0,5 и боковой составляющей ветра не более половины пред.доп. значения для взлёта.
   

Минимально допустимые скорости и скорости сваливания:

G 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190

0°/0° 250 262 275 285 295 305 315 325 335 343

14°/15° 210 220 230 238 245 255 263 272 280 287

14°/30° 185 195 203 210 220 228 235 243 249 256

25°/30° 185 190 200 208 215 225 232 240 247 253

25°/43° 160 165 175 182 188 195 203 208 215 220

0°/0° 221 232 243 253 263 272 281 290 298 305

14°/15° 172 186 194 203 210 218 224 231 238 245

14°/30° 158 166 174 181 188 194 200 207 213 218

25°/30° 155 162 169 176 182 190 196 202 207 213

нормальной эксплуатации (Vmax э), км/ч 600

То же при остатке топлива менее 5000 кг. 550

Максимально-допустимая скорость с выпущенным

шасси (в том числе при экстренном снижении), км/ч 600

Максимально-допустимое число М полёта 0,77

Максимально-допустимые скорости полёта с выпущенной

механизацией крыла, км/ч:

предкрылки отклонены на 14⁰ 400

предкрылки отклонены на 25⁰ 370 (380)

закрылки отклонены на 15⁰ 400

закрылки отклонены на 30⁰ 370

закрылки отклонены на 43⁰ 280

Для самолёта Ил-76ТД максимально-допустимая

скорость с выпущенной механизацией при заходе

на посадку с весом, превышающим максимальный

посадочный, км/ч

закрылки отклонены на 30⁰ 380

закрылки отклонены на 43⁰ 300

Максимальная скорость при выпуске и уборке шасси

в условиях нормальной эксплуатации, км/ч 370

Для самолёта Ил-76ТД максимально-допустимая

скорость выпуска шасси при посадке с весом,

превышающим максимальный посадочный 390

Максимально-допустимая скорость при выпуске

шасси для экстренного снижения, км/ч 500

Максимальная скорость при аварийном выпуске

шасси, км/ч 350

Максимально-допустимая скорость при неработающих

демпферах рыскания и крена, км/ч 500

Максимально-допустимый поворот штурвала при

приборной скорости более 450 км/ч ½ хода

штурвала

Максимально-допустимые путевые скорости по условиям

прочности пневматиков колёс шасси, км/ч Для ИВПП

при взлёте 330

при посадке 280

Максимально-допустимая путевая скорость

начала торможения, км/ч 240

Максимально-допустимая скорость при выпущенных

тормозных щитках, км/ч 250

Максимально-допустимая скорость ветра любого

направления при буксировке и рулении самолёта с

застопоренными рулями, м/сек 25

Минимально-допустимая приборная скорость

при полёте на эшелоне, км/ч 370

Прочие ограничения

Максимально-допустимый рабочий перепад давлений

в кабинах, кг/см² 0,5 + 0,02

Максимально-допустимый перепад давлений в кабинах,

ограниченный предохранительными клапанами, кг/см² 0,57

Максимально-допустимый отрицательный перепад

давлений в кабинах, кг/см² 0,04

Максимально-допустимая длительная нагрузка на

генератор, А 167

Минимально потребная ширина ВПП для разворота с

минимальным радиусом (13,5—15 м) 40 м.

Выполнение манёвра ограничивается:

• 
  углом крена 30⁰
  
• 
  при визуальном заходе на посадку:
  

на высотах более 100 м. не более 30⁰

на высотах менее 100 м. не более 15⁰

Ограничения по САУ

Минимальная высота полёта:

• 
  при полёте по маршруту в режиме
  

автоматического управления 400 м.

• 
  при заходе на посадку в автоматическом
  

и директорном режимах управления 60 м.

Мах доп число М при включенном АТ 0,74

Диапазон центровок при автом. заходе 26 – 36 % САХ

Мах доп крен при включении САУ + 5⁰

При эксплуатации САУ запрещается включать АПС и пользоваться переключателем “НОРМ – БОЛТ”.

Расход топлива

В наборе высоты 15 т/ч

Н=9100 м. 9.0 т/ч

Н=10100 м. 8,4 – 8,5 т/ч

Н=10600 м. 8,0 т/ч

Н=11100 м. 7,2 – 7,5 т/ч

Н=11600 м. 7,0 и меньше

На снижении 5,5 – 6,0 т/ч

На круг (12′) 1,2 т

30′ полёта на Нкр 3,0 т

Невырабатываемый остаток на группу баков:

• 
  автомат – 2,0 т
  
• 
  ручной – 1,0 т
  

Взлёт и посадка запрещаются , если:

• 
  Ксц < 0,3;
  
• 
  ВПП покрыта слоем льда;
  
• 
  толщина воды на ВПП > 10мм;
  
• 
  толщина сухого снега на ВПП > 50 мм;
  
• 
  толщина слякоти > 12 мм;
  
• 
  Uбок более предельного, при:
  

— Ксц  0,5 12 м/с

— 0,4 < Ксц < 0,5 10 м/с

— 0,3 < Ксц  0,4 7 м/с.

АНЗ (кг) в зависимости от Gт_пос и Д до ЗАР

Н=9000 м.

GполS	90	100	110	120	130	140	150
450	8250	8600	9100	9500	10000	10400	10800
500	8600	9000	9500	9900	10400	10900	11350
600	9350	9800	10300	10800	11300	11800	12300
700	10150	10650	11150	11700	12300	12800	13300
800	10900	11500	12000	12600	13200	13800	14300
900	11750	12350	12900	13500	14100	14700	15200
1000	12550	13200	13700	14300	15100	15700	16300

ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САМОЛЁТА

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ

1. Управление стабилизатором

Перемещение стабилизатора сопровождается звонками, частота которых пропорциональна скорости перемещения стабилизатора (при работе обоих механизмов слышны 26 звонков с интервалом в 1 с, при отказе одного механизма — звонки с интервалом в 2 с, время полной перекладки 60 с).

Для подогрева смазки на ходовом винте подъемника ста­билизатора при полетах на больших высотах внутри винта установлен индукционный обогреватель с автоматическим и ручным управлением. Обогреватель автоматически вклю­чается на высоте более 4500 м и выключается при снижении до высоты менее 4500 м. Для ручного включения обогрева­теля переключатель “ОБОГРЕВ. ПОДЪЕМ. СТАБИЛИЗАТ.” на верх­нем электрощитке летчика включить в положение “ВКЛЮЧ. ДО Н=4500 М”. Ручное включение производится по решению ко­мандира экипажа при полете на высоте менее 4500 м про­должительностью более 20 мин при температуре —15°С и ниже, а также на высоте более 4500 м в случае отказа ав­томатического включения. При включенном обогревателе го­рит зеленая сигнальная ЛАМПА “ОБОГРЕВ ПОДЪЕМН. СТАБИЛИЗ.”, при выключении обогревателя лампа гаснет.

При отказе одного привода стабилизатор может, быть пе­ремещен на определенный угол:

• 
  если стабилизатор в положении +2°:
  

а) при отказе верхнего привода — стабилизатор мо­жет быть перемещен на полный угол +2°. . . —8°;

б) при отказе нижнего привода — стабилизатор может быть перемещен на угол +2° . . . —4°:

— если стабилизатор в положении —8°: при отказе любого из приводов стабилизатор мо­жет быть перемещен на угол — 8°…- 3°.

2. Стопорение рулей и элеронов

На время стоянки самолета и при рулении, если ветер более 15 м/с, РВ, РН и элероны стопорятся с помощью четы­рех электромеханизмов двумя нажимными переключателями. РН и каждый элерон стопорятся непосредственно, а РВ через свою проводку. Положение рулей после стопорения: РВ — полностью вниз, РН — нейтрально, элероны: правый—­вверх, левый — вниз. Перед стопорением элеронов проводки рассоединить.

Если перед взлетом рули и элероны застопорены, стоя­ночный тормоз выключен, то при установке РУД в положе­ние “Номинал” и выше звучит сирена.

Элементы сигнализации и управления стопорением рулей и элеронов

АЗС “СТОПОРЕНИЕ РУЛЕЙ” — красная лампа рядом горит, если АЗС включен.

Табло “СТОПОР ВКЛ.” — во взлетном положении, красное, загорается при стопорении, когда хотя бы один механизм стопорения сдвинется с места на стопорение и гаснет, когда все механизмы придут в крайнее расстопоренное положение.

Нажимные переключатели “РАССТОПОР.—ЗАСТОПОР.”—спа­рены, для включения электромеханизмов.

Табло “РУЛИ ЗАСТОПОР.” — желтое, загорается, когда ме­ханизмы стопорения придут в крайнее застопоренное поло­жение и гаснут, когда хотя бы один механизм сдвинется с места на расстопорение.

— Включить бустеры РН, элеронов, один бустер РВ, демпфер крена и демпфер рыскания (в положение “1”). Убедиться, что давление в бустерах не ниже 0,5 кг/см², переключатели бустеров — в положении “ОСНОВН.”, табло “ДАВЛЕНИЕ НИЖЕ. ДОП.” РН и РВ — погасли, зеленое ТАБЛО “ДЕМПФЕР НЕЙТРАЛЬ” РН и элеронов — горят.

— Включить АЗС “СТОПОРЕНИЕ РУЛЕЙ” (загорится крас­ная лампочка, табло “РУЛИ ЗАСТОПОР.” и “СТОПОР ВКЛ.”).

• 
  Нажать спаренный переключатель в положение “РАССТОПОР.” на 15—20 с, при этом погаснет красное табло “СТО­ПОР ВКЛ.” и загорится зеленое табло “РУЛИ РАССТОПОР.”.
  
• 
  Включить остальные бустеры РВ.
  
• 
  Соединить проводки элеронов и спойлеров, установив штурвал в нейтральное положение (угол ±10° от нейтрали) и включив переключатель на центральном пульте, при этом табло “Давление ниже доп.” элеронов погаснет.
  
• 
  Выключить АЗС “СТОПОРЕНИЕ РУЛЕЙ”, при этом лампа АЗС и табло “РУЛИ РАССТОПОР.” — погаснут.
  

Проверка работоспособности

— Отклонить педали на 1/3 хода и повернуть штурвал на 1/2 хода влево и вправо, убедиться в наличии упругих упоров, создаваемых ОУО.

— Проверить полноту и легкость хода управления в бустерном режиме, соответствие отклонений управления и ру­левых поверхностей. При проверке РВ и спойлеров в элеронном режиме обратить внимание на указатели РВ и спойле­ров, на срабатывание табло “ПРОВЕРЬ ПОЛОЖЕНИЕ РВ”. При проверке РН полное отклонение производить плавно, за вре­мя не менее 2 с.

• 
  После проведения 200 часовых работ проверить рули и элероны в безбустерном режиме при ветре не более 5 м/с.
  
• 
  Проверить работу ЗУ и МТЭ всех каналов.
  
• 
  Установить переключатели бустеров в “РЕЗЕРВ.” и пов­торить проверку.
  

— Проверить работу САУ.

— Проверить по указателю, табло и визуально (по мет­кам на киле) отклонение стабилизатора, поочередно откло­няя его от левого и правого штурвалов на 3—4° на кабрирование и обратно. При положении стабилизатора “+1⁰” загорается красное табло “ПРОВЕРЬ УГОЛ СТАБ.”, при его пе­ремещении звенят звонки. Нажать ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ “ОБОГРЕВ. ПОДЪЕМН. СТАБИЛИЗ.” на верхнем щитке летчиков в сторону “КОНТРОЛЬ”, при исправной системе рядом загорается зеленая лампа.

— Убедиться, что зеленые лампы нейтрального положения триммеров всех каналов горят.

— Выпустить спойлеры в тормозном режиме, тормозные щитки, закрылки и предкрылки и убедиться в их выпуске по указателям, сигнализаторам, табло и визуально.

— Отклонением педалей и штурвалов на полный ход убедиться в отсутствии упругих упоров, создаваемые ОУО.

— Убрать всю механизацию крыла в исходное положение.

Порядок стопорения рулей и элеронов

• 
  Выключить два бустера РВ.
  
• 
  Разъединить проводки элеронов и спойлеров.
  
• 
  Включить АЗС стопорения, при этом загорается табло “РУЛИ РАССТОП.”.
  
• 
  Переключатели стопорения нажать в сторону “ЗАСТОПОР.”. Через 20 с планку отпустить, табло “РУЛИ РАССТОПОР” погаснет, табло “СТОПОР ВКЛ.” загорится.
  
• 
  Застопорить рули: РВ — отклонив штурвал от себя до упора, РН — поставив педали нейтрально, элероны — плавно повернув штурвал по часовой стрелке. При это загорится табло “РУЛИ ЗАСТОП.”.
  
• 
  Выключить АЗС “СТОПОРЕНИЕ РУЛЕЙ”.
  
• 
  Выключить все бустеры и демпферы.
  

Достарыңызбен бөлісу:

К самолету №

0013432960 (76463)

Экз. № 74

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

(РЛЭ-76Т)

КНИГА ПЕРВАЯ

ИЗДАНИЕ ПЕРВОЕ

1977

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА ИЛ-76Т РАЗРАБОТАНО АВТОРСКИМ КОЛЛЕКТИВОМ КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО ПОД РУКОВОДСТВОМ ГЕНЕРАЛЬНОГО КОНСТРУКТОРА Г.В.НОВОЖИЛОВА

Настоящее руководство по летной эксплуатации предназначено для летного состава. Выполнение указаний и рекомендаций, изложенных

вРуководстве, позволяет экипажу обеспечить безопасность полетов

впределах установленных ограничений.

Руководство состоит из двух книг. В первой книге приведены общие сведения о самолете ограничения и летные характеристики, указаны действия экипажа при подготовке к полету и выполнении полета и в особых ситуациях. Во второй книге помешена информация о системах самолета и их эксплуатация, а также указаны действия экипажа при возникновении неисправностей.

Изменения в Руководство вносятся два раза в год. Для удобства внесения изменений раздел (подраздел) Руководства имеет свою нумерацию страниц, начиная с первой. На введенных или измененных страницах указывается новая дата выпуска, а место нового или измененного текста отмечается вертикальной линией на левом поле страницы. Наличие вертикальной линии перед обозначением страницы указывает на изменение номера страницы и изменения содержания.

Перечень действующих страниц устанавливает количество страниц в разделах (подразделах) и дату выпуска каждой страницы. Перечень уточняется каждый раз при внесении изменений и имеет дату последнего изменения.

Замена, изъятие и внесение листов в Руководство выполняется в соответствии с измененным перечнем, о чем делается запись в листе регистрации изменений.

Для внесения срочных изменений в период между регулярными уточнениями Руководства вводятся листы временных изменений, которые печатаются на желтой бумаге. Держатель руководства несет ответственность за его сохранность и обязан обеспечить своевременное внесение изменений.

ВНИМАНИЕ!

На основании указания МГА от 29.0I.I985г. № 58/У-1 ДСП, 20-65/13 ЭK ДСП и указания КрУГА № 25/У-ДСП от 7 февраля 1985 г. «О мерах по предотвращению разрушения дисков первой ступени КНД на двигателях НК-8-2У, НК-8-4, НК-86». В целях повышения готовности экипажей к действиям в особых случаях полета и обеспечения благополучного исхода полетов при отказах авиационной техники, дополнительно вносится в РЛЭ всех типов воздушных судов в раздел «Содержание предполетной информации», следующий текст:

«Командиру воздушного судна провести опрос членов экипажа по действиям в особах случаях полета /пожар, отказ одного двигателя, отказ двух двигателей и т.д./ в соответствии с рекомендациями изложенными в РЛЭ»;

—Членам экипажей при выполнении операций в соответствии с РЛЭ, при отказах авиационной техники, докладывать о своих действиях командиру воздушного судна;

—Диспетчеру, в зоне ответственности которого возникла

особая ситуация, строго соблюдать правила радиообмена с экипажами воздушных судов, находящихся под его управлением, исключая радиообмен, не относящийся к денной ситуации.

Ст. Ведущим инженерам Т.О.

Внести в РЛЭ Ил-62, Ту-154, Ил-76, самолетов ИЛ-18 В индивидуальные особенности б/журналов.

КОПИЯ ВЕРНА.

Начальник Т.О.	З.B. Пчелкин.
АТБ КОАО.

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

КНИГА I. РАЗДЕЛЫ 1,2,3,4,5 ЛИСТ УЧЕТА ВЕСЕННЫХ ИЗМЕНЕНИЙ

Номер	К	Дата издания	Колич.	Подпись	Дата	Подпись
изм.	странице			листов		изъятия
I	4.2.Стр.	21	мая 1979	I
	12
2	3.5,Стр.1	15	августа 1979	I
2	3.5.Стр.3	15	августа 1979	I
2	4.2.Стр.7	15	августа 1979	I
2	4.2.Стр.8	15	августа 1979	I
	2.Стр.1	1 февраля 1981	I
	3.1.Стр.8	1 августа 1981	5

15 июля 1981

ЛИСТ УЧЕТА ВРЕМЕННЫХ ИЗМЕНЕНИЙ. Стр. 1/2

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

				Запись вносить
				своевременно и четко
			ЛИСТ
		регистрации изменений
№	Дата	Раздел, пункт,	Основание для		Фамилия
ПП	внесения	страница		внесения		внесшего
				изменений		изменение
1	29.03.82	4.2 к стр. 25		Ук. УЛС МГА	от
				16.12.81г. №15/3
2	16.04.82	39 листов от		Письмо №10-19-203
		30 окт 1981г.		от 6.04.82 КОАО

25 марта 1977	Лист регистрации изменений
стр.1