Авиация и Время 2012 03
Шрифт:
Герой нашего рассказа, Ил-2 (зав. №305401), был выпущен летом 1943 г. на авиазаводе №18 и воевал на Карельском фронте в 828-м ШАП из состава 260-й СмАД. 10 октября 1944 г. самолет был подбит наземным огнем и совершил посадку на лед озера близ Луостари. Пилот «Ила» К.П. Прохоров погиб от ран, а бортстрелок С.М. Семенов разбился, выпрыгнув с парашютом на малой высоте.
В 1991 г. этот самолет на дне озера нашла группа поисковиков. Лишь через 10 лет «Ил» попал в Новосибирск в задел фирмы «Авиареставрация», где до 2005 года ждал начала своего восстановления. «Авиареставрация», ставшая за этот период одной из наиболее авторитетных фирм по восстановлению до летного состояния советских самолетов 1930-х годов и второй мировой войны, приняла предложение Пола Аллена на реставрацию штурмовика и доведение его до летного состояния.
По сути дела, самолет был вновь построен. Хотя бронекоробка фюзеляжа и металлические части сохранились неплохо, примерно 60% конструкции пришлось сделать заново. Кропотливая работа была окончена 7 октября 2011 г.,когдаВладимир Барсук, летчик-испытатель 1-го класса и директор СибНИИА им. С. Чаплыгина поднял в воздух возрожденный Ил-2. 7 ноября 2011 г. этот самолет вновь поднялся в небо Самары, ровно через 70 лет после воздушного парада 1941 г., когда над Куйбышевым на глазах эвакуированного туда дипломатического
Кабина восстановленного Ил-2
Ил-2 совершает посадку на аэродроме авиазавода «Авиакор»
СХЕМЫ General Dynamics WB-57F
General Dynamics WB-57F
| В-57А | ЕВ-57А | В-57В | В-57Е | RB-57E Patricia Lynn | RB-57D | WB-57F | B-57G | |
| Длина самолета, м | 19.964 | 20.117 | 19,71 | 20.803 | 20,72 | |||
| Размах крыла. м | 19,507 | 32,309 (D-0) | 37,313 | 19,507 | ||||
| Площадь крыла, м^2 | 89,23 | 139.35 | 186 | 89.23 | ||||
| Высота, м | 4.745 | 4.47 | 6,223 | 4.745 | ||||
| Тип двигателя | ТРД J65-W-5 | ТРД J57-P-9 | ТРДД TF-33-P-11А + ТРД J60-P-9 | ТРД J65-W-5 | ||||
| Количество х тяга, кгс | 2 х 3274 | 2 х 4540 | 2 х 7484+2 х 1496 | 2 х 3274 | ||||
| Масса пустого самолета, кг | 11027 | н/д | 12299 | 15481 | н/д | 12383 | 16742 | 10442 |
| Запас топлива, кг | 8770 | 8534 | 8086 | н Д | 8534 | н/д | н/д | н/д |
| Масса боевой нагрузки. кг | 2480 | нет | 2380 | нет | 2380 | нет | 2270 | |
| Нормальная взл. масса, кг | 16230 | н/д | 17565 | 16934 | н/д | 16042 | 22473 | 23000 |
| Максимальная взл. масса, кг | 23400 | 23154 | 24390 | 24550 | 24970 | 20470 | 28600 | 24970 |
| Посадочная масса, кг | 12590 | 14665 | 14315 | 17382 | н/д | 13190 | 19335 | н/д |
| Уд. нагрузка на крыло, кг/ м^2 | 262 | 247 | 273 | 275 | 280 | 147 | 154 | 280 |
| В-57А | ЕВ-57А | В-57В | В-57Е | RB-57E Patricia Lvnn | RB-57D | WB-57F | B-57G | |
| Макс. скорость полета, км/ч (на высоте, м) | н/д | н/д | 935 | н/д | н/д | 965(13680) | 880 | 920 |
| Коейс. скорость полета, км/ч | 783 | 722 | 772 | н/д | 853 | 765 | 761 | 658 |
| Скороподъемность, м/с | 22 | 20,3 | 21.9 | 19.4 | н/д | 34 | 13,8 | н/д |
| Практический
| 14600 | 14600 | 12190 | 8700 | 14600 | ~21280 | ~24900 | 12220 |
| Радиус действия, км | 1226 | 1343 | 952 | н/д | ~1500 | 2507 | 2370 | 950 |
| Перегон, дальность полета, км | ~4260 | ~4260 | ~4345 | ~4023 | н/д | н/д | 6437 | 3500 |
| Продолжительность полета. | 4,2 | 3.8 | 3,5 | 2,7 | н/д | 6,6 | 6,1 | н/д |
| Взлетная дистанция, м | 1312 | 1173 | 1520 | 1535 | н/д | 700 | 790 | н/д |
| Длина пробега, м | 666 | 737 | 714 | 851 | н/д | 456 | 851 | н/д |
Самолет представляет собой среднеплан нормальной аэродинамической схемы с прямым крылом большой площади, классическим хвостовым оперением и убираемым в полете шасси. Планер самолета – цельнометаллический, изготовлен из алюминиевых сплавов. В крыле и хвостовом оперении широко применены трехслойные сотовые конструкции. Экипаж состоит из 2 человек – летчика и оператора спецоборудования.
Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения. Диаметр миделя – 1,83 м. Фюзеляж технологически делится на три части: носовую, среднюю и хвостовую. В носовой части находится передний отсек оборудования с РЛС, а за ним – герметичная кабина экипажа. Для доступа к оборудованию переднего отсека носовой радиопрозрачный обтекатель откидывается на правый борт. Этот обтекатель вместе с установленным внутри него оборудованием может меняться в зависимости от вариантов применения самолета. На нижней поверхности переднего отсека оборудования имеется воздухозаборник системы охлаждения БРЭО. Кабина экипажа с тандемным расположением рабочих мест закрыта единым фонарем, состоящим из переднего козырька, откидывающейся вверх-назад крышки. В кабине установлены катапультные кресла McDonnell Escapac IC-6. Еще два отсека оборудования находятся в средней части фюзеляжа: центральный – между кабиной экипажа и шпангоутом, к которому крепится передняя стенка крыла, и задний – за шпангоутом задней стенки крыла. Низ средней части фюзеляжа представляет собой съемный подфюзеляжный контейнер с фотоаппаратами и блоками целевого оборудования. Снизу на хвостовой части фюзеляжа установлена предохранительная пята с резиновой оконечностью, предотвращающая касание фюзеляжем о полосу при посадке.
Крыло самолета состоит из прямоугольного центроплана и консолей трапециевидной формы в плане. Между центропланом и консолями располагаются мотогондолы двигателей. Продольный силовой набор крыла включает два лонжерона (основной и вспомогательный) и две стенки (переднюю и заднюю). Лонжероны консоли и центроплана соединены между собой через силовые шпангоуты мотогондолы. Основной лонжерон, проходящий по линии 35% хорд, представляет собой балку с полками из прессованных профилей переменного сечения. Вспомогательный задний лонжерон имеет двутавровое сечение. Обшивка крыла – трехслойная с сотовым заполнителем. К вспомогательному лонжерону каждой консоли крепятся элерон и интерцептор. Элерон располагается в средней части консоли, а интерцептор – на верхней поверхности ее концевой части. Элерон выполнен с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Он снабжен триммером с электроприводом и регулировочной триммерной пластиной. На консолях крыла закреплены стеклопластиковые законцовки большой площади. Конструкция законцовок и элеронов – трехслойная, сотовая.
Значительную часть внутреннего пространства консоли крыла занимают топливные баки. Топливо заливается по всему размаху консоли в носок и отсек между передней стенкой и основным лонжероном, а также в корневую зону межлонжеронного отсека. Предусмотрено крепление к нижней поверхности консоли пилона с дополнительным турбореактивным двигателем или внешним топливным баком. В носках консолей могут быть установлены различные контейнеры для забора проб воздуха.
Хвостовое оперение включает киль с рулем направления и переставной в полете стабилизатор с рулем высоты. Конструкция киля – два лонжерона и трехслойная обшивка с сотовым заполнителем. Стабилизатор имеет традиционную конструкцию: два лонжерона, нервюры и панели обшивки со стрингерами. Он управляется электромотором и винтовым приводом. На верхней и нижней поверхностях стабилизатора установлены вихрегенераторы. Рули высоты и направления выполнены с роговой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Они снабжены триммерами с электроприводом. Конструкция руля направления – трехслойная, сотовая.
Шасси трехопорное с одноколесными основными опорами и двухколесной передней. Основные опоры закреплены на крыле и убираются к оси самолета в ниши между основным лонжероном и передней стенкой центроплана. Передняя опора убирается по полету в нишу под кабиной экипажа. Стойки всех опор – телескопического типа, имеют масляно-воздушные амортизаторы. На обеих основных стойках установлены посадочно-рулежные фары. Передняя опора – самоориентирующаяся. Основные колеса оснащены дисковыми тормозами.
Силовая установка включает два ТРДД Pratt amp; Whitney TF33-P-11A тягой по 7480 кгс. Двигатель выполнен по двухроторной схеме и состоит из 2-ступенчатого вентилятора, 7-ступенчатых компрессоров низкого и высокого давлений, трубчато-кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой турбины высокого и 3-ступенчатой турбины низкого давлений. Диаметр двигателя – 1,37 м; длина – 3,61 м; сухая масса – 2110 кг.
Чертеж И. Михелевича
WB-57C