Авиация и Космонавтика 2016 07
Шрифт:
Кабины летчика и стрелка-радиста негерметические, оборудовались катапультируемыми сиденьями: летчик катапультировался вверх-назад под углом 16° а стрелок - вверх-вперед под углом 9°.
Крыло самолета - двухлонжеронное, включало центроплан, в котором вблизи фюзеляжа располагались двигатели АМ-5ф, и две консоли. Центроплан имел отклоняемый посадочный щиток, а консоли снабжались выдвижными закрылками.
По бокам и снизу хвостовой части фюзеляжа имелись три тормозных щитка (решетки), которые
Носовое колесо шасси (660x285 мм) убиралось в фюзеляж по направлению полета. Уборка основных колес шасси (1100x400 мм) выполнялась против полета с поворотом колеса на 90° вокруг оси стойки. Колеса укладывались в нишу в межлонжеронном пространстве крыла. Створки ниши шасси были всегда закрыты. Открывались только на время уборки и выпуска шасси. Выпуск и уборка шасси осуществлялись от гидросистемы, а при ее отказе - от аварийной воздушной системы.
Гидросистема использовалась также для торможения колес, управления автоматом торможения, выпуска и уборки тормозных щитков, закрывания створок бомбоотсеков.
При помощи воздушной системы осуществлялась перезарядка оружия и подзарядка гидравлических аккумуляторов. Кроме этого, в аварийных случаях она обеспечивала торможение колес, открывание тормозных щитков, кабин летчика и стрелка-радиста.
С целью повышения боевой живучести вся проводка гидравлической и воздушной систем прокладывалась по разным бортам фюзеляжа.
На самолете устанавливались воздушно-тепловые противообледенители на носках крыла, стабилизатора, киля и воздухозаборников двигателей. Горячий воздух отбирался от компрессоров двигателей. Лобовое стекло фонаря кабины летчика имело электрообогрев и гидравлический стеклоочиститель.
Противопожарное оборудование самолета состояло из системы тушения пожара на двигателях и систем заполнения топливных баков и топливных отсеков нейтральным газом (СОг).
В носовой части самолета размещались четыре пушки ТКБ-495 калибра 23 мм с боекомплектом по 225 снарядов на каждую пушку.
Такая же пушка с боезапасом 200 снарядов устанавливалась в кормовой дистанционно управляемой подвижной установке Ил-К-10.
Бомбардировочное вооружение самолета включало четыре наружных балочных держателя и четыре отсека для внутренней загрузки. На наружные держатели допускалась подвеска бомб калибром от 50 до 500 кг. Во внутренние отсеки могли загружаться бомбы калибром от 1 кг до 100 кг. Нормальная бомбовая нагрузка составляла 400 кг, в перегрузку - 1000 кг.
На самолет можно было подвесить: снаружи - 4 ФАБ-100 или 4 ФАБ-250 или 2 ФАБ-500 внутри - 4 ФАБ-100 или 4 ФАБ-50 или 16-24 осколочных бомб калибра 25 кг или ПТАБ всех калибров от 320 до 730 кг.
В счет перегрузки предусматривалась установка восьми реактивных орудий
Постановлением Совета Министров СССР от 17 февраля 1954 г. разворачивался серийный выпуск МиГ-19 и двигателей АМ-9. Планировалось, что первый опытный экземпляр МиГ-19 будет передан на государственные испытания уже в апреле 1954 г. Однако в ходе заводских летных испытаний опытного МиГ-19 выявились серьезные дефекты двигателей АМ-9: поломки лопаток компрессора, повышение температуры газов перед турбиной, неустойчивая работа форсажной камеры по причине «самопроизвольного загасания». Стало ясно, что доводка двигателя потребует значительного времени.
В этой связи министр авиапрома СССР П.В. Дементьев 26 апреля довел до сведения заместителя председателя Совета Министров СССР В.А. Малышева, что МАП считает целесообразным организовать серийный выпуск самолета Ил-40 с двигателем АМ-5ф, «по образцу самолета, проходившего испытания, с последующей установкой на самолете двигателей АМ-9».
К этому времени в ГК НИИ ВВС завершились полеты опытного экземпляра самолета Ил-40-1 с 2АМ-5ф по программе государственных испытаний. Всего за период с 22 января по 15 марта был выполнен 121 полет с общим налетом 98 ч. Основные результаты сводились к следующему.
При полетном весе 16200 кг (400 кг бомб и боекомплект к пушкам) диапазон рабочих скоростей на высоте 1000 м составил 275-910 км/ч. Время набора высоты 1000 и 3000 м не превышало 1,7 и 3,8 мин. Разбег равнялся 750 м (880 м в перегрузку).
Тактический радиус действия одиночного самолета при полете к цели на режиме скоростной дальности (0,9Vmax) и возвращении на режиме максимальной дальности при полете на высоте 1000 м составил 165 км - без ПТБ и 190 км - с ПТБ, а на высоте 3000 м - 200 и 270 км, соответственно.
Были определены ограничения для летной эксплуатации самолета в строевых частях: максимальная скорость - 910 км/ч без ПТБ и 780 км/ч с ПТБ, максимальное число Маха - 0,9 без ПТБ и 0,68 с ПТБ, максимальная эксплуатационная перегрузка - 5,54.
Эффективность воздушных тормозов характеризовалась следующими цифрами: при их выпуске скорость самолета на высоте 1000 м уменьшалась от максимальной до половины ее значения за одну минуту.
Пилотажно-навигационное оборудование, установленное на Ил-40, по составу и качеству обеспечивало уверенное самолетовождение и выполнение боевых задач в сложных метеоусловиях днем и ночью одиночно и в составе группы.
Взлетно-посадочные характеристики позволяли эксплуатировать самолет на аэродромах с длиной взлетно-посадочной полосы не менее 1300-1400 м.
Констатировалось, что по длине разбега с нормальным и с перегрузочным полетным весом самолет не соответствовал требованиям - должно быть 650 и 750 м, соответственно. Длина пробега без бомб и с 50% запасом топлива достигала 910 м вместо 750 м по тактикотехническим требованиям ВВС.
Военные летчики сделали вывод, что новый штурмовик Ил-40 вполне доступен для освоения летным составом строевых частей ВВС, летающих на реактивных самолетах типа МиГ-17 и Ил-28. Для летчиков, не летающих на реактивных самолетах, требовалась специальная подготовка.