Авиация и Космонавтика 2016 07

Коллектив авторов

Программой заводских испытаний предусматривалась оценка основных летных данных самолета, характеристик устойчивости и управляемости, прочность самолета с подвесками (бомбы, ракетные снаряды, подвесные топливные баки) и без них при различных режимах полета, работоспособность вооружения, самолетного оборудования и т.д.

В ходе полетов были получены летные данные, в основном соответствующие постановлению Совета Министров и ТТТ ВВС. Однако при проверке работы пушечного вооружения стрельбой в воздухе в одном из полетов оба двигателя самопроизвольно резко сбавили обороты и затем и вовсе остановились. Кроме того, пламя от выстрелов ослепляло летчика, не давая возможности контролировать результаты стрельбы. Только

благодаря запасу высоты и опыту В.К. Коккинаки удалось запустить двигатели в воздухе и благополучно возвратиться на аэродром.

Уже с 1 апреля началась обширная исследовательская работа по выявлению причин прекращения работы двигателей при стрельбе из пушек.

Оказалось, что к неустойчивой работе двигателей приводят пороховые газы, которые попадают в воздухозаборники двигателей во время стрельбы, а также обусловленные стрельбой скачки давления и температурные неравномерности в потоке на входе в воздухозаборники.

Многочисленные эксперименты с различного рода надульниками и насадками, устанавливаемыми на стволы пушек, положительных результатов не дали. Двигатели сбрасывали обороты даже при стрельбе только из одной пушки очередью в 5-10 снарядов. Стало ясно, что требуются более глубокие исследования с привлечением широкой кооперации научно-исследовательских и производственных организаций не только минавиапрома, но и других министерств. Исследования в этом направлении прекратили. Налет Ил-40-1 к этому времени составил 31 ч 58 мин (35 полетов).

В качестве временной меры в ОКБ-240 предложили заменить шесть пушек НР-23 с боекомплектом 900 снарядов на четыре пушки ТКБ-495А с таким же боезапасом. Батарея из четырех ТКБ-495А с темпом стрельбы 1300 выстрелов в минуту по секундному залпу и времени непрерывной стрельбы соответствовала требованиям ВВС и практически была равноценна шести НР-23 с темпом стрельбы 800 выстр./мин. Надеялись, что сокращение стволов несколько уменьшит влияние пороховых газов при стрельбе из пушек на работу двигателей. К тому же такая замена позволяла унифицировать некоторые узлы и агрегаты неподвижной и подвижной пушечной установки. Одновременно экономилось время и снижались затраты при опытном и серийном производстве.

Министр оборонной промышленности СССР Д.В. Устинов в своем письме от 18 июля 1953 г. на имя министра обороны СССР маршала Н.А. Булганина указывал, что: «В связи с возникшей трудностью отработки установки на самолете Ил-40 шести пушек НР-23, а также, учитывая, что установка пушек конструкции НР-23 конструкции Нудельмана не является перспективной, главный конструктор Ильюшин просит ему разрешить установить на самолет Ил-40 вместо 6 НР-23 четыре пушки т. Афанасьева, которые обеспечивают тот же секундный залп, что и 6 пушек НР-23. Одновременно Ильюшин просит перенести срок предъявления самолета на государственные испытания с июля на ноябрь с.г.».

Устинов предлагал поддержать предложение Ильюшина и рассмотреть подготовленный проект распоряжения Совета Министров СССР по этому вопросу.

Как следует из документов, примерно в это же время в полном соответствии с ранее принятыми планами, на заводе №240 был построен второй опытный экземпляр штурмовика Ил-40-2, который предназначался для установки и отработки на нем подвижного пушечного оружия. Первый полет по программе заводских летных испытаний Ил-40-2 совершил 19 августа 1953 г.

В связи проблемами при отработке неподвижных пушек на первом экземпляре самолета Ил-40-1, все работы по подвижной пушечной батарее на Ил-40-2 были остановлены.

По заявлению Ильюшина «при заданном размещении оружия не было найдено решение, обеспечивающее нормальную работу двигателей при стрельбе из подвижного оружия, /.../ предварительный поиск иных вариантов установки подвижного оружия положительных результатов не дал».

Вскоре на Ил-40-1 для неподвижной

установки под четыре пушки ТКБ- 495А изготовили специальную съемную газоотводную камеру из жароупорной стали, которая одновременно являлась и носовой частью самолета. Камера предназначалась для отвода пороховых газов, образующихся при стрельбе из пушек, во внешний поток. В ее нижней части имелся люк с двумя створками. При стрельбе створки открывались, пороховые газы выходили из камеры наружу, не попадая в воздухозаборники двигателей. При прекращении стрельбы створки закрывались. Концевые выключатели системы управления створками включались в цепь управления огнем пушек. Для исключения скапливания и взрыва пороховых газов предусматривался продув наружным воздухом отсека камеры, где собирались звенья и стреляные гильзы. На пушках устанавливались специальные надульники.

После всех этих переделок стрельба в полете из двух пушек очередями по 80 снарядов и залпом из всех пушек очередью длиной в 20 снарядов не приводила к нарушению нормальной работы двигателей. При более длинных очередях обороты двигателей снижались, но двигатели не останавливались. Полученные результаты сочли вполне удовлетворительными, заводские испытания Ил-40-1 почти сразу же прекратили, а самолет в спешном порядке начали готовить для передачи в ГК НИИ ВВС на государственные испытания.

Акт по заводским летным испытаниям был утвержден 8 декабря 1952 г. В общей сложности Ил-40-1 выполнил 85 полетов с налетом 74 ч 42 мин.

Основные летные данные Ил-40-1 были следующие. Максимальная скорость полета равнялась 840 км/ч - у земли, 846 км/ч - на высоте 1000 м, и 855 км/ч - на 5000 м. Минимальная скорость полета на расчетной высоте 3000 м - 275 км/ч.

При включении форсажного режима работы двигателей максимальная скорость полета возрастала и достигала 964 км/ч - на высоте 2840 м, и 954 км/ч - на 5000 м.

Первый опытный самолет Ил-40 с шестью передними пушками HP-23

Доработанный первый опытный самолет Ил-40 с четырьмя передними пушками ТКБ-495А

Вертикальная скорость у земли - 10 м/с, на высоте 3000 м - 7,8 м/с, на высоте 5000 м - 6,4 м/с. Практический потолок - 11600 м. Время виража на 2000 м - 42 с. Разбег при полетном весе 15820 кг - 650 м.

Максимальная дальность полета на высоте 3000 м при полетном весе 15820 кг (400 кг бомб внутри, запас топлива 3250 кг) и скорости 592 км/ч составила 887 км, а при использовании подвесных топливных баков (полетный вес 16820 кг, вес топлива 4150 кг) - 1100 км.

Всю программу заводских испытаний не закончили. В частности, не была проверена работа бомбардировочного прицела ПБП-6 и возможность бомбометания бомбами калибра 1-25 кг на скоростях полета 600-850 км/ч, не проведены стрельбы из реактивных орудий на максимальных скоростях, не определено влияние стрельбы из кормовой пушечной установки на рули высоты в полете. Кроме этого, не определялись количественные характеристики устойчивости и управляемости самолета на скоростях более 650 км/ч и менее 320 км/ч. Не проверялись в полетах прочность самолета при получении максимальной эксплуатационной перегрузки на скорости, соответствующей максимально допустимому скоростному напору, и прочность подвески реактивных систем (ОРО-132 и ОРО-82). При статических испытаниях не оценивалась прочность некоторых элементов конструкции, а прочность крыла, горизонтального оперения и шасси определена лишь до 93-98% расчетных перегрузок.