/
Автор: Новожилов Г.В.
Теги: воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты инженерия авиация самолетостроение космос издательство машиностроение
ISBN: 5-217-01056-8
Год: 1990
Текст
www vokb-la spb ru
с.в.ильюшинл
ww.vokb-la .spb ,ru
Из истории
советской авиации
gwoietu
CZ^Kuимени
СВ. ИЛЬЮШИНА
Под редакцией
академика
Г. В. НОВОЖИЛОВА
2-е издание,
дополненное
МОСКВА
« МАШИНОСТРОЕНИЕ »
/990
ББК 39.53г (2)
И32
УДК (629.735 -Ь 632.746] (09)
Авторы: Г. В. Новожилов, Д. В. Лещинер, В. М. Шейнин, М. С. Большаков,
С. И. Дмитриев, Ю. А. Егоров, Н. С. Терехов, Ю. И. Юдин
Фотографический материал подготовлен Н. В. Ниловым
Рецензент Герой Социалистического Труда А. В. Болбот
Из истории советской авиации: Самолеты ОКБ имени
И32 С. В. Ильюшина/Г. В. Новожилов, Д. В. Лещинер,
В. М. Шейнин и др.; Под ред. Г. В. Новожилова. — М.:
Машиностроение, 1990. — 384 с.: ил.
ISBN 5-217-01056-8
Показано развитие трех основных направлений творческой деятель-
ности ОКБ имени С. В. Ильюшина — создание штурмовиков, дальних
бомбардировщиков и гражданских самолетов. Проанализированы осо-
бенности компоновочных и силовых схем и конструкций, характеристики
и эффективность самолетов марки Ил.
Второе издание (1-е изд. 1985 г.) дополнено характеристиками само-
летов 1990-х годов Ил-96-300 и Ил-114 и описанием новых подходов к ре-
шению проектировочных проблем. Расширен раздел, посвященный Ил-76Т.
Для инженеров авиационной промышленности.
„ 2705140400—291 лп
И 038 (01)—90 201 90
ББК 39.53г (2)
ISBN 5-217-01056-8
© Издательство «Машиностроение»,
1985
© Г. В. Новожилов, Д. В. Лещинер,
В. М. Шейнин и др., 1990
www.vokb-la.spb.ru
Посвящается
выдающемуся советскому авиаконструктору
С. В. ИЛЬЮШИНУ,
основателю конструкторского бюро
ПРЕДИСЛОВИЕ
В январе 1933 г. было принято решение о соз-
дании конструкторского бюро, которому суждено было вписать
славные страницы в историю авиации. На протяжении более по-
лувека это бюро создавало и создает новую авиационную технику,
неизменно на высоком техническом уровне.
Коллектив, возглавляемый С. В. Ильюшиным, а затем
Г. В. Новожиловым, внес неоценимый вклад в дело обороны страны
и развития гражданской авиации, в прогресс авиационной науки
и техники, технологии авиационной промышленности. Созданные
этим коллективом штурмовики и бомбардировщики, пассажир-
ские и грузовые самолеты на каждом этапе развития авиации
воплощали в себе последние достижения технической мысли.
Творческая деятельность конструкторов-ильюшинцев началась
с разработки новых типов самолетов: дальнего бомбардировщика
Ил-4 и штурмовика Ил-2. Этот штурмовик представлял собой
новый вид боевого самолета непосредственной поддержки назем-
ных войск. Он, естественно, породил и новую тактику его при-
менения. Бомбардировщик Ил-4 относился к числу тех самолетов,
которые обусловили в то время качественный скачок в развитии
отечественной боевой авиации.
С. В. Ильюшин при создании легендарного Ил-2 одним из
первых конструкторов стал на путь оптимизации параметров и
основных характеристик самолета. Для С. В. Ильюшина были
характерны поиски простых и рациональных решений различных
технических проблем, стремление к созданию предельно эффектив-
ных самолетов на основе гармоничного сочетания всех парамет-
ров, к обеспечению технологичности конструкций, рассчитанных
на массовое производство и массовую эксплуатацию. Все это
стало традициями творческого коллектива, которые не только
бережно сохраняются, но и развиваются в настоящее время.
Коллектив, возглавляемый генеральным конструктором
Г. В. Новожиловым, при создании первого в нашей стране реак-
тивного транспортного самолета Ил-76, широкофюзеляжного
самолета средней дальности Ил-86 и дальнего магистрального
Ил-96-300, а также самолета местных линий Ил-114 применил
современные методы проектирования, основанные на комплекс-
ном решении проектировочных и конструкторских задач; исполь-
зуя научно обоснованные методы оптимального проектирования,
1*
3
реализовал большое число научно-технических нововведений.
Все это обеспечило достижение высокой эффективности самолетов.
Замысел каждого из созданных конструкторским коллекти-
вом самолетов рождается благодаря широкому научному поиску,
дару предвидения его руководителей в сочетании со способностью
творческого коллектива осмыслить и прогнозировать потребности
народного хозяйства и Военно-Воздушных Сил СССР.
Конструкторский коллектив в тесном сотрудничестве с ЦАГИ
и другими институтами, Министерством авиационной промышлен-
ности, двигателестроительными и самолетостроительными заводами
создал обширное семейство военных и гражданских самолетов. Это
штурмовики Ил-2 и Ил-10, бомбардировщики Ил-4 и Ил-28, пасса-
жирские самолеты Ил-12, Ил-14, Ил-18, Ил-62, Ил-86, транспортно-
грузовые Ил-12Д, Ил-14Т, Ил-18Т, Ил-76 и многие другие. Эти
самолеты многие годы поддерживались на хорошем техническом
уровне благодаря разработке коллективом большого числа усо-
вершенствованных и специализированных модификаций, что в со-
четании с большим ресурсом сделало их долгожителями.
Самолеты, созданные ильюшинским коллективом, непрерывно
находятся в производстве, эксплуатации, на вооружении
Военно-Воздушных Сил СССР, они представляют собой предмет
широкого экспорта.
Талант С. В. Ильюшина проявился не только в выдвижении и
разработке новых идей, создании замечательных самолетов.
Сергей Владимирович Ильюшин выпестовал сплоченный коллек-
тив с высокой творческой отдачей, основал свою школу в самолето-
строении. Организуя этот коллектив, он окружил себя начинаю-
щими, но способными инженерами, многие из которых стали из-
вестными специалистами и продолжают работать в настоящее
время.
В этой группе учеников С. В. Ильюшина вырос его преем-
ник — талантливый конструктор и ученый Генрих Васильевич Но-
вожилов, деловые и человеческие качества которого во многом
совпадают с ильюшинскими. Это оказало благотворное влияние на
развитие коллектива, в котором продолжается рост новых спо-
собных конструкторов, совершенствуются методы проектирования
и структура организации, отвечающие возросшим требованиям и
последним достижениям науки и техники. Под его руководством
конструкторским бюро созданы первоклассные машины и многие
модификации ранее построенных самолетов. В настоящее время
конструкторский коллектив трудится над решением еще более
сложных задач.
Издание книги, посвященной историческому обобщению бо-
гатейшего опыта конструкторского бюро имени С. В. Ильюшина,
будет весьма полезным для изучения истории развития отечествен-
ной авиации и для практической деятельности конструкторов
различных творческих коллективов.
Академик Г. П. Свищев
ww.vokb-la.spb.ru
ТВОРЧ ЕСТВО
КОНСТРУКТОРСКОГО КОЛЛЕКТИВА
Самолеты с маркой «Ил» занимают достойное
место в истории отечественной и мировой авиации. Дальние
бомбардировщики и штурмовики, составившие основу советской
боевой авиации в Великой Отечественной войне, первые отечест-
венные серийные реактивные бомбардировщики, высокоэффектив-
ные, надежные, безопасные и простые в эксплуатации пассажир-
ские и транспортные самолеты, бороздящие небо всех континентов
Земли и выполняющие огромную работу по обеспечению воздуш-
ных перевозок пассажиров и важнейших народнохозяйственных
грузов, — таков основной итог деятельности за прошедшие пять-
десят с лишним лет коллектива Опытно-конструкторского бюро,
основанного выдающимся советским авиаконструктором
С. В. Ильюшиным.
С. В. Ильюшин начал самостоятельную конструкторскую дея-
тельность в опытном самолетостроении в 1933 г. в Центральном
конструкторском бюро завода имени Менжинского. История воз-
никновения этой организации, положившей начало Опытному
конструкторскому бюро имени С. В. Ильюшина, отражает харак-
терные черты периода организационного становления советского
самолетостроения в начале 1930-х гг., а также особенности про-
водившегося тогда поиска новых, наиболее эффективных органи-
зационных форм создания опытных боевых самолетов различного
назначения.
До конца 1920-х гг. в СССР основные опытно-конструкторские
работы по боевым самолетам велись в ЦАГИ, где существовал от-
дел авиации, гидроавиации и опытного строительства — АГОС
ЦАГИ, руководимый А. Н. Туполевым, и на заводе «Авиаработник»
в конструкторском бюро Н. Н. Поликарпова.
13 января 1933 г. был издан приказ начальника Главного
управления авиационной промышленности П. И. Баранова об
организации на заводе имени Менжинского конструкторского бюро
опытного самолетостроения легких самолетов, начальником кото-
рого назначался С. В. Ильюшин. Из состава конструкторского
отдела ЦАГИ выделили и передали в новое конструкторское бюро
несколько бригад, занимавшихся проектированием легких са-
молетов. Создание тяжелых самолетов различного назначения по-
5
ручалось бригадам, оставленным в составе конструкторского от-
дела ЦАГИ и работавшим там под общим руководством А. Н. Ту-
полева.
Назначение С. В. Ильюшина руководителем ЦКБ на заводе
имени Менжинского было не случайным. Еще в среде слушателей
Военно-воздушной академии имени Н. Е. Жуковского С. В. Илью-
шин выделялся своими организаторскими и конструкторскими
способностями: он возглавлял авиационную секцию военно-
научного общества академии, под его руководством были созданы
учебные планеры «Мастяжарт I», «Рабфаковец», планеры-парители
«Мастяжарт II» и «Москва» (последний в 1925 г. принял участие
в международных состязаниях в Германии).
В 1926 г., после окончания академии С. В. Ильюшин возглавил
первую (самолетостроительную) секцию Научно-технического ко-
митета (НТК) Управления ВВС Красной Армии. В этой секции
определялись перспективы развития советской авиационной тех-
ники, разрабатывались технические требования к конкретным ти-
пам боевых самолетов, создававшихся в конструкторских бюро ави-
ационной промышленности. Под руководством С. В. Ильюшина
в НТК У ВВС были составлены технические требования к самоле-
там Н. Н. Поликарпова, в том числе к всемирно известному У-2,
некоторым самолетам А. Н. Туполева и Д. П. Григоровича, рас-
сматривались и утверждались эскизные проекты новых боевых
самолетов. Работа в НТК УВВС позволила С. В. Ильюшину не
только приобрести огромные знания и расширить свой кругозор
как авиационного специалиста, она способствовала также фор-
мированию таких характерных особенностей последующего кон-
структорского стиля С. В. Ильюшина, как умение выделять ос-
новные направления в развитии авиационной техники, инициа-
тивность в проведении проектных исследований и создании само-
летов различного назначения, наилучшим образом отвечающих
требованиям того или иного исторического периода, простых в про-
изводстве, эффективных в эксплуатации.
В августе 1930 г. С. В. Ильюшин назначается помощником
начальника НИИ ВВС, организации, проводившей государствен-
ные испытания всех без исключения летательных аппаратов, при-
нимавшихся на вооружение советских ВВС. Одновременно
С. В. Ильюшин продолжал вести большую общественную работу
в области легкомоторной авиации и планеризма, на всесоюзных
планерных слетах в Коктебеле его неоднократно избирают пред-
седателем их Технического комитета. В 1931 г. под редакцией
С. В. Ильюшина выходит в свет сборник «Самолетостроение»,
статьи которого были написаны специалистами, ставшими впо-
следствии видными деятелями советской авиации и космонавтики.
Вся эта многосторонняя организаторская и конструкторская дея-
тельность С. В. Ильюшина и способствовала его выдвижению на
ответственный пост руководителя одного из двух центров совет-
ского опытного самолетостроения.
6
www.vokb-la.spb.ru
На заводе имени Менжинского С. В. Ильюшин сохранил не
только бытовавшее в ЦАГИ название конструкторского бюро —•
ЦКБ, но и сложившуюся там систему самостоятельных конструк-
торских бригад, специализировавшихся по типам самолетов,
вооружению, технологии и т. и. Бригаду № 1, работавшую над
самолетами-разведчиками и штурмовиками, возглавил С. А. Ко-
черигин, бригаду № 2, разрабатывавшую самолеты-истребите-
ли, — Н. Н. Поликарпов, бригаду вооружения — Я. И. Мальцев,
бригаду высотных самолетов — В. А. Чижевский, морских са-
молетов — сначала И. В. Четвериков, а затем Г. М. Бериев.
По мере расширения тематики и объема работ по опытным само-
летам эти конструкторские бригады постепенно выделялись в са-
мостоятельные опытно-конструкторские бюро.
БОЕВЫЕ «ИЛЫ»
Под непосредственным руководством С. В. Иль-
юшина в ЦКБ завода имени Менжинского стала работать конст-
рукторская бригада № 3, состоявшая первоначально из шести
человек. Основные усилия этого небольшого коллектива направ-
лялись С. В. Ильюшиным на решение очень важной в то время для
обороны страны проблемы создания скоростного дальнего бом-
бардировщика, работа над которой в короткий срок завершилась
принятием на вооружение ВВС Красной Армии выдающегося
для своего времени самолета — дальнего бомбардировщика ДБ-3.
Эта машина, летно-технические характеристики которой по
скорости, грузоподъемности и дальности полета превышали уро-
вень мировых достижений того времени, по своим параметрам
и многим конструктивным решениям значительно отличалась не
только от своих предшественников — «тяжелых» многодвигатель-
ных бомбардировщиков с низкой удельной нагрузкой на крыло,
с большими размерами и малой скоростью полета, но и от многих
современных ей опытных самолетов аналогичного назначения.
Принятые на вооружение советских ВВС за пять лет до начала
Великой Отечественной войны и последовательно совершенствуе-
мые в направлении увеличения мощности двигателей, усиления
наступательного и оборонительного вооружения, самолеты ДБ-3
и ДБ-Зф (Ил-4) являлись основным типом боевого самолета со-
ветской дальнебомбардировочной и минно-торпедной авиации
вплоть до середины 1940-х гг. Появившиеся задолго до начала
войны, хорошо освоенные экипажами авиации дальнего действия
и Военно-Морского Флота, эти самолеты стали мощным оружием
советских ВВС, внесшим значительный вклад в разгром фашист-
ской Германии.
Работа над самолетом ДБ-3 и его последующими модификаци-
ями оказала значительное влияние на формирование конструк-
торского стиля коллектива, возглавлявшегося С. В^Ильюшиным,
на разработку присущего ему метода проектирования: подчине-
7
ние всех проектных и конструкторских решений единой цели —
созданию боевого или транспортного самолета, наилучшим образом
отвечающего условиям эксплуатации, имеющего наивысшую бое-
вую или транспортную эффективность. Подобный подход к проек-
тированию самолета ДБ-3, а затем и последующих, существовал
в тех случаях, когда отсутствовало стремление достичь наивыс-
ших значений отдельных технических показателей (например,
только максимально большой скорости полета или наибольшей
дальности, или высокой грузоподъемности) в ущерб другим ха-
рактеристикам и преобладало стремление обеспечить наивысшую
боевую эффективность самолета в реально ожидаемых условиях
эксплуатации. Именно этот подход определил выбор таких основ-
ных параметров ДБ-3, которые позволили добиться гармонич-
ного сочетания характеристик скорости и дальности полета, гру-
зоподъемности самолета, его вооружения и оборудования. Можно
утверждать, что при создании ДБ-3 была сделана первая попытка
применить метод оптимального проектирования дальнего бом-
бардировщика на основе базового критерия — обеспечения мак-
симально возможной, соответствующей уровню развития авиа-
ционной техники того времени, боевой эффективности самолета в
ожидаемых условиях боевого применения. Это обстоятельство
сыграло значительную роль в успехе самолетов ДБ-3 и Ил-4.
Продолжая работы по совершенствованию дальнего бомбарди-
ровщика, конструкторский коллектив С. В. Ильюшина в начале
1940-х гг. создает опытные самолеты ЦКБ-56, а затем Ил-6 с двумя
дизельными двигателями. Оба самолета были несколько больших
размеров, чем Ил-4, и имели более высокие летно-тактические
данные. Довести до серийного производства ЦКБ-56 помешало
начало войны, а Ил-6 — неотработанность новых по тому времени
двигателей.
После войны коллектив конструкторского бюро приступил
к работе над экспериментальным реактивным бомбардировщиком
Ил-22 — первым самолетом с подвеской двигателей в гондолах
на пилонах под крылом, причем это было сделано до того, как
аналогичная схема крепления двигателей появилась в США.
На Ил-22 изучались важные проблемы реактивной авиации, ре-
шение которых было необходимо для развития авиационной тех-
ники в нашей стране.
Проектировочные и конструкторские изыскания, эксперимен-
тальные работы и испытания Ил-22 способствовали тому, что
коллективом конструкторского бюро в короткие сроки был соз-
дан и прошел государственные испытания первый в нашей стране
(из принятых на вооружение) фронтовой реактивный бомбарди-
ровщик Ил-28. В конструкции этого самолета оптимально сочета-
лись летные и пилотажные характеристики, средства нападения
и защиты. Обладая высокой скоростью полета и взлетно-посадоч-
ными данными, обеспечившими его базирование на грунтовых
фронтовых аэродромах, Ил-28 был прост в управлении, имел хо-
8
www.vokb-la.spb.ru
рошую устойчивость и маневренность. Его передние пушки,
подвижная кормовая пушечная турель и бронирование рабочих
мест всех членов экипажа обеспечивали надежную защиту самолета
и его высокую боевую эффективность. В конструкции самолета
Ил-28 был применен ряд новшеств, впервые испытанных на са-
молете Ил-22, которые позволили резко снизить трудозатраты на
изготовление самолета и одновременно повысить качество кле-
пальных и сборочных работ. В серийном производстве на изго-
товление трехместного бомбардировщика Ил-28 затрачивалось
столько же времени, сколько уходило его на постройку одно-
местного истребителя.
Все бомбардировщики, созданные конструкторским коллекти-
вом, руководимым С. В. Ильюшиным, отличает характерная осо-
бенность — высокая боевая и эксплуатационная эффективность,
достигнутая при минимальных геометрических размерах са-
молета и наименьшей его массе, что является результатом
комплексного подхода к решению задачи проектирования са-
молета.
Комплексный подход к проектированию боевого самолета по-
стоянно развивался и совершенствовался. Особенно ярко его
достоинства проявились при создании бронированного штур-
мовика Ил-2, одного из самых знаменитых самолетов второй миро-
вой войны, ставшего, по оценке иностранной печати, настоящим
бичом для немецких бронетанковых дивизий. Работа над этим
самолетом положила начало другому плодотворному направлению
в деятельности конструкторского коллектива, связанному с раз-
работкой и постройкой бронированных самолетов-штурмови-
ков, предназначенных для непосредственной поддержки наземных
войск на поле боя.
Работа над Ил-2 началась в период формирования различных
технических концепций разития военной авиации, в том числе и
штурмовой, отражавших взгляды военных специалистов на воз-
можный характер боевых операций в будущей войне, опасность
возникновения которой во второй половине 1930-х гг. становилась
все более явной.
Идея поддержки наземных войск на поле боя зародилась в пе-
риод первой мировой войны. У русских конструкторов она полу-
чила однозначное выражение в попытках создания бронирован-
ного низковысотного штурмовика. Различные направления от-
личались лишь выбором размеров и тоннажа штурмовика, числа
и типа двигателей, числа членов экипажа. Разрабатывались штур-
мовики одно-, двух- и даже четырехместные, одно- и двухдвига-
тельные, тяжелые и легкие. В 1930-е гг. в ОКБ А. Н. Туполева
разрабатывались четырехместные штурмовики с двумя двигателями,
позднее в ОКБ П. О. Сухого — также двухдвигательный
Су-8 со взлетной массой 12 400 кг, а однодвигательные Су-6, как
и ТШ-3 С. А. Кочеригина иМ. И. Гуревича, —с массой, не пре-
вышающей 6000 кг.
9
В США в 1920-е гг. после безуспешных попыток сочли проблему
бронирования штурмовика неразрешимой и переключились на
разработку многоцелевого самолета и пикирующего бомбардиров-
щика, в 1931 г. успешно провели опытные бомбометания с пики-
рования.
В Германии решение проблемы воздушной поддержки назем-
ных войск в 1930-е гг. шло по двум направлениям, которые рас-
сматривались как альтернативные: создание или штурмовика,
или пикирующего бомбардировщика. Предпочтение, под влиянием
американского опыта разработки и испытаний и своих неудач
с созданием штурмовика, было отдано пикирующему бомбарди-
ровщику Ju-87, успех которого в начале войны был значительным.
Немецкие военные специалисты считали, что взаимодействие пики-
рующих бомбардировщиков с танковыми войсками удваивало
скорость продвижения танков. Однако советские летчики вскоре
нащупали уязвимое место Ju-87, не обладавшего бронезащитой
экипажа (ставка на господство в воздухе), и Ju-87 превратился
в легкую добычу истребителей. Под влиянием больших потерь
и нарастающего успеха Ил-2 немцы предприняли очередную и
также неудачную попытку создания штурмовика (первая попытка,
окончившаяся катастрофой одного из самолетов-штурмовиков
Хеншель Hs-129, была в 1937 г.). В Германии, следовательно, не
решили проблемы непосредственной поддержки войск с воздуха.
В СССР в 1936 г. разрабатывались проекты штурмовика по
программе «Иванов» в коллективах Д. П. Григоровича,
С. А. Кочеригина, И. Г. Немана, Н. Н. Поликарпова и П. О. Су-
хого. Эти работы обогатили отечественное самолетостроение но-
вым опытом и укрепили сознание необходимости создания само-
лета поддержки войск, но проблемы не решили. В 1936 г. была
начата разработка Ил-2.
Новые идеи в формировании этого класса боевых самолетов,
базирующиеся на прогнозировании тактики применения штурмо-
вика, были заложены С. В. Ильюшиным. Они получили выражение
в поиске оптимального сочетания всех составляющих единый
комплекс боевых наступательных и оборонительных средств:
массы брони и бомбовой нагрузки, боевой мощности пулеметно-
пушечного вооружения и защиты задней полусферы, маневрен-
ности, скорости и дальности полета, неуязвимости и боевой жи-
вучести. Для решения этой весьма сложной задачи впервые была
разработана концепция включения бронекорпуса в силовую схему
фюзеляжа, обеспечивающую потребную прочность с минималь-
ными весовыми издержками. Для придания бронекорпусу аэроди-
намической формы были необходимы броневые листы двойной
кривизны. Промышленность их не выпускала, производство та-
ких листов оказалось сложным. Дело в том, что броневая сталь
почти не поддавалась механической обработке, а при закалке ко-
робилась. Изготовление крупногабаритных обтекаемых конструк-
ций сложной формы из броневых листов 4 ... 6 и даже 8 мм стало
10
www.vokb-la.spb.ru
возможным только после разработки и внедрения в производство
специальной технологии изотермической закалки, совмещенной
со штамповкой.
Большая заслуга в создании штампуемой авиационной брони
двойной кривизны и в разработке технологии изготовления из нее
бронекорпусов для самолета-штурмовика Ил-2 принадлежит
С. Т. Кишкину и Н. М. Склярову, а также коллективам техноло-
гов ряда заводов, в кратчайшие сроки наладивших производство
бронекорпусов. Решение этой сложнейшей задачи позволило к на-
чалу Великой Отечественной войны обеспечить серийное произ-
водство самолетов Ил-2. Этими самолетами были укомплекто-
ваны первые штурмовые полки, а осенью и зимой 1941 г. мощные
удары штурмовой авиации способствовали разгрому вражеских
танковых соединений, рвавшихся к Москве.
Неотвратимая точность сокрушающих штурмовых ударов по
скоплению живой силы, подвижной техники и укрепленным бое-
вым точкам противника, способность летать в любую погоду и
поражать цели с бреющего полета и пикирования обеспечили
исключительную боевую эффективность применения штурмовиков
Ил-2. Боевое совершенство самолета Ил-2 дополнялось его высо-
кой надежностью и живучестью.
Новизна и глубина заложенных идей и достигнутая при этом
высокая боевая эффективность Ил-2 подтверждается следующими
фактами: И. В. Сталин, требуя увеличения их выпуска, в теле-
грамме писал: «...Ил-2 нужны нашей Красной Армии как воздух,
как хлеб ...»; всего (вместе с Ил-10) было построено более 41 000
машин — рекордное число в истории мировой авиации; Ил-2,
«Катюшу», минометы и танк Т-34 относят к главным средствам,
обеспечившим победу; немецкие солдаты называли Ил-2 «чер-
ной смертью», а советские историки — «легендарным самолетом»;
Ил-2 воздвигнуто пять памятников; зарубежная печать отмечала,
что в американском штурмовике А-10 (1974 г.) воплощены идеи
С. В. Ильюшина.
В 1943 г. был разработан штурмовик Ил-10. Сохраняя одина-
ковую с Ил-2 бронезащиту, мощь наступательного и оборонитель-
ного оружия, новый штурмовик был более маневренным и обла-
дал значительно большей максимальной скоростью полета. В
1944 г. штурмовики Ил-10 стали поступать на вооружение авиа-
ционных частей, сражавшихся на фронтах Великой Отечествен-
ной войны. Продолжая совершенствовать тип штурмового самоле-
та, конструкторский коллектив, руководимый С. В. Ильюшиным,
разрабатывает и строит ряд опытных штурмовиков Ил-8, Ил-16,
Ил-20 с поршневыми двигателями.
Боевое применение самолетов Ил-2 и Ил-10, а также постройка
опытных самолетов-штурмовиков полностью подтвердили пра-
вильность комплексного подхода к проектированию боевого са-
молета и показали, что отклонение от него, стремление обеспечить
более высокие значения одних характеристик за счет других при-
11
водит к снижению боевой эффективности самолета при выполне-
нии его основной задачи.
В работе над самолетами Ил-4, Ил-2, Ил-10, которые по своим
проектным и конструкторским решениям были принципиально
новы, проявилось не только стремление С. В. Ильюшина исполь-
зовать новые методы проектирования, но и такие черты его дея-
тельности, как необычайно точное предвидение, стремление ис-
пользовать в конструкции создаваемых самолетов все лучшее, что
было создано раньше.
Самолеты Ил-4, Ил-2, Ил-10, а потом и такие этапные в исто-
рии развития советской авиации машины, как Ил-2, Ил-14,
Ил-28, Ил-18, разрабатывались конструкторским коллективом
инициативно, их внедрение в эксплуатацию происходило именно
в тот момент, когда самолет был особенно нужен стране. В этих
самолетах прослеживается и непрерывное эволюционное совер-
шенствование конструкции, систем и агрегатов, которое после
накопления определенных достоинств переходило в качественно
новое конструкторское решение.
ПАССАЖИРСКИЕ САМОЛЕТЫ
СОРОКОВЫХ ГОДОВ
В сороковые годы получило начало другое
основное направление деятельности конструкторского коллектива,
возглавлявшегося С. В. Ильюшиным, — разработка самолетов
для гражданской авиации. Опыт работы над пассажирскими са-
молетами еще раз убедительно показал, что именно глубокое по-
нимание цели, для которой создается новый самолет, и комплекс-
ный подход к решению всех задач проектирования и позволяли
коллективу находить оптимальные конструктивные решения, обе-
спечившие долгую жизнь пассажирским самолетам с маркой «Ил».
В 1943 г., когда на фронтах Великой Отечественной войны
шли ожесточенные бои, конструкторский коллектив приступил
к созданию пассажирского самолета, отвечающего требованиям
развития народного хозяйства страны в послевоенный период.
Новую машину рассчитывали на перевозку 27 ... 32 пассажиров
и максимальную дальность полета до 2000 км. В июне 1947 г.
этот самолет, названный Ил-12, вышел на линии Аэрофлота.Он
имел летно-технические данные лучшие, чем у широко известного
американского DC-3 и отечественного Ли-2 (строился по лицен-
зии), который был основным самолетом воздушного транспорта
в предвоенные годы, но к 1940-м гг. устарел. Самолет Ил-12 ис-
пользовался не только для перевозки пассажиров, но и для тран-
спортировки самых разнообразных грузов с массой до 3000 кг —-
тогда это было большим достижением. Самолет Ил-12 имел ряд
модификаций, в том числе военно-транспортную (Ил-12Д). Этот
самолет использовался и как грузовой на ряде линий, наиболее
широко — в советской Полярной авиации; он побывал над Се-
12
www .vokb-la.spb.ru
верным и Южным полюсами Земли. Эксплуатировались Ил-12
и многими зарубежными авиакомпаниями. Ил-12 проектировался
как пассажирский самолет средней дальности полета. В допол-
нение к нему для использования на некоторых авиалиниях боль-
шей протяженности еще в 1945 г. конструкторский коллектив
приступил к созданию первого в своей практике четырехдвигатель-
ного пассажирского самолета, способного перевозить 60 ... 65 пас-
сажиров на дальность до 5000 км с крейсерской скоростью 450 км/ч.
Создание такого самолета было в то время очень сложной задачей.
Это был Ил-18 с поршневыми двигателями; он совершил свой
первый полет в 1946 г. При разработке этого самолета было при-
менено много новых технических решений. Опыт, полученный при
его создании, был использован затем при создании других пас-
сажирских самолетов «Ил». В серийное производство он не по-
ступил по причинам, не связанным с его техническим совершен-
ством.
ПАССАЖИРСКИЕ САМОЛЕТЫ
ПЯТИДЕСЯТЫХ ГОДОВ
Творческая оценка конструкторским коллек-
тивом опыта эксплуатации большого парка пассажирских само-
летов Ил-12 определила появление нового пассажирского самолета
Ил-14, летные испытания которого начались в 1950 г. На нем
были обеспечены более высокая надежность, особенно при отказе
двигателя на взлете, лучший комфорт для пассажиров. Кроме
того, на этой машине было дополнительно установлено новейшее
по тому времени пилотажно-навигационное и радиотехническое
оборудование. Самолет Ил-14 выпускался в пятнадцати вариантах
компоновок с соответствующим каждому варианту специальным
оборудованием. Он зарекомендовал себя простым в управлении
и безотказным самолетом. Кроме Советского Союза его строили
также в ЧССР и ГДР, эксплуатировали многие зарубежные авиа-
компании.
Самолет Ил-18 с турбовинтовыми двигателями создан в период
зарождения реактивной гражданской авиации. Перед конструк-
торским коллективом стояла задача обеспечить массовость пас-
сажирских перевозок путем снижения себестоимости эксплуа-
тации, т. е. сделать воздушный транспорт доступным широким мас-
сам трудящихся нашей страны. Было необходимо снизить стои-
мость билета на самолет Ил-18 до уровня, равного или близкого
к стоимости проезда в купейном вагоне. Кроме того, по основным
параметрам — экономичности, комфорту, летным данным — но-
вый самолет должен был обладать конкурентоспособностью на
мировом рынке. Ил-18 был спроектирован, построен и испытан
в рекордно короткие сроки.
Все фактические летно-технические характеристики самолета
Ил-18 подтвердили проектные данные. Подобное соответствие яв-
13
ляется характерной чертой деятельности конструкторского кол-
лектива.
Самолет Ил-18 был проверен на соответствие нормам ИКАО
и получил международный сертификат летной годности. Он стал
первым советским пассажирским самолетом, который нашел
широкий спрос на мировом авиационном рынке. Работа по про-
даже самолета Ил-18 на экспорт, включающая подготовку об-
ширной технической документации, и многогранный опыт его
эксплуатации в зарубежных авиакомпаниях заложили основу
относительно нового для нашей страны направления торговли —
поставки пассажирских самолетов на международный рынок.
По заказам МГА СССР и семнадцати иностранных авиакомпа-
ний были изготовлены сотни Ил-18. И сегодня эти самолеты экс-
плуатируются различными авиакомпаниями мира. Самолеты того
времени — английский «Вэнгард» и американский «Электра» —
большого распространения не получили, а Ил-18 стал одним из
самых массовых газотурбинных самолетов первого поколения.
По своим экономическим характеристикам он занимает достойное
место среди самолетов этого класса.
Для советской гражданской авиации самолет Ил-18 стал этало-
ном экономической эффективности, простоты пилотирования и
комфорта, что было достигнуто не только путем исследований в пе-
риод эскизного и технического проектирования и постройки опыт-
ных экземпляров самолета, но и в процессе эксплуатации, в ре-
зультате его совершенствования путем разработки модификаций,
которые повысили рентабельность эксплуатации самолета, ком-
форт и безопасность пассажирских перевозок.
Во время работы над первыми пассажирскими самолетами (это
следует подчеркнуть) повышенное внимание конструкторского
коллектива уделялось процессу испытаний и доводки с целью
достижения максимальной безопасности полета, надежности пла-
нера, систем и оборудования самолета. В это время тщательно
анализировались ответственные узлы конструкции, скрупулезно
изучались результаты всевозможных испытаний и контрольных
проверок. Подробнейшим образом разбирались все замечания и
недостатки, установленные при эксплуатационных испытаниях,
и принимались меры к их немедленному устранению. И после вы-
хода самолета на авиалинии не прекращалась работа над дальней-
шим совершенствованием машины. Забота об улучшении самоле-
тов, находящихся в эксплуатации, являлась и является перво-
очередной для конструкторского коллектива. Внимательно вы-
слушиваются все замечания и предложения летных экипажей,
технического персонала, обслуживающего пассажирские самолеты
с маркой «Ил». Плодотворность этого принципа работы коллек-
тива многократно доказана опытом нашего конструкторского
бюро. Тесный контакт с авиакомпаниями, постоянное изучение
и обобщение их опыта служит успешному решению сложных научно-
технических задач по созданию новых пассажирских самолетов.
14
www.vokb-la.spb.ru
ПАССАЖИРСКИЕ САМОЛЕТЫ
ШЕСТИДЕСЯТЫХ ГОДОВ
Со временем росли требования к увеличению
дальности полета самолета. Нашему коллективу пришлось изы-
скивать новые пути для решения этой задачи. Был создан Ил-62,
самолет второго поколения реактивных лайнеров. Он был выполнен
по четырехдвигательной схеме с кормовой компоновкой двигате-
лей. Это привело к значительному уменьшению внешнего и внутри-
кабинного шумов, а также позволило создать аэродинамически
чистое крыло и эффективную механизацию крыла по всему раз-
маху. Была разработана принципиально новая схема шасси с уби-
рающейся хвостовой опорой, на которую получены патенты во
многих странах с развитой авиационной промышленностью. Эта
схема шасси существенно снизила потери в массе конструкции
планера самолета, неизбежные при расположении двигателей на
кормовой части фюзеляжа. В январе 1963 г. Ил-62 совершил
свой первый полет.
Самолет Ил-62 предназначен для перевозки большого числа
пассажиров и груза на дальних воздушных линиях в различных
климатических и метеорологических условиях в любое время су-
ток, над сушей и водными пространствами. На нем принципиально
по-новому решены многие сложнейшие технические задачи и
обеспечена высокая степень надежности и безопасности полетов,
максимальный комфорт для пассажиров и высокая экономическая
эффективность.
Схема и конструкция самолета имеют ряд особенностей, опре-
деливших основные преимущества, которыми Ил-62 обладает
в сравнении с другими самолетами, имеющими кормовую компо-
новку двигателей. Однако такая схема имеет не только преиму-
щества, которые очень важны для самолета с большой продол-
жительностью полета, но и недостатки: кормовое расположение
двигателей могло на 6 ... 7% увеличить массу конструкции пу-
стого самолета. Применение новой схемы шасси с убирающейся
хвостовой опорой позволило существенно снизить проигрыш
в массе конструкции (в результате уменьшения площади горизон-
тального оперения и рулей высоты, расположения всего основного
оборудования самолета рядом с двигателями, питающими это
оборудование электроэнергией, что обеспечило минимальную дли-
ну проводок и повысило надежность работы самолетных систем).
Для самолета Ил-62 было разработано стреловидное крыло
с необычной передней кромкой, имеющей ступенчатую форму —
«клюв». Это в сочетании со специальным набором профилей и ге-
ометрической круткой позволило получить отличные характери-
стики устойчивости и управляемости самолета во всем диапазоне
эксплуатационных углов атаки, включая закритические, что под-
тверждается как результатами обширных летных испытаний,
так и многолетней успешной эксплуатацией самолета.
15
На зарубежных самолетах с такой же, как у Ил-62, схемой рас-
положения двигателей требуемые характеристики устойчивости и
управляемости на больших углах атаки достигались включением
в систему управления самолетом сложных гидравлических или
электрических устройств — так называемых толкателей штур-
вала, что снижало надежность системы управления и вызывало
дополнительные осложнения в эксплуатации.
На самолете Ил-62 применена простая и надежная ручная
система управления самолетом без использования бустеров; на
нем впервые в практике отечественной авиации установлена си-
стема реверсирования тяги двигателей, что существенно повы-
сило безопасность выполнения посадок (и прерванных взлетов)
самолета на мокрые или обледенелые взлетно-посадочные полосы
аэродромов, а также значительно улучшило маневренность са-
молета на земле, что особенно важно на узких взлетно-посадочных
полосах.
Новейшее пилотажно-навигационное оборудование, уста-
новленное па Ил-62, обеспечивает автоматический и полуавтома-
тический полет самолета в сложных метеорологических условиях,
облегчает экипажу заход на посадку и посадку самолета. Наличие
такого оборудования в значительной мере снижает утомляемость
экипажа и повышает регулярность полетов Ил-62. На самолете
впервые в отечественной практике применена и отработана систе-
ма трехфазного стабилизированного тока переменной частоты, ко-
торая значительно повысила надежность электропитания установ-
ленного на самолете оборудования и позволила снизить его массу.
Шли годы. Аэрофлот расширял свои международные связи.
Открывались регулярные воздушные линии в Южную Америку
и Австралию. К самолету Ил-62 были предъявлены новые требова-
ния, и конструкторское бюро провело его модификацию — был
создан самолет Ил-62М. Для увеличения дальности полета на са-
молете установили новые двухконтурные турбореактивные дви-
гатели Д-30 КУ конструкции П. А. Соловьева с взлетной тягой на
ПО кН (11 000 кгс), относительно малыми удельными расходами
топлива и новыми реверсивными устройствами. Одновременно с за-
меной двигателей был увеличен запас топлива на 5000 л благодаря
созданию кессонного бака в киле, улучшены аэродинамические
формы гондол двигателей, обтекателя стабилизатора и киля, ин-
терцепторы (элементы механизации крыла) стали использовать
не только в тормозном, но и в элеронном режиме, изменена кон-
струкция штурвала, более удобной стала компоновка приборов,
заменена часть пилотажно-навигационного и радиотехнического
оборудования.
Значительным улучшением явилось применение на двигателях
более эффективного реверсивного устройства с наружными створ-
ками. По сравнению с решетчатым устройством, установленным
на Ил-62, новое реверсивное устройство привело к снижению
сопротивления и расхода топливас
16
www.vokb-la.spb.ru
\ Благодаря этим мерам была увеличена практическая дальность
подета самолета Ил-62М, уменьшена скорость захода на посадку,
улучшен обзор из кабины экипажа, повышены безопасность по-
лета и экономическая эффективность его эксплуатации.
Но работа над самолетами Ил-62 не закончена. Повышение
комфорта пассажиров, надежности, улучшение эксплуатационной
и ремонтной технологичности, снижение трудоемкости техниче-
ского обслуживания, увеличение ресурса самолета, внедрение
автоматики, снижение метеоминимума и ряд других важных во-
просов постоянно находятся в центре внимания конструкторского
коллектива.
САМОЛЕТЫ ОКБ ИМЕНИ С. В. ИЛЬЮШИНА,
СОЗДАННЫЕ В СЕМИДЕСЯТЫЕ ГОДЫ
Основные направления развития народного хо-
зяйства СССР на 1976—1980 годы, утвержденные постановлением
XXV съезда КПСС, предусматривали внедрение в эксплуатацию
нового пассажирского самолета Ил-86 (аэробуса) и грузового
самолета Ил-76.
Широкофюзеляжный пассажирский самолет Ил-86, первый
вылет которого состоялся в 1976 г., прошел государственные ис-
пытания и подтвердил практически все проектные характери-
стики, получил сертификат летной годности; в декабре 1980 г.
он поступил в эксплуатацию и начал пассажирские перевозки.
Самолет Ил-76Т в период десятой пятилетки был успешно освоен
и в настоящее время широко эксплуатируется на многих отече-
ственных и международных линиях, является предметом экс-
порта.
Создание многоместного широкофюзеляжного пассажирского
самолета явилось насущной необходимостью, вызванной увели-
чением объема пассажирских перевозок, растущей насыщенно-
стью воздушного пространства, особенно на воздушных линиях
с высокой плотностью пассажирского потока, потребностью
снизить расход топлива на единицу транспортной производитель-
ности. Заметим, что и в прошлом одной из главных тенденций раз-
вития пассажирских самолетов, наряду с ростом производитель-
ности, являлось непрерывное наращивание пассажировмести-
мости. До определенного предела (180 ... 200 мест) потребность
Удовлетворялась вначале увеличением плотности компоновки,
а затем — длины фюзеляжа. Для дальнейшего развития стало
необходимым значительное увеличение поперечных размеров фю-
зеляжа, а это было связано с решением многих проблем, и прежде
всего аэродинамических, весовых, компоновочных, технологиче-
ских и т. п. Решение этих проблем потребовало разработки и реа-
лизации большого числа нововведений на уровне изобретений, что
определило возможность создания высокоэффективного самолета.
Самолет Ил-86 рассчитан на 350 пассажиров, которых он может
транспортировать на расстояние 3600 км. Максимальная грузо-
17
подъемность его 42 т. Крейсерская скорость при высотах полета
9500 ... 10 000 м составляет 870 ... 950 км/ч. Новый самолет мо-
жет взлетать с тех же аэродромов, что и самолеты Ил-18, Ту-134,
Ту-154.
Изучение тенденций развития воздушного транспорта на по-
следующие годы определило целесообразность создания самолета
с такими характеристиками. Изучение же условий эксплуатации
многоместного самолета без необходимости коренной реконструк-
ции существующих аэропортов породило идею системы транспор-
тировки багажа пассажиров, названную «багаж при себе плюс
контейнеры», впервые примененную на самолете Ил-86. Широ-
кий диапазон центровок, обеспеченный рядом проектировочных
решений, позволил разрешить транспортировку багажа пассажи-
ров при себе без предварительного взвешивания. Это в еще боль-
шей степени упрощает процедуры подготовки самолета к полету.
При проектировании широкофюзеляжного многоместного са-
молета, который принято относить к третьему поколению граж-
данской реактивной техники, по-новому решались традиционные
проблемы надежности, безопасности полета и эффективности
эксплуатации.
Все этапы создания Ил-86 были подчинены решению перечис-
ленных проблем. Для планомерной организации этих работ в
ОКБ была разработана комплексная программа обеспечения безо-
пасности полета, надежности и качества на всех этапах создания
и эксплуатации самолета Ил-86, основы которой заключены в двух
принципиальных положениях:
достижение высокой степени безопасности полета (главная
цель) при условии получения остальных показателей не ниже,
чем у лучших самолетов этого класса;
получение высоких количественных показателей надежности.
Рост эффективности самолета Ил-86 достигнут не только боль-
шим числом прогрессивных нововведений, но и значительным уве-
личением производительности. Часовая производительность
Ил-86 в 4,3 раза выше, чем у самолета Ил-18 (первого поколения),
и в 2,3 раза — чем у самолета Ту-154 (второго поколения), при
примерно равной дальности полета. Расход топлива на 1 пасс.-км
у самолетов Ил-86 и Ил-18 практически одинаков, в то время как
скорость Ил-86 почти в полтора раза выше, чем у Ил-18.
Выбору схемы самолета предшествовал подробный анализ
возможных компоновочных вариантов: высокопланов и низко-
планов с крыльями разной стреловидности, с тремя и четырьмя
двигателями различной степени двухконтурности (1,3 ... 5,2).
Рассматривались однопалубная и двухпалубная компоновки пас-
сажирских салонов, определялось рациональное сочетание ос-
новных параметров, которое обеспечивало бы выполнение за-
данных характеристик. Исследования показали, что с точки зре-
ния обеспечения безопасности полетов, экономики и удобства
в эксплуатации, других требований наиболее целесообразна
18
схема низкоплана с четырьмя двигателями, расположенными в
гондолах на пилонах под крылом.
Д1ожет возникнуть вопрос, почему в схеме низкоплана мы пе-
решли на установку двигателей под крылом, хотя у хорошо за-
рекомендовавшего себя самолета Ил-62 они расположены на хво-
стовой части фюзеляжа? Такой вариант для Ил-86 тоже изучался.
По сути дела, были выполнены два проекта самолета с обеими
схемами размещения двигателей, проведены сравнительные рас-
четы, продувками моделей оценены аэродинамические характери-
стики. В результате мы еще раз убедились, что на Ил-62 располо-
жение двигателей в хвостовой части фюзеляжа целесообразно,
положительные качества и преимущества такой компоновки реа-
лизуются полностью. Но Ил-86 имеет ряд принципиальных от-
личий. Так, базирование в аэропортах с узкими взлетно-посадоч-
ными полосами требует обеспечения возможности разворота на
полосе шириной всего 45 м. При расположении двигателей в хво-
стовой части фюзеляжа выполнить это требование крайне трудно
из-за увеличения базы между передней и основными опорами са-
молета примерно на 6 м. При установке двигателей под крылом
можно уменьшить массу конструкции и проще обеспечить широ-
кий диапазон эксплуатационных центровок, что особенно важно
для реализации впервые примененной системы транспортировки
багажа и грузов. Наконец, имеются и эксплуатационные пре-
имущества: простота обслуживания двигателей, их взаимозаме-
няемость и быстросъемность и т. д.
Принятая схема расположения двигателей не является новой
для нашего бюро. Еще в 1947 г. под руководством С. В. Илью-
шина по этой схеме был создан опытный реактивный самолет
Ил-22, а позднее ее применили на Ил-76. Таким образом, аэроди-
намическая схема Ил-86 выбрана на основании нашего многолет-
него конструкторского опыта.
Выбор двигателей — одна из наиболее сложных проблем при
разработке нового пассажирского самолета. Принимаются во вни-
мание многочисленные характеристики двигателя, его экономич-
ность, но во всех случаях он должен быть максимально надежным
в эксплуатации. Именно это обстоятельство оказалось решающим
и определило выбор для Ил-86 двигателей НК-86 с умеренными
значениями основных параметров: степени двухконтурности, сте-
пени повышения давления в компрессоре и температуры газов
перед турбиной.
Много пришлось поработать над решением трудных вопросов
по определению оптимального диаметра фюзеляжа и выбору ва-
рианта размещения пассажиров, багажа и грузов. Доминирую-
щим являлось стремление упростить процедуру обслуживания
пассажиров в аэропортах, особенно путем сокращения операций
по регистрации багажа. Это позволяет увеличить производитель-
ность труда работников наземных служб и экономит время пас-
сажиров. Целесообразность упрощения схемы обработки багажа
19
подтверждает анкетный опрос, по данным которого почти все пас-
сажиры хотели бы перевозить при себе багаж с массой 10 ... 15 кг.
Для самолета Ил-86 был выбран фюзеляж диаметром 6,08 м.
Благодаря этому основная особенность его интерьера — большой
объем, необычные размеры пассажирских помещений. Ощущение
просторности подчеркивается спрямленными бортами и высоким
потолком кабины, а также наличием двух широких проходов
между креслами, применением новых видов декоративной отделки
и заменой багажных полок удобными шкафчиками для ручной
клади. Часто расположенные окна с размерами 380x250 мм —
самые большие в сравнении с другими подобными самолетами —
пропускают много света, подчеркивая большой объем пассажир-
ских салонов.
Пассажирские кресла установлены в трех салонах, разделен-
ных буфетными стойками и мягкими раздвижными перегород-
ками. Основной вариант предусматривает установку девяти кре-
сел в ряду по схеме 3—3—3. Кресла, расположенные вдоль бор-
тов, несколько сдвинуты относительно кресел среднего ряда, что
обеспечивает беспрепятственный одновременный выход пассажи-
ров из обоих рядов в проходы. Наличие двух проходов ускоряет
занятие пассажирами мест, а также уменьшает время, затрачивае-
мое бортпроводниками на обслуживание питанием.
Еще одна особенность компоновки Ил-86 — применение встро-
енных бортовых трапов, значительно расширяющих эксплуатаци-
онные возможности самолета. По трем трапам, расположенным по
левому борту, пассажиры попадают в вестибюли нижней палубы,
где оборудованы стеллажи с ячейками для чемоданов и другой
личной клади. Кроме того, на нижней палубе расположены два
грузовых отсека, приспособленных для механизированной по-
грузки-выгрузки восьми стандартных багажно-грузовых кон-
тейнеров или грузовых поддонов. На нижней палубе размещены
также буфет-кухня и технические отсеки.
Разместив свой багаж, пассажиры по внутренним лестницам
поднимаются на верхнюю палубу и занимают места в трех пасса-
жирских салонах. По прибытии в пункт назначения пассажиры,
взяв свой багаж, без задержки покидают самолет. При наличии
тяжелого или крупногабаритного багажа они могут воспользо-
ваться услугами контейнерного обслуживания и сдать и получить
багаж обычным путем. Такая технология наиболее полно соот-
ветствует интенсивности воздушных перевозок, свойственной
аэробусам.
Система «багаж при себе плюс контейнеры» и встроенные трапы
позволяют использовать самолет Ил-86 в различных условиях,
в любых аэропортах. В аэропорты, которые оборудованы средст-
вами, обеспечивающими транспортировку багажа пассажиров
в контейнерах, а главное, специальными системами для быстрой
выдачи его после прилета, багаж и груз могут транспортироваться
в контейнерах.
20
www.vokb-la.spb.ru
При малом объеме изменений на Ил-86 возможен демонтаж
конструктивных элементов системы внутренних лестниц, входных
люков в полу пассажирской кабины и встроенных трапов, что
позволит увеличить (в случае необходимости) число пассажирских
кресел на 25, а максимальную коммерческую нагрузку — на
3000 кг. Таким образом, у модификаций с контейнерной транспор-
тировкой груза пассажировместимость увеличится до 375 пасса-
жиров (при шаге установки кресел 810 мм), а число стандартных
багажно-грузовых контейнеров — до 20.
Начало эксплуатации самолетов, перевозящих на борту в два
раза большее число пассажиров в сравнении с другими самолетами,
уже находящимися на линиях, потребовало решения ряда экс-
плуатационных вопросов. Все службы Аэрофлота вместе с работ-
никами промышленности в процессе эксплуатационных испытаний
провели подготовку к их решению.
Аэродинамическая компоновка Ил-86 играет решающую роль
в обеспечении высокого уровня безопасности и экономичности
эксплуатации первого отечественного шйрокофюзеляжного са-
молета. Поэтому на этапе его проектирования и разработки особое
внимание уделялось выбору аэродинамической компоновки от-
дельных элементов и всего самолета в целом, обеспечению высо-
кого аэродинамического качества на режимах крейсерского по-
лета, созданию несущих свойств крыла для расчетных условий ба-
зирования, а также обеспечению потребных характеристик устой-
чивости и управляемости во всем диапазоне ожидаемых условий
эксплуатации. Решение поставленных задач в установленные сроки
бычо обеспечено благодаря сложившемуся в ОКБ комплексному
подходу к решению вопросов аэродинамической компоновки,
состоящему в рациональном сочетании теоретических исследова-
ний, аналитических и экспериментальных методов, а также
благодаря тесному сотрудничеству с учеными ЦАГИ.
О глубине проработки вопросов, связанных с аэродинамиче-
ской компоновкой самолета, с физической картиной обтекания на
различных режимах полета, свидетельствует тот факт, что всего
в процессе исследований были испытаны десятки моделей.
Выбор геометрии крыла и его аэродинамической компоновки
для достижения наивыгоднейших условий обтекания и высокого
аэродинамического качества крейсерского полета для самолета
Ил-86 были существенно осложнены необходимостью минимизации
вредного влияния при сочленении крыла с фюзеляжем столь
большого относительного миделя и с гондолами двигателей.
Большой объем параметрических расчетов и испытаний в аэро-
динамических трубах различных вариантов крыльев способство-
вал выбору основных параметров крыла (удлинение, стреловид-
ность, распределение толщин, геометрическая крутка), позволив-
ших получить на расчетных режимах полета докритическое обте-
кание при наличии зон умеренного разрежения у носка крыла с
плавным восстановлением давления на задней части хорды. По-
21
следнее обеспечило не только потребный уровень аэродинамиче-
ского качества, но и приемлемые характеристики при выходе на
большие углы атаки. Одновременно благодаря тщательной компо-
новке удалось достигнуть выигрыша в коэффициентах лобового
сопротивления фюзеляжа и гондол двигателей.
Значительный объем исследований был проведен с целью вы-
бора и детальной разработки механизации крыла, потребной для
выполнения условий базирования, в частности уровня скоростей
захода на посадку 250 ... 260 км/ч, что при принятых размерах
крыла (при удельной нагрузке во время посадки 500 ... 520 кг/м2)
требовало практической реализации в условиях захода на по-
садку достаточно высоких значений коэффициента подъемной силы.
В конструкторском бюро были выполнены расчеты и проведена
экспериментальная проверка одиннадцати компоновок механиза-
ции крыла. При этом варьировались типы закрылков и предкрыл-
ков, относительный размах элементов механизации, размеры и
форма щелей, углы отклонения и т. п. В результате был достигут
потребный уровень несущих свойств (при заходе на посадку)
применением трехщелевого закрылка с фиксированным дефлекто-
ром и отклоняемым хвостовым элементом без раздвижки звеньев,
что привело к относительно простому конструктивному выполне-
нию механизации крыла с минимальной массой. Некоторый допол-
нительный вклад в обеспечение потребной величины коэффициента
подъемной силы был внесен нахождением оптимального взаимного
расположения предкрылков и пилонов крепления гондол двига-
телей к крылу.
Выбор аэродинамической компоновки отдельных элементов и
самолета в целом из условия получения высоких летно-техниче-
ских характеристик тесно связан с обеспечением нормируемых
показателей устойчивости и управляемости, которые определяют
уровень пилотажных характеристик самолета и безопасность его
эксплуатации. Для достижения необходимых характеристик ус-
тойчивости и управляемости значительными являются работы,
связанные с определением расположения и размеров горизонталь-
ного оперения, работы по обеспечению потребной эффективности
органов управления, безопасности полета на больших углах атаки
при попадании в условия обледенения и при проявлении функцио-
нальных отказов.
Выбранные размеры горизонтального оперения позволили при
условии применения переставного стабилизатора полностью сба-
лансировать продольный момент при предельно передней центров-
ке в условиях захода на посадку и обеспечить приемлемые запасы
продольной устойчивости при предельно задней центровке на
крейсерских режимах полета без применения автоматических
устройств в системе управления.
Выбранные размеры руля направления позволяют достаточно
легко сбалансировать самолет при отказе крайнего двигателя на
. всех этапах полета и обеспечивают взлет и посадку при боковом
22
'/vww.vokb-la.spb.ru
ветре 15 м/с, а применение для поперечного управления комби-
нации элеронов и интерцепторов обеспечивает максимальные угло-
вые скорости при управлении по крену на взлетно-посадочных ре-
жимах.
Для подтверждения уровня безопасности полета в условиях
обледенения и при отказах функциональных систем были широко
применены имитаторы льда на несущих поверхностях самолета.
Это позволило значительно сократить объем и сроки испытаний
в условиях естественного обледенения при сертификации самолета,
а также уменьшить объем исследований в аэродинамических тру-
бах, выполненный для определения эффективности отдельных сек-
ций органов управления при отказных состояниях системы управ-
ления.
Следует отметить, что практически полное достижение задан-
ных летно-технических характеристик и полное соответствие
уровню безопасности полета, требуемому нормами летной год-
ности гражданских самолетов, показало достоверность прогно-
зирования характеристик самолета Ил-86 в процессе его создания
путем оптимального комплексирования теоретических и экспери-
ментальных методов исследований.
Внедрение новых технологических процессов и новых материа-
лов способствует решению таких основных проблем проектиро-
вания широкофюзеляжных самолетов, как проблемы надежности
и всех видов эффективности, в том числе аэродинамической, весо-
вой, топливной. Технологичность конструкции и внедрение новых
материалов позволяют снизить стоимость и повысить весовое со-
вершенство конструкции. Это тем более важно, что проблемы сто-
имости самолета и минимальной его массы существенно обостри-
лись именно в период создания широкофюзеляжных самолетов.
Применение новых материалов и новых технологических про-
цессов привело к значительному сокращению трудоемкости при
изготовлении самолета, повысило долговечность наиболее ответ-
ственных узлов и деталей, позволило создать надежную машину,
удовлетворяющую высоким эстетическим требованиям.
При создании самолета Ил-86 были внедрены до 50 новых тех-
нологических процессов и большая номенклатура новых материа-
лов. Особенно следует отметить применение:
высоконапряженного крепежа, обеспечившего герметичность
конструкции (без дополнительных средств герметизации), сни-
жение ее массы, автоматизацию технологических процессов, сни-
жение трудоемкости и т. д.;
поверхностного упрочнения силовых элементов планера;
цельнотянутых титановых труб системы кондиционирования;
длинномерных штампованно-катаных плит для оконных пане-
лей ;
клееклепанных соединений в конструкции планера.
В силовых элементах планера нашли широкое применение
трехслойные конструкции с бесперфорированным сотовым запол-
23
кителем из алюминиевой фольги. Применение сотовых панелей
значительно повысило ресурс работы в условиях вибрационно-
акустического нагружения, улучшило качество их аэродинамиче-
ской поверхности.
Снижение трудоемкости и экономия материала были достигнуты
также широким применением объемной штамповки, литья, новых
литейных сплавов на алюминиевой основе с добавкой титана и на
магниевой основе с добавкой циркония.
Интерьер самолета выполнен из трудносгораемых декоратив-
ных сотовых панелей, состоящих из тонколистовых стеклотексто-
литовых обшивок, полимерного сотового заполнителя из поли-
амидной бумаги и декоративно-отделочной поливинилхлоридной
пленки. Для изготовления конструкционно-отделочных деталей
интерьера использован ряд термопластичных материалов, органи-
ческих стекол и полиамидов, сочетающих негорючесть с высокими
прочностными свойствами. Применение таких материалов обе-
спечило достижение высокой эксплуатационной надежности, сни-
жение массы конструкции интерьера при одновременном удовлет-
ворении современным эстетическим требованиям.
Для изготовления панелей пола применены композиционные
материалы: углепластик и стеклопластик, обеспечивающие по-
требную прочность, необходимую жесткость и снижение массы
конструкции. Применение новых материалов (негорючей гидро-
жидкости) и конструкторско-технологических решений (титановою
крепежа) потребовало внедрения новых систем защитных покры-
тий. Внедрение процесса анодирования титана обеспечило защиту
от контактной коррозии и улучшение свинчиваемости крепежа.
Система покрытий для окраски внутренней поверхности пла-
нера на основе специальной грунтовки обеспечивает надежную за-
щиту конструкции от воздействия гидрожидкости. Защита т°п-
ливных кессон-баков крыла осуществлена лакокрасочной системой
покрытий, позволившей значительно снизить массу самолета.
Применение в узлах трения металлофторопластовых втулок
исключило до трех тысяч смазываемых в эксплуатации точек.
Улучшен внешний вид самолета путем применения полиурета-
новых эмалей, отличающихся высокими декоративными и за-
щитными свойствами, атмосферостойкостью (в течение пяти-
шести лет), стойкостью к агрессивным гидрожидкостям и маслам.
Этот далеко не полный перечень нововведений в области тех-
нологии и материалов создает представление о сложности проблем,
невозможности проектирования новых самолетов на основе с арых
представлений и отживших концепций.
Работа над самолетом Ил-86, запуск его в серийное прои
водство еще раз доказывают необходимость наличия опережаю-
щего научно-технического задела и обязательной предварительной
подготовки серийного производства, позволяющей реализовать на
практике то, что заложено в чертежах и достигнуто в лаборато
риях научно-исследовательских институтов.
24
www vokb-la.spb.ru
Грузовой самолет Ил-76Т, созданный в 1976 р., о четырьмя
турбовентиляторными двигателями конструкции П. А. Соловь-
ева, продолжает развитие этого направления в творческой деятель-
ности ОКБ.
История создания военно-транспортных и гражданских грузо-
вых самолетов начинается с соответствующих модификаций пас-
сажирских самолетов с поршневыми двигателями. Затем создава-
лись специализированные самолеты с турбовинтовыми двигателя-
ми. Реактивные самолеты этого класса стали разрабатывать лишь
с появлением высокоэкономичных двигателей с умеренной и вы-
сокой степенями двухконтурности. На этих самолетах не устанав-
ливались одноконтурные турбореактивные двигатели, малоэконо-
мичные в топливном отношении. Скорость полета для транспорт-
ных самолетов не имеет первостепенного значения, а расход топ-
лива — весьма важен.
В ОКБ имени С. В. Ильюшина вначале также разрабатывались
модификации: Ил-12Д — десантный, Ил-12Т и Ил-14Т — тран-
спортно-грузовые. Был создан грузовой планер Ил-32 с грузо-
подъемностью 7000 кг (строился небольшой серией).
Самолет Ил-76Т, предназначенный для выполнения грузовых
перевозок на воздушных линиях средней и большой протяжен-
ности, принадлежит к новому поколению транспортных самолетов,
предназначенных для замены турбовинтовых самолетов этого типа.
Рост производительности носит в этом случае скачкообразный ха-
рактер, обусловленный резким возрастанием грузоподъемности
самолета, скорости и дальности полета. Оптимальные значения
этих летных и взлетно-посадочных характеристик обеспечили
высокую экономическую эффективность эксплуатации новых
средств воздушно-грузового транспорта.
Высокорасположенное крыло Ил-76Т имеет умеренную стре-
ловидность, кессонную конструкцию и высокую степень механи-
зации в виде предкрылков и трехщелевых закрылков. Фюзеляж
герметизированный, оперение Т-образной схемы. Многоколесное
шасси повышенной проходимости в совокупности с мощной меха-
низацией крыла и большой энерговооруженности самолета допу-
скают эксплуатацию Ил-76Т с грунтовых аэродромов. Новый
комплекс пилотажно-навигационного и радиотехнического обору-
дования позволяет производить полеты на различных воздушных
трассах в любое время года и суток в различных метеорологиче-
ских условиях.
На Ил-76Т транспортируют грузы различных размеров, всевоз-
можные промышленные товары, трубы большого диаметра, авто-
бусы, сельскохозяйственную и другую технику. Предусмотрено
широкое использование любых типов авиационных, морских,
железнодорожных контейнеров и поддонов, применяемых в раз-
личных странах мира. Грузовая кабина оснащена устройствами
механизации процессов загрузки и разгрузки, что существенно
сокращает время стоянки и повышает эффективность самолета.
25
Проблемы проектирования Ил-76Т в области аэродинамики
связаны с требованиями короткого разбега и посадки на грунто-
вых аэродромах, а решались они нахождением оптимального сочета-
ния высокой тя го вооруженности и большой подъемной силы крыла,
создаваемой сложной системой его механизации.
Решение весовой проблемы и достижение широкого диапазона
центровок увязывалось с планированием модификаций, к созда-
нию которых Ил-76 оказался весьма приспособленным.
Было реализовано много нововведений в области технологии
(например, внедрение в большом объеме сотовых конструкций)
и в области материалов. Серьезными были и проблемы обеспечения
потребной прочности при минимальной массе достаточно сложного
по силовой схеме фюзеляжа. Непростой была проблема всеаэро-
дромности и универсальности бортового обслуживания самолета
на неподготовленных аэродромах и т. п. Эти проблемы решены,
самолет имеет хорошие характеристики, высокую технико-эконо-
мическую эффективность, прост в управлении и эксплуатации.
ПАССАЖИРСКИЕ «ИЛЫ» ДЕВЯНОСТЫХ ГОДОВ
Творческая деятельность конструкторского кол-
лектива в восьмидесятые годы развивалась в процессе почти одно-
временной разработки проектов двух существенно разномасштаб-
ных пассажирских самолетов. По обширной программе создавался
трехсотместный лайнер для дальних магистральных линий (ДМС)
протяженностью 9000 ... 11 000 км, в том числе для полетов (без
промежуточных посадок) от Москвы до Хабаровска, а также до
Монреаля, Гаваны, Токио и столиц других стран и континентов
мира. Таким является широкофюзеляжный лайнер Ил-96-300
с четырьмя турбовентиляторными двигателями конструкции
П. А. Соловьева, тягой по 16 000 кг каждый.
В это же время разрабатывается узкофюзеляжный самолет
Ил-114 с двумя турбовинтовентиляторными двигателями с новым
типом винтов, изготавливаемых из композиционных материалов.
Это самолет, предназначенный для местных воздушных линий про-
тяженностью 1000 .... 1200 км, например, для полетов из Москвы
в Ленинград, Минск, Ригу, Симферополь, Куйбышев и между
другими городами, т. е. для линий с высокой плотностью пассажир-
ского потока. Максимальная заданная дальность для этого само-
лета составляет 4800 км (с учетом уменьшенной коммерческой
нагрузки и неполного числа пассажиров). В этом случае он
может быть применен на отдельных магистральных линиях с
относительно малым пассажирским потоком.
Из сказанного видно, что вновь создаваемые самолеты кон-
струкции бюро имени С. В. Ильюшина, как и самолеты Ил-76
и Ил-86, по-прежнему называются «Илами» в честь основателя фир-
мы, создателя творческой школы в самолетостроении и воспитателя
конструкторского коллектива.
26
vwvw.vokb-la.spb.ru
С появлением новых самолетов неизбежно возникает вопрос,
какое место они займут в общей транспортной системе страны?
Самолеты Ил-114, Ил-96-300 вместе с параллельно проектиру-
емым (на основе принципа унификации с самолетом Ил-96-300)
в ОКБ им. А. Н. Туполева самолетом средних магистральных ли-
ний (СМС) Ту-204 положат начало четвертому поколению отече-
ственных реактивных пассажирских самолетов.
Названные самолеты предназначены для замены своих пред-
шественников в соответствующих классах. Так Ил-114 заменит
самолет местных линий (С/МЛ) Ан-24 с турбовинтовыми двигателя-
ми. Напомним, что предшественником этого самолета был Ил-14
с поршневыми двигателями (в этом, между прочим, можно усмот-
реть некоторую преемственность марки самолетов Ил-14 и Ил-114).
Самолет Ту-204 предназначен для замены СМС второго поко-
ления Ту-154, а ДМС Ил-96-300 на определенное время заменит
Ил-62М на многих линиях Аэрофлота.
Поясним это несколько подробнее на примере эксплуатации
отечественных СМС и зарубежных ДМС, что, видимо, представляет
собой некоторый интерес. Так, в классе средних магистральных
отечественных (как, впрочем, и зарубежных) самолетов пред-
шествующих поколений успешно эксплуатируются два типа —
узкофюзеляжный Ту-154 на 160 .... 180 пассажирских мест и ши-
рокофюзеляжный самолет-аэробус Ил-86 на 350 мест, с четырьмя
двигателями конструкции Н. Д. Кузнецова, каждый из которых
тягой по 13 000 кг. Экономически также целесообразно распо-
лагать и в классе самолетов ДМС двумя типами: для линий с малой
плотностью пассажирского потока — относительно маломестными
(с числом пассажиров порядка 200) самолетами, а для более за-
груженных линий — многоместными (300 пассажиров и более)
широкофюзеляжными самолетами. Это, в известной степени,
определяется выбором рациональной частоты движения, что не-
маловажно.
Вначале, как видно из сказанного, предпочтение было отдано
созданию многоместного ДМС, и это не случайно, так как подобное
решение экономически обосновано.
Из зарубежной практики известно, что в третьем поколении
также сначала в 1969 г. были созданы широкофюзеляжные ДМС
Боинг 747, более чем на 400 мест, затем в 1972 г. — Дуглас
ДС-10-30 и в 1979 г. — Локхид L-1011-500 на 300—330 мест.
Относительно маломестными ДМС длительное время оставались
самолеты первого поколения Дуглас DC-8 и Боинг 707, созданные
в 1954 г., обладавшие высокой эффективностью, и лишь много
позже, в 1984 г., был создан ДМС Боинг 767-200 ER с дальностью
полета 9300 км.
Правда, значительно раньше, а именно в начале 1970-х гг.,
фирма «Эрбас Индастри», европейский консорциум, задумала соз-
дать двухсотместный однопроходный самолет (получивший тогда
название А300В11) с целью замены самолетов DC-8 и Боинг 707.
27
Позже фирма «Эрбас Индастрия изменила свои намерения, пере-
смотрела облик самолета, отдав предпочтение широкофюзеляж-
ному двухпроходному более многоместному самолету с намере-
нием замены однотипных самолетов, но уже второго поколения
Дуглас DC-10-30 и Локхид L-1011-500. Новому проекту самолета
было присвоено название А-340, ввод в эксплуатацию предпола-
гался в 1992 г.
Итак, двухсотместные (узкофюзеляжные)’ ДМС получили себе
замену много позже, чем были созданы широкофюзеляжные.
Аналогично будут развиваться и отечественные ДМС. На замену
Ил-62М в дальнейшем будет создан новый самолет с соответству-
ющей ему пассажировместимостью (порядка 200 мест), того же
класса дальности для линий с невысокой плотностью пассажир-
ского потока.
Заметим, что подобным образом развивались и самолеты
класса СМС — вслед за узкофюзеляжным самолетом Боинг 727
(1971 г.) были созданы широкофюзеляжные Дуглас DC-10-10
(1972 г.), Локхид L-1011 (1972 г.) и только затем узкофюзеляжный
Боинг-757 (1983 г.).
Еще один довод в пользу решения о первоначальном создании
широкофюзеляжного ДМС заключен в возможной «конкуренции»
между самолетами Ил-96-300 и Ил-86 на наиболее протяженных
(из средних магистральных) линиях. Дело в том, что топливная
эффективность самолета Ил-96-300, как более современного и со-
вершенного, заметно выше, т. е. расход топлива на единицу про-
изводительности (г/(пасс-км)) много меньше, чем у Ил-86. Однако
стоимость самолета Ил-96-300, естественно, выше, потому что
его размеры и тяга двигателей больше. Кроме того, оборудование
этого самолета более сложное и по количеству его больше (так
как самолет — дальний) и, следовательно, стоимость его также
выше. В общей же сумме эксплуатационных расходов величина
амортизации самолета весьма значительна и, как известно, не-
посредственно зависит от его стоимости и расходов, косвенно с нею
связанных. Затраты на топливо тоже не малы, но они по относи-
тельной величине занимают второе место. Следовательно, по
расходу топлива имеет место перевес в пользу Ил-96-300, а по
стоимости самолета и большей пассажировместимости — в пользу
Ил-86. Поэтому экономическая целесообразность эксплуатации
Ил-96-300 на линиях, доступных и для Ил-86, требует конкрет-
ного анализа с учетом условий конкретных линий. Типичное рас-
пределение зон экономически оправданного использования любых
СМС и ДМС может быть представлено на графике изменения
основных характеристик грузоподъемности самолетов по дальности
их полета и соответствующих кривых себестоимости, пересечения
которых ограничивают по горизонтальной шкале протяжен-
ность линий оптимального применения этих самолетов.
Все сказанное подтверждает, кроме того, известное положение,
что в каждом из поколений пассажирских самолетов обычно не
28
www.vokb-la.spb.ru
создают одновременно полной гаммы машин всех классов дальности
и пассажировместимости. В период эксплуатации перечисленных
самолетов четвертого поколения линии средней протяженности
с большим пассажиропотоком сохранит за собой Ил-86 — самолет
третьего поколения. Подобное, как уже отмечалось, наблюдалось
и раньше в отечественной и зарубежной практике. В развитии
гражданской авиации действует, следовательно, принцип изби-
рательной, а не одновременной замены машин всех классов и
типов. Экономический эффект от этого усиливается также раз-
работкой модификаций самолетов предшествующего, а затем
и последующего поколений.
Дальний магистральный самолет Ил-96-300 совершил свой
первый полет 28 сентября 1988 г. с аэродрома, расположенного
вблизи центра Москвы. С этого аэродрома, напомним, в недалеком
прошлом стартовали такие же многотонные самолеты Ил-76
(25 марта 1971 г.) и Ил-86 (22 декабря 1976 г.). В довоенные годы
этот аэродром эксплуатировался Аэрофлотом и носил имя
М. В. Фрунзе. На нем тогда базировались самолеты типа К-5
и Ли-2, чья масса была более чем в 10 раз меньше упомянутых.
Этому вылету, естественно, предшествовал большой подъем
стендовых отработок, статических и многих других испытаний,
в том числе определение массы самолета и экспериментальное
определение его центра масс (центровки). Результаты подтвер-
дили проектные данные и, следовательно, весовую эффективность,
предусмотренную проектом на уровне одновременно создаваемых
однотипных и примерно равного уровня технического совершен-
ства зарубежных самолетов, эксплуатация которых начнется
также в начале 1990-х гг.
Представив, таким образом, краткие сведения о новых само-
летах, отметим теперь некоторые, самые общие положения в раз-
витии гражданской авиации, имеющие непосредственное отно-
шение к рассматриваемым вопросам, а затем проследим пути ре-
шения проблем, возникших в процессе проектирования самолетов
Ил-96-300. Этот подраздел посвящен творчеству коллектива, за-
ключенному, главным образом, в поиске оптимальных параметров,
в нахождении приемлемых компромиссов между обычно противо-
речивыми требованиями, т. е. в решении вечной проблемы выбора
(характеристики самолета и многие его особенности достаточно
подробно изложены в гл. 15 настоящей книги).
Новые модели самолетов разрабатываются, во-первых, на
основе всестороннего изучения перспектив развития воздушного
транспорта (с учетом развития всех транспортных систем), его
потребностей в увеличении размеров самолетов в соответствии
с прогнозами роста объема пассажирских перевозок и потребной
в будущем частоты движения. Во-вторых, важным условием также
является техническая готовность к созданию более совершенных
моделей самолетов, зависящая от накопления значительного
числа нововведений.
29
При разработке проектов самолетов будущего поколения,
которые войдут в эксплуатацию в начале 1990-х гг., исключи-
тельно большое значение придается достижению высокого технико-
экономического совершенства самолетов во всех его проявлениях:
топливном, весовом, технологическом, а в конечном счете —«
в экономическом. Эти самолеты должны обладать хорошими пока-
зателями, и не только к моменту выхода на воздушные линии,
но и в течение не менее 10 ... 12 лет эксплуатации, и располагать
потенциалом развития модификаций для дальнейшего повышения
их экономичности в условиях высокого темпа технического про-
гресса. Эти требования реализуются на базе перспективных до-
стижений науки и техники, и важно, чтобы развитие многих на-
правлений техники, например в области новых материалов, шло
с определенным опережением.
С целью выполнения этих весьма высоких требований на на-
чальной стадии разработки проекта были сформированы комплексы
нововведений в области аэродинамики, весовой эффективности
конструкций и их прочности, технологии изготовления и материа-
лов, а также в области систем оборудования и управления и
комплектующих самолет изделий. В последнем из названных
направлений была поставлена задача снижения массы ряда си-
стем и комплектующих изделий не менее чем на 20 ... 25% и,
забегая несколько вперед, можно сказать, что решение ее оказа-
лось реальным.
Все основные нововведения по их характеру можно условно
подразделить на две группы. К первой группе относятся нов-
шества, повышающие безопасность полета и техническое совер-
шенство самолета, уменьшающие потребный запас топлива и,
следовательно, повышающие топливную эффективность:
принципиально новая аэродинамическая компоновка крыла
с суперкритическим профилем и вертикальными законцовками;
новые" двигатели со значительно меньшим расходом топлива;
компоновка кабины экипажа с комплексом электронных пи-
лотажно-навигационных приборов с выводом данных на цветные
дисплеи;
электродистанционная система управления самолетом.
Ко второй группе относятся нововведения, направленные на
минимизацию полетной массы путем уменьшения массы пустого
самолета и повышающие его весовую эффективность:
применение все более значительного объема композиционных
материалов;
применение в колесах главных опор самолета моноуглеродных
тормозных устройств, приводящее к значительному весовому
эффекту;
применение новых сплавов, отличающихся высокой прочностью
и допускающих, следовательно, более высокие напряжения;
внедрение в конструкцию планера длинномерных панелей, при-
водящих к уменьшению числа стыков и облегчающих самолет;
30
www.vokb-la.spb.ru
использование с той же целью нового крепежа;
разработка новых систем оборудования, основанных на прин-
ципиально новых схемах;
разработка более совершенных комплектующих изделий, обла-
дающих лучшими массово-габаритными характеристиками;
применение некоторых систем активного управления, в том
числе системы повышения ресурса и системы демпфирования упру-
гих колебаний крыла.
Суммарное облегчение самолета, достигаемое с учетом сопут-
ствующих облегчений (о которых речь пойдет ниже), особенно
значительно для самолетов большой дальности полетов, запас
топлива у которых не менее 34 ... 37% от взлетной массы, а масса
пустого снаряженного самолета 47 .... 50%.
Нововведения не ограничиваются, конечно, перечисленными,
они затрагивают и другие области, например, новые технологиче-
ские процессы, прогрессивные методы обслуживания самолетов
и т. п.
На базе всех приведенных и других нововведений, оказываю-
щих значительное влияние на размеры самолета, был проведен
большой объем теоретических и экспериментальных исследований
в области аэродинамического и весового, схемно-компоновочного и
конструктивно-силового проектирования. Делалось это с целью
оптимизации облика самолета на базе топливного критерия как
обобщающего три свойства самолета — его аэродинамическое ка-
чество, массу конструкции и удельный расход топлива двигате-
лями. Критерием может служить и взлетная масса, минимизация
которой достигается с помощью тех же трех факторов. Причем
выбор, например, удлинения крыла, увеличивающий его массу
рационально в тех пределах, в которых соответствующее при
этом уменьшение массы топлива (—Дтт) превышает увеличение
массы крыла (4-Д/п,. сн <—Дтт) и снижает взлетную массу
самолета.
Пути к достижению высокого технико-экономического совер-
шенства самолета непросты, и сложность заключается не только
в разработке новых идей (что, конечно, главное), но и в оценке
эффективности большого числа нововведений. Сложность эта
связана с большой степенью новизны, недостатком исходных
данных, характеризующих различные нововведения. Кроме того,
не исключается неполнота реализации перечисленного второго
комплекса по причинам, не зависящим от конструкторов-само-
летчиков.
Реализация нововведений, перечисленных в первой и второй
группах, приводит к повышению безопасности полета и значи-
тельному уменьшению расхода топлива благодаря аэродинамиче-
ской оптимизации крыла и вследствие снижения массы пустого
самолета. В результате показатель топливной эффективности
(г/(пасс.км)) самолетов этих групп в сравнении с ДМС Ил-62
снижается почти вдвое.
31
Реализация второй группы приведенных нововведений привела
к начальному снижению массы конструкции и оборудования на
11 700 кг, что составило почти 10% от массы пустого самолета.
Много это или мало? Если величину облегчения отнести к задан-
ной массе коммерческой нагрузки, транспортируемой на дальность
9000 км, то она составит 30% от ее величины; если же отнести
эту величину к той части коммерческой нагрузки, что приносит
чистую прибыль, то это облегчение будет примерно соответство-
вать 85,0% от величины этой массы. Из этого очевидно, как ве-
лико влияние массы пустого самолета на экономичность воздуш-
ного транспорта.
Интересно также показать влияние этого облегчения па взлет-
ную массу и, следовательно, на размеры самолета. Дело в том,
что при начальном облегчении некоторых частей самолета и си-
стем оборудования происходит сопутствующее снижение масс:
конструкций крыла (вследствие уменьшения его площади, воз-
можного при уменьшении взлетной массы);
двигателей (при уменьшении потребной тяги по той же при-
чине);
конструкции планера (вследствие уменьшения потребной проч-
ности);
потребного запаса топлива.
Все это приводит к многократным прогрессивно убывающим
изменениям перечисленных величин вследствие повторяющейся
причины, результат которых принято уподоблять «эффекту снеж-
ного кома», который математически выражается коэффициентом
роста взлетной массы и которым учитывается взаимообусловлен-
ное многократное снижение сопутствующей массы. В результате
снижение массы пустого самолета достигло 19%, взлетной массы—
14%, топлива — 15% (от собственной массы самолета).
Уточним: указанная экономия топлива является следствием
только снижения массы пустого самолета. Другие направления
в улучшении топливной эффективности лежат, как отмечалось,
на пути повышения аэродинамического совершенства самолета и
газодинамического совершенства двигателей, т. е. факторов, ока-
зывающих еще большее влияние и в сумме (с влиянием снижения
массы) приводящих к значительному повышению топливной
эффективности.
Таким образом, повышение технико-экономического совершен-
ства самолета достигается оптимизацией его параметров и харак-
теристик, а также большим числом нововведений, включая раз-
работку оборудования, основанного на принципиально новых
схемах. Эффект реализации нововведений возрастал и ранее с
каждым новым поколением, но на самолетах 1990-х гг. этот рост
приобрел скачкообразный характер.
В истории отечественной и мировой авиации творчеству иль-
юшинского коллектива принадлежит особое место. И это, главным
образом, потому, что свою задачу он видел не только в создании
32
www.vokb-la.spb.ru
определенных типов новой техники на основе разработки новых
идей и концепций, но и в решении постоянно возникающих про-
блем самолетостроения (собственно, с появлением проблем и
возникают новые идеи). Вследствие сказанного, самолеты с маркой
«Ил» — и военные, и гражданские — были и остаются самолетами
переднего края.
Как бы подтверждая это, журнал «Флайт» в 1977 г. писал:
«...Возможно, самым большим свидетельством ильюшинского та-
ланта является мощь созданного им конструкторского бюро.
Руководимое с 1970 г. Генрихом Новожиловым, это бюро пре-
вратилось в настоящее время в неоспоримого лидера в области
создания больших дозвуковых самолетов, таких, как грузовой
самолет Ил-76 и новый широкофюзеляжный самолет Ил-86».
Г . R. Новожилов
Часть
Бомбардировщики
и штурмовики
1. ДАЛЬНИЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ
ДБ-3, Ил-4 и их модификации
В первой половине 1930-х гг. основу советской
дальнебомбардаровочной авиации составляли тяжелые бомбарди-
ровщики ТБ-3, созданные под руководством А. Н. Туполева.
С нормальной бомбовой массой 1000 кг эти самолеты имели даль-
ность 2200 км при крейсерской скорости полета около 180...
200 км/ч. Пять подвижных пулеметов обеспечивали защиту ТБ-3
от нападения воздушного противника. Ко времени принятия на
вооружение летно-тактические данные самолетов ТБ-3 были
достаточно высокими, однако быстрые темпы развития авиационной
техники, увеличение скоростей боевых самолетов, особенно истре-
бителей, общее повышение эффективности средств противовоздуш-
ной обороны потребовали уже в 1932—1933 гг. начать исследова-
тельские и опытно-конструкторские работы над новым типом
дальнего бомбардировщика, способным заменить самолеты ТБ-3
во второй половине 1930-х гг. Были составлены технические требо-
вания к такому самолету, в соответствии с которыми новый бом-
бардировщик должен был нести 1000 кг бомб на дальность не менее
3000 км и на расчетной высоте обладать максимальной скоростью
полета не менее 350 км/ч. Под руководством А Н. Туполева
развернулись работы по созданию самолета ДБ-2, отвечавшего
этим требованиям.
Однако, будучи осведомленным о новейших работах в области
истребительной авиации, С. В. Ильюшин считал, что из-за увели-
чения скорости перспективных истребителей до 400...450 км/ч
дальний бомбардировщик с заданной максимальной скоростью
полета будет малоэффективным при действии против хорошо
защищенных различными средствами противовоздушной обороны
тыловых объектов противника. В связи с этим перед руководством
Главного управления авиационной промышленности и ВВС был
поставлен вопрос о создании скоростного дальнего бомбардиров-
щика с заданной техническими требованиями дальностью полета,
но с максимальной скоростью на расчетной высоте около 400 км/ч.
В то время для тяжелого самолета такая скорость считалась очень
большой.
Предложение С. В. Ильюшина явилось следствием проводив-
шихся им с начала 1933 г. в ЦКБ завода имени Менжинского
34
www.vokb-la.spb.ru
проектных исследований по дальнему бомбардировщику, в процессе
которых были изучены особенности различных схем самолета, в том
числе и схемы летающего крыла, выбраны наивыгоднейшие пара-
метры машины, определена потребная мощность двигателей. Эти
исследования показали, что скоростной дальний бомбардировщик
может быть создан на основе схемы обычного двухдвигательного
самолета — свободнонесущего низкоплана с легкими и экономич-
ными двигателями, высоким уровнем аэродинамического и весо-
вого совершенства.
Задача осложнялась тем, что отечественная авиация в то время
не располагала нужными двигателями. Оптимальная мощность
строящихся серийно в Советском Союзе в начале 1930-х гг. двигате-
лей М-34 жидкостного охлаждения была недостаточной для дости-
жения заданной дальности. Поэтому в 1933 г. было принято реше-
ние направить на зарубежные авиамоторные заводы комиссию,
в состав которой входил и С. В. Ильюшин, для выбора наиболее
перспективных двигателей жидкостного и воздушного охлаждения
и приобретения лицензии. Результатом работы комиссии стала
покупка во Франции лицензии на двигатель воздушного охлажде-
ния «Гном-Рон» Мистраль-Мажор К-14 с номинальной мощностью
на расчетной высоте 588 кВт (800 л. с.), который имел относительно
небольшую массу, сравнительно малый мидель и хорошую эконо-
мичность. В 1934 г. этот двигатель был запущен в серийное произ-
водство под обозначением М-85, а для его последующего совершен-
ствования было создано опытно-конструкторское бюро, возглав-
лявшееся вначале А. С. Назаровым, а затем С. К. Туманским.
Требуемое аэродинамическое и весовое совершенство скорост-
ного дальнего бомбардировщика достигалось применением ряда
новых решений, которые по предложению С. В. Ильюшина были
заложены в параметрах и конструкции этого самолета.
Характерной особенностью дальних самолетов, создававшихся
в первой половине 1930-х гг., являлось применение на них крыла
с низкой удельной нагрузкой на площадь и с большим геометриче-
ским удлинением, которое обеспечивало значительное снижение
индуктивного сопротивления и в результате этого увеличение даль-
ности полета. С. В. Ильюшин считал, что достичь заданной даль-
ности на скоростном самолете можно и при крыле с умеренным
геометрическим удлинением, так как доля индуктивного сопротив-
ления, зависящая от подъемной силы крыла, уменьшается на ма-
лых углах атаки, характерных для полета на скорости 350...
400 км/ч. Снизить возросшую при этом долю профильного сопро-
тивления можно было применением тонкого двояковыпуклого
профиля, а также сокращением площади крыла вследствие увели-
чения удельной нагрузки на него. В связи с этим для скоростного
Дальнего бомбардировщика было спроектировано крыло, пара-
метры которого в то время для самолета такого назначения были
несколько необычны. Оно имело сравнительно небольшое геомет-
рическое удлинение (равное семи), довольно высокую удельную
2* 35
33200
21Ы0
Рис. 1.1. Схема для сопоставления самолетов ДБ-2 и ДБ-3;
а — ДБ-2 (X = 11,3; р0 = Ш,3 кг/м’; L — 4000 км; VKpegc = 210 . 220 км/ч); б —
ДБ-3 (X = 7; ро = 142 кг/№; L = 4000 км; VKpegc = 310 ... 320 км/ч)
нагрузку на площадь (140 кг/см2) и компоновалось из профилей
Кларк Y-15 с относительной толщиной 16% в корне и 10% на
конце крыла. Однако такое крыло с большой удельной нагрузкой
на площадь могло ухудшить взлетно-посадочные характеристики
нового самолета, поэтому для увеличения несущей способности
была применена взлетно-посадочная механизация: на задней кром-
ке крыла были установлены щитки типа Цап со скользящей осью
вращения. Все это обеспечивало крылу самолета С. В. Ильюшина
значительно меньшее суммарное (индуктивное и профильное)
лобовое сопротивление по сравнению, например, с крылом анало-
гичного по назначению самолета ДБ-2 (АНТ-37), которое отлича-
лось большим удлинением и малой удельной нагрузкой на площадь
(рис. 1.1). Высокому для своего времени аэродинамическому
совершенству самолета С. В. Ильюшина способствовали также
предельно малый мидель фюзеляжа (1,7 м2), внутренняя подвеска
в фюзеляже заданной бомбовой нагрузки, применение зализов
в месте стыка фюзеляжа с крылом, применение убирающихся основ-
ных опор самолета и гладкой обшивки планера, удачное капотиро-
вание двигателей М-85 (рис. 1.2).
Выбранные параметры крыла и большая удельная нагрузка
на его площадь способствовали улучшению весовых характеристик
самолета. Небольшое удлинение позволило увеличить жесткость
крыла и тем самым повысить критическую скорость флаттера, с
которым тогда уже начинали сталкиваться скоростные самолеты.
Снижение массы крыла достигалось также разгрузкой его конце-
вых частей топливными баками, выполненными в виде герметичных
отсеков крыла. Эти баки стали прообразом современных кессон-
баков, нашедших широкое применение на реактивных самолетах,
в том числе и на многих самолетах ОКБ имени С. В. Ильюшина.
Была уменьшена масса планера в результате рационально спроек-
тированной силовой схемы фюзеляжного бомбоотсека. Он был
размещен за кабиной пилота на участке между передним и задним
лонжеронами центроплана крыла. Особенностью бомбоотсека
36
Рис. 1.2. Схема самолета ДБ-3
являлась установка кассетных держателей для подвески заданных
техническими требованиями десяти 100-килограммовых бомб не на
боковых стенках правого и левого бортов фюзеляжа, как это обычно
делалось, а по оси симметрии самолета. Такое решение позволило
несколько уменьшить потребный для размещения бомб мидель
фюзеляжа и использовать в качестве окантовывающих элементов
выреза под бомболюки силовые шпангоуты стыка фюзеляжа с
лонжеронами центроплана, а также осевую и бортовые нервюры
центроплана, на которых дополнительно были установлены балоч-
ные держатели для наружной подвески бомб крупного калибра.
На держатель, установленный на осевой нервюре, можно было
подвешивать одну бомбу или торпеду массой до 1000 кг, а на держа-
тели, установленные на бортовых нервюрах, — по одной бомбе
массой до 500 кг. Это позволяло самолету в перегрузочном вари-
анте, при его использовании, например, в качестве ближнего
бомбардировщика, иметь максимальный бомбовой груз массой
2500 кг, значительный по тем временам для двухдвигательного
самолета. В соответствии с требованиями технического задания
самолет был выполнен трехместным (рис. 1.3).
Оборонительное вооружение самолета состояло из трех подвиж-
ных пулеметов ШКАС калибра 7,62 мм, самых скорострельных в то
время пулеметов в мире. Переднюю полусферу защищал пулемет
штурмана, размещавшегося в носовой части фюзеляжа. Атаки
истребителей противника со стороны верхней и нижней частей
задней полусферы отражал стр ело к-радист из задней кабины с
помощью верхнего турельного и нижнего люкового пулеметов
на шкворневой установке (рис. 1.4). Управлял самолетом летчик,
37
командир корабля. Педали и ручку управления самолетом пред-
полагалось установить также и в кабине штурмана, чтобы при
выдерживании боевого курса или выходе из строя командира
штурман мог взять управление самолетом на себя.
После рассмотрения в конце 1933 г. проекта скоростного даль-
него бомбардировщика предложение С. В. Ильюшина было при-
нято, и в середине 1934 г. началась постройка опытного самолета,
получившего заводское обозначение ЦКБ-26. Однако ЦКБ-26
Рис. 1.4. Схема оборонительного вооружения самолета ДБ-3:
/ —зона обстрела переднего пулемета ШКАС с боезапасом 1000 патронов; 2 — зона
обстрела пулемета ШКЛС с боезапасом 1000 патронов в верхней турельной стрелковой
установке (СУ\, 3 — зонз обстрела пулемета ШкАС с боезапасом 500 патронов в нижней
люковой установке (ЛУ)
38
www.vokb-la.spb.ru
еще не был прототипом дальнего бомбардировщика, он был своего
рода экспериментальным самолетом для проверки эффективности
тех новых решений, которые были заложены в его параметрах и
конструкции. Для быстрейшего завершения постройки было
решено делать ЦКБ-26 смешанной конструкции: фюзеляж и киль —
деревянными, а крыло и горизонтальное оперение — металли-
ческими. Летом 1935 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки впер-
вые поднял ЦКБ-26 в воздух. Испытательные полеты подтвердили
высокие данные самолета; по всему комплексу летно-технических
характеристик и особенно по скорости он существенно опередил
опытный самолет аналогичного назначения ДБ-2 (АНТ-37), испы-
тания которого к тому же выявили необходимость проведения на
нем дополнительных исследований по флаттеру и бафтингу.
ЦКБ-26 отличался также хорошими устойчивостью и управляе-
мостью, мог совершать полет с одним отказавшим двигателем, его
маневренные характеристики были выше уровня требований,
предъявлявшихся к таким самолетам (первая в СССР петля
Нестерова на двухдвигательном самолете была выполнена
В К. Коккинаки на ЦКБ-26). Это стало возможным благодаря
большой прочности конструкции планера самолета, рассчитанной
на повышенные значения эксплуатационных перегрузок, которые
С. В. Ильюшин установил, предвидя неизбежное увеличение полет-
ной массы самолета в эксплуатации вследствие установки нового
оборудования и усиления вооружения. В конце лета 1935 г.
ЦКБ-26 был продемонстрирован наркому обороны К. Е. Вороши-
лову и наркому тяжелой промышленности Г. К. Орджоникидзе.
Они высоко оценили новую машину и обязали С. В. Ильюшина
в кратчайший срок представить на государственные испытания
второй опытный самолет ЦКБ-30 цельнометаллической конструк-
ции, учитывающий результаты летных испытаний первой машины
и полностью отвечающий тактико-техническим требованиям
ВВС.
Полеты ЦКБ-26 продолжались еще довольно длительное время.
1 мая 1936 г. он был впервые публично продемонстрирован в полете
над Красной площадью в Москве, 17 июля того же года В. К. Кок-
кинаки установил на ЦКБ-26 первый советский авиационный
мировой рекорд, официально зарегистрированный Международной
организацией авиационного спорта (ФАИ). Значительность этого
Достижения советской авиационной техники подчеркивали теле-
граммы, поступившие в адрес летчика-испытателя и коллектива
создателей самолета:
Летчику-испытателю тов. В. Коккинаки
Поздравляю с достижением международного рекорда высоты на двухмотор-
ном самолете с коммерческим грузом в 500 килограммов. Крепко жму Вашу
РУку. И. Сталин.
Передайте горячий привет коллективу рабочих. Поздравьте с успехом Илью-
шина и Коккинаки. Крепко жму руку. Горжусь, что я член коллектива завода.
Чкалов.
39
Таблица 1.1
Мировые рекорды, установленные
В. К. Коккинаки на самолете ЦКБ-26
За первым рекордом
последовала серия других
мировых рекордов, проде-
Дата Наименование рекорда монстрировавших выдаю- реэультат. щиеся характеристики скорости, дальности и гру-
17.07.1936 3.08.1936 26.07.1936 21.08.1936 7.09.1936 26.08.1937 Высота полета с грузом: 500 кг 1000 кг 2000 кг Скорость полета по замкнутому мар- шруту 5000 км без груза, с грузом 500 и 1000 кг зо подъемное™ самолета ЦКБ-26, значительно пре- 11 294 высившие уровень тогдаш- 12 816 них мировых достижений 11 402 (табл. 1.1). П 005 Полеты второго опыт- 325,3 км/ч НОГО самолета ЦКБ-30, полностью вооруженного и оснащенного необходимым для боевого самолета обо- рудованием, начались вес- ной 1936 г. Он успешно
прошел все испытания, в августе того же года был принят на воо-
ружение ВВС Красной Армии под обозначением ДБ-3 и запущен в
серийное производство вначале на двух, а потом и на трех заводах.
Одновременно для оперативного решения возникающих в произ-
водстве проблем и изыскания путей дальнейшего совершенствова-
ния самолета ДБ-3 бригада № 3 и опытный цех завода имени Мен-
жинского были переименованы в ОКБ, главным конструктором
которого стал С. В. Ильюшин.
Однако это решение было формальным, так как к моменту пере-
именования ОКБ С. В. Ильюшина уже было организационно
сформировавшимся коллективом самолетостроителей, успешно
решившим очень трудную для своего времени задачу создания и
внедрения в серийное производство скоростного дальнего бомбар-
дировщика, конструкция которого обладала большими потенциаль-
ными резервами для дальнейшего совершенствования.
С двигателями М-85 при нормальной полетной массе 7000 кг
с 1000 кг бомб на внутренней подвеске и полным комплектом оборо-
нительного вооружения из трех пулеметов ШКАС с общим боезапа-
сом 2500 патронов серийный самолет ДБ-3 развивал максимальную
скорость 400 км/ч на высоте 4500 м (рис. 1.5). Дальность полета
ДБ-3 достигала 4000 км с бомбовым грузом 500 кг, а с нормальным
бомбовым грузом массой 1000 кг — 3100 км. Такая большая
дальность полета нового бомбардировщика объяснялась не только
высоким аэродинамическим совершенством самолета, но и нали-
чием у него значительного запаса топлива и масла (около 33%
максимальной взлетной массы).
Пилотажные характеристики ДБ-3 также получили высокую
оценку летчиков. Особенно отмечались простой взлет, быстрый
набор высоты, ровный, без рыскания горизонтальный полет по
прямой, облегчавший выполнение прицельного бомбометания,
40
www.vokb-la.spb.ru
рис. 1.5. Максимальные горизонталь-
ные скорости по высотам самолета
ДБ-3 и его основных модификаций:
j — дальний бомбардировщик ДБ-3 с дви-
гателями М-85, 2 — торпедоносец ДБ-ЗТ
с двигателями М-86; 3 — поплавковый
торпедоносец ДБ-ЗТП с двигателями М-85;
4 — дальний бомбардировщик ДБ-3 с дви-
гателями М 87 А
устойчивое выполнение виражей с креном 40...60°. Подчеркивалась
легкость расчета захода на посадку и то, что при нормальных
скоростях подвода самолета к земле он не обнаруживал никаких
опасных тенденций: чрезмерно быстрой потери скорости, свалива-
ния на крыло, произвольных взмываний. Особенностью Д1 -3
было и то обстоятельство, что при отказе одного двигателя он мог
продолжать горизонтальный полет, а при нормальной полетной
массе 7000 кг мог выполнять полет с набором высоты и развороты
в сторону как работающего, так и отказавшего двигателя.
Летчики указывали и на недостаточную продольную устойчи-
вость самолета из-за общепринятой в то время несколько задней
центровки.
В 1937 г. первые самолеты ДБ-3 поступили на вооружение в
части дальнебомбардировочной авиации советских ВВС. Это были
машины, по своим летно-тактическим характеристикам значительно
превосходящие аналогичные зарубежные бомбардировочные само-
леты, прежде всего самолеты военно-воздушных сил фашистской
Германии (рис. 1.6 и табл. 1.2).
Выдающиеся характеристики нового советского самолета были
подтверждены выполнением в 1938—1939 гг. двух дальних переле-
тов на модифицированном самолете ЦКБ-30 «Москва».-
Рис. 1.6. Боковые проекции самолетов:
а ~ ДБ-3; б — Не-ШК
41
Таблица 1.2
Летно-тактические характеристики дальних бомбардировщиков выпуска 1936 р.
Самолет, двигатель Мощность двигателей, кВт (л. с.) Максимальная полетная мас- са, кг Максимальная скорость, км/ч Максимальная дальность, км Бомбовая нагрузка Число пулеме- тов
нормаль- ная макси- мальная
Ильюшин ДБ-3, М-85 (СССР, 1936 г.) 2X588 (2X800) 9000 400 4000 3100 500 1000 2500 3
Хейнкель Не-111, В-2, DB 600СС (Германия, 1936 г.) 2X698,5 (2X950) 9200 368 1660 1360 2000 3
Юнкере Ju-86 D-1 с Jumo 205 (Германия, 1936 г.) 2X441 (2x600) 8000 323 1480 800 1250 3
Примечание. В таблице указана номинальная мощность двигателей
на расчетной высоте и дальность полета с нормальным грузом.
Трансполярные перелеты экипажей В. П. Чкалова и М. М. Гро-
мова закрепили за Советским Союзом приоритет открытия воздуш-
ного пути из Москвы через Северный полюс в Америку. Однако
обеспечить регулярные полеты самолетов по этому маршруту при
том уровне развития авиационной техники оказалось невозможно.
Это было связано прежде всего с относительно небольшой
крейсерской высотой полета самолетов второй половины 1930-х гг.»
что делало их зависимыми от погодных условий, особенно быстро
изменяющихся в высоких арктических широтах. Создание же сети
надежно действующих метеорологических станций и запасных
аэродромов на льду Северного Ледовитого океана оказалось, как
показали опыт организации и работы дрейфующей станции «Север-
ный полюс-1», делом трудным и небезопасным.
Для регулярных беспосадочных полетов из СССР в США и
обратно более подходящим являлся кратчайший маршрут, соеди-
нявший /Москву и Нью-Йорк по ортодромической дуге «большого
круга», проходивший через Финляндию, Швецию, Норвегию,
Исландию, над Северной Атлантикой и Канадой. Оборудование
этой авиатрассы для регулярного движения по ней самолетов
являлось более простой задачей по сравнению с трансполярным
маршрутом.
Но и североатлантический маршрут в то время был трудным для
освоения. Большая часть маршрута проходила над безбрежными
просторами океана, пустынной тундрой Северной Европы и Лабра-
дора. Частая непогода, сильные встречные ветры, дующие, как
правило, с запада на восток, также усложняли полет и значительно
снижали скорость самолета, летящего из Европы в Америку. Осо-
бенности трассы будущего перелета предъявляли очень жесткие
42
www.vokb-la.spb.ru
требования к надежности самолета, прочности его конструкции,
к таким характеристикам, как высота и дальность полета. Не менее
важной была и подготовка экипажа — его физическая выносли-
вость, высокое профессиональное совершенство техники пилотиро-
вания и самолетовождения.
Было признано, что требованиям перелета наиболее полно
удовлетворяет модифицированный серийный самолет ДБ-3, в
конструкцию которого были внесены некоторые изменения —
доработан фонарь кабины штурмана, снято вооружение, а взамен
него в бомбоотсеке и кабине стрелка установлены дополнительные
топливные баки. Общий запас топлива на доработанном варианте
самолета, получившем обозначение ЦКБ-30 «Москва», обеспечивал
беспосадочный полет дальностью свыше 8000 км. При этом взлетная
масса самолета стала равной 12 600 кг. Кабины летчика и штур-
мана оснащались наиболее совершенным в то время пилотажно-
навигационным и радиосвязным оборудованием, а также необхо-
димым запасом жидкого кислорода с соответствующим комплектом
кислородных приборов.
Готовность самолета и экипажа к трансатлантическому пере-
лету было решено проверить в тренировочном беспосадочном
полете ЦКБ-30 «Москва» над территорией Советского Союза из
Москвы в Хабаровск.
27 — 28 июня 1938 г. летчик В. К. Коккинаки и штурман
А. М. Бряндинский блестяще выполнили этот перелет, приземлив-
шись значительно восточнее Хабаровска в г. Спасск-Дальний,
недалеко от Владивостока. Расстояние 7580 км было пройдено за
24 ч 36 мин при средней скорости 307 км/ч. За год до этого полета
В. К. Коккинаки и А. М. Бряндинского ФАИ зарегистрировала
в качестве официального мирового рекорда скорости в дальних
перелетах скорость 272,345 км/ч, которая была достигнута летчи-
ками Мериллом и Ламбэ в перелете из Нью-Йорка в Лондон, со-
стоявшемся 9—10 мая 1937 г. Таким образом, скорость, достигну-
тая экипажем самолета «Москва», значительно превысила офици-
альное международное достижение тех лет.
Самолет «Москва» возвратился на завод, и началась его подго-
товка к перелету в США. На нем доработали систему управления и
взамен старых двигателей, выработавших свой ресурс, установили
новые. Приняли меры по обеспечению плавучести самолета на слу-
чай его вынужденной посадки в океане. На плаву самолет должны
были поддерживать надувной баллон из прорезиненной ткани,
установленный в носовой части фюзеляжа, и крыльевые герметич-
ные кессон-баки.
Ранним утром 28 апреля 1939 г. самолет «Москва», пилотируе-
мый В. К. Коккинаки и М. X. Гордиенко, стартовал со Щелков-
ского аэродрома под Москвой. Выбранное время старта (4 ч 19 мин)
обеспечивало весь полет по маршруту вслед за солнцем, в дневных
Условиях. Этим облегчалась работа экипажа по ориентировке и
определению места нахождения самолета. На высоте 5500 м самолет
43
прошел над Северной Европой. На пути к Гренландии экипаж
встретил мощный циклон, и В. К. Коккинаки пришлось набрать
высоту 7000 м. В течение многих часов летчик и штурман не сни-
мали кислородных масок, находясь в негерметизированной кабине
на большой высоте и в сплошной облачности. На последнем этапе
пути высота полета составляла уже 9000 м, и только огромным
усилием воли экипаж сохранял работоспособность. Ориентируясь
по приборам, в частности по радиокомпасу РЦ-7, В. К. Коккинаки
«вслепую» вел самолет к американскому континенту. Условия пого-
ды не позволяли совершить посадку в Нью-Йорке, все восточное
побережье США было закрыто для посадки самолетов, и летчик
изменил курс. В наступивших сумерках он сумел совершить
посадку с убранным шасси на небольшом болотистом островке
Мискоу в заливе Св. Лаврентия.
Менее чем за сутки, за 22 ч 56 мин, В. К. Коккинаки и М. X.Го-
рдиенко перелетели из Москвы в Америку, преодолев 8000 км
(6515 км по прямой) со средней скоростью 348 км/ч. Для того
времени это было выдающимся достижением.
Перелет В. К. Коккинаки и М. X. Гордиенко на самолете
ЦКБ-30 «Москва» явился достойным завершением серии выдаю-
щихся перелетов советских летчиков во второй половине 1930-х
годов. С 1959 г. маршрут, проложенный В. К. Коккинаки и М. X.
Гордиенко, стал использоваться для регулярных беспосадочных
перелетов из Москвы в Нью-Йорк и обратно. Учитывая заслуги
В. К. Коккинаки как первооткрывателя этой трассы, Международ-
ный комитет авиации и космонавтики (ICCA) в 1965 г. наградил
его «Цепью пионера розы ветров».
Результаты перелетов самолета ЦКБ-30 «Москва» оказали
большое влияние на последующее совершенствование бомбарди-
ровщиков ДБ-3, особенно их двигателей, пилотажно-навигацион-
ного и радиосвязного оборудования. Кроме того, перелеты
В. К- Коккинаки, как и других советских летчиков, позволили
отработать методику техники пилотирования и самолетовождения
на этом самолете в дальних полетах, выявить пределы выносли-
вости экипажа. Они способствовали также организационному со-
вершенствованию метеорологической службы и службы связи.
Все это еще выше подняло боеспособность советской дальней авиа-
ции, основу которой к тому времени стали составлять самолеты
ДБ-3 различных модификаций.
На самолетах ДБ-3 планировалось выполнить и другие дальние
полеты. В частности, в 1940 г. началась подготовка к установлению
на самолетах ДБ-3, конструктивно одинаковых с самолетом «Мос-
ква» и имевших обозначение Н-2 и «Украина», новых женских
мировых рекордов дальности полета по замкнутому маршруту и
по прямой. К рекордным полетам готовился экипаж летчицы
М. П. Нестеренко, но выполнить их не удалось.
Совершенствование дальних бомбардировщиков ДБ-3 коллек-
тив ОКБ проводил в двух основных направлениях. Их летно-тех-
44
vwwv.vokb-la.spb.ru
нические характеристики улучшились установкой новых, более
мощных и высотных двигателей. Одновременно велись работы по
расширению сферы применения этих самолетов: их приспосабли-
вали к выполнению не только бомбардировочных, но и других
боевых задач.
Уже в 1937 г. на серийные самолеты ДБ-3 стали устанавливать
двигатели М-86 с такой же, как у двигателя М-85, номинальной
мощностью на расчетной высоте (588 кВт (800 л. с.) на высоте
3850 м), но со значительно большей взлетной мощностью, равной
698,5 кВт (950 л. с.) вместо 558,8 кВт (760 л. с.) у двигателя
М-85. Необходимость установки такого двигателя обусловливалась
постоянным увеличением полетной массы серийных самолетов,
которое происходило по различным причинам. С двигателями
М-86 взлетные характеристики самолета улучшились, его скорость
и скороподъемность у земли возросли, но максимальная скорость
на расчетной высоте практически не изменилась по сравнению
с самолетами, оснащенными двигателями М-85.
Скоростные характеристики самолетов ДБ-3 на расчетной высо-
те были улучшены применением двигателей М-87А, которые начали
устанавливать с 1938 г., а также заменой воздушных винтов фикси-
рованного шага воздушными винтами изменяемого в полете
шага типа ВИШ-З, которые позволили более полно использовать
мощность двигателя на разных режимах полета. Имея взлетную
мощность 698,5 кВт (950 л. с.), двигатель М-87А развивал номи-
нальную мощность 662 кВт (900 л. с.) на расчетной высоте 4700 м.
Это позволило самолетам с двигателями М-87 А и нормальной полет-
ной массой 7500 кг достичь максимальной скорости 439 км/ч на
высоте 4900 м (см. рис. 1.5). Улучшились также характеристики
скороподъемности на средних высотах.
Высокие летно-тактические данные, простота в освоении и на-
дежность самолетов ДБ-3 способствовали их широкому использо-
ванию не только в частях сухопутных Военно-Воздушных Сил
СССР, но и в авиации Военно-Морского Флота СССР, для которой
в 1937 г. был создан самолет ДБ-ЗТ в особой (морской) модифика-
ции
Благодаря установке специальных узлов эта машина могла
нести на наружной подвеске торпеду типа 45-36 (первое число —
калибр торпеды в сантиметрах, второе — год принятия ее на воору-
жение) с массой боевого заряда 200 кг и общей массой 940 кг.
Оборудование самолета ДБ-ЗТ позволяло сбрасывать эту торпеду
методами низкого или высотного торпедометания. В первом случае
торпеду 45-36-АН (авиационную низковысотную) прицельно сбра-
сывали с высоты 30 м на скорости примерно 320 км/ч. Сбросить
торпеду ниже или выше этой высоты было нельзя, так как при этом
она могла или переломиться от удара о воду, или зарыться вглубь.
Низковысотное торпедометание обеспечивало наивысшую вероят-
ность поражения морской цели, но требовало высокого уровня
подготовки экипажа и наличия у самолета отличных пилотажных
45
и маневренных характеристик. При высотном торпедометании
самолет ДБ-ЗТ сбрасывал торпеду 45-36-АВ (авиационную высот-
ную) с высоты не менее 300 м, после чего она снижалась на пара-
шюте и при приводнении начинала циркулировать по замкнутому
кругу на курсе цели. Кроме торпедного вооружения самолеты
ДБ-ЗТ имели также и обычное бомбардировочное вооружение,
позволяющее использовать их в качестве бомбардировщиков и для
постановки мин. Этот самолет применяли и в качестве дальнего
морского разведчика.
Принятые на вооружение авиации Военно-Морского Флота
СССР самолеты ДБ-ЗТ стали первыми массовыми советскими
торпедоносцами, полностью отвечающими предъявленным к ним
требованиям. На их технической основе в 1939—1940 гг. организа-
ционно сформировался новый род авиации Военно-Морского
Флота СССР — минно-торпедоносная авиация, предназначенная
для поражения торпедами и бомбами кораблей противника, мини-
рования вражеских фарватеров, выходов из военно-морских
баз [11.
Однако самолет ДБ-ЗТ мог взлетать только с сухопутных аэро-
дромов, создание которых в то время, особенно в условиях дисло-
цирования Северного и Тихоокеанского флотов, было сопряжено с
большими трудностями. Это обстоятельство определило появление
в начале 1938 г. нового самолета ДБ-ЗТП. Он представлял собой
серийный ДБ-ЗТ, установленный на поплавки самолета ТБ-1П.
Конструкция крепления поплавков к самолету обеспечивала их
быструю замену на обычное колесное шасси. В связи с появлением
новых нагрузок, характерных для посадочных случаев поплавко-
вого гидросамолета, лонжероны и нервюры крыла, стыковые узлы
центроплана с фюзеляжем на самолете ДБ-ЗТП были усилены по
сравнению с сухопутным торпедоносцем ДБ-ЗТ. Кроме того,
поплавковый вариант имел на борту специальное морское оборудо-
вание (донный якорь с кнехтом, якорную лебедку и др.), обеспе-
чивающее эксплуатацию самолета при его базировании на море.
Вооружение ДБ-ЗТП было таким же, как и у самолета ДБ-ЗТ.
Летные испытания самолета ДБ-ЗТП с двумя двигателями М-86,
проводившиеся летом 1938 г., показали, что установка поплавков
заметно снизила скорость нового самолета: с нормальной полетной
массой 7550 кг и торпедой 45-35-АВ его максимальная скорость
стала равной 343 км/ч (см. рис. 1.5). По сравнению с сухопутной
машиной ухудшились показатели скороподъемности и дальности
полета поплавкового самолета. Однако даже в этом случае летно-
тактические данные самолета полностью соответствовали предъяв-
ленным к нему требованиям и практически не уступали аналогич-
ным данным новейших отечественных лодочных гидросамолетов
МДР-5 и МДР-6, проходивших в то время летные испытания.
По технике пилотирования новый самолет оказался достаточно
простым и мог быть быстро освоен летчиками средней квалифика-
ции, прошедшими тренировку на поплавковом разведчике КР-6П.
46
www.vokb-la.spb.ru
«Самолет хорош как торпедоносец и морской скоростной бом-
бардировщик. Он вполне соответствует этим назначениям», —
так оценил машину летчик-испытатель Сухомлин. Летчик-испыта-
тель Матвеев дал следующий отзыв: «Ко всем положительным
свойствам следует отнести также и хорошую прочность самолета,
чувствуется крепость конструкции. Внушительная машина. Впол-
не достойна быть на вооружении авиации морского флота».
В заключении по результатам государственных испытаний было
отмечено, что самолет ДБ-ЗТП может быть рекомендован для при-
нятия на вооружение морской авиации в вариантах торпедоносца
высотного и низкого торпедометания, скоростного бомбардиров-
щика и дальнего разведчика.
Тем не менее этот самолет серийно не строился. Сказалось усло-
жнение его эксплуатации по сравнению с сухопутным вариан-
том, особенно на плаву, когда значительно труднее стало подвеши-
вать бомбы, торпеды, обслуживать силовую установку самолета.
Кроме того, для нормальной эксплуатации таких самолетов требо-
валось иметь на берегу слипы, ангары, хранилища для боеприпасов
и горючего. В конечном итоге основные усилия были сосредото-
чены на расширении сети сухопутных аэродромов, и в короткий
срок проблема базирования самолетов ДБ-3 была решена на всех
флотах.
Существовали и другие варианты самолета ДБ-3. В марте
1938 г. на государственные испытания был предъявлен ДБ-3
(ЦКБ-54) в варианте самолета сопровождения дальних бомбарди-
ровщиков. Новая машина имела мощное стрелково-артиллерий-
ское вооружение, состоявшее из передней пушечной установки
с одной пушкой ШВАК, верхней пушечной турели также с одной
пушкой ШВАК и из подфюзеляжной установки с дистанционно
управляемым пулеметом ШКАС, установленным в поворотном
обтекателе на выносном пилоне под средней частью фюзеляжа.
Подфюзеляжная пулеметная установка обеспечивала обстрел
пространства в диапазоне 240° по горизонтали (т. е. всей задней
полусферы и частично передней, расположенной до плоскости вра-
щения воздушных винтов) и 30° вниз по вертикали. Стрельбу из
этого пулемета с помощью электродистанционной системы и свя-
занного с ней специального прицела, обеспечивающего обзор
воздушного пространства под самолетом, вел четвертый член эки-
пажа. Боезапас для оборонительного вооружения самолета состоял
из 800 патронов для пулеметов и 480 снарядов. Предполагалось,
что самолет сопровождения огнем своего бортового оружия будет
отражать атаки истребителей противника, не допуская их к боевому
строю дальних бомбардировщиков. Летные испытания самолета
сопровождения ДБ-3 (ЦКБ-54) показали удовлетворительные
качества пушечных установок, но повороты в полете подфюзеляж-
ной пулеметной установки и особенно комбинации горизонталь-
ного и вертикального вращения установки сильно влияли на устой-
чивость самолета, вызывая недопустимые рыскания машины и ее
47
крен до 10 . Это были одни из первых летных испытаний дистан-
ционно управляемых авиационных систем оборонительного воору-
жения в Советском Союзе. Весной 1939 г. подфюзеляжную пуле-
метную установку заменили подвижными боковыми пулеметами
ШКАС на правом и левом бортах фюзеляжа, имевшими боезапас
по 210 патронов. Самолет снова прошел испытания, однако воен-
ным уже нужен был специализированный, более скоростной и
маневренный, мощно вооруженный двухдвигательный истребитель
сопровождения, и работы по самолету ЦКБ-54 прекратили.
В 1939—1940 гг. проводились работы по быстрому переобору-
дованию в полевых условиях бомбардировщика ДБ-3 в вариант,
приспособленный для выполнения задач по воздушному десантиро-
ванию людей и грузов. Для десантных операций под фюзеляжем
самолета с помощью моста из трех наружных бомбодержателей
подвешивали созданную под руководством А. И. Привалова цель-
нометаллическую десантную кабину Д-20, рассчитанную на разме-
щение и сброс с парашютом 10 бойцов воздушного десанта с личным
оружием. Десантники входили в кабину через дверь и размещались
на бортовых сидениях. Самолет они покидали по сигналу штур-
мана через двухстворчатый кормовой люк кабины. Люк мог откры-
вать не только штурман самолета, но и, в аварийных ситуациях,
командир десанта. При необходимости после выброски десантников
кабина могла быть сброшена с бомбодержателей экипажем само-
лета. Полетная масса загруженной десантной кабины Д-20 состав-
ляла 1580 кг.
Кроме десантных кабин для этих самолетов были разработаны
наружные подвески, обеспечивавшие транспортировку и воздуш-
ное десантирование 45-миллиметровых пушек, 120-миллиметровых
минометов, мотоциклов с колясками, противотанковых ружей,
многих других видов вооружения и боеприпасов общей массой от
80 до 1000 кг. Десантируемые грузы подвешивали снаружи само-
лета на внешние бомбодержатели, при приземлении их сохранность
гарантировалась авторасцепками Дорониных АРД-1, предотвра-
щавшими протаскивание грузов по земле наполненными куполами
парашютов и повреждение грузов о неровности посадочной пло-
щадки.
Самолеты ДБ-3 широко использовались и для различных лет-
ных исследований в качестве летающих лабораторий. Они приме-
нялись, в частности, для оценки в полетных условиях аэродинами-
ческих свойств отсеков натурных крыльев прямоугольной и трапе-
циевидной формы в плане, поверхность которых формировалась из
различных аэродинамических профилей. Исследуемые отсеки
крыльев устанавливались под различными углами атаки верти-
кально над фюзеляжем самолета ДБ-3.
В конце 1930-х гг. исследования по отсосу пограничного слоя,
проведенные в ЦАГИ, показали возможность заметного улучшения
летных характеристик самолетов и в первую очередь их взлетно-
посадочных свойств. Для практической оценки полученных при
48
www.vokb-la.spb.ru
0) ff)
Рис. 1.7. Компоновка передних кабин самолетов;
а — ДБ-3; б — ДБ-ЗФ (Ил-4)
трубных исследованиях результатов был создан эксперименталь-
ный самолет ДБ-ЗУПС,у которого с верхней поверхности конструк-
тивно совершенно новых крыла, закрылков и зависающих элеронов-
закрылков через специальные щели вдоль размаха могло произво-
диться отсасывание пограничного слоя. Отсос пограничного слоя
обеспечивался третьим небольшим двигателем ЗиС-101А мощ-
ностью 116 л. с., установленным в фюзеляжном бомбоотсеке
самолета. Летные испытания ДБ-ЗУПС были проведены уже во
время войны в 1941—1943 гг. Они показали, что с помощью отса-
сывания пограничного слоя с крыла и взлетно-посадочной механи-
зации можно существенно увеличить подъемную силу самолета,
снизить его посадочную скорость. Это были первые в СССР натур-
ные исследования подобных систем.
Продолжая работу по совершенствованию самолета ДБ-3, по-
вышению его летно-технических и эксплуатационных данных,
снижению трудоемкости изготовления в серийном производстве,
коллектив ОКБ в 1938 году приступил к созданию еще одной моди-
фикации этой машины — самолета ДБ-ЗФ.
Внешне новый самолет отличался от предыдущих модификаций
только измененными, ставшими более плавными обводами удлинен-
ной носовой части фюзеляжа (рис. 1.7). Несколько изменились
и другие размеры самолета. На 1,1 м2 возросла площадь крыла,
до 14% в корне и 8% на конце уменьшилась его относительная
толщина, но аэродинамический профиль крыла остался тот же, что
и на самолете ДБ-3 (Кларк Y-15). В результате уменьшения раз-
маха элеронов увеличилась площадь посадочных щитков, большим
стал угол их отклонения при посадке.
Наиболее существенные изменения были внесены в конструк-
цию планера самолета, прежде всего в конструкцию его крыла,
топливной системы и шасси. Самолет ДБ-3, спроектированный в
соответствии с технологическими требованиями первой половины
1930-х гг. (с использованием в его конструкции большого коли-
чества стальных труб, гнутых листовых деталей и мелких свароч-
ных узлов, нуждавшихся при сборке в подгонке «по месту» и приме-
нении внутренней клепки «вслепую»), уже не удовлетворял техно-
логическим требованиям, характерным для крупносерийного произ-
49
Рис. 1.8. Кинематические схемы шасси:
а — самолета ДБ-3; б — самолета ДБ-ЗФ (Ил 4); 1 — колесо шасси; 2 — амортиза-
ционная стойка шасси; 3 — ось вращения шасси при уборке — выпуске, 4 — задний
подкос, состоящий из нижней и верхней части (см. вид по стрелке А); 5 — шарнир с упо-
ром, не позволяющим подкосу прогибаться вниз; 6 — цилиндр подъема шасси; 7 — ры-
чаг аварийного выпуска шасси; 8 — верхняя ферма шасси; 9 — нижняя ферма шасси
водства, организованного на основе использования плазово-
шаблонного метода. Поэтому конструкция планера модифициро-
ванного самолета была изменена. Трубчатые лонжероны крыла
заменили стальными тавровыми профилями; нервюры, как и
шпангоуты фюзеляжа, стали изготовлять штамповкой без ручной
доводки и подгонки «по месту» их малкованных отбортовок.
Практически все каркасные сборочные работы стали вести с по-
мощью открытой двусторонней клепки, что резко снизило трудоем-
кость и повысило качество изготовления планера самолета.
Несущие герметичные баки в консолях крыла на новом самолете
были сняты и заменены обычными мягкими протектированными
топливными баками, оборудованными системой заполнения свобод-
ного пространства, образующегося по мере выработки топлива
нейтральным газом из бортового баллона. Топливная система
была упрощена благодаря уменьшению числа топливных баков
(шесть вместо десяти на самолете ДБ-3). При этом вместимость
топливной системы на модифицированном самолете несколько
уменьшилась, но на последующих его сериях она была вновь
увеличена. Упростилась и кинематическая схема уборки колес
основных опор на новом самолете. На нем простой подкос одно-
шарнирной схемы заменил сложную четырехшарнирную кинема-
тическую схему складывания подкоса амортизационных стоек шас-
си, примененную на ДБ-3 (рис. 1.8). Был увеличен также ход
амортизации стоек шасси и поставлены колеса большего диаметра
с более мощными тормозами. Масса бомб не изменилась, но оборо-
нительное вооружение самолета усилили установкой на верхней
турели пулемета типа «Ультра ШКАС», обладавшего скорострель-
ностью 4000 выстрелов в минуту.
Новым в составе пилотажно-навигационного оборудования
самолета стал автопилот АВП-12, обеспечивавший стабилизацию
курса, крена и тангажа самолета.
50
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 1.9. Максимальные го-
ризонтальные скорости само-
лета ДБ-ЗФ (Ил-4) и его ос-
новных модификаций;
/ — опытный самолет ДБ-ЗФ
с двигателями М-87 Б и взлет-
ной массой 7660 кг; 2 — серий-
ный самолет ДБ-ЗФ (эталон
1940 г.) с двигателями М-88Б и
взлетной массой 8033 кг; 3 —
серийный самолет Ил-4 (эта-
лон 1942 г.) с двигателями
М-88Б и взлетной массой
10055 кг
21 мая 1939 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки совершил
на модифицированном самолете ДБ-ЗФ первый полет. Самолет
успешно выполнил программу заводских летных испытаний, и
31 августа того же года начались его государственные испытания.
С двигателями М-87Б, имевшими номинальную мощность
698,5 кВт (950 л. с.) при нормальной полетной массе 7660 кг с
1000 кг бомб на внутренней подвеске и полным комплектом оборо-
нительного вооружения опытный самолет показал на государст-
венных испытаниях максимальную скорость 445 км/ч на высоте
5400 м (рис. 1.9). Максимальная дальность полета при массе
9780 кг с нормальным бомбовым грузом 1000 кг достигла 3500 км.
Значительно улучшились взлетно-посадочные данные самолета —
круче стала глиссада планирования, мягче амортизация шасси,
эффективнее торможение самолета на пробеге. Из-за мягкой амор-
тизации улучшились и рулежные свойства самолета.
В заключении по результатам государственных испытаний от-
мечалось, что модифицированный самолет способен осуществлять
бомбометание значительно лучше серийного ДБ-3. Новый фонарь
обеспечил отличные условия работы штурману, облегчил ему веде-
ние огня из оборонительной носовой установки с пулеметом
ШКАС, конструкция которой позволяла полностью использовать
углы обстрела (см. рис. 1.7) на любых скоростях и высотах, в то
время как на серийных машинах ДБ-3 углы обстрела из носовой
установки зависели от скорости полета. Была подчеркнута про-
стота эксплуатации самолета и его более высокая боевая живу-
честь, обеспеченная полным протектированием топливных баков,
заполнением их свободного пространства нейтральным газом, а
также наличием системы аварийного слива топлива. Самолет
был рекомендован к серийной постройке взамен самолета ДБ-3.
Серийное производство самолета ДБ-ЗФ было начато с новым
Двигателем М-88, главной особенностью которого являлась уста-
новка двухскоростного нагнетателя, позволившего увеличить как
взлетную мощность двигателя до 809 кВт (1100 л. с.), так и его
номинальную высотную мощность: на высоте 4000 м и на первой
скорости нагнетателя М-88 сохранял мощность 809 кВт (1100 л. с.),
51
Рис. 1.10. Компоновка масляных радиаторов:
а — на опытном и первых серийных самолетах ДБ-ЗФ; б — на серийных самолетах
ДБ-ЗФ (Ил-4); 1 — воздухозаборник; 2 — масляные радиаторы; 3 — выход охлаждаю-
щего воздуха; 4 — ось переднего лонжерона крыла
а на высоте 6000 м и на второй скорости нагнетателя его мощность
была равна 736 кВт (1000 л. с.).
Полеты первых серийных самолетов показали недостаточную
степень охлаждения цилиндров двигателя при форме капотов,
разработанных для первой опытной машины. В связи с этим был
спроектирован капот с увеличенной площадью входного сечения,
который обеспечивал требуемый температурный режим цилиндров
двигателя и плавное, без срывов, обтекание крыла за двигателем,
улучшившее поведение самолета на всех режимах полета. Масля-
ные радиаторы, ранее выступавшие в поток и ухудшавшие аэроди-
намику носка крыла, стали располагаться вдоль переднего лонже-
рона без нарушения габаритов крыла (рис. 1.10). Охлаждающий
воздух поступал к ним через входное отверстие в передней кромке
крыла и выходил через патрубок на верхней поверхности гондолы
двигателя.
Последовательное расположение масляных радиаторов друг за
другом улучшило также и их работу в зимних условиях при низких
отрицательных температурах. Оно полностью исключило встречав-
шиеся ранее в эксплуатации случаи замерзания раздельных
лобовых маслорадиаторов в полете, повысило надежность работы
силовой установки самолета ДБ-3.
Было усовершенствовано и оборонительное вооружение само-
лета ДБ-ЗФ (рис. 1.11). Применявшиеся с самого начала серий-
ного выпуска самолетов ДБ-3 верхняя стрелковая установка (СУ)
и нижняя люковая установка (ЛУ) уже не соответствовали новым
требованиям. Их заменили более современными стрелковыми
установками МВ-3 и МВ-2 с пулеметами ШКАС, разработанными
Г. М. Можаровским и И. В. Вепевидовым.
Для повышения маневренности оружия в условиях воздушного
боя с более скоростными, чем прежде, истребителями противника
верхнюю турельную установку МВ-3 оборудовали аэродинами-
52
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 1.11. Схема оборонительного вооружения самолета ДБ-ЗФ (Ил-4):
1 — зона обстрела переднего пулемета ШКАС с боезапасом 500 ... 550 патронов; 2 —
зона обстрела пулемета ШКАС с боезапасом 1000 патронов в верхней турельной стрелко-
вой установке МВ-3; 3 — зона обстрела пулемета ШКАС с боезапасом 500 патронов в ниж-
ней люковой установке МВ-2
ческими компенсаторами, уравновешивающими действие воздуш-
ного потока на ствол пулемета и значительно уменьшающими
усилия, необходимые для вращения турели в горизонтальной
плоскости. Снижение усилий, потребных для перемещения оружия
в вертикальной плоскости, достигалось расположением клыкооб-
разных опор крепления пулемета вблизи его центра масс. Благо-
даря этому турель МВ-3 легко вращалась на 360° при всех скоро-
стях самолета и на всех высотах полета.
Маневренные характеристики оружия турели МВ-3 в горизон-
тальной и вертикальной плоскостях обеспечивали быструю наводку
пулемета на скоростную воздушную цель.
Большие размеры колпака турели МВ-3 улучшали обзор и
условия работы стрелка. Откинутый на определенный угол колпак
турели автоматически отделялся от самолета, позволяя стрелку
в случае необходимости быстро покинуть самолет. Люковая уста-
новка МВ-2 имела пулемет, выдвигавшийся из кабины стрелка
в поток за габариты фюзеляжа и связанный с перископическим
прицелом, благодаря которому стрелок получил лучший обзор
в нижней части задней полусферы воздушного пространства.
Установка МВ-2 существенно усилила оборону самолета от атак
истребителей противника снизу сзади. Испытания с имитацией
поздушного боя показали, что новая люковая установка обеспечи-
вает в 2—3 раза большее число попаданий в цель по сравнению с
прежней. Верхнюю и нижнюю установки обслуживал один член
экипажа — стрелок-радист самолета.
53
a — ДБ-ЗФ (Ил-4); б — He-IUH
Перечисленные новшества были внедрены на серийном самолете
ДБ-ЗФ, эталоне для серийного производства на вторую половину
1940 г. С нормальной полетной массой 8030 кг, увеличившейся
в результате установки новых турелей, аэрофотоаппарата для
контроля результатов бомбометания и другого специального
оборудования, самолет ДБ-ЗФ с двигателями М-88 и воздушными
винтами ВИШ-23 показал максимальную скорость 435 км/ч на
высоте 6800 м. Техническая дальность полета с 1000 кг бомб на
борту достигала 3300 км при крейсерской скорости 340 км/ч.
Высокие летно-технические данные советского самолета по сравне-
нию с модифицированным самолетом Хейнкель Не-111Н (рис. 1.12),
в то время основным средним бомбардировщиком ВВС фашистской
Германии, показаны в табл. 1.3.
С первых дней Великой Отечественной войны части дальне-
бомбардировочной и морской авиации, вооруженные самолетами
Таблица 1.3
Летно-технические характеристики дальних бомбардировщиков
выпуска 1939—1940 гг.
Самолет и двигатели Взлетная мощность двигателей, кВт (л. с.) Максимальная полетная мас- са, кг Максимальная скорость, км/ч Время набора высоты 5000 м, мин Максимальная дальность, км Бомбовая нагрузка Число пулеме- тов
Нормаль пая макси- мальная
ДЬ-ЗФ с М-88 (СССР, 1940 г.) 2X809 (2X1100) 10 150 435 10,2 3300 1000 2500 3
Хейнкель Не-111Нс Jumo 211 (Герма- ния, 1939 г) 2X1029 (2Х1400) 13 500 400 20,0 2300 1000 2000 6
П р и м е ч ъ и •' е. Далыкмтп» полета указана с бомбовым грузом 1000 кг
54
vwwv.vokb-la.spb.ru
ДБ-3, ДБ-ЗТ и ДБ-ЗФ, принимали активное участие в боевых
действиях. Уже в ночь на 24 июня 1941 г. экипажи советских
дальних бомбардировщиков бомбили военно-промышленные объек-
ты Данцига и Кенигсберга. С 25 июня они участвовали в массиро-
ванных налетах советской авиации на аэродромы противника.
Однако быстрое продвижение вражеских войск заставило совет-
ское командование использовать самолеты дальней авиации в каче-
стве фронтовых бомбардировщиков, в первую очередь для уничто-
жения наступающих бронетанковых и механизированных соеди-
нений противника. Действуя днем небольшими группами без
прикрытия своими истребителями в условиях сильного противо-
действия наземных средств противовоздушной обороны противника
и его господства в воздухе, самолеты ДБ-3 бомбили танки, пехоту
и артиллерию врага непосредственно на поле боя. Особенно интен-
сивно использовались самолеты для ночных налетов на аэродромы,
коммуникации и места сосредоточения противника, а также для
ведения стратегической разведки. Самолеты Военно-Морского
Флота наносили удары по портам, ставили минные заграждения,
торпедами и бомбами топили боевые корабли и транспортные суда
противника. Одновременно самолеты ДБ-3 различных модификаций
продолжали наносить удары по главным военно-политическим
и промышленным центрам противника. В ночь на 8 августа 1941 г.
пятнадцать самолетов ДБ-ЗТ из состава Первого минно-торпедного
полка ВВС Краснознаменного Балтийского флота под командова-
нием полковника Е. Н. Преображенского нанесли удар по Берлину.
Бомбовый груз каждого самолета в этом налете был равен 800 кг.
С 11 августа на Берлин стали летать самолеты ДБ-ЗФ группы даль-
ней авиации ВВС под командованием майора В. И. Щелкунова.
Они совершали налеты с бомбовым грузом 1300... 1500 кг.
Опыт боевого использования самолетов ДБ-3 различных моди-
фикаций показал, что в условиях быстротечного воздушного боя
с его постоянно меняющейся обстановкой один стрелок-радист не
обеспечивал эффективную защиту задней полусферы самолета от
атак вражеских истребителей, и с первых же дней войны в состав
экипажа самолета ДБ-3 был введен воздушный стрелок для обслу-
живания нижней люковой установки. Одновременно коллектив
ОКБ в сжатые сроки усилил оборонительное вооружение само-
лета: верхнюю турель МВ-3 с пулеметом ШКАС калибра 7,62 мм
заменили усовершенствованной турелью УТК-1 с пулеметом УБТ
калибра 12,7 мм и боезапасом 200 патронов, созданной под руко-
водством И. П. Шебанова. Рабочие места стрелков оборудовали
бронезащитой. Для сохранения прежней дальности полета нор-
мальная полетная масса четырехместных вариантов самолета
ДБ-ЗФ была увеличена до 9470 кг. Вместимость топливной системы
самолетов увеличили на 525 кг благодаря подвеске к внешним бом-
бодержателям самолета двух топливных баков.
На тематику опытно-конструкторских работ по совершенство-
ванию выпускавшихся серийно самолетов ДБ-ЗФ, проводившихся
55
в первый период войны, большое влияние оказывали не только
боевой опыт, но и необходимость приспособления конструкции
самолета к условиям массового производства, к применению
новых готовых изделий, конструкционных материалов.
Серийные самолеты выпуска 1941 г. оснащались двигателями
М-88Б. Они имели те же взлетную и номинальную мощности, что и
ранее устанавливавшиеся двигатели М-88, но отличались от них
повышенной надежностью работы в дальних боевых полетах.
Эвакуация завода, выпускавшего двигатели М-88Б, и трудности
развертывания их серийного производства на новом месте опреде-
лили необходимость проведения работ по оснащению самолета
ДБ-ЗФ новыми двигателями М-82, разработанными в ОКБ
А. Д. Швецова, производство которых уже было налажено в глубо-
ком тылу страны. Двигатель М-82 имел значительно большую
номинальную мощность на расчетной высоте по сравнению с
М-88Б — 978 кВт (1330 л. с.) вместо 809 кВт (1100 л. с.), однако
масса каждого нового двигателя на 210 кг превышала массу старого,
а удельный расход топлива на крейсерском режиме полета был
почти на 15% выше. Это привело к тому, что установка более
мощного двигателя практически не сказалась на скоростных дан-
ных самолета. С нормальной полетной массой 8850 кг самолет
ДБ-ЗФ с двигателями М-82 достиг максимальной скорости 437 км/ч,
дальность же полета самолета уменьшилась. Серийно самолет
ДБ ЗФ с двигателями М-82 не строили. Несмотря на тяжелейшие
условия, коллектив двигателестроительного завода сумел быстро
восстановить производство двигателей М-88Б.
С целью повышения летно-технических характеристик самолеты
ДБ-ЗФ оснащались также опытными двигателями М-89 и М-90
которые являлись дальнейшим развитием двигателей М-88Б, но
обладали по сравнению с ними большей мощностью при таком же
расходе топлива и несколько увеличенной массе. Однако эти
двигатели не были доведены до серийного производства.
С осени 1941 г. из-за нехватки дюралюминия на серийные само-
леты ДБ-ЗФ стали устанавливать деревянные кабину штурмана,
пол кабины пилота и хвостовой обтекатель. Появление четвертого
члена экипажа и бронезащита стрелков значительно сдвинули
назад полетную центровку самолетов, ухудшили характеристики
их продольной статической устойчивости и управляемости. Эти
характеристики были улучшены на серийных самолетах, которые
начали выпускать летом 1942 г. Они имели новую отъемную часть
крыла со «стрелкой» по передней кромке (рис. 1.13), переместившей
полетную центровку вперед относительно средней аэродинамиче-
ской хорды крыла. Отъемная часть крыла со стрелкой имела также
новый аэродинамический профиль, увеличенную до 10% относи-
тельную толщину и смешанную конструкцию из металлических
лонжеронов, деревянных обшивки и нервюр. Более толстый про-
филь отъемной части крыла и вынос нижних поясов нервюр за
наружную обшивку крыла с образованием ребристой обшивки
56
www.vokb-la .spb .ru
Рис. 1.13. Схема самолета Ил-4 (крыло со «стрелкой»)
позволили установить в консоли вместо одного три протектирован-
ных топливных бака, увеличивших массу горючего на 1135 кг
по сравнению с обычными серийными машинами ДБ-ЗФ. Возросла
и полетная масса самолета, его перегрузочная масса стала равна
12 130 кг. Тем не менее, этот самолет сохранил достаточно высокие
летно-технические данные. С нормальной полетной массой 10 055 кг
он имел максимальную скорость 404 км/ч на высоте 6650 м. Из-за
большого запаса топлива значительно возросла дальность полета
самолета. С нормальным бомбовым грузом 1000 кг на внутренней
подвеске дальность полета увеличилась до 3585 км при крейсер-
ской скорости 340 км/ч и до 4265 км при крейсерской скорости
250 км/ч. Несмотря на значительное увеличение полетной массы,
самолет сохранил способность базироваться на фронтовых аэродро-
мах, что обеспечивалось большей на 2 ма площадью взлетно-поса-
дочных щитков и установкой нового воздушного винта АВ-5Ф-158
увеличенного диаметра. Благодаря новой аэродинамической ком-
поновке крыла улучшилась управляемость и маневренность само-
лета. По оценке летчиков, пилотирование самолетов со «стрелкой»
стало более легким. Положительной особенностью самолетов
ДБ-ЗФ была возможность выполнения на них вплоть до полетной
массы 9420 кг длительного полета с одним работающим двигателем.
Для уменьшения нагрузки на ногу пилота в полете с одним рабо-
тающим двигателем хорду триммера руля поворота увеличили на
40%.
В марте 1942 г. самолетам ДБ-ЗФ присваивается новое обозна-
чение — Ил-4. Постепенно заменяя другие, более ранние модифи-
57
кации ДБ-3, самолеты Ил-4 становятся основным типом бомбарди-
ровщика в советской авиации дальнего действия. Базируясь на под-
московных аэродромах, Ил-4 с августа 1942 г. совершают налеты
на Берлин и военные объекты других городов Германии. В то время
эти налеты имели не только большое военное, но и политическое
значение. Начиная со сражения на Курской дуге, Ил-4 все чаще
используют днем в качестве средних фронтовых бомбардировщи-
ков, выполняющих боевую задачу в сопровождении истребителей.
Многим крупнейшим операциям Красной Армии предшествовали
массированные налеты бомбардировщиков Ил-4 на цели, располо-
женные в полосе направления главного удара. Летая при этом
на относительно небольшую дальность и имея на борту макси-
мальную бомбовую нагрузку в 2500 кг, самолеты Ил-4 мощными
бомбовыми ударами оказывали существенную помощь наземным
войскам при прорыве оборонительных рубежей противника.
Кроме обычных фугасных бомб ФАБ массой 100, 250, 500 и
1000 кг для поражения живой силы и техники противника, его
инженерных сооружений самолеты Ил-4 широко применяли и
специальные виды бомб: ротативно-рассеивающие авиабомбы
РРАБ-3, которые предназначались для поражения открыто стоя-
щих на большой площади целей (например, самолетов на аэродро-
ме, рассредоточенной, неукрывшейся пехоты и т. п.), и авиабомбы
МАБ-250 для уничтожения мостов.
Другой, не менее важной, чем нанесение бомбовых ударов,
задачей экипажей самолетов Ил-4 являлось ведение дальней опе-
ративной и стратегической разведки в глубоком тылу противника.
Разведывательные полеты продолжительностью 7...9 ч экипажи
самолетов Ил-4 порой выполняли в условиях очень сложной
метеорологической обстановки на маршруте, на больших высотах
и в облаках, при противодействии зенитной артиллерии и истреби-
тельной авиации противника. Результаты разведки фиксировались
аэрофотооборудованием самолета, обеспечивавшим плановую и
перспективную аэрофотосъемку обнаруженных целей. В случае
необходимости самолеты-разведчики могли поражать обнаружен-
ные цели бомбами.
В авиации Военно-Морского Флота СССР самолеты Ил-4 ис-
пользовались как бомбардировщики, дальние разведчики, минные
заградители, а также как высотные и низковысотные торпедо-
носцы.
Обладая большой дальностью и относительно высокой для того
времени крейсерской скоростью полета, самолеты-разведчики
Ил-4 за короткое время обследовали значительные участки поверх-
ности моря и немедленно сообщали командованию об обстановке
в заданных районах и обнаруженных целях, вызывали для их
уничтожения бомбардировщики или торпедоносцы, сами атаковы-
вали наиболее важные цели. Торпедоносные варианты самолета
Ил-4 вооружались, как правило, одной торпедой, но некоторые
опытные летчики удваивали боевые возможности своих самолетов
58
www.vokb-la.spb.ru
Ил-4Т, летая на боевые задания с двумя торпедами на борту [291.
Минные заградители Ил-4 могли нести парашютные авиационные
мины различных типов, в том числе массой 500 и 1000 кг, а также
беспарашютные якорные мины типа «гейро» диаметром 1,5 м.
Мины ставились на морских коммуникациях, в проливах, на фар-
ватерах вблизи вражеских баз и портов, на судоходных реках.
Противник нес значительные потери от минных поставок, выпол-
ненных самолетами Ил-4. Кроме того, морские модификации само-
лета Ил-4 вооружались и ракетным оружием — шестью осколочно-
фугасными снарядами РС-132, которые подвешивались под крылья-
ми самолета и предназначались для подавления огня зенитных
установок торпедируемых кораблей, уничтожения кораблей охра-
нения, торпедных катеров и сидящих на воде гидросамолетов.
Широко использовались самолеты Ил-4 для заброски в глубо-
кий тыл врага разведывательных и диверсионных групп, для оказа-
ния помощи партизанам. На основе довоенных работ по приспособ-
лению самолетов ДБ-3 к выполнению военно-транспортных задач
для Ил-4 были разработаны различные виды наружных подвесок —
подвесные 12-местные десантные кабины ДК-12, подвески для
транспортировки 45-миллиметровых противотанковых пушек, 82-
миллиметровых и 120-миллиметровых минометов. Мелкие грузы
и боеприпасы транспортировались самолетом Ил-4 в подвесных
мягких десантных мешках. Три связки мягких десантных мешков,
каждая массой 500 кг, с помощью универсальных десантных подве-
сок УДП-500 могли крепиться к наружным бомбодержателям само-
лета. Самолеты Ил-4 с наружной подвеской десантных кабин и
грузов, приспособленные также для буксировки десантных пла-
неров, в том числе и самого грузоподъемного из них планера Г-Н
конструкции В. К. Грибовского, особенно широко применялись
в 1943— 1944 гг.
Работы по дальнейшему совершенствованию самолета Ил-4
коллектив ОКБ проводил в двух основных направлениях. Начиная
с лета 1942 г. в ОКБ и на серийном заводе велись исследования по
оснащению части самолетов Ил-4 противообледенительными систе-
мами, обеспечивающими защиту от льда передних кромок крыла
и оперения. В результате сравнительных летных испытаний
нескольких типов противообледенителей для самолетов, совер-
шающих длительные боевые полеты в глубокий тыл противника и
действующих в резко меняющихся метеорологических условиях
Заполярья, была рекомендована противообледенительная система,
которая использовала в передних кромках крыла и оперения теп-
лый воздух, нагретый выхлопными газами двигателей в трех под-
весных теплообменниках. Хотя подвесные теплообменники такой
противообледенительной системы заметно, на 10... 15 км/ч снижали
скорость полета, их установка повысила боевые возможности
Дальнего бомбардировщика, сделала его менее зависимым от усло-
вий метеорологической обстановки при выполнении боевого зада-
ния.
59
Для увеличения дальности полета самолетов Ил-4 с повышен-
ным бомбовым грузом при эксплуатации с относительно небольших
фронтовых аэродромов в конце 1942 — начале 1943 годов были
проведены летные исследования по возможности заправки самоле-
тов Ил-4 топливом в полете с буксируемых ими военно-транспорт-
ных планеров А-7.
Самолет Ил-4, топливная система которого была доработана,
взлетал с бомбовым грузом массой 1500 кг и при этом буксировал
за собой планер-бензовоз А-7 с полетной массой 1750 кг. Помимо
буксировочного троса самолет Ил-4 и планер А-7 были связаны
между собой также и бензиновым шлангом с самоотцепным соеди-
нением у самолета Ил-4. На планере устанавливались два топлив-
ных бака на 500 кг бензина и аппаратура перекачки топлива с
борта планера на самолет. Сразу после взлета аэропоезда и набора
им высоты с планера на борт самолета за 5—6 мин перекачивалось
все топливо, затем планер отцеплялся от самолета и совершал
посадку на своем аэродроме. После дозаправки горючим в воздухе
самолет Ил-4 мог совершать полеты на максимальную дальность
уже не g 1000, а с 1500 кг бомб.
Проведенные испытания показали практическую возможность
и целесообразность дозаправки в воздухе бомбардировщиков,
имеющих повышенную массу бомбового груза, для увеличения
дальности их полета. Однако сравнительно небольшое количество
транспортных планеров, имевшихся тогда в ВВС, как правило,
совершали только один боевой вылет в тыл противника и уничто-
жались сразу же после приземления. Это не позволяло использо-
вать дозаправку бомбардировщиков в воздухе с буксируемых пла-
неров в широких масштабах, что, правда, не исключало примене-
ния такого способа при выполнении отдельных специальных даль-
них полетов десантных и транспортных аэропоездов Ил-4 — А-7
или Г-11 при частичной загрузке горючим буксируемых планеров.
Кроме того, с целью расширения области боевого применения
самолета Ил-4 велись опытно-конструкторские работы по усовер-
шенствованию его силовой установки.
16 марта 1943 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки впервые
поднял в воздух самолет Ил-4ТК, который по своему назначению
являлся экспериментальным высотным разведчиком и бомбарди-
ровщиком с расчетной крейсерской высотой полета 11 000 м. Такая
большая для того времени крейсерская высота полета обеспечива-
лась применением на самолете турбокомпрессоров ТК-3, разрабо-
танных в ЦИАМе. Благодаря наличию турбокомпрессоров мощ-
ность каждого двигателя М-88Б на высоте 11 000 м должна была
увеличиться вдвое и стать равной 644...647 кВт (875...880 л. с ).
Размещение турбокомпрессоров на самолете определялось
стремлением проектировщиков обеспечить максимальную пожар-
ную безопасность самолета. В связи с этим турбокомпрессоры
устанавливали не вблизи выхлопных коллекторов двигателя, как
это всегда делалось, а в самом конце гондол двигателя под крылом
60
www.vokb-la.spb.ru
самолета, вдали от топливных баков. Турбокомпрессоры имели не
обычное горизонтальное, а вертикальное расположение оси ротора.
Турбокомпрессоры начинали работать при закрывании летчиком
перепускной заслонки, направляющей выхлопные газы двигателей
М-88Б из выхлопного коллектора в трубопроводы, проложенные
по бортам обеих гондол двигателей в желобах с противопожарной
защитой. Из трубопровода выхлопные газы попадали на лопатки
турбины турбокомпрессора, заставляя ее и связанный с нею центро-
бежный нагнетатель вращаться с частотой 23 000 об/мин, что
должно было обеспечить подачу наружного воздуха в карбюратор
двигателя М-88Б с расходом 0,74 кг/с. В центробежный нагнета-
тель наружный воздух поступал через всасывающий патрубок,
расположенный на верхней поверхности гондолы двигателя.
Другой особенностью самолета Ил-4ТК была герметическая
кабина вентиляционного типа для пилота и штурмана, причем
пилот самолета сидел впереди, а штурман сзади. Кабина была рас-
считана на избыточное давление 0,04 МПа (0,4 кгс/см2), которое и
определило характерную внешнюю особенность самолета — сфери-
ческую форму носовой части его фюзеляжа. Наддув кабины обеспе-
чивался воздухом, отбираемым от ТК-3, который перед поступле-
нием в кабину фильтровался. Давление в герметической кабине
регулировалось системой клапанов, а температура воздуха в ней
поддерживалась на требуемом уровне воздуховоздушным радиа-
тором.
Оборонительного стрелкового вооружения самолет не имел, но
в хвостовой части фюзеляжа самолета был установлен аэрофотоап-
парат АФА-3 с дистанционным управлением из кабины. Для
наблюдения за работой винтомоторной группы и снятия ее харак-
теристик на борту самолета было смонтировано дополнительное
оборудование и контрольно-записывающая аппаратура. Полетная
масса самолета Ил-4ТК равнялась 10 593 кг.
Высотные полеты самолета показали несоответствие расчетных
характеристик ТК-3 практическим данным, полученным в полетах
до высоты 9300 м. Кроме того, воздушные винты ВИШ-61ИФ не
обеспечивали самолету требуемой скороподъемности. В связи
с этим на самолете Ил-4ТК предполагалось установить усовершен-
ствованные турбокомпрессоры ТК-М и новые высотные воздушные
винты АВ-9Ф. Но эти работы так и не были выполнены. В условиях
завоеванного в 1943 г. советской авиацией стратегического пре-
восходства в воздухе обычные самолеты Ил-4, сопровождаемые
истребителями, успешно справлялись с выполнением поставленных
перед ними боевых задач, и дальнейшая работа по совершенство-
ванию самолета Ил-4ТК была признана нецелесообразной. Опыт
создания и летных испытаний самолета был использован в дальней-
шей работе конструкторского коллектива.
Созданием Ил-4ТК завершилось развитие самолета ДБ-3 —
Ил-4, продолжавшееся почти десять лет, срок по тем временам для
боевого самолета очень большой. Спроектированный за семь лет
61
до начала Великой Отечественной войны и последовательно совер-
шенствуемый бомбардировщик ДБ-3 — Ил-4 по своим летно-
тактическим данным стоял на уровне лучших зарубежных самоле-
тов своего класса, и в процессе боевой работы в конструкцию Ил-4
не пришлось вводить существенных изменений для повышения его
летных качеств, что несомненно является выдающейся заслугой
создателей этого самолета и, прежде всего, его главного конструк-
тора С. В. Ильюшина. О высокой боевой эффективности самолетов
Ил-4 свидетельствует и постоянно увеличивавшийся во время
войны их серийный выпуск. К 1945 г. (времени прекращения
серийного производства) было построено 6784 самолета типа
ДБ-3 и Ил-4, из них около 5 300 самолетов Ил-4. За время серий-
ного производства затраты труда на постройку одного самолета
Ил-4 уменьшились с 20 тыс. чел.-ч в 1941 г. до 12,5 тыс. чел.-ч
в 1943 г. и стали даже меньше, чем затраты труда на производство
одного значительно более легкого трехместного пикирующего
бомбардировщика Пе-2.
ДБ-3 — Ил-4 явились этапными самолетами в развитии совет-
ских ВВС. На их технической основе в нашей стране впервые была
создана дальнебомбардировочная и минно-торпедоносная авиация,
вооруженная скоростными для своего времени самолетами средних
высот, летно-технические данные и оборудование которых позво-
ляли выполнять дальние боевые полеты над сушей и морем в слож-
ных метеорологических условиях днем и ночью. Принимая актив-
ное участие в боевых действиях с первого и до последнего дня
Великой Отечественной войны, самолеты ДБ-3, Ил-4 внесли
достойный вклад в дело достижения победы советского народа над
гитлеровским фашизмом и японским милитаризмом. И после
окончания войны некоторое число самолетов Ил-4 использовалось
в ВВС, а также в народном хозяйстве страны в варианте самолета
для аэрофотосъемочных работ.
Самолеты ДБ-3, Ил-4 прошли всю возможную для них эволю-
цию. К 1942 г. максимальная полетная масса самолета возросла
на 3000 кг по сравнению с первыми серийными самолетами ДБ-3
и достигла 12 000 кг при неизменной геометрии и относительно
небольшом увеличении мощности двигателей. Дальнейшее улучше-
ние летно-тактических данных дальнего бомбардировщика могло
быть обеспечено при значительном повышении мощности его сило-
вой установки и связанном с этим увеличением полетной массы,
что и было сделано при создании опытных самолетов ДБ-4 и Ил-6.
2. ОПЫТНЫЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ
ДБ-4 и Ил-6
Внедряя в серийное производство самолет
ДБ-ЗФ, конструкторское бюро С. В. Ильюшина предполагало
улучшить его скоростные и высотные характеристики установкой
62
www.vokb-la.spb.ru
новых двигателей М-89, являвшихся дальнейшим развитием двига-
телей М-88, номинальная мощность которых на высоте 6000 м
была увеличена до 956 кВт (1300 л. с.) благодаря повышению
степени сжатия и наддува. С этими двигателями самолет ДБ-ЗФ мог
бы иметь на расчетной высоте максимальную скорость полета,
равную 485...500 км/ч. Однако двигатели М-89 не были доведены
до стадии серийного производства к июню 1941 г.
Начиная с 1939 г. сразу в нескольких опытно-конструкторских
организациях, в том числе и в ОКБ С. В. Ильюшина, велись
проектные работы по созданию нового дальнего бомбардировщика
с максимальной скоростью полета на расчетной высоте, равной
550 км/ч, который должен был нести 1000 кг бомб во внутреннем
бомбоотсеке при дальности полета 4000 км. Такое значительное
улучшение скоростных данных дальнего бомбардировщика могло
быть достигнуто в первую очередь установкой новых, более мощных
двигателей и повышением аэродинамического совершенства само-
лета.
Работа над такими двигателями началась в 1938 г., когда перед
конструкторскими коллективами В. Я. Климова и А. А. Микулина
была поставлена задача создать двигатели жидкостного охлажде-
ния с взлетной мощностью 1324...1545 кВт (1800...2100 л. с.) и с
номинальной мощностью 1103... 1250 кВт (1500...1700 л. с.) на
расчетной высоте. Эта задача решалась добавлением к уже отрабо-
танной конструкции 12-цилиндровых двухблочных V-образных
двигателей М-105 и АМ-35 третьего блока из шести цилиндров,
который располагался под основными блоками цилиндров, образуя
так называемую схему «игрек» (Y). Двигатель, разрабатывавшийся
в конструкторском бюро В. Я. Климова, получил обозначение
М-120, а создававшийся в ОКБ А. А. Микулина — АМ-36.
Двигатели, выполненные по схеме «игрек», позволяли конст-
руктивно достаточно просто и быстро достичь заданной мощности,
но они имели и существенные недостатки: большой мидель, увели-
чивавший их сопротивление в полете, и значительную массу.
Поэтому параллельно с созданием двигателя АМ-36 конструктор-
ское бюро А. А. Микулина работало над высотным 12-цилиндровым
двигателем жидкостного охлаждения обычной V-образной схемы
номинальной мощностью 1030...1066 кВт (1400... 1450 л. с.) на высоте
5800 м. Главной особенностью двигателя АМ-37, который по своей
конструктивной схеме был дальнейшим развитием двигателя
АМ-35, являлось охлаждение перед подачей в цилиндры сжатого
и нагретого воздуха, выходящего из приводного центробежного
нагнетателя, что способствовало повышению КПД термодинами-
ческого цикла и увеличению мощности двигателя. Охлаждение
этого воздуха должно было осуществляться в специальном водяном
радиаторе.
Под двигатели М-120 и АМ-37 и началось проектирование целого
Ряда опытных дальних бомбардировщиков, проводившееся в кон-
структорских коллективах В. 1 . Ермолаева (ДБ-240), В. М. Мяси-
63
щева (ДВБ-102), С. В. Ильюшина (ДБ-4) и А. Н. Туполева (103-Д).
В специализированных конструкторских бюро для новых самоле-
тов создавались усовершенствованные бомбардировочные прицелы,
обеспечивавшие высокую точность бомбометания с больших высот
при скоростях полета до 700 км/ч, а также более современное
пилотажно-навигационное и радиосвязное оборудование. Благо-
даря большой скорости, совершенному оборудованию и увеличен-
ной массе бомб, загружаемых во внутренние бомбоотсеки, эти даль-
ние бомбардировщики должны были иметь значительно более
высокую боевую эффективность по сравнению с самолетами ДБ-ЗФ.
Проект самолета ДБ-4, который имел заводское обозначение
ЦКБ-56, разрабатывался под двигатели М-120, но уже на самой
ранней стадии проектирования предусматривалась также возмож-
ность установки на самолете двигателей АМ-37, которыми из-за
трудностей, встретившихся при создании М-120, и были оснащены
опытные самолеты ДБ-4.
Необходимость оборудования в фюзеляже отсека для размеще-
ния бомб большой массы и стремление получить высокое аэродина-
мическое качество обусловили выбор для ДБ-4 схемы высокоплана
6 крылом умеренного удлинения. В результате возрастания до
13 000 кг максимальной полетной массы самолета ДБ-4 потребо-
валась установка крыла большей площади, чем у ДБ-ЗФ, при
сохранении удельной нагрузки на крыло, равной 150 кг/м2. Высо-
кая крейсерская скорость полета и жесткие требования к взлетно-
посадочным характеристикам определили компоновку крыла само-
лета ДБ-4 из различных по своим несущим свойствам аэродинами-
ческих профилей, имевших увеличенную относительную вогнутость
на участке концевых частей крыла, что позволяло за’гянуть возник-
новение срыва потока до больших углов атаки, улучшить в этих
условиях работу органов поперечного управления и повысить
значение максимального коэффициента подъемной силы крыла.
Двигатели АМ-37 размещали под крылом в гондолах минималь-
ного миделя с очепь чистыми аэродинамическими формами, что
достигалось установкой водяных радиаторов системы охлаждения
двигателей в хвостовых частях гондол, сразу же за отсеками основ-
ных опор самолета. Воздух для охлаждения радиаторов поступал
через боковые щели по обеим сторонам гондолы двигателя. Пройдя
через водорадиатор, он выходил наружу на конце гондолы двига-
теля через створки, регулировавшие степень продува радиатора
и степень его охлаждения. Маслорадиаторы системы смазывания
двигателей размещались в крыле за задним лонжероном. Охлажда-
ющий воздух поступал к ним через те же, что и для водорадиаторд,
боковые щели, но выходил уже на верхнюю поверхность крыла.
Охлаждение воздуха, выходящего из приводного центробежного
нагнетателя и поступающего в карбюратор двигателя АМ-37,
осуществлялось в небольшом водорадиаторе, установленном вдоль
переднего лонжерона крыла на участке между бортом фюзеляжа
и гондолой двигателя.
64
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 2.1. Схема самолета ДБ-4
Вертикальное оперение самолета ДБ-4 было выполнено двух-
килевым, разнесенным по концам стабилизатора (рис. 2Л), что,
как тогда считалось, обеспечивало более благоприятные условия
для защиты самолета от атак вражеских истребителей со стороны
задней полусферы. Кроме того, предполагалось, что разнесенное
оперение вследствие эффекта концевых шайб и связанного с ним
уменьшения индуктивного сопротивления повысит эффективность
горизонтального оперения, а установка шайб вертикального
оперения в струе воздушных винтов будет способствовать улучше-
нию характеристик путевой устойчивости самолета. Результаты
аэродинамических продувок показали, что на некоторых режимах
полета (например, при отказе одного двигателя) разнесенное верти-
кальное оперение может оказаться неэффективным. И хотя ради
лучшего обзора и обстрела задней полусферы оно было оставлено,
но одновременно, по указанию С. В, Ильюшина, для ДБ-4 был
разработан вариант оперения обычной однокилевой схемы.
Новое крыло и совокупность различных улучшений по местной
аэродинамике самолета позволили достичь на самолете ДБ-4 более
высокого значения величины максимального аэродинамического
качества, которое стало равно 17 (вместо 15 на самолете ДБ-3).
Вместе с большим запасом топлива, размещавшегося в консольных,
Нентрсплаиных и фюзеляжном протестированных баках, это
Делало реальным достижение на самолете ДБ-4 заданной техниче-
скими требованиями дальности полета с нормальным бомбовым
грузом.
Оборонительное вооружение самолета ДБ-4 сохранялось таким
Же, как на самолете ДБ-ЗФ, и на первой опытной машине оно
состояло из трех пулеметов ШКАС: переднего с боезапасом 500
3 Р. В. Новожилов 6Б
патронов, верхнего заднего на турели МВ-3 с боезапасом 2000
патронов, который в серийном производстве предполагалось заме-
нить установкой из двух спаренных пулеметов ШКАС, и нижнего
люкового пулемета с боезапасом 500 патронов. Экипаж нового
самолета (ДБ-4) был увечичен и состоял из четырех человек —
летчика, штурмана, стр ел к а-радиста и воздушного стрелка, обслу-
живавшего нижний люковый пулемет. Необходимость включения
воздушного стрелка в состав экипажа определил опыт советско-
финляндской войны зимой 1939—1940 гг.
Первый полет самолета ДБ-4 состоялся 15 октября 1940 г.
под управлением летчика-испытателя В. К. Коккинаки. Испытания
выявили два основных недостатка: малую путевую устойчивость
нового самолета, особенно на небольших скоростях, и недостаточ-
ную жесткость его фюзеляжа на кручение из-за наличия в нем боль-
шого выреза под бомбоотсек. Оба недостатка были устранены увели-
чением площади вертикального оперения и установкой на наруж-
ной обшивке фюзеляжа четырех (по два с каждого борта) мощных
лонжеронов из прессованного профиля корытообразного сечения.
Изменения были внесены и в конструкпию второго опытного само-
лета ДБ-4, постройка которого была завершена в конце ноября
1940 г. Однако уже после первых полетов второго опытного само-
лета летные испытания ДБ-4 прекратили, так и не выявив пол-
ностью его летно-технических данных. Основными и более важными
в то время направлениями деятельности немногочисленного кол-
лектива ОКБ С. В. Ильюшина были работы по доводке и обеспече-
нию серийного производства самолетов Ил-2 и ДБ-ЗФ, а также
по проектированию бронированного штурмовика ЦКБ-60. Кроме
того, создание скоростного дальнего бомбардировщика посчитали
завершенным после запуска в октябре 1940 г. в серийное производ-
ство самолета ДБ-240 (Ер-2), который, проходя государственные
испытания с двигателями М-105, достиг скорости 500 км/ч и за-
данной дальности полета с нормальным бомбовым грузом.
Учитывая опыт боевого применения самолетов Ил-4, С. В. Иль-
юшин в середине 1942 г. выступил с предложениехм о создании
дальнего бомбардировщика с теми же, что и у Ил-4, дальностью
полета и величиной нормального бомбового груза, но со значи-
тельно большей (почти на 100 км/ч) крейсерской скоростью при
полете на максимальную дальность, усиленным бортовым оборони-
тельным вооружением, лучшей бронезашитой рабочих мест эки-
пажа. Боевую эффективность нового бомбардировщика повысили
также введением в состав экипажа второго пилота и оснащением
самолета противообледенительной системой, использующей для
обогрева передних кромок крыла и оперения тепло выхлопных
газов двух звездообразных двигателей воздушного охлаждения
М-71 с взлетной мощностью 1470 кВт (2000 л. с.). Использовать
этот бомбардировщик предусматривалось и в авиации Военно-
Морского Флота СССР в качестве торпедоносца высотного и низ-
кого торпедометания с наружной подвеской двух торпед.
66
www.vokb-la.spb.ru
Представители ВВС одобрили проект нового дальнего бомбар-
дировщика и торпедоносца, получившего обозначение Ил-6.
Однако уже в процессе проектирования было высказано пожелание
об увеличении дальности полета самолета и замене бензиновых
двигателей М-71 двумя дизельными V-образными двигателями
жидкостного охлаждения типа АЧ-ЗОБ, которые являлись даль-
нейшим развитием первого советского авиационного дизельного
двигателя АН-1, созданного в 1935 г. под руководством А. Д. Ча-
ромского.
Целесообразность установки на дальнем бомбардировщике
Ил-6 дизельных двигателей определялась прежде всего их высокой
экономичностью: они расходовали примерно на 40% меньше топ-
лива, чем бензиновые двигатели такой же хмощносчи. Кроме того,
не подверженный детонации дизельный двигатель мог использо-
вать в качестве топлива вместо дорогого высокооктанового бензина
более дешевый тракторный керосин, который к тому же из-за
меньшей летучести обеспечивал более высокую взрыво- и пожаро-
безопасность дальнего бомбардировщика в боевых условиях.
Большая плотность керосина (по сравнению с бензином) позволяла
уменьшить объем баков, потребив и для размещения необходимого
запаса топлива, и снижала тем самым массу конструкции самолета.
Из-за высоких значений степени сжатия и температуры сгора-
ния топлива в цилиндрах, характерных для термодинамического
цикла дизельного двигателя, он имел большую по сравнению с
бензиновым двигателем той же мощности удельную массу. Тем не
менее проектировочные расчеты показывали, что высокая эконо-
мичность дизеля делает выгодной его установку на самолете,
имеющем продолжительность полета более 5 ч. Совершая налеты
на Берлин с подмосковных аэродромов, бомбардировщики Ил-6
с дизельными двигателями могли бы нести бомб примерно в два
раза больше, чем в варианте с бензиновыми.
Опыт ограниченной эксплуатации самолетов Ер-2 с дизельными
двигателями АЧ-ЗОБ выявил их недостаточную доведенность
(трудность запуска двигателя в полевых условиях), желательность
повышения уровня надежности его работы. Поэтому одновременно
с проектированием Ил-6 совершенствовался двигатель АЧ-ЗОБ
и создавался его более мощный вариант.
Двигатель АЧ-ЗОБ развивал взлетную мощность 1103 кВт
(1500 л. с.). На расчетной высоте 6000 м благодаря наличию комби-
нированного наддува от приводного центробежного нагнетателя
и двух турбокомпрессоров (по одному ТК на каждый блок из шести
Цилиндров) он имел номинальную мощность 919 кВт (1250 л. с.)
и крейсерский расход топлива 110...125 г/кВт (150...165 г л. с.)
в час вместо 195...206 г/кВт (265...280 г/л. с.) в час у лучших
бензиновых двигателей того времени. Однако удельная масса
Дизельного двигателя АЧ-ЗОБ, равная 0,632 кг/кВт (0,86 кг/л. с.),
существенно превышала удельную массу бензиновых двигателей,
которая достигала 0,41 кг/кВт (0,6 кг/л. с.). Проектные размеры
3* 67
Рис. 2.2. Схема самолета Ил-6
самолета Ил-6 выбирали под разрабатывавшийся вариант дизель
ного двигателя АЧ-ЗОБФ с форсированной взлетной мощностью
1397 кВт (1900 л. с.) и более высоким уровнем надежности работы.
Самолет Ил-6 был создан по схеме двухдвигательного низко-
плана 5 с обычным однокилевым вертикальным оперением, и его
основные размеры, такие, как площадь крыла и длина фюзеляжа,
были выбраны практически одинаковыми с размерами самолета
ДБ-4. Однако аэродинамическая компоновка крыла самолета
Ил-6 и такие относительные параметры крыла, как удлинение
и сужение, были на этом самолете другие.
Стремление обеспечить высокий уровень безопасности полетов,
который во многом зависел от характера развития срыва потока
на верхней поверхности крыла, и определило в соответствии с тео-
ретическими воззрениями того времени выбор для Ил-6 крыла
с одним, постоянным по всему размаху аэродинамическим профи-
лем, с положительной стреловидностью передней кромки при виде
в плане и с большим сужением (рис. 2.2). Такое крыло отличалось
ранним появлением срывов потока в концевых сечениях, и вслед-
ствие этого предотвращалась возможность возникновения односто-
роннего срыва, сваливания самолета на крыло и перехода его в
штопор. Возросшая до 220 кг/м2 нагрузка на площадь крыла и уве-
личение крейсерского угла атаки привели к возрастанию доли
индуктивного сопротивления, и для его снижения удлинение
крыла самолета Ил-6 пришлось увеличить до 1 — 8.
Возврат к однокилевой схеме вертикального оперения на само-
лете Ил-6 основывался на опыте проектирования и летных испыта-
ний самолета ДБ-4, который показал, что выгоды разнесенного
вертикального оперения менее существенны, чем его недостатки.
68
www.vokb-la.spb.ru
связанные, главным образом, G трудностью обеспечения необходи-
мой путевой устойчивости самолета на различных режимах полета,
особенно при выходе из строя одного двигателя. Отметим, что отказ
от разнесенного вертикального оперения, начавшийся в середине
войны, стал всеобщим явлением в мировом самолетостроении
в послевоенные годы.
Дизельные двигатели на самолете Ил-6 устанавливались в двух
гондолах, плавность форм которых нарушалась только обтекате-
лями масляных радиаторов. Водяные радиаторы системы охлажде-
ния двигателей располагались в крыльевых туннелях с входом
охлаждающего воздуха через носок крыла. Выход из туннеля
находился под крылом и регулировался заслонкой с электроуправ-
лением из кабины пилотов.
Экипаж самолета Ил-6 состоял из шести человек: двух летчи-
ков, располагавшихся в одной кабине рядом друг с другом; штур-
мана, располагавшегося в носовой кабине, оборудованной по типу
кабины ДБ-ЗФ; стрелка-радиста и двух воздушных стрелков,
рабочие места которых находились в средней части фюзеляжа.
Все члены экипажа Ил-6 имели бронезащиту, общая масса которой
на самолете, достигал а 400 кг.
Защита самолета от нападения воздушного противника была
очень мощной и осуществлялась с помощью пяти подвижных пу-
шечных установок: носовой, верхней турельной, двух боковых,
установленных на правом и левом бортах фюзеляжа, и нижней.
Каждая оборонительная установка оснащалась одной пушкой Ш-20
калибра 20 мм. Общий боезапас оборонительных установок состоял
из 850 снарядов.
Бомбоотсеки самолета Ил-6, выполненные по одинаковой с
ДБ-3 силовой схеме с установкой кассетных держателей по оси
симметрии самолета, благодаря большому сужению крыла и увели-
чившемуся вследствие этого расстоянию между лонжеронами,
стали иметь большую длину, обеспечившую двухрядную подвеску
бомб массой по 100 кг. На внутренней подвеске в фюзеляжном
бомбоотсеке самолета Ил-6 размещались 20 бомб массой по 100 кг
или 8 бомб массой по 250 кг, или 4 бомбы массой по 500 кг. Макси-
мальная масса бомбового груза, находящегося в бомбоотсеке само-
лета, достигала 2500 кг. На наружных бомбодержателях Ил-6
Мог нести две бомбы массой по 1000 кг или две торпеды.
Постройка первого опытного самолета Ил-6 велась под двига-
тели АЧ-ЗОБ, взлетная мощность которых была явно недостаточной
Для проектной массы самолета. В связи с этим Ил-6 был представ-
лен на заводские летные испытания в варианте без боковых фюзе-
ляжных пушечных установок, а его экипаж уменьшился до пяти
человек.
Первый полет самолета Ил-6 с двигателями АЧ-ЗОБ состоялся
7 августа 1943 г. под управлением летчика-испытателя В. К. Кок-
кинаки. Испытания самолета шли трудно, сказывались не совсем
надежная работа дизельных двигателей АЧ-ЗОБ и некоторые за-
69
Рис. 2.3. Максимальные горизонталь-
ные. скорости самолетов Ил-4 и Ил-6з
1 — Ил-6 с двигателями АЧ-ЗОБФ; 2
Ил-6 с двигателями АЧ-ЗОБ; 3 — Ил-4
(эталон 1942 г ) с двигателями М-88Б
труднения в пилотировании са-
молета, особенно при посадке,
причину которых долго не мо-
гли установить. Самолет пере-
дали в летно исследовательский
институт, и летчики А. Н. Грин-
чик и Н. С. Рыбко провели дополнительные исследования Ил-6 на
устойчивость и управляемость.
Летом 1944 г. на самолет Ил-6 установили форсированные дви-
гатели АЧ-ЗОБФ, имевшие кроме номинального режима еще и так
называемый военный режим, на котором двигатели развивали
мощность 1103 кВт (1500 л. с.) на высоте 6000 м. Для повышения
надежности работы на взлетном и военном режимах в двигателе
АЧ-ЗОБФ осуществлялся двухфазный процесс смесеобразования.
Первая фаза этого процесса — впрыск в сжатый воздух, посту-
павший из нагнетателей турбокомпрессоров, обычного авиацион-
ного бензина, вторая фаза — подача в образовавшуюся смесь
порции дизельного топлива, тракторного керосина. Установка
двигателей с проектной взлетной мощностью позволила произ-
вести дооборудование самолета Ил-6 бортовыми пушечными уста-
новками, усилить бронезащиту членов экипажа, находившихся
в средней кабине. По результатам летных исследований устойчи-
вости и управляемости была изменена форма и уменьшена площадь
руля высоты, а центровка самолета сделана более задней.
При нормальной полетной массе 16100 кг самолет Ил-6 с двига-
телями АЧ-ЗОБФ достиг максимальной скорости 464 км/ч (рис. 2.3),
а его дальность при перегрузочной полетной массе 18 150 кг с
бомбовым грузом 1000 кг на внутренней подвеске при полете с
крейсерской скоростью 340 км/ч оказалась равной 5450 км.
Испытатели отмечали, что доработанный самолет Ил-6 стал доста-
точно прост в управлении, за исключением посадки при большой
полетной массе. Из-за не совсем удачной аэродинамической компо-
новки крыла, определившей появление ранних срывов на его кон-
цах, самолет при посадке требовал большого запаса скорости и
хороших подходов к аэродрому. Выявился также ряд серьезных
недостатков в работе дизельных двигателей АЧ-ЗОБФ, они имели
сложный запуск и плохую приемистость. Все это привело к прекра—
щению работ по Ил-6. Тем не менее создание Ил-6 позволило при-
обрести значительный опыт по разработке и эксплуатации кероси-
новой топливной системы, выявить недостатки ее конструкции
и наметить пути их устранения. Этот опыт был использован при
создании новых самолетов
70
vwwv.vokb-la.spb.ru
Самолет Ил-6 стал для коллектива ОКБ последним построен-
ным бомбардировщиком с поршневыми двигателями. После него
были разработаны несколько проектов поршневых бомбардиров-
щиков со значительно более высокими летно-техническими дан-
ными, которые имели ряд оригинальных особенностей. Одним из
них являлся спроектированный в 1944 г. скоростной бомбарди-
ровщик, выполненный по необычной для того времени схеме
высокоплана с четырьмя бензиновыми двигателями, установлен-
ными в тандем на концах центроплана.
Проектные работы над дальними бомбардировщиками с порш-
невыми двигателями продолжались в ОКБ и в 1947—1948 гг. Их
разработка в то время, когда на вооружение авиации противо-
воздушной обороны уже начали принимать реактивные истреби-
тели, оправдывалась возможностью применения таких бомбарди-
ровщиков в сложных метеорологических условиях и ночью, уста-
новкой на них оборонительного вооружения, способного обнару-
живать цель и вести по ней прицельный огонь в условиях отсут-
ствия визуальной видимости.
Один из вариантов дальнего стратегического бомбардиров-
щика выполнялся по схеме среднеплана с шестью двигателями
и обычным прямым крылом очень большого удлинения. Большая
разница между взлетной и посадочной массами самолета позволила
д применить на нем оригинальное шасси с двумя сбрасываемыми
сразу после взлета дополнительными подкрыльевыми стойками,
что заметно облегчало самолет и увеличивало дальность его полета.
Проектом дальнего стратегического бомбардировщика в ОКБ
полностью завершились продолжавшиеся пятнадцать лет работы
по развитию и совершенствованию дальнего бомбардировщика
с поршневыми двигателями.
Й 3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ
БОМБАРДИРОВЩИК Ил-22
В феврале 1944 г. ГКО принимает важное реше-
ние об организации научно-исследовательского института для
развития реактивных двигателей. Создание реактивных боевых
самолетов было признано первоочередной задачей советской
авиационной промышленности, и к ее решению привлекаются
коллективы ряда опытно-конструкторских бюро и научно-иссле-
довательских институтов.
В короткие сроки в Советском Союзе были развернуты плано-
мерные и целеустремленные работы по теоретическим, экспери-
ментальным и опытно-конструкторским исследованиям различных
направлений развития авиационных двигателей. Проектирова-
лись и строились жидкостные, прямоточные и пульсирующие
реактивные двигатели, создавалась комбинированная (мотоком-
прессорная) силовая установка. Все эти типы двигателей должны
были пройти летные испытания на серийных или специально
71
спроектированных опытных самолетах. Велась также разработка
годного к установке на самолет турбореактивного двигателя.
Практически все работы по авиационным реактивным силовым
установкам, проводившиеся в тот период, базировались на научно-
техническом заделе, созданном еще в предвоенные и, частично,
в военные годы.
Одновременно обобщались результаты теоретических и экспе-
риментальных исследований по изучению особенностей полета
на больших скоростях, проводившихся в периоде 1939 по 1943 гг.,
разрабатывались конкретные рекомендации конструкторам по
аэродинамической компоновке новых скоростных самолетов с ре-
активными двигателями, основывавшиеся на продувках моделей
в аэродинамической трубе больших скоростей, введенной в экс-
плуатацию в 1943 г.
Результаты всех этих планомерных и хорошо организованных
работ не замедлили сказаться. Уже через год после принятия
постановления ГКО на летные испытания вышли эксперимен-
тальные самолеты со смешанными силовыми установками (Ла-7Р,
Як-ЗРД, И-250, Су-5), завершилось проектирование опытных
самолетов с жидкостными реактивными двигателями (И-270,
«4302»), начались работы по легким и тяжелым пушечным истре-
бителям с турбореактивными двигателями.
В марте 1945 г. успешно прошел наземные испытания первый
советский турбореактивный двигатель С-18 с тягой 1030 даН,
созданный под руководством А. М. Люлька. Он стал своего рода
экспериментальным стендом, на котором проводились исследова-
ния по выявлению и решению основных проблемных вопросов,
связанных с расчетом, конструированием и доводкой турбореак-
тивного двигателя. Опыт, полученный при разработке и испыта-
ниях С-18, был использован в проекте значительно более мощного
турбореактивного двигателя ТР-1 с осевым компрессором и рас-
четной взлетной тягой 1500 даН.
В 1946 г. на вооружение советских ВВС поступили первые
реактивные истребители. Быстрое переоснащение советской и
зарубежной истребительной авиации на реактивные самолеты
определило необходимость проведения опытно-конструкторских
работ по внедрению турбореактивных двигателей также и в бом-
бардировочную авиацию, оснащению ими в первую очередь
фронтовых самолетов-бомбардировщиков.
Однако создание полноценного реактивного фронтового бом-
бардировщика, способного заменить устаревшие самолеты с порш-
невыми двигателями, усложнялось вследствие большого удельного
расхода топлива у первых турбореактивных двигателей, почти
в пять раз превышавшего удельный расход топлива, достигнутый
на поршневых двигателях. Существенное увеличение запаса
топлива, его массы и объема требовало проведения расчетных
и экспериментальных исследований по выявлению основных
геометрических и весовых параметров, создания схемы и компо-
72
www.vokb-la.spb.ru
новки реактивного бомбардировщика, которые обеспечили бы
ему достаточную грузоподъемность при заданных скорости и
дальности полета, позволили бы установить на нем мощное оборо-
нительное вооружение и оборудование, G помощью которого
самолет мог бы успешно выполнять поставленные боевые задачи
днем и ночью в условиях противодействия наземных средств
противовоздушной обороны и истребителей противника. С целью
практического решения принципиальных вопросов создания тя-
желого многодвигательного реактивного самолета летом 1946 г.
конструкторским коллективам, возглавлявшимся С. В. Ильюши-
ным и П. О. Сухим, было дано задание на создание эксперимен-
тальных бомбардировщиков с четырьмя турбореактивными дви-
гателями ТР-1, и немногочисленный в то время конструкторский
коллектив С. В. Ильюшина приступил к проектированию первого
в своей практике реактивного самолета с заводским обозначением
Ил-22. Несмотря на новизну и сложность задачи, через год на
летные испытания был предъявлен первый в Советском Союзе
четырехдвигательный реактивный бомбардировщик, имевший ряд
ранее не встречавшихся в практике отечественного и мирового
самолетостроения проектных и конструкторских решений.
В соответствии с заданием самолет Ил-22 с нормальным бом-
бовым грузом 2000 кг должен был иметь дальность полета 1250 км
при крейсерской скорости полета 750 км/ч. В варианте с перегру-
зочной полетной массой дальность полета Ил-22 увеличивалась
до 2000 км. Максимальная скорость самолета была установлена
равной 800 км/ч на высоте 9000 м, а предельное число М = 0,75.
Заданная скорость полета позволяла выполнить самолет Ил-22
по обычной для того времени схеме свободнонесущего средне-
плана с прямым крылом и оперением (рис. 3.1), но с принятием
специальных мер по ослаблению влияния на самолет таких харак-
терных для больших дозвуковых скоростей неблагоприятных
явлений (связанных с проявлением сжимаемости воздуха и воз-
никновением волнового сопротивления), как резкий рост лобового
сопротивления самолета, изменение несущих свойств его крыла,
характеристик продольной статической устойчивости.
Для Ил-22 было спроектировано тонкое, с относительной тол-
щиной 12%, прямое крычо с удельной нагрузкой на площадь
310 ... 350 кг/м2. Поверхность крыла образовывалась симметрич-
ными скоростными профилями с максимальной толщиной, рас-
положенной примерно на 40% хорды. Эти профили имели крити-
ческое число М, несколько превышавшее заданное. В корневой
части крыла был применен малонесущий профиль ЦАГИ 1А-10,
а в его концевой части — высоконесущий профиль ЦАГИ 1В-10.
Ослабляя неблагоприятные явления, связанные с появлением
волнового кризиса, такая аэродинамическая компоновка крыла
способствовала также улучшению поперечной устойчивости само-
лета в полете на больших углах атаки из-за отсутствия концевых
срывов.
73
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 3.1. Схема самолета Ил-22
Во время летных испытаний первых советских реактивных
истребителей выявилась склонность некоторых самолетов к «ва-
лежке» — самопроизвольному затягиванию самолета в крен в по-
лете на больших высотах с большими числами М — из-за малей-
ших производственных отклонений от теоретического контура
профиля крыла; на несколько меньших скоростях такие отклоне-
ния практически не оказывали никакого влияния на пилотажные
характеристики самолета. В связи с этим при проектировании
крыла самолета Ил-22 большое внимание было уделено обеспе-
чению точного производственного выполнения теоретического
контура профиля крыла без резкого повышения трудоемкости
сборочных работ. По предложению С. В. Ильюшина был впервые
разработан, а при создании опытной машины практически осу-
ществлен новый метод изготовления крыла, стабилизатора, киля
и, частично, фюзеляжа, при котором за технологическую базу при
сборке принималась зафиксированная по теоретическому контуру
обшивка агрегата, а не его каркас, как это практиковалось ранее.
Это стало возможным благодаря введению в конструкцию крыла
и оперения технологического разъема в плоскости линии хорд
по нервюрам и лонжеронам. Аналогичный технологический разъем
в плоскости оси симметрии самолета был сделан в носовой и хво-
стовой частях фюзеляжа. Такое конструктивное решение не только
обеспечивало точное соответствие поверхностей агрегатов задан-
ным теоретическим обводам, но и при минимальных весовых
потерях значительно упрощало их изготовление, расширяло фронт
сборочных работ, повышало производительность труда сборщиков
74
й позволило в кратчайшие сроки завершить постройку опытного
самолета.
Особенности полета на больших скоростях определили схему
и аэродинамическую компоновку его оперения. Параметры опере-
ния, выбранные из условия достижения требуемых характеристик
устойчивости и управляемости самолета на различных режимах
полета, должны были обеспечить возникновение волнового кри-
зиса на оперении при больших значениях числа М, чем на крыле.
В связи с этим в горизонтальном и вертикальном оперении само-
лета применялись еще более тонкие по сравнению с крылом скоро-
стные симметричные профили с относительной толщиной 9 ...
10%. Горизонтальное оперение было вынесено из скошенного
крылом потока и установлено на киле вертикального оперения.
При попадании самолета в область нарушения из-за сжимаемости
воздуха характеристик устойчивости и управляемости такая
аэродинамическая компоновка и взаимное расположение киля
и стабилизатора обеспечивали надежную работу оперения и вывод
самолета в нормальный режим полета.
При проектировании Ил-22 не менее сложным, чем разработка
аэродинамической компоновки крыла и оперения, оказалось
решение взаимосвязанных вопросов размещения двигателей, вы-
бора параметров фюзеляжа и схемы шасси.
На немногих построенных в то время многодвигательных
реактивных самолетах двигатели размещали порой самым неожи-
данным образом, но все же чаще всего их устанавливали на крыче
или по одному двигателю в прижатых к нижней поверхности крыла
гондолах двигателей, или «пакетом» (когда два или три двигателя
расположены рядом в одной гондоле, также прижатой к крылу).
Пакетная компоновка двигателей под крылом несколько умень-
шала лобовое сопротивление и сопротивление интерференции
пакета. В связи с этим она получила довольно широкое распро-
странение в 1945—1947 гг. и на многих зарубежных само четах,
например, на немецких многодвигательных реактивных бомбар-
дировщиках Юнкере Ju-287 V-3, Арадо 234 В-2 (1945 г.), а также
на американских реактивных самолетах Норт Америкен В-45
« Горнадо», Конвер В-46 и Мартин-В-48, выпущенных на испыта-
ния в 1947 г. одновременно с Ил-22. Однако пакетное размещение
Двигателей имело и недостатки. Малая надежность реактивных
Двигателей того времени повышала вероятность выхода из строя
сразу нескольких двигателей самолета; опыт эксплуатации пока-
зывал, что при разрушении или пожаре одного из двигателей
пакета из строя выходили и установленные рядом (в одной гон-
доле) двигатели.
После сравнительной оценки ряда вариантов, в том числе
и пакетного размещения двух двигателей в одной гондоле
(рис. 3.2), для самолета Ил-22 была разработана оригинальная,
До этого не встречавшаяся в практике мирового самолетостроения
схема установки четырех реактивных двигателей на коротких
75
vwwv.vokb-la.spb.ru
Рис. 3.2. Варианты размещения реактивных двигателей на крыле;
а — пакетное; б —- на пилонах под крылом
крыльевых пилонах в изолированных гондолах, разнесенных
по размаху крыла и вынесенных далеко вперед относительно его
передней кромки. Двигатели крепились только к пилонам, пере-
дававшим нагрузки от них на конструкцию крыла (рис. 3.3).
Пиленная подвеска двигателей под крылом скоростного само-
лета оказалась аэродинамически более эффективной, чем пакетная.
Кроме того, обеспечивался более удобный подход к двигателю
при его наземном обслуживании, возможность быстрой замены
выработавших свой ресурс двигателей или установки новых,
более совершенных двигателей без сложной переделки конструк-
ции крыла, что было важно для экспериментального самолета
Ил-22, одной из целей создания которого являлись отработка
и совершенствование на нем первых отечественных турбореактив-
ных двигателей. Достоинства пиленной схемы крепления турбо-
Рис. 3.3. Схема пилонной подвески двигателя ТР-1 под крылом самолета Ил-223
гондола; 2 двигатель ТР-1; 3 — передний узел крепления двигателя, 4 — пи-
лон; о — передний лонжерон крыла; 6 — задний узел крепления двигателя
76
Рис. 3.4. Схема поперечного
сечения цилиндрической ча-
сти фюзеляжа самолета
Ил-223
I —• колесо основной опоры
самолета в выпущенном н уб-
ранном положениях; 2 —• бомб •
отсек; S — крыло
реактивных двигателей под крылом со временем стали обще-
признанными, и эту схему стали широко применять также на
многих зарубежных и отечественных самолетах.
Малые размеры гондол двигателей ТР-1 с осевым компрессором
не позволяли разместить в них довольно большие колеса основных
опор самолета, размеры которых выбирали из условия обеспече-
ния базирования самолета на грунтовых аэродромах. Было ре-
шено установить основные опоры на фюзеляже, а для увеличения
колеи шасси, улучшения устойчивости и маневренности самолета
при движении по земле придать поперечному сечению фюзеляжа
форму, близкую к форме горизонтального овала (рис. 3.4). Ось
вращения стоек шасси выполнялась наклонной, благодаря этому
в выпущенном положении шасси имело максимально возможную
ширину колеи. Убираясь вперед по полету, колеса основной
опоры самолета в результате наклона оси вращения стойки сбли-
жались между собой и полностью размещались в верхней части
фюзеляжа перед бомбоотсеком, рассчитанным на максимальный
бомбовый груз массой 3000 кг.
1!
Рис. 3.5. Компоновочная схема самолета;
— рабочее место штурмана-бомбардира; 2 — рабочее место правого и левого пилотов;
— рабочее место стрелка-радиста; 4 — передний топливный бак; 5 — колесо основной
опоры самолета в убранном положении; 6 — средний топливный бак; 7 — верхняя под-
вижная башенная установка ВДБ-5 с двумя пушками Б-20Э; 8 — задний топливный бак;
5 — кабина кормового стрелка; 10 — кормовая пушечная установка Ил-КУ-3 с одной
пУШкой НС-23; 11 — бомбоотсек
77
Выбранная форма поперечного сечения фюзеляжа способство-
вала довольно простому решению ряда других компоновочных
задач. В частности, большая ширина фюзеляжа обеспечивала
свободное размещение экипажа самолета, состоявшего из пяти
человек. Рабочие места двух рядом сидевших пилотов, штурмана-
бомбардира и стрелка-радиста располагались в носовой части
фюзеляжа, а стрелка кормовой пушечной установки — за хво-
стовым оперением самолета. В фюзеляже, в трех мягких топливных
баках был размещен также весь требуемый для полета на заданную
дальность запас топлива (9300 кг), значительно превышавший
запас топлива поршневого бомбардировщика с примерно такой же
дальностью полета (рис. 3.5). Минимальное волновое сопротив-
ление фюзеляжа самолета обусловливалось его аэродинамической
формой, не имевшей обычного, выступавшего в поток, фонаря
кабины пилотов с блистером и башней пушечной установки не-
больших размеров. При обтекании такого фюзеляжа скорость
и давление потока по его длине изменялись значительно меньше,
чем, например, при обтекании крыла.
Резко возросшая скорость полета самолета Ил-22 и необхо-
димость приложения больших усилий для перемещения подвиж-
ного оборонительного оружия на этих скоростях потребовали
применения специальных электрических и гидравлических при-
водных устройств в конструкции оборонительных установок
и нового подхода к разработке схемы размещения оборонитель-
ного вооружения и стрелков на самолете с учетом использования
дистанционных систем управления, обеспечивающих перемещение
оружия вслед за движением прицела.
Для проверки эффективности приводных устройств и систем
дистанционного управления различной конструкции была раз-
работана схема оборонительного вооружения самолета, состо-
ящего из одной неподвижной и трех подвижных пушек.
Для обстрела передней полусферы предназначалась неподвиж-
ная пушка НС-23 с боезапасом 150 снарядов, установленная на
правОхМ борту носовой части фюзеляжа. Огонь из нее вел командир
самолета через кольцевой прицел, установленный в кабине пи-
лотов.
Две спаренные пушки Б-20Э с общим боезапасом 800 снарядов
в верхней подвижной башенной установке обеспечивали круговой
обстрел верхней полусферы, а их наводка на цель осуществлялась
дистанционно с помощью электроуправления стрелком-радистом,
размещавшимся в передней кабине. Вращение башенной установки
и вертикальная наводка пушек на цель осуществлялись с помощью
электродвигателей. Движение башни с оружием было строго
синхронизировано с движением прицела в кабине стрелка, а схема
управления пушечным огнехМ имела специальные микровыключа-
гели, которые размыкали цепь управления огнем при наводке
пушек на части своего самолета и тем самым предотвращали их
прострел. Поправки на упреждение, параллакс, баллистические
78
www.vokb-la.spb.ru
данные вводились в прицел автоматически, и при отражении атаки
воздушного противника стрелок-радист самолета должен был
следить центральным перекрестием прицела своей прицельной
станции за движением цели и в нужный момент открывать огонь.
При дистанционном управлении стал возможным выбор наи-
более оптимального варианта взаимного расположения стрелка
и оружия, при котором стрелок имел бы наилучший обзор, а ору-
жие — максимальные углы обстрела. Размещение стрелка вне
турельной установки позволило существенно уменьшить габариты
колпака (экрана) турели и снизить общее сопротивление само-
лета. Кроме того, дистанционное управление оборонительным
оружием значительно повысило точность стрельбы по воздушной
цели вследствие более жесткого крепления пушек, отсутствия
дрожания прицела при стрельбе и возможности более плавного
его перемещения вслед за целью, а также меньшей утомляемости
стрелка при ведении огня. Вместе с тем при дистанционном управ-
лении стрелок воздействовал на оружие через достаточно сложную
систему, которая частично искажала передаваемые ею сигналы
и поэтому сама по себе являлась источником ошибки. Эта ошибка
могла быть оценена и соответственно учтена, но, естественно,
она была тем меньше, чем проще выполнялась схема дистанцион-
ной системы управления.
Сравнительный анализ различных схем оборонительного во-
оружения самолета показал, что наиболее полно достоинства
дистанционной системы управления оборонительным вооружением
бомбардировщика реализуются при кормовом размещении оружия
и стрелка, в самом конце фюзеляжа, за хвостовым оперением само-
лета. При этом сфера обстрела не затеняется частями собственного
самолета, а сама система получается достаточно простой и на-
дежной. Придавая большое значение созданию высокоэффективной
оборонительной кормовой установки, С. В. Ильюшин принял
решение вести ее разработку непосредственно в ОКБ.
Первоначально, с целью улучшения обтекания хвостовой части
фюзеляжа, кормовая оборонительная установка самолета Ил-22
разрабатывалась с лежачим положением стрелка, но из-за огра-
ниченных углов обзора, особенно вверх и в стороны, от этого
варианта быстро отказались. Была спроектирована кабина, в ко-
торой стрелок располагался сидя и имел хороший обзор всей
задней полусферы (рис. 3.6). Эта схема размещения стрелка и
оружия сохранилась в последующем на всех реактивных самоле-
тах-бомбардировщиках, созданных под руководством С. В. Илью-
шина.
На опытном самолете Ил-22 была установлена кормовая оборо-
нительная установка Ил-КУ-3 с пушкой НС-23 и боезапасом
225 снарядов, которая имела углы обстрела по 70° вправо и влево,
35° вверх и 30 вниз. Управление установкой — дистанционное
с помощью гидропомпы с двигателем мощностью 1,7 кВт и двух
гидроагрегатов. Один гидроагрегат обеспечивал горизонтальное,
79
Рис. 3.6. Варианты компоновки кормовой кабины самолета^
а — первоначальный; б — окончательный
а другой — вертикальное перемещение оружия. Управляя работой
гидроагрегатов, стрелок быстро наводил оружие на воздушную
цель. Для удобства прицеливания сиденье стрелка могло под-
ниматься и опускаться с помощью специального электродвигателя.
Разработка чертежей и постройка опытного самолета Ил-22
шли очень быстрыми темпами, и 24 июля 1947 г. летчики-испыта-
тели В. К- Коккинаки и К. К. Коккинаки выполнили на нем пер-
вый полет. Рассчитанный на установку двигателей ТР-1 с взлет-
ной тягой по 1500 ... 1600 даН, самолет должен был иметь нор-
мальную взлетную массу 24 000 кг. Однако двигатели ТР-1 раз-
вивали значительно меньшую взлетную тягу (равную 1300 даН),
и в связи с этим заводские летные испытания Ил-22 проводились
с пониженной взлетной массой, не превышавшей 20 000 кг. Велик
оказался и удельный расход топлива двигателями ТР-1 (1,27 ...
1,35 кг топлива на килограмм тяги в час). Недостаточная тяго-
вооруженность Ил-22 и высокий удельный расход топлива отра-
зились на летно-технических характеристиках самолета и опре-
делили его продолжительный по времени разбег при взлете,
относительно небольшую дальность полета (865 км) и максималь-
ную скорость 718 км/ч на высоте 7000 м. Эти летные данные соот-
ветствовали расчетным характеристикам Ил-22, пересчитанным
на уменьшенную тягу и увеличенный расход топлива силовой
установкой.
Летная оценка пилотажных качеств самолета испытателями
была высокой. Они отметили, что благодаря хорошей амортизации
самолет мягко и спокойно рулит при двух или четырех работа-
ющих двигателях, при этом маневренность на рулеже отличная.
Взлет был прост, но продолжителен по времени из-за значитель-
80
vwwv.vokb-la.spb.ru
ного недобора мощности двигателей по сравнению 6 запроектиро-
ванной. В горизонтальном полете самолет вел себя нормально.
Сбалансированный, он шел по прямой с брошенным управлением.
Полет не утомлял летчиков.
При внезапном отказе одного из двигателей, особенно край-
него, происходил резкий разворот в сторону отказавшего двига-
теля, но после этого с почти незаметным по нагрузке придержи-
ванием педали ногой самолет продолжал нормальный полет,
у Нагрузки были так малы, что триммер не использовался. Полет
с остановленными крайними двигателями оказался прост, осо-
бенностей не имел.
Самолет требовал нормального подвода к земле. Переведенный
из угла планирования в горизонтальное положение, он благодаря
низкому шасси мягко садился на аэродинамическую подушку
и тем самым значительно упрощал посадку. Пробег самолета был
нормальным, без рыскания.
В августе 1947 г. самолет Ил-22 был продемонстрирован на
воздушном параде в Тушине и до конца сентября совершал испы-
тательные полеты, связанные, главным образом, с оценкой работы
его силовой установки, летных и пилотажных качеств.
После замены выработавших свой ресурс первых двигателей
ТР-1 и внесения небольших изменений в конструкцию системы
управления самолетом начался второй этап летных испытаний
Ил-22, продолжавшийся до конца февраля 1948 г.
На этом этапе оценивались эксплуатационные качества реак-
тивных двигателей в условиях низких температур, проводилось
сравнение работы различных типов приводных устройств системы
дистанционного управ пения оборонительным вооружением само-
лета, выявлялись их достоинства и недостатки. По мнению испы-
тателей, обе системы дистанционного управления с электрическим
и гидравлическим приводами соответствовали предъявляемым
к ним требованиям. Они отмечали, что электродистанционное
управление верхней подвижной башенной установки легкое.
При резком перемещении прицела на большие углы в горизон-
тальной и вертикальной плоскостях инерционные забросы башни
были незначительны. Гидравлическое дистанционное управление
Кормовой башней осуществлялось при небольших усилиях
стрелка. Управление было очень чувствительно, и для быстрого
прицеливания требовались достаточные навыки. Подчеркивалась
более высокая эксплуатационная надежность гидравлической
системы дистанционного управления кормовой башней.
На втором этапе заводских испытаний производились также
взлеты самолета Ил-22 с применением двух стартовых твердо-
топливных ракет СР-2, каждая из которых имела расчетную тягу
1500 даН. Стартовые ракеты подвешивались симметрично на пра-
вом и левом бортах фюзеляжа. 7 февраля 1948 г. летчик-испыта-
тель В. К. Коккинаки выполнил первый взлет на самолете Ил-22
с работающими стартовыми ракетами. Такой взлет тяжелого
81
реактивного самолета выполнялся в СССР впервые. Испытания
со стартовыми ускорителями, проводившиеся при различной
взлетной массе самолета, показали, что применение стартовых
ракет значительно улучшило взлетные характеристики самолета.
С ними длина разбега Ил-22 сократилась на 38%, а взлетная
дистанция уменьшилась на 28%. Испытатели подчеркивали, что
эксплуатация самолета со стартовыми ракетами проста, нетрудо-
емка и, при соблюдении инструкции, опасности не представляет.
Они рекомендовали применение стартовых ракет и на других
тяжелых реактивных самолетах.
Однако и на втором этапе заводских испытаний тягу двигателей
ТР-1 не удалось довести до запроектированной величины, и
в связи с этим было признано нецелесообразньгм передавать само-
лет Ил-22 на государственные испытания. Работы по Ил-22 были
прекращены, а самолет был выставлен в демонстрационном зале
Бюро новой техники, где с ним ознакомились ведущие специалисты
конструкторских бюро советской авиационной промышленности.
Опыт проектирования, постройки и испытаний самолета Ил-22
был широко использован конструкторским бюро С. В Ильюшина
при создании следующих типов реактивных самолетов, и прежде
всего в работе над этапным самолетом в развитии советских ВВС —
фронтовым бомбардировщиком Ил-28.
4. БОМБАРДИРОВЩИК Ил-28
И ЕГО МОДИФИКАЦИИ
После завершения проектирования самолета
Ил-22 с двигателями ТР-1 С. В. Ильюшин по своей инициативе
продолжал вести проектные исследования схемы и параметров
фронтового (армейского) бомбардировщика с максимальной ско-
ростью 900 км/ч и дальностью полета около 2000 км.
Первоначально в этих исследованиях практически полностью
сохранялись аэродинамические, компоновочные и конструктивные
особенности самолета Ил-22 и его основные геометрические раз-
меры, но с установкой новых, более мощных двигателей, усиле-
нием оборонительного вооружения соответственно изменялись
весовые и летно-технические характеристики рассматриваемых
вариантов.
Весной 1947 г. был разработан проект реактивного бомбарди-
ровщика Ил-24, выполненного по схеме самолета Ил-22, но с двумя
турбореактивными двигателями ТКРД-1, созданными в ОКБ
А. А. Микулина, которые имели осевой компрессор и взлетную
тягу по 3300 даН. Появление летом 1947 г. надежных, доведенных
до серийного производства двигателей РД-45 с центробежным
компрессором и взлетной тягой по 2270 даН определило примене-
ние на самолете Ил-24 четырех таких двигателей. Однако расчет-
ная оценка показала, что самолет Ил-24 обоих вариантов полу-
82
www .vokb-la.spb.ru
чается очень тяжелым, например, взлетная масса самолета с че-
тырьмя двигателями РД-45 возросла до 28 000 кг, и самолет мог
эксплуатироваться только с бетонированных взлетно-посадочных
полос, число которых в то время было сравнительно невелико.
Нужно было найти новое проектное решение. В конце 1947 г.
был создан проект фронтового реактивного бомбардировщика
Ил-28, который по своим тактико-техническим данным и боевой
эффективности был значительно лучше самолета Ич-22 и проект-
ных данных самолета Ил-24 при существенно меньших геометри-
ческих размерах и силовой установке, состоящей только из двух
турбореактивных двигателей типа РД-45.
Это стало возможным благодаря изменениям в составе эки-
пажа, схеме оборонительного вооружения, в размещении основных
опор самолета и установке двигателей, которые были внесены
в проект нового фронтового бомбардировщика.
В отличие от Ил-22 проектирование самолета Ил-28 велось
поднормальный бомбовый груз 1000 кг (при сохранении такого же,
как и на Ил-22, максимального бомбового груза 3000 кг), а состав
летного экипажа уменьшили до трех человек — пилота, штурмана
и кормового стрелка-радиста. Принимая решение отказаться от
второго пилота и воздушного стрелка, проектировщики руковод-
ствовались следующим.
Прежде всего учитываюсь относительно небольшая продол-
жительность полета фронтового бомбардировщика, которая при
крейсерской скорости 650 ... 750 км/ч была равна в среднем
2,0 ... 2,5 ч и не превышала 4 ч. Работу летчика самолета Ил-28
в крейсерском полете предполагалось дополнительно облегчить
установкой автопилота.
Кроме того, опыт летных испытаний самолета Ил-22 показал,
что принятая компоновка верхней дистанционной башни имеет
значительные недостатки, связанные с наличием «мертвых» зон
обстрела из-за попадания в сферу пушечного огня частей самолета.
Разнесенное расположение стрелка и оружия еще больше уси-
лило этот недостаток и привело к появлению дополнительных
«мертвых» зон, так как линия прицеливания стрелка могла за-
теняться агрегатами самолета (крылом или фюзеляжем) в то
время, когда оружие находилось в зоне, из которой могло вести
огонь по цели, не наблюдаемой стрелком. Сравнительный анализ
различных вариантов оборонительного вооружения бомбардиров-
щика показал, что одна кормовая пушечная установка при уве-
личении скорости ее перемещения, а также расширении сферы
обстрела вверх и вниз может в сочетании с соответствующим
Маневром самолета эффективно отражать атаки истребителей
с большинства наиболее вероятных направлений со стороны
верхней и нижней частей задней полусферы, обеспечивая надеж-
ную защиту своего самолета. Наличие только одной оборонитель-
ной кормовой установки способствовало также снижению массы
самолета и улучшению аэродинамических качеств.
83
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 4.1. Схема кормовой оборонительной установки Ил-К6 самолета Ил-28?
1 — две подвижные пушки НР-23; 2 — прицельная станция; 3 —• агрегат качающихся
помп; 4 — патронные ящики
Однако создание кормовой оборонительной установки, пол-
ностью отвечающей предъявляемым к ней требованиям и облада-
ющей малой массой, являлось технически очень сложной задачей.
Спроектированная на основе кормовой установки самолета Ил-22
башня с двумя пушками НС-23 не обладала достаточной манев-
ренностью, и только после разработки совершенно новых схем
приводного устройства и системы дистанционного управления
удалось создать двухпушечную кормовую установку Ил-Кб с вы-
сокими боевыми характеристиками (рис. 4.1).
Кормовая установка Ил-Кб стала первой в Советском Союзе
электрогидравлической дистанционной установкой под две пушки
НР-23 с боезапасом по 225 снарядов на ствол. Эта установка имела
углы обстрела по горизонтали ±70° вправо и влево и по вер-
тикали 40° вниз и 60° вверх. На нормальном режиме работы
привода оружие перемещалось со скоростью 15 ... 17 градус/с,
а на форсированном режиме работы — со скоростью до 36 гра-
дус/с. Мощность привода Ил-К6 обеспечивала ее эффективное
использование при скорости полета более 1000 км/ч.
Основой приводного устройства башни Ил-К6 являлся ориги-
нальный гидравлический агрегат качающихся помп с двумя
электродвигателями мощностью 5 кВт. Угол наклона помп опре-
84
Гделял их производительность (скорость перекачки гидрожидко-
сти) и, как следствие, скорость перемещения оружия в горизон-
тальной и вертикальной плоскостях. При нейтральном положении
помпы башня оставалась неподвижной. Применение таких кача-
ющихся помп с переменным расходом жидкости позволило полу-
чить простую, безотказную и безопасную гидравлическую си-
стему без золотников, аккумуляторов и других ненадежных
элементов гидравлических систем.
Управление гидравлическим приводом башни Ил-К6 было
электрическим и осуществлялось дистанционно с помощью следя-
щей потенциометрической системы, обладающей высокой степенью
точности и надежности в работе.
Наводка установки Ил-Кб на цель осуществлялась g помощью
стрелкового прицела, автоматически учитывавшего угловые по-
правки на относительное перемещение цели, на отставание снаряда
и понижение траектории в зависимости от дальности, углов пово-
рота оружия, скорости и высоты полета. Прицел был связан
с оружием независимой обратной связью, сводившей к минимуму
рассогласование между оружием и прицелом. Благодаря этому
рассогласование, например, по горизонтальной наводке на башне
Ил-К6 было в три раза меньшим, чем допускалось в то время
техническими требованиями.
Отличавшаяся большой эффективностью башня Ил-К6 имела
сравнительно небольшую массу (340 кг). Обеспечивая значитель-
ные углы обстрела по горизонтали и вертикали, она имела макси-
мальный внешний момент 1,7 кН-м. Кормовая оборонительная
установка американского стратегического бомбардировщика Б-29
обеспечивала значительно меньшие углы обстрела — по гори-
зонтали по 30° вправо и влево, а по вертикали по 30° вверх и вниз.
Ее максимальный внешний момент был равен 0,5 кН-м, а
масса—390 кг.
Защита передней полусферы самолета Ил-28 должна была
осуществляться двумя неподвижными пушками НР-23 с общим
боезапасом в 200 снарядов. Пушки были установлены в носовой
части фюзеляжа по правому и левому бортам на быстроразъемных
креплениях. Для того чтобы снять или поставить пушку, доста-
точно было разъединить штепсельный разъем электрического
управления стрельбой и повернуть рукоятку переднего крепления
пушки. Стрельбу из носовых пушек вел командир самолета.
Возможность использования для эффективной защиты бомбар-
дировщика только одной подвижной оборонительной установки
и сокращение числа членов летного экипажа самолета Ил-28
До трех человек позволили сделать фюзеляж почти на 3,5 м короче
фюзеляжа Ил-22 и соответственно уменьшить его массу. Умень-
шению массы и аэродинамического сопротивления фюзеляжа
Ил-28 способствовал и выбор круглой формы поперечного сечения
Lero цилиндрической части, обеспечивший уменьшение площади
миделя фюзеляжа и площади его омываемой поверхности.
85
Рис. 4.2. Схема самолета Ил-28
Схема самолета Ил-28 сохраняла много общего со схемой
самолета Ил-22, но имела и ряд отличий, связанных как с большей
максимальной скоростью полета, так и с условиями эксплуатации
нового бомбардировщика, рассчитанного на использование, глав-
ным образом, с прифронтовых аэродромов (рис. 4.2).
Установленное па фюзеляже по высокопланной схеме прямое
крыло самолета Ил-28 имело новую аэродинамическую компо-
новку из скоростных профилей СР-5с, которые при сохранении
относительной толщины (12%) обеспечивали самолету достижение
максимальной скорости полета, ограниченной числом М = 0,82
на высоте 7000—8000 м, без существенного нарушения характе-
ристик устойчивости и управляемости, связанного с проявлением
эффекта сжимаемости воздуха на больших скоростях. Снабженное
простым однощелевым закрылком, это крыло позволяло самолету
иметь и хорошие взлетно-посадочные характеристики.
Большая скорость полета определяла и схему оперения само-
лета. Для обеспечения требуемых характеристик устойчивости
и управляемости во всем диапазоне скоростей полета было решено
установить на самолете стреловидное оперение с симметричными
профилями, с несколько большей, чем на Ил-22, относительной
толщиной. Стреловидность вертикального оперения была выбрана
равной 41 по линии четвертей хорд, а горизонтального — 30°.
Применение на самолете Ил-28 стреловидного оперения позволило
отодвинуть на большие (превышающие максимально допустимые
для самолета) числа М неприятные явления, связанные с проявле-
нием эффекта сжимаемости воздуха. Благодаря стреловидности
увеличилось и плечо оперения, расстояние между центром масс
самолета и центром приложения равнодействующей аэродинами-
86
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 4.3. Схема технологических разъемов крыла самолета Ил-285
/ — продольный технологический по линии хорд; 2 — по носку крыла; 3 — для сборки
нижней панели силового кессона крыла
ческих сил на оперении, что позволило несколько уменьшить
площадь и массу стреловидного оперения.
Как и на Ил-22, основной конструктивной особенностью крыла
и оперения самолета Ил-28 являлся технологический разъем по
линии хорд, вдоль всего размаха агрегата (рис. 4.3). При этом
каждая половина агрегата разделялась на ряд панелей, включав-
ших в себя все элементы конструкции продольного и поперечного
набора — стрингеры и нервюры, что давало возможность значи-
тельно расширить фронт работ, улучшить условия труда рабочих
и позволяло заменить в серийном производстве ручную много-
ударную и звукорезонирующую клепку на высокопроизводитель-
ную и высококачественную станочную прессовую клепку.
С учетом особенностей нового технологического метода была
спроектирована и конструкция фюзеляжа самолета Ил-28, кото-
рая впервые в практике отечественного самолетостроения обеспе-
чивала открытые подходы ко всем элементам конструкции фюзе-
ляжа и позволяла быстро и с высокой производительностью
монтировать различные оборудование и системы. Это достигалось
введением продольного технологического разъема практически
по всей длине фюзеляжа, который делил фюзеляж самолета на
два полуцилиндра с хорошими подходами ко всем внутренним
элементам его конструкции и позволял механизировать все кле-
пально-сборочные работы. Продольный технологический разъем
фюзеляжа дополнялся тремя поперечными разъемами, что обеспе-
чивало простоту монтажа многочисленных агрегатов оборудования
и их проводки непосредственно в отдельных отсеках фюзеляжа,
становившихся малодоступными после окончания сборки фюзе-
ляжа. Кроме того, фюзеляж самолета на правом и левом борту
имел бортовые каналы, закрывавшиеся снаружи. В каналах
размещались все гидровоздушные трубопроводы и электропро-
водка. Упрощая и облегчая укладку и монтаж проводки, эти ка-
налы позволяли быстро и качественно контролировать состояние
проводки в эксплуатации, легко заменять вышедшие из строя
элементы, что сокращало время подготовки самолета к вылету
и, в конечном счете, повышало его боевую эффективность.
Благодаря внедрению нового технологического метода вполне
окупилось относительно небольшое (около 4%) увеличение массы
Конструкции планера из-за наличия технологических стыков;
повысилось качество изготовления внешних поверхностей само-
87
Рис. 4.4. Компоновочная схема гондолы двигателя?
1 — двигатель В К-1; 2 — колесо основной опоры самолета в убранном положении; 3 —<•
выхлопная труба двигателя ВК-1
2
лета, что в сочетании с хорошими жесткостными характеристи-
ками крыла практически полностью устраняло возможность
появления «валежки», снизилась трудоемкость изготовления пла-
нера серийного самолета на 25 ... 30% и па 30 ... 40% — внутрен-
него монтажа.
Определившиеся в процессе проектирования основные гео-
метрические размеры и весовые параметры самолета позволили
установить на нем два турбореактивных двигателя «Нин» с цен-
тробежным компрессором. Существенным недостатком двигателей
«Нин» был их большой мидель. Это обстоятельство, а также
стремление проектировщиков максимально удалить воздухозабор-
ники двигателей от поверхности земли для предотвращения за-
сасывания ими посторонних предметов с грунтовых взлетно-
посадочных полос привело к отказу от пиленного размещения
двигателей и к установке их в гондолах, плотно прижатых к ниж-
ней поверхности крыла (рис. 4.4). Для получения необходимой
центровки самолета двигатели компоновались в передних частях
гондол. Большой диаметр центробежного компрессора двигателя
и сравнительно малый диаметр выхлопного сопла позволили
обеспечить уборку колес основных опор самолета в гондолы
двигателей и расстояние между опорами самолета, достаточное
для устойчивого его движения по неровным грунтовым взлетно-
посадочным полосам прифронтовых аэродромов. Крепившиеся
к силовому шпангоуту гондол
двигателей основные опоры са-
молета с помощью простейшего
механизма (рис.’ 4.5) поворачи-
вались на 90°, и связанные с
ними колеса укладывались пла-
шмя в пространство позади цен-
Рис. 4.5. Схема основной опоры само-
лета Ил-281
/ — траверса опоры; 2 — тяга, заставляю-
щая стойку шасси поворачиваться в тра-
версе на 90° при подъеме и выпуске шасси;
3 — тяга к силовому цилиндру подъема
и выпуска шасси
88
vwwv.vokb-la .spb .ru
тробежного компрессора двигателя под его выхлопной трубой.
Опыт Великой Отечественной войны особенно наглядно пока-
зал важность оснащения фронтовых бомбардировщиков противо-
обледенительными системами. Необходимость установки такой
системы на скоростном реактивном самолете обусловливалась
еще и тем, что обледенение передних кромок их тонких крыльев,
стабилизатора и киля оказалось более опасным, чем обледенение
толстых крыльев менее скоростных самолетов из-за особенностей
отложения льда на утоненных передних кромках.
Работая над поршневыми бомбардировщиками и пассажир-
скими самолетами, коллектив ОКБ накопил большой опыт по
разработке и эксплуатации воздушно-тепловых противообледе-
нительных систем, и этот опыт был использован при проектиро-
вании противообледенительной системы для фронтового бомбар-
дировщика Ил-28. Установка на самолете турбореактивных дви-
гателей значительно упростила задачу получения большого коли-
чества горячего воздуха и позволила быстро создать наиболее
эффективную в то время воздушно-тепловую противообледени-
тельную систему, не имевшую выступающих в поток частей и
отличавшуюся высокой надежностью в работе, малой массой
и простотой в эксплуатации.
В системе использовался сжатый горячий воздух, отбираемый
от компрессора турбореактивного двигателя, направлявшийся
в воздушные каналы, расположенные по всей длине передних
кромок крыла, стабилизатора и киля. Проходя по каналам, воздух
обогревал передние кромки агрегатов, предохраняя их от обле-
денения. Отработанный воздух выходил в атмосферу через отвер-
стия, сделанные в концевых обтекателях крыла, стабилизатора
и киля. Работа системы была автоматизирована. При подходе
к зоне обледенения летчик должен был включить подачу воздуха,
а затем только контролировать работу системы по приборам.
Масса всей противообледенительной системы 70 кг; последующая
эксплуатация самолета показала, что в самых разнообразных
условиях она обеспечивала надежную защиту самолета от любого
вида обледенения. Включенная противообледенительная система
практически не оказывала влияния на летно-тактические и боевые
качества самолета. Зашита самолета от обледенения обеспечива-
лась и при полете с одним отказавшим двигателем.
Разработанная для самолета Ил-28 воздушно-тепловая автома-
тизированная противообледенительная система стала первой в Со-
ветском Союзе системой такого типа. Она резко повысила боевую
эффективность фронтового бомбардировщика и безопасность его
полетов в сложных метеорологических условиях.
Эффективность боевого использования бомбардировщика Ил-28
в сложных метеорологических условиях и ночью должна была
обеспечиваться также установкой на нем комплекса аэронавига-
ционного и радиосвязного оборудования, а также радиовысото-
меров, радиоустройств слепой посадки и панорамного радиолока-
89
тора, с помощью которого экипаж самолета мог осуществлять
ориентировку, поиск, опознавание и поражение наземных целей
при отсутствии видимости земли.
Бомбоотсек самолета располагался в средней части фюзеляжа
под крылом и оборудовался четырьмя кассетными и одним балоч-
ным бомбодержателями. На кассетные держатели могли под-
вешиваться бомбы массой от 50 до 500 кг, а на балочный. — от
1000 до 3000 кг.
Сбросом бомб управлял штурман с помощью оптического бом-
бардировочного прицела ОПБ-5с, который позволял производить
автоматическое прицеливание при бомбометании с горизонталь-
ного полета по подвижным и неподвижным целям. С помощью
прицела производилось вычисление и отсчет углов прицеливания,
наклона плоскости визирования, а в нужный момент автомати-
чески включалась цепь электросбрасывателя на сброс бомб.
Для того чтобы исключить влияние колебаний самолета на точ-
ность бомбометания, оптическая система прицела стабилизирова-
лась в пространстве с помошью гироскопа. Прицел имел связь
с автопилотом и позволял штурману при прицеливании управлять
маневром самолета по курсу без участия пилота.
Экипаж самолета размещался в двух герметизированных каби-
нах, облегчавших его работу на большой высоте (рис. 4.6). На
малых высотах воздух в кабины нагнетался непосредственно
скоростным напором, а с высоты 1700 м кабины экипажа изолиро-
вались от атмосферы, и воздух в них поступал через фильтры от
компрессоров двигателей. Система нагнетания воздуха в гермо-
кабины экипажа объединялась в единый комплекс с системами
вентиляции и отопления. Большая скорость полета потребовала
принять специальные меры по обеспечению аварийного покидания
самолета экипажем. В кабинах летчика и штурмана были уста-
новлены катапультируемые вверх сиденья, сблокированные с ава-
рийным сбросом соответственно крышки фонаря кабины пилота
и люка кабины штурмана. Стрелок-радист мог покинуть самолет
через нижний входной люк, крышка которого, откинутая вниз,
защищала стрелка от действия воздушного потока в момент его
отделения от самолета.
Разработанный эскизный проект самолета Ил-28 был утвержден
С. В. Ильюшиным 12 января 1948 г. К этому времени официальное
задание на создание фронтового реактивного бомбардировщик3
было выдано коллективу другого конструкторского бюро. Глубоко
убежденный в преимуществах технических решений, заложенных
в проекте самолета Ил-28, учитывая напряженную международную
обстановку того времени и острую потребность советских ВВЬ
во фронтовом бомбардировщике, отвечающем новым требованиям,
С. В. Ильюшин принял ответственное решение продолжать работу
по выпуску рабочих чертежей и постройке опытного самолет
Ил-28 в инициативном порядке. Только в июне 1948 г., незадолг^
до выкатки первой опытной машины на аэродром, создание само
90
www.vokb-la.spb.ru
Рнс. 4.6. Компоновочная схема самолета Ил-28:
I, 2, 4 — рабочие места штурмана, пилота и стрелка-радиста соответ-
ственно; <? — топливные баки; 5 — бомбоотсек 6 —двигатель В К-1
лета Ил-28 было официально включено в план опытного стро-
ительства.
8 июля 1948 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки выполнил
на опытном самолете Ил-28 первый полет. Его летная оценка само-
лета была высокой: взлет прост, поведение самолета при наборе
высоты нормальное, управлять самолетом легко.
В горизонтальном полете самолет был статически устойчив
при всех эксплуатационных режимах полета как с «зажатым»,
так и со свободным управлением. Благодаря положительной про-
дольной и путевой устойчивости самолета горизонтальный полет
выполнялся просто. Сбалансированная машина шла с брошенным
управлением. При малых скоростях полета поведение самолета
было нормальным, тенденции к срывам и сваливанию отсутство-
вали. Самолет можно было считать безопасным в отношении сры-
вов в штопор, он был способен продолжать режим горизонталь-
ного полета при отказе одного двигателя. При этом заворачива-
ющий момент полностью парировался рулем направления без
особых нагрузок на ногу пилота.
Обладая хорошими взлетными качествами, самолет мог рабо-
тать на существовавших стационарных и полевых аэродромах.
При нормальной полетной массе 17 220 кг разбег самолета с двумя
твердотопливными ускорителями ПСР-1500 с тягой по 1500 даН
составлял всего лишь 560 м. Самолет хорошо садился на грунт.
В процессе проведения заводских летных испытаний с двига-
телями «Нин» самолет достиг максимальной скорости 833 км/ч
на высоте 5000 м; на высоте 7000 ... 8000 м число М = 0,79.
Испытатели отмечали, что поведение самолета при этом остава-
лось нормальным. Для получения более высоких скоростей
полета в ОКБ развернулись работы по аэродинамическому совер-
шенствованию самолета, а также по установке на нем более мощ-
ных двигателей.
30 декабря 1948 г. начались испытания самолета с двигателями
РД-45Ф. Одновременно с целью увеличения ресурса покрышек
колес шасси, которые при базировании самолета на бетонирован-
ных взлетно-посадочных полосах выдерживали всего лишь около
десяти посадок, проводились испытания покрышек колес из раз-
личных синтетических материалов, причем наилучшие эксплуата-
ционные характеристики показали перлоновые покрышки, поз-
волившие более чем в десять раз увеличить число посадок по
сравнению с обычными резиновыми покрышками. После успешного
завершения заводских летных испытаний самолет Ил-28 с дви-
гателями РД-45Ф был передан на государственные испытания,
проходившие в феврале — апреле 1949 г. В мае результаты
государственных испытаний этого самолета, как и созданного
под руководством А. Н. Туполева реактивного фронтового бомбар-
дировщика Ту-14, рассматривались на специальном заседании
у И. В. Сталина. Как вспоминал С. В. Ильюшин, Сталин де-
тально рассмотрел представленные данные, выслушал мнение
92
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 4.7. Гондолы двигателей самолета Ил-285
а — РД-45Ф с выпуклым внешним контуром; б — В К-1 о поджатым внешним контуром
на участке крыла
военных и решил принять на вооружение бомбардировщик Ил-28
[31]. Массовое производство самолета Ил-28 началось сразу
на трех крупнейших советских авиационных заводах. Для по-
вышения скоростных характеристик серийных самолетов кон-
структорскому бюро С. В. Ильюшина было предложено в кратчай-
шие сроки провести модификацию Ил-28, установив на нем новые,
более мощные и экономичные двигатели ВК-1 с взлетной тягой
по 2700 даН.
Двигатели ВК-1 устанавливали в новые гондолы, форма кото-
рых была определена на основе многочисленных эксперименталь-
ных исследований, проведенных в аэродинамических трубах
ЦАГИ. По сравнению со старыми гондолами, имевшими плавный
выпуклый внешний теоретический контур, новые гондолы отли-
чались сильно выраженной «талией» — поджатием их внешнего
контура в месте сопряжения гондолы с крылом, причем макси-
мальное поджатие гондола имела на участке максимальной тол-
щины профиля крыла (рис. 4.7). Экспериментальные исследования
показывали, что такая форма гондолы способствовала значитель-
ному снижению интерференционного сопротивления между гон-
долой и крылом, особенно на больших околозвуковых скоростях
полета, и, в конечном счете, позволяла улучшить скоростные
характеристики самолета Ил-28. Несколько позже, в начале
1950-х гг., эффект положительного влияния поджатия гондолы
или фюзеляжа в месте установки крыла для снижения их интер-
ференционного и волнового сопротивления на больших около-
звуковых скоростях был отмечен также и в США аэродинамиком
Р. Уиткомбом, который на основе своих исследований сформули-
ровал «правило площадей», основные положения которого были
впервые применены в США только в 1954 г. при создании истре-
бителя Конвэр F-102 «Дельта Дэггер» [25].
Кроме установки новых двигателей на самолете Ил-28 были
внедрены и другие небольшие конструктивные изменения, необ-
ходимость которых выявилась в результате заводских и государ-
ственных летных испытаний.
Для улучшения условий работы панорамного радиолокатора —
прибора слепого бомбометания и навигации — его перенесли из
93
Рис. 4.8. Варианты самолета Ил-28;
а — первый опытный самолет Ил-28; б самолет-разведчик Ил-28Р; е •— самолет,
торпедоносец Ил-28Т; г — учебно-тренировочный Ил 28У
хвостовой части фюзеляжа в носовую и установили в аэродинами-
чески более совершенном обтекателе на нижней части фюзеляжа,
за отсеком передней стойки шасси (рис. 4.8).
Увеличением степени аэродинамической компенсации руля
направления были снижены нагрузки на педали и облегчено
путевое управление самолетом. Небольшие изменения были вне-
сены также в гидросистему и систему управления шасси. Бое-
живучесть самолета была повышена установкой системы запол-
нения топливных баков, располагавшихся в фюзеляже, нейтраль-
ным газом. В соответствии с требованиями серийного производства
были внесены мелкие изменения в конструкцию планера само-
лета, в частности упрощена конструкция фонаря кабины штурмана
и крышки фонаря кабины пилота.
Модифицированный самолет Ил-28 с двигателями ВК-1 совер-
шил свой первый полет 8 августа 1949 г. Испытания показали,
что самолет Ил-28 с новыми двигателями при нормальной полетной
массе 18 400 кг имеет максимальную скорость 906 км/ч из высоте
4000 м. Летчики отмечали, что самолет устойчив во всем диапазоне
исследованных скоростей. Нагрузки на штурвал, возникающие
в полете, легко снимались с помощью триммеров, изменение сте-
пени компенсации руля направления облегчило путевое управ-
ление. При максимально допустимых скоростях полета, соответ-
ствующих числу М = 0,794 на высоте 11 000 м, самолет вел себя
нормально, тряски и вибраций не наблюдалось. Однако уже при
скорости, соответствовавшей числу М = 0,78, отмечалось уве-
личение давления на штурвале, которое постепенно усиливалось
при дальнейшем увеличении скорости, а затем, при неизменном
положении триммера руля высоты, нагрузки на штурвал изменя-
лись на обратные, с давящих на тянущие, и самолет стремился
плавно перейти в пикирование. С отклоненным триммером самолет
достигал значений М =0,81 ...0,82, но на этой скорости уже
возникала вибрация оперения и тряска всего самолета, пред-
упреждавшие летчика о приближении опасного режима полета.
Наибольшая дальность полета самолета с нормальным бомбо-
вым грузом 1000 кг при взлетной массе 21 000 кг достигала 2455 км.
94
www.vokb-laspb.ru
Такие летно-технические данные самолета по всему комплексу
показателей значительно превосходили соответствующие данные
поршневого фронтового бомбардировщика Ту-2, состоявшего в то
время на вооружении ВВС, и они были высокими для реактивного
самолета с прямым, относительно толстым крылом. В сочетании
с эффективным оборонительным вооружением эти летно-техни-
ческие данные и определили во многом долгую службу самолетов
Ил-28 в ВВС Советского Союза. Контрольные государственные
испытания модифицированного самолета Ил-28 с двигателями
ВК-1, проходившие в августе — сентябре 1949 г., подтвердили
его высокие летно-технические данные, легкость и простоту
освоения в эксплуатации летным и техническим составом. Однако
для быстрого массового переучивания строевых летчиков, пере
ходивших с поршневого бомбардировщика на реактивный самолет,
требовалось иметь учебно-тренировочный вариант реактивного
бомбардировщика, и конструкторскому коллективу С. В. Илью-
шина было поручено в кратчайшие сроки создать такой самолет.
Менее чем через месяц после выдачи задания, 14 октября 1949 г.,
С. В. Ильюшин утвердил эскизный проект учебно-тренировочного
самолета Ил-28 У с двумя турбореактивными двигателями ВК-1.
Учебно-тренировочный самолет Ил-28У отличался от боевого
самолета Ил-28 носовой частью фюзеляжа (см. рис. 4.8, г), в кото-
рой взамен кабины штурмана была размещена кабина летчика-
инструктора, оснащенная оборудованием, рассчитанным на само-
стоятельное управление самолетом на земле и в воздухе, а также
на осуществление полного контроля за действиями ученика.
Кабина ученика являлась копией кабины летчика боевого само-
лета Ил-28, за исключением незначительных изменений в компо-
новке приборной доски, в которой был создан вырез для зритель-
ной связи инструктора и ученика. Все управление самолетом
Ил-28У, его агрегатами и системами сделали дублированным,
и по желанию инструктора, имевшего в своем распоряжении
рычаги и тумблеры переключения, оно могло осуществляться
как из передней, так и из основной кабин. Самолет Ил-28У не
имел вооружения: передние и кормовые пушки, бомбодержатели,
прицелы, командные пульты и другое обслуживающее воору-
жение самолета оборудование были сняты. Однако в случае необ-
ходимости на самолете Ил-28У могли проходить обучение и кор-
мовые стрелки-радисты, для чего кормовая кабина оснащалась
соответствующим оборудованием.
18 марта 1950 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки впервые
поднял самолет Ил-28У в воздух. Испытательные полеты пока-
зали, что летно-технические данные самолета Ил-28У, за исклю-
чением лучшей скороподъемности, и характеристики продольной
Устойчивости практически не отличаются от аналогичных характе-
ристик боевого самолета. При М = 0,78 в горизонтальном полете
никаких нарушений в продольной балансировке самолета не
отмечалось.
95
Самолет оказался устойчивым на всем диапазоне скоростей,
легко выполнял все маневры, необходимые для данного типа
бомбардировщиков, устойчиво выполнял виражи, допуская крен
до 70 ... 80\ Набор высоты при боевом развороте достигал 2000 м.
Управление самолетом из кабины инструктора по простоте и
удобствам не отличалось от управления самолетом из кабины
боевой машины Ил-28.
Заводские испытания опытного самолета Ил-28У продолжа-
лись до 30 марта. К этому времени первые серийные бомбарди-
ровщики Ил-28 стали поступать на вооружение авиационного
полка, которым командовал Герой Советского Союза подполков-
ник А. А. Анпилов. Для переучивания летчиков этого полка было
решено использовать опытный самолет Ил-28У.
Переход летчика с учебной машины на боевую не требовал
дополнительного обучения. Практика подготовки летчиков пока-
зала, что для выпуска летчика, имевшего налет 350 ... 400 ч на
самолетах от У-2 до Ту-2, в самостоятельный полет на боевом
самолете Ил-28, необходимо было сделать от двух до четырех
тренировочных полетов на самолете Ил-28У.
Благодаря использованию самолета Ил-28У полк подполков-
ника А. А. Анпилова быстро освоил боевые самолеты Ил-28 и
1 мая 1950 г. они, пилотируемые летчиками этого полка, впервые
приняли участие в воздушном параде над Красной площадью
в Москве. Самолет Ил-28У был принят на вооружение советских
ВВС и строился серийно.
Самолеты Ил-28 ознаменовали наступление качественно нового
этапа в развитии советской фронтовой бомбардировочной авиации:
с их появлением начался массовый переход с поршневых самоле-
тов-бомбардировщиков па реактивные, военные летчики стали
осваивать новый самолет, разрабатывать и внедрять в практику
полетов наиболее эффективные методы его боевого применения.
Обладавшие высокими летно-техническими данными, хорошо во-
оруженные, простые в эксплуатации, отличавшиеся высоким
уровнем надежности и безопасности полета, самолеты Ил-28
быстро завоевали заслуженную любовь летного и технического
состава советских ВВС.
Появление на вооружении советских ВВС нового реактивного
бомбардировщика отметили и зарубежные военные специалисты,
утверждавшие, что двухдвигательный бомбардировщик Ил-28
является выдающимся образцом советской авиационной техники.
Кроме бомбардировочного существовали и другие варианты
самолета Ил-28 (см. рис. 4.8), значительно расширившие сферу
боевого применения. Через месяц после первого полета учебно-
тренировочного самолета Ил-28У, 19 апреля 1950 г., летчик-
испытатель В. К. Коккинаки впервые поднял в воздух разведчик
Ил-28Р с двумя двигателями ВК-1.
Самолет Ил-28Р предназначался для выполнения тактической
и оперативной воздушной разведок. В соответствии со своим
96
www.vokb-la.spb.ru
назначением он имел разнообразную аппаратуру для ведения
фоторазведки. Оборудование размещалось в бомбоотсеке и спе-
циальном фотоотсеке в хвостовой части фюзеляжа. Контейнеры
фотоаппаратов обогревались теплым воздухом, отбираемым из
комплексной системы обогрева и наддува кабины экипажа само-
лета. Для увеличения дальности полета на самолете была смон-
тирована топливная система, имевшая значительно большую
емкость, чем на основном бомбардировочном варианте. Это дости-
галось установкой дополнительного топливного бака в бомбо-
отсеке и двух подвесных, сбрасываемых в полете, консольных
баков. В связи с возросшей до 22 720 кг максимальной взлетной
массой самолета размер колес его основных опор был увеличен,
а вместо устанавливавшейся на серийных бомбардировщиках
воздушной системы уборки и выпуска шасси на Ил-28Р приме-
нялась гидравлическая система, позволившая резко сократить
время этой операции. Была предусмотрена система раскрутки
колес основных опор самолета в воздухе перед посадкой. Кроме
того, вместо обычных двух неподвижных носовых пушек на левом
борту была установлена одна пушка, а при выполнении полетов
над морем в средней части его фюзеляжа могла размещаться
спасательная лодка ЛАС-3, управление выбрасыванием которой
при посадке самолета на воду осуществлялось из кабин пилота
или кормового стрелка.
По оценке летчика-испытателя В. К. Коккинаки самолет
Ил-28Р в своих основных данных мало отличался от серийного
самолета Ил-28. Техника пилотирования, обзор и поведение само-
лета в воздухе не изменились.
Фотографирование на высокой скорости и разных высотах на
пилотировании машины не сказывалось. Герметичные кабины
с обогревом и автопилот позволили экипажу легко, без лишнего
утомления, переносить длительное пребывание на высоте, что
особенно важно для самолета-разведчика.
Заводские испытания Ил-28Р были закончены в конце июня
1950 г., и после успешного завершения государственных испыта-
ний самолет был принят на вооружение ВВС и долгое время
строился серийно.
В 1950 г. прошел летные испытания еще один боевой вариант
самолета — торпедоносец Ил-28Т, предназначенный для высот-
ного и низкого торпедометания, а также для постановки морских
мин. От серийного бомбардировщика торпедоносец отличался
прежде всего увеличенной почти на 2,2 м длиной бомбоотсека,
в котором на внутренней подвеске могли размещаться две ави-
ационные торпеды. Прицелы низкого и высокого торпедометания,
установленные в кабине штурмана, обеспечивали надежное пора-
жение морских целей торпедным оружием, а для фиксирования
результатов торпедной атаки в хвостовой части самолета имелся
аэрофотоаппарат. Увеличение длины бомбоотсека и размещение
в фюзеляже спасательной лодки ЛАС-3 определили уменьшение
4 F. В. Новожилов
97
емкости топливных баков, и для сохранения прежней дальности
полета самолеты Ил-28Т летали, как правило, с подвесными
консольными топливными баками. При незначительном пере-
оборудовании самолет Ил-28Т мог быть использован в качестве
бомбардировщика с бомбовым грузом, соответствующим обычному
серийному самолету Ил-28.
Самолеты Ил-28 часто использовались также для выполнения
различных заданий и проведения разнообразных научно-техни-
ческих исследований в полете. Довольно широкое распростране-
ние получили, например, самолеты Ил-28, использовавшиеся
в качестве носителей-буксировщиков воздушных мишеней. Спе-
циальное оборудование, устанавливаемое на этих вариантах
самолетов Ил-28, позволяло им в одном полете производить букси-
ровку планера-мишени на тросе длиной до 2,5 км и одновременно
поднимать на рабочую высоту и прицельно запускать две ракетные
мишени. Несколько позже (в конце 1950-х гг.) в качестве скоро-
стных воздушных мишеней стали использовать выработавшие
свой ресурс самолеты Ил-28, оборудованные системой радио-
управления, которая обеспечивала взлет, набор крейсерской
высоты полета, выполнение некоторых маневров самолета в воз-
духе и выполнение посадки без экипажа на борту.
Самолеты Ил-283А (зондировщики атмосферы) использовали
для проведения метеорологических исследований в атмосфере.
На специально оборудованных самолетах Ил-28 проводили также
обширные исследования, связанные с отработкой комплекса
оборудования и снаряжения для готовившегося в начале 1960-х гг.
под руководством академика С. П. Королева первого полета чело-
века в космос. В частности, на самолетах Ил-28 были проведены
летные испытания и отработка катапультного устройства и си-
стемы спасения летчика-космонавта космического корабля типа
«Восток».
С целью расширения эксплуатационных возможностей бомбар-
дировщика Ил-28 для него было спроектировано, построено и
испытано на одном из обычных серийных самолетов специальное
гусеничное шасси, обеспечивавшее значительное улучшение про-
ходимости Ил-28 на аэродромах с мягким, мокрым, покрытым
водой, тающим снегом или грязью грунтом, с которого был затруд-
нителен или вовсе невозможен взлет на обычном колесном шасси.
Однако из-за сложности конструкции и большой массы гусенич-
ного шасси оно не нашло применения.
В 1949—1950 гг. в ОКБ велись проектные работы по дальней-
шему совершенствованию самолета Ил-28. Большей скорости
и дальности полета предполагалось достигнуть установкой на
самолете Ил-28С новых двигателей В К-5 и стреловидного крыла
с углом стреловидности по линии четвертей хорд, равным 35°.
Однако анализ результатов проектных проработок показал, что
самолет Ил-28С со стреловидным крылом не имеет решающих
летно-тактических преимуществ перед обычным серийным бомбар-
98
vwm/.vokb-la .spb .ru
дировщиком Ил-28, в то время как установка стреловидного крыла
связана со значительными переделками самолета Ил-28 и услож-
нением производства. В связи с этим работы по самолету Ил-28С
были прекращены. Целесообразность такого решения С. В. Илью-
шина подтверждалась летными испытаниями ряда опытных фрон-
товых бомбардировщиков со стреловидным крылом, которые
также не смогли показать существенного преимущества в летно-
тактических данных перед серийными бомбардировщиками Ил-28.
Значительную роль сыграли самолеты Ил-28 и в установлении
советской реактивной гражданской авиации. К середине 1950-х гг.
I развитие гражданской авиации в СССР потребовало создания
In внедрения в эксплуатацию новых, более совершенных и эффек-
тивных типов пассажирских самолетов, летно-технические каче-
|ива которых наиболее полно удовлетворяли бы все возрастающие
пассажирские и грузовые воздушные перевозки Аэрофлота на
|внутренних и международных авиалиниях.
В связи с этим, а также с учетом тех качественных изменений,
которые принесли в авиацию газотурбинные двигатели, были
I приняты важные решения о создании и внедрении в эксплуатацию
I новых турбореактивных и турбовинтовых самолетов. В соответ-
ствии с этими решениями конструкторские коллективы А. Н. Ту-
полева и О. К. Антонова получили конкретные задания на созда-
ние в кратчайшие сроки новых пассажирских самолетов Ту-104
Ь Ан-10. С инициативным предложением о создании турбовинто-
iBoro пассажирского самолета Ил-18 выступил и С. В. Ильюшин.
Каждый из этих новых самолетов должен был удовлетворять
Специфическим особенностям эксплуатации на различных внутрен-
них и меджународных воздушных линиях Аэрофлота.
Одновременно для накопления опыта, ознакомления летного
|Н технического состава, а также обслуживающего персонала
различных наземных служб с особенностями эксплуатации реак-
Ьивных самолетов Аэрофлоту были переданы несколько самолетов
|Ил-28 без вооружения, которые в этом варианте иногда обозна-
чались как Ил-20. Их выбор не был случайным. Простые в тех-
нике пилотирования и обслуживании, самолеты Ил-28 могли быть
легко освоены экипажами ГВФ, летавшими на поршневых само-
летах Ил-12 и Ли-2. В то же время большая скорость и дальность
полета самолетов Ил-28, их оснащенность наиболее совершенным
в то время пилотажно-навигационным и радиосвязным оборудова-
нием позволяли выработать экипажу твердые навыки пилотиро-
вания реактивного самолета, помогали ему овладеть новыми мето-
дами самолетовождения, значительно облегчали последующий
переход на тяжелые реактивные пассажирские самолеты. Важное
значение имели и хорошие взлетно-посадочные характеристики
самолета, допускавшие эксплуатацию на имевшихся в то время
в Аэрофлоте аэродромах.
Экипажи Аэрофлота быстро освоили самолеты Ил-28, и в конце
|И)54 г. на них была начата регулярная перевозка почты и грузов.
4* 99
Регулярные полеты самолетов Ил-28 сыграли положительную
роль в подготовке Аэрофлота к началу эксплуатации первых
в нашей стране реактивных пассажирских самолетов, они позво-
лили разработать и внедрить ряд подготовительных мероприятий,
обеспечивших ввод в строй самолетов Ту-104 в кратчайшие сроки.
Освоение самолетов Ил-28 летным составом советских ВВС —•
овладение полетами в сложных метеорологических условиях,
а также полетами на предельно больших высотах с пробиванием
сплошной облачности при наборе высоты и снижении, умение
эффективно использовать радиолокационные и синхронные опти-
ческие бомбардировочные прицелы самолетов для меткого пора-
жения заданных целей, а оборонительное оружие для отражения
атак истребителей противника — значительно повысило боевую
мощь советской фронтовой авиации в начале 1950-х гр.
5. ОПЫТНЫЕ РЕАКТИВНЫЕ
БОМБАРДИРОВЩИКИ Ил-30, Ил-46, Ил-54
В середине 1948 г., когда еще только заверша-
лась постройка опытного самолета Ил-28, конструкторский кол-
лектив С. В. Ильюшина приступил к проектированию нового
реактивного бомбардировщика, который с нормальным бомбовым
грузом 2000 кг должен был иметь дальность полета 3500 км
и максимальную скорость не менее 1000 км/ч.
На новом самолете, получившем обозначение Ил-30, предпола-
галось установить два турбореактивных двигателя ТР-3 с взлет-
ной тягой по 4600 даН, которые имели осевой компрессор и коль-
цевую камеру сгорания. Двигатели ТР-3 разрабатывались в ОКБ,
руководимом А. М. Люлька, с учетом опыта, полученного при
летных испытаниях двигателей ТР-1 на экспериментальном бом-
бардировщике Ил-22.
Исследования, проведенные в ЦАГИ, показали, что в случае
применения на Ил-30 прямого крыла развитие волнового кризиса,
связанного с влиянием сжимаемости воздуха, на заданной макси-
мальной скорости полета сопровождается не только резким ростом
лобового сопротивления, но и неблагоприятными изменениями
несущих свойств крыла, выражающимися в нарушении продоль-
ной балансировки, устойчивости и управляемости самолета.
В связи с этим на Ил-30 было решено установить стреловидное
крыло, с относительной толщиной 12% и углом стреловидности
35° по линии четвертей хорд. Такое крыло способствовало устра-
нению большинства неблагоприятных явлений, связанных с раз-
витием волнового кризиса на заданной скорости полета: уменьша-
лась интенсивность волнового кризиса, достигалось более плавное
изменение аэродинамических свойств и обеспечивались при за-
данной тяге двигателей требуемые летно-технические данные,
хорошая устойчивость и управляемость самолета (рис. 5.1).
100
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 5.1. Схема самолета Ил-30
Однако создание самолета со стреловидным крылом усложня-
лось рядом весьма существенных недостатков стреловидного
крыла. Стреловидное крыло имело примерно на 20% меньший
максимальный коэффициент подъемной силы, чем прямое. Иссле-
дования показывали, что одной из причин его уменьшения яв-
ляется особенность развития пограничного слоя на таком крыле.
Перетекание пограничного слоя вдоль размаха стреловидного
крыла от его корневого сечения к концевому приводит, при уве-
личении угла атаки, к более раннему по сравнению с прямым
крылом образованию срывов потока на концах стреловидного
крыла, которые и снижают его несущие свойства. Для предотвра-
щения этих срывов потока в то время применялись разные сред-
ства, но основными из них были малые сужения стреловидного
крыла в плане и установка на его верхней поверхности аэро-
динамических перегородок — гребней. Оба эти средства были
использованы при проектировании крыла самолета Йл-30.
Применение крыла малого сужения связано с увеличением
хорд в его концевых сечениях и с соответствующим уменьшением
хорд в корневых сечениях по сравнению с крылом большого суже-
ния такой же площади. При малой относительной толщине крыла
самолета Ил-30 малое сужение привело к уменьшению стро-
ительной высоты нагруженных элементов корневой части крыла
и появлению ряда проблем, связанных с обеспечением требуемой
прочности и жесткости крыла, решение которых оказалось зави-
сящим от увеличения массы конструкции. Малая высота корневой
части крыла затруднила разработку общей компоновки самолета
101
Ил-30. Небольшая полезная емкость корневой части крыла не
позволяла разместить в ней часть топлива, которая была необ-
ходима для достижения заданной максимальной дальности полета.
Эта дальность достигалась самолетом Ил-30 только с подвесными
топливными баками на концах крыла.
На верхней поверхности крыла устанавливали четыре пары
аэродинамических перегородок, которые предотвращали пере-
текание пограничного слоя вдоль размаха крыла, препятствовали
быстрому распространению срыва, делая его развитие более
плавным, а также улучшали характеристики продольной устой-
чивости и управляемости самолета при полете на больших углах
атаки.
Применение на Ил-30 стреловидного крыла потребовало от
проектировщиков принятия мер по обеспечению требуемых харак-
теристик поперечной и боковой устойчивости самолета. Стрело-
видное крыло значительно увеличило поперечную устойчивость,
но чрезмерно большая поперечная устойчивость отрицательно
сказалась на боковой устойчивости самолета, приводя в некоторых
случаях (например, при малых скоростях полета) к его колеба-
тельной неустойчивости. Поэтому для уменьшения поперечной
устойчивости крылу был придан отрицательный угол поперечного
V, равный 2°, и выбрана площадь вертикального оперения, обес-
печивающая требуемые соотношения между поперечной и путевой
устойчивостью самолета на всех режимах его полета.
Особенности обтекания стреловидного крыла, интенсивность
его серединных вихрей определили расположение горизонталь-
ного оперения самолета, которое для уменьшения влияния силь-
ного скоса потока, характерного для серединных вихрей стрело-
видного крыла, и для улучшения характеристик продольной
устойчивости и управляемости самолета пришлось разместить
на киле вертикального оперения.
При проектировании Ил-30 большое внимание уделялось
также взаимному расположению крыла и фюзеляжа. Продувки
показали, что при цилиндрической форме центральной части
фюзеляжа минимальное интерференционное и волновое сопро-
тивление обеспечивает компоновка стреловидного крыла с фюзе-
ляжем по схеме среднеплана. Несмотря на трудности оборудова-
ния большого бомбоотсека и размещения топливных баков в фю-
зеляже, которые возникали при таком взаимном расположении
крыла и фюзеляжа, для самолета Ил-30 была принята схема
среднеплана.
Среднепланное расположение крыла в сочетании с отрицатель-
ным поперечным V крыла усложнили решение задачи размещения
на самолете двигателей и выбор схемы шасси. После рассмотрения
нескольких компоновочных схем было признано, что наиболее
целесообразными являются размещение двигателей ТР-3 в вы-
несенных далеко вперед гондолах, прижатых к нижней поверх-
ности крыла, и велосипедная схема шасси с двумя опорами, уста-
102
www.vokb-la.spb.ru
новленными в плоскости оси симметрии самолета и разнесенными
по длине фюзеляжа на значительное расстояние.
С целью уменьшения волнового сопротивления гондолы дви-
гателей ТР-3 на виде в плане имели поджатые внутрь обводы
на участке стыка гондолы с крылом.
Выбор велосипедной схемы шасси был определен невозмож-
ностью убрать основные опоры обычного трехопорного шасси
в гондолы двигателя или крыло. Такая схема обеспечивала про-
стую кинематику уборки шасси в фюзеляж, а большие объемы
фюзеляжных отсеков шасси позволяли применить на каждой
опоре одинаковые спаренные колеса большого диаметра и тем
самым повысить проходимость самолета при его эксплуатации
на грунтовых фронтовых аэродромах. Этому способствовал и боль-
шой разнос опор шасси по длине фюзеляжа. Однако эта схема
шасси значительно усложнила конструкцию фюзеляжа самолета,
особенно его нижней части, и без того ослабленной вырезом под
бомбоотсек.
Передняя опора самолета Ил-30 была выполнена ориентиру-
ющейся. Она управлялась движением педалей руля направления
в кабине пилота. Заднюю опору устанавливали за фюзеляжным
бомбоотсеком, расположенным в центре масс самолета, и из-за
больших нагрузок выполняли более массивной. Колеса задней
опоры были оборудованы мощными тормозами. На стоянке и при
движении по земле на малой скорости кренение самолета на крыло
предотвращалось дополнительными легкими опорами, располо-
женными под каждой гондолой двигателя. Эти опоры испытывали
относительно небольшие нагрузки, имели спаренные колеса ма-
лого диаметра и без затруднений могли быть убраны в небольшие
обтекатели на нижней поверхности каждой гондолы. При уве-
личении скорости движения самолета по земле (например, при
разбеге) его поперечная устойчивость обеспечивалась без допол-
нительных опор, действием аэродинамических сил крыла. Вело-
сипедная схема шасси на реактивном бомбардировщике Ил-30
была применена в СССР впервые.
Экипаж самолета Ил-30 — четыре человека: .пилот, штурман
и два стрелка. Рабочие места всех членов экипажа защищены
броней. При необходимости покинуть самолет пилот мог ката-
пультироваться из кабины вверх, а штурман и стрелки выбрасы-
вались из самолета через нижние аварийные люки, створки кото-
рых должны были прикрывать их от действия воздушного потока
в момент отделения от самолета.
Оборонительное вооружение Ил-30 — шесть пушек НР-23
калибра 23 мм. Защиту передней полусферы обеспечивали две
неподвижные пушки, установленные в носовой части фюзеляжа.
Огонь из этих пушек вел пилот, командир корабля. Заднюю поло-
вину верхней полусферы защищали две подвижные пушки верх-
ней турели Ил-В12, управлявшейся дистанционно стрелком.
В хвостовой части самолета монтировалась кормовая турельная
103
установка Ил-Кб. Размеры бомбового отсека позволяли самолету
Ил-30 нести максимальный бомбовый груз 4000 кг.
Для повышения маневренных качеств самолета на его хвосто-
вой части фюзеляжа устанавливали тормозные щитки.
Ил-30 был оснащен наиболее совершенным в то время спе-
циальным, в том числе и радиолокационным, оборудованием.
Антенну панорамного радиолокатора, закрывавшуюся полусфе-
рическим обтекателем, устанавливали в хвостовой части фюзе-
ляжа. Панорамный радиолокатор, пилотажно-навигационное ра-
диотехническое, а также специальное оборудование, противо-
обледенительная система и герметические кабины экипажа обес-
печивали эффективное боевое применение самолета Ил-30 в любых
метеорологических условиях днем и ночью.
Постройка опытного самолета Ил-30 была завершена летом
1949 г., а в сентябре летчик-испытатель В. К. Коккинаки выпол-
нил на самолете несколько пробежек по взлетно-посадочной полосе
аэродрома для оценки новой схемы шасси. Но первый вылет само-
лета Ил-30 не состоялся. Высокие расчетные летно-технические
данные самолета Ил-30, применение в его конструкции целого
ряда новых решений определили появление требований о проведе-
нии дополнительных теоретических и наземных эксперименталь-
ных исследований, связанных с оценкой прочностных и аэро-
упругих характеристик тонкого стреловидного крыла на ско-
ростях полета около 1000 км/ч. Нуждался в дополнительной
доводке и двигатель ТР-3. Кроме того, осенью 1949 г. все усилия
немногочисленного тогда коллектива ОКБ были переключены на
работы, связанные с внедрением в серию бомбардировщика Ил-28
с двигателями ВК-1 и созданием других различных вариантов
этого самолета, после окончания которых С. В. Ильюшину было
выдано задание на проектирование опытного реактивного бомбар-
дировщика Ил-46 среднего радиуса действия.
Новый бомбардировщик в варианте с нормальной полетной
массой и бомбовым грузом 3000 кг, сброшенным на половине
пути, должен был иметь максимальную техническую дальность
полета 3000 км. В варианте с перегрузочной взлетной массой эта
дальность полета с бомбовым грузом 5000 кг возрастала почти
до 5000 км.
В то время при создании бомбардировщика, отвечающего
этим требованиям, наряду с обеспечением высокой экономич-
ности турбореактивных двигателей наиболее сложной была за-
дача выбора формы крыла самолета в плане — прямой или стрело-
видной. Учитывая очень короткий срок, отведенный на создание
самолета Ил-46, и трудность быстрого решения всех тех новых
и сложных проблем, которые принесли с собой стреловидные
крылья, С. В. Ильюшин принял решение о создании двух опытных
самолетов Ил-46 — одного с прямым, а другого со стреловидным
крылом. На первом опытном самолете было решено установить пря-
мое крыло, обеспечивающее максимальную скорость полета 900 ...
104
vwvw.vokb-la.spb.ru
Рис. 5.2. Схема самолета Ил-46
925 км/ч. При этом учитывалось, что на самолете с прямым крылом
значительно легче достичь большой дальности полета при мини-
мальных геометрических размерах и массе самолета. Поэтому
в основу общей схемы первого опытного самолета Ил-46 была
положена проверенная и хорошо зарекомендовавшая себя в экс-
плуатации конструктивная и аэродинамическая компоновка фрон-
тового бомбардировщика Ил-28 (рис. 5.2). Разработка эскизного
проекта этого варианта самолета Ил-46 была завершена в октябре
1951 г.
Второй опытный самолет Ил-46с с максимальной скоростью
полета до 1000 км/ч должен был иметь крыло со стреловидностью
по линии четвертей хорд, равной 35° (рис. 5.3). Главной особен-
ностью этого крыла являлась утолщенная корневая часть, что
помогло обеспечить необходимую прочность и жесткость стрело-
видного крыла и позволило разместить в крыле значительное
количество топлива. Несколько худшие несущие свойства стрело-
видного крыла определили увеличение площади крыла и взлетной
массы самолета Ил-46с. Эскизный проект самолета был утвержден
С. В. Ильюшиным в начале декабря 1951 г.
Первый опытный самолет Ил-46 строили по схеме двухдвига-
тельного цельнометаллического среднеплана с прямым крылом
и стреловидным оперением. Внешне он походил на фронтовой
бомбардировщик Ил-28, но был больше его и тяжелее.
На самолете Ил-46 применяли двигатели АЛ-5 (иногда обозна-
чавшиеся также как TP-ЗА) с осевым компрессором и с взлетной
тягой до 5000 даН, разработанные под руководством
А. М. Люлька. Для сохранения на самолете обычной трехопорной
схемы шасси с передней опорой эти двигатели пришлось устано-
вить в передних частях гондол двигателя, далеко вынесенных
105
Рис. Б.З. Опытные самолеты:
1 — Ил-46 о прямым крылом; 2 — Ил-46о со стреловидным крылом
за переднюю кромку крыла, а для отвода горячих газов применить
выхлопные трубы длиной почти 5 м.
Для облегчения взлета перегруженного самолета с коротких
взлетно-посадочных полос на правом и левом бортах хвостовой
части фюзеляжа можно было подвешивать два сбрасываемых после
взлета пороховых ракетных ускорителя.
Возросшая полетная масса самолета Ил-46 и стремление
проектировщиков сохранить возможность базирования Ил-46
на грунтовых аэродромах определили применение на нем ориги-
нальной конструктивной схемы основных опор самолета. Каждое
колесо основных опор крепилось к отдельной амортизационной
стойке. При уборке шасси стойки расходились в разные стороны
внешнее колесо и его стойка убирались вперед по полету, а вну-
треннее колесо и его стойка — назад. При этом колеса поворачи-
вались на 90° и размещались в обтекателях на нижних частях
гондол двигателей под выхлопными трубами.
Экипаж самолета Ил-46 — три человека: пилот, штурман-
оператор и кормовой стрелок-радист. Экипаж размещался в двух
(носовой и кормовой) герметических кабинах, оборудованных
катапультными креслами. В передней герметической кабине
между рабочими местами пилота и штурмана имелся свободный
проход, обеспечивавший им непосредственное общение во время
полета. Все рабочие места членов экипажа имели бронезащиту
Общая масса брони на самолете была 880 кг.
106
www.vokb-la.spb.ru
Оборонительное вооружение Ил-46 — четыре пушки калибра
23 мм. Две неподвижные передние пушки устанавливались рядом
на левом борту фюзеляжа под кабиной штурмана. В хвостовой
части фюзеляжа самолета размещалась кормовая пушечная уста-
новка Ил-К8 с дистанционным электрогидравлическим приводом
двух подвижных пушек НР-23, которые имели боезапас в 640 сна-
рядов. Установка Ил-К8 являлась дальнейшим развитием кормо-
вой оборонительной установки Ил-Кб самолета Ил-28: был уве-
личен боезапас на одну пушку до 320 снарядов, расширена сфера
обстрела в горизонтальной плоскости до 105° вправо и влево при
вертикальном перемещении до 58° вверх и 39° вниз. Рабочее место
стрелка было оборудовано более совершенной прицельной стан-
цией, значительно повысившей тактические возможности оружия.
Бомбардировочное вооружение самолета обеспечивало вну-
треннюю подвеску в бомбоотсек бомб различной массы до 6000 кг
включительно. Нормальный вариант загрузки предусматривал
подвеску бомб массой до 3000 кг. Приборное и радионавигацион-
ное оборудование самолета обеспечивало его эффективную боевую
эксплуатацию в сложных метеорологических условиях и при
отсутствии видимости.
Постройка первого опытного самолета Ил-46 была завершена
в начале 1952 г. Всю зиму проводились наземные испытания систем
и оборудования самолета, а затем начались рулежки и подлеты,
которые позволили испытателям оценить поведение самолета на
малых скоростях, произвести отработку тормозов шасси и поса-
дочного парашюта. 3 марта 1952 г. состоялся первый полет само-
лета Ил-46 под управлением летчика-испытателя В. К. Кокки-
наки. Летчик отмечал, что самолет в воздухе держится устойчиво,
обладает хорошей продольной и путевой устойчивостью. Управля-
емость самолета нормальная, в горизонтальном полете он легко
балансировался во всем диапазоне скоростей до полного снятия
нагрузок с органов управления. Самолет легко и просто выполнял
все положенные для него эволюции — виражи, горки, скольже-
ния, боевые развороты. При доведении скорости полета до ско-
рости срыва у самолета появлялись тенденции к плавному опу-
сканию носа, при этом у него полностью отсутствовала тенденция
к сваливанию на крыло. В. К. Коккинаки подчеркивал, что Ил-46
способен продолжать полет при отказе одного двигателя, а по-
садка самолета проста и не имеет особенностей.
При проведении заводских летных испытаний на самолете
Ил-46 была достигнута максимальная скорость полета, равная
928 км/ч и максимальная дальность полета 4845 км с бомбовым
грузом 5000 кг, сброшенным на половине пути. Государственные
Испытания Ил-46, проведенные летом 1952 г., подтвердили соот-
ветствие летно-технических данных самолета Ил-46 заданным
в технических требованиях.
Постройка второго опытного самолета Ил-46 со стреловидным
крылом была прекращена в 1952 г. после запуска в серийное
107
к
Рис. 5.4. Несущие способности крыльев
различной стреловидности;
1 — прямое крыло; 2 — стреловидное кры-
ло с углом стреловидности 35°, 3 — то же
о углом стреловидности 55°
производство самолета Ту-16, созданного под руководством
А. Н. Туполева.
Продолжая работы по совершенствованию реактивного фрон-
тового бомбардировщика в направлении повышения его скоро-
стных характеристик и ударной мощи, конструкторский кол-
лектив С. В. Ильюшина в конце 1952 г. приступил к созданию
околозвукового реактивного фронтового бомбардировщика Ил-54.
Новый самолет должен был иметь максимальную скорость
полета, соответствующую значению М — 1,15 на высоте 4750 м,
и практическую дальность 2400—2750 км с нормальным бомбовым
грузом 3000 кг. Создание бомбардировщика с такими высокими
летно-техническими данными являлось в то время очень сложной
инженерной задачей.
Для достижения сверхзвуковой скорости полета требовалось
установить на Ил-54 очень тонкое крыло со стреловидностью 55°
по линии четвертей хорд. Обеспечивая получение заданной макси-
мальной скорости полета без нарушения устойчивости и управля-
емости, такое крыло обладало значительно худшим аэродинами-
ческим качеством на крейсерских скоростях полета по сравнению
с крыльями меньшей стреловидности (рис. 5 4). В связи с этим
требуемая дальность полета на Ил-54 могла быть получена при
существенно большем запасе топлива, а следовательно, и при
большей взлетной массе по сравнению с самолетом, имеющим
крыло меньшей стреловидности и, тем более, прямое крыло.
Тонкое крыло большой стреловидности оказалось менее эффек-
тивным и на взлетно-посадочных режимах полета, что в соче-
тании с возросшей взлетной массой самолета приводило к увели-
чению скорости отрыва и посадочной скорости самолета, увели-
чению потребной длины взлетно-посадочных полос.
Расчетные и экспериментальные исследования, проведенные
в ОКБ и ЦАГИ, позволили найти наиболее оптимальное сочетание
геометрических размеров, массы и потребной тяги двигателей
самолета Ил-54, которое позволяло полностью выполнить все
предъявляемые к самолету такого назначения тактико-техниче-
ские требования. На базе выбранных основных параметров были
разработаны две компоновочные схемы самолета.
Первая схема, утвержденная С. В. Ильюшиным в конце марта
1953 г., предусматривала создание самолета по схеме средне-
плана с двумя двигателями ТРД-И, установленными в корневых
частях крыла, и с горизонтальным оперением на верхней части
108
wvw.vokb-la.spb.ru
киля (рис. 5.5). На этом самолете главные колеса обычного трех-
опорного шасси с передней опорой убирались вперед по полету
(с поворотом колеса в процессе уборки на 90°) в межлонжеронное
пространство силового кессона крыла. В процессе дальнейшей
проработки первой ‘компоновочной схемы от нее отказались из-за
того, что на расчетной скорости полета возникало большое интер-
ференционное сопротивление гондол двигателей, установленных
рядом с фюзеляжем, из-за необходимости делать большие отсеки
для уборки шасси в силовом кессоне крыла, что усложняло сило-
вую схему крыла, увеличивало его массу.
В ноябре 1953 г. была утверждена вторая компоновочная
схема самолета Ил-54 с двумя двигателями АЛ-7, созданными под
руководством А. М. Люлька (рис. 5.6). Самолет Ил-54 стали вы-
полнять по схеме высокоплана с обычным низким расположением
горизонтального оперения. В соответствии с результатами про-
дувок в аэродинамических трубах двигатели на этом варианте
самолета устанавливали в гондолах, которые, как и на самолете
Ил-22, подвешены на пилонах под крылом. Такое размещение
Двигателей уменьшало их сопротивление на больших околозвуко-
вых скоростях полета, и в то же время (благодаря высокопланной
схеме самолета, а также применению велосипедной схемы шасси)
воздухозаборники двигателей располагались высоко над взлетно-
посадочной полосой и при работе на земле двигатели не засасы-
вали с ее поверхности посторонние предметы.
Применение на самолете Ил-54 велосипедной схемы шасси
с далеко отстоящими друг от друга основными опорами со сдвоен-
109
Рис. 5.6. Схема самолета Ил-54?
а — фронтовой бомбардировщик; б — учебно-тренировочный; в — торпедоносец
ными колесами на каждой опоре было обусловлено трудностями
размещения больших колес в тонком крыле и в предельно обжатых
по своим размерам гондолах двигателей самолета. Передняя
опора велосипедного шасси была управляемой. Задняя опора
шасси располагалась за бомбоотсеком на значительном удалении
от центра масс самолета. Вследствие этого на переднюю опору
действовала большая сила, затруднявшая отрыв передней опоры
от земли при взлете и выдерживание посадочного угла при про-
беге после посадки, что могло привести к увеличению длины раз-
бега и пробега самолета. Для облегчения отрыва передней опоры
от земли в конструкцию задней опоры шасси был включен спе-
циальный механизм, с помощью которого обеспечивалось укора-
чивание задней опоры во время разбега. Самолет «приседал»
на заднюю опору, угол атаки крыла увеличивался почти в два
раза, и это позволяло значительно сократить длину разбега
самолета при взлете (рис. 5.7). Поперечная устойчивость самолета
Рис. 5.7. Положения самолета Ил-54 на взлете (схема «приседания»):
а — в начале разбега; б •— перед отрывом
ПО
vwvw.vokb-la.spb.ru
Ил-54 при движении по земле достигалась с помощью вспомога-
тельных боковых опор, устанавливавшихся на концах крыла
и убиравшихся в обтекаемые гондолы.
Вырезы в нижней части фюзеляжа под радиолокационную
антенну, бомбовый отсек и отсеки шасси, а также большие на-
грузки, передававшиеся на фюзеляж от опор велосипедного шасси
во время посадки, значительно усложнили разработку конструк-
ции фюзеляжа.
Крыло самолета Ил-54 а силовым кессоном, имевшим толстую
обшивку и частый стрингерный набор, имело также технологиче-
ский разъем по линии хорд вдоль всего размаха крыла. Такой же
технологический разъем был предусмотрен в конструкции киля
и стабилизатора самолета.
Экипаж самолета —> три человека: пилот, штурман и кормовой
стрелок-радист, размещавшиеся в двух (передней и задней) герме-
тических кабинах. Пилот и штурман входили в самолет через
небольшую дверь на правом борту фюзеляжа, а стрелок — через
нижний люк своей кабины. Между кабинами штурмана и пилота
имелся проход, позволявший им общаться друг с другом в полете.
Все рабочие места членов экипажа имели сильную бронезащиту.
При возникновении в полете аварийной ситуации экипаж мог
покинуть самолет с помощью катапультных кресел, при этом
летчик катапультировался вверх, а штурман и стрелок — вниз.
В случае аварийной посадки на воду все члены экипажа могли
покинуть самолет через верхние люки своих кабин и воспользо-
ваться автоматически выбрасываемой спасательной лодкой
ЛАС-5М.
Оборонительное вооружение самолета состояло из трех пушек,
обладавших большой скорострельностью и мощностью секундного
залпа. Переднюю полусферу защищала неподвижная пушкд,
установленная по левому борту фюзеляжа. Две подвижные пушки
устанавливались в кормовой дистанционно управляемой турели,
боевые качества которой были значительно улучшены по сравне-
нию с ранее применявшимися оборонительными установками.
Масса максимального бомбового груза самолета Ил-54 5000 кг.
Вооружение и оборудование самолета обеспечивали его эффек-
тивное применение во фронтовых условиях против боевой тех-
ники, живой силы и транспортных средств противника, позволяли
использовать его для разрушения опорных пунктов и инженерных
сооружений, расположенных на поле боя и в тактической глубине
обороны противника при действии как в составе соединений, так
и одиночными самолетами со всех высот при противодействии
истребительной авиации и наземных средств противовоздушной
обороны противника, в любых метеорологических условиях днем
и ночью.
Самолет Ил-54 можно было применять не только как бомбар-
дировщик, но и в качестве торпедоносца высотного и низкого
торпедометания, фоторазведчика и учебного самолета. Самолет-
111
торпедоносец Ил-54Т (см. рис. 5.6, ej отличался от основного
варианта бомбардировщика увеличенной почти на 2 м длиной
бомбового отсека и новой кабиной штурмана, отводы которой
обеспечивали штурману хороший обзор вперед при низком тор-
педометании. В варианте фоторазведчика на самолете устанавли-
вали комплект специального оборудования, необходимого для
выполнения поставленных перед самолетом задач. Учебно-тре-
нировочныЙ вариант самолета Ил-54 имел кабину летчика-ин-
структора, установленную в носовой части фюзеляжа на месте
кабины штурмана (см. рис. 5.6, б).
Испытания первого опытного самолета Ил-54 с двумя двига-
телями АЛ-7 начались 3 апреля 1955 г. Летчик-испытатель
В. К. Коккинаки отмечал хорошую устойчивость и управляемость
самолета в полете. Однако применение велосипедной схемы шасси
несколько усложнило выполнение взлета и посадки. В том же
1955 г. был выпущен на летные испытания второй^рпытный само-
лет Ил-54 о двумя модифицированными двигателями АЛ-7Ф.
По результатам испытаний первого опытного самолета путевая
устойчивость второй опытной машины была увеличена установкой
на нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа двух аэро-
динамических гребней. Самолет успешно прошел летные испыта-
ния, но серийно не строился из-за переоценки в то время роли
управляемого ракетного оружия.
6. ШТУРМОВИК Ил-2
И ЕГО МОДИФИКАЦИИ
Идея создания бронированного самолета-штур-
мовика для атаки наземных целей с малых высот высказывалась
в различных странах, в том числе и в России, еще до первой миро-
вой войны. Предпринимались и попытки создать такой самолет.
Весной 1913 г. на авиасалоне в Париже демонстрируется двух-
местный самолет Ньюпора с частичным бронированием кабины
пилота и топливного бака. Наземные цели должны были пора-
жаться стрелком этого самолета, вооруженным винтовкой. В ав-
густе того же года в России начинается изучение особенностей
поражения наземных целей пулеметным огнем с самолета, а
в 1914 г. русский конструктор А. А. Пороховщиков выпускает на
испытания самолет Би-Кок, имеющий бронированное днище пи-
лотской кабины, пулеметную установку и приспособление для
сбрасывания бомб [13].
Однако технический уровень развития авиационной техники и
недостаточная мощность авиационных двигателей того времени
еще не позволяли создать полноценный, пригодный к практиче-
скому использованию самолет-штурмовик. В боевых операциях
первой мировой войны в качестве самолетов-штурмовиков приме-
няли, как правило, низко летающие истребители и разведчики,
112
www.vokb-la.spb.ru
которые несли большие потери от ружейного и пулеметного
огня наземных войск.
Роль авиации в борьбе о наземными силами противника воз-
растала. К началу 1918 г. 52% британских ВВС, действовавших на
Западном фронте, выполняло задачи по непосредственной под-
держке наземных войск на поле боя. Немцы к этому времени имели
»в составе своего воздушного флота 38 специальных отрядов штур-
мовой авиации [35].
Бронезащита штурмовиков стала жизненно необходимой, и
в 1918 г. на фронте появились первые бронированные самолеты-
штурмовики — германский Юнкеро Ju-4 и английский Сопвич
T.F.2 «Саламандра». Несмотря на то, что с установкой брони
значительно ухудшились и без того невысокие летно-технические
данные этих самолетов, их строили серийно, и они приняли актив-
ное участие в боевых действиях.
После первой мировой войны в Англии и США некоторое
время еще продолжалось строительство опытных бронированных
штурмовиков, но в связи с низкими летными данными этих самоле-
тов дальнейшие работы по ним были прекращены.
Начало советской штурмовой авиации положила записка
В. И. Ленина в Реввоенсовет Республики, в которой он предлагал
срочно, на должной научной основе разработать способы штурмо-
вых действий авиации с малых высот. В соответствии с указаниями
В. И. Ленина в Красной Армии были созданы особые авиационные
группы, перед которыми стояла задача находить крупные массы
войск противника, особенно конницы и, действуя массированно,
большим количеством самолетов, бить врага бомбами и пуле-
метным огнем с малых высот. Эти авиационные группы сыграли
большую роль в ликвидации прорывов белоказачьей конницы на
Юго-Восточном фронте и при разгроме Врангеля [261.
После окончания гражданской войны специальным приказом
наркомвоенмора М. В. Фрунзе в составе тогда немногочисленных
советских ВВС организуется специальная эскадрилья «боевиков»
(прообраз будущих штурмовых частей), вооруженная обычными
самолетами-разведчиками Р-1. В ее задачу входило обеспечение
совершенствования уже имевшихся и разработка новых тактиче-
ских приемов штурмовых действий авиации, которые в конце
1927 г. были закреплены в первом «Наставлении штурмовой
авиации» [301.
Теоретические положения «Наставления» проверялись летом
1928 г. во время больших Киевских маневров Красной Армии,
к началу которых советские ВВС имели уже четыре штурмовых
эскадрильи. Боевая эффективность штурмовиков была блестяще
продемонстрирована в ходе маневров, когда эскадрилья под ко-
мандованием А. А. Туржанского на бреющем полете неожиданно
атаковала на марше Бессарабскую конную дивизию. Атака
девятнадцати самолетов была настолько внезапна и ошеломляюща,
что дивизия была полностью лишена боеспособности и не могла
113
участвовать в маневрах. Боевые действия эскадрильи Туржанского
наблюдал нарком обороны К. Е. Ворошилов. Присутствовавшие
на маневрах военные атташе ряда стран, среди которых были и
немецкие офицеры, заявляли впоследствии, что активные и уме-
лые действия штурмовой авиации были для них самой большой
неожиданностью [7].
После Киевских маневров штурмовая авиация получает полное
признание. Ей отводится значительная роль в разрабатывавшейся
в то время М. Н. Тухачевским, А. И. Егоровым, В. К. Трианда-
филовым и другими советскими военными специалистами теории
глубокой операции, предусматривавшей одновременное подавле-
ние тактической обороны противника различными средствами
поражения, в том числе и штурмовой авиацией, быстрый прорыв
и последующее развитие тактического успеха в оперативной глу-
бине путем массированного использования мотомеханизированных
войск, поддерживаемых артиллерией и сопровождаемых штурмо-
вой авиацией. В составе советских ВВС формируются новые штур-
мовые авиачасти и на их вооружение принимается самолет-раз-
ведчик Р-5, созданный под руководством Н. Н. Поликарпова.
Однако специального самолета-штурмовика у нас тогда еще не
было. В то же время военные считали, что для эффективного
воздействия на противника, для поражения его живой силы и
различных целей на поле боя необходимо иметь не просто штурмо-
вую авиацию как особый род авиации, но штурмовую авиацию,
вооруженную специальным самолетом.
Работа над ним началась с создания тактико-технических тре-
бований. Их разрабатывали в первой секции Научно-технического
комитета Управления ВВС, с 1926 г. возглавлявшейся молодым
выпускником академии Воздушного Флота им. проф. Н. Е. Жу-
ковского комдивом С. В. Ильюшиным. Именно с этого времени
деятельность С. В. Ильюшина связана с историей создания и со-
вершенствования бронированного штурмовика в СССР.
Разработанные требования к самолетам-штурмовикам отражали
взгляды советских военных специалистов того времени на роль
штурмовой авиации в боевых действиях и тактику ее применения.
Они определили круг задач, которые должны были решать раз-
ные типы самолетов-штурмовиков, их вооружение и летно-тех-
нические данные. Требования предусматривали постройку тяже-
лого и легкого самолетов-штурмовиков (рис. 6.1).
Тяжелый штурмовик ТШ-Б (тяжелый штурмовик, бронирован-
ный) предназначался для уничтожения хорошо защищенных на-
земных целей на поле боя и проектировался в ЦАГИ под руковод-
ством А. Н. Туполева. Легкий штурмовик ЛШ должен был дей-
ствовать против маршевых колонн пехоты и конницы противника.
Работы над ним велись в Центральном конструкторском бюро
(ЦКБ) завода им. В. Р. Менжинского.
Самолет ТШ-Б (заводское обозначение АНТ-17) представлял
собой двухмоторный четырехместный биплан с очень мощным
114
vwwv.vokb-la.spb.ru
вайные штурмовики}
а — ТШ-Б (1930 г.); б — ТШ-1 (1931 Р.);
в — ТШ-3 (1933 р.)
стрелково-артиллерийским и бомбовым вооружением из одной
безоткатной (динамореактивной) пушки Л. В. Курчевского ка-
либра 76 мм, восьми пулеметов и 1000 ... 1500 кг бомб (см.
рис. 6.1, а). Броней были защищены все жизненно важные части
самолета.’ рабочие места пилота, штурмана-бомбардира, двух
стрелков, а также двигатели и бензиновые баки. Общая масса
брони на самолете достигала 1000 кг, но только 380 кг из них
входили в силовую схему конструкции, т. е. воспринимали раз-
личные действующие на самолет нагрузки [33].
Легкий штурмовик ЛШ был выполнен по схеме одномоторного
двухместного биплана с относительно слабой бронезащитой.
Наступательное вооружение самолета состояло из четырех по-
движных пулеметов, наклонно установленных в фюзеляже ство-
лами вниз. Такое размещение оружия позволяло вести пулеметный
огонь по маршевым колоннам наземных войск с горизонтального
полета, что не только повышало боевую эффективность штурмо-
вика, но и уменьшало время его пребывания над целью, снижая
вероятность поражения самолета наземным огнем. Для защиты от
нападения воздушного противника ЛШ имел заднюю огневую
точку. Бомбовое вооружение у него отсутствовало [33].
Оба самолета разрабатывались в 1930 г. Однако при их созда-
нии конструкторы встретили значительные трудности. Из-за
большой массы неработающей навесной брони не обеспечивались
заданные летно-технические свойства самолета ТШ-Б. Нуждалась
в длительной доводке и подвижная пулеметная установка са-
молета ЛШ. Возникшие затруднения не могли быть преодолены
при том уровне развития авиационной техники, и работы по
этим самолетам прекратили.
Недостроенный самолет ЛШ переделали в тяжелый штурмовик
ТШ-1 с усиленным бронированием. Его носовая часть была вы-
полнена в виде бронекоробки, в которой размещен двигатель,
устанавливаемый на стержневой мотораме, водяные и масляные
радиаторы, бензобаки, кабины летчика и стрелка. Бронекоробка
собрана из отдельных плоских или цилиндрических согнутых
кусков гомогенной, т. е. однородной брони, имеющей по толщине
11Ь
одинаковые физико-механические свойства, что не только прида-
вало ей угловатый вид, но и затрудняло полное включение брони
в силовую схему самолета, увеличивало его массу (см. рис. 6.1, б).
В январе 1931 г. начались летные испытания ТШ-1, С. В. Илью-
шин, занимавший в то время должность помощника начальника
научно-исследовательского института ВВС по научно-техниче-
ской части, активно участвует в них. Полеты ТШ-1, а затем и более
совершенного его варианта ТШ-2 показали их относительно не-
высокие летно-технические данные. Большая масса неработающей
навесной брони ограничивала и боевые возможности этих штур-
мовиков: их наступательное вооружение состояло только из пу-
леметов, бомбового вооружения самолеты не имели.
Самолет-штурмовик ТШ-3 (см. рис. 6.1, в) решили строить по
схеме моноплана. Его создание было поручено бригаде С. А. Ко-
черигина, входившей в состав возглавляемого С. В. Ильюшиным
ЦКБ завода им. В. Р. Менжинского.
Бронезащита жизненно важных частей самолета ТШ-3 была
практически такой же, как на самолетах ТШ-1 и ТШ-2. Как и
у них, малая степень использования брони в силовой схеме кон-
струкции способствовала перетяжелению самолета, ухудшению
его летных и боевых качеств. Оставалась нерешенной проблема
надежного охлаждения двигателя. Летные испытания ТШ-3,
которые проводил летчик В. К. Коккинаки, завершились
в 1934 г. [331.
Таким образом, в начале 1930-х гг. не удалось полностью
решить проблему создания специального самолета-штурмовика
с вооружением, бронированием и летно-тактическими данными,
отвечающими предъявленным к нему требованиям. В связи с этим
в 1931—1934 гг. штурмовые авиачасти советских ВВС продол-
жали оснащать модификациями самолета-разведчика Р-5: сна-
чала Р-5Ш, а затем Р-5ССС, которые имели довольно мощное для
своего времени наступательное стрелковое и бомбовое вооружение.
В 1935 г. на вооружение штурмовых частей был принят также
самолет Р-ЗЕТ, представляющий собой следующий вариант Р-5,
но несколько меньших размеров, с более мощным мотором, с та-
ким же как у Р-5 вооружением и с лучшими летно-тактическими
данными.
Все штурмовые варианты самолета Р-5 не имели бронезащиты
жизненно важных частей самолета. Отсутствие бронезащиты и
сравнительно небольшая скорость полета снижали живучесть
штурмовых вариантов самолета Р-5 в условиях противодействия
наземных средств противовоздушной обороны и определили так-
тику их боевого применения, которая заключалась в нанесении
ударов с предельно малых высот порядка 5 ... 25 м с одного захода
на максимальной скорости.
Именно в это время среди военных специалистов всего мира
получает распространение теория о безопасности атаки наземных
целей на большой скорости (с малой высоты полета или с пикиро-
116
www.vokb-la.spb.ru
вания). Предполагалось, что в этом случае большая угловая ско-
рость перемещения самолета способствует уменьшению прицель-
ности и поражаемости наземного огня. Тогда, считали сторонники
этой теории, и бронезащита скоростных самолетов-штурмовиков
может быть выполнена более легкой. Новая теория получила по-
всеместное признание, и работы по бронированным самолетам-
штурмовикам прекратили.
Для всесторонней оценки возможностей скоростного штурмо-
вика и расширения области боевого применения истребителей,
находившихся в серийном производстве, в 1934—1935 гг. были
выпущены опытные одноместный и двухместный скоростные штур-
мовики ЦКБ-18 и ЦКБ-38, являвшиеся модификациями соответ-
ственно истребителя-моноплана И-16 и двухместного истреби-
теля-биплана ДИ-6. Эти скоростные штурмовики были всесторонне
испытаны с целью выявления их тактических особенностей, опре-
деления оптимального сочетания бортового оружия, брони и
летно-тактических данных. «Летные данные скоростных штурмови-
ков, имевших у земли максимальную скорость 350 км/ч, были
признаны высокими, но вооружение этих самолетов, особенно
бомбовое, было недостаточно мощным для эффективного пораже-
ния различных наземных целей. Испытания завершились вы-
пуском небольшой серии двухместных скоростных штурмовиков
ЦКБ-38 под обозначением ДИ-6Ш.
Сравнительная оценка результатов испытаний штурмовиков
различного типа, являвшихся модификациями разведчиков и
истребителей, показала, что наиболее полно требованиям, предъ-
являемым к штурмовикам, удовлетворяет многоцелевой самолет,
или, как тогда говорили, самолет «комбинированного типа»,
который можно было использовать также в качестве разведчика,
легкого бомбардировщика и даже двухместного истребителя
сопровождения.
Многоцелевые, слабо бронированные самолеты-штурмовики
особенно интенсив j разрабатывали в США (Валти А-11, Нор-
троп А-17, Кертисс А-18) и Англии (Фейри «Балт»). Основные
усилия германских авиаконструкторов сосредоточились на созда-
нии пикирующих бомбардировщиков (Юнкере Ju-87, Хейнкель
Не-118).
В начале 1936 г. в Советском Союзе сразу несколько кон-
структорских бюро также получили задание на создание много-
целевых самолетов. Вся конкурсная программа проведения этих
работ, выполнявшаяся конструкторскими коллективами Д. П. Гри-
горовича, С. А. Кочеригина, И. Г. Немана, Н. Н. Поликарпова
и П. О. Сухого, носила условное название «Иванов». Коллектив
Н. Н. Поликарпова начал работать также и над созданием пики-
рующего бомбардировщика ВИТ.
Однако новые самолеты могли поступить на вооружение ча-
стей ВВС только в 1938—1939 гг. Летно-тактические данные на-
ходившихся в эксплуатации штурмовиков Р-5Ш, Р-5ССС, Р-ЗЕТ
117
уже с середины 1930-х гг. не соответствовали возросшим к ним
требованиям, и указанные штурмовые самолеты нуждались в сроч-
ной замене. Было признано необходимым одновременно с опытно-
конструкторскими работами по программе «Иванов» поручить
конструкторскому коллективу С. А. Кочеригина подготовить не-
обходимую техническую документацию для лицензионного про-
изводства двухместного штурмовика и легкого бомбардировщика
Валти V-11. Хотя лицензионный вариант этого самолета и полу-
чил обозначение БШ-1 («бронированный штурмовик — первый»),
броня на нем, за исключением очень слабой бронезащиты экипажа,
практически полностью отсутствовала. Выпущенный в 1937 г.,
БШ-1 государственные испытания не прошел из-за неудовлетвори-
тельных летно-технических данных! его максимальная скорость
у земли всего лишь на 42 км/ч превышала скорость отечественного
штурмовика-биплана Р-ЗЕТ, а высоту 5000 м он набирал почти
вдвое медленнее, чем биплан Р-ЗЕТ.
Отсутствие в советских ВВС современного самолета-штурмо-
вика вызывало обоснованное беспокойство у руководства Нарко-
мата обороны и в ЦК ВКП(б). Для ликвидации «угрожающего
пробела, который мы имеем из-за отсутствия штурмовика»,
в 1937 г. было принято решение о срочном запуске в серийное
производство многоцелевого самолета Р-10 и одновременно «...на-
ряду с развертыванием производства Р-10 поставить перед кон-
структорами и промышленностью задачу работать над созданием
нового, современного штурмовика» *.
Однако по различным причинам эти новые небронированные
штурмовики «Ш-тандем» П. Д. Грушина и «Ш» С. А. Кочеригина,
созданные в 1937—1938 гг., не выдержали государственных
испытаний. Неудачи с созданием специального самолета-штурмо-
вика определили кризисное состояние советской штурмовой авиа-
ции в конце 1930-х годов. Снятие с вооружения полностью уста-
ревших самолете в-штурмовиков Р-5Ш, Р-5ССС и Р-ЗЕТ и отсут-
ствие нового самолета-штурмовика привели к сокращению числен-
ного состава штурмовой авиации, которая в предвоенные годы
насчитывала всего одиннадцать авиационных полков, вооружен-
ных самолетами-истребителями ДИ-6Ш, И-15 бис, И-153, при-
способленными для ведения штурмовых действий.
В сложившейся обстановке особенно важное значение для
возрождения советской штурмовой авиации приобрели работы по
бронированному самолету-штурмовику, проводившиеся в инициа-
тивном порядке коллективом конструкторского бюро во главе
с С. В. Ильюшиным.
С. В. Ильюшин, занятый созданием, постройкой и запуском
в серию своего первого боевого самолета ДБ-3, официально не
участвует в работе по программе «Иванов». Тем не менее, по своей
* Шумихин В. С. Советская военная авиация (1917—1941 годы). М.) Наука
1986. С, 155.
118
www.vokb-la.spb.ru
инициативе он ведет проектные исследования параметров и ком-
поновки бронированного самолета-штурмовика.
«Не сразу я приступил к проектированию штурмовика, гото-
вился примерно три года. До деталей проанализировал уже
созданные машины. Пришел к убеждению! главное — наилучше
сочетать вес, броню, оружие и скорость», —• вспоминал впослед-
ствии об этом периоде своей деятельности С. В. Ильюшин [2].
Задача, которую он поставил перед собой, была исключительно
трудной. Но она уже могла быть решена на основе таких выдаю-
щихся достижений советской науки и техники того времени, как
создание мощного авиационного двигателя жидкостного охлажде-
ния (А. А. Микулиным), скорострельных авиационных пушек
(Б. Г. Шпитальным), авиационных реактивных снарядов (РНИИ),
штампуемой гетерогенной, о высокой твердостью наружного
слоя авиационной брони (С. Т. Кишкиным, Н. М. Скляровым),
прозрачной авиационной брони (Б. В. Ерофеевым, М. М. Гудимо-
вым). С. В. Ильюшин сумел использовать все эти достижения
в конструкции самолета-штурмовика и решить поставленную
задачу.
Необходимость создания бронированного самолета-штурмовика
во второй половине 1930-х гг. становится все более ясной. Боевые
действия в Испании и Китае в 1937—1938 гг. еще раз показали
уязвимость низко летающих, в том числе и скоростных, самолетов-
штурмовиков для огня наземных войск. Учитывая этот опыт, ко-
мандование ВВС фашистской Германии выдает фирмам Фокке-
Вульф и Хеншель задание на разработку бронированных штур-
мовиков.
В январе 1938 г. С. В. Ильюшин обращается в правительство
с предложением о создании спроектированного им двухместного
(летчик и стрелок) бронированного штурмовика — летающего
танка, который по своей боевой эффективности значительно пре-
восходил бы самолеты, создававшиеся по программе «Иванов».
При современной глубине обороны и организованности войск, огромной
мощности их огня (который будет направлен на штурмовую авиацию) штурмо-
вая авиация будет нести очень крупные потери.
Наши типы штурмовиков, как строящиеся в серии ВАЛТИ, ХАИ-5 (констр.
Неман), так и опытные — «Иванов» (констр. Сухой) и «Иванов» (констр. Неман)
имеют большую уязвимость, так как ни одна жизненная часть этих самолетов:
экипаж, мотор, маслосистема и бензосистема — не защищена. Это может в силь-
ной степени понизить наступательные способности нашей штурмовой авиации.
Поэтому сегодня назрела необходимость создания бронированного штурмо-
вика или иначе говоря — летающего танка, у которого все жизненные части
забронированы.
Сознавая необходимость в таком самолете, мною в течение нескольких меся-
цев велась работа над решением этой трудной проблемы, результатом которой
явился проект бронированного самолета-штурмовика.
Для осуществления этого выдающегося самолета, который неизмеримо
повысит наступательные способности нашей штурмовой авиации, сделав ее мо-
гущей наносить сокрушительные удары по врагу без потерь или с очень малыми
потерями с ее стороны, прошу освободить меня от должности начальника Главка,
поручив мне выпустить самолет на Государственные испытания в ноябре 1938 года.
119
о
Рис. 6.2. Схема штурмовика ЦКБ-55
Задача создания бронированного штурмовика исключительно трудна и
сопряжена с большим техническим риском, но я с энтузиазмом и полной уве-
ренностью за успех берусь за это дело. Сер. Ильюшин. 27.1.38 г.
Бронированный самолет-штурмовик С. В. Ильюшина ЦКБ-55
представлял собой двухместный свободнонесущий моноплан с по-
луубирающимися в обтекатели на крыльях колесами основных
опор шасси. Самолет должен был иметь один двигатель жидкост-
ного охлаждения АМ-35 с взлетной мощностью 993 кВт (1350 л. с.),
разработанный под руководством А. А. Микулина (рис. 6.2).
Главной особенностью самолета С. В. Ильюшина должен
был стать обтекаемый бронекорпус из высокопрочной броневой
стали АБ-1, разработанной в ВИАМ под руководством С. Т. Киш-
кина и Н. М. Склярова. Эта броневая сталь имела хорошую удар-
ную вязкость, но, самое главное, она позволяла изготавливать
путем штамповки броневые детали, имевшие сложную поверх-
ность двойной кривизны. Штамповку броневых деталей можно
было производить на воздухе, после нее деталь охлаждалась
в масле, а из закалочной ванны она вновь подавалась обратно
в штамп для окончательной доводки размеров. Новая броневая
сталь и новая технология изготовления деталей из нее открыли
путь создания бронированного штурмовика не с «навесной»,
как это было раньше на самолетах ТШ-1 и ТШ-3, а с «работающей»,
т. е. включенной в общую работу конструкции самолета броней.
Бронекорпус штурмовика ЦКБ-55 заключал в себе жизненно
важные’части самолета: двигатель, рабочие места экипажа, со-
120
vwwv.vokb-la .spb .ru
Рис. 6.3. Первые компоновочные схемы бронированного штурмовика ЦКБ-55
а — вариант с выдвижными водяными и масляными радиаторами; б — вариант с непод-
вижными водяными и масляными радиаторами; 1 — двигатель жидкостного охлаждения;
2 — верхний бензобак; 3, 4 — рабочие места пилота и штурмана-стрелка соответственно;
S — всасывающий патрубок карбюратора двигателя; б — водяные и масляные радиаторы
в фюзеляже; 7 — выдвинутое положение водяных и масляных радиаторов; 8 — нижний
бензобак
стоящего из летчика и штурмана-стрелка, бензо- и маслосистему.
Водяные и масляные радиаторы системы охлаждения и смазки
двигателя вначале выполняли подвижными: в условиях сильного
противодействия наземных огневых средств их можно было пол-
ностью убирать в бронекорпус, а при отсутствии обстрела
с земли —выдвигать из бронекорпуса на величину, обеспечиваю-
щую нормальную работу двигателя (рис. 6.3, а). Такое компоно-
вочное решение имело существенный недостаток. Сложное кон-
структивно, оно резко ограничивало время атаки цели, так как
из-за повышения температуры жидкости, охлаждающей двига-
тель, и смазки самолет с убранными радиаторами мог находиться
над целью всего лишь 6 ... 8 мин. Выдвижение радиаторов над
полем боя из бронекорпуса также резко повышало вероятность
их поражения и выхода самолета из строя.
В процессе рабочего проектирования было найдено новое ре-
шение. Радиаторы сделали неподвижными и установили их рядом
друг с другом в бронекорпусе за двигателем, а охлаждающий
воздух стали подводить к ним по специальному каналу через
воздухозаборник, расположенный на верхней части бронекорпуса
(рис. 6.3, б). Такое решение было не совсем выгодно аэродинами-
чески, так как размещение воздухозаборника канала сверху
капота двигателя в зоне пониженного статического давления,
а отверстия выпуска воздуха — снизу фюзеляжа, в зоне повышен-
ного статического давления, приводило к уменьшению эффектив-
ности продува радиаторов. Но благодаря этому решению кон-
струкция самолета значительно упростилась, его боевая эффек-
тивность как штурмовика резко повысилась.
121
Рис. 6.4. Силовая схема под*
моторной рамы штурмовика
Летные испытания пер-
вого опытного самолета
ЦКБ-55 выявили недоста-
точность охлаждения дви-
гателя, особенно на режи-
мах взлета и набора вы-
соты, т. е. при больших уг-
лах атаки и работе двига-
теля на максимальной
мощности. Поверхность
охлаждения водяного ра-
диатора пришлось увели-
чить, и ои занял всю
ширину канала. Масляный радиатор системы смазки двигателя
перенесли под бронекорпус и установили в прямоугольной броне-
корзине, в передней части которой имелась бронезаслонка, пол-
ностью закрывшая входное отверстие масляного радиатора при
обстреле с земли или при вынужденной посадке с убранным
шасси. Для охлаждения свечей системы зажигания двигателя и
выхлопных патрубков и для продува внутренней полости броне-
кор пуса его передние боковые и нижняя бронекрышки выполня-
лись в виде заборников воздуха, который выходил из бронекор-
пуса через бронекарманы, установленные за выхлопными патруб-
ками двигателя.
Бронекорпус практически полностью включался в силовую
схему планера самолета. Носовая часть бронекорпуса восприни-
мала все нагрузки от двигателя и агрегатов силовой установки,
для чего была разработана оригинальная конструкция подмотор-
ной рамы. Ее силовая схема позволяла полностью включить в ра-
боту обшивку нижней части капота двигателя, которая выполня-
лась из стальных бронелистов. Изнутри бронекорпуса к обшивке
капота приклепывали два полушпангоута 1 из алюминиевого
сплава и четыре кронштейна 2 (рис. 6.4). Эти кронштейны и полу-
шпангоуты связывались в единую конструкционную систему
двумя, правым и левым, мощными профилями 3 из алюминиевого
сплава. Задний полу шпангоут трубчатыми подкосами 4 соеди-
нялся также с наклонным шпангоутом 5 фюзеляжа. Двигатель
устанавливался на профили 3, и все основные усилия от него
через болты крепления передавались полушпангоутами и крон-
штейнами на нижнюю бронеобшивку. Часть нагрузки по трубча-
тым подкосам переходила на верхнюю обшивку капота и на на-
клонный шпангоут фюзеляжа, а через него также на центральную
часть бронекорпуса. Простая конструктивно, обеспечивающая
легкую замену двигателя и его агрегатов, эта силовая схема
крепления поршневого двигателя использовалась затем на всех
122
www.vokb-la .spb .ru
№
Рис. 6.5. Схема бронирования Ил-2
без исключения бронированных самолетах, созданных конструк-
торским бюро под руководством С. В. Ильюшина.
Центральная часть бронекорпуса воспринимала нагрузки от
экипажа, оборонительной пулеметной турели, узлов крепления
крыла и хвостовой части фюзеляжа.
Бронекорпус собирали из штампованных листов гетерогенной
или гомогенной брони двойной кривизны, толщина которых была
4 ... 8 мм. Минимальная масса бронекорпуса обеспечивалась
прежде всего оптимальным распределением толщины броневых
листов (рис. 6.5) как из условия эффективного противостояния
осколкам зенитных снарядов и пуль, зоны встречи которых
с бронекорпусом определялись на основе результатов специаль-
ного анализа, так и в соответствии с действующими на элементы
бронекорпуса силовыми нагрузками. При этом учитывалось, что
обтекаемые формы бронекорпуса в сочетании с относительно
большой (350 ... 400 км/ч) расчетной скоростью полета значи-
тельно усиливают эффективность бронезащиты даже тонких бро-
невых листов из-за малых углов встречи с ней осколка или пули.
Более полному использованию брони в работе конструкции
способствовало также и то, что самолет С. В. Ильюшина был
рассчитан на вдвое большую, чем у ТШ-1 и ТШ-3, скорость полета
и, соответственно, на ‘значительно большие внешние нагрузки.
Впервые в СССР на самолете-штурмовике использовали про-
зрачную броню типа К-4. Из нее изготовляли лобовые стекла
фонаря кабины летчика.
Незащищенная броней конструкция самолета проектировалась
из условия обеспечения ее работы при боевых повреждениях:
хвостовая часть фюзеляжа типа «полумонокок» имела работаю-
щую обшивку, подкрепленную стрингерами, крыло и стабилиза-
тор горизонтального оперения были двух лонжеронными, киль
вертикального оперения выполнялся как одно целое с фюзеляжем.
Частичное выступание колес основных опор самолета из контура
гондол должно было обеспечить посадку самолета с минималь-
ными повреждениями на любой неподготовленной площадке без
выпуска шасси (рис. 6.6).
123
Рис. 6.6. Схема основной опоры самолета Ил-25
а — шасси выпущено; б — шасси убрано; 1 — колесо; 2 — ось вращения амортиза-
ционных стоек; 3 — ось крепления цилиндра подъема выпуска шасси; 4 — ось враще-
ния нижнего складывающегося подкоса; б амортизационные стойки; 6 — склады-
вающийся подкос
Рационально спроектированная силовая схема планера с вклю-
чением в ее работу бронекорпуса обеспечивала штурмовику
С. В. Ильюшина достаточные резервы массы для установки мощ-
ного наступательного вооружения. Вначале предполагалось уста-
новить на самолет пять пулеметов ШКАС калибра 7,62 мм, в том
числе четыре неподвижных крыльевых пулемета и один подвиж-
ный оборонительный пулемет. Нормальный бомбовый груз са-
молета, равный 400 кг, размещался на внутренней подвеске в че-
тырех крыльевых бомбоотсеках, где бомбы частично защищались
броней: перед ними устанавливались броневые щитки. В перегру-
зочном варианте еще 200 кг бомб могли быть подвешены снаружи
самолета на силовых нервюрах крыла, разделяющих бомбоот-
секи (рис. 6.7).
Рис. 6.7. Бомбовое вооружение штурмовика (показан перегрузочный вариант
загрузки самолета шестью бомбами ФАБ-100)
124
www.vokb-la.spb.ru
Предложение С. В. Ильюшина было принято, и 5 мая 1938 г.
создание бронированного штурмовика ЦКБ-55, получившего
также войсковое обозначение БШ-2, включили в план опытного
строительства. Началась разработка эскизного проекта самолета,
который 3 января 1939 г. был предъявлен заказчику. Одновре-
менно были составлены технические требования к самолету.
26 января 1939 г. состоялось рассмотрение макета самолета
ЦКБ-55, а 2 февраля протокол макетной комиссии утвердил
начальник ВВС Красной Армии командарм второго ранга
А. Д. Локтионов. Началась постройка двух опытных бронирован-
ных штурмовиков ЦКБ-55, имевших смешанную конструкцию:
деревянную хвостовую часть фюзеляжа с килем, цельнометалли-
ческие крыло и горизонтальное оперение с рулями, обшитыми
полотном.
2 октября 1939 г. состоялся первый полет опытного самолета
ЦКБ-55 № 1 под управлением летчика-испытателя В. К. Кокки-
наки, а 30 декабря 1939 г. он поднял в воздух и второй опытный
самолет ЦКБ-55 № 2. Заводские испытания самолетов проводи-
лись до марта 1940 г. В испытательных полетах отлаживался
двигатель, доводились системы охлаждения воды и масла.
1 апреля 1940 г. начались государственные испытания самолета
БШ-2 (ЦКБ-55 № 2). Летчики отмечали, что по своим полетным
свойствам самолет БШ-2 был достаточно простым и не имел осо-
бенностей, отличавших его от самолетов подобного типа Р-10
и ББ-1. Общее заключение военных специалистов было положи-
тельным. Для изучения тактических свойств и разработки тех-
ники боевого применения бронированных самолетов, по мнению
военных специалистов, необходимо было заказать серию самоле-
тов БШ-2 с двигателем АМ-35 для войсковых испытаний.
Государственные испытания выявили у БШ-2 и некоторые
слабые стороны. К ним относился прежде всего недостаточный для
летчика обзор вперед, являвшийся следствием одномоторной
схемы самолета. Отмечались также малая скорость самолета
у земли, равная 362 км/ч, и недоведенность двигателя АМ-35.
Эти недостатки были следствием установки на двигателе мощного
центробежного нагнетателя, который обеспечивал высотность
4500 м, совершенно не нужную штурмовику, летающему в основ-
ном на малых высотах. В полетах же у земли нагнетатель отнимал
у двигателя значительную часть мощности. По просьбе С. В. Илью-
шина, высказанной еще в процессе проведения заводских испыта-
ний самолетов ЦКБ-55, ОКБ А. А. Микулина в инициативном
порядке провело работы по созданию двигателя АМ-38 без высот-
ного нагнетателя, более мощного на малых высотах, чем АМ-35,
но с такими же, как у него, габаритами и массой.
Для проведения летных испытаний двигатель АМ-38 устано-
вили на опытном самолете ЦКБ-55 № 1, в конструкцию которого
внесли также ряд других изменений, связанных с устранением
недостатков, выявленных на государственных испытаниях. Недо-
125
Рис. 6.8. Максимальные горизон-
тальные скорости опытных брони-
рованных штурмовиков 3
1 — двухместного ЦКБ-Б5 с двигате-
лем АМ-35; 2 — одноместного ЦКБ-57
с двигателем АМ-38; 3 — одномест-
ного ЦКБ-5511 с двигателем АМ-38
статочная продольная устой-
чивость самолета из-за при-
менения общепринятой в то
время чрезмерно задней по-
летной центровки, равной
31,4% средней аэродинамиче-
ской хорды, была улучшена установкой стабилизатора с большей
на 3,1% площадью и смещением центра масс самолета вперед
вследствие более передней (на 50 мм) установки двигателя и пово-
рота отъемных частей крыла назад на 5°. Несколько тяжелое уп-
равление элеронами улучшили изменением степени их аэродина-
мической компенсации.
Эти работы уже были в основном завершены, когда С. В. Илью-
шину предложили переделать штурмовик в одноместный вариант,
установить две пушки ПТБ-23 конструкции Я- Г. Таубина и два
пулемета ШКАС, усилить бронирование самолета.
Самолет ЦКБ-55 № 1 срочно доработали. Вместо кабины
стрелка в бронекорпусе установили 12-миллиметровую броне-
перегородку и бензобак; предписанное заказчиком увеличение
толщины брони на боковых стенках кабины на этом самолете ими-
тировалось увеличением массы конструкции. Из-за большого
объема работ по установке новых пушек наступательное ору-
жие самолета осталось старым — четыре пулемета ШКАС и
400 кг бомб на внутренней подвеске. Самолету присвоили новое
обозначение ЦКБ-57. Его первый полет состоялся 12 октября
1940 г. под управлением В. К. Коккинаки. Он провел заводские
испытания в исключительно сжатые сроки — всего за 10 летных
дней. В полете у земли была достигнута максимальная скорость
423 км/ч, а на границе высотности двигателя — 437 км/ч (рис. 6.8).
Цифры для самолетов такого типа для того времени весьма вы-
сокие. Летчик отмечал, что по своим полетным свойствам самолет
исключительно прост и не имеет никаких особенностей.
Основываясь на результатах заводских летных испытаний
ЦКБ-57, С. В. Ильюшин считал, что проведенные доработки
устраняют основные недостатки самолета и, учитывая напря-
женную международную обстановку (начавшуюся войну в Ев-
ропе), необходимо срочно решить вопрос о серийном производстве
самолета. Однако он не встретил поддержки со стороны высшего
руководства ВВС и в начале ноября 1940 г. обратился с письмом
к И. В. Сталину [42]. После этого были приняты чрезвычайные
меры по завершению постройки модифицированного самолета-
штурмовика и запуску его в серийное производство еще до про-
126
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 6.9. Эволюция опытных бронированных штурмовиков:
а — двухместный ЦКБ-Б5; б — одноместный ЦКБ-57; в — одноместный ЦКБ-55П
ведения заводских и государственных испытаний.
Эталоном для серии должен был стать модифицированный
самолет ЦКБ-55 № 2, в конструкции которого были учтены прак-
тически все предъявлявшиеся к самолету требования. Стремясь
по мере возможности улучшить обзор вперед из кабины летчика,
С. В. Ильюшин опустил вниз на 175 мм двигатель АМ-38, соот-
ветственно изменив обводы носовой части фюзеляжа, и на 50 мм
приподнял сиденье и фонарь пилота. Для улучшения обзора назад
за головой летчика установили прозрачную броню и короткий
прозрачный обтекатель. После этого машина приобрела столь
характерный для нее «горбатый» вид (рис. 6.9). Новый броне-
корпус, установленный на ЦКБ-55 № 2, был оснащен усиленными,
по результатам испытаний на обстрел, броневыми листами. Стрел-
ково-артиллерийское вооружение самолета стало очень мощным.
Оно состояло из двух пушек ПТБ-23 калибра 23 мм, двух пулеме-
тов ШКАС и восьми реактивных орудий для стрельбы реактивными
снарядами РС-82 и РС-132.
Первый полет модифицированного самолета, получившего
заводское обозначение ЦКБ-55П, состоялся 29 декабря 1940 г.
под управлением В. К- Коккинаки. Проведенные им испытания
артиллерийского вооружения, показали, что пушки ПТБ-23 не
пригодны для эксплуатации на самолете, сила их отдачи при
выстрелах более чем в 2 раза превышала расчетную, гарантиро-
ванную Я. Г. Таубиным. Они были заменены пушками ШВАК
калибра 20 мм, созданными под руководством Б. Г. Шпиталь-
ного, и с ними самолет ЦКБ-55П, которому в январе 1941 г. было
присвоено новое обозначение Ил-2, поступил на государственные
испытания.
Государственные испытания самолета Ил-2 начались 28 фев-
раля 1941 г. При нормальной полетной массе 5310 кг с 400 кг
бомб на внутренней подвеске, двумя пушками ШВАК с боезапа-
сом 420 снарядов и двумя пулеметами ШКАС с 1500 патронами
самолет Ил-2 при взлетной мощности двигателя 1224 кВт
(1665 л. с.) показал максимальную скорость у земли 433 км/ч,
а на высоте 2460 м — скорость 450 км/ч (см. рис. 6.8). Военные
летчики отмечали значительно лучшую, чем у БШ-2, управляе-
127
Рис. 6.10. Схемы бронированных штурмовиков выпуска 1939 г.З
а — ЦКБ-56 (СССР); б — Фокке-Вульф FW-189 V-1 (Германия); в —> Хеншель Hs-129
V-1 (Германия)
мость самолета Ил-2, хороший обзор и удобство наводки на цель
при стрельбе и бомбометании с бреющего полета.
Таким образом, Ил-2 стал первым в мировой практике брони-
рованным самолетом-штурмовиком, полностью отвечающим предъ-
явленным требованиям, могущим эффективно использоваться для
непосредственной поддержки своих наземных войск на поле боя,
способным успешно поражать бомбами, реактивными снарядами,
пушечным и пулеметным огнем самые разнообразные наземные
цели, в том числе и бронетанковые войска. Работы по бронирован-
ным самолетам-штурмовикам, проводившиеся в Германии, за-
вершились созданием весной 1939 г. двух опытных самолетов
Фокке-Вульф FW-189 V-1 и Хеншель Hs-129 V-1 (рис. 6.10),
которые по своим конструктивным решениям, летным данным и
вооружению значительно уступали самолету Ил-2. Летно-техни-
ческие характеристики самолета Ил-2 и его вооружение были
практически одинаковыми с аналогичными показателями отече-
ственных и зарубежных однодвигательных самолетов, легких
бомбардировщиков и слабобронированных штурмовиков, строив-
шихся серийно, а по некоторым данным и превосходили их
(табл. 6.1).
Успешное решение С. В. Ильюшиным в 19J39 г. сложнейшей
задачи создания годного к практическому использованию брони-
рованного самолета-штурмовика ЦКБ-55 и опыт, полученный при
проведении его заводских и государственных испытаний, оказали
значительное влияние на тематику последующих опытно-кон-
структорских работ в СССР по развитию и совершенствованию
этого типа боевого самолета. Летно-технические данные и воору-
жение ЦКБ-55 стали своего рода точкой отсчета при разработке
технических требований к новым самолетам-штурмовикам, к их
скорости, вооружению, бронированию.
Только благодаря появлению самолета С. В. Ильюшина тип
бронированного самолета-штурмовика был у нас окончательно
признан.
В 1940—1941 гг. к созданию нового поколения отечественных
бронированных самолетов-штурмовиков были привлечены сразу
128
www.vokb-la.spb.ru
Таблица 6.1
Сравнение летно-технических характеристик самолетов 1940—1941 годов
Я « И В ско- км/ч ~ м Наступательно с вооружение
Самолет в двигатель Взлетная МОЩНОСТЬ, кВт (л. с.) § а я а “ с. л & шальная на высоте, Пуш- ки Пуле- меты Раке- ты 9 со м к м « «г
Норм: масса. Макс? рость Число X калибр Бомбе грузк:
Ил-2 с АМ-38 (СССР, 1941 г.) 1224 (1665) 5310 433. 0 ’ 450 2X20 2X7,62 8X132 400
2460
ББ-1 с М-88Б (СССР, 1940 г.) 809 (1100) 4030 375. 0 ’ 468 — 4X7,62 10X82 400
4700
Дуглас А-24 *Да- унтлесс» Райт-Циклон (США, 1940 г.) 933 (135’0) 4320 408 2X12,7 540
4270
Юнкере Ju-87 D-3 с Jumo 211 1—1 Германия, 1940 г.) 993 (1350) 5240 334. о ; 382 4350 — 2X7,92 — 500
несколько конструкторских коллективов. Под руководством
П. О. Сухого развертываются работы над скоростным штурмови-
ком Су-6 с двигателем воздушного охлаждения. Конструкторское
бюро А. А. Архангельского получило задание на одномоторный
самолет-штурмовик БШ-МВ двухбалочной схемы с подвижным
наступательным вооружением, разработанным Г. М. Можаровским
и И. В. Веневидовым. Проектирование бронированного штурмо-
вика ПБШ-1 вело также ОКБ А. И. Микояна. Создание тяжелого
двухмоторного штурмовика ЦКБ-60 было поручено С. В. Илью-
шину.
Ни один из этих самолетов не был готов к июню 1941 р.
Первый серийный Ил-2 был выпущен в марте 1941 г., через
три месяца после получения чертежей самолета. В процессе се-
рийного производства велись работы по дальнейшему усилению
артиллерийского вооружения самолета, оснащению его двумя
мощными пушками В Я (конструкции А. А. Волкова и С. Я. Яр-
цева) калибра 23 мм, снаряды которых с расстояния 400 м про-
бивали стальную броню толщиной до 25 мм. Самолет Ил-2 с этими
пушками успешно .прошел государственные испытания, и в мае
Б Г. В. Новожилов ^9
Рис. 6.11. Схема наступательного артиллерийско-пулеметного вооружения Ил-2:
1 — пулеметы ШКАС; 2 — пушки ШВАК или ВЯ; 3 — ракетные снаряды
1941 г. пушки ВЯ были приняты на вооружение ВВС. Самолеты
Ил-2 выпускались с обоими типами пушек — с пушками ШВАК
(с увеличенным до 500 снарядов боезапасом) и с пушками ВЯ,
имевшими боекомплект из 300 снарядов (рис. 6.11). К началу
Великой Отечественной войны было построено уже 249 штурмови-
ков Ил-2 [31].
Одним из первых получил новые самолеты четвертый авиа-
ционный штурмовой полк (впоследствии седьмой гвардейский
ШАП). До начала войны летчики полка успели совершить на них
только несколько ознакомительных полетов. «Строем еще не
летали, а из пушек и пулеметов па полигоне никому и очереди
выпустить не пришлось... Как прицельно сбрасывать бомбы —
никто представления не имел», — вспоминал ветеран этого полка
В. Б. Емельяненко [9].
1 июля 1941 г. самолеты Ил-2 приняли боевое крещение на
подступах к Березине и Бобруйску. Простая техника пилотиро-
вания, мощное вооружение, неуязвимость от огня наземного
стрелкового оружия, а частично даже и от огня малокалиберных
зенитных пушек, с самого начала войны сделали самолет Ил-2
даже в руках неопытных летчиков грозным средством борьбы
с наземными войсками противника, особенно с его танками и мото-
пехотой.
130
www.vokb-la.spb.ru
В первые дни Великой Отечественной войны, используя свои
высокие маневренные возможности, вражеские танки и мотопе-
хота наносили массированные удары прежде всего в местах,
слабо защищенных наземными противотанковыми средствами.
В этих условиях особенно возрастала роль авиации, и то неболь-
шое число самолетов Ил-2, которое тогда имелось в советских
ВВС, использовалось для атак в первую очередь на бронетанко-
вые и мотомеханизированные маршевые колонны наступающего
противника. Самолеты Ил-2 наносили удары по скоплениям вра-
жеских танков в местах выгрузки и сосредоточения, на марше,
на заправке, в предбоевых порядках. Реже применяли Ил-2
для уничтожения различных целей (пехоты, артиллерии, отдель-
ных танков, укрепленных рубежей и т. п.) непосредственно на
поле боя.
Поражение танков и мотопехоты осуществлялось всем борто-
вым оружием самолета Ил-2, состав и мощь которого оказались
подобранными исключительно удачно. Уничтожение танков осу-
ществлялось ракетными снарядами, стрельбой из пушек и бом-
бометанием.
Практика боевой работы штурмовиков Ил-2 в первые дни войны
показала, что отлично подготовленный летчик при условии удач-
ного выхода на цель с дистанции 300 ... 400 м боекомплектом ра-
кетных снарядов поражает в среднем два танка, летчик с хорошей
подготовкой — один-два танка и с удовлетворительной — не
больше одного танка. Летчики доносили, что действие ракетных
снарядов у цели очень эффективно, особенно при прямом попада-
нии, и деморализующе действует на противника. Экипажи танков
не выдерживали атаки ракетными снарядами и, остановив танки,
покидали их на время атаки.
Пушки ШВАК и ВЯ с подкалиберными бронебойно-зажига-
тельными и фугасными снарядами также зарекомендовали себя
как надежное средство уничтожения бронетанковой техники и
автотранспорта противника. Пушечным огнем с дистанции 600 ...
1000 м в зависимости от уровня подготовки летчика уничтожались
один—два танка при расходе боекомплекта снарядов.
Бомбовые удары штурмовиков также наносили ощутимый урон
противнику. В зависимости от характера цели Ил-2 мог брать
самые разнообразные бомбы — массой 250; 100; 50; 25; 15; 10; 2,5
и 1 кг.
Пулеметный огонь штурмовиков наносил большой урон живой
силе, автотранспорту и другим легкоуязвимым объектам. Опыт
показал, что огонь из пулеметов по нормально рассредоточенной,
но не укрывшейся пехоте поражал до 20 ... 30 солдат противника
при расходе 1000 патронов боекомплекта.
Боевой опыт вскрыл и существенный недостаток самолета, ко-
торый задолго до этого предвидел С. В. Ильюшин, — его уязви-
мость от атак вражеских истребителей сзади. С первых дней войны
в ОКБ стали поступать пожелания фронтовых летчиков об уста-
5* 131
новке в хвостовой части самолета или дистанционно управляе-
мого летчиком пулемета, или кабины стрелка с оборонительным
пулеметом, как это было сделано на первом опытном самолете
ЦКБ-55. Эти пожелания поступали и в Ставку Верховного Главно-
командования. В музее ОКБ хранится копия одного из таких
документов:
Наркому обороны тов. Сталину
.. .Считаю своим долгом предъявить требования к конструктору и авиа-
промышленности по улучшению нашего грозного штурмового самолета.
Исходя из практического личного боевого применения и отзывор-пожела-
ний летного состава, самолет имеет много хороших качеств, о которых я гово-
рить не буду. В то же время он имеет ряд недостатков. . .
Основной недостаток самолета в том, что он сзади совершенно беззащитен
от истребителей. Истребитель противника в большинстве случаев подходит
сзади и сбоку на 10 ... 15 метров и бьет по самолету из пушек и пулеметов, ста-
раясь поразить мотор или летчика. Часты случаи, когда через фонарь и фор-
точку снарядом, который рвется в кабине, летчик выводится из строя, а за-
тем и самолет.
Ссылка на то, что это слабое место компенсируется прикрытием истребите-
лями, себя очень мало оправдывает. В основном штурмовик действует по перед-
нему краю обороны и с малой высоты, и если за ним пойдут наши истребители,
то они будут нести большие потери от ружейно-пулеметного огня, которым пе-
редний край насыщен очень сильно.
Практически в большинстве случаев наши истребители над целью ходят
на высоте 1000 ... 1500 метров и зачастую даже теряют штурмовиков из виду,
а в это время на малых высотах — от бреющего до 100 метров — истребители
противника атакуют наши самолеты. Часто противник имеет две группы истреби-
телей, одна на высоте завязывает бой с нашими истребителями, а другая охотится
за штурмовиками.
Вывод: необходимо сзади летчика (куда садится техник при перелетах)
сажать стрелка с пулеметом. Для этого нужно бронеплиту летчика перенести
в самую заднюю часть бронекорпуса, чтобы стрелок был за надежной броней. . .
. . .На самолете устанавливается прицел для стрельбы ПБП-1, который пред-
назначен для пикирующих бомбардировщиков, имеющий вертикальное и гори-
зонтальное смешения, которые для штурмовика совершенно не нужны. Прицел
громоздкий, мешает обзору летчика, в особенности на малой высоте. При посадке
на фюзеляж летчик головой бьется об него .. Желательно на самолете установить
простой и дешевый кольцевой прицел. . .
Штурман 243 ШАП, капитан Коваль Е. П.
Одновременно летчики отмечали исключительную живучесть
самолета Ил-2, надежность бронекорпуса, хорошо защищавшего
пилота, двигатель и топливные баки.
Для защиты от нападения истребителей противника одно-
местные штурмовики Ил-2 стали применять тактику нанесения
ударов по наземным целям из так называемого свободного круга
с дистанцией между самолетами 150 ... 500 м. При появлении
вражеских истребителей свободный круг быстро перестраивался
в замкнутый оборонительный круг, в котором впереди идущий
Ил-2 прикрывался мощным огнем наступательного вооружения
сзади летящего самолета. Постепенно формировались и другие
тактические приемы борьбы штурмовиков с истребителями.
В самых неблагоприятных условиях начала войны, действуя
при сильнейшем огневом противодействии наземных войск и пре-
132
www.vokb-la.spb.ru
восходстве противника в воздухе, самолеты Ил-2 не только сумели
выжить как тип, что удалось далеко не всем другим более скорост-
ным самолетам, но и смогли нанести противнику существенные
потери в живой силе и технике. С каждым днем войны в ожесто-
ченных боях росла боевая выучка летчиков-штурмовиков, со-
вершенствовалась тактика, расширялась сфера боевого примене-
ния и увеличивалась сила ударов самолетов Ил-2 по врагу. Фронт
требовал как можно больше самолетов Ил-2.
Быстрыми темпами возрастало серийное производство самоле-
тов Ил-2. В июле 1941 г., через четыре месяца после выпуска пер-
вой серийной машины, завод выпустил около 300 штурмовиков.
Этому в немалой степени способствовала технологичность кон-
струкции самолета, позволявшая расчленить весь процесс про-
изводства агрегатов и деталей планера на сравнительно мелкие
операции, не требовавшие высокой квалификации сборщиков,
что позволяло расширить круг работ. Однако быстрое продвиже-
ние вражеских войск поставило под угрозу серийное производство
самолетов Ил-2 и особенно двигателей для них. Было признано
необходимым в кратчайшие сроки проработать возможность
установки на Ил-2 двигателя воздушного охлаждения с взлетной
мощностью 1250 кВт (1700 л. с.), выпускавшегося в глубоком
тылу страны. За установку такого двигателя на штурмовике
выступал также ряд специалистов, считавших, что он более
живуч при поражении, чем бронированный двигатель жидкостного
охлаждения типа АМ-38.
На одном из серийных самолетов Ил-2 часть бронекорпуса
до переднего лонжерона центроплана, являющаяся капотом дви-
гателя АМ-38, была снята. По переднему лонжерону центроплана
установили двойную бронеперегородку, воспринимавшую все
нагрузки от сварной трубчатой моторамы двигателя М-82. Дви-
гатель не бронировался. Он закрывался обычным капотом типа
НАКА из легкого алюминиевого сплава с управляемой юбкой
на задней выходной щели. Каркас капота крепился только к дви-
гателю и совершенно не был связан с остальной конструкцией
самолета, что должно было значительно упростить смену повре-
жденного двигателя в полевых условиях.
Учитывая опыт боевого применения Ил-2, С. В. Ильюшин при
переоборудовании самолета под новый двигатель возвращается
к двухместному варианту штурмовика с задним оборонительным
пулеметом. Топливный бак, располагавшийся в бронекорпусе
за бронеперегородкой пилотской кабины, был снят, и на его
месте, как и на ЦКБ-55, оборудовали кабину стрелка, воору-
женного уже крупнокалиберным пулеметом БТ конструкции
М. Е. Березина с боезапасом 280 ... 300 патронов. Как и летчик,
стрелок был защищен бронекорпусом, а также прозрачной и ме-
таллической броней фонаря кабины. Пулемет БТ калибра 12,7 мм
размещался на шкворневой установке и, вследствие сильного
бронирования фонаря кабины стрелка, имел довольно ограничен-
133
ные углы обстрела (38° по вертикали и по 22° в стороны — вправо
и влево).
Для сохранения прежней дальности полета вместимость ниж-
него топливного бака под сиденьем летчика была увеличена и
доведена до 724 л (вместо 640 л в баках Ил-2 с двигателем АМ-38).
Топливные баки самолета заполнялись нейтральным газом от
выхлопной системы двигателя, что повышало их боеживучесть.
В остальном конструкция, вооружение и оборудование нового
самолета (именовавшегося иногда Ил-4) были подобны самолету
Ил-2 с двигателем АМ-38.
8 сентября 1941 г. летчик В. К. Коккинаки совершает на Ил-2
с новым двигателем первый полет и за восемь календарных дней
завершает всю программу заводских испытаний самолета. При
нормальной полетной массе 5655 кг новая машина показала лет-
ные данные, несколько худшие по сравнению с обычным серий-
ным Ил-2 с двигателем АМ-38. Уменьшилась максимальная го-
ризонтальная скорость самолета, возросли длина разбега при
взлете и пробега при посадке. В заключении по результатам за-
водских летных испытаний В. К. Коккинаки отмечал, что по
своим полетным свойствам самолет исключительно прост, никаких
особенностей по сравнению с самолетом Ил-2 с двигателем АМ-38
он не имел. Летчик подчеркивал, что дефектов, опасных для поле-
тов, не обнаружено и самолет можно передать для производства
государственных испытаний.
Однако государственные испытания самолета состоялись не
скоро. Из-за эвакуации они были проведены только в феврале—
марте 1942 г. и в целом подтвердили основные данные заводских
летных испытаний. К этому времени уже было полностью раз-
вернуто серийное производство самолетов Ил-2 и двигателей
АМ-38 на новых заводах. Стало также ясно, что применение
защищенного броней двигателя жидкостного охлаждения яв-
ляется лучшим решением, чем установка незащищенного двига-
теля воздушного охлаждения, даже несмотря на его более высокую
живучесть при боевом поражении. И хотя по результатам государ-
ственных испытаний самолет Ил-2 с двигателем М-82 был рекомен-
дован к серийному производству, его развитие ограничилось
постройкой опытного экземпляра.
В октябре 1941 г. ОКБ С. В. Ильюшина было эвакуировано из
Москвы. В это время велась работа по обеспечению возможности
эксплуатации Ил-2 со снежных аэродромов. В считанные дни для
самолета было разработано убирающееся лыжное шасси: в полете
лыжи прижимались к соответствующим образом доработанным
гондолам шасси и создавали минимальное лобовое сопротивление.
Самолеты Ил-2 легко переоборудовались с колесного на лыжное
шасси и с ним довольно широко применялись на фронте зимой
1941—1942 гг. В дальнейшем, с введением укатки снежных взлет-
но-посадочных полос, от лыжного шасси отказались и самолеты
Ил-2 стали круглый год эксплуатироваться на колесах (рис. 6.12).
134
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 8.12. Эволюция одноместного бронированного штурмовика Ил-2]
G — штурмовик Ил-2 (1941 г.); б — штурмовик Ил-2 на лыжном шасси (зима 1941 —
1942 гг.); fl — штурмовик Ил-2 с 37-миллиметровыми пушками Ш-37 под крылом (1942 г.);
е •— истребитель бомбардировщиков Ил-2И (1943 г.)
Но главной задачей осенью 1941 г. С. В. Ильюшин считал обес-
печение серийного выпуска двухместных вариантов самолета
Ил-2 с оборонительным стрелковым вооружением. Он обращается
с предложением запустить в серию двухместные Ил-2. Однако
сделать это в то время было практически невозможно. Из-за
эвакуации серийных заводов производство Ил-2 резко сократи-
лось. В течение 35 дней не выпускались самолеты, столь нужные
фронту. В тяжелейших условиях самолетостроители налаживали
выпуск штурмовиков на новых местах, люди работали в неотапли-
ваемых помещениях, порой под открытым небом. Но шла битва
за А1оскву, и фронту как никогда прежде были нужны самолеты
Ил-2. Директорам авиационных заводов Шенкману и Третьякову
была направлена телеграмма [42]:
I
Вы подвели нашу страну и нашу Красную Армию тчк Вы не изволите до сих
пор выпускать Ил-2 тчк Самолеты Ил-2 нужны кашей Красной Армии теперь
как воздух зпт как хлеб тчк Шенкман дает по одному Ил-2 в день зпт а Третья-
ков дает Д^иГ-3 по одной зпт по две штуки тчк Это насмешка над страной зпт
Красной Армией тчк ... Прошу Вас не выводить правительство из терпения и
требую зпт чтобы выпускали побольше Илов тчк Предупреждаю последний раз тчк
нр П553 СТАЛИН
Слова телеграммы «Самолеты Ил-2 нужны нашей Красной
Армии... как воздух, как хлеб» стали девизом самолетостроителей,
выпускавших штурмовики. Помощь, оказанная серийным заво-
дам по окончанию строительства цехов, налаживанию их снабже-
ния готовыми изделиями, материалами, рабочими кадрами, позво-
лила головному заводу № 18 уже в конце января 1942 г. выпускать
по 7 самолетов Ил-2 в сутки. Из-за трудных производственных
условий и широкого привлечения малоквалифицированных рабо-
чих их летные данные несколько снизились по сравнению с само-
летами Ил-2 выпуска 1941 г. (рис. 6.13). К серийному производству
штурмовиков приступили и другие крупные самолетостроительные
заводы. Зимой 1942 г. победой советских войск закончилась битва
под Москвой, и на фронтах наступило относительное затишье.
135
Рис. 6.13. Максимальные горизон-
тальные скорости серийных штур-
мовиков Ил-21
I — опытный одноместный Ил-2
(1941 г.), 2 — серийный одноместный
(1942 г.); 3 — серийный двухместный
о двигателем АМ-38Ф
Стало возможным приступить
к налаживанию серийного
выпуска двухместных само-
летов Ил-2.
В начале 1942 г. С. В. Иль-
юшину было предложено раз-
работать двухместный вариант самолета Ил-2 с оборонительным
вооружением и внедрить его в серийное производство, не оста-
навливая заводского конвейера.
В связи с этим для Ил-2 был разработан вариант задней ка-
бины стрелка с оборонительным вооружением, потребовавший
внесения минимальных изменений в конструкцию самолета
(рис. 6.14). Кабину оборудовали вне бронекорпуса за бронепере-
городкой заднего топливного бака, спиной к которой на подвес-
ной брезентовой лямке сидел стрелок, защищенный от огня со сто-
роны хвоста самолета бронеперегородкой толщиной 6 мм. Вырез
в верхней части фюзеляжа под кабину стрелка окантовывался
отштампованным из дюралюминиевого листа жестким кольцом.
Пулемет УБТ калибра 12,7 мм с боезапасом сначала 200, а потом
Рис. 6.14. Эволюция двухместного штурмовика Ил-2;
а — опыный, с двигателем воздушного охлаждения М-82 (1941 г.); б — штурмовик
Ил-2 (1942 г ), в — опытный, с блистерной пулеметной установкой (1942 г.); е — опыт
ный, с турельной установкой типа МВ-3 (1942 г.), д — серийный, с 37-миллиметровыми
пушками НС-37 (1942 г.), е — серийный корректировщик и артиллерийский разведчик
Ил-2КР (1943 г.); ой — серийный учебно-треиировочиый штурмовик УИл-2 (1943 г.)
136
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 6.15. Компоновка серийного двухместного штурмовика Ил-2 с двигателем
АМ-38ФЗ
1 — храповик для автостартера; 2 •— расширительный бачок системы охлаждения дви-
гателя, 3 —двигатель АМ-38Ф; 4 — штырь прицела ВВ1; 5 — бачок-пеногаситель си-
стемы смазки двигателя; 6 — верхний бензобак; 7 — баллон с углекислым газом для за-
полнения свободного пространства бенз баков; 8 — вильчатый шкворень турельной
установки оборонительного пулемета; 9 — передний узел крепления стабилизатора; 10 —
узел навески руля направления; 11 — трубчатый лонжерон руля направления; 12 —
амортизатор хвостовой опоры самолета, 13 — маслобак; 14 — носовая часть фюзеляжа —
бронекорпус; 15 — туннель подвода воздуха для охлаждения водорадиатора; 16 — водо-
радиатор; 17 — маслорадиатор; 18 — нижний бензобак; 19 — заслонка водорадиатора;
20 — заслонка маслорадиатора; 21 — задний бензобак; 22 — кабина стрелка; 23 — бал-
лон со сжатым воздухом; 24 — бронестенка стрелка; 25 — хвостовая часть фюзеляжа
деревянной конструкции; 26 — весовой компенсатор руля высоты
150 патронов монтировался на полутурельной установке и имел
следующие углы обстрела: вверх 35°, вниз 7°, вправо от стрелка
35 и влево 253. Кабину закрыл фонарь, откидывавшийся на пра-
вый борт самолета (рис. 6.15).
Установка кабины стрелка с вооружением увеличила полетную
массу машины на 270 кг. Для сохранения длины разбега примерно
той же, что и у одноместного варианта, в конструкцию посадочных
щитков был введен фиксатор, позволявший устанавливать их на
взлете под углом 17°. Возросшая нагрузка на хвостовое колесо
потребовала увеличить его размеры и усилить ферму крепления
колеса к фюзеляжу.
В начале марта 1942 р. двухместный Ил-2 с такой кабиной
стрелка начал проходить заводские испытания, которые пока-
зали, что максимальная горизонтальная скорость самолета умень-
шилась, он стал несколько тяжелей в управлении, труднее под-
нимал хвост при взлете и быстрее опускал его при посадке. Однако
при отрегулированном соответствующим образом триммере руля
высоты особой разницы в пилотировании между одноместным и
двухместным самолетами летчики не ощущали. Все же для улуч-
шения летно-технических и маневренных характеристик двух-
местного самолета требовалось увеличить мощность двигателя
АМ-38. ОКБ А. А. Микулина срочно приступило к решению
этой задачи.
Был разработан еще один вариант двухместного самолета Ил-2.
В отличие от первого варианта он имел полностью бронированную
кабину стрелка с блистерной пулеметной установкой, сохраняв-
шую много общих компоновочных и конструктивных решений с ка-
бинами стрелков на самолетах ЦКБ-55 и Ил-2 с двигателем М-82.
137
На этой машине задний фюзеляжный бак за кабиной пилота
был снят и заменен двумя бронированными баками такого же
объема, установленными во внутренних бомбоотсеках центроплана.
На месте фюзеляжного бака оборудовали кабину стрелка с пуле-
метом УБТ. От огня со стороны хвоста самолета и сверху стрелок
защищался бронеперегородкой в фюзеляже, прозрачной броней
в блистере пулемета и металлической броней, установленной
в сдвижном фонаре кабины над его головой. Более широкая и
просторная, чем в первом варианте, кабина стрелка позволяла
брать с собой в полет ручной пулемет ДА калибра 7,62 мм и ус-
пешно использовать его как при стрельбе по наземным целям,
так и при отражении боковых атак истребителей противника.
По своим летно-техническим и пилотажным характеристикам
этот самолет практически не отличался от одноместной машины.
Он нравился летчикам и особенно стрелкам, однако большой объем
конструктивных изменений, связанных с перекомпоновкой баков,
и, самое главное, уменьшение почти вдвое нормального бомбо-
вого груза сделали этот самолет неприемлемым для серийного
производства.
Не получила распространения также и кабина стрелка са-
молета Ил-2, оборудованная турельной установкой МВ-3 с пуле-
метом УБТ. Она обеспечивала значительно большие, по сравнению
с первым вариантом, вертикальные и горизонтальные углы пере-
мещения оружия, но громоздкий полукруглый экран турели
создавал большое сопротивление и слишком сильно ухудшал
летные данные самолета.
Двухместные серийные самолеты Ил-2 с двигателем АМ-38
были впервые применены на Центральном фронте 30 октября
1942 г. при атаке вражеского аэродрома под Смоленском. По ре-
зультатам боевого применения была отмечена высокая боевая
эффективность двухместных самолетов Ил-2.
Задняя огневая точка двухместного самолета Ил-2 с пулеметом
УБТ стала эффективным средством защиты от истребителей про-
тивника. Только за время войсковых испытаний огнем стрелков
сбито семь самолетов Me-109 и отражено большое число атак
истребителей противника.
На двухместном самолете Ил-2 летчик в полете над целью
чувствовал себя спокойно и уверенно. Присутствие стрелка га-
рантировало его от неожиданных атак истребителей противника
с задней полусферы. Стрелок информировал летчика также о раз-
рывах снарядов зенитной артиллерии в задней полусфере, и лет-
чик мог своевременно сделать противозенитный маневр. Все это
увеличивало эффективность боевого вылета, давало возможность
более точно выйти на цель, производить бомбометание и стрельбу,
уменьшало потери самолетов.
При выходе из атаки с набором высоты стрелки могли успешно
использовать свои пулеметы для подавления оживающих после
прохода Ил-2 вражеских зенитных точек.
138
www.vokb-la.spb.ru
В соответствии с пожеланиями фронтовиков благодаря уста-
новке турели ВУБ-3, разработанной под руководством И. И. То-
ропова, углы обстрела задней огневой точки двухместного само-
лета Ил-2 были увеличены до 45 вверх, 35° в стороны и 12° вниз.
С января 1943 г. на фронт в большом количестве стали посту-
пать двухместные самолеты Ил-2 с более мощным форсированным
двигателем АМ-38Ф, с лучшими летными, маневренными и взлет-
но-посадочными данными. Новый двигатель имел взлетную мощ-
ность 1250 кВт (1700 л. с.), которая на кратковременном боевом
режиме могла быть увеличена до 1309 кВт (1780 л. с.). Такое по-
вышение мощности достигалось снижением высотности двигателя
АМ-38 с 1650 м до 750 м, уменьшением степени сжатия с 6,8 до
6,0 и увеличением частоты вращения с 2150 до 2360 об/мин. Сни-
жение степени сжатия двигателя позволило использовать для
АМ-38Ф более дешевый низкооктановый бензин. Кроме того,
рядом конструктивных мероприятий была резко увеличена на-
дежность работы форсированного двигателя. Этому способство-
вала и новая конструкция всасывающего патрубка двигателя
(ранее при эксплуатации Ил-2 с пыльных фронтовых аэродромов
отмечались случаи загрязнения карбюратора и цилиндров дви-
гателя АМ-38, что приводило к его быстрому износу, повышало
вероятность неожиданного отказа двигателя в полете). По реко-
мендации ЦАГИ на всасывающий патрубок, размещавшийся
в носке центроплана с правой стороны фюзеляжа, установили
воздушный фильтр. При движении самолета по земле заслонки
фильтра были закрыты и воздух засасывался в двигатель только
через боковые фильтрующие сетки, где он очищался от пыли и
песка. В момент уборки шасси заслонки открывались и воздух
начинал поступать в двигатель уже через переднюю часть ци-
линдра.
Для облегчения подъема хвоста при взлете двухместного са-
молета Ил-2 и улучшения его продольной устойчивости по реко-
мендации ЦАГИ с осени 1943 г. в системе управления рулем вы-
соты стали устанавливать контрбалансиры. Установленный на
тяге руля высоты контрбалансир улучшил продольную устой-
чивость самолета. Был облегчен подъем хвоста при взлете и
сам взлет.
Продольная статическая устойчивость, ухудшившаяся на двух-
местных самолетах из-за смещения полетной центровки назад
примерно на 3,5% средней аэродинамической хорды, стала лучше
после перемещения центровки двухместного самолета вперед бла-
годаря увеличению стреловидности отъемных частей крыла до
15°. Серийные заводы смогли начать выпуск двухместных самоле-
тов Ил-2, имеющих крыло со «стрелкой», только в конце 1943 г.
(рис. 6.16).
Другим направлением совершенствования боевых свойств са-
молета Ил-2 являлось повышение мощи его наступательного во-
оружения. Пушки ШВАК и В Я, устанавливавшиеся на самолетах
139
Рис. 6.1 в. Схема двухместного самолета Ил-2 (крыло со «стрелкой»)
Ил-2, достаточно хорошо поражая бронированную вражескую
технику, все же из-за малого боевого заряда своих снарядов были
недостаточно эффективны при воздействии пушечным огнем с са-
молета по большим объемным и площадным целям — скоплениям
бронетанковой техники, колоннам автомашин, артиллерийским
батареям, укрепленным узлам, железнодорожным составам, скла-
дам, мостам, понтонам, транспортным судам. Для поражения таких
целей требовались пушки большого калибра и снаряды с мощным
боевым зарядом.
С конца 1941 г. в ОКБ начались проработки по установке на
одноместном штурмовике двух пушек Ш-37 (или ШФК-37) ка-
либра 37 мм, разработанных под руководством Б. Г. Шпитального.
Большие габаритные размеры этой пушки определили ее раз-
мещение в обтекателях под крылом самолета Ил-2. Из-за уста-
новки на пушке большого магазина, рассчитанного на 40 снарядов,
ее пришлось очень сильно опустить вниз относительно строитель-
ной плоскости крыла, что не только усложнило конструкцию креп-
ления пушки к крылу, но и потребовало сделать для нее громозд-
кие, с большим поперечным сечением обтекатели.
Самолет Ил-2 с двумя крупнокалиберными пушками Ш-37
имел на вооружении также два крыльевых пулемета ШКАС с об-
щим боезапасом в 1500 патронов, 8 ракетных снарядов РС-82
и бомбовый груз 200 кг. В остальном самолет ничем не отличался
от обычных одноместных серийных самолетов Ил-2.
Однако этот вариант самолета не нашел широкого применения
из-за ненадежности пушек Ш-37. Кроме того, низкое расположе-
ние пушек относительно центра масс самолета приводило к увели-
чению пикирующего момента при стрельбе из пушек, «клевкам»
самолета и снижению прицельности пушечного огня.
140
vwwv.vokb-la.spb.ru
В марте—апреле 1943 г. на двухместный вариант самолета
Ил-2 с двигателем АМ-38Ф были установлены две новые, более
совершенные пушки НС-37 калибра 37 мм, созданные под руковод-
ством А. Э. Нудельмана. Ленточное питание этих пушек позво-
лило разместить их непосредственно у нижней поверхности крыла
с использованием конструктивно очень простого и быстроразъем-
ного крепления. Пушки закрывали относительно небольшие
обтекатели, каждый из которых состоял из двух легко открываю-
щихся створок. Каждая пушка имела боезапас из 50 снарядов,
укладывавшихся не в снарядные ящики, а непосредственно в от-
секи крыла. Максимальная масса бомбового груза этого варианта
самолета была равна 200 кг.
Двухместные самолеты Ил-2 с пушками НС-37 с большим бое-
вым эффектом были впервые применены против скоплений вра-
жеских танков и мотопехоты в Курской битве в июле 1943 г.
По отзывам летчиков, техника пилотирования самолетов Ил-2
с крупнокалиберными пушками при нормальной полетной массе
мало отличалась от техники пилотирования самолетов Ил-2
с пушками ШВАК и ВЯ с нормальным бомбовым грузом 400 кр.
Однако наличие обтекателей и большой разнос масс (масса одной
пушки с 50 снарядами — 237 кг) по размаху крыла делали само-
лет с 37-миллиметровыми пушками более инертным при маневри-
ровании по сравнению с обычными двухместными самолетами
Ил-2. Пушка НС-37 зарекомендовала себя как надежное и мощное
оружие, особенно эффективное при действии по объемным и пло-
щадным целям. В то же время сильная отдача пушек создавала
определенные трудности в ведении прицельного огня по точечным
целям, особенно при стрельбе из одной пушки. Требовалось уста-
новить на пушки дульные тормоза.
Самолет Ил-2, вооруженный 37-миллиметровыми пушками,
представлял собой грозное и эффективное оружие для борьбы
с наземным и воздушным противником. Из показаний пленных
фашистских солдат следовало, что их войска несут большие по-
тери в технике и людской силе от наших самолетов с «большой
пушкой». Отмечалось, что пушки самолетов Ил-2 поражают даже
«тигры». Технический состав особенно подчеркивал простоту
крепления пушки к самолету и легкость ее обслуживания. Двух-
местные самолеты Ил-2 с пушками НС-37 применялись как
в сухопутных войсках, так и в авиации Военно-Морского
Флота.
В начале 1945 г. на самолет Ил-2 установили две пушки НС-45
калибра 45 мм. Самолет с этими пушками прошел летные испыта-
ния, но серийно не строился в связи с прекращением войны.
Совершенствовалось и ракетное оружие штурмовика. Для
более эффективного поражения танков с 1942 г. самолеты Ил-2
оснащались специальными ракетными снарядами РБС-82 и
РБС-132, которые имели броневую боевую часть и мощный ра-
кетный двигатель.
141
Эффективность поражения самолетом Ил-2 бронетанковой тех-
ники особенно возросла после включения в состав бомбового груза
самолета малогабаритных противотанковых авиабомб
ПТАБ-2,5-1,5 кумулятивного действия, разработанных И. А. Ла-
рионовым. Размеры этой кумулятивной бомбы соответствовали
размерам существовавшей тогда авиабомбы массой 2,5 кг, а ее
масса была равна 1,5 кг. До 192 таких бомб можно было разместить
в четырех кассетах мелких бомб (КМБ), устанавливавшихся
в бомбоотсеки самолета Ил-2. Сбрасывая эти бомбы с высоты
75 ... 100 м, самолет Ил-2 поражал практически все танки в по-
лосе шириной примерно 15 м и длиной около 70 м. При попадании
в цель бомба ПТАБ пробивала броню толщиной до 70 мм. Само-
леты Ил-2 с этими бомбами были впервые применены 6 июля 1943 г.
в Курской битве против скоплений танков противника. Используя
ПТАБ и все остальное оружие штурмовика, летчики 291-й штур-
мовой авиационной дивизии, которой командовал полковник
А. Витрук, только за первые пять дней Курской битвы уничто-
жили и повредили 422 вражеских танка [22].
Наводка на цель наступательного оружия штурмовика на
самолетах Ил-2 первых серий осуществлялась с помощью колли-
маторного прицела ПБП-16. Однако из-за большого количества
травм, получаемых летчиками при вынужденных посадках от уда-
ров о прицел, с августа 1942 г. этот прицел стали заменять простым
кольцевым прицелом ВВ-1 (визир Г. К. Васильева), состоявшим
из мушки, визирных линий на верхней передней части бронекор-
пуса и сетки, нанесенной на лобовое стекло фонаря кабины лет-
чика. Хотя этот прицел по своим техническим данным и уступал
прицелу ПБП-16, он быстро осваивался летным составом и обес-
печивал достаточную точность стрельбы и бомбометания с пики-
рования под углом 25 ... 30°. Сбрасывание бомб с горизонтального
полета, когда цель была закрыта фюзеляжем самолета, облегча-
лось применением специального устройства, так называемого
временного механизма штурмовика (ВМШ-2).
Существовали и другие модификации самолета Ил-2.
Для корректировки артиллерийской стрельбы и артиллерий-
ской разведки с лета 1943 г. использовали самолеты Ил-2КР (см.
рис. 6.14, е), у которых полностью сохранялась конструкция и
вооружение обычного самолета Ил-2, и только в состав оборудо-
вания, топливную систему и схему бронирования были внесены
небольшие изменения. Обычно устанавливавшуюся на самолетах
Ил-2 рацию РСИ-4 заменяли на более мощную, с большей даль-
ностью действия, которую размещали в средней части фонаря
кабины экипажа непосредственно за бронеспинкой пилота над
уменьшенным по высоте задним бензобаком. Для фиксации ре-
зультатов разведки в хвостовой части фюзеляжа самолета уста-
навливали фотоаппарат АФА-И или АФА-ИМ. Внешне самолеты
Ил-2КР от обычных Ил-2 отличались радиоантенной, установ-
ленной на переднем неподвижном козырьке фонаря кабины пилота.
142
В 1943 г. стали выпускаться небольшими сериями учебно-
тренировочные самолеты УИл-2, с задней кабиной инструктора,
оборудование которой позволяло исправить ошибки летчика,
пилотирующего самолет из передней кабины (см. рис. 6.14, ж).
В варианте для обработки навыков по боевому применению воору-
жение самолета УИл-2 состояло из двух пулеметов ШКАС с бое-
запасом 1500 патронов, двух РС-82 и 200 кг бомб. В хвостовой
части самолета иногда устанавливали оборудование для букси-
ровки воздушных мишеней. Самолет УИл-2 был проще в технике
пилотирования и обладал лучшей продольной статической устой-
чивостью, чем Ил-2.
Поступавшие в войска во все возрастающем количестве, с лета
1942 г. самолеты Ил-2 были основной ударной силой советских
ВВС, многоцелевыми самолетами, выполняющими самые разнооб-
разные боевые задачи. Их широко применяли практически во всех
крупных боевых операциях Великой Отечественной войны и на
их технической основе впервые в мире были созданы не только
штурмовые авиационные полки и дивизии, но и штурмовые авиа-
ционные корпуса. О результатах массированного применения
штурмовиков Ил-2 на поле боя можно судить по следующему
донесению [28] секретаря ЦК Компартии Белоруссии представи-
телю Ставки Верховного Главнокомандования в июле 1944 гл
На днях мы обнаружили и осмотрели в лесах юго-восточней Минска огром-
нейший укрепленный лагерь немцев, полностью уничтоженный нашей штурмо-
вой авиацией. Этот район оставляет потрясающее впечатление по масштабам раз-
грома и по демонстрации мощи нашего воздушного флота...
Укрепленный лагерь обнаружила и уничтожила наша штурмовая авиация,
конкретно штурмовая Сталинградская Краснознаменная дивизия. В лагере в мо-
мент осмотра еще лежало более 5 тысяч трупов немецких солдат и офицеров,
сожженных и убитых, более 5 тысяч машин, большое количество боеприпасов...
Сотни немцев лежат под завалами бункеров. Весь лагерь представляет картину
грандиозного побоища врага и его техники.
Широко использовали самолеты Ил-2 и в авиации советского
Военно-Морского Флота. Своим огнем и бомбами они топили бое-
вые и транспортные суда противника, поддерживали с воздуха
высадку морских десантов в его тылу.
Особенно эффективным способом уничтожения вражеских ко-
раблей стало топмачтовое бомбометание с самолетов Ил-2. При
топмачтовом бомбометании самолет снижался до высоты 30 м и
на этой высоте шел с постоянной скоростью около 400 км/ч до
момента сбрасывания бомб, которые, рикошетируя по воде, вре-
зались в борт корабля. Опыт показывал, что при топмачтовом
бомбометании из четырех бомб ФАБ-100, сбрасываемых с само-
лета Ил-2, одна, как правило, попадала в корабль. По оценке
таркома Военно-Морского Флота СССР Н. Г. Кузнецова, резуль-
нативность топмачтового бомбометания оказалась примерно в 5 раз
выше, чем при бомбометании с горизонтального полета.
Придавая борьбе с самолетами Ил-2 большое значение, про-
тивник использовал против них все виды наземного стрелкового
143
оружия, малокалиберную автоматическую зенитную артиллерию,
обычную средне- и крупнокалиберную зенитную артиллерию и
даже танковые пушки. Вражеским летчикам командование пред-
лагало в первую очередь бороться с Ил-2, иной раз даже в ущерб
другим боевым задачам.
Несмотря на сильное противодействие противника, эффектив-
ность боевого использования Ил-2 была очень высокой не только
благодаря мощи вооружения, но и благодаря его живучести,
обеспеченной бронированием и рационально спроектированной
конструкцией самолета.
Оценивая живучесть отдельных элементов конструкции пла-
нера самолета Ил-2, специалисты отмечали, что центроплан само-
лета после значительных повреждений лонжеронов и нервюр
сохранял некоторую прочность: хотя разрушение одного лонже-
рона и приводило к деформации другого, но все же оставалась
возможность продолжить полет и довести самолет до аэродрома.
При разрушении силового каркаса и обшивки отъемной части
крыла площадью до 1,5 ма самолет также сохранял достаточные
прочность и летучесть, дающие возможность летчику прилетать
на свой аэродром. И фюзеляж Ил-2, даже при больших поврежде-
ниях обшивки, шпангоутов и стрингеров, имел достаточную
для полета прочность. В большинстве случаев самолет совершал
посадку на своем аэродроме и при значительных повреждениях
рабочей поверхности оперения, таких как разрушение до 40%
рулей высоты и направления, а также стабилизатора. Конструк-
ция шасси Ил-2 была исключительно прочной и даже при боевых
повреждениях отдельных деталей выдерживала самые грубые
посадки с боковым ударом и при падении «с плюхом».
Опыт боевых действий показал, что при самых значительных
повреждениях планера с разрушением многих силовых узлов
конструкции, при условии, что летчик и двигатель невредимы,
самолет Ил-2 благополучно возвращался на свою территорию.
Например, Ил-2 № 304851 третьей воздушной армии при подходе
к цели был атакован истребителями противника. В результате
был разбит зализ центроплана и разрушен посадочный щиток;
с правой стороны центроплана перебиты верхний и нижний пояса
заднего лонжерона; перебита тяга управления правым элероном,
в результате чего он стал неуправляемым; пробиты трубки воздуш-
ной системы подъема и выпуска шасси, разрушены пневматики
обоих колес шасси, хвостового колеса и цилиндр амортизационной
стойки костыля. Большие разрушения имело и оперение. Летчику
пришлось удерживать самолет в горизонтальном полете газом
двигателя, поддерживая ручку управления самолетом обеими ру-
ками. Из-за разрушения тяги правого элерона и отклонения ле-
вого элерона только вниз самолет очень легко входил в левый
крен, а в правый крен входил только с большим усилием на пе-
далях и ручке. При планировании и на посадке летчику пришлось
регулировать газом двигателя траекторию планирования, так
144
www.vokb-la.spb.
как о убранным газом самолет резко переходил в пикирование.
Летчик совершил нормальную посадку на три точки.
На основе анализа боевой работы штурмовых частей третьей
воздушной армии в Витебской, Полоцкой, Двинской, Бауской
и Шауляйской операциях было установлено, что безвозвратные
боевые потери самолетов Ил-2 составили 2,8% от общего коли-
чества самолетовылетов, а боевые повреждения — 50%. Из по-
врежденных самолетов 6% произвели вынужденные посадки
вследствие ранения летчика или нарушения работы двигателя.
Из-за разрушения планера самолета вынужденные посадки со-
вершались очень редко. Все остальные поврежденные самолеты
благополучно возвращались на свои аэродромы, и 90% их были
восстановлены силами технического состава или полевых авиаре-
монтных мастерских, а 10% — отправлены в ремонтные органи-
зации или списаны. Примерно такое же положение наблюдалось
в штурмовых частях и других воздушных армий.
Массовому применению самолетов Ил-2 на всех фронтах Вели-
кой Отечественной войны способствовала также простота его
освоения летным и техническим составом.
«Это был один из самых доступных для освоения самолетов, — вспоминал
летчик-штурмовик, дважды Герой Советского Союза, маршал авиации
А. Н. Ефимов. — Его отличали простота пилотирования, неприхотливость
в эксплуатации на земле, как при подготовке к полету, так и после выполнения
полета, и, что особенно важно, в воздухе. Сам процесс пилотирования не отли-
чался трудностью. При действиях над целью и в воздушном бою внимание лет-
чика не отвлекали какие-либо сложные манипуляции с приборами и агрегатами
в кабине. Самолет прощал летчику даже грубые ошибки в пилотировании, что
было очень важно при выполнении атак и ведении боя, если некогда наблюдать
ва приборами. Я не знаю ни единого случая, чтобы из-за ошибок в технике пило-
тирования самолет потерял управляемость или свалился в штопор» [10].
По своей конструкции штурмовик Ил-2 являлся уникальным
среди всех других военных самолетов, применявшихся во второй
мировой войне. Самолета подобного ему не имела ни одна другая
воевавшая страна. Созданный в Германии одновременно с Ил-2
бронированный штурмовик Хеншель Hs-129 к моменту нападения
гитлеровской Германии на СССР не был доведен до боеспосо бного
состояния. Кроме того, руководство гитлеровских люфтваффе
сделало основную ставку на пикирующий бомбардировщик Юн-
кере Ju-87 и вплоть до 1941 г. не старалось заменить этот самолет,
показавший себя весьма эффективным оружием в молниеносных
военных кампаниях на Западном фронте. Немало бед принес
Ju-87 и нам в первый период Великой Отечественной войны.
Однако большие потери Ju-87 в СССР заставили руководство
люфтваффе ускорить доводку самолетов Хеншель Hs-129, и
с начала 1942 г. небольшое число этих машин принимало участие
в боях. Хотя Хеншель Hs-129 имел бронированную кабину пи-
лота, но бронезащита двух его двигателей воздушного охлажде-
ния была относительно слабой, да и летно-тактические данные
невысокими (табл. 6.2). В сочетании о отсутствием оборонитель-
145
Сравнение летно-технических характеристик
бронированных штурмовиков 1943 г.
Таблица 6.2
Самолет и двигатель Взлет- ная мощ- ность, кВт (л. с.) Нормальная полет- ная масса, кг Максимальная скорость у земли, км/ч Наступательное вооружение
Пуш- ки Пуле- меты Ра- кеты Максимальная бомбовая на- грузка, кг
Число X калибр
Двухместный Ил-2 с АМ-38Ф (СССР) Одноместный Хеншель Hs-129 В-2 с Гном Рон 14М 04/05 (Германия) 1287 (1750) 2X559 (2X760) 6103 5150 387 343 2X23 2X37 1X30 2X20 2X7,62 2X7,62 2X16 2X7,92 2X7,92 4X82 600 200 350
ного вооружения это привело к практически полному уничтоже-
нию самолетов Хеншель Hs-129. Всего до конца войны было по-
строено 869 самолетов Хеншель Hs-129. Советские самолетострои-
тели дали фронту 36 163 самолета Ил-2.
Союзные войска использовали в качестве штурмовиков мало
приспособленные для этой цели истребители (Рипаблик «Тандер-
болт») и бомбардировщики (Дуглас A-20G). Эти машины были до-
статочно эффективны как штурмовики только при отсутствии или
предварительном подавлении противовоздушной обороны про-
тивника и в дневных условиях действовали с прикрытием истре-
бителями.
Самолеты Ил-2, как это и предвидел С. В. Ильюшин, с самого
начала войны применялись в условиях сильнейшего противодей-
ствия всех средств противовоздушной обороны, в том числе и
истребителей противника. Тем не менее, даже в условиях воздуш-
ного превосходства врага на первом этапе войны они могли уве-
ренно и с большим боевым успехом выполнять самые разнообраз-
ные боевые задачи как по непосредственной поддержке наземных
войск на поле боя, так и по уничтожению противника в тактиче-
ской, а частично и в оперативной глубине его обороны. По сравне-
нию с фронтовыми бомбардировщиками того времени самолеты
Ил-2 меньше зависели от капризов погоды и могли действовать
в сложных метеорологических условиях, лишь бы позволяла ви-
димость. Для Ил-2 легче было подыскать и подготовить аэродром
в прифронтовой зоне, штурмовики быстро снаряжались к повтор-
ному боевому вылету, теснее, чем бомбардировщики, взаимодей-
ствовали с наземными войсками как в обороне, так и в наступле-
нии. С появлением на фронте двухместных самолетов Ил-2 сила
ударов советских штурмовиков по врагу возросла еще больше.
146
vww.vokb-la.spb.ru
Простые и дешевые в производстве, выпускавшиеся в больших
количествах и обладавшие высокими боевыми качествами, само-
леты Ил-2 во время Великой Отечественной войны стали наиболее
массовыми боевыми самолетами советских ВВС. В 1943 г. треть
всех выпущенных советскими авиационными заводами боевых
самолетов составили Ил-2. Этому во многом способствовало то
обстоятельство, что в период с 1941 по 1943 гг. затраты труда на
один серийный самолет Ил-2 уменьшились более чем в 1,5 раза —
с 9,5 до 5,9 тысяч человеко-часов. В разгар Курской битвы на
фронт поступало каждый месяц по 1000 с лишним самолетов Ил-2.
К началу 1944 г. около 30% от общего числа боевых самолетов,
имевшихся в действующих армиях, составляли самолеты Ил-2
[19]. Они знаменовали собой качественно новую ступень разви-
тия штурмовой авиации и способствовали появлению новой так-
тики ее боевого применения. Летчики-штурмовики и воздушные
стрелки, воевавшие на Ил-2, внесли значительный вклад в обеспе-
чение победы советского народа над врагом. И прежде всего им,
летчикам и воздушным стрелкам, их воинскому умению, му-
жеству и отваге, выдержке и стойкости обязаны Ил-2 своей славой
легендарного самолета Великой Отечественной войны.
Опыт боевого применения самолетов Ил-2 оказал решающее
влияние на последующее развитие штурмовой авиации, он опре-
делил тематику дальнейших опытно-конструкторских работ по
бронированным самолетам, проводившихся в ОКБ под руковод-
ством С. В. Ильюшина.
7. СКОРОСТНЫЕ И МАНЕВРЕННЫЕ
ШТУРМОВИКИ Ил-10 И Ил-16
Из всего многообразия задач, которые решали
самолеты Ил-2 в ходе Великой Отечественной войны, особенно
необычным было их использование в качестве истребителей.
Конечно, Ил-2 не могли на равных бороться с более скоростными
и маневренными фронтовыми истребителями противника, но при
встречах с некоторыми широко применявшимися в боевых дей-
ствиях бомбардировщиками и транспортными самолетами про-
тивника самолеты Ил-2, как правило, их сбивали. Уже в началь-
ный период войны в боевой практике многих штурмовых авиа-
ционных полков неоднократно отмечались случаи, когда само-
леты Ил-2 атаковали сомкнутые боевые порядки немецких пики-
рующих бомбардировщиков Юнкере Ju-87, оборонительные пуле-
меты которых калибра 7,92 мм были малоэффективны против
бронированных штурмовиков. Нарушившие строй и потерявшие
огневое взаимодействие, немецкие самолеты становились легкой
добычей советских истребителей, действовавших совместно со
штурмовиками, да и самих Ил-2. Зимой 1942 г. самолеты Ил-2
33-го Гвардейского штурмового авиаполка были впервые успешно
использованы и для уничтожения транспортных самолетов Юн-
147
кере Ju-52, снабжавших окруженную в районе Демянска враже-
скую группировку. Не менее успешными были действия самоле-
тов Ил-2 в качестве истребителей против немецких средних бом-
бардировщиков Хейнкель Не-111 и транспортных самолетов
Юнкере Ju-52 в Сталинградской битве.
В соответствии с этим боевым опытом в мае 1943 г. принимается
решение о постройке истребительного варианта самолета Ил-2
и разработке нового одноместного бронированного истребителя
малых и средних высот, создание которого было поручено кон-
структорскому коллективу С. В. Ильюшина.
Работа над истребителями не была новой в конструкторской
практике С. В. Ильюшина. Еще в начале 1936 г. ему было’ пору-
чено спроектировать и построить истребитель ЦКБ-32. При про-
ектировании этого самолета ставилась задача получить макси-
мальную скорость полета около 550 км/ч, для чего следовало
установить на самолет самый мощный из имевшихся в стране дви-
гатель и снизить лобовое сопротивление самолета до минимальной
величины. ЦКБ-32 проектировали под двигатель АМ-34РНФ
с номинальной мощностью 677 кВт (920 л. с.) и выполняли по
схеме цельнометаллического свободнонесущего низкоплана, кон-
струкция которого обеспечивала снижение вредного лобового
сопротивления до минимальной величины. Самолет отличался
малыми размерами, довольно высокой для того времени удель-
ной нагрузкой на крыло, равной примерно 150 кг/м2, имел уби-
рающееся одностоечное шасси, закрытую кабину пилота и испа-
рительную систему охлаждения двигателя, позволившую отка-
заться от громоздких, выступающих в воздушный поток и создаю-
щих большое лобовое сопротивление обычных водяных радиато-
ров. Испарительная система охлаждения была смонтирована
в центральной части крыла самолета и состояла из стальных
трубок. Использованная в системе охлаждения двигателя вода,
превратившаяся в пар, поступала в эти трубки, одна из поверхно-
стей которых являлась обшивкой крыла и охлаждалась воздухом,
обтекающим крыло. Пар конденсировался в воду, которая допол-
нительно охлаждалась и вновь поступала в систему охлаждения
двигателя. Истребитель имел очень мощное в то время вооруже-
ние из двух пушек ШВАК (рис. 7.1).
Опытный самолет ЦКБ-32 был построен в конце 1936 г., и
летчик-испытатель В. К. Коккинаки выполнил на нем несколько
полетов, выявивших недопустимый перегрев двигателя из-за
недостаточной эффективности системы охлаждения (крыло-радиа-
тор и масляный радиатор сильно грелись в полете). С. В. Ильюшин
признал нецелесообразным дорабатывать систему охлаждения и
прекратил испытания самолета. Действительно, испарительная
система охлаждения обладала слишком значительным для бое-
вого самолета недостатком: ее большая площадь увеличивала
вероятность поражения испарительных трубок во время воздуш-
ного боя, а малейшая течь в системе приводила к потере охлаждаю-
148
vwwv.vokb-la.spb.ru
Рис. 7.1. Схема истребителя ЦКБ-32
щей двигатель жидкости и выходу самолета из строя. Сложным
было и наземное обслуживание крыла-радиатора при эксплуатации
самолета с полевых аэродромов, особенно в зимних условиях.
Однако опыт работы над ЦКБ-32, особенно по доводке двигателя
АМ-34РНФ, на базе конструкции которого впоследствии был
создан двигатель АМ-35, и по проектированию пушечных устано-
вок был использован при создании опытных штурмовиков
ЦКБ-55 и Ил-2.
(Выполняя решение Государственного Комитета Обороны,
С. В. Ильюшин уже в июле 1943 г. представляет на государствен-
ные испытания модифицированный самолет Ил-2И в варианте
истребителя бомбардировщиков. Это был одноместный самолет
Ил-2 с двигателем АМ-38Ф, переделанный из обычного серийного
двухместного самолета-штурмовика. Его крыло усилили, изменив
раскрой листов деревянной обшивки, увеличив площадь их
склейки и приклепав обшивку к верхним полкам лонжеронов.
С самолета Ил-2И сняли пулеметы ШКАС, бомбардировочное
вооружение внутренних бомбоотсеков и узлы крепления к крылу
пусковых балок ракетных снарядов. Люки подхода к пулеметам
и вырезы под бомбоотсеки были заделаны. На вооружении само-
лета Ил-2И осталось только две пушки В Я с боезапасом по 150 сна-
рядов. На наружные бомбовые замки самолета могли быть под-
вешены две бомбы массой по 250 кг.
При испытаниях самолет Ил-2И с нормальной полетной мас-
сой 5383 кг достиг максимальной горизонтальной скорости
415 км/ч на высоте 1300 м, т. е. при практически одинаковой по-
летной массе, но с более мощным двигателем он не смог превысить
скорость опытного одноместного самолета Ил-2. Сказалась, по-
видимому, недостаточная тщательность отделки внешней поверх-
149
H, м
4000
3000
2000
1000
О
300 350 400 J/ км/ч
Рис. 7.2. Максимальные горизонталь-
ные скорости самолетов;
1 — истребителя Ил-2И; 2 — среднего бом-
бардировщика Хейнкель Не-111Н; 3 —
пикирующего бомбардировщика Юнкере
JU-87D-3
a)
4
Рис. 7.3. Схема компоновки масло-
и водорадиаторов системы охлаждения
двигателя АМ-42:
а — вид сбоку; б — вид в плане; / — броне-
корпус; 2 — центроплан крыла; 3 — водя-
ной радиатор, 4 — масляный радиатор
ности серийных самолетов Ил-2.
Тем не менее, на высоте до 4000 м
скорость самолета Ил-2И значи-
тельно превышала максималь-
ную скорость широко применявшихся в войне вражеских бомбарди-
ровщиков Юнкере Ju-87 и Хейнкель Не-111 (рис. 7.2). Испытания
на воздушный бой показали, что на высоте до 4000 м Ил-2И свободно
атакует бомбардировщики Ju-87 и Не-111, а также транспортные
самолеты противника со всех направлений сзади при полете по-
следних по ломаному маршруту с доворотами, обеспечивающими
возможность ведения бомбардировщиками прицельного оборо-
нителыюго огня. Однако активно бороться с новейшими скорост-
ными бомбардировщиками и истребителями противника Ил-2И
не мог.
Для этого предназначался одноместный бронированный истре-
битель малых и средних высот Ил-1 с расчетной максимальной
скоростью полета около 600 км/ч и характеристиками маневрен-
ности, позволяющими ему вести активный наступательный воз-
душный бой с новейшими вражескими истребителями Me-109 G-2
и FW-190A-4.
В соответствии с постановлением ГКО истреоитель Ил-1 был
спроектирован под новый двигатель жидкостного охлаждения
АМ-42 с взлетной мощностью 1471 кВт (2000 л. с.), разработан-
ный в ОКБ А. А. А1икулина и с мая 1943 г. доводившийся на опыт-
ном тяжелом штурмовике-бомбардировщике Ил-АМ-42. Как и на
Ил-2И, летчик, двигатель, системы охлаждения и смазки двига-
теля, топливные баки должны были быть защищены броней,
надежно предохраняющей их от поражения оборонительным ору-
жием бомбардировщиков.
150
www.vokb-la.spb.ru
С. В. Ильюшин не разделял концепций бронированного истре-
бителя, и проектирование Ил-1 велось с позиций обеспечения не
только заданных летно-технических данных истребителя, но и
возможности использования этого самолета в дальнейшем в ка-
честве скоростного и маневренного штурмовика.
При проектировании истребителя Ил-1 главной задачей явля-
лось обеспечение максимально высокого аэродинамического со-
вершенства самолета. Оно достигалось применением на Ил-1
нового крыла с увеличенной по сравнению с Ил-2И удельной на-
грузкой и соответственно меньшей, чем у него, площадью. Крыло
компоновалось из скоростных аэродинамических профилей с раз-
личной относительной толщиной по размаху — максимальной
в центроплане, куда убирались колеса основных опор шасси, и
минимальной на отъемной части крыла. Главное внимание уделя-
лось улучшению формы бронекорпуса, естественно, без излиш-
него усложнения технологии его изготовления. Это достигалось
новой компоновкой водо- и маслорадиаторов систем охлаждения
и смазки двигателя, которые полностью размещались в бронекор-
пусе за передним лонжероном центроплана (рис. 7.3). Радиаторы
охлаждались наружным воздухом, поступавшим через два воз-
духозаборника в местах стыка носка центроплана с фюзеляжем
с правой и с левой сторон бронекорпуса по каналам, огибавшим
двигатель. Охладив радиаторы, воздух выходил наружу через
щель на нижней поверхности бронекорпуса, величина которой
регулировалась в зависимости от режима работы двигателя спе-
циальным бронесовком. Благодаря такому компоновочному реше-
нию обводы бронекорпуса удалось сделать более плавными, чем
на Ил-2, а более выгодная в аэродинамическом отношении схема
продува радиаторов позволила уменьшить их размеры и сопротив-
ление. Были улучшены также формы фонаря кабины летчика и
других частей самолета. Для Ил-1 разработали оригинальную
кинематическую схему уборки основных опор самолета назад
по полету в центроплан с поворотом колес в процессе уборки на
86°, которая позволила резко уменьшить мидель и лобовое со-
противление обтекателей шасси по сравнению с Ил-2И (рис. 7.4).
Простая и надежная кинематическая схема поворота колес с по-
мощью одной тяги, разработанная для Ил-1, неоднократно при-
менялась потом на самолетах ОКБ, в том числе и на таких, как
Ил-28 и Ил-76. Убирающимся было сделано и хвостовое колесо.
Продувки моделей Ил-1 в аэродинамических трубах ЦАГИ
подтвердили высокое аэродинамическое совершенство нового са-
молета: его лобовое сопротивление на режиме максимальной
скорости оказалось примерно в 1,3 раза меньшим, чем у Ил-2И.
Истребитель Ил-1 (рис. 7.5) имел металлическое крыло и опе-
рение и деревянную хвостовую часть фюзеляжа. Его вооружение
состояло из двух пушек В Я калибра 23 мм, установленных в кон-
солях крыла вне зоны, сметаемой винтом, на специальных сталь-
ных креплениях. Каждая пушка имела боезапас из 150 снарядов.
151
5 — тяга поворота
указатель выпущен-
ного положения шасси; 7 — ци-
линдр подъема-выпуска шасси;
S — подкос; 9 — замок подкоса
Рис. 7.4. Схема основной опоры
самолетов Ил-1 и Ил-10:
шасси выпущено; б — шасси
колесо; 2 — шлиц-
— амортизационная
верхний узел креп-
а)
fl
убрано; 1
шарнир; 3
стойка; 4 -
ления стойки к переднему лонже-
рону крыла;
стойки; 6' —
Для защиты хвоста самолета от атак вражеских истребителей
в хвостовой части фюзеляжа устанавливалась кассета, в которой
размещались 10 авиационных гранат АГ-2. После сбрасывания
эти гранаты сначала парашютировали, а затем взрывались, пора-
жая атакующий самолет противника. Бомбового вооружения истре-
битель Ил-1 не имел, но в случае необходимости при перегрузоч-
ной полетной массе он мог нести 200 кг бомб на наружной под-
веске.
19 мая 1944 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки совершил
на истребителе Ил-1 первый полет. В процессе проведения завод-
ских летных испытаний на С31молете Ил-1 с нормальной полетной
массой 5320 кг была достигнута максимальная скорость горизон-
Рис. 7.5. Схема истребителя Ил-1
152
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 7.6. Максимальные горизонтальные скорости
истребителей;
1 — Ил-1; 2 — Мессершмитт Ме-109 G-2; 3 — Фокке-
Вульф FW-190A-4
тального полета 580 км/т на высоте 3260 м.
По своим скоростным характеристикам в
диапазоне высот от земли и до 4000 м бро-
нированный истребитель Ил-1 значительно
превосходил широко применявшийся в
Люфтваффе истребитель FW-190A-4 и прак-
тически не уступал массовому истребителю
врага легкому Me-109G-2 (рис. 7.6). По
оценке В. К. Коккинаки, истребитель Ил-1
выполнял все фигуры высшего пилотажа мягко, легко. Полный ви-
раж в горизонтальной плоскости на высоте 1000 м самолет завершал
за 20 с, а истребитель Me-109G-2 — за 22 ... 23 с. Боевым разво-
ротом за 13 ... 14 с истребитель Ил-1 набирал высоту 900 м. Од-
нако благодаря возросшей мощи советской истребительной авиа
ции, завоевавшей стратегическое господство в воздухе, к середине
1944 г. необходимость в боевом самолете такого типа уже отпала,
поэтому на государственные испытания Ил-1 передан не был.
Практически одновременно с разработкой истребителя Ил-1
по инициативе С. В. Ильюшина началось проектирование двух-
местного варианта этого самолета — скоростного и высокоманев-
ренного бронированного штурмовика, также имевшего обозначе-
ние Ил-1, стрелково-пушечное и бомбовое вооружение которого
было таким же, как и на самолете Ил-2 (рис. 7.7). Считая, что
такой штурмовик значительно нужнее фронту, чем бронированный
истребитель, С. В. Ильюшин работы по созданию двухместного
варианта Ил-1 вел в очень быстром темпе, опережающем темпы
работ по истребителю.
Как и на опытном самолете ЦКБ-55, в бронекорпусе нового
штурмовика наряду с двигателем и кабиной пилота размещалась
и кабина стрелка. Стрелок с крупнокалиберным пулеметом или
пушкой располагался сразу же за бронеспинкой летчика и от
огня со стороны хвоста его защищала бронеперегородка, являв-
шаяся одновременно силовым шпангоутом стыка бронекорпуса
с хвостовой частью фюзеляжа (рис. 7.8). Такое размещение стрелка
устраняло разнос масс по продольной оси самолета и не оказывало
сильного влияния на характеристики управляемости и маневрен-
ности Ил-1. По сравнению с Ил-2 была изменена толщина неко-
торых листов бронекорпуса: увеличена толщина нижних боковых
стенок капота двигателя и уменьшена толщина боковых стенок
кабины пилота и стрелка. Кроме того, опыт боевого применения
Ил-2 показал, что на двухместном варианте этого самолета прак-
тически не поражается верхняя передняя часть бронекорпуса:
для огня с земли она недосягаема, от огня истребителя противника
1БЗ
Рис. 7.7. Схемы штурмовиков?
а — Ил-10 (первоначальное обозначение Ил-1); б — учебного УИл-10
со стороны хвоста самолета ее защищал стрелок, а спереди са-
молет Ил-2 вражеские истребители, как правило, не атаковали,
опасаясь мощного огня наступательного стрелково-артиллерий-
ского вооружения самолета. В связи с этим верхняя часть броне-
корпуса нового штурмовика, имевшая к тому же поверхность
двойной кривизны, которая обеспечивала малый угол встречи
Рис. 7.8. Компоновка штурмовика Ил-10:
/ — воздушный винт АВ-5Л-24; 2 — расширительный бачок системы охлаждения двига-
теля; 3 — двигатель АМ-42; 4 — бачок-пеногаситель системы питания двигателя маслом;
5 — масляный бак (левый); 6 — масляный фильтр; 7 — верхний бензобак на 440 л;
8 — прицел ПБП-16: 9 — подвижная пушка УБ-20; 10 — держатель авиационных гра-
нат АГ-10; 11 — радиоприемник; 12 — радиопередатчик; 13 — аэрофотоаппарат; 14 —
нижний бензобак на 290 л; 15 — заслонка туннеля масляного радиатора; 16 — масляный
радиатор; 17 — всасывающий патрубок карбюратора двигателя с пылефильтром (открыт
при выпущенном шасси), 18 — всасывающий патрубок карбюратора двигателя (открыт
при убранном шасси)
154
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 7.9. Схема вариантов загрузки самолета Ил-lOj
а — мелкими бомбами; б — бомбами массой по 100 кг; в — бомбами массой по 250 кг
снаряда с обшивкой, выполнялась из дюралюминиевых листов
толщиной от 1,5 до 6,0 мм. Новым было и применение в бропеза-
щите самолета экранированной броневой системы: задняя броне-
спинка и подголовник пилота, а также бронеперегородка стрелка
были выполнены из двух 8-миллиметровых бронеплит с воздуш-
ным промежутком между ними. Такая система эффективно защи-
щала стрелка и пилота от поражения 20-миллиметровыми снаря-
дами авиационных пушек. Бронекорпус нового штурмовика был
включен в силовую схему планера самолета.
Двухместный штурмовик Ил-1 сохранил все основные геомет-
рические параметры и конструктивные особенности одноместного
истребителя, но имел цельнометаллическую конструкцию. Его
наступательное стрелково-артиллерийское вооружение состояло
из двух пушек В Я с общим боезапасом 300 снарядов и двух пуле-
метов ШКАС, имевших 1500 патронов. Пушки и пулеметы устанав-
ливали в консолях крыла вне диска, сметаемого винтом. В нор-
мальном варианте штурмовик имел бомбовый груз 400 кг, в
перегрузочном — 600 кг. Вместо четырех бомбовых отсеков на
Ил-2, на новом штурмовике в утолщенной части центроплана спра-
ва и слева от фюзеляжа были оборудованы два бомбоотсека, раз-
меры которых позволяли размешать в них бомбы массой 1 ...
100 кг (рис. 7.9). Мелкие бомбы массой до 50 кг укладывали в от-
секи непосредственно на створки бомболюков и сбрасывали
после их открытия. Это позволило отказаться от применявшихся
на Ил-2 кассет мелких бомб, увеличить число загружаемых в от-
сек бомб и ускорить процесс снаряжения самолета новыми бомбами
для повторного вылета. Бомбы массой 50 ... 100 кг подвешивались
внутри отсеков, как обычно, на держателях. Наружные замки
обеспечивали подвеску бомб массой до 250 кг. Под консолями крыла
имелись четыре балки для пуска ракет. Было значительно уси-
лено оборонительное вооружение нового самолета. Его задняя
подвижная стрелковая установка ВУ-8 с пулеметом УБ К, имев-
шим боезапас 150 патронов, обеспечивала следующие углы об-
стрела задней полусферы: вверх 50°, вниз 18°, справа от стрелка
45 и влево 55°. Одновременно для Ил-1 была создана и пушечная
оборонительная установка с пушкой БТ-20 калибра 20 мм, также
155
шем Ил-2. В феврале
на этом заводе В. Н.
Рис. 7.10. Максимальные горизонтальные скорости:
1 — штурмовик Ил-10; 2 — истребитель Me-109G-2; S —.
истребитель FW-190A-4
имевшая боезапас из 150 снарядов. Кроме
того, в хвостовой части штурмовика уста-
новили держатель на 10 авиационных
гранат АГ-2.
В связи с большой загруженностью
опытного производства ОКБ и стремлением
С. В. Ильюшина заранее ознакомить кол-
лектив серийного завода с особенностями
конструкции нового штурмовика, пост-
ройка первого двухместного самолета Ил-1
производилась на заводе № 18, выпускав-
1944 г. ответственный представитель ОКБ
Бугайский докладывал С. В. Ильюшину:
Наконец можно рапортовать, машину закончили. Отправку в Москву на-
мечаем к 15 февраля... Мотор заменить не сумели, так как его нам не дали до
сих пор ... Машина получилась хорошая во всех отношениях ... исключительно
перспективная и многообещающая, а главное, ясная во всех элементах. Хо-
рошо бы к лету запустить в серию ....Это будет достойный подарок Родине ...
Прошу Вас дать указание, чтобы прибывшую в Москву машину Ил-1 наш народ
проверил самым тщательным образом.
После установки двигателя АМ-42 и отладки всех систем новый
штурмовик, получивший к этому времени обозначение Ил-10,
18 апреля 1944 г. совершил свой первый полет под управлением
летчика-испытателя В. К. Коккинаки. Заводские испытания са-
молета были проведены быстро, и уже 13 мая он был сдан на го-
сударственные испытания, продолжавшиеся всего две недели.
Летно-тактические данные самолета Ил-10 оказались выдаю-
щимися: при полетной массе 6335 кг на номинальном режиме ра
боты двигателя максимальная горизонтальная скорость полета
Ил-10 на высоте 2800 м оказалась равной 551 км/ч — почти на
150 км/ч больше максимальной скорости горизонтального полета
двухместного штурмовика Ил-2. На высотах от земли до 2000 м
скорость двухместного бронированного Ил-10 была всего лишь
на 10 ... 15 км/ч меньше максимальной скорости одноместных лег-
ких фронтовых истребителей Люфтваффе Me-109G-2 HFW-109A-4
(рис. 7.10). Результаты государственных испытаний Ил-10 и
его показательные воздушные бои с истребителем Ла-5ФН, пре-
восходившим по скорости и маневренности все истребители про-
тивника, подтвердили правильность основной идеи проектирова-
ния Ил-10, состоящей в том, что оптимальное сочетание мощного
наступательного и оборонительного вооружения бронированного
штурмового самолета с большой скоростью и отличной маневрен-
ностью обеспечивает ему не только эффективное выполнение раз-
нообразных боевых задач по уничтожению различных наземных
156
wwAcvokb-la.spb.ru
целей, но и позволяет штурмовику вести активный воздушный
бой со всеми типами вражеских истребительных самолетов.
Отличные летно-тактические данные Ил-10 способствовали то-
му, что при сравнительной оценке штурмовиков Су-6 с двигателем
АМ-42, Ил-8 и Ил-10 последнему было отдано предпочтение.
В августе 1944 г. Государственный Комитет Обороны принимает
решение о запуске Ил-10 в серийное производство и обязует два
авиационных завода до конца 1944 г. выпустить 100 самолетов
Ил-10 [31]. С октября 1944 г. первые серийные самолеты Ил-10
стали поступать на вооружение штурмовых авиаполков.
Для проведения войсковых испытаний одним из первых новые
штурмовики получил 108 Гвардейский штурмовой Рава-Русский
полк, входивший в состав второй воздушной армии, действовавшей
на Берлинском направлении. 2 февраля 1945 г. эскадрилья само-
летов Ил-10 этого полка, ведомая Героем Советского Союза
Ф. А. Жигариным, впервые штурмовала вражеские танки и мото-
пехоту в районе Шпроттау у реки Нейсе. Несмотря на сильное
противодействие зенитной артиллерии и истребителей противника,
все самолеты Ил-10, успешно выполнив задание, вернулись на
свой аэродром. Фронтовые летчики отмечали, что новый штур-
мовик имеет ряд следующих существенных преимуществ перед
Ил-2:
а) большой диапазон скоростей и лучшая маневренность облег-
чают задачу истребителей сопровождения и позволяют самолету
вступать в активный воздушный бой с противником;
б) полное бронирование экипажа повышает живучесть само-
лета;
в) простота в технике пилотирования и сравнительно легкий
переход к эксплуатации как летным, так и техническим составом
дают возможность перевооружать штурмовые авиачасти этим са-
молетом в кратчайшие сроки.
К концу Великой Отечественной войны высокие боевые
качества самолетов Ил-10 эффективно использовали на поле боя
уже многие штурмовые авиационные полки. В значительных коли-
чествах самолеты Ил-10 применялись в войне с империалистиче-
ской Японией. Действуя по кораблям противника, штурмовики
Ил-10, кроме обычных бомбовых ударов с горизонтального полета
или с пикирования под небольшим углом, широко применяли и
топмачтовое бомбометание. 10 августа 1945 г. шестерка Ил-10
под командованием капитана И. Ф. Воронина нанесла удар по
судам японского флота в порту Расин. Сам Воронин, преодолев
плотный огонь береговых зенитных батарей и корабельных устано-
вок, топмачтовым способом атаковал эсминец. Сброшенные им
две фугасные бомбы массой по 250 кг попали в среднюю часть
корабля, который взорвался и затонул. После сброса бомб штур-
мовик Воронина атаковал японский истребитель, который был
сбит первой же очередью его воздушного стрелка А. Иванова
[12].
157
После завершения войны самолетами Ил-10 были перевооруже-
ны все оставшиеся после демобилизации и расформирования
штурмовые авиачасти советских ВВС.
Моторизация наземных войск, массовое использование ими
бронетранспортеров и бронемашин пехоты потребовали усиления
наступательного артиллерийского вооружения самолетов Ил-10,
и вместо стрелково-артиллерийского вооружения они стали осна-
щаться только пушками. Четыре новые пушки НС-23 калибра
23 мм с общим боезапасом 600 снарядов, как и старое стрелково-
артиллерийское вооружение, рамещались в консолях крыла.
Пушки НС-23, разработанные под патрон с уменьшенным зарядом,
были почти вдвое легче пушек ВЯ и имели в 1,6 раза меньшую от-
дачу при стрельбе. Это позволило спроектировать простую и лег-
кую установку пушек на самолете, значительно упростившую их
эксплуатацию по сравнению с пушками ВЯ. Два оружейника
монтировали и демонтировали пушки, укладывали снарядные
ленты и заряжали пушки примерно за 10 мин, тогда как такая
же подготовка пушек ВЯ требовала не менее 30 мин. Новое на-
ступательное артиллерийское вооружение позволило штурмовику
увеличить в 1,5 раза мощность секундного залпа и, главное, точ-
ность стрельбы из пушек: рассеивание снарядов при автоматиче-
ской стрельбе стало меньше, чем у пушек В Я, в 2 ... 3 раза. Летные
испытания показали, что при стрельбе в воздухе одновременно из
всех четырех пушек сила отдачи не влияет на устойчивость самолета
и прицельность стрельбы. Для поражения новых танков с
усиленным бронированием в комплект бомбового вооружения
самолета Ил-10 были введены более мощные кумулятивные бомбы
ПТАБ. Усовершенствовалось и ракетное оружие самолета, повы-
силась точность его огня. В кабине стрелка новых штурмовиков
монтировалась подвижная оборонительная установка только с
пушкой БТ-20.
Кроме боевых самолетов Ил-10 в небольшом количестве вы-
пускали учебно-тренировочные варианты штурмовика под обозна-
чением УИл-10 (Ил-10УТ), у которых кабина стрелка была пере-
оборудована в кабину летчика-инструктора, а наступательное
стрелковое вооружение несколько упрощено (см. рис. 7.7).
Самолет Ил-10 строился серийно до 1947 г. Позднее была про-
ведена модернизация самолета Ил-10. Основная цель модерниза-
ции заключалась в повышении летно-тактических и эксплуатаци-
онных качеств самолета, т. е. в установке более мощного вооруже-
ния, увеличении максимальной дальности полета, улучшении
взлетно-посадочных свойств, устойчивости и управляемости само-
лета на всех режимах полета.
Для реализации этих требований в конструкцию модифици-
рованного самолета Ил-ЮМ были внесены изменения, связанные,
прежде всего, с установкой нового крыла с увеличенной на 3 м3
площадью и измененной формой в плане с характерными прямо-
угольными законцовками вместо полукруглых (рис. 7.11). Крыло
158
www.vokb-la .spb .ru
Рис.7.11. Схемы самолетов:
a — Ил-10; б — Ил-1 ОМ
компоновалось из аэродинамического профиля Кларк YH,
хорошо зарекомендовавшего себя на самолете Ил-2. В отличие
от обычного самолета Ил-10, крыло которого оснащалось сплош-
ным, не прерывающимся под фюзеляжем взлетно-посадочным
щитком, крыло модифицированного самолета стало иметь щелевой
закрылок с такой же площадью, но с большими углами отклонения
и с более высокими несущими свойствами. Длина нового самолета
увеличилась на 750 мм, причем хвостовая часть фюзеляжа была
удлинена на 500 мм, а горизонтальное оперение, также новой
формы в плане, поднято на 75 мм и вынесено из спутной струи
крыла, что значительно улучшило условия его работы, особенно
на взлетно-посадочных режимах. По сравнению с Ил-10 была зна-
чительно увеличена площадь всех рулевых поверхностей самолета.
Улучшение противопожарной изоляции кабины летчика от мо-
торного отсека, установка огнетушителей, введение дублирующей
проводки к рулю высоты, новая система аварийного выпуска
шасси способствовали повышению живучести и надежности мо-
дифицированного самолета, а установка более совершенного пи-
лотажного и радиосвязного оборудования значительно расширили
возможности его применения в сложных погодных условиях. Воз-
росшая в результате внесенных изменений полетная масса са-
молета Ил-ЮМ потребовала увеличения размеров колес основных
опор самолета (рис. 7.12).
Вместо пушек НС-23 на самолете Ил-ЮМ установили новые,
более скорострельные пушки того же калибра НР-23 с боезапа-
сом в 600 снарядов. Бомбовое вооружение дополнили балочными
Держателями на отъемных частях крыла, рассчитанными на под-
веску бомб калибра 250 кг и дополнительных топливных баков
общей вместимостью 300 л. Улучшилось и оборонительное воору-
жение стрелка: электрификация пушечной турели позволила
сократить время перемещения оружия.
Рис. 7.12. Компоновка самолета Ил-ЮМ
160
www.vokb-la.spb.ru
Летом 1951 г. опытный самолет Ил-ЮМ, переделанный из
обычной серийной машины, совершил свой первый полет под
управлением летчика-испытателя В. К. Коккинаки. Введенные
изменения положительно сказались на характеристиках устой-
чивости и управляемости самолета. Во всем диапазоне эксплуата-
ционных центровок, на всех режимах полета при скоростях от
минимальной до максимальной с зафиксированным и свободным
управлением модифицированный самолет обладал достаточным
запасом продольной, поперечной и путевой статической устой-
чивости. Улучшилась и управляемость самолета. Его взлетно-
посадочные свойства, несмотря на увеличение полетной массы,
остались такими же, как и у самолета Ил-10.
Модифицированные штурмовики Ил-ЮМ строились серийно
с 1951 по 1954 г. включительно и вместе с обычными самолетами
Ил-10 состояли на вооружении советской авиации. На смену
Ил-10, последним самолетам с поршневыми двигателями в составе
авиации советских ВВС, пришли многоцелевые реактивные истре-
бители-бомбардировщики, летно-технические данные и вооруже-
ние которых более полно соответствовали новым требованиям.
Высокие летно-тактические данные штурмовика Ил-10, его
способность в период принятия на вооружение и боевой работы на
фронтах Великой Отечественной войны вести активный воздуш-
ный бой с истребителями противника определили начало проектных
работ по еще более скоростному и маневренному штурмовику
Ил-16 облегченного типа, которые развернулись в 1944 г., практиче-
ски сразу же после завершения государственных испытаний Ил-10.
Штурмовик Ил-16 проектировался под новый двигатель жид-
костного охлаждения М-43НВ с взлетной мощностью 1691 кВт
(2300 л. с.), созданный в ОКБ А. А. Микулина. По своей схеме,
аэродинамической и конструктивной компоновке Ил-16 был прак-
тически одинаков с самолетом Ил-10, но имел несколько меньшие
по сравнению с ним геометрические размеры и массу (рис. 7.13).
В сочетании с более мощным двигателем это должно было обеспе-
чить новому штурмовику максимальную расчетную скорость
625 км/ч. Прочность конструкции самолета Ил-16 позволила ему
выполнять все фигуры высшего пилотажа.
Схема бронирования самолета Ил-16 сохранялась практически
такой же, как и на Ил-10, но толщина листов брони боковых стенок
капота двигателя и боковых стенок кабины пилота и стрелка была
уменьшена. Кроме того, увеличилась площадь незабронированной
верхней передней части бронекорпуса.
Стрелково-артиллерийское поступательное вооружение само-
лета состояло из двух пушек НС-23 с общим боезапасом 280 сна-
рядов и двух пулеметов ШКАС, которые имели 1400 патронов.
Как и на всех предыдущих штурмовиках С. В. Ильюшина, это
оружие устанавливалось в отъемных частях крыла.
Предполагалось, что Ил-16 будет иметь нормальный бомбо-
вый груз 200 кг и максимальный 400 кг о размещением бомб как
6 F. В. Новожилов 161
Рис. 7.13. Схема штурмовика Ил-169
а — первый опытный самолет; б —> второй опытный самолет
внутри самолета в двух отсеках, оборудованных в центроплане
крыла справа и слева от бронекорпуса, так и снаружи на держа-
телях наружной подвески. Однако в процессе дальнейшей про-
ектной проработки самолета его нормальный бомбовый груз уве-
личился до 400 кг, а максимальный — до 500 кг. Заднюю полу-
сферу Ил-16 защищала подвижная пушка УБ-20 с боезапасом
150 снарядов и десять авиационных гранат АГ-2.
Таким образом, по своим проектным данным штурмовик Ил-16
имел практически одинаковую с Ил-10 мощь наступательного и
оборонительного вооружения, но значительно превосходил своего
предшественника по скоростным и маневренным характеристикам.
Соответственно и боевая эффективность Ил-16 должна была стать
значительно более высокой. Такой штурмовик был нужен фронту,
и еще до проведения летных испытаний опытного самолета Ил-16
началась подготовка к его серийному производству.
В начале 1945 г. серийный завод завершил постройку опыт-
ного самолета Ил-16, и летчик-испытатель В. К. Коккинаки
совершил на нем первый полет. Выяснилось, что при таком мощ-
ном двигателе реактивный момент воздушного винта и короткий
хвост сильно сказываются на продольной устойчивости самолета.
Для ее улучшения на 500 мм удлинили отъемную хвостовую часть
162
www .vokb-la.spb.ru
фюзеляжа, увеличили площадь вертикального оперения, а на руле
направления поставили триммер. Доработанный самолет стал
в воздухе более устойчив и лучше управляем. Тем не менее летные
испытания Ил-16 затянулись из-за недостатков двигателя М-43НВ.
Довести двигатель М-43НВ до требуемого состояния не удалось,
и летом 1946 г. работы по самолету Ил-16 прекратили.
I 8. ТЯЖЕЛЫЕ ШТУРМОВИКИ Ил-8 И Ил-20
К созданию тяжелых бронированных штур-
мовиков-бомбардировщиков с увеличенными (по сравнению в
Ил-2) максимальным бомбовым грузом и дальностью полета кон-
структорское бюро С. В. Ильюшина приступило еще до начала
Великой Отечественной войны. Молниеносные кампании гитле-
ровской Германии в Польше и Франции особенно наглядно про-
демонстрировали возросшую роль высокоподвижных моторизо-
ванных и бронетанковых частей. Борьба с такими частями и дол-
жна была стать основной задачей бронированного штурмовика
ЦКБ-60, проектирование которого под руководством С. В. Иль-
юшина началось осенью 1940 г.
Выполнявшийся по схеме цельнометаллического низкоплана
с разнесенным двухкилевым вертикальным оперением и убираю-
щимися в гондолы двигателей основными опорами шасси, новый
штурмовик имел чистые аэродинамические формы. Самолет был
спроектирован под два хорошо зарекомендовавших себя двигателя
жидкостного охлаждения АМ-38 и разработан в двух вариантах—
одноместном, без оборонительного вооружения, и двухместном
с защитой задней полусферы подвижным крупнокалиберным пу-
леметом штурмана-стрелка. Экипаж ЦКБ-60 и протектированные
топливные баки были размещены в центральной части фюзеляжа,
в бронекорпусе, который воспринимал нагрузки от различных
конструктивных элементов самолета — пушечных и пулеметных
лафетов, лонжеронов крыла, хвостовой части фюзеляжа. Двига-
тели, водяные и масляные радиаторы системы охлаждения и
смазки двигателей броней защищались частично. Топливные баки
имели систему заполнения их нейтральным газом. Очень тонкое
крыло самолета оборудовалось предкрылками, зависающими эле-
ронами и посадочными щитками. Такая мощная для своего времени
механизация крыла должна была обеспечить значительно более
тяжелому и скоростному штурмовику практически одинаковые
с Ил-2 взлетно-посадочные характеристики. Проектом преду-
сматривалось широкое применение в конструкции ЦКБ-60 маг-
ниевого сплава «электрон» (рис. 8.1).
Бронетанковую технику и мотопехоту противника новый штур-
мовик, которому в начале 1941 г. присвоили обозначение Ил-6,
должен был уничтожать своим мощным пушечным и пулеметным
огнем, бомбами и ракетными снарядами. Предусматривалось не-
сколько вариантов установки стрелково-артиллерийского воору-
6« 163
Рис. 8.1. Схема тяжелого штурмовика ЦКБ-60 (проект)
жения. Один из вариантов: пушка калибра 37 мм, две пушки ка-
либра 23 мм и четыре пулемета калибра 12,7 мм или 7,62 мм.
Все оружие монтировалось на быстросъемных креплениях и раз-
мешалось компактно в носовой части фюзеляжа, что обеспечивало
высокую точность и кучность стрельбы. На внутренней подвеске
в шести бомбоотсеках центроплана самолет мог нести 600 кг бомб,
а его максимальный бомбовый груз достигал 1000 кг.Наступатель-
ное вооружение самолета дополнялось восемью ракетными сна-
рядами PC-132, подвешиваемыми под крылом.
Эскизный проект Ил-6 был одобрен, и постройку самолета
включили в план опытного строительства. Весной 1941 г. был
создан макет штурмовика Ил-6 и проведены основные продувки
его моделей в аэродинамических трубах ЦАГИ. С началом Вели-
кой Отечественной войны усилия конструкторского коллектива
были направлены в первую очередь на совершенствование само-
летов Ил-2 и ДБ-ЗФ, а работы по тяжелому штурмовику Ил-6
были прекращены.
Несмотря на многообразие вариантов боевого использования
самолетов Ил-2, уже в первый период Великой Отечественной
войны особенно выделялись два основных. В первом варианте са-
молеты Ил-2 применяли по их прямому назначению в качестве
штурмовиков. Во втором варианте Ил-2 использовали в качестве
ближнего бомбардировщика, что определялось не только требова-
ниями фронтовой обстановки, но и специальным приказом нар-
кома Обороны СССР, вышедшим в середине июля 1942 г.
Мы располагаем, — говорилось в приказе, — штурмовиками Ил-2, кото-
рые являются лучшими дневными бомбардировщиками против танков и живой
силы противника. Таких ближних дневных бомбардировщиков нет ни в одной
другой армии.
Мы можем и должны значительно увеличить наши бомбардировочные днев-
ные удары по противнику, но для этого надо немедля покончить с вредной прак-
164
www.vokb-la.spb.ru
тикой недооценки самолетов Ил-2 как дневных бомбардировщиков и добиться
того, чтобы ни один самолет Ил-2 не вылетал в бой без полной бомбовой на-
грузки.
Выполняя приказ, многие полки штурмовой авиации стали
использовать самолеты Ил-2 в боевых вылетах с максимальным
бомбовым грузом 600 кг при одновременной подвеске на самолет
восьми ракетных снарядов. Кроме того, в соответствии со специ-
альным приказом по ВВС, самолеты Ил-2 начали применять для
разрушения фугасными авиабомбами долговременных огневых
точек обороны противника [31]. В этих условиях для фронтовых
летчиков особенно желательным стало увеличение максимального
бомбового груза самолета-штурмовика, повышение массы загружа-
емых бомб. Летом 1942 г. главному конструктору С. В. Илью-
шину поручили создать тяжелый штурмовик-бомбардировщик с
максимальной бомбовой нагрузкой 1000 кг, включающей бомбы
массой 500 кг.
Учитывая опыт боевой работы самолетов Ил-2, действовавших
по наземным войскам у переднего края и в тактической глубине
обороны противника, особенно сильно прикрытым противовоз-
душными огневыми средствами, С. В. Ильюшин при выборе схемы
нового штурмовика остановился на одномоторном варианте са-
молета, обеспечивающем наиболее полное и рациональное брони-
рование всех его жизненно важных частей. Такое решение ста-
новилось возможным при использовании двигателя жидкостного
охлаждения АМ-42 с взлетной мощностью 1471 кВт (2000 л. с.),
создание которого было поручено ОКБ А. А. Микулина.
Компоновочная схема, площадь крыла и конструктивные
решения многих узлов и агрегатов штурмовика-бомбардировщика,
имевшего заводское обозначение Ил-8, по соображениям быстрей-
шего запуска машины в серийное производство остались такими,
как и на Ил-2, но по многим своим геометрическим параметрам
(длине фюзеляжа, площади оперения, рулей) и конструкции он
являлся совершенно новым самолетом (рис. 8.2). По сравнению
с Ил-2 была несколько улучшена внешняя аэродинамика самолета
Ил-8: масляный радиатор поместили рядом с водяным в воздушном
канале (выполненном по типу самолета Ил-2), всасывающий пат-
рубок двигателя на Ил-8 расположили на левом борту фюзеляжа.
Разрабатывали сразу два варианта самолета Ил-8 — штур-
мовик-бомбардировщик с дальностью полета около 1100 км и раз-
ведчик-корректировщик с несколько меньшими полетной массой
и дальностью полета, но с более мощным радиосвязным оборудо-
ванием. В остальном эти самолеты не имели различий.
Бронирование самолета Ил-8 было усилено. В частности,
в бронекорпусе нового штурмовика разместили кабину стрелка
с оборонительным пулеметом УБ К калибра 12,7 мм.
Наступательное стрелково-артиллерийское вооружение само-
лета Ил-8 состояло из двух пушек ВЯ с боезапасом 300 снарядов
и двух пулеметов ШКАС, имевших боекомплект на 1500 патронов-
165
Рис. 8.2. Схема тяжелого штурмовика Ил-АМ-42 (первого опытного само-
лета Ил-8)
Кроме того, была предусмотрена возможность установки в крыле
самолета вместо пушек В Я двух крупнокалиберных пушек НС-37.
На новом штурмовике были сохранены четыре бомбоотсека
в центроплане крыла с несколько увеличенными размерами, допу-
скающими размещение внутри самолета 600 кг нормального бом-
бового груза, причем мелкие бомбы укладывались в эти бомбо-
отсеки на створки бомболюков как в бункера. После сбрасывания
бомб створки люков закрывались с помощью пружин. На два
наружных держателя можно было дополнительно подвешивать
бомбы массой 50 ... 500 кг.
В перегрузочном варианте бомбовый груз самолета на внутрен-
них и наружных держателях достигал 1000 кг.
Первый полет опытного самолета Ил-8 с двигателем АМ-42
состоялся 10 мая 1943 г. под управлением летчика-испытателя
В. К. Коккинаки. По своим пилотажным свойствам самолет ока-
зался в целом простым и легким в управлении. С нормальной по-
летной массой 7250 кг он показал максимальную горизонтальную
скорость 470 км/ч на высоте 2240 м. Однако из-за ненадежной
работы двигателя (с дымлением и тряской) заводские испытания
самолета затянулись. В конечном итоге на самолете Ил-8 при-
шлось заменить пять двигателей, прежде чем удалось обеспечить
их достаточно надежную работу. В феврале 1944 г. первый
опытный самолет Ил-8 был передан на государственные испы-
тания, по результатам которых он был рекомендован в серийное
производство в вариантах штурмовика-бомбардировщика и раз-
ведчика-корректировщика.
В это время уже определились высокие летные данные ско-
ростного штурмовика Ил-10, и с целью улучшения летных данных
166
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 8.8. Схема тяжелого штурмовика Ил-8
самолета Ил-8 С. В. Ильюшин внес предложение о переделке
на нем системы охлаждения и смазки двигателя, а также щасси
и оперения по типу самолета Ил-10. В соответствии с этим на
втором опытном самолете Ил-8 была перекомпонована система
охлаждения и смазки двигателя, установлены новые бронекорпус,
крыло, оперение и шасси, доработаны элероны, рули высоты и
направления, внесены изменения в оборудование самолета, трех-
лопастный воздушный винт заменен на четырех лопастный. Полу-
чился новый самолет, сохранивший старое обозначение (рис. 8.3).
Несколько изменилось и вооружение второго опытного самолета
Ил-8. Вместо пушек В Я установили пушки НС-23. Усилили обо-
ронительное вооружение: в кабине стрелка пулемет заменили
подвижной пушкой УБ 20, а для защиты задней нижней полу-
сферы в хвостовой части фюзеляжа разместили кассету с десятью
авиационными гранатами АГ-2, сбрасывать которые можно было
как из кабины летчика, так и из кабины стрелка. Более мощным
стало бомбовое вооружение самолета. В четырех центропланных
бомбоотсеках размещался нормальный бомбовый груз массой
1000 кг. Наружные бомбовые замки самолета обеспечивали под-
веску двух фугасных бомб калибра 500 кг.
Переделка второго опытного самолета была завершена осенью
1944 г., и 13 октября состоялся первый полет модифицированного
самолета Ил-8 под управлением летчика-испытателя В. В. Кок-
кинаки. Заводские летные испытания самолета вновь затянулись.
Из-за недоведенности воздушных винтов в полетах возникала их
сильная тряска. Только после сравнительных испытаний несколь-
ких типов винтов самолет Ил-8 стал нормально эксплуатироваться
с четырехлопастным воздушным винтом АВ-5л-22Б, разработан-
ным в ОКБ, руководимом К. И. Ждановым. В. К. Коккинаки
167
Рис. 8.4. Максимальные горизонтальные ско-
рости самолетов $
1 — первый опытный Ил-8 (1943 г.); 2 — второй
опытный Ил-8 (1944 г.); 3 — серийный штурмо-
вик Ил-10 (1944 г.)
высоко оценил пилотажные качества
модифицированного самолета Ил-8 с
этим винтом. Он отмечал, что взлет
прост. В наборе высоты самолет был
устойчив. В горизонтальном полете
машина хорошо балансировалась в
продольном отношении, виражи вы-
полняла устойчиво, без рысканий, пикировала устойчиво, хорошо
«доворачивалась» на цель. Вывод из пикирования и посадка были
просты, тенденций к сваливанию при высоком выравнивании са-
молет не имел.
Государственные испытания второго опытного самолета Ил-8
начались после окончания Великой Отечественной войны 27 мая
1945 г. Новая компоновка водяных и масляных радиаторов систе-
мы охлаждения и смазки двигателя такая же, как и на Ил-10,
более обтекаемый и аэродинамически чистый бронекорпус, улуч-
шенная форма фонаря кабины пилота и значительно меньший,
чем на первом опытном самолете, мидель обтекателей шасси —
позволили получить на втором опытном самолете Ил-8 более вы-
сокие летно-технические данные. С нормальной полетной массой
7610 кг на нем была достигнута максимальная скорость горизон-
тального полета 509 км/ч на высоте 2800 м (рис. 8.4). Испытатели
отмечали хорошую устойчивость и управляемость, большую грузо-
подъемность, мощное вооружение, значительные дальность и
скорость, удобство и простоту в эксплуатации нового штурмо-
вика, но одновременно подчеркивали, что по максимальной ско-
рости, скороподъемности, маневренности, длине разбега при
взлете и пробега после посадки штурмовик Ил-8 уступает серий-
ному самолету Ил-10. Учитывая окончание войны и наличие в се-
рийном производстве штурмовика Ил-10, обладающего лучшими
летно-тактическими данными, было признано, что запуск в серию
самолета Ил-8 производить нецелесообразно.
Только спустя два года после завершения государственных ис-
пытаний второго опытного самолета Ил-8 С. В. Ильюшин вновь
продолжил работу под тяжелым бронированным штурмовиком
с поршневым двигателем.
Опыт Великой Отечественной войны показал, что все без иск-
лючения типы участвовавших в боевых действиях одномоторных
штурмовиков и ближних бомбардировщиков имели существенный
недостаток, заключавшийся в весьма ограниченном обзоре перед-
ней нижней четверти сферы. Это затрудняло выполнение с одно-
моторных самолетов прицельного бомбометания, особенно бомбо-
метания при горизонтальном полете, когда цель в момент сбра-
168
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 8.6. Компоновка штурмовика МШз
/ — установка пушек; 2 — вал от двигателя к воздушному винту; 3 — бензобак; 4 —>
двигатель АМ-38Ф; 5 — масляный и водяной радиаторы
сывания бомб была закрыта носовой частью фюзеляжа. Самолеты
Ил-2 бомбометание при горизонтальном полете выполняли с по-
мощью временного механизма штурмовика ВМШ-2, который ав-
томатически сбрасывал бомбы через определенный, зависящий от
скорости и высоты полета самолета, промежуток времени с момента
закрытия цели носовой частью фюзеляжа. Применялись и другие
способы бомбометания при горизонтальном полете, основанные на
опыте и интуиции летчиков-штурмовиков. Для повышения точ-
ности бомбометания при горизонтальном полете уже в конце
войны был разработан специальный прибор — перископ штур-
мовика (ПШ), представлявший собой зрительную трубу, выпол-
ненную в виде бокового перископа, установленного на козырьке
фонаря кабины пилота самолета Ил-2 и Ил-10. Сильно выступая
за пределы фюзеляжа самолета, прибор ПШ обеспечивал летчику
штурмовика достаточно хороший обзор земной поверхности под
самолетом. Однако по различным причинам широкого распростра-
нения он не получил.
Работал над этой проблемой и коллектив, возглавляемый
С. В. Ильюшиным. Еще в 1942 г. им был разработан проект одно-
местного бронированного штурмовика МШ (рис. 8.5) с одним дви-
гателем AM 38, главной особенностью которого являлось решение
проблемы обеспечения хорошего обзора пилоту штурмовика.
Это решение заключалось в установке двигателя АМ-38 в средней
части фюзеляжа с передачей мощности на воздушный винт с по-
мощью длинного вала, проходящего под бронированным полом
пилотской кабины, размещавшейся в самом носу фюзеляжа перед
крылом и позволявшей пилоту иметь обзор вниз до 24° (вместо 8°
на самолете Ил-2). Кабину пилота расположили над отсеком
стрелково-артиллерийского вооружения, которое состояло из
одной несинхронной крупнокалиберной пушки НС-37 (со стволом,
пропущенным через редуктор и полый вал втулки воздушного
винта), двух синхронных пушек ШВАК и двух синхронных пуле-
метов ШКАС. Все оружие находилось в плоскости прицеливания
и благодрая большой кучности огня обеспечивало надежное по-
ражение бронетанковой техники и живой силы противника. Стрел-
ково-артиллерийское вооружение самолета было дополнено бом-
169
бами на внутренней подвеске в центропланных отсеках. Сзади
кабины пилота размещались баки для бензина и масла. Водяные
и масляные радиаторы системы охлаждения и смазки двигателя
были установлены в подфюзеляжной части центроплана, и их
охлаждение осуществлялось наружным воздухом, подводившимся
по изогнутым каналам, с воздухозаборниками в носках крыла
у правого и левого бортов фюзеляжа, как несколько позднее стали
делать на самолете Ил-10. Необходимый диапазон эксплуатаци-
онных центровок достигался применением на самолете МШ крыла
со стреловидностью по передней кромке 15°. Кабину пилота,
топливный бак, водяные и масляные радиаторы, а также двигатель
закрывал бронекорпус весьма сложной формы с прямолинейными
образующими, что хотя и упрощало технологию его сборки, но
увеличивало поражаемость брони, усложняло ее включение в об-
щую силовую схему конструкции самолета. Все это в конечном
счете привело к значительному повышению массы пустого са-
молета и снижению его летно-технических данных. К тому же
опыт боевых действий требовал создать двухместный штурмовой
самолет с подвижной задней огневой точкой. Решить эту задачу
тогда не удалось, и проектирование штурмовика МШ было пре-
кращено.
В конце 1947 г. конструкторское бюро С. В. Ильюшина завер-
шило разработку проекта тяжелого бронированного штурмовика-
бомбардировщика Ил-20, основными особенностями которого были
отличный обзор вниз из кабины пилота и новая схема установки
артиллерийского наступательного и оборонительного вооружения.
Штурмовик-бомбардировщик Ил-20 выполнен по схеме одно-
двигательного двухместного цельнометаллического низкоплана
с убирающимся в крыло главным шасси и однокилевым вертикаль-
ным оперением (рис. 8.6). Компоновка его фюзеляжа была весьма
необычной и ранее не встречалась в истории мировой авиации.
Кабина летчика самолета Ил-20 размещалась над двигателем жид-
костного охлаждения МФ-47 с взлетной мощностью 2206 кВт
(3000 л. с.), что создавало пилоту исключительно благоприятные
условия для хорошего обзора вниз. При горизонтальном полете,
благодаря большому лобовому бронестеклу толщиной 100 мм,
летчик имел обзор вниз в секторе 37° от горизонта, а в пикиро-
вании под углом 40 ... 45° он мог видеть цели, находящиеся не-
посредственно под самолетом. Сразу за кабиной летчика был уста-
новлен бак для бензина, а за ним находилась кабина стрелка,
дистанционно управляющего огнем 23-миллиметровой пушки в
подвижной установке с гидравлическими приводом и контурным
механизмом для обвода ствола пушки по контуру фюзеляжа и опе-
рения, защищавшего эти части самолета от прострела своим же
оружием.
Подвижная установка была спроектирована в ОКБ под не-
посредственным руководством С. В. Ильюшина. По сравнению
с ранее применявшимися на штурмовиках подвижными установ-
ке
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 8.6. Схема тяжелого штурмовика Ил-20
ками Ил-ВУ-11 обеспечивала очень большие угли обстрела зад-
ней полусферы — 80е вверх и по 90е вправо и влево, что являлось
следствием отделения пушечной установки от кабины стрелка,
которую к тому же удалось полностью забронировать металли-
ческой и прозрачной броней. Максимальные скорости переме-
щения оружия в подвижной установке составляли 40 ...
45 градус/с (рис. 8.7). Эскизным проектом был предусмотрен
второй вариант оборонительного вооружения самолета Ил-20,
в котором вместо верхней пушечной установки применяли кор-
мовую пушечную подвижную установку, расположенную за опе-
рением самолета. Эта установка обеспечивала лучшую защиту
Рис. 8.7. Компоновка тяжелого штурмовика Ил-203
1,3 — рабочие места пилота к стрелка-радиста; 2 — бензобак; 4 — верхняя подвижная
стрелковая установка; 5 — неподвижные наклонные пушки; 6 масляный н водяной
радиаторы; 7 — всасывающий патрубок карбюратора двигателя; 8 •— двигатель
171
самолета от атак истребителей противника со всех направлений
задней полусферы. Дополнительно к пушечному оборонительному
вооружению самолет Ил-20 должен был иметь также десять авиа-
ционных гранат AF-2.
Все важные части самолета, такие как кабины пилота и стрелка,
топливный бак, двигатель, все агрегаты питания двигателя, си-
стему его охлаждения и смазки размещали в бронекорпусе, тол-
щину листов которого подбирали в зависимости от условий и по-
следствий их поражения огнем наземного и воздушного против-
ника. При подборе толщины броневых листов учитывали большой
опыт боевой работы штурмовиков Ил-2 и Ил-10 на фронтах Вели-
кой Отечественной войны. Передняя нижняя часть бронекорпуса
с двигателем имела две плоскости разъема — по полу кабины пи-
лота и по заднему торцевому шпангоуту. Это позволяло при не-
обходимости быстро отстыковать неисправный или поврежденный
двигатель вместе с бронекапотом и заменить его новым исправным
двигателем, заранее установленным в такой же взаимозаменяемый
бронекапот.
Предусматривалось несколько вариантов наступательного ар-
тиллерийского вооружения самолета Ил-20. По основному из них
предполагалось установить на этом штурмовике четыре пушки в
фюзеляже, смонтировав их наклонно стволами вниз. Максималь-
ный бомбовый груз самолета 1190 кг из 404 малокалиберных бомб
размещали в четырех симметрично расположенных относительно
оси самолета центропланных бомбоотсеках. Как и на многих
ранних штурмовиках С. В. Ильюшина других типов, бомбы в эти
отсеки могли загружаться прямо на бомболюки. Наружные дер-
жатели самолета обеспечивали подвеску двух бомб массой 500 кг.
Под крыльями штурмовик мог нести четыре ракетных снаряда
РС-132.
Особенности компоновки пилотской кабины и наступательного
артиллерийского вооружения самолета определили и его такти-
ческие преимущества при атаке наземных целей по сравнению
с классическими штурмовиками, например с Ил-10. Обычно штур-
мовики Ил-10 пикировали на цель под углом 30° и вели огонь из
крыльевых пушек и пулеметов. В таком положении они могли
снизиться до высоты около 50 м, после чего, выйдя из пикирования
и набрав высоту, атаковали вторично. Затраты времени на по-
строение повторных заходов значительно снижали эффективность
штурмовки: противник укрывался или рассредоточивался на
местности. Хороший обзор позволял летчику штурмовика Ил-20
открывать прицельный пушечный огонь из фюзеляжных установок
в горизонтальном полете еще при подходе к цели, вне зоны дей-
ствия ее противовоздушной обороны. При атаке с пикирования, на-
пример мотомеханизированной колонны, штурмовики Ил-20 могли
снижаться до высоты примерно 25 м и, перейдя в горизонтальный
полет, бить врага огнем из фюзеляжных пушек и бомбами
(рис. 8.8),
172
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 8.8. Схема атаки наземной цели самолетами!
1 — Ил-20; 2 — Ил-10
Заключавший в себе много новых идей эскизный проект штур-
мовика Ил-20 был принят, и в 1948 г. началась постройка опытного
самолета, наступательное артиллерийское вооружение которого
несколько отличалось от вариантов, предложенных в эскизном
проекте. Фюзеляжная установка пушек была признана нецеле-
сообразной: в атаке она использовалась относительно непродол-
жительное время, а прицельность огня из нее все же была невы-
сокой. Опытный самолет имел четыре подвижные крыльевые пуш-
ки Ш-3. Благодаря специальной конструкции лафетов, пушки
устанавливали либо горизонтально, когда продольная ось ствола
параллельна оси самолета, либо под углом 22° к горизонтали
стволами вниз. Таким образом тактические преимущества само-
лета Ил-20 при атаке наземных целей по сравнению с обычными
штурмовиками типа Ил-10 сохранялись. Снятие фюзеляжных пу-
шек позволило увеличить общий боезапас крыльевых пушек до
900 снарядов.
Другой особенностью опытного самолета Ил-20 являлось
применение на нем, впервые в истории развития бронированного
штурмового самолета, противообледенительной системы, источ-
ником тепла для которой служили бензиновые подогреватели.
Нагретый в них наружный воздух поступал в носки крыла и
стабилизатора. Противообледенительная система и комплекс со-
вершенного пилотажно-навигационного и радиосвязного обору-
дования обеспечивали использование штурмовика в сложных
погодных условиях.
Первый полет Ил-20 с двигателем М-47 состоялся в начале де-
кабря 1948 г. под управлением летчика-испытателя В. К. Кокки-
наки. В процессе проведения заводских летных испытаний новый
Штурмовик показал максимальную горизонтальную скорость
515 км/ч на высоте 2800 м, но на государственные испытания его
не передавали из-за крупных дефектов в двигателе. Кроме того,
173
переход авиации на реактивные двигатели требовал создания
самолета в более высокими летно-техническими данными, чем
те, которые могли обеспечить поршневые двигатели.
Под руководством С. В. Ильюшина в ОКБ началась работа
над реактивным бронированным штурмовиком, закончившаяся
7 марта 1953 г. первым полетом самолета Ил-40. Для своего време-
ни эта машина обладала очень высокими летно-тактическими дан-
ными, и сам G. В. Ильюшин оценил создание Ил-40 как значи-
тельный качественный скачок [311. Справедливость его оценки
подтвердило последующее развитие военной авиации.
Основные принципиальные особенности конструкции брони-
рованных штурмовиков С. В. Ильюшина и опыт их боевого при-
менения оказали существенное влияние на последующее развитие
штурмовой авиации.
www.vokb-la.spb.ru
Часть
Пассажирские
самолеты
9. САМОЛЕТ Ил-12
В 1943 г., в самый разгар боев на фронтах
Великой Отечественной войны, начинает формироваться новое
направление в творческой деятельности конструкторского кол-
лектива, руководимого С. В. Ильюшиным, ставшее со временем
одним из основных, — создание пассажирских самолетов.
К началу Великой Отечественной войны основным типом пас-
сажирского самолета советского ГВФ являлся самолет ПС-84.
Обстоятельства его внедрения в эксплуатацию несколько нео-
обычны.
В середине тридцатых годов самолетный парк Аэрофлота был
разнотипен, в эксплуатации находилось около 30 типов машин.
Но основу парка составляло довольно большое число спроекти-
рованных для работы на гражданских воздушных линиях пасса-
жирских восьми- и девятиместных самолетов К-5 и ПС-9 конст-
рукции К. А. Калинина и А. Н. Туполева, четырех- и шестимест-
ных самолетов «Сталь-2» и «Сталь-3», разработанных под руко-
водством А. И. Путилова, а также трехмесгных самолетов АИР-6
А. С. Яковлева. Использовались также снятые с вооружения и
переоборудованные для перевозки пассажиров бомбардиров-
щики ТБ-3, разведчики Р-5 и Р-6. Для различных целей широко
использовался самолет У-2 Н. Н. Поликарпова. Все эти машины
(кроме бипланов Р-5 и У-2), выполненные по схеме подкосных
и свободнонесущих монопланов с полотняной или гофрированной
металлической обшивкой имели неубирающееся шасси, и их
крейсерская скорость, как правило, не превышала 200 км/ч.
Развитие советской гражданской авиации, возрастающие масш-
табы ее деятельности требовали создания новых, более произ-
водительных и высокоэкономичных пассажирских самолетов.
В связи с этим в 1934 г. Главное управление ГВФ совместно
с существовавшим тогда Авиационным научно-инженерным об-
ществом организуют открытый конкурс, основной задачей кото-
рого являлась разработка проектов скоростных, с максимальной
скоростью 400 ... 450 км/ч пяти- и двенадцатиместных пассажир-
ских самолетов. К ним впервые в Советском Союзе были разрабо-
таны технические требования, которые регламентировали как
175
летно-технические и эксплуатационные характеристики создавае-
мых самолетов, так и параметры их пассажирских кабин, состав
необходимого оборудования.
В 1936 г. начались летные испытания первых советских ско-
ростных пассажирских самолетов. Ими были десятиместный ПС-35,
созданный в конструкторском бюро А. Н. Туполева под руковод-
ством А. А. Архангельского, и двенадцатиместный «Сталь-7»
Р. Л. Бартини. Несколько позже состоялся первый полет шести-
местного ОКО-1 и конструкции В. К. Таирова. Параметры этих
самолетов выбирали прежде всего из условия обеспечения задан-
ной, высокой по тем временам, максимальной скорости полета,
которая при имевшихся тогда двигателях могла быть достигнута
только ценой значительного ухудшения комфорта. Действительно,
особенностью перечисленных самолетов была минимальная, пре-
дельно обжатая площадь поперечного сечения фюзеляжа с малой
(меньше среднего человеческого роста) высотой пассажирской
кабины. Экономичность новых самолетов также оставляла желать
лучшего.
Результаты испытаний, а затем и опытной эксплуатации не-
большой серии скоростных самолетов ПС-35 показали, что проек-
тирование пассажирского самолета только по критерию макси-
мальной скорости не обеспечивает получение параметров и летных
данных, позволяющих достичь оптимального соотношения между
противоречивыми требованиями безопасности полета и экономич-
ности эксплуатации, высоким уровнем комфорта и большой крей-
серской скоростью, наименьшим расходом топлива.
Требовалось продолжить теоретические и опытно-конструк-
торские работы в этом направлении. Однако из-за загрузки всех
основных опытно-конструкторских организаций оборонной тема-
тикой в связи со сложной международной обстановкой было при-
нято решение о покупке лицензии на производство пассажирского
самолета Дуглас DC-3, созданного в США в 1935 г. Выполненный
по схеме двухмоторного свободнонесущего низкоплана с убира-
ющимся шасси этот самолет при той же, что и у ПС-35, мощности
двигателей перевозил, хотя и с меньшей скоростью, вдвое больший
коммерческий груз.
С 1939 г. самолет DC-3, в конструкцию которого были внесены
изменения, связанные с некоторым повышением его прочности,
применением отечественных материалов и оборудования, начинает
эксплуатироваться в Аэрофлоте под обозначением ПС-84. Самолет
ПС-84, которому в 1942 г. было присвоено обозначение Ли-2,
широко использовался в Великой Отечественной войне.
И хотя в 1943 г. усилия советской авиационной промышлен-
ности были направлены в первую очередь на удовлетворение нужд
фронта в боевых самолетах, С. В. Ильюшин по своей инициативе
начинает проектировать пассажирский самолет с параметрами и
характеристиками, которые, как он считал, будут наиболее полно
удовлетворять требованиям послевоенного развития ГВФ.
176
www.vokb-la.spb.ru
В этом решении вновь проявилась дальновидность С. В. Илью-
шина: умение правильно оценивать перспективу развития того
или иного направления отечественной авиационной техники и
после тщательного и всестороннего изучения проблемных вопросов
решительно и без колебаний направлять усилия коллектива на
создание такого нового самолета, необходимость в котором ста-
новилась очевидной только некоторое время спустя.
В этот период в создании новых пассажирских самолетов
складываются два основных направления. Сторонники первого на-
правления (среди них многие зарубежные самолетостроительные
фирмы) стремились создать новые пассажирские самолеты, пере-
делывая хорошо зарекомендовавшие себя в эксплуатации средние
и тяжелые бомбардировщики (Боинг Б-29, Конвэр Б-24 «Ли-
берейтор», Авро «Ланкастер» и др.). Создание пассажирского
самолета на основе конструкции самолета-бомбардировщика поз-
воляло сократить время и стоимость его разработки, но опыт пос-
левоенной эксплуатации таких пассажирских самолетов показал
их относительно низкую экономическую эффективность, и в пер-
вые же послевоенные годы эти машины были сняты с производства.
Другой путь выбрал С. В. Ильюшин. Приступая к проекти-
рованию своего первого пассажирского самолета, он ставил перед
коллективом не просто очередную, хотя и весьма важную и слож-
ную техническую проблему создания нового самолета большей
грузоподъемности, скорости и дальности полета: весь процесс
проектирования Ил-12 был подчинен прежде всего решению прак-
тической задачи оснащения народного хозяйства страны наиболее
современным и совершенным средством транспорта, рассчитанным
на широкое применение в течение длительного времени, безопас-
ным и высокоэкономичным, совместимым с имеющимися аэро-
портами и средствами наземного обслуживания.
Такой подход требовал создания специального пассажирского
самолета с параметрами, оптимизированными для выполнения
определенной транспортной работы, и конструкцией, воплощаю-
щей в себе новейшие достижения в области аэродинамики, двига-
телестроения, авиационных систем и оборудования, материало-
ведения, технологии, т. е. всего того, что определяет уровень
технического совершенства пассажирского самолета, его тран-
спортную и эксплуатационную эффективность. Это направление,
как показал последующий опыт, и стало главным при создании
новых пассажирских самолетов.
Одной из основных особенностей проектирования пассажир-
ского самолета Ил-12 было отсутствие технических требований
к нему. Конструкторы стремились обеспечить максимальную без-
опасность полета, комфорт пассажирам и высокую экономическую
эффективность самолета, но они не имели таких основных эксплу-
атационных показателей, определяющих облик новой машины,
как пассажировместимость, дальность и крейсерская скорость
полета, длина и прочность покрытия взлетно-посадочных полос.
177
Эти показатели формировались в конструкторском бюро в процессе
работы над проектом самолета и по мере их уточнения в первона-
чальные варианты проекта вносились довольно существенные из-
менения.
С. В. Ильюшин считал, что послевоенное развитие народного
хозяйства СССР будет сопровождаться неуклонным ростом объема
пассажирских и грузовых авиаперевозок. Соответственно пассажи-
ровместимость будущего самолета, его грузоподъемность, крей-
серская скорость и особенно дальность полета должны были быть
больше, чем у самолета Ли-2, при сохранении возможности эксп-
луатации нового самолета с тех же аэродромов, которые обслужи-
вали и самолеты Ли-2. Первый вариант проекта самолета Ил-12,
работа над которым началась осенью 1943 г., был рассчитан на
29 пассажирских мест. Максимальная техническая дальность полета
самолета с уменьшенным вдвое числом пассажиров предполагалась
равной 5000 км при крейсерской скорости около 400 км/ч. Эти
высокие для того времени летно-технические данные наиболее
полно соответствовали особенностям существовавших в то время
авиалиний Аэрофлота. Они обеспечивали беспосадочные полеты
нового самолета по большинству воздушных трасс, связывающих
крупные промышленные и административные центры страны,
позволяли совместно с имеющимся парком самолетов Ли-2 выпол-
нять самые разнообразные транспортные задачи. Для практиче-
ской реализации таких летно-технических данных в проект са-
молета был заложен целый ряд оригинальных конструкторских
решений.
Прежде всего первый вариант проекта самолета Ил-12 преду-
сматривал создание высотного, субстратосферного самолета с крей-
серской высотой полета 6000 ... 7000 м. На этой высоте плотность
воздуха, а следовательно, и лобовое сопротивление самолета зна-
чительно меньше, чем у земли, и при условии сохранения на боль-
шой высоте необходимой мощности двигателей скорость самолета
и его дальность соответственно увеличиваются. Повышаются без-
опасность и регулярность полетов такого пассажирского самолета:
полет на больших высотах происходит, как правило, в более бла-
гоприятных метеорологических условиях, при меньшей опасности
обледенения.
На первом варианте самолета Ил-12 предполагалось установить
четыре высотных двигателя М-88В, являвшихся дальнейшим раз-
витием надежных, хорошо зарекомендовавших себя в длительных
боевых полетах на бомбардировщиках Ил-4 двигателей М-88Б
Силовая установка с использованием двигателя, прошедшего
длительный путь усовершенствований и улучшений, экономич-
ного, с большим ресурсом обеспечивала новому пассажирскому
самолету не только высокий уровень безопасности полетов (в том
числе при отказе одного двигателя на взлете), но и требуемую
экономическую эффективность в эксплуатации. Надежность ра-
боты двигателя М-88В повышалась и тем, что на нем для сохра-
178
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 9.1. Схема поперечного сечения цилиндрическое части фюзеляжа само-
лета Ил-12 а
а — три креола в ряду; б — четыре креаяе в ряду .
нения необходимой мощности на большой высоте применялась
не нуждавшаяся в длительной доводке турбокомпрессорная уста-
новка, а новый, отработанный на опытном двигателе М-89, при-
водной центробежный нагнетатель с увеличенной окружной ско-
ростью рабочего колеса и улучшенной газодинамикой, благодаря
которому двигатель М-88В сохранял номинальную мощность
735 кВт (1000 л. с.) до высоты 7300 м.
Экипаж и пассажиры самолета размещались в герметическом
фюзеляже вентиляционного типа, наддув которого осуществлялся
воздухом, отбираемым от приводных центробежных нагнетателей
двигателей М-88В.
Из условия комфортабельного размещения пассажиров с учетом
возможности увеличения их числа в будущем, обеспечения высокой
прочности и жесткости при минимальной массе конструкции, а
также простоты в производстве, фюзеляж первого варианта са-
молета Ил-12 имел круглое сечение диаметром 2,8 м, сохраняв-
шееся постоянным на большей части длины пассажирской кабины
(рис. 9.1.).
В пассажирской кабине устанавливались девять поперечных
рядов кресел с одним продольным проходом (одно кресло с пра-
вого борта и два с левого). Десятый ряд состоял только из двух
кресел, размещавшихся по левому борту фюзеляжа напротив
входной двери, располагавшейся, в сооответствии с требованиями
того времени, на правом борту. По уровню комфорта, представ-
ляемого пассажирам, и шагу установки кресла самолета Ил-12
соответствовали современным пассажирским креслам первого
класса, а более узкие, кресла туристского класса могли быть уста-
новлены по четыре в ряду.
Внешние обводЬт носовой части фюзеляжа первого варианта
проекта самолета Ил-12 были характерны для конструкторского
стиля С. В. Ильюшина, который всегда стремился применять
в конструкции планера самолета простые силовые схемы, что поз-
179
Рис. 9.2. Первый вариант проекта самолета Ил-12 с четырьмя двигателями
М-88В
воляло правильно представить работу различных конструктивных
элементов, точно их рассчитать и обеспечить тем самым при мини-
мальной массе требуемую прочность и надежность конструкции
в эксплуатации. Выполненная в виде сферы с вписанным в ее по-
верхность остеклением фонаря кабины экипажа носовая часть
фюзеляжа имела форму, наиболее выгодную для восприятия на-
грузок от избыточного давления в герметической кабине, благо-
даря чему практически все силовые элементы конструкции и
прежде всего обшивка носовой части фюзеляжа работали на рас-
тяжение и легко поддавались детальному прочностному расчету.
Перегородка такой же сферической формы замыкала герметиче-
скую кабину и в хвостовой части фюзеляжа (рис. 9.2).
Еще одной особенностью проекта самолета Ил-12 являлось
применение на нем, впервые в практике ОКБ, схемы шасси с пе-
редней опорой, в то время весьма редкой на самолетах такого клас-
са и в Советском Союзе реализованной незадолго до начала проек-
тирования самолета Ил-12 только на опытном бомбардировщике
ДВБ-102 В. М. Мясищева.
В первом варианте проекта самолета передняя и основные опоры
самолета, имевшие по одному колесу довольно большого диаметра,
убирались назад по полету соответственно в негерметичный отсек
фюзеляжа под полом пассажирской кабины и в гондолы внутрен-
них двигателей М-88В. Во избежание касания задней частью
фюзеляжа земли (при грубых посадках) предполагалась установка
небольшого, полуутопленного в фюзеляже, хвостового колеса.
Схема шасси с передней опорой обеспечивала самолету Ил-12
более высокий уровень безопасности при выполнении таких от-
ветственных этапов полета, как взлет и посадка, особенно в ус-
ложненных метеорологических условиях. Из-за горизонтального
положения фюзеляжа она предоставляла также и большие удоб-
ства пассажирам при нахождении самолета на земле. Новое шасси
позволяло и рациональнее скомпоновать самолет. Перемещение
крыла в среднюю часть фюзеляжа давало возможность полнее
использовать весь располагаемый объем фюзеляжа, в том числе
его заднюю часть, которая на пассажирских самолетах, имеющих
шасси с хвостовой опорой, как правило, используется неполно-
го
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 9.3. Схема самолета Ил-12 с двумя двигателями АЧ-31
стью, так как при ее загрузке возможно сильное смещение назад
центра масс самолета, ухудшение в связи с этим характеристик
его продольной статической устойчивости, снижение уровня безо-
пасности полетов.
Проект четырехдвигательного варианта Ил-12 С. В. Ильюшин
утвердил 4 января 1944 г. Как вспоминает А. С. Яковлев (в то
время заместитель наркома авиационной промышленности по
опытному строительству), в один из январских вечеров о нем
доложили И. В. Сталину. Инициатива С. В. Ильюшина была
поддержана, создание самолета Ил-12 одобрено [42].
В своем дальнейшем развитии проект самолета претерпел су-
щественные изменения. Уже в конце января начались проработки
двухдвигательного варианта самолета с новыми дизельными дви-
гателями АЧ-31 жидкостного охлаждения и с двухфазным про-
цессом смесеобразования, который, как показали летные испыта-
ния опытного бомбардировщика Ил-6, значительно повышал на-
дежность работы дизельных двигателей. Каждый из двигателей
имел номинальную мощность на расчетной высоте, равную
1103 кВт {1500 л. с.), и размещался в гондоле минимального ми-
деля, причем водяной радиатор его системы охлаждения распо-
лагался в носке центроплана, и в связи с этим крыло обретало
характерный для самолетов Ил-12 выступающий вперед наплыв
на участке между гондолой и бортом фюзеляжа (рис. 9.3).
Установка новых двигателей заставила отказаться от некото-
рых ранее принятых проектных решений. Трудности с отбором
большого количества воздуха для герметической кабины от ди-
зельных двигателей, требовавших для своей нормальной работы
Даже на относительно небольших высотах наличия весьма мощ-
181
ных турбокомпрессоров и центробежных нагнетателей, привели
к тому, что двухдвигательный вариант самолета стал рассматри-
ваться уже не как высотный, а как обычный пассажирский самолет
средних высот. Значительный удельный вес новых двигателей,
почти в полтора раза больший, чем у бензиновых двигателей
М-88В, меньшая суммарная мощность силовой установки на рас-
четной высоте, а также снижение крейсерской высоты полета опре-
делили уменьшение скорости и сокращение, даже несмотря на
более высокую экономичность дизельных двигателей, дальности
полета двухдвигательного варианта самолета по сравнению с пер-
воначальным проектом.
Изменилось и число пассажирских кресел, устанавливаемых
в кабине двухдвигательного варианта самолета. Их стало 27:
девять поперечных рядов по три кресла в каждом ряду. Новыми
стали также и внешние обводы носовой части фюзеляжа с фонарем
кабины пилотов. Отказ от герметической кабины определил их
обычную, классическую для пассажирских самолетов форму.
С. В. Ильюшин всегда уделял очень большое внимание проектиро-
ванию кабины экипажа, справедливо полагая, что огромная от-
ветственность по обеспечению безопасности полета пассажирского
самолета требует предоставления экипажу просторных и удобных
рабочих мест с отличным обзором окружающего самолет простран-
ства, всех пилотажных и контрольных приборов. Стремление обес-
печить экипажу наилучшие условия работы прослеживается на всех
пассажирских и транспортных самолетах ОКБ, и впервые оно
особенно ярко проявилось при проектировании самолета Ил-12,
кабина экипажа которого была выполнена значительно более про-
сторной и удобной, чем на самолетах Ли-2 и С-47.
В марте 1944 г. компоновка и общий вид двухдвигательного
варианта самолета Ил-12 с дизельными двигателями АЧ-31 были
утверждены С. В. Ильюшиным. Начался этап эскизного проекти-
рования, весь ход которого был подчинен стремлению создать вы-
соконадежный и безопасный пассажирский самолет. При этом
особое внимание уделялось отработке совместно с ЦАГИ аэро-
динамической компоновки крыла, принятию мер по обеспечению
длительного полета самолета с одним отказавшим двигателем и
простоты управления им, созданию эффективных противообледе-
нительных и противопожарных систем.
Основой безопасности полета пассажирского самолета является
высокое аэродинамическое совершенство его крыла. Оно харак-
теризуется не только величиной максимального аэродинамического
качества, достижение которого само по себе является одной из
труднейших задач проектирования, но также и особенностями об-
текания этого крыла на различных режимах полета, прежде
всего на так называемых околокритических углах атаки, когда
происходит возникновение и развитие срыва потока с поверхности
крыла. При этом особенно важное значение для безопасности
полета приобретает характер обтекания концевых частей крыла.
182
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 9.4. Поляра самолета Ил-123
/ — режим максимальной скорости при а = 1,6°;
2 — режим крейсерской скорости при а = 2,6°
Резкий срыв потока с концевых частей
крыла при полете на больших углах
атаки может привести к потере попереч-
ной управляемости из-за падения эффек-
тивности элеронов, работающих в сор-
ванном потоке. Если же концевые срывы
по каким-либо причинам, например,
из-за недостаточно точного производст-
венного выполнения заданных теорети-
ческих контуров, развиваются несим-
метрично, то на больших углах атаки
возникнет поперечная неустойчивость
самолета и, следовательно, вероятность его сваливания на крыло
с последующим самопроизвольным переходом в штопор, что для
пассажирского самолета является совершенно недопустимым.
С целью создания для самолета Ил-12 крыла, обладающего
высоким аэродинамическим совершенством на всех эксплуатаци-
онных режимах полета, в ЦАГИ и ОКБ были проведены обширные
теоретические и экспериментальные исследования различных
аэродинамических компоновок крыльев, и на основе их создано
крыло большого удлинения и умеренного сужения с безотрывным
обтеканием концевых частей.
Несущая поверхность этого крыла образована двумя аэроди-
намическими профилями — центральная часть крыла составлена
из относительно малонесущих профилей Кларк YH, а на его кон-
соли применили сильнонесущий профиль ЦАГИ К-4, обеспечив-
ший более позднее по сравнению с центральной частью крыла
возникновение срыва потока на концах крыла и тем самым зна-
чительно улучшавший поперечную управляемость и безопасность
полета самолета на околокритических углах атаки. В сочетании
с большим геометрическим удлинением крыла (равным 9,75),
которое позволяло уменьшить индуктивное сопротивление в эксп-
луатационном диапазоне скоростей, аэродинамическая компоновка
крыла обеспечивала самолету также и хорошее аэродинамическое
качество (17,5).
Особенность аэродинамической компоновки крыла самолета
Ил-12 заключалась и в том, что, в отличие от других пассажирских
самолетов того времени, его крыло было спроектировано не для
максимальных, а для крейсерских скоростей полета. Его несущие
свойства в наибольшей степени реализовывались в полете на крей-
серской скорости, который происходил при угле атаки, равном
2,5° (рис. 9.4). Коэффициент сопротивления самолета на этом
угле атаки оказывался практически одинаковым с коэффициентом
сопротивления при полете на угле атаки, равном 1,5°, характерном
Для режима максимальной скорости. Однако коэффициент подъ-
183
емной силы, а соответственно и аэродинамическое качество на крей-
серском режиме полета оказывались почти на 40% большими,
чем при полете с максимальной скоростью. В сочетании со спе-
циально подобранными воздушными винтами, максимальный КПД
которых соответствовал режиму крейсерской скорости, эта аэро-
динамическая особенность самолета обеспечивала ему получение
большой рейсовой скорости и хорошую экономическую эффек-
тивность.
Достижение высокого аэродинамического совершенства само-
лета при проектировании еще не решило полностью проблему
безопасности его полета. Добиться нужно было и того, чтобы са-
молет мог выполнять длительный полет с полной коммерческой
нагрузкой при отказе одного двигателя. Эта задача впервые в
Советском Союзе была успешно решена при создании самолета
Ил-12.
В процессе проектирования самолета Ил-12 главное внимание
было уделено достижению возможности быстрого восстановления
характеристик управляемости в случае отказа одного двигателя
при условии, что экипаж не обладает каким-либо исключительным
мастерством пилотирования, не прилагает больших физических
усилий при управлении самолетом. Выполнение этого требования
обеспечивалось достаточной эффективностью рулей и элеронов,
параметры которых были выбраны из условия обеспечения нор-
мальной управляемости самолетом в критических условиях —
при отказе двигателя на взлете, т. е. при минимальной скорости
полета.
Сохранению управляемости самолета при отказе одного двига-
теля в значительной степени способствовала также установка
на руле направления сервотриммера, который мог быть исполь-
зован как неуправляемый из кабины экипажа сервокомпенсатор
(или «флетнер», по терминологии того времени), либо как триммер,
регулируемый пилотами с помощью электромеханизма. Работая
в качестве сервокомпенсатора, сервотриммер при любом отклоне-
нии руля направления автоматически поворачивался в проти-
воположную сторону и этим уменьшал нагрузку на педали управ-
ления рулем направления, т. е. снимал усилие с ноги пилота,
что особенно ощутимо сказывалось в момент отказа двигателя.
В полете с одним отказавшим двигателем, когда для парирования
разворачивающего момента руль направления необходимо дли-
тельное время держать отклоненным, сервотриммер должен был
снять усилие с ноги пилота, работая в этом случае как триммер.
Однако безопасность полета на одном двигателе можно было
считать обеспеченной в достаточной степени при условии, что са-
молет может лететь не только горизонтально, но и с набором вы-
соты, особенно при отказе двигателя на взлете. Наличие на са-
молете Ил-12 взлетно-посадочных щитков и закрылков, крыла
большого удлинения, значительно снижавшего индуктивное со-
противление самолета на малых скоростях полета, а также большая
184
www.vokb-la .spb .ru
тяговооруженность и быстрое (за 8 ... 10 с) флюгирование лопа-
стей воздушного винта отказавшего двигателя позволили выпол-
нить и это требование.
Проектировщики понимали, что безопасность полета с одним
отказавшим двигателем самолета не может быть полной без на-
дежной длительной работы исправного двигателя на повышенных
режимах, неизбежных в связи с необходимостью компенсировать
потерю части той мощности, которой обладает самолет в обычном
крейсерском полете. Прежде всего требовалось решить проблему
охлаждения исправного двигателя, которая из-за понижения ско-
рости полета становилась особенно сложной в полете с набором
высоты при одном работающем двигателе. Температурный режим
двигателя самолета Ил-12 в однодвигательном полете поддержи-
вался в заданных пределах водяными и масляными радиаторами
системы охлаждения, размеры и компоновка которых на самолете
позволяли исправному двигателю работать продолжительное
время на номинальном режиме при скорости полета около
180 км/ч и температуре наружного воздуха 30 ... 35 °C.
Перечисленные качества все же не гарантировали бы полно-
стью безопасность полета самолета при одном работающем двига-
теле, если бы в процессе проектирования не были приняты меры
по выполнению требования безотказной работы в этих условиях
всех основных систем, пилотажно-навигационного и радиосвяз-
ного оборудования самолета.
Безопасность и регулярность полетов, а следовательно, и эко-
номическая эффективность пассажирского самолета средних вы-
сот, каким на этапе эскизного проектирования стал Ил-12, во
многом зависят от надежно работающей и простой в эксплуатации
противообледенительной системы, предотвращающей образование
льда в любых метеорологических условиях полета на жизненно
важных частях самолета — на передних кромках крыла, стабили-
затора и киля, на лопастях воздушных винтов и стеклах фонаря
кабины пилотов. Созданию такой противообледенительной системы
при проектировании самолета уделялось огромное внимание.
Опыт полетов самолетов различного назначения в условиях
обледенения показал, что особенно сильно на безопасности полета
и летных характеристиках самолета сказываются отложения льда
на передних кромках крыла и оперения. Нарастающий лед иска-
жает их теоретические обводы, снижает подъемную силу крыла,
увеличивает массу самолета и его сопротивление, ухудшает устой-
чивость и управляемость, делает невозможным нормальный полет.
Поэтому необходимо было разработать надежные средства защиты
ог обледенения передних кромок крыла и оперения.
В 1944 г. основным типом противообледенительного устройства
Для защиты от обледенения передних кромок крыла и оперения
на пассажирских самолетах был механический противообледени-
тель, разработанный американской фирмой «Гудрич». Широко
применявшийся на самолетах ПС-84, DC-3 и С-47, он представлял
185
собой резиновые протекторы, наклеенные на переднюю кромку
крыла и стабилизатора. Внутри протекторов вдоль размаха крыла
были расположены воздушные камеры. При обледенении в камеры
попеременно поступал, а затем выпускался сжатый воздух, от-
бираемый от компрессоров, установленных на двигателях самолета
В результате расширения надуваемых воздушных камер лед на
передних кромках камер ломался и сбрасывался с крыла встреч-
ным потоком воздуха. Опыт эксплуатации самолетов с механиче-
скими противообледенителями описанного типа показал, что на-
клеенные, но не работающие резиновые протекторы, хотя и не-
значительно, но ухудшают несущие свойства крыла, они часто
повреждаются предметами, увлеченными струей от воздушных
винтов, разрядами статического электричества. При длительном
воздействии солнечных лучей резиновые протекторы становятся
хрупкими, и на них появляются трещины. В результате натяже-
ния протекторов проколы и трещины быстро увеличиваются в раз-
мерах, снижая эффективность действия противообледенителя,
ухудшая аэродинамику самолета из-за проникновения набегаю-
щего потока в воздушные камеры протекторов. Указанные недо-
статки исключали применение механической противообледени-
тельной системы на скоростных пассажирских самолетах.
В этот период на самолетах различного назначения, главным
образом на скоростных дальних бомбардировщиках, начали при-
менять тепловые противообледенительные системы с использова-
нием в качестве источников тепла выхлопных газов двигателей или
специальных автономных подогревателей так называемых бен-
зиновых печей. Выхлопные газы или теплый воздух от подогрева-
телей системой распределительных каналов подводились к защи-
щаемым от обледенения частям самолета, преимущественно к
обшивке передних кромок крыла, стабилизатора, киля, и нагре-
вали их до температуры, обеспечивающей надежный сброс льда.
Но очень скоро от обогрева частей самолета выхлопными газами
двигателей многим конструкторам самолетов пришлось отказаться
из-за больших трудностей, связанных с охлаждением выхлопных
газов, устранением их вредного влияния на конструкционные
материалы планера самолета. Более широкое и продолжительное
применение, вплоть до появления на самолетах газотурбинных
двигателей, нашли противообледенительные системы с использо-
ванием бензиновых подогревателей. Однако и они обладали су-
щественными недостатками: наличие значительного числа подо-
гревателей на одном самолете (например, на бомбардировщике
Боинг Б-29 устанавливалось восемь бензиновых печей) приво-
дило к увеличению массы противообледенительной системы,
большому расходу горючего, возрастанию вероятности возникно-
вения пожара. Усложнялось и обслуживание такой противооб-
леденительной системы в эксплуатации.
С. В. Ильюшин принял неожиданное для многих решение со-
средоточить основные усилия на создании для самолета Ил-12
186
www.vokb-la.spb
Рис. 9.5. Противообледенительная система крыла самолета Ил- 12?
а с использованием смеси из выхлопных газов двигателя и наружного воздуха; б —
В использованием только наружного воздуха, подогретого выхлопными газами двигателя
В теплообменнике; 1 — выхлопная труба двигателя; 2 — заборник наружного воздуха;
3 — заслонка перепуска выхлопных газов в кпыло (для схемы б — в теплообменник)
н.и в атмосферу; 4 — заслонка пуска наружного bosavxji в крыло; 5 — распредели-
те оьный короб; 6 — противообледенительные камеры в носке крыла; 7 — теплообменник
противообледенительной системы с использованием выхлопных
газов двигателей. Он был уверен в правильности идеи создания
такого противообледенителя и считал необходимым довести ее
до конца. В этом С. В. Ичьюшина убеждал и опыт нескольких, про-
веденных еще в 1942 г., испытательных полетов самолета Ил-4
с различными типами тепловых противообледенительных систем.
Они показали, что газовый противообледенитель хорошо справ-
ляется со сбрасыванием льда, образовавшегося на носке крыла,
прост конструктивно, значительно более пожаробезопасен по
сравнению с бензиновыми подогревателями.
Спроектированная для самолета Ил-12 противообледенительная
система предусматривала непосредственный обогрев обшивки но-
совой части крыла выхлопными газами в смеси с наружным воз-
Духом (рис. 9.5, а). Внутри носка крыла перед его передним лон-
жероном располагали жароупорный, с внутренними нервюрами,
стальной короб, который специальным патрубком соединялся
с выхлопным коллектором соответствующего правого или левого
Двигателя. В патрубке устанавливали управляемую из кабины
пилотов заслонку, регулирующую поступление в короб выхлоп-
ных газов и наружною воздуха. Температура газовоздушной сме-
си зависела только от количества газов, пропускаемых через вы-
хлопную трубу двигателя.
187
Из короба, через отверстия в его передней стенке, газовоздуш-
ная смесь проникала в полость, образованную наружной поверх-
ностью обшивки короба и внутренней поверхностью обшивки но-
совой части крыла. Пройдя через полость и отдав часть своего теп-
ла обшивке носка крыла, газовоздушная смесь через вытяжные
отверстия в верхней части обшивки крыла выходила наружу.
Для создания надежной противообледенительной системы не-
обходимо было знать, достаточно ли эффективно охлаждаются
выхлопные газы на выходе в короб, по какому закону изменяется
их температура по размаху крыла, как быстро накапливаются на
стенках короба продукты сгорания, как ведет себя обшивка крыла
при длительном действии на нее выхлопных газов и многое другое.
Ответ на все эти вопросы могла дать только практическая эксплу-
атация системы на самолете.
Предусматривалась защита от обледенения и других частей
самолета Ил-12. Носок стабилизатора имел электротермический
противообледенитель, лед сбрасывался с него при пропускании
электрического тока через приклеенную заподлицо к обшивке
носка стабилизатора многослойную ленту. От наружного обледене-
ния предохранялись и стекла фонаря кабины пилотов. Они смачи-
вались спиртом и имели механические стеклоочистители. Проти-
вообледенительная система воздушных винтов использовала обыч-
ный антифриз или спиртоглицериновую смесь.
Особое внимание при проектировании самолета Ил-12 было
уделено его пожарной безопасности. Были приняты все меры по
исключению каких бы то ни было течей топлива и масла.
С. В. Ильюшин всегда подчеркивал, что когда на самолете работает
сухой двигатель и не протекают ни масло, ни топливо, то это
является лучшей гарантией его пожарной безопасности. Предпо-
лагавшееся применение на самолете дизельных двигателей с керо-
сином в качестве основного топлива потребовало от проектиров-
щиков особенно внимательного отношения к вопросам гермети-
зации топливных трубопроводов. При малейшей течи медленно
испаряющийся керосин не только пропитывал все окружающие
конструктивные элементы, но и распространялся по самолету,
создавая огромную потенциальную угрозу пожара. Опыт проекти-
рования и эксплуатации бомбардировщика Ил-6 с дизельными
двигателями, на котором впервые в практике ОКБ были отработаны
новые приемы герметизации трубопроводов керосиновой топлив-
ной системы, помог справиться и с этой проблемой. Кроме про-
филактических мер, на самолете Ил-12 предусматривалась уста-
новка различных огнетушащих средств для быстрой ликвидации
пожара как в гондолах двигателей, так и в пассажирской
кабине.
Высокая безопасность полетов самолета достигалась реализа-
цией не только указанных проектировочных решений, но также
рядом других мер по обеспечению надежной работы систем само-
лета и его оборудования в самых различных условиях полета.
188
www.vokb-la.spb.ru
К осени 1944 р. эскизное проектирование самолета было за-
вершено. Состоявшаяся неофициальная макетная комиссия, в
работе которой активное участие приняли сотрудники научно-
исследовательского института ГВФ, высоко оценила технические
данные, конструктивные и эксплуатационные особенности са-
молета. Некоторые замечания специалистов ГВФ, например пред-
ложение о замене воздушной системы подъема и выпуска шасси
гидравлической системой, были приняты, а затем и реализованы
при создании опытного самолета, постройка которого была завер-
шена летом 1945 г.
Первый полет самолета Ил-12 с дизельными двигателями
АЧ-31 состоялся 15 августа 1945 г. Несколько полетов летчиков
В. К. Коккинаки и К. К. Коккинаки по программе заводских
летных испытаний выявили необходимость значительной по объ-
ему и продолжительной по времени доводки опытных двигателей
АЧ-31 до полного соответствия требованиям, предъявляемым
к силовым установкам пассажирских самолетов. Судьба самолета
становилась неопределенной: срывались планируемые сроки за-
вершения заводских и государственных испытаний самолета,
внедрения его в регулярную эксплуатацию на воздушных линиях
страны. Могло оказаться, что все усилия по доводке дизельных
двигателей не дадут желаемых результатов, страна не получит
нужный ей новый пассажирский самолет.
В сложившейся обстановке С. В. Ильюшин принял важное ре-
шение — заменить, пусть даже в ущерб некоторым летно-техниче-
ским данным самолета, прежде всего дальности его полета,
дизельные двигатели на более надежные и доведенные, обладаю-
щие значительно большим ресурсом, бензиновые двигатели. Счи-
тая, что продолжительная безотказная работа двигателя и его
агрегатов является одним из важнейших условий безопасности
полета, он остановил свой выбор на серийном, в то время широко
применявшемся на советских истребителях и скоростных бомбар-
дировщиках, двигателе воздушного охлаждения АШ-82ФН с взлет-
ной мощностью 1360 кВт (1850 л. с.), характеристики которого
по надежности, ресурсу и экономичности могли быть быстро до-
ведены до уровня требований, предъявлявшихся к пассажирским
самолетам. Из-за отсутствия жидкостного охлаждения новые дви-
гатели позволяли существенно упростить обслуживание самолета
в эксплуатации и сократить время его подготовки к вылету, осо-
бенно в зимних условиях.
Сравнительный анализ показывал также, что теоретические
обводы гондолы с двигателем АШ-82ФН могут обеспечить полу-
чение миделя поперечного сечения, практически одинакового
с миделем гондолы под двигатель АЧ-31, а больший вынос двига-
теля вперед относительно передней кромки крыла и изменение
направления уборки основных опор шасси позволяли значительно
уменьшить площадь омываемой поверхности новой гондолы двига-
теля (рис. 9.6). Целесообразность принятого решения подтвердили
189
2
1
Рис. 9.6. Обводы гондол самолета Ил-12 с двигателем!
1 — АЧ-31; 2 — АШ-82ФН
результаты продувок модели самолета Ил-12 с новыми двигателями
в аэродинамических трубах ЦАГИ. Эти продувки показали, что
замена дизельных двигателей на двигатели воздушного охлаждения
не вносит существенных изменений в аэродинамические характери-
стики самолета.
Испытательные полеты опытного самолета были прекращены,
и за очень короткий срок в его конструкцию были внесены изме-
нения, связанные с установкой новых двигателей, доработкой
основных опор самолета и взлетно-посадочных щитков. Шасси
дорабатывалось для улучшения проходимости самолета по грун-
товым аэродромам. На основных опорах одинарные колеса боль-
шого размера были заменены парными колесами значительно
меньшего диаметра. Изменилось и направление уборки основных
опор самолета: они стали убираться в гондолы двигателей по по-
лету, что значительно повысило надежность их аварийного вы-
пуска: при открытии замков убранного положения опоры выхо-
дили из отсека шасси под действием собственного веса, а встреч-
ный поток воздуха дожимал их до закрытия замков выпущенного
положения. Новые гондолы двигателей позволили устранить имев-
шийся ранее разрыв в механизации задней кромки крыла и увели-
чить размах взлетно-посадочных щитков до начала закрылков.
Этим существенно повышались несущие способности крыла са-
молета при малых скоростях полета.
9 января 1946 г. летчики-испытатели В. К Коккинаки и
К. К- Коккинаки впервые подняли в воздух опытный самолет
Ил-12 с двигателями АШ-82ФН. В первых полетах испытателям
много неприятностей доставила сильная тряска новых воздуш-
ных винтов, созданных специально для этого самолета. Тряска
возникала из-за недостаточной жесткости лопастей винтов, и
потребовалось провести летные испытания трех вариантов воздуш-
ных винтов, прежде чем она была устранена. Заводские летные
испытания показали, что создан отличный скоростной пассажир-
ский самолет с летно-техническими данными, характеристиками
устойчивости и управляемости, значительно превосходящими ана-
логичные показатели самолетов Ли-2 и С-47.
Высокая оценка заводскими летчиками-испытателями нового
самолета способствовала принятию решения о запуске Ил-12
190
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 9.7. Схема самолета Ил-12 с двумя двигателями АШ-82ФН;
а — самолет на 27 пассажирских мест; б — самолет на 21 пассажирское место; в — тран-
спортно-десантный самолет Ил-12Д
в серию еще до начала государственных испытаний. Самолет дол-
жен был строиться на первоклассном серийном заводе, коллектив
которого во главе с директором А. П. Ворониным в результате
упорного и сплоченного труда в исключительно короткие сроки
переключился с производства штурмовиков на изготовление пас-
сажирского самолета. Перестройка цехов и подготовка технологи-
ческой оснастки шли столь быстрыми темпами, что к началу го-
сударственных испытаний самолета его серийное производство
было развернуто по всему заводскому фронту. Такое нарушение
обычно принятого порядка (когда самолет внедрялся в серию
только после завершения государственных испытаний) характерно
для процесса запуска в серийное производство многих самолетов,
созданных под руководством С. В. Ильюшина. Оно позволило
очень быстро наладить серийный выпуск нового пассажирского
самолета и ускорить оснащение им советской гражданской авиа-
ции (рис. 9.7).
Государственные испытания опытного самолета Ил-12 с двумя
Двигателями АШ-82ФН начались 1 июля 1946 г. Они проводились
комиссией специалистов ГФВ под председательством начальника
НИИ ГВФ генерал-лейтенанта авиации И. Ф. Петрова.
191
Самолет был предъявлен на государственные испытания в ва-
рианте компоновки на 27 пассажирских мест с нормальной по-
летной массой 16 380 кг и технической дальностью полета 1300 км.
По мнению С. В. Ильюшина, такие основные летно-технические
данные самолета наиболее полно соответствовали условиям его
эксплуатации на внутрисоюзных воздушных линиях средней про-
тяженности. На дальних маршрутах, считал С. В. Ильюшин,
следовало использовать четырехдвигательный самолет Ил-18,
который в это время готовили к заводским летным испытаниям.
Государственные испытания Ил-12, которые проводили лет-
чики НИИ ГВФ Г. А. Таран и А. И. Восканов, были успешно
завершены 16 сентября 1946 г. Результаты испытания и опыт
полетов Ил-12 по трассам Аэрофлота показали, что есть возмож-
ность дальнейшего увеличения взлетной массы самолета и соот-
ветственно увеличения массы его коммерческой нагрузки, даль-
ности полета, повышения экономической эффективности в эксп-
луатации.
Ил-12 становится основным магистральным самолетом ГВФ.
Для повышения дальности его полета главный конструктор утвер-
дил полетную массу 16 800 кг для нормального варианта и
17 500 кг — для перегрузочного. По результатам дополнительных
государственных испытаний самолета Ил-12 с увеличенной полет-
ной массой, которые проводились осенью 1946 г., было отмечено,
что опытный пассажирский самолет Ил-12 значительно превосхо-
дит находящиеся в эксплуатации пассажирские самолеты Ли-2
и С-47. Крейсерская скорость самолета Ил-12 на 100 км/ч превы-
шала крейсерскую скорость самолета Ли-2.
С полной полетной массой 16 800 кг самолет Ил-12 мог совер-
шать длительный полет с одним работающим двигателем, имея
необходимый запас мощности для набора высоты до 2500 м на од-
ном работающем двигателе. При перегрузочной полетной массе
17 500 кг самолет также мог совершать длительный полет с одним
работающим двигателем.
Имея значительно большую коммерческую нагрузку и крей-
серскую скорость, самолет Ил-12 обеспечивал более низкую себе-
стоимость тонна-километра по сравнению с самолетами Ли-2
и С-47.
Самолет Ил-12 обладал хорошими пилотажными свойствами»,
был прост в управлении и допускал пилотирование летчиками
первого и второго классов. Длительные рейсовые полеты, произ-
веденные по различным трассам ГВФ, выявили возможность экс-
плуатации этого самолета на всех аэродромах магистральных
воздушных линий. Беспосадочный полет Москва — Ташкент про-
тяженностью 2820 км, перелеты через горные хребты Кавказа и
Средней Азии на высоте до 6500 м, взлет с высокогорного аэродрома
в Ереване с полетной массой 17 200 кг и другие рейсовые полеты
подтвердили высокие летные и эксплуатационные качества само-
лета Ил-12.
192
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 9.8. Горизонтальные скорости
по высотам пассажирских самолетов
Ил-12 и Ли-2;
1 — максимальные (Ил-12); 2 — крей-
серские (Ил-12); 3 — максимальные
(Ли-2)
Превосходство Ил-12 над
основным пассажирским са-
молетом советского граждан-
ского воздушного флота того
периода Ли-2 по скорости и
транспортным возможностям
наглядно характеризуется данными, приведенными на рис. 9.8 и
9.9. Значительно большая крейсерская скорость самолета Ил-12 во
многом являлась следствием его высокого аэродинамического совер-
шенства— при сравнительной оценке этих двух машин в одинако-
вых условиях как по полетной массе, так и по суммарной мощности
двигателей крейсерская скорость самолета с аэродинамикой Ли-2,
двигателями АШ-82ФН и воздушными винтами, рассчитанными на
достижение максимальной крейсерской скорости, оказывалась на
25...30 км/ч меньше той же скорости самолета Ил-12.
К началу 1947 г. пять самолетов Ил-12 опытной серии были
переданы для проведения эксплуатационных испытаний в первую
отдельную авиагруппу ГВФ, которая базировалась в московском
аэропорту Внуково. Летчики Аэрофлота высоко оценили новый
пассажирский самолет. Они отмечали просторность пилотской
кабины самолета и удобство работы в ней, устойчивость самолета
на взлете и посадке в нормальных условиях и при боковом ветре,
хороший диапазон скоростей, большую энерговооруженность и
высокую скороподъемность, позволяющую быстро пробивать об-
лачность и зону обледенения, бесперебойную работу двигателей
в зоне обледенения, устойчивость в слепом полете, мягкость и
послушность самолета в управлении даже на скоростях, близких
к посадочным. Летчики подчеркивали, что техника пилотирования
Ил-12 проста и переход с самолетов Ли-2 на Ил-12 для летного
состава несложен. Быстро усваивались летчиками также и особен-
ности полета с одним отказавшим двигателем на самолете Ил-12.
Рис. 9.9. Зависимость массы коммер-
ческой нагрузки от дальности полета
для различных вариантов самолетов
Ил-12;
1 — с двигателями АЧ-31 и взлетной
массой 16 000 кг; 2 — с двигателями
АШ-82ФН и взлетной массой 17 250 кг;
3 — с двигателями АШ-82ФН и взлет-
ной массой 16 100 кг; 4 — самолет Ли-2
со взлетной массой 11 000 кг
7 F. В. Новожилов
193
В короткий срок были освоены полеты в строю, и 1 Мая 1947 г.
группа самолетов Ил-12 впервые приняла участие в воздушном
параде над Красной площадью в Москве.
Взлетно-посадочные качества самолета Ил-12, проверенные на
аэродромах различных размеров и с различными покрытиями,
подтвердили возможность его эксплуатации на тех же аэродромах
Аэрофлота, с которых летали самолеты Ли-2.
Во время эксплуатационных испытаний самолет Ил-12 с экспе-
риментальной целью совершал отдельные полеты с массой 18 200 кг.
Летчики отмечали, что в этом случае сложны только взлет в про-
межутке от момента отрыва до набора скорости 175 км/ч, когда
самолет ведет себя неустойчиво, и посадка (из-за большой просадки
самолета в момент выравнивания). На основании обширного опыта
полетов самолетов Ил-12 в самых различных условиях по рекомен-
дации НИИ ГВФ их нормальная полетная масса в регулярной
эксплуатации была установлена 17 250 кг.
В июне 1947 г. начались регулярные полеты самолетов Ил-12
с пассажирами на борту по основным воздушным линиям Аэро-
флота, а к концу года эти самолеты эксплуатировались уже мно-
гими территориальными управлениями ГВФ на внутренних и меж-
дународных авиалиниях, использовались в Полярной авиации
Главсевморпути. С 1956 г. самолет Ил-12 начали применять в
Антарктиде. 24 октября 1958 г. пилотируемый экипажем В. Перова
Ил-12 первым из советских самолетов пролетел над Южным геогра-
фическим полюсом. К середине 1950-х гг. он становится основным
магистральным самолетом в национальных авиакомпаниях ряда
социалистических стран.
Регулярная эксплуатация самолета Ил-12 началась всего лишь
через полтора года после первого полета опытного самолета с дви-
гателями АШ-82ФН. И уже в первые шесть месяцев регулярной
эксплуатации самолеты Ил-12 налетали в общей сложности более
1300 летных часов, или около 4 млн км, и сделали более 5000 поса-
док. Это было выдающимся достижением. Таких темпов внедрения
в эксплуатацию нового пассажирского самолета советская граж-
данская авиация еще не знала.
Поступившие в эксплуатацию самолеты в зависимости от даль-
ности их полета имели несколько вариантов компоновки пассажир-
ской кабины (рис. 9.10). Основным являлся вариант на 27 пасса-
жирских мест, но выпускались также самолеты меньшей даль-
ности, рассчитанные на размещение 32 пассажиров. В небольшом
количестве существовали и дальние варианты самолета Ил-12 на
6... 16 пассажиров с большим запасом топлива; их практическая
дальность полета с 11 пассажирами на борту достигала 4000 км.
В Аэрофлоте эксплуатировался также и транспортный вариант
самолета Ил-12Т, в левом борту которого была расположена двух-
створчатая грузовая дверь с «калиткой» в задней створке. Через
«калитку», открывавшуюся внутрь кабины, сбрасывались с пара-
шютом различные мелкие грузы. Транспортно-десантный вариант
194
www vokb-la.spb.ru
Рис. 9.10. Варианты компоновки пассажирской кабины самолета Ил-12;
а — на 27 пассажирских мест; б — на 32 пассажирских места; в — на 18 пассажирских
мест; г — на 21 пассажирское место; 1 — кабина пилотов, 2 — кабины штурмана н ра-
диста; 3 — пассажирские кресла; 4 — буфет; 5 — заднее багажно-грузовое помещение;
6 — туалет; 7 — входная дверь; 8 — гардероб; 9 — переднее багажно-грузовое поме-
щение
самолета Ил-12Д широко применяли в советских ВВС.
После тяжелого летного происшествия, причины которого не
были установлены, на полетную массу самолета Ил-12 наложили
временные ограничения — она стала равной 16 100 кг. Стремление
сохранить неизменной дальность полета привело к соответствую-
щему уменьшению коммерческого груза, и самолеты Ил-12 начали
летать с основным вариантом компоновки пассажирской кабины,
рассчитанным на 18 пассажирских мест. Образовавшееся в перед-
ней части кабины свободное пространство стали использовать
в качестве багажно-грузового помещения. Последующая эксплуа-
тация самолетов показала ошибочность наложенного ограничения,
оно было снято и с начала 1954 г. самолеты Ил-12 имели основной
вариант компоновки пассажирской кабины, рассчитанный на
установку 21 кресла. По мере внедрения на магистральных воз-
душных линиях более совершенного пассажирского самолета
Ил-14, а затем и самолетов с газотурбинными двигателями само-
леты Ил-12 стали использовать на местных воздушных линиях
7*
195
относительно небольшой протяженности в вариантах компоновки
с максимальной пассажировместимостью, что способствовало рез-
кому повышению рентабельности и экономической эффективности
их эксплуатации.
Опыт эксплуатации самолетов Ил-12 в самых различных усло-
виях, тщательно изучавшийся проектными и конструкторскими
подразделениями ОКБ, выявил три основные проблемы, которые
нужно было решить при дальнейшем совершенствовании самолета:
1) повышение надежности работы противообледенительной сис-
темы; 2) улучшение характеристик управляемости самолета в
полете с одним работающим двигателем на малых скоростях и в
неспокойной атмосфере; 3) обеспечение безопасности взлета при
отказе одного двигателя в любой точке разбега и взлетной траекто-
рии.
Эксплуатация теплового противообледенителя крыла с непосред-
ственным обогревом носка крыла выхлопными газами двигателей
в смеси с наружным воздухом выявила разрушения из-за коррозии,
особенно быстро развивавшейся под действием выхлопных газов,
обшивки крыла и стального короба, распределявшего газовоздуш-
ную смесь по размаху крыла. При этом выхлопным газам откры-
вался доступ к силовой конструкции крыла. Создавалась прямая
угроза безопасности полетов.
В короткий срок для самолета Ил-12 была разработана новая
воздушно-тепловая противообледенительная система с использова-
нием для обогрева носка крыла только наружного воздуха, подо-
греваемого в специальных теплообменниках выхлопными газами
двигателей. Проходя через теплообменник, выхлопные газы нагре-
вали гофрированную поверхность его секций и выходили в атмо-
сферу, не попадая во внутреннюю полость крыла. Наружный
воздух поступал в теплообменник через заборник в носке центро-
плана. Нагретый в теплообменнике, он проходил в распределитель-
ный короб, а из него попадал в носок крыла, разделенный пере-
городками на ряд изолированных одна от другой воздушных камер.
Из них горячий воздух направлялся в щелевые камеры-полости,
образованные обшивками воздушных камер и носка крыла. Отдав
часть своего тепла внешней обшивке носка крыла, воздух через
вытяжные отверстия уходил в атмосферу (рис. 9.5, б).
Степень нагрева воздуха, идущего в носок крыла, регулирова-
лась изменением количества выхлопных газов, проходивших через
теплообменник. В крейсерском полете теплообменник обеспечивал
нормальный нагрев воздуха до 8О...1ОО°С, а при полном перепуске
выхлопных газов через теплообменник температура воздуха, вхо-
дящего в крыло, достигала 160 °C. Это позволяло не только предо-
хранять передние кромки крыльев от нарастания льда, но и сбра-
сывать лед, если он уже образовался в результате запоздалого
включения противообледенительного устройства.
Существенным недостатком новой противообледенительной
системы являлась громоздкость ее теплообменников. Они высту-
196
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 9.11. Изменение усилий на ногу
пилота по времени в полете с одним ра-
ботающим двигателем у самолета
Ил-12:
1 — руль направления с триммер'флетне-
ром; 2 — руль направления, имеющий трим-
мер с пружинным сервокомпенсатором
пали в воздушный поток и за-
метно снижали крейсерскую
скорость полета. Однако надеж-
но работающий тепловой проти-
вообледенитель был, наконец,
сделан, и с 1948 г. новую проти-
вообледенительную систему крыла и новую, более надежную про-
тивообледенительную систему защиты передней кромки стабили-
затора стали устанавливать на серийных самолетах Ил-12.
В апреле 1950 г. по инициативе С. В. Ильюшина на одном из
серийных самолетов был установлен новый руль направления с
пружинным сервокомпенсатором.
В отличие от обычного сервокомпенсатора-флетнера, отклоне-
ние которого пропорционально углу отклонения руля, работа
пружинного сервокомпенсатора зависит от воздушной нагрузки,
действующей на руль направления. Когда эта нагрузка превышает
усилие предварительной затяжки пружины, сервокомпенсатор
поворачивается в сторону, противоположную направлению откло-
нения руля направления. С ростом нагрузок на руль направления
углы отклонения сервокомпенсатора возрастают, соответственно
уменьшаются нагрузки на педали системы управления рулем
направления.
Необходимость установки такого пружинного сервокомпенса-
тора вызывалась рядом выявленных при эксплуатации самолета
особенностей полета с одним работающим двигателем и полета
в неспокойной атмосфере.
Опыт показал, что отказ одного двигателя на взлете уже после
отрыва от земли, когда самолет имеет еще относительно небольшую
скорость (175... 180 км/ч), вызывает наибольшие трудности в пило-
тировании, так как в этом случае резко ухудшается управляемость
самолетом: усилие на педаль с рулем направления старой кон-
струкции достигает 80...85 даН, и для уменьшения давления на
ногу приходилось создавать крен в сторону работающего двига-
теля. Одновременно снижалась скороподъемность самолета, и
если при этом летчик допускал ошибку в пилотировании (значи-
тельное превышение допустимых углов крена и скольжения), она
приводила к появлению эффекта так называемого «забегания»
руля направления. Из-за большого угла скольжения за килем со
стороны, противоположной скольжению, образовывалась зона
разрежения, в которую засасывало отклоненный руль, и в резуль-
тате самолет мог войти в неуправляемое скольжение.
197
Применение форкиля и руля направления е пружинным серво-
компенсатором практически исключало «забегание» руля на само-
лете Ил-12. Благодаря пружинному сервокомпенсатору удалось
более чем в два раза ухменьшить усилие на ногу пилота при отказе
двигателя на взлете (рис. 9.11) и соответственно снизить вероят-
ность превышения летчиком допустимых углов крена. При угле
крена 13... 14° руль поворота с пружинным сервокомпенсатором
отклонялся до упора, дальнейшее увеличение крена вызывало
уход самолета с курса, и летчик должен был уменьшать угол крена.
Хорошие характеристики продольной и путевой устойчивости и
управляемости, которыми самолет Ил-12 обладал в нормальном
крейсерском полете с двумя работающими двигателями при реко-
мендованных эксплуатационных центровках в диапазоне 19...22%
средней аэродинамической хорды, обеспечивали ему высокий
уровень безопасности и при полете в неспокойной атмосфере.
Сравнительные испытания самолетов Ил-12 и Ли-2 в условиях
интенсивной болтанки показали лучшую управляемость самолета
Ил-12. Одновременно испытания выявили и некоторые особен-
ности управления самолетом Ил-12 с рулем направления, имеющим
сервокомпенсатор-флетнер. При полете в неспокойной атмосфере
отклонение такого руля направления для парирования возмуще-
ния приводило к колебаниям самолета в течение 25...30 с. Оказа-
лось, что после первоначального отклонения руля направления
летчиком последующие колебания руля и, как следствие, рыскание
самолета возбуждались самопроизвольным отклонением серво-
компенсатор а-флетнер а. Установка руля направления с пружин-
ным сервокомпенсатором позволила практически полностью устра-
нить и это явление — после отклонения руля направления летчи-
ком самолет стал успокаиваться через 8...10с после двух-трех
колебаний.
Таким образом, такое простое конструктивное улучшение как
замена обычного сервокомпенсатора руля направления на пружин-
ный позволило значительно упростить управление самолетом при
отказе одного двигателя на взлете, улучшить путевую устойчи-
вость самолета, еще больше облегчить его пилотирование при
полете в неспокойной атмосфере и в конечном итоге существенно
повысить уровень безопасности полетов.
Как уже отмечалось, в процессе проектирования Ил-12 перед
конструкторами стояла задача создать самолет, надежно летающий
при одном работающем двигателе. Испытания и эксплуатация
подтвердили, что самолет с одним работающим двигателем летает
неплохо. Однако во второй половине 1940-х гг. все дв ух двигатель-
ные самолеты (военные и гражданские) еще не могли выполнять
взлет при отказе двигателя в любой точке взлетной траектории.
На взлете они имели опасную зону, началом которой являлся
момент, когда уже не было возможности прекратить взлет из-за
недостаточной длины оставшегося участка взлетно-посадочной
полосы, а концом — момент достижения скорости, на 25...30%
198
www.vokb-la.spb.ru
превышающей скорость срыва. Хотя самолет проходил эту опасную
зону за 15...20 с, отказ двигателя в ней мог привести к тяжелым
последствиям.
В НИИ ГВФ совместно со специалистами ОКБ была разрабо-
тана обширная программа летных исследований взлета самолета
Ил-12 с одним работающим двигателем в различных метеорологи-
ческих и климатических условиях, выполнение которой позволило
наметить основные пути сокращения времени прохождения самоле-
том опасной зоны на взлете.
Одним из наиболее эффективных конструктивных средств,
позволивших более чем вдвое сократить время нахождения само-
лета в опасной зоне при отказе двигателя на взлете, стал пружин-
ный сервокомпенсатор руля направления. Резко снижая нагрузку
на ногу пилота (см. рис. 9.11), он позволил продолжать взлет при
отказе одного двигателя на скорости 160... 170 км/ч, т. е. примерно
через 4...5 с после отрыва от земли. Кроме того, применение руля
поворота с пружинным сервокомпенсатором дало возможность
рекомендовать пилотам во всех случаях выполнять взлет на взлет-
ном или, как тогда говорили, на форсированном режиме работы
двигателей. До этого самолеты Ил-12, имеющие руль направления
с обычным сервокомпенсатором-флетнером, в нормальных условиях
старта взлетали на номинальном режиме работы двигателей. И хотя
взлетный режим работы двигателей обеспечивал самолету на взлете
дополнительную мощность 470 кВт (640 л. с.), он практически не
использовался из-за большого усилия на ногу пилота в случае
отказа двигателя. Новый руль направления, снизив эти нагрузки,
обеспечил возможность использования взлетного режима работы
двигателей, что улучшило взлетные характеристики, резко повы-
сило уровень безопасности самолета при выполнении одного из
наиболее ответственных этапов полета.
Энерговооруженность самолета Ил-12 на взлете была повышена
также благодаря изменению системы управления заслонками
всасывающих патрубков двигателей. Установленные на верхних
крышках капотов двигателей всасывающие патрубки имели, как
и на штурмовиках С. В. Ильюшина, пылефильтр и регулирующую
заслонку, с помощью которой воздух направлялся или через
пылефильтр, или мимо него. Положение заслонки зависело от
положения шасси. При выпущенном шасси воздух в работающий
двигатель поступал по патрубку только через пылефильтр. При
взлете самолета одновременно с уборкой шасси заслонка, кинема-
тически связанная с шасси, поворачивалась, открывая воздуху
входное отверстие патрубка и закрывая проход через пылефильтр.
Однако такая схема включения и выключения пылефильтра для
самолета Ил-12, эксплуатирующегося как с бетонированных, так
и с грунтовых полос, себя не оправдала. Взлет с бетонированных
Полос, когда необходимости в работе пылефильтра не было, выпол-
нялся с работающим пылефильтром, и забор воздуха через него
приводил к потере мощности на самом напряженном участке
199
взлета. Кроме того, такая схема управления пылефильтром исклю-
чала возможность его использования при крейсерских полетах
в таких районах страны, как Средняя Азия, где пыль в ветреную
погоду поднимается на высоту свыше 2000 м. Управление заслон-
ками всасывающих патрубков двигателей было сделано независи-
мым от положения шасси (его вынесли в кабину пилотов), и только
благодаря этому энерговооруженность самолета на взлете с бето-
нированных полос повысилась почти на 5%.
Улучшению взлетных характеристик самолета Ил-12 способ-
ствовал также ряд других конструктивных решений.
Летными испытаниями было установлено, что выпущенные шас-
си и закрылки более чем в два раза увеличивают на взлете лобовое
сопротивление самолета по сравнению с его крейсерской конфигу-
рацией. Большая доля этого увеличения лобового сопротивления
оказалась связанной с сопротивлением колес, стоек и открытых
отсеков шасси.
На первых серийных самолетах Ил-12 устанавливали гидро-
систему, работающую от двух помп с приводом от двигателей само-
лета. При работе обоих двигателей она обеспечивала подъем шасси
примерно за 40...50 с, при работе одного двигателя — за 60...70 с.
Применение повой, работающей от четырех помп, гидросистемы
позволило резко сократить время уборки шасси и довести его до
10...И с. Одновременно принимались меры по уменьшению сопро-
тивления открытых отсеков шасси. Была создана новая кинемати-
ческая схема управления створками отсеков, и они стали закры-
ваться как после уборки шасси, так и сразу же после его выпуска.
Закрытие отсеков не только резко снизило сопротивление самолета
при полете с выпущенным шасси. На грунтовых аэродромах пыль,
вода, грязь и мокрый снег уже не проникали в отсеки, и надеж-
ность работы механизмов, расположенных в них, стала более
высокой. Испытания показали, что эти изменения увеличили
скороподъемность самолета при полете на одном двигателе почти
на 40%.
Большое внимание С. В. Ильюшин уделял и совершенствованию
воздушных винтов самолета, повышению надежности их работы
на взлете. Первые самолеты Ил-12 имели воздушные винты АВ-9Е,
которые выполнялись по обратной схеме, т. е. лопасти работаю-
щего воздушного винта давлением масла поворачивались на боль-
шой шаг, а под действием центробежной силы устанавливались
на малый шаг. Простые конструктивно, эти воздушные винты
в случае отказа на взлете флюгерной системы самопроизвольно
переходили на малый шаг, начиналась их «раскрутка». Тяга винта,
несмотря на большую мощность работающего двигателя, резко
падала, возникала опасность разрушения винта и двигателя.
Это обстоятельство и послужило основной причиной перехода на
воздушные винты АВ-9В прямой схемы, когда лопасть работаю-
щего воздушного винта устанавливается на малый шаг давлением
масла, а на большой шаг — центробежной силой с помощью спе-
200
www.vokb-la.spb.ru
циальных противовесов. Воздушные винты АВ-9В позволили
сохранить тягу винта при отказе его флюгерной системы на взлете
и тем самым повысили безопасность полетов.
Так постепеггяо, от серии к серии, по мере накопления опыта
эксплуатации в конструкцию самолета Ил-12 вносились отдельные
улучшения, совокупность которых уже позволяла обеспечить
самолету качественно новый уровень безопасности полета, характе-
ризуемый возможностью выполнения взлета при отказе одного
двигателя в любой точке взлетной траектории. Однако полностью
эта проблема, особенно трудная для двухдвигательных пассажир-
ских самолетов с поршневыми двигателями, была решена только
при создании нового пассажирского самолета Ил-14.
10.. САМОЛЕТ ИЛ-14
В конце 1946 г., сразу после завершения госу-
дарственных испытаний Ил-12, конструкторский коллектив
С. В. Ильюшина, продолжая работы по совершенствованию своего
первого пассажирского самолета и повышению безопасности его
полета, приступил к решению сложной и совершенно новой в
практике мирового самолетостроения того времени проблемы
обеспечения взлета двухдвигательного самолета после отказа од-
ного дви! ателя на взлете в процессе разбега или сразу после отрыва
от земли.
Необходимость в этом определялась как результатами летных
испытаний самолета Ил-12, так и опытом послевоенной эксплуата-
ции огромного мирового парка двухдвигательных пассажирских
самолетов, состоявшего тогда в основном из самолетов типа DC-3
и Ли-2, в практике полетов которых неоднократно имели место
случаи, когда при отказе двигателя экипаж был вынужден продол-
жать взлет, так как прекращение взлета оказывалось уже практи-
чески невозможным или даже значительно более опасным, чем его
продолжение. Потребность в пассажирском самолете, могущем
обеспечить безопасное завершение взлета после отказа двигателя,
становилась все более острой по мере роста объема пассажирских
перевозок на воздушном транспорте. Однако для создания такого
пассажирского самолета без ухудшения показателей его экономи-
ческой эффективности в эксплуатации предстояло решить ряд
трудных технических проблем.
При достижении на разбеге некоторой критической скорости
(по современной терминологии Норм летной годности гражданских
самолетов СССР — скорости принятия решения) новый самолет
Должен был иметь возможность прервать взлет, если перед ним
имелась достаточная для торможения и остановки длина взлетно-
посадочной полосы, или продолжить его и на оставшемся после
отказа двигателя участке летной полосы с уменьшенной вдвое
тягой достигнуть заданной скорости отрыва и требуемой высоты
полета. Значение критической скорости, до достижения которой
201
экипаж во всех случаях должен был прекращать взлет при отказе
двигателя, а после ее превышения — продолжать взлет, зависело
не только от летно-технических характеристик самолета и его
энерговооруженности, но и от конкретных условий эксплуатации —•
температуры и давления воздуха, скорости и направления ветра,
состояния поверхности взлетно-посадочной полосы, а также ее
уклонов. Все это весьма усложняло проектирование нового само-
лета, требовало применения на нем значительно более мощных,
чем раньше, двигателей, установка которых в свою очередь отри-
цательно сказывалась на весовой и экономической эффективности
самолета.
По своей схеме, аэродинамическим и компоновочным особен-
ностям первый вариант нового пассажирского самолета Ил-14
повторял самолет Ил-12, отличаясь от него только несколько боль-
шими размерами и массой. На Ил-14 предполагалось установить
два самых мощных в то время поршневых двигателя воздушного
охлаждения АШ-73 с взлетной мощностью 1765 кВт (2400 л. с.).
Возросшая энерговооруженность нового самолета обеспечивала
ему возможность продолжения взлета при отказе двигателя на
скорости, превышавшей критическую, а увеличение до 48 мест
пассажировместимости делало экономическую эффективность этого
варианта Ил-14 сравнимой с эффективностью Ил-12.
Утвержденный С. В. Ильюшиным весной 1947 г. проект само-
лета Ил-14 с двумя двигателями АШ-73 не был реализован. Но
опыт работы над проектом показал, что простое увеличение энерго-
вооруженности самолета еще не решает окончательно проблемы
продолженного взлета с одним работающим двигателем. Наличие
большой энерговооруженности сильно усложняет путевую балан-
сировку самолета при отказе двигателя на взлете. При появлении
значительного разворачивающего момента киль, руль направле-
ния, а также элероны самолета должны быть достаточно эффектив-
ными на малых скоростях полета для устранения нежелательных
отклонений от траектории взлета, а управление самолетом должно
оставаться простым, без чрезмерного увеличения нагрузок на
органы управления и усложнения действий экипажа. Вопросы
обеспечения необходимой эффективности системы управления
самолетом при отказе двигателя, наряду с получением требуемой
энерговооруженности, как показал опыт проектирования первого
варианта самолета Ил-14, и являются основными при решении
проблемы продолженного взлета с одним работающим двигателем.
Исследования по указанной проблеме велись в рамках про-
граммы по совершенствованию конструкции, повышению безопас-
ности полета и летно-эксплуатационных качеств самолета Ил-12,
который к этому времени стал основным магистральным пассажир-
ским самолетом Аэрофлота. Они проводились сотрудниками ОКБ
совместно с НИИ ГВФ, ЦАГИ и ЛИИ.
Опытно-конструкгорские проработки и результаты летных
исследований Ил-12 позволили сделать вывод, что проблема про-
202
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 10.1. Схемы крыла самолетов^
а — Ил-12; б — Ил-14 с профилем СР-5 по всему размаху; 1 — зона профиля Кларк
YH; 2 — зона переходного профиля (от Кларк к ЦАГИ К-4); 3 — зона профиля
ЦАГИ К-4
должепного взлета с одним работающим двигателем может быть
решена в процессе дальнейшего усовершенствования самолета
при относительно небольшом увеличении взлетной мощности
серийных двигателей АШ-82ФН только при улучшении аэродина-
мических характеристик самолета, его путевой и поперечной
устойчивости и управляемости.
Аэродинамические характеристики самолета Ил-12 на взлете
могли быть улучшены благодаря новому крылу, работа над кото-
рым велась совместно с ЦАГИ, и уменьшению сопротивления само-
лета в результате внедрения различных конструктивных дорабо-
ток.
Новое крыло сохранило прежний размах, но его площадь умень-
шилась на 3 м2 благодаря ликвидации наплывов по передней кром-
ке крыла на участке между бортами фюзеляжа и гондолами двига-
телей (рис. 10.1). Относительная толщина нового крыла была
увеличена и стала равной 18% у корня и 12% на конце крыла.
Такое увеличение относительной толщины крыла и его полезного
объема позволило разместить все топливные баки нового самолета
на значительном удалении от пассажирской кабины, в отъемной
части крыла, и тем самым значительно повысить пожарную без-
опасность самолета. Кроме того, это увеличение относительной
толщины крыла утучшило также его несущие свойства и умень-
шило массу конструкции.
Однако главная особенность крыла самолета Ил-14 заключа-
лась в его аэродинамической компоновке, разработанной совместно
с ЦАГИ. Крыло имело постоянный по всему размаху профиль
СР-5 (Я. М. Серебрийского и М. В. Рыжковой), профильное сопро-
тивление которого было значительно меньшим, чем у профилей
Кларк YH и ЦАГИ К-4, примененных па самолете Ил-12, а несущие
свойства практически такими же. Для улучшения срывных харак-
теристик и исключения возможности появления срывов потока
на концах крыла при выполнении самолетом маневров на малой
скорости новое крыло имело обратную стреловидность по линии
четвертей хорд, равную 3°. Благодаря обратной стреловидности
на крыле появлялась составляющая скорости .воздушного потока,
направленная вдоль размаха крыла от его концевой части к борту
203
фюзеляжа. Пограничный слой в корневой части крыла становился
толще, и в этой зоне появлялся срыв потока, область которого по
мере увеличения угла атаки перемещалась к концу крыла, благо-
даря чему высокая эффективность элеронов, работавших в несо-
рванном потоке, и хорошая поперечная управляемость самолета,
столь важная для выполнения продолженного взлета с одним
работающим двигателем, сохранялись до очень больших углов
атаки и на минимальной скорости полета.
Изменилась и взлетно-посадочная механизация крыла само-
лета. На крыле устанавливали только закрылки, и его аэродинами-
ческое качество с выпущенными закрылками в диапазоне от ско-
рости отрыва и до 175 км/ч, т. е. на самом напряженном участке
продолженного взлета с одним работающим двигателем, стало выше,
чем у крыла с неотклоненными закрылками. Это позволяло само-
лету быстрее оторваться от земли, набрать скорость и высоту.
Закрытые отсеки передней и основных опор самолета умень-
шили лобовое сопротивление самолета Ил-14 в полете с выпущен-
ным шасси. Дополнительному уменьшению лобового сопротивле-
ния нового самолета на взлете, особенно в критической зоне взлет-
ной траектории с одним отказавшим двигателем, а также увеличе-
нию вертикальной скорости самолета стали способствовать и такие
факторы, как сокращение времени уборки шасси и флюгирования
воздушного винта.
Применение двухнасосной гидросистемы с рабочим давлением
10,8 МПа (НО кгс/см2) и с уменьшенными гидравлическими поте-
рями в системе подъема и выпуска шасси позволило более чем в
2 раза сократить время уборки шасси и довести его до 5 с. Вредное
сопротивление незафлюгированного воздушного винта отказавшего
двигателя снижалось установкой усовершенствованного воздуш-
ного винта АВ-50. По своей конструкции АВ-50 являлся винтом
двойного действия: перевод его лопастей как на большой, так и на
малый шаг происходил под действием давления масла без исполь-
зования центробежных сил. Перевод лопастей во флюгерное поло-
жение, а также вывод из него производился принудительно с
помощью мощного флюгернасоса и цилиндровой группы винта
специальной конструкции. Это обеспечивало установку лопастей
винта АВ-50 во флюгерное положение за 4...5 с, т. е. в 2 раза быст-
рее, чем у воздушных винтов АВ-9В, использовавшихся на самоле-
тах Ил-12.
Уменьшая лобовое сопротивление самолета на взлете, эти кон-
структивные мероприятия одновременно как бы увеличивали его
энерговооруженность. Расчеты показали, что новый самолет смо-
жет надежно взлетать с одним отказавшим двигателем во всех
возможных условиях эксплуатации при незначительном, всего
лишь на 37 кВт (50 л. с.), повышении мощности серийных двигате-
лей АШ-82ФН. ОКБ А. Д. Швецова форсировало доводку двигате-
лей АШ-82ФН по частоте вращения и наддуву, улучшило охлажде-
ние головок его цилиндров. Взлетная мощность этого двигателя,
204
www.vokb-la.spb.ru
получившего обозначение АШ-82Т, стала равной 1397 кВт
(1900 л. с.), и она сохранялась до высоты 400—500 м, что позво-
ляло резко повысить безопасность эксплуатации нового самолета
на высокогорных аэродромах и в условиях высоких температур
наружного воздуха. Введением специальной регулировки и рядом
конструктивных мероприятий были улучшены также и характе-
ристики крейсерского расхода топлива: работая в диапазоне
крейсерских мощностей от 60 до 45% номинальной мощности,
двигатель АШ-82Т имел на 15% меньший часовой расход топли-
ва по сравнению с АШ-82ФН. Одновременно под руководством
А. Д. Швецова развернулись работы по увеличению надежности
двигателя АШ-82Т и доведению его ресурса до 500 ч, что имело
большое значение как для безопасности полега, так и для экономи-
ческой эффективности нового самолета в эксплуатации. Для
двигателей АШ-82Т были спроектированы гондолы с капотами,
конструкция которых обеспечивала легкий и свободный доступ
ко всем агрегатам двигателя.
Характеристики путевой устойчивости и управляемости нового
самолета, столь важные в условиях взлета с одним отказавшим
двигателем, первоначально предполагалось улучшить только
установкой на руле направления пружинного сервокомпенсатора.
Сохраняя принципиальные компоновочные особенности пасса-
жирской кабины самолета Ил-12 на 18 пассажирских мест, новая
машина из-за размещения в носовой части фюзеляжа оборудования,
багажного отсека и буфета имела значительно более передний
диапазон эксплуатационных центровок, равный 12... 19% средней
аэродинамической хорды вместо 19—22% на Ил-12. В связи с
этим для сохранения характеристик продольной управляемости
площадь горизонтального оперения нового самолета была увели-
чена на 6% вследствие увеличения площади руля высоты. Более
передняя центровка улучшила устойчивость нового самолета на
земле. Большой запас устойчивости на земле (самолет опрокиды-
вался на хвост лишь при центровке более 35% средней аэродинами-
ческой хорды) позволил отказаться от установки хвостовой опор-
ной штанги, применявшейся на самолетах Ил-12.
Кроме мероприятий, обеспечивающих продолженный взлет с
одним отказавшим двигателем, большое внимание уделялось повы-
шению безопасности полета и посадки нового самолета в сложных
метеорологических условиях, в частности усовершенствованию
противообледенительной системы и установке нового пилотажно-
навигационного и радиосвязного оборудования.
Работа конструкторов ОКБ по совершенствованию противо-
обледенительной системы самолета Ил-12 завершилась созданием
комплексной воздушно-тепловой противообледенительной и отопи-
тельной системы, использующей в качестве тепла выхлопные газы
Двигателей. Выхлопная система двигателей нового самолета состоя-
ла из выхлопных коллекторов, выполненных в виде двух несооб-
Щающихся между собой полуколец, каждое из которых соединя-
205
лось со своим выхлопным патрубком на правом или левом бортах
гондол двигателей. Патрубки прямо выводили выхлопные газы
двигателя в атмосферу или перепускали их через теплообменники
комплексной системы. Теплообменники устанавливали в нижних
частях гондол двигателей справа и слева от их масляных радиато-
ров. Такое размещение теплообменников хотя несколько увеличи-
вало мидель и лобовое сопротивление гондол двигателей, но с
аэродинамической точки зрения было более удачным решением по
сравнению с примененным на серийных самолетах Ил-12.
Нагретый в теплообменниках воздух по трубопроводам направ-
лялся или в противообледенительную систему, защищавшую от
обледенения передние кромки крыла, оперения и заборников
воздуха, или в отопительную, либо в обе системы одновременно.
При работающей отопительной системе холодный наружный воздух
проходил через воздухо^воздушный радиатор, продуваемый горя-
чим воздухом, поступающим из теплообменников на выхлопных
патрубках, и, подогретый в радиаторе, по трубам системы отопле-
ния попадал в кабины экипажа и пассажирский салон. Обе системы
(противообледенительная и отопления) имели краны кольцевания,
которые в случае отказа одного из двигателей обеспечивали нор-
мальное функционирование систем с помощью работающего двига-
теля. Отказ от бензиновых обогревателей и переход на комплекс-
ную воздушно-тепловую систему позволил, в совокупности с дру-
гими конструктивными мероприятиями, резко повысить противо-
пожарную безопасность нового самолета и безопасность его полетов
в условиях обледенения.
Безопасности и регулярности полетов нового самолета днем и
ночью, в простых и сложных метеорологических условиях значи-
тельно способствовали дополнительное оборудование и радио-
средства, в том числе система слепой посадки. Эксплуатационная
эффективность самолета, его удобство в эксплуатации обеспечива-
лись хорошими подходами к точкам обслуживания и легкосъем-
ностью большинства агрегатов, в том числе и двигателей. Для
удобства осмотров, устранения повреждений и сокращения объема
регламентных работ, проводимых в промежуточных аэропортах,
все трубопроводы и электропроводка самолета прокладывались
в специальных желобах со съемными крышками.
Первый опытный самолет, получивший обозначение Ил-14,
строился с крылом и вертикальным оперением самолета Ил-12.
Основной целью его постройки являлось выявление главных осо-
бенностей взлета с одним работающим двигателем и проверка в
полете конструктивных решений, связанных с установкой двигате-
лей АШ-82Т, более мощной гидросистемы, усовершенствованного
механизма открытия и закрытия створок отсеков шасси, комплекс-
ной воздушно-тепловой противообледенительной и отопительной
системы.
13 июля 1950 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки впервые
поднял в воздух опытный самолет Ил-14. Однако уже через 15 мин
206
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 10.2. Принципиальная схема противообледенительной системы самолета
Ил-1411:
1 — забор наружного воздуха; 2 — выхлопные патрубки двигателей; 3 — газовоздуш-
ные теплообменники; 4 — подача воздуха в противообледенительную систему крыла,
5 — заслонка горячего воздуха; 6 — распределительная заслонка системы отопления и
вентиляции; 7 — распределительная заслонка противообледенительной системы; 8 —
заслонка перепуска горячего воздуха в атмосферу; 9 — подача воздуха в противообле-
денительную систему горизонтального оперенля; 10 — п дача воздуха в противообледе-
нительную систему киля, 11 — подача воздуха в систему отопления и вентиляции ка-
бины
полет был прекращен из-за высокой температуры в теплообменни-
ках противообледенительной системы. После обмотки трубопрово-
дов асбестовым полотном испытательная программа выполнялась
без осложнений, но по оценке летчиков воздушно-тепловая про-
тивообледенительная система крыльев и хвостового оперения
работала недостаточно эффективно. В связи с этим для второго
опытного самолета, постройка которого уже была начата, спроек-
тировали новые выхлопную и воздушно-тепловую системы
(рис. 10.2).
Каждый из двух выхлопных коллекторов был соединен с вы-
хлопной трубой, проложенной над крылом и отводившей газы
к задней кромке крыла, где они выходили в атмосферу. На выхлоп-
ные трубы надевались теплообменники рубашечного типа (вместо
применявшихся ранее пластинчатых калориферов). Выхлопные
газы через стенки выхлопных труб отдавали свое тепло воздуху,
проходившему по теплообменникам, куда он поступал под дейст-
вием скоростного напора через заборники, расположенные на
носках гондол двигателей. Избыток воздуха, образующийся,
например, при неработающей отопительной системе, мог выходить
через патрубок, расположенный между выхлопными трубами.
Выхлопная система с теплообменниками и патрубком отвода избы-
207
точного воздуха закрывалась съемным обтекателем. Такое кон-
структивное решение позволило значительно улучшить внешние
обводы гондол двигателей. Агрегаты противообледенительной
системы уже не создавали большого лобового сопротивления.
Продувки показывали, что в сочетании с этой гондолой двигателя
новое крыло позволяет самолету иметь максимальное аэродинами-
ческое качество, равное 19 вместо 16 у серийных самолетов Ил-12
с наружными теплообменниками противообледенительной системы.
Новое решение исключило также возможность возникновения
опасной газовой коррозии конструктивных элементов крыла,
так как отведенные к задней кромке выхлопные газы перестали
попадать на обшивку и во внутренние отсеки крыла.
При испытаниях первого опытного самолета Ил-14 выявилась
необходимость улучшения характеристик путевой устойчивости и
управляемости самолета на малых скоростях, характерных для
условий взлета с одним отказавшим двигателем. Поэтому на втором
опытном самолете площадь вертикального оперения была увели-
чена на 17% благодаря изменению обводов верхней части киля и
руля направления, и самолет стал иметь больший запас путевой
статической устойчивости. Его поперечная устойчивость на малых
скоростях полета была выбрана нейтральной и даже несколько
неустойчивой. Эта особенность нового самолета — большая путе-
вая и малая поперечная устойчивость при наличии элеронов,
эффективных на всех режимах полета, и сервокомпенсатора на
руле направления -— должна была упростить его пилотирование
при внезапном отказе одного двигателя на взлете и в горизонталь-
ном полете с одним работающим двигателем.
Постройка второго опытного самолета с новым крылом и увели-
ченным вертикальным оперением, а также с усовершенствованными
комплексной воздушно-тепловой противообледенительной и отопи-
тельной системами, который получил обозначение Ил-14П, была
завершена через два с половиной месяца после начала испытаний
опытного самолета Ил-14, и 1 октября 1950 г. экипаж летчика-
испытателя В. К. Коккинаки выполнил на Ил-14П первый полет.
Оценка нового самолета была высокой. Отмечалось, что кабина
экипажа самолета просторная и светлая. Передние и боковые
стекла выше, чем у Ил-12, поэтому обзор из кабины вперед и в
стороны улучшился.
Благодаря отличной путевой устойчивости и хорошо подобран-
ной аэродинамической компенсации руля направления самолет
мог выполнять координированные развороты с креном до 30е
только с помощью элеронов при снятых с педалей ногах летчика.
Руль направления в этом случае сам отклонялся на необходимую
величину.
Самолет при полной полетной массе летел на одном работающем
двигателе при винте неработающего двигателя во флюгере. Усилия
на рычагах управления от рулей при этом полете настолько незна-
чительно изменялись, что не требовали пользования триммерами.
208
www .vokb-la.spb.ru
При остановке одного из двигателей у самолета постепенно
появлялась тенденция разворота в сторону остановившегося дви-
гателя, которая легко парировалась отклонением руля направле-
ния без применения триммера. Взлетно-посадочные качества само-
лета были исключительно высокие.
Опасную работу по исследованию взлета с одним работающим
двигателем и управляемости самолета Ил-14П на критических
режимах провел летчик-испытатель В. К. Коккинаки. Комплекс-
ные испытания такого рода проводились впервые в СССР и, начиная
с Ил-14П, они стали обязательной составной частью программ
летных испытаний всех без исключения советских многодвигатель-
ных пассажирских самолетов. Результаты этих испытаний под-
твердили эффективность всех основных проектно-конструкторских
решений, заложенных в Ил-14П.
Заводские летные испытания Ил-14П показали также, что воз-
душно-тепловая противообледенительная система крыльев и хвос-
тового оперения работает эффективно и обеспечивает потребный
перепад температур па всех режимах работы двигателей и на всех
скоростях как в нормальном полете, так и в полете с одним рабо-
тающим двигателем.
На государственные испытания самолет был предъявлен в конце
1951 г. и после успешного их завершения в августе 1952 г. начались
эксплуатационные испытания самолета на различных воздушных
линиях, где он летал в самых различных погодных и климатиче-
ских условиях. По итогам этих продолжительных испытаний
ЙЛ-14П зарекомёндовал себя как высоконадежный, безопасный,
простой в управлении и в обслуживании, способный взлетать
и садиться на небольших аэродромах с грунтовым покрытием,
экономичный в эксплуатации самолет (рис. 10 3).
По сравнению с Ил-12 в результате увеличения аэродинамиче-
ского качества и уменьшения расхода горючего максимальная
скорость Ил-14П увеличилась на 30 км/ч (рис. 10.4), увеличилась
также его дальность (рис. 10.5). Большая, на 400 кг (главным
образом, из-за дополнительного оборудования и радиосредств)
взлетная масса самолета Ил-14П не вызвала снижения его скоро-
подъемности. Вертикальные скорости обоих самолетов оказались
практически одинаковыми.
Характеристики взлета Ил-14П обеспечивали при отказе одного
Двигателя надежный взлет при полной полетной массе самолета
на поминальном режиме работы другого двигателя. Самолет мог
совершать длительный горизонтальный полет с одним работающим
Двигателем и выпущенным шасси.
Увеличение площади вертикального оперения, улучшение его
формы и наличие пружинного сервокомпенсатора на руле направ-
ления способствовали значительному улучшению боковой устойчи-
вости и управляемости самолета. Летчики отмечали, что на всех
режимах установившегося скольжения при полном отклонении
руля направления самолет сохраняет боковую устойчивость, не
209
Рис. 10.4. Горизонтальные скорости
ло высотам самолета;
1 — Ил-1411; 2 — Ил-12
Рис. 10.5. Зависимость коммерческой
нагрузки от дальности полета для раз-
личных вариантов самолета Ил-14;
1 — Ил-14М; 2 — Ил-14П, 3 — Ил-12; 4 —
Ли-2
210
www.vokb-la.spb.ru
обнаруживая никаких тенденций к потере управляемости даже при
предельных углах крена и установившихся скольжениях. При
малых скоростях (150... 180 км/ч) на предельных углах крена
наблюдается срыв потока с вертикального оперения, который
ощущался летчиками как периодические легкие удары по педалям
и тряске оперения. Эти явления предупреждали экипаж, что пре-
дельно допустимый угол отклонения руля направления достигнут.
Продольная устойчивость и управляемость самолета также
улучшились. В диапазоне эксплуатационных центровок на всех
режимах полета самолет обладал достаточной устойчивостью и
управляемостью, нагрузки от руля высоты были нормальные.
Запас руля высоты при предельно передней центровке обеспечивал
достаточно простую посадку. Во всех исследованных случаях при
выходе на режим срыва самолет плавно переходил «на нос», эффек-
тивность элеронов при этом оставалась достаточно высокой.
Летчики отмечали, что по технике пилотирования самолет
Ил-14П практически не отличается от самолета Ил-12 с пружинным
сервокомпенсатором на руле направления, и переход с Ил-12 на
Ил-14П не потребует специальной тренировки летного состава.
По результатам эксплуатационных испытаний опытного само-
лета Ил-14П было сделано заключение о том, что Ил-14П с двумя
улучшенными двигателями АШ-82Т эксплуатационные испытания
выдержал и пригоден для использования на линиях ГВФ. По
сравнению с самолетом Ил-12 он обладает лучшими летно-эксплуа-
тационными характеристиками, которые обеспечивают более высо-
кую степень безопасности полетов и снижают себестоимость пере-
возок.
Качественно новый уровень безопасности полета Ил-14П и его
летно-пилотажных данных определил принятие решения о его
запуске в серийное производство, которое началось весной 1953 г.
Первые серийные самолеты Ил-14П в 1954 г. прошли дополни-
тельные всесторонние эксплуатационные испытания, которые
разделялись на два этапа, охватывающие весенне-летний и осенне-
зимний периоды эксплуатации. Самолеты проверялись как в особо
суровых условиях Якутии и Красноярского края, где температура
воздуха у земли достигала —55 С, так и в условиях жаркого кли-
мата и высокогорных аэродромов. Результаты этих испытаний
подтвердили, что создан самолет повышенной безопасности и
многоцелевого назначения, с конструкцией, доведенной до высокой
степени совершенства и надежности, отвечающий самым строгим
отечественным и зарубежным требованиям. Эксплуатационные
испытания выявили также отдельные конструктивные недостатки
самолета, которые были устранены в процессе серийного производ-
ства.
После того как самолет ЙЛ-14П выполнил полностью объем
сложных и длительных испытаний и зарекомендовал себя как
машина, на которой можно с высокой степенью безопасности осу-
ществлять массовые и экономически эффективные перевозки пасса-
211
Рис. 10.6. Варианты компоновки пассажирской кабины самолета Ил-143
а — Ил-14П на 18 пассажиров; б — Ил-14П на 32 пассажира; в — Ил-14М на 24 пасса-
жира; г — Ил-14М на 36 пассажиров; 1 — кабина пилотов; 2 — кабины штурмана и ра-
диста; 3 — буфет; 4 — пассажирские кресла; 5 — входная дверь; б — туалет; 7 — зад-
нее багажно-грузовое помещение; 8 — гардероб; 9 — переднее багажно-грузовое поме-
щение; 10 — служебные отсеки
жиров и грузов в любой части света, его серийное производство
было увеличено; затем техническая документация для серийного
производства этих самолетов была передана в ЧССР, где они
выпускались под обозначением АВИА-14, а также в ГДР.
Регулярные перевозки пассажиров на самолетах Ил-14П нача-
лись 30 ноября 1954 г. В этот же период самолеты широко исполь-
зовали для особо ответственных правительственных полетов.
В 1955 г. во время визитов советской правительственной делегации
в Индию, Бирму и Афганистан десять самолетов Ил-14П пролетели
в общей сложности по 22 500 км, и на всем протяжении перелета
материальная часть самолетов работала безотказно. Эксплуатация
этих самолетов на воздушных линиях Аэрофлота во всех районах
Советского Союза подтвердила высокий уровень безопасности поле-
тов, надежность работы конструкции самолета и простоту его
обслуживания в эксплуатации.
Регулярная эксплуатация Ил-14П началась в период, когда
еще действовали временные ограничения на взлетную массу само-
212
www.vokb-la.spb.ru
лета Ил-12. Эти ограничения распространялись и на новый само-
лет. Поэтому первоначально самолеты Ил-14П использовали на
воздушных линиях Аэрофлота в варианте компоновки пассажир-
ской кабины, рассчитанной на размещение 18 кресел первого
класса (рис. 10.6). Однако возросший объем авиаперевозок в стране
требовал увеличить пассажировместимость нового самолета, и
после снятия временного ограничения на взлетную массу некото-
рые самолеты стали эксплуатироваться в варианте компоновки
пассажирской кабины на 24 места (6 рядов по 4 кресла в ряду).
Из-за увеличения числа пассажиров в кабине центровка самолета
стала более задней, и для сохранения характеристик продольной
устойчивости и управляемости самолета в систему управления
рулем высоты была введена загрузочная пружина. Эксплуатацион-
ный диапазон центровок этого варианта самолета расширился и
стал равным 13...21 % САХ. Для сохранения прежней дальности
взлетную массу самолета увеличили до 17 000 кг.
Являясь самолетом относительно небольшой дальности полета,
Ил-14П в середине 1950-х гг. стал основным магистральным само-
летом Аэрофлота и эксплуатировался на весьма протяженных
воздушных линиях. В этих условиях 24-местные самолеты не обес-
печивали наличия достаточных свободных объемов багажных
отсеков как для размещения багажа пассажиров, так и для попут-
ных грузов. Эта проблема была решена в 1955 г. созданием моди-
фицированного самолета Ил-14М, длина носовой части фюзеляжа
которого была увеличена на 1 м. Кроме того, были усилены нервю-
ры крыла, его обшивка и продольный набор, отдельные места
фюзеляжа, доработан каркас пола, установлен новый буфет.
Несколько позже в связи с увеличением пассажировместимости
самолета в его фюзеляже прорезали дополнительные окна. В пас-
сажирской кабине самолета первоначально устанавливали 24
кресла первого класса так же, как и на некоторых самолетах
Ил-14П. Эксплуатационный диапазон центровок Ил-14М нахо-
дился в пределах 13... 18% САХ, он обеспечивал наилучшие харак-
теристики продольной устойчивости и управляемости самолета
на всех режимах. Взлетная масса стала равной 17 250 кг. В связи
с удлинением фюзеляжа и увеличением взлетной массы летные
данные самолета несколько снизились по сравнению с Ил-14П:
максимальная скорость уменьшилась примерно на 15 км/ч, скоро-
подъемность — на 0,5 м/с, незначительно возросла длина разбега
и пробега. Но способность безопасно продолжить взлет после от-
каза двигателя была сохранена.
Самолеты Ил-14П на 18 пассажирских мест и Ил-14М на 24 пас-
сажирских места до начала 1960-х гг. являлись основными типами
советских пассажирских самолетов на магистральных внутренних
и международных воздушных линиях. Только после массового
внедрения на основных авиалиниях страны новейших газотурбин-
ных пассажирских самолетов, Ил-14 различных модификаций
стали использоваться на местных воздушных линиях относительно
213
небольшой протяженности. На этих авиалиниях самолеты Ил-14
эксплуатировались в вариантах компоновки с максимальной пас-
сажировместимостью, которая на Ил-14П постепенно повышалась
от 24 до 28, а затем и до 32 пассажирских мест. В пассажирских
салонах самолетов Ил-14М устанавливались 28, 32 и 36 кресел.
Компоновку пассажирских кабин самолетов Ил-14П и Ил-14М
изменяли уменьшением шага установки кресел (которые, как и
интерьер кабины, стали выполняться из новых, значительно более
легких материалов), изменением объема переднего багажника,
демонтажем буфета, а на некоторых машинах и ликвидацией радио-
отсека по левому борту фюзеляжа (его аппаратура была перенесена
в кабины штурмана и радиста).
Увеличение коммерческой нагрузки самолетов Ил-14 способ-
ствовало повышению их экономической эффективности при экс-
плуатации и позволило снизить себестоимость перевозок и тарифы
на короткорейсовых маршрутах.
Самолеты Ил-14П и Ил-14М использовались и в национальных
авиакомпаниях ряда других стран. Для удовлетворения потреб-
ности Советского Союза и зарубежных заказчиков был создан ряд
специальных вариантов самолета: высококомфортабельные само-
леты Ил-14С, Ил-14ПС, Ил-14СИ, Ил-14СО с компоновкой пасса-
жирской кабины по типу салон или полусалон; грузовые самолеты
Ил-14Г с грузовой дверью без «калитки» на правом борту и с уси-
ленным полом, рассчитанные на перевозку 3500 кг; транспортные
самолеты Ил-14Т, имевшие на левом борту большую двухстворча-
тую грузовую дверь с «калиткой» и узлы под центропланом для
наружной подвески грузов в удобообтекаемой таре; транспортно-
десантные самолеты Ил-14-30Д и ряд других. В Чехословакии
небольшой серией строились самолеты АВИА-14-42 «Супер»,
рассчитанные на 42 пассажирских места.
Особенно следует отметить созданные в 1957 г. по заказу Глав-
ного управления геодезии и картографии СССР варианты самоле-
тов Ил-МФК (на базе самолета Ил-14П) и Ил-14ФКМ (на базе
самолета Ил-14М) для фотографических работ. Это были первые
в Советском Союзе специализированные самолеты такого назначе-
ния, оснащенные совершенной аэрофотоаппаратурой и специаль-
ным пилотажно-навигационным оборудованием. Самолеты имели
по три аэрофотоаппарата, которые управлялись двумя операто-
рами. В фюзеляже самолетов были сделаны фотолюки, а на потолке
кабины установлен монорельс с лебедкой для подъема аэрофото-
аппаратов. Продолжительность полета самолетов этого типа была
увеличена установкой дополнительных топливных баков. Самолет
Ил-14ФКМ имел автопилот с автоматом программного разворота
и курсовой системой, рационально объединяющей магнитные,
гироскопические, радиотехнические и астрономические средства
измерения курса, которые обеспечивали стабилизацию самолета
вокруг его центра масс относительно трех основных осей, автомати-
ческую стабилизацию барометрической высоты полета, автомати-
214
www.vokb-la.spb.ru
ческий полет с точным выдерживанием курса, выполнение коорди-
нированных разворотов и доворотов. Предусматривалась возмож-
ность переоборудования Ил-14ФКМ в пассажирский вариант на
26 мест. Самолеты этого типа сыграли значительную роль в освое-
нии отдаленных районов нашей страны, изучении ее природных
ресурсов. Только в 1958 г. аэрофотосъемочные подразделения
гражданской авиации, оснащенные самолетами Ил-14ФК и
Ил-14ФКМ, провели аэрофотосъемку на площади 2 млн. 320 тыс.
км2, причем большая часть ее пришлась на северные районы страны
(Сибирь, Дальний Восток), а также целинные земли Казахстана [8].
Большую помощь оказывали и оказывают самолеты Ил-14
арктического исполнения при освоении Арктики и Антарктики.
Они поддерживают регулярную связь между Большой землей и
полярными станциями, ведут разведку льдов и проводку в них
морских судов с важнейшими народнохозяйственными грузами,
в суровых полярных условиях выполняют самые разнообразные
научные и транспортные работы. Эти самолеты оснащены допол-
нительными топливными баками, узлами для подвески под фюзе-
ляжем ракетного ускорителя взлета, имеют бортовой вспомога-
тельный движок для отопления и освещения кабин при стоянке
самолета, газовую плиту для приготовления пищи. Арктические
варианты самолета Ил-14 неоднократно модифицировались, при-
спосабливались к суровым условиям эксплуатации и особенностям
выполняемой работы. На самолетах, используемых в качестве
ледовых разведчиков, устанавливалась бортовая радиолокацион-
ная и специальная навигационная аппаратура. В феврале 1956 г.
успешно прошел заводские летные испытания вариант Ил-14М
с двумя дополнительными топливными баками в каждой консоли
крыла и с новой барометрической системой, предназначенный для
регулярной беспосадочной связи между советскими антарктиче-
скими научными станциями, порой удаленными одна от другой
на расстояние до 4000 км. В 1962 г. был испытан арктический
вариант самолета Ил-1411 с убирающимся лыжным шасси. Способ-
ность совершать длительные полеты в труднейших метеорологи-
ческих условиях, в разреженном воздухе, при температурах
—70 С и сильном обледенении, возможность взлетать и садиться
на ограниченные, в том числе и выбранные с воздуха ледовые
площадки, простота в обслуживании определили долгую жизнь
самолета Ил-14 в советской Полярной авиации. В конце 1970-х гг.
самолеты Ил-14 Полярной авиации активно участвовали в обеспе-
чении таких небывалых в истории арктических экспериментов, как
рейс атомного ледокола «Арктика» и ледовый поход на лыжах от
берегов СССР к Северному полюсу.
Обширная сфера применения самолета Ил-14 различных моди-
фикаций в течение столь продолжительного времени подтверждает
его высокие летно-технические и эксплуатационные данные,ставит
этот самолет в ряд выдающихся образцов мировой авиационной
техники.
215
Самолеты Ил-12 и Ил-14 составили целую эпоху в развитии
советского ГВФ. В течение первого послевоенного десятилетия,
в основном на их технической основе обеспечивалось увеличение
протяженности сначала магистральных внутренних и международ-
ных авиатрасс, а в последующем и местных воздушных линий.
Рост парка самолетов Ил-12 и Ил-14, возрастание интенсивности
их движения на авиалиниях обеспечили значительное увеличение
объема пассажирских авиаперевозок в стране. Этому способство-
вал и более высокий по сравнению с Ли-2 уровень регулярности
полетов самолетов Ил-12 и Ил-14, более совершенная радионави-
гационная аппаратура, которая совместно с созданием комплекса
наземных радиотехнических средств позволила летчикам Аэро-
флота быстро освоить регулярные полеты с пассажирами в сложных
метеорологических условиях и ночью с выполнением захода на
посадку по приборам. Внедрение в эксплуатацию самолетов Ил-12
и Ил-14 в значительной степени определило техническую оснащен-
ность аэропортов, потребовало создания системы профилактиче-
ского обслуживания самолетов по заранее разработанным докумен-
там, организационного совершенствования службы ремонта.
Все это способствовало созданию реальной основы для перехода
советской гражданской авиации на качественно более высокий
уровень развития, превращения ее в один из основных видов пас-
сажирского транспорта, что и было достигнуто после внедрения
в регулярную массовую эксплуатацию парка пассажирских само-
летов с газотурбинными двигателями. На разработку технических
требований к этим новым самолетам огромное влияние оказал
опыт проектирования и эксплуатации самолетов Ил-12 и Ил-14.
11. САМОЛЕТ Ил-18
С ПОРШНЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
Весной победного 1945 г., во время постройки
первого опытного самолета Ил-12, С. В. Ильюшин приступил к
проектированию многоместного дальнего пассажирского самолета
Ил-18, на который предполагалось установить четыре мощных
авиационных дизеля АЧ-72 А. Д. Чаромского.
Новый самолет должен был обеспечить перевозку 60...65 пас-
сажиров на расстояние до 5000 км с крейсерской скоростью 450 км/ч
на высоте 7500 м и эксплуатироваться совместно с парком самоле-
тов Ли-2 и Ил-12, параметры и летно-технические характеристики
которых наиболее полно соответствовали условиям эксплуатации
на авиалиниях малой и средней протяженности. Предполагалось,
что относительно небольшое число самолетов Ил-18 будет совер-
шать беспосадочные полеты по наиболее протяженным внутренним
и зарубежным воздушным линиям, например, по таким авиа-
магистралям как Москва — Закавказье, /Москва —- среднеазиат-
ские республики, Москва — промышленные районы Урала —
Дальний Восток. По этим маршрутам в то время велось основное
216
www.vokb-la.spb.ru
движение авиапассажиров, почты и грузов дальнего следования.
Такой комплексный подход к формированию перспективного
парка пассажирских самолетов ГВФ осуществлялся в Советском
Союзе впервые.
По своему внешнему виду и многим конструктивным решениям
новая машина напоминала первый вариант проекта высотного
четырехдвигательного самолета Ил-12, но имела по сравнению
с ним значительно большие геометрические размеры и массу.
Как и на Ил-12, аэродинамическая компоновка крыла обеспе-
чивала высокое аэродинамическое совершенство и безопасность
полетов самолета Ил-18, но стремление получить еще более высокие
значения аэродинамического качества и крейсерской скорости
полета обусловило применение на Ил-18 крыла с необычно боль-
шим, ранее не применявшимся на самолетах ОКБ, геометрическим
удлинением, равным 12, и с довольно высокой в то время для само-
летов такого класса удельной нагрузкой на крыло 310...340 кг/м2.
Это потребовало при создании крыла решить ряд сложнейших
инженерных задач, связанных с достижением при относительно
небольших весовых затратах необходимой прочности и жесткости
крыла, обеспечением требуемой критической скорости флаттера
(рис. 11.1).
Взлетно-посадочная механизация крыла, состоявшая из щеле-
вых закрылков Фаулера, и параметры колес шасси позволяли
эксплуатировать самолет с бетонированных и грунтовых полос
длиной менее 1000 м. Створки отсека основных опор самолета для
уменьшения сопротивления и улучшения характеристик скоро-
подъемности закрывались сразу же после выпуска шасси.
Экипаж и пассажиры самолета Ил-18 размещались в гермети-
ческом фюзеляже, оборудованном вентиляционной системой с отбо-
ром воздуха для наддува кабины от турбокомпрессоров двигателей.
Значительное увеличение числа пассажиров, объема перевозимого
ими багажа и грузов потребовало применить на самолете фюзеляж
с новыми размерами поперечного сечения его цилиндрической
части. После увязки ряда вариантов компоновки самолета был
выбран фюзеляж с круглым поперечным сечением диаметром
3,5 м (рис. 11.2), обеспечивающим высокую прочность и жесткость
конструкции при ее минимальной массе, а также простоту изготов-
ления фюзеляжа в производстве. Параметры фюзеляжа самолета
Ил-12 потребовали для размещения багажно-грузовых помещений
использовать часть полезной площади пассажирской кабины;
в отличие от такого варианта выбранные размеры поперечного
сечения фюзеляжа самолета Ил-18 позволяли оборудовать багажно-
грузовые помещения в нижней части фюзеляжа под полом пасса-
жирской кабины и тем самым обеспечить компактность самолета,
возможность быстро получить другие варианты компоновки кабины
без ее сложных конструктивных переделок (выбранный диаметр
фюзеляжа оказался настолько удачным, удовлетворяющим боль-
шинству требований, что был использован еще раз, уже в середине
217
Рис. 11.1. Схема самолета Ил-18 с четырьмя двигателями АШ-73
1950-х гг. на новом самолете Ил-18 с турбовинтовыми двигателями,
получившем всемирную известность).
Проектированию герметического фюзеляжа самолета Ил-18,
имевшего объем около 130 м8, уделялось особое внимание. При его
создании впервые в Советском Союзе были решены многие прин-
ципиальные вопросы проектирования герметических фюзеляжей
большого объема, определены наивыгодпейшие формы герметичных
перегородок и намечены пути обеспечения требуемой прочности,
надежности и безопасности работы конструкции при многократных
циклических нагружениях. Правильному решению возникавших
вопросов способствовало постоянное стремление С. В. Ильюшина
применять в конструкции планера самолета простые, поддающиеся
точному прочностному расчету, силовые схемы. Это стремление
получило особенно наглядное практическое воплощение в кон-
струкции герметического фюзеляжа самолета. Применение носовой
части фюзеляжа сферической формы, наиболее выгодной для вос-
приятия нагрузок от избыточного давления в герметичной кабине,
а также применение герметичной перегородки такой же сфериче-
ской формы в конце кабины и в отсеке передней опоры самолета
определили характерный его внешний вид. Внимание проектиров-
щиков было направлено на обеспечение надежности конструкции
в течение всего срока службы самолета. Это прослеживается и на
таком, на первый взгляд незначительном факте, как их подход
к выбору формы выреза под окно в обшивке герметической кабины.
Если в проекте первого варианта высотного самолета Ил-12 окна
218
www .vokb-la.spb.ru
Рис. 11.2. Схема поперечного сече-
ния цилиндрической части фюзе-
ляжа самолета Ил-18
пассажирской кабины имели
простую, хорошо освоенную
в производстве прямоуголь-
ную форму, то в компоновоч-
ных чертежах самолета Ил-18
им была придана форма гори-
зонтального овала. Однако
при разработке рабочих чер-
тежей было установлено, что
при такой форме отверстий
напряжения по их краю зна-
чительно возрастают, иногда
до значений, превышающих
напряжения, установленные
для материала обшивки. Тог-
да по краю таких отверстий начинают образовываться трещины, ко-
торые при повторных циклических нагружениях, характерных для
герметической кабины высотного самолета, быстро растут и могут
привести к разрушению герметической кабины и гибели самолета.
После этого овальная форма окна была заменена круглой со значи-
тельно более низким уровнем напряжений в обшивке, окружающей
вырез. Уже после завершения испытаний самолета Ил-18 с поршне-
выми двигателями в результате неправильного выбора формы выре-
за в герметической кабине произошло (в начале 1950-х гг.) несколь-
ко тяжелых катастроф английских пассажирских самолетов «Ко-
мета» из-за образования трещины по краю выреза прямоугольной
формы и разрушения герметической кабины на большой высоте.
В герметичной части фюзеляжа самолета Ил-18 размещались
кабины пилотов, радиста и бортмеханика, пассажирская кабина,
туалеты, гардеробы, буфет, а также два багажно-грузовых отсека.
В основном варианте компоновки в пассажирской кабине самолета
была предусмотрена установка 66 пассажирских кресел первого
класса (рис. 11.3). Особенностью компоновки кабины я'влялась
однотипность расположения и оформления пассажирских мест без
характерного в то время для многих пассажирских самолетов
такого класса искусственного выделения каких-либо мест за счет
установки столиков, перегородок, расположения кресел по отноше-
нию к направлению полета, устройства купе. Интерьер пассажир-
ской кабины — багажные полки, плафоны освещения, цветовая
отделка бортов, оконной панели и потолка — отличался простотой
и изяществом. Именно при создании самолета Ил-18 с поршневыми
Двигателями впервые сложились основы характерного для ОКБ
стиля оформления пассажирских кабин многоместных самолетов,
который впоследствии стал называться стилем приятной простоты.
219
www.vokb-la.spb.ru
Кроме основного, были разработаны вариант пассажирской кабины
на 40 высоко комфортабельных мест и ночной вариант самолета
на 28 спальных мест. Предусматривался и транспортный вариант
самолета, приспособленный для применения в качестве десантного
(90 бойцов-десантников) и грузового (8 т груза различных габари-
тов) самолета, а также для буксировки планеров. Для погрузки
тяжелых грузов в этот самолет пол кабины над грузовыми люками,
расположенными в нижней части фюзеляжа, выполняли в виде
грузовых подъемных платформ, опускаемых до земли.
Летом 1945 г., после первых полетов опытного самолета Ил-12
с дизельными двигателями, было принято решение о замене на
самолете Ил-18 дизелей АЧ-72 бензиновыми двигателями воздуш-
ного охлаждения АШ-73ТК с турбокомпрессорами ТК-19. Новые
двигатели уже внедрялись в серийное производство под руковод-
ством А. Д. Швецова и имели взлетную мощность 1765 кВт
(2400 л. с.) каждый. Двигатели приводили во вращение четырех-
лопастные автоматические воздушные винты АВ-16НМ-95 двойного
действия.
Оборудование, устанавливавшееся на самолете Ил-18, позво-
ляло эксплуатировать его днем и ночью в сложных метеоусловиях.
Безопасность полетов в сложных метеорологических условиях
обеспечивалась комплексом радионавигационных средств и защи-
той от обледенения стекол фонаря кабины пилотов, лопастей воз-
душных винтов, передних кромок крыла, стабилизатора и киля.
Для проверки и оценки в полете эффективности работы в то время
новой электротепловой противообледенительной системы было
решено применить ее на Ил-18. Система состояла из нанесенных на
наружную поверхность обшивки передних кромок крыла, стабили-
затора и киля секций токопроводящей резины, нагревать которую
предполагалось от четырех электрогенераторов, установленных на
двигателях. Одновременно для этого самолета была спроектиро-
вана воздушно-тепловая противообледенительная система, анало-
гичная примененной на первых серийных самолетах Ил-12.
Летом 1946 г. постройка опытного самолета Ил-18 в варианте
компоновки на 60 пассажирских мест (12 рядов кресел, по пять
в ряду) была завершена. Двигатели АШ-73, установленные на
опытном самолете, еще не имели турбокомпрессоров (их доводка
несколько затянулась). Чтобы не терять времени, С. В. Ильюшин
распорядился начать летные испытания самолета Ил-18 без турбо-
компрессоров, с двигателями, имевшими высотность всего лишь
2000 м.
17 августа 1946 г. экипаж во главе с ведущим летчиком-испыта-
телем В. К. Коккинаки совершил на этом самолете первый полет.
Его летная оценка самолета была высокой. При испытаниях было
установлено, что взлет самолета прост. Разбег и уход в воздух
протекали спокойно. При наборе высоты самолет был устойчив;
сбалансированный триммерами, он шел без больших нагрузок на
органы управления. В горизонтальном полете сбалансированный
221
самолет шел по прямой с брошенным управлением на скоростях
от 250 км/ч до максимальной. Управление продольное по нагруз-
кам было приятное, элеронами — легкое.
Планирование протекало спокойно. Посадка самолета была
простой. В пробеге самолет был устойчив и не имел особенностей.
Высоко оценили испытатели и комфорт пассажирской кабины
самолета. Шум в кабине самолета при работающих двигателях был
значительно меньше, чем на самолетах Ли-2, С-47 и Ил-12. В зоне
работающих двигателей можно было спокойно, не повышая голоса,
вести разговор с соседом. Система отопления в зимнее время обес-
печивала нормальные, комнатные температуры по всему объему
кабины.
Осенью 1946 г. темпы проведения заводских летных испытаний
Ил-18 замедлились. Причиной тому было отсутствие высотных
двигателей АШ-73ТК с турбокомпрессорами. А без двигателей
АШ-73ТК всеобъемлющая программа заводских летных испытаний
опытного самолета Ил-18 не могла быть выполнена. Тем не менее
заводские испытатели продолжали изучать особенности самолета^
выявлять его сильные и слабые стороны.
Самолет Ил-18 с двигателями АШ-73 и винтами АВ-16НМ
по своим летным данным являлся перспективным самолетом.
Пятикратный запас прочности самолета гарантировал безопас-
ность полетов в тяжелых метеорологических условиях. С полной
полетной массой 42 500 кг Ил-18 мог совершать длительный полет
при трех работающих двигателях с набором высоты, а с полетной
массой 3600 кг полет в горизонтальном режиме при двух работаю-
щих двигателях.
3 августа 1947 г. во главе колонны пассажирских самолетов
Ил-12 опытный самолет Ил-18 был продемонстрирован на воздуш-
ном параде в Тушине. Затем Ил-18 участвовал в различных испы-
тательных программах. В 1948—1949 гг. оборудованный специаль-
ным приспособлением он использовался как буксировщик тяже-
лого транспортно-десантного планера Ил-32. Эпизодические полеты
самолета продолжались до начала 1950-х гг.
Опыт создания, постройки и испытаний самолета Ил-18 с
поршневыми двигателями спустя почти десять лет оказал значи-
тельное влияние на проектирование турбовинтового самолета
Ил-18, который хотя и сохранил название своего предшественника,
но по существу являлся совершенно новым, выполненным на значи-
тельно более высоком техническом уровне пассажирским самолетом.
Создание пассажирских самолетов марки «Ил» с поршневы-
ми двигателями, их доводка и эксплуатация вновь отразили
такие характерные особенности творческой деятельности
С. В. Ильюшина, как точное предвидение, четкое представление
о назначении и особенностях эксплуатации нового самолета,
настойчивость в достижении поставленной цели, его стремление
довести созданную машину до высокой степени надежности и без-
опасности, немедленно устранить выявленные недостатки, воз-
222
www.vokb-la.spb.ru
можно полнее учесть опыт эксплуатации при дальнейшем совер-
шенствовании самолета. Работа над пассажирскими самолетами
с поршневыми двигателями, особенно над Ил-14, впервые ярко
продемонстрировала и еще одну особенность творческой деятель-
ности С. В. Ильюшина, которую сейчас принято называть систем-
ным подходом к процессу создания пассажирского самолета.
Рассматривая пассажирский самолет как сложную систему, в кото-
рой одинаково важны все составляющие ее взаимосвязанные
элементы, такие как аэродинамика, масса, прочность, конструкция,
различные системы и оборудование, С. В. Ильюшин подчинял
проектирование элементов этой системы главному — созданию
самолета с заявленными летно-техническими данными, легкого и
простого в пилотировании, обладающего высоким уровнем безопас-
ности, надежности, комфорта, экономической эффективности, сов-
местимого с существующим комплексом наземного обслуживания.
Указанные особенности творческой деятельности С. В. Илью-
шина стали главными принципами, на основе которых формирова-
лась система проектирования пассажирского самолета, обеспечи-
вающая нахождение оптимального решения всей совокупности
сложных и противоречивых проблем, связанных с его созданием.
Ее главной составной частью является комплекс исследований
по выбору основных параметров перспективного пассажирского
самолета, который проводится совместно с научными, конструк-
торскими и эксплуатирующими организациями на основе тщатель-
ного изучения прогнозов роста объема авиаперевозок, обобщения
опыта эксплуатации отечественных и зарубежных пассажирских
самолетов, выявления основных тенденций в развитии граждан-
ской авиации, определения путей дальнейшего совершенствования
конструкции самолетов, их двигателей, систем и оборудования.
После выбора наивыгодпейших основных параметров самолета,
учитывающих все его, в том числе и противоречивые, свойства,
на последующих этапах создания самолета проводятся теоретиче-
ские, экспериментальные и опытно-конструкторские работы, свя-
занные с достижением требуемого аэродинамического совершен-
ства, весовой эффективности и прочности самолета, надежности
его систем и оборудования, анализируется возможность примене-
ния новых конструктивных решений, материалов и технологиче-
ских процессов. Они базируются на новейших для своего времени
расчетных методах, всесторонних лабораторных, стендовых и,
в случае необходимости, летных испытаниях.
Заложенная при создании пассажирских самолетов «Ил» с
поршневыми двигателями, эта система проектирования продол-
жала развиваться, совершенствоваться и дополняться новыми
элементами по мере накопления опыта проектирования новых
типов пассажирских самолетов. Уровень ее совершенства оказал
значительное влияние на высокую эксплуатационную эффектив-
ность последующих пассажирских самолетов с газотурбинными
Двигателями, созданных в ОКБ им. С. В. Ильюшина.
223
12. ТУРБОВИНТОВОЙ САМОЛЕТ Ил-18
К середине 1950-х гг. стало ясно, что самолеты
с поршневыми двигателями не удовлетворяют бурному росту пас-
сажирских перевозок. Появилась потребность в самолетах с боль-
шей пассажировместимостью и с большей скоростью полета, чем
располагали поршневые самолеты, т. е. с большей производитель-
ностью. К этому времени появилась и техническая возможность.
Были созданы и освоены принципиально новые газотурбинные
двигатели (ГТД), имевшие тогда две разновидности — турбовинто-
вые (ТВД) и турбореактивные (ТРД), которые уже применялись
на военных самолетах. Именно с использованием ГТД можно
было удовлетворить потребности народного хозяйства, связанные
с ростом объема перевозок. Однако ТРД того времени, позволяв-
шие создать скоростной самолет, не располагали достаточной
экономичностью, поэтому очень важно было правильно выбрать
двигатель для пассажирского самолета.
Первым советским самолетом с ГТД стал Ту-104 (1956 г.), кото-
рый был успешно переделан из бомбардировщика Ту-16 в пасса-
жирский самолет с ТРД, позволившим значительно повысить ско-
рость полета и пассажировместимость. Однако экономичность
самолета была на низком уровне, и он не мог в полной мере удо-
влетворить требования Аэрофлота.
Вопрос о создании гражданских самолетов для авиалиний
Аэрофлота обсуждался на заседаниях правительства с участием
главных авиационных конструкторов. Вначале было принято
решение о создании многоцелевого самолета, используемого как
пассажирский и как транспортный самолет. С. В. Ильюшин отстаи-
вал идею специализированного пассажирского самолета с прису-
щей ему классической схемой, позволяющей создать высокоэффек-
тивную экономичную машину, полагая, что летные и эксплуата-
ционные характеристики многоцелевого самолета будут хуже.
Эта идея была признана правильной, и ОКБ С. В. Ильюшина
было поручено разработать специализированный пассажирский
самолет.
Самолет Ил-18 с ТВД стал основным массовым и экономичным
самолетом Аэрофлота, подтвердив тем самым правильность идеи
С. В. Ильюшина.
Появление ГТД позволило решить такие проблемы, стоящие
перед пассажирским самолетостроением, как увеличение скорости,
высоты и дальности полета, увеличение пассажировместимости
и значительное повышение комфорта, повышение надежности и
безопасности полета, достижение высоких эксплуатационных и
экономических показателей.
Пассажирские самолеты с ГТД, созданные за последние
25...30 лет, условно делятся на три поколения; при этом опреде-
ляющую роль играет появление двигателей новых типов. Так,
Ил-18 с четырьмя турбовинтовыми двигателями АИ-20 является
224
www.vokb-la.spb.ru
51400
Рис. 12.1. Схема самолета Ил-18
представителем первого поколения пассажирских самолетов с
газотурбинными двигателями. Межконтинентальный Ил-62, соз-
данный в 1961—1965 гг., представляет второе поколение пасса-
жирских самолетов с ТРД умеренной двухконтурности, обеспечив-
шими значительное снижение удельного расхода топлива по срав-
нению с реактивными самолетами первого поколения. И, наконец,
широкофюзеляжный самолет Ил-86 (1976—1980 гг.) представляет
собой третье поколение пассажирских самолетов, отличающихся
лучшей топливной эффективностью.
В результате работы над созданием первого поколения пасса-
жирских самолетов с газотурбинными двигателями постепенно
были заложены и отработаны основные черты, определяющие
современные пассажирские самолеты.
Самолет Ил-18 (рис. 12.1) — самый массовый самолет первого
поколения пассажирских самолетов с газотурбинными двигателя-
ми, воплотивший в себе все основные черты современного пасса-
жирского самолета, спроектирован в 1954—1956 гг. Он был по-
строен и совершил свой первый полет в 1957 г. После успешных
государственных эксплуатационных испытаний самолет был запу-
щен в серийное производство и с 1959 г. до настоящего времени,
пережив все другие самолеты первого поколения, находится в
эксплуатации и является самым экономичным самолетом. В 1958—
1960 гг. на Ил-18 установлен ряд рекордов дальности и высоты
полета с различной коммерческой нагрузкой.
Самолет Ил-18 положил начало широкому развитию между-
народных авиалиний Аэрофлота и массовому авиаэкспорту. При
продаже самолетов этой марки во многие страны мира накопился
богатый опыт не только торговых сделок, но и соответствующего
8 Г. В. Новожилов 225
Рис. 12.2. Зависимость массы коммерческой на-
грузки от дальности полета самолета Ил-18:
1 — выпуска 19Б7 г (Н = 9000 м; Vn =660 км/ч);
2 — выпуска 1946 г. (£/ = 7000 м; lzKp = 450 км/ч)
оформления технической документации
на основе международных стандартов.
За создание Ил-18 группе конструк-
торов во главе с Генеральным конструк-
тором С. В. Ильюшиным в 1960 г. была
присуждена Ленинская премия.
Самолет Ил-18 представляет собой
цельнометаллический моноплан с низ-
корасположенным крылом, на котором размещены четыре тур-
бовинтовых двигателя АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко, и опе-
рением палубной схемы.
Аэродинамическая компоновка выполнена с учетом обеспечения
максимально возможной безопасности полета, а также необходи-
мости достижения высоких экономических показателей. Особое
внимание уделено аэродинамической компоновке крыла.
Крыло не стреловидное с удлинением 10 и сужением 3. Аэроди-
намическая компоновка крыла обеспечила высокие для того вре-
мени скоростные характеристики самолета и хорошие характерис-
тики устойчивости, безопасности полета на больших углах атаки.
При уменьшении скорости полета до скорости срыва (171...
185 км/ч в зависимости от полетной массы 52...61 т) самолет
опускает нос и вновь набирает скорость, при этом обеспечена
достаточная эффективность органов управления.
На рис. 12.2 приведен график основной летно-технической
характеристики — массы коммерческой нагрузки по дальности
полета. Там же дана характеристика самолета Ил-18 (1946 г.).
Сравнивая их, видим, что в развитии пассажирских самолетов
с появлением газотурбинных двигателей достигнут значительный
прогресс.
Совершенная для того времени аэродинамическая компоновка
самолета Ил-18 обеспечила ему высокие летно-технические харак-
теристики (см. приложение).
Турбовинтовые двигатели АИ-20 расположены попарно на
крыле. Гондолы внутренних двигателей, несколько расширенные
с нижней стороны крыла, используются для крепления и уборки
основных опор шасси с четырех колесными тележками.
Выбор ТВД для самолета Ил-18 в то время, когда создавались
самолеты с турбореактивными двигателями, был тщательно обосно-
ван высокой экономичностью, что было подтверждено длительной
эксплуатацией самолета.
Установка ТВД требовала тщательной отработки ее на само-
лете. Отличие их от ПД, предшественников ТВД, в том, что изме-
нение тяги ПД достигается вследствие «дачи газа», т. е. увеличения
226
www.vokb-la.spb.ru
частоты вращения, которая у ТВД постоянна и, следовательно,
для изменения тяги необходимо производить поворот лопастей
винта — менять шаг винта. Поворот лопастей винта в полете
должен быть абсолютно надежным, так как отказ в этом звене
может привести к незапланированному получению отрицательной
тяги. Обратная (отрицательная) тяга может быть полезной только
на земле для уменьшения длины пробега. Все это потребовало
создания и отработки абсолютно надежного автомата тяги.
Тягу двигателей выбирали из условия полета при отказе одного
или двух двигателей. При остановке одного из двигателей можно
продолжать взлет или совершать горизонтальный полет без сниже-
ния на высоте 8000 м, при этом дальность полета не уменьшается.
При отказе двух двигателей горизонтальный полет производится
на меньших высотах и скорости с некоторым уменьшением даль-
ности полета. Для автоматического и принудительного (от летчика)
электромеханического флюгирования винта на всех режимах
полета, чтобы исключить возможность возникновения отрицатель-
ной тяги на винте неисправного двигателя, были разработаны
специальные устройства. Уход на второй круг при заходе на
посадку возможен с любой высоты при четырех работающих двига-
телях и с высоты 50 м при одном или двух отказавших двигателях.
На первых самолетах Ил-18 были установлены и опробованы
два типа двигателей: НК-4 и АИ-20. Государственные и эксплуата-
ционные испытания проведены с обоими двигателями, в результате
был принят двигатель АИ-20 как более надежный.
Отличительной особенностью самолета Ил-18 является приме-
нение герметичного фюзеляжа с системами кондиционирования
и наддува воздуха от компрессора двигателя, обеспечившими нор-
мальные условия для пассажиров и экипажа на любой высоте
полета.
Наличие внутреннего избыточного давления в фюзеляже во
время полета на высоте потребовало расчета его конструкции на
усталостные напряжения. Проблемы усталостной прочности и
повторных нагрузок рассматривались в то время особенно внима-
тельно, так как расследование катастрофы английского самолета
«Комета» доказало, что причиной гибели было усталостное разру-
шение обшивки фюзеляжа, вызвавшее мгновенную разгерметиза-
цию.
Для обеспечения безопасности полета было решено разработать
ряд принципиально новых конструктивных решений и методик
соответствующих испытаний всего фюзеляжа и его отдельных
узлов и деталей на повторные нагрузки. Был намечен и осущест-
влен также комплекс мероприятий и для других конструкций и
систем самолета. Наиболее важные из них:
а) все горячие части силовых установок в противопожарных
Целях изолированы от конструкции стенками из жаропрочной
титановой стали, выхлопные трубы проложены над крылом и
выведены к его задней кромке, интенсивная система вентиляции
8*
227
гондол способствует хорошему отводу тепла. Кроме того, разрабо-
тана мощная система огнетушения с применением высокоэффектив-
ного огнегасящего состава;
б) в конструкции всех агрегатов самолета заложены элементы,
повышающие их прочность при длительном воздействии в полете
повторных нагрузок, отдельные элементы дублированы;
в) в носовой части фюзеляжа установлен радиолокатор, пре-
дупреждающий о встречающихся препятствиях (горы, высотные
здания и пр.), встречных самолетах и грозовых фронтах. При
помощи этого локатора можно решать также некоторые навига-
ционные задачи;
г) самолет оснащен пилотажно-навигационными системами,
позволяющими выполнение полетов и посадки в условиях плохой
видимости и в сложных метеоусловиях. Ил-18 — первый отечест-
венный самолет, на котором была отработана система автоматиче-
ского захода на посадку, созданная на базе директорной системы
и автопилота, обеспечившая дальнейшее повышение безопасности
полета и способствующая появлению бортовой системы автомати-
ческого управления, которой в дальнейшем были оснащены и дру-
гие самолеты Аэрофлота, а самолет Ил-18 первым из отечественных
самолетов получил сертификат на посадку в условиях посадочных
минимумов первой категории (высота принятия решения 60 м,
дальность видимости на ВПП 800 м);
д) в электрооборудовании применена кольцевая многоканаль-
ная система энергоузла и четырехканальное двухстороннее под-
соединение к распределительным шинам. При этом сохранена
работоспособность электрооборудования до выхода из строя послед-
него действующего источника электроэнергии;
е) надежная и эффективная электротепловая противообледени-
тельная система обеспечивает безопасность полета в условиях
обледенения. От обледенения защищены носки крыла и оперения,
обтекатели и лопасти винтов, воздухозаборники двигателей и
радиаторов системы кондиционирования, стекла кабины экипажа;
ж) механизация крыла обеспечивает получение скоростей
взлета и посадки, позволяющих использовать небольшие взлетно-
посадочные полосы, а в случае необходимости выполнить посадку
на промежуточных аэродромах ограниченного размера. Сравни-
тельно невысокое давление в шинах колес шасси обеспечивает
самолету хорошую проходимость на подготовленных соответствую-
щим образом грунтовых аэродромах.
Высокие экономические показатели самолета Ил-18 были под-
тверждены длительной успешной его эксплуатацией. Основным
показателем экономичности самолета является большая весовая
отдача по полезной нагрузке, составляющая 46...49% взлетной
массы самолета, что было достигнуто разработкой рациональной
силовой схемы, применением ряда новых материалов, более совер-
шенных методов расчета и конструирования. В результате прямые
эксплуатационные расходы на Йл-18 ниже, чем у аналогичных
228
www.vokb-la.spb.ru
самолетов того времени, что обеспечено не только весовой отдачей,
но и хорошими аэродинамическими данными самолета и двигателей
АИ-20, обладающих достаточно низким расходом топлива на 1 км
пути, а также технологичностью конструкции, снижающей стои-
мость самолета, его ремонта и обслуживания.
Несмотря на то, что самолет Ил-18 был первым в ОКБ самоле-
том с герметичным фюзеляжем, спроектированным в 1950-х гг.,
условия для пассажиров в нем были созданы на уровне, сравнимом
с комфортом современных самолетов. Система кондиционирования
воздуха внутри пассажирских салонов создает искусственный
климат с температурой воздуха во время полета на любой высоте
и в любое время года около 20 °C, и до высоты 5200 м давление
в салонах равно давлению на земле, на высоте 8000 м — давлению
на высоте 1500 м над уровнем моря, а на высоте 10 000 м — давле-
нию на высоте 2400 м. Полный обмен воздуха производится в сало-
нах менее чем за 2 мин. Пассажир имеет возможность воспользо-
ваться индивидуальной вентиляцией, лампочкой для индивиду-
ального пользования, когда в ночное время общее освещение вы-
ключается. Пассажирские места оборудованы удобными креслами
с отклоняющимися спинками. На спинке кресла в кармане хра-
нится съемный полированный столик, который может быть уста-
новлен на подлокотниках.
В полете пассажир получает питание по установленным между-
народным нормам. Для этого в самолете оборудован буфет-кухня.
К услугам пассажиров гардеробы, багажные помещения и хорошо
оборудованные туалетные комнаты. В интерьере салонов для от-
делки используются отечественные материалы с хорошо подобран-
ной расцветкой. Обеспечена звукотеплоизоляция.
Чтобы обеспечить самолету долгую летную жизнь, необходимо
его систематически совершенствовать, что и являлось постоянной
заботой Генерального конструктора и всего ОКБ. Поэтому был
создан ряд модификаций самолета Ил-18. От модификации к моди-
фикации увеличивалось число пассажирских мест, повышался
комфорт, повышались надежность и безопасность пассажирских
перевозок, увеличивалась дальность полета и тем самым повыша-
лась рентабельность самолета.
Первый опытный самолет Ил-18 (производства 1957 г.) был рас-
считан на 75 пассажирских мест или 12 т коммерческого груза и
имел два салона на 10 и 65 мест соответственно, разделенных буфе-
том с выходными дверями в начале первого и в конце второго сало-
нов. Первые серийные самолеты уже представляли собой модифи-
кацию Ил-18А (1958 г.). При летных эксплуатационных испыта-
ниях самолета Ил-18 с мощными турбовинтовыми двигателями
выяснилось, что проблема борьбы с шумом и вибрациями очень
сложна и требует значительного увеличения массы звукоизоляции.
Генеральный конструктор принял решение о перекомпоновке
пассажирских салонов с размещением в самых шумных зонах поме-
щений, где во время полета пассажиры совсем не бывают или
229
Рис. 12.3. Компоновка самолета Ил-18:
а — Ил-18А и Ил-18Б; б — Ил-18В, в — Ил-18Д и Ил-18Е; 1 — входная дверь и вести-
бюль; 2 — гардероб; 3 — буфет; 4 — туалет, 5 — дополнительные топливные баки
Ил-18Д
заходят туда лишь на некоторое время. Таким образом в зоне
винтов оказались гардероб и буфет.
Одновременно было увеличено число пассажирских мест с 75
до 89 в двух салонах и произведено частичное усиление тепло-
звукоизоляции (рис. 12.3).
Самолет Ил-18Б (1958—1959 гг.) отличается от Ил-18А увели-
чением максимального коммерческого груза с 12 до 14 т и макси-
мальной взлетной массы с 58 до 61,2 т с одновременным усилением
элементов шасси и крыла при сохранении компоновки салонов.
На самолете Ил-18В (1960—1965 гг.) перекомпонованы пасса-
жирские салоны и перенесены входные двери в вестибюли, разде-
ляющие пассажирскую кабину на три салона с числом мест 20,
55 и 14 соответственно. В переднем вестибюле в зоне винтов разме-
щены гардеробы и туалеты, в заднем — буфет. В 1963—1964 гг.
на самолете было установлено дополнительное и улучшенное
пилотажно-навигационное оборудование.
На самолете Ил-18Е (1965—1966 гг.), в отличие от Ил-18В,
число пассажирских мест увеличено до 120 с максимальной плот-
ностью компоновки н дальнейшим улучшением комфорта: модерни-
зированы туалеты, гардеробы и буфет, улучшена отделка салонов,
установлены более комфортабельные кресла.
Самолет Ил-18Д (1965—1969 гг.) отличается увеличенной мак-
симальной дальностью полета (до 6500 км), полученной вследствие
размещения дополнительных емкостей топлива в подфюзеляжной
части центроплана и соответственно увеличения взлетной массы
самолета с 61,2 до 64 т и замены двигателей АИ-20К двигателями
АИ-20М. Одновременно на самолете была установлена бортовая
система управления заходом на посадку.
230
www.vokb-la.spb.ru
Были разработаны также специализированные модификации,
например, более 10 вариантов административных модификаций
по заказу МГА и зарубежных стран.
Таким образом, самолет Ил-18 для гражданской авиации стал
эталоном экономической эффективности, простоты пилотирования
и комфорта.
Для отдельных полетов в Антарктиду впервые в 1962 г. на
Ил-18В были установлены дополнительные баки вместо кресел
пассажирской кабины, благодаря чему запас топлива увеличился
с 23 500 до 31 000 л.
Затем в феврале 1981 г. Ил-18 совершил беспримерный перелет
Москва — Антарктида вдоль меридиана, проходящего по Восточ-
ной Африке. Перелет протяженностью 15 950 км был совершен
с двумя промежуточными посадками за 25 летных часов.
Рассматривая конструктивные особенности Ил-18, прежде
всего следует сказать о фюзеляже, герметичная часть которого
длиной 28 м (включающая кабину экипажа и пассажирскую каби-
ну) на большей своей части имеет цилиндрическую форму с круг-
лым сечением (диаметр 3,5 мм). Она заканчивается сферическим
днищем, а начинается полусферой с встроенным фонарем кабины
экипажа, ниже которой расположен негерметичный отсек передней
опоры шасси.
Герметичная кабина фюзеляжа разделена плоскостью пола на
верхнюю и нижнюю части. В верхней части размещены пассажир-
ские салоны, кабина экипажа, санитарно-бытовые и некоторые
другие помещения. Нижняя часть занята в основном багажно-
грузовыми отделениями с люками с правой стороны. В хвостовой
негерметичной части фюзеляжа — негерметичный багажный отсек;
к ней же крепится вертикальное и горизонтальное оперение.
Конструкция фюзеляжа — типа полумонокок с усиленными
элементами продольного и поперечного набора по кромкам боль-
ших вырезов (двери и грузовые люки) и в местах крепления крыла
по трем его лонжеронам, оперения и передней опоры шасси.
Обшивка в районе указанных вырезов усилена дублерами. Окна
пассажирской кабины имеют по два стекла, каждое из которых
может выдержать полное давление. Все эти мероприятия, направ-
ленные на обеспечение надежности конструкции фюзеляжа и без-
опасности пассажиров, отрабатывались и проверялись при испыта-
ниях самолета на повторные нагрузки по специальной программе.
Крыло выполнено по кессонной схеме с тремя лонжеронами
в центроплане и двумя лонжеронами на отъемных консолях.
Кессоны консолей герметизированы и используются как топливные
емкости. В центроплане, над которым непосредственно располо-
жены выхлопные трубы двигателей, топливо для безопасности
содержится в мягких резиновых баках, размещаемых в контейне-
рах между лонжеронами центроплана.
Носок крыла снабжен электрическим противообледенителем.
Закрылки двухщелевые, выдвижные на рельсах.
231
Конструкция киля и стабилизатора выполнена по моноблочной
схеме с тремя лонжеронами. Рули и элероны представляют собой
цельнометаллические конструкции однолонжеронной схемы.
Для расширения фронта работ при сборке фюзеляжа, крыла
и оперения и для широкого применения прессовой клепки кон-
струкция агрегатов предусматривает разбивку их на отдельные
панели, включающие обшивку и стрингеры, а для фюзеляжа —
даже секции шпангоутов. Все это обеспечило снижение трудоемко-
сти, а следовательно, и стоимости самолета.
Двигатели АИ-20 снабжены четырехлопастными автоматиче-
скими винтами АВ-68И диаметром 4,5 м.
В системе регулирования двигателя и винта предусмотрен ряд
противоаварийных устройств: автофлюгирование, флюгирование
флюгер-насосом, воздушно-механическая аварийная система флю-
гирования, установка лопастей винта на промежуточном упоре,
гидравлический и механический фиксаторы шага винта на случай
падения давления масла за регуляторами винта и центробежный
фиксатор шага. Фиксирующий механизм предохраняет винты от
раскрутки порывами ветра на стоянке. Для сокращения пробега
самолета винты снимают с промежуточных упоров и переводят
на режим авторотации, что создает отрицательную тягу, тормозя-
щую самолет.
Топливная система включает в себя группы баков, симметрично
расположенных в правой и левой половинах крыла. Группы баков
для питания двух правых и двух левых двигателей изолированы
между собой, но при необходимости их можно соединить, открыв
кран кольцевания. Питание двигателей топливом осуществляется
подкачивающими насосами, смонтированными на расходных баках.
К каждой паре двигателей топливо подается двумя подкачиваю-
щими насосами, каждый из которых обеспечивает питание обоих
двигателей. Для полной гарантии на самих двигателях установ-
лено еще по одному подкачивающему насосу.
Шасси трехопорное. Основные опоры, расположенные на крыле
в продолжении гондол внутренних двигателей, имеют тележки с
четырьмя тормозными колесами. Передняя управляемая опора,
расположенная в носовой части фюзеляжа под кабиной экипажа,
снабжена двумя колесами. Все опоры убираются вперед по полету
в специальные отсеки. Для повышения безопасности и разгрузки
летчика все операции п.о выпуску и уборке шасси автоматизиро-
ваны: при нажатии кнопки начинают открываться створки отсеков,
выпускаются опоры и створки вновь закрываются, защищая отсек
от загрязнения при движении по земле.
Управление самолетом ручное. Приемлемые для летчиков
нагрузки на штурвал и педали достигнуты благодаря тщательному
подбору осевой компенсации рулей и элеронов, установке серво-
компенсатора и загрузочных пружин на руле направления.
В управление включены рулевые машины автопилота. Управле-
ние жесткое, для изготовления тяг использованы трубы из алюми-
232
www.vokb-la.spb.ru
ниевого сплава. Гидросистема обеспечивает выпуск и уборку шасси,
торможение колес, поворот передней опоры, включение механиз-
мов флюгирования винтов и работу стеклоочистителей.
Самолет Ил-18, находясь в эксплуатации более 20 лет, с успе-
хом использовался на внутренних и международных трассах,
побывал над всеми континентами. Много самолетов продано за
рубеж.
В юбилейные дни 20-летия эксплуатации, в октябре 1979 г.,
за достижение в деле перевозки пассажиров и грузов один из
самолетов Ил-18, отслуживший свой срок, был установлен навечно
на постаменте в аэропорту Шереметьево.
13. ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ Ил-62
Дальний пассажирский самолет Ил-62 с че-
тырьмя двухконтурными турбореактивными двигателями НК-8
принадлежит ко второму поколению отечественных реактивных
самолетов. Самолет создан с учетом потребностей развития гра-
жданской авиации, которое в 1950-е гг. характеризовалось интен-
сивным ростом пассажирских перевозок. В СССР с 1950 по 1959 г.
перевозки возросли примерно в 10 раз. При этом на основных
направлениях перевозилось более 50% пассажиров дальнего
следования.
Эти годы явились качественно новым периодом в развитии гра-
жданской авиации: был осуществлен переход к массовой эксплу-
атации пассажирских самолетов с турбореактивными двигателями.
В Советском Союзе в это время началась эксплуатация турбо-
винтовых самолетов Ил-18, Ан-10, Ту-114 и турбореактивного
самолета Ту-104. Построенный в 1956 г. турбовинтовой самолет
Ту-114, в то время самый крупный пассажирский самолет в мире,
был создан в короткие сроки. Этот высоконадежный экономичный
пассажирский самолет успешно летал на самых протяженных
международных линиях: в США, Японию и на Кубу.
В связи с ростом потока пассажиров дальнего следования
появилась необходимость в создании дальнего турбореактивного
пассажирского самолета, отвечающего возросшим требованиям
гражданской авиации СССР. Созданию такого самолета способ-
ствовали также следующие обстоятельства:
1) достигнуты успехи в разработке аэродинамики самолета,
обеспечившие полеты на больших крейсерских скоростях, при
высоких значениях М;
2) разработана конструкция прочного и герметичного кессон-
ного крыла с баками-отсеками для топлива с применением прессо-
ванных профилей и длинномерной обшивки из высокопрочных
алюминиевых сплавов;
3) созданы более мощные и экономичные турбовинтовые и тур-
бореактивные двигатели, обеспечивающие значительный прирост
тяги и, как следствие этого, увеличение крейсерских скоростей
233
пассажирских самолетов. Двигатели оказались более простыми и на-
дежными в эксплуатации, обладающими большим ресурсом работы;
4) достигнуты большие успехи в разработке радиосвязного
и пилотажно-навигационного оборудования, обеспечившие надеж-
ное самолетовождение днем и ночью в различных климатических
условиях и на различных географических широтах;
5) построены и введены в эксплуатацию первоклассные аэро-
дромы с прочными бетонированными ВПП, позволившие произ-
водить эксплуатацию больших пассажирских самолетов.
В 1960 г. были получены тактико-технические требования от
Аэрофлота на дальний магистральный пассажирский самолет
Ил-62 и начато проектирование самолета. Эти требования поста-
вили задачи обеспечения наибольшей безопасности полетов, ма-
ксимального комфорта для пассажиров и высокой экономической
эффективности.
Для определения оптимального варианта схемы самолета были
тщательно обследованы известные в то время схемы отечественных
и зарубежных пассажирских самолетов, особенно самолетов,
близких по назначению к самолету Ил-62. Требовалось выбрать
такую схему, которая наиболее полно отвечала требованиям
заказчика и позволяла бы использовать на самолете новейшие
достижения науки и техники. Наиболее подходящей оказалась
схема самолета с расположением двигателей на кормовой части
фюзеляжа, которая по сравнению со схемой аналогичного класса
самолета, имеющего расположение двигателей в гондолах на
пилонах под крылом, имеет ряд существенных преимуществ:
а) по аэродинамике: такое расположение двигателей позволяет
иметь «чистое крыло», обеспечивающее достижение высокого аэро-
динамического качества на крейсерском режиме полета и при
больших значениях М, а также устройство эффективной механи-
зации крыла, гарантирующей хорошие взлетно-посадочные харак-
теристики самолета;
б) по устойчивости и управляемости: при изменении режима
работы двигателей или при отказе одного из них устойчивость
и управляемость нарушаются незначительно, так как двигатели
размещены близко к оси самолета. Большая аэродинамическая
поверхность, образованная пилонами гондол двигателей, способ-
ствует разгрузке горизонтального оперения, которое может иметь
меньшие размеры. Вертикальное оперение также может быть
меньше, так как момент рыскания, возникающий при выходе
из строя одного из двигателей, относительно мал вследствие бли-
зости расположения двигателей к оси фюзеляжа;
в) по конструкции планера: опасности возникновения устало-
стных повреждений от акустических нагрузок подвергается только
незначительная часть планера — хвостовая часть фюзеляжа
и нижняя часть оперения;
г) по акустике: отсутствие в пассажирских кабинах и кабине
экипажа шума от двигателей, которые находятся позади их.
234
'AW/v vokb-la.spb.ru
Акустические исследования показывают, что уровень наибольшего
шума от двигателей наблюдается позади их в секторе с углом
35 ... 40° к оси двигателя;
д) по обеспечению безопасности полета: удаление двигателей
от топливных баков, расположенных на крыле, размещение их
за пределами герметичной кабины устраняет опасность воспла-
менения топлива в случае возникновения пожара в гондолах
двигателей.
Высокое расположение двигателей за крылом значительно
уменьшает возможность попадания в ВПП в воздухозаборники
двигателей посторонних предметов, способных повредить лопатки
компрессоров при взлете и посадке (на самолетах Боинг 707
и Дуглас DC-8 с низким расположением двигателей повреждения
лопаток компрессора двигателя весьма часты), устраняет опас-
ность удара о землю крайних гондол при внезапном крене во
время взлета или посадки самолета с боковым ветром и в условиях
атмосферной турбулентности. При вынужденной посадке с убран-
ным шасси уменьшается возможность повреждения двигателей
и возникновения пожара, так как при этом гондолы не касаются
земли (подобная посадка у самолетов Боинг 707 и Дуглас DC-8
приводит к разрушению гондол, вытеканию топлива на горячий
двигатель, от чего может возникнуть пожар).
Расположение двигателей на кормовой части фюзеляжа имело
и недостатки:
из-за отсутствия двигателей на крыле уменьшается разгрузка
конструкции в полете от действия изгибающего момента, что тре-
бует повышения их прочности и некоторого увеличения массы
конструкции;
требуется дополнительное упрочнение фюзеляжа, что также
вызывает некоторое увеличение массы;
смещение назад центра масс пустого самолета усложняет
весовую компоновку самолета;
удлиняются магистрали топливопроводов, управления двига-
телями и другие, расположенные вдоль фюзеляжа;
из-за попадания выходящих газов на горизонтальное оперение
нельзя применить реверс тяги на внутренних двигателях, он
возможен только на внешних двигателях.
Результаты анализа преимуществ и недостатков схемы само-
лета с расположением двигателей на кормовой части фюзеляжа
и исследование этой схемы на моделях в аэродинамических трубах
ЦАГИ показали преимущества этой схемы, и она была принята
для самолета Ил-62.
На первом этапе проектирования необходимо было выбрать
двигатель. Отечественная авиационная промышленность необхо-
димых для такого самолета двигателей не выпускала. В связи
с этим возникла необходимость создания отечественного двух-
контурного турбореактивного двигателя. Такой двигатель НК-8
был создан в конструкторском бюро Генерального конструктора
235
нп
«---
Рис. 13.1. Гондолы двигателей:
а — общий вид; б — схема работы бее реверсирования теги; в •— схема работа о реверси-
рованном тяги
Н. Д. Кузнецова. Вначале (в уеловиях MCA, Н = 0) он имел
тягу 9500 даН. В дальнейшем тяга была увеличена до 10 500 даН,
и двигателю было присвоено обозначение НК-8-4.
Двигатели НК-8-4 имели низкий удельный вес. Это преиму-
щество было достигнуто простотой конструкции двигателя, мень-
шим числом опор, а также широким применением титановых
сплавов. Двигатель обладал высокой надежностью, чему способ-
ствовала более низкая температура газа перед турбиной. Для
обеспечения высоких эксплуатационных качеств впервые агрегаты
были расположены в нижней части двигателя и был обеспечен
легкий доступ к каждому агрегату.
В связи с выбором для самолета Ил-62 схемы с расположением
двигателей в кормовой части фюзеляжа четыре двигателя НК-8
были заключены в две спаренные гондолы, которые при помощи
пилонов прикреплены к кормовой части фюзеляжа (рис. 13.1).
Впервые в СССР на двигателе было применено реверсивное
устройство. Система реверсирования тяги двигателей обеспечи-
вала более безопасное выполнение посадок и прерванных взлетов
самолета в сложных метеорологических условиях на мокрые
или обледенелые взлетно-посадочные полосы аэродромов.
Особенности самолета Ил-62. Одним из сложных вопросов
компоновки самолетов с расположением двигателей на хвостовой
части фюзеляжа был вопрос размещения основных опор самолета,
от правильного решения которого во многом зависели его весовая
эффективность и взлетно-посадочные характеристики. Располо-
жение двигателей на хвостовой части фюзеляжа сдвигает центр
масс пустого самолета назад, а загрузка самолета пассажирами
и грузами перемещает центр масс загруженного самолета вперед.
Эта разница между центровками (разбежка центровок) пустого
и загруженного самолета достигает значительной величины.
236
www .vokb-la.spb.ru
Ось самолета М7О САХ-нейтральная центробка
Рис. 13.2. Схема расположения основных опор самолета относительно его центра
масс
Размещение основных опор самолета по обычной схеме (т. е.
позади центра масс пустого самолета) приводит к чрезмерному
выносу основных опор самолета назад относительно положения
центра масс загруженного самолета, что при взлете, особенно
с передней центровкой, требует создания горизонтальным опере-
нием мощного кабрирующего момента для отрыва самолета от
земли. На существующих самолетах с двигателями на кормовой
части фюзеляжа шасси устанавливают по обычной схеме, а необ-
ходимый кабрирующий момент для отрыва самолета от земли
обеспечивается увеличением площади горизонтального оперения
и руля высоты. Однако реализация такого решения влечет за
собой значительное утяжеление конструкции и, как следствие,
существенное ухудшение технико-экономических показателей са-
молета.
Всестороннее исследование этой проблемы при проектировании
самолета Ил-62 позволило найти эффективное решение, исключа-
ющее указанные недостатки.
На самолете Ил-62, в отличие от других аналогичных самоле-
тов, основные опоры расположены впереди центра масс пустого
самолета (рис. 13.2). Эго значительно уменьшило вынос основных
опор относительно центра масс загруженного самолета и избавило
от необходимости создания большого кабрирующего момента
для отрыва самолета. Для стоянки и руления по аэродрому пу-
стого самолета введена специальная убирающаяся хвостовая
опора, наличие которой значительно упрощает погрузку и раз-
грузку самолета, позволяя выполнять эти операции в любой
последовательности. Применение такой схемы шасси на самолете
Ил-62 позволило:
установить небольшое горизонтальное оперение площадью
40 м2, обеспечив при этом легкий взлет самолета и хорошую
устойчивость на больших углах атаки (на самолете Супер VC-10
площадь горизонтального оперения составляет 60 м2 при меньшей
площади крыла);
237
Рис. 13.3. Схема крыла с наплывом по передней кромке s
а — профиль по борту фюзеляжа; б — профиль в начале наплыва; в — профиль на конце
крыла
уменьшить площадь рулевых поверхностей и выполнить про-
стую и надежную систему ручного управления без применения
специальных бустеров (на самолете Супер VC-10 установлено
17 бустеров);
расположить все основное оборудование, связанное с источ-
никами питания на двигателях, рядом с ними, т. е. в хвостовой
части фюзеляжа, что обеспечило минимальную длину проводок
и повысило надежность работы самолетных систем.
Выполнение этих мероприятий позволило избежать недостат-
ков, присущих другим самолетам с компоновкой двигателей на
корме фюзеляжа, снизить массу конструкции.
Стреловидные крылья наряду с положительными качествами
имеют, как правило, неблагоприятные характеристики продоль-
ных моментов. Устранить этот недостаток нелегко. Для самолета
Ил-62 было разработано стреловидное крыло, имеющее специаль-
ную аэродинамическую компоновку, особенность которой за-
ключалась в придании передней кромке крыла (рис. 13.3) ступен-
чатой формы (наплыв в виде «клюва»), что в сочетании со спе-
циальным набором профилей и геометрической круткой позволило
получить хорошие характеристики продольного момента во всем
диапазоне углов атаки (вплоть до закритических).
Расположение и профилировка наплыва на передней кромке
выбраны так, чтобы не ухудшать характеристик крыла на крейсер-
ских режимах полета. Наплыв начинает проявлять себя только
на углах атаки, превышающих крейсерские, создавая мощный
вихрь, он выполняет функции аэродинамической перегородки.
Такое конструктивное решение обеспечило получение хорошей
продольной устойчивости на больших углах атаки и высоких
значений аэродинамического качества на крейсерских режимах
полета.
238
www.vokb-la.spb.ru
Продувки моделей в аэродинамических трубах, обширные
летные испытания по определению характеристик самолета на
больших углах атаки наглядно показали, что самолет имеет
достаточные запасы устойчивости и хорошо управляется во всем
диапазоне углов атаки, включая закритические режимы полета.
Это свидетельствует о том, что самолету Ил-62 не страшна встреча
с большими вертикальными порывами при попадании в зону
интенсивной атмосферной турбулентности. На зарубежных само-
летах для получения приемлемых характеристик поведения само-
лета на больших углах атаки в систему управления устанавливают
сложные устройства («толкатели» штурвала), что снижает надеж-
ность системы и вносит дополнительные сложности в эксплуатацию.
Некоторые конструктивные решения, повышающие безопас-
ность полета. Важным конструктивным решением, увеличиваю-
щим безопасность полета, было создание простой и надежной
системы управления самолетом без применения бустеров, за
исключением управления рулем направления, где установлен
демпфер-бустер для уменьшения усилий на педали летчика (при
отключении демпфера-бустера также обеспечивалось нормальное
управление рулем направления).
Несмотря на то, что на самолете было установлено Т-образное
переставное горизонтальное оперение с относительно небольшой
площадью 40 м2, все же площади рулей высоты и направления,
а также площадь элеронов были значительными, и для их откло-
нения требовались значительные усилия. Для создания приемле-
мых усилий были проведены исследования самолета и оперения
на моделях и макете в натуральную величину в аэродинамических
трубах ЦАГИ. Проводились исследования с различной аэродина-
мической компенсацией и различной формой носков рулей и эле-
ронов. В результате этих исследований получены минимальные
шарнирные моменты рулей и элеронов. Руль направления и эле-
роны были снабжены пружинными сервокомпенсаторами и трим-
мерами, а руль высоты — двумя триммерами.
Продольное управление самолетом осуществлялось отклоне-
нием стабилизатора и руля высоты. Пассажирский самолет Ил-62
является единственным самолетом в мире среди тяжелых самоле-
тов такого же класса, на котором осуществлено ручное безбустер-
ное управление. Эго является большим достижением отечественной
авиационной техники, так как значительно повышает безопас-
ность полета самолета.
Все отечественные пассажирские самолеты, созданные к началу
работ по самолету Ил-62, были оборудованы электросистемой,
работающей на постоянном токе напряжением 27 В. Такая си-
стема была тяжелой вследствие того, что при низком напряжении
приходилось передавать значительные мощности от источников
энергии (генераторов) к исполнительным электромеханизмам по
проводам больших сечений. Кроме того, сами электромеханизмы
и аппаратура постоянного тока были тяжелыми.
239
Электросистемы переменного трехфазного тока были более
легкими и экономичными, так как передача мощности произво-
дилась при напряжении 220 В. Кроме того, электросистемы,
работающие на переменном трехфазном токе, оказались и самыми
надежными в эксплуатации.
При создании самолета Ил-62 была поставлена задача разра-
ботки для него электросистемы, работающей на переменном
трехфазном токе. Для этого пришлось создавать новый комплекс
аппаратуры. Выполняли эту работу многие предприятия.
В связи с тем, что на создание электрической схемы с исполь-
зованием переменного трехфазного тока потребовалось много
времени, опытные и первые серийные самолеты Ил-62 выпуска-
лись с электрическими системами постоянного тока.
В дальнейшем вся электрическая система переменного трех-
фазного тока была смонтирована на одном из серийных самолетов
Ил-62, который был подвергнут длительным многосторонним
государственным испытаниям. Перевод бортовых электрических
систем с постоянного тока на переменный позволил облегчить
самолет Ил-62 примерно на 600 кг.
Выполнение требований ИКАО. При создании пассажирского
самолета Ил-62 СССР еще не состоял членом Международной
организации гражданской авиации (ИКАО). Однако было при-
нято решение о выполнении на самолете Ил-62 основных требо-
ваний ИКАО по обеспечению безопасности полета. В связи с этим
на самолете:
1) получена возможность при отказе «критического» двигателя
прервать взлет и остановиться в пределах располагаемой дистан-
ции прерванного взлета либо продолжить взлет, сохраняя необ-
ходимый запас высоты пролета всех препятствий вдоль траекто-
рии полета. Для обеспечения этого требования на самолете при-
менены двигатели, обладающие резервом мощности и оборудован-
ные реверсивным устройством; установлены более мощные рули
и элероны, способные парировать возникающие при этом путевые
и поперечные моменты; установлены более мощные тормозные
устройства колес и др.;
2) обеспечен (благодаря резерву мощности) полет самолета по
маршруту при отказе одного или двух «критических» двигателей.
Отказ любого крайнего двигателя в полете не вызывает заметных
возмущений по курсу ввиду близкого расположения двигателей
от оси самолета.
В результате этого на самолете Ил-62 можно завершить дли-
тельный пролет с одним неработающим двигателем на высоте
9000 м, продолжать полет с двумя неработающими двигателями
на высоте 5000 м до ближайшего запасного аэродрома и совершить
посадку;
3) обеспечены, в случае неудавшегося захода на посадку с не-
работающим «критическим» двигателем и при соответствующей
конфигурации, уход на второй круг и продолжение полета до
240
vwwv.vokb-la.spb.ru
такой высоты, с которой самолет сможет выполнить повторный
заход на посадку. Для этого на самолете создан необходимый
резерв мощности и повышены требования к приемистости двига-
теля, что в сочетании с их близким расположением к оси самолета
и надежным управлением самолета позволяет уйти на вюрой круг
при отказе не только одного, но и двух «критических» двигателей;
4) предусмотрена, на случай разгерметизации пассажирской
кабины в полете, для защиты людей, находящихся на самолете,
возможность снижения самолета с помощью ручного управления
с максимальной практической высоты крейсерского полета до
высоты, не превышающей 4200 м, не более чем за 3 мин, что
соответствует международным нормам (при этом члены экипажа
могут при снижении пользоваться кислородным оборудованием);
5) предусмотрены (для быстрого покидания самолета пасса-
жирами и экипажем в условиях аварийной посадки на землю
или воду) в кабине фюзеляжа аварийные выходы соответствующих
размеров и в соответствующем количестве; у главных аварийных
выходов расположены надувные аварийные трапы; введено не-
зависимое аварийное освещение; на самолетах, длительно лета-
ющих над водными пространствами, установлены надувные плоты
и др.
Бортовое аварийное оборудование самолета позволяет при
аварийной посадке на землю обеспечить покидание самолета
всеми пассажирами и членами экипажа за 90 с, что соответствует
международным нормам;
6) установлено отечественное навигационное и радиосвязное
оборудование, позволяющее выполнять полет в соответствии
с заданием на полет и с требованиями служб воздушного движе-
ния, а также обеспечить полет при выходе из строя одного ком-
плекта оборудования на любом этапе полета, используя остальное
оборудование.
Радиооборудование позволяет в условиях полета по приборам
вывести самолет в точку, из которой можно выполнять визуаль-
ную посадку, обеспечить связь с наземными диспетчерскими
службами и другими находящимися в воздухе самолетами в любых
метеорологических условиях.
Общие сведения о самолете. Самолет Ил-62 представляет собой
моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом, высоко-
расположенным (на киле) стреловидным горизонтальным опере-
нием (рис. 13.4) и двигателями, установленными в кормовой части
фюзеляжа (рис. 13.5). Шасси обычной трехопорной схемы.
Самолет разработан в нескольких компоновочных вариантах,
позволяющих использовать его с максимальной рентабельностью.
Варианты компоновки самолета различаются числом пассажир-
ских салонов, числом кресел и шагом их установки, а также
степенью комфорта для пассажиров.
Основные компоновочные варианты самолета, разработанные
Для применения в гражданской авиации СССР, показаны на
241
Рис. 13.4. Схема самолета Ил-62
рис. 13.6. Были разработаны и другие специальные варианты
самолета Ил-62 в зависимости от требований заказчика.
В фюзеляже самолета расположены:
кабина экипажа, оборудованная всей необходимой аппарату-
рой для нормальной работы пяти членов экипажа: первого и вто-
рого пилотов, бортинженера, радиста и штурмана;
передний и задний пассажирские салоны в компоновке, соот-
ветствующей требованиям заказчика;
буфет-кухня с оборудованием;
гардероб на 125 ... 130 мест в задней части фюзеляжа для
зимней одежды пассажиров;
пять туалетных комнат, которые размещаются в передней,
средней и задней частях фюзеляжа;
передний и два задних служебных отсека.
Кроме того, в фюзеляже под полом оборудованы три герме-
тичных багажно-грузовых отделения и одно негерметичное, име-
ющие суммарный объем 48 м3.
Пассажирские салоны оборудованы удобными креслами с изме-
няемым наклоном спинки и откидными столиками, индивидуаль-
ным освещением, вентиляцией, обогревом теплым воздухом и др.
Для всех членов экипажа (включая бортпроводников) уста-
новлено кислородное оборудование. Для больных и слабых
пассажиров установлены персональные баллоны с кислородом.
Планер состоит из центроплана, двух объемных частей крыла
с механизацией (элеронами, закрылками, интерцепторами), фюзе-
ляжа, двух спаренных гондол с пилонами и оперения. Крыло
242
www .vokb-la.spb.ru
Рис. 13.5. Компоновка самолета Ил-62 на 168 пассажиров £
/ — кабина экипажа; 2 — туалеты; 3 — передний салон на 66 пассажиров; 4 — задний
салон иа 102 пассажира; 5 — буфет-кухня; 6 — гардероб; 7 — двигатель; 8 — закрылки;
9 — интерцепторы; 10 — элерон; 11 — топливные баки; 12 — входные двери; 13 — слу-
жебный отсек
Рис. 13.6. Варианты компоновки самолета Ил-62:
а — на 186 пассажирских мест; б — на 168 пассажирских мест; в — на 138 пассажир-
ских мест; 1 — передний салон на 72 пассажирских места; 2 — задний салон на 114
пассажирских мест; 3 — передний салон на 66 пассажирских мест; 4 — задний салон
на 102 пассажирских места; 5 — передний салон первого класса на 12 пассажирских мест;
6 — средний салон на 24 пассажирских места; 7 — задний салон на 102 пассажирских
места; 8 — место для плотов и аварийных пакетов; 9 — входы; 10 — запасные выходы;
11 — буфет-кухня; 12 — дверь буфета; 13 — туалеты
моноблочной конструкции. Продольный набор состоит из трех
лонжеронов балочной конструкции и монолитных механически
обработанных панелей из прессованных заготовок, поперечный
силовой набор — из клепаных нервюр балочного типа. Носовая
и хвостовая части крыла обычной клепаной конструкции. Фюзе-
ляж эллиптического сечения типа монокок представляет собой
герметичную конструкцию, состоящую из набора поперечных
шпангоутов, продольных стрингеров из прессованных профилей
и обшивки. В конструкцию фюзеляжа введены монолитные меха-
нически обработанные панели из прессованных заготовок.
В кормовой части фюзеляжа (в зоне крепления двигателей)
установлены две герметичные перегородки. В элементах кон-
струкции, подверженных действию усталостных напряжений,
введены дублирующие силовые элементы. Гондолы и оперение
обычной клепаной конструкции. Конструкция планера в основном
выполнена из алюминиевого сплава Д16.
Шасси состоит из передней опоры, двух основных опор само-
лета и дополнительной хвостовой опоры. Передняя опора —
управляемая, на ней установлены два нетормозных колеса. На
каждой основной опоре смонтирована тележка с четырьмя коле-
244
vwwv.vokb-la.spb.ru
сами. Это сделано для уменьшения удельного давления на бетон-
ное покрытие аэродромов. Колеса снабжены мощными дисковыми
тормозами. Торможение колес осуществляется от основной ги-
дравлической системы. Имеются дополнительная азотно-гидрав-
лическая система аварийного торможения и система стояночного
торможения.
Гидравлическая часть азотно-гидравлической системы само-
лета состоит из основной и вспомогательной сети. Основная
гидравлическая сеть обеспечивает уборку и выпуск шасси, управ-
ление поворотом передней опоры, основную и стояночную систему
тормозов, управление интерцепторами и стеклоочистителями. Ра-
бочее давление в системе (21 МПа) создается четырьмя насосами,
установленными на двигателях. Рабочая жидкость — масло
АМГ-10.
Вспомогательную гидравлическую систему применяют для
аварийного выпуска основных опор самолета и аварийного управ-
ления интерцепторами. Система питается от автономной насосной
станции с приводом от электродвигателя. Эту систему можно
использовать как источник питания основной системы.
Азотно-гидравлическая система обеспечивает аварийное
торможение колес. Источником энергии системы является сжатый
азот, содержащийся в двух баллонах вместимостью 12 л. Баллоны
заряжаются азотом до давления 18 ... 20 МПа.
Система управления самолетом выполнена жесткой (за исклю-
чением небольшой части проводки управления элеронами и управ-
ления триммерами руля высоты). Для повышения надежности
выполнено дублирование наконечников тяг, болтов. Нормальные
усилия на штурвалах и педалях получены без применения бусте-
ров. В канале управления рулем направления установлен демп-
фер рыскания.
Руль направления и элероны имеют пружинные сервокомпен-
саторы. На рулях и элеронах установлено по два триммера. Для
получения крутого планирования и сокращения пробега помимо
закрылков применены интерцепторы. Стабилизатор управляется
с помощью электромеханизма. Для надежности электромеханизм
имеет два двигателя, неисправность одного двигателя не нарушает
управления стабилизатором. В этом случае скорость отклонения
стабилизатора несколько снижается. Управление стабилизатором
электрическое, а триммерами — также электрическое, за исключе-
нием управления внутренними триммерами на руле высоты, где
установлено механическое, тросовое управление.
В нормальных условиях полета топливная система работает
автоматически. Все топливо размещено в крыле, в семи баках-
отсеках. Четыре бака основные и три — дополнительные. Из
Дополнительных баков топливо электронасосами перекачивается
в основные. В каждом основном баке-отсеке имеется расходный
и предрасходный отсеки. В каждый двигатель топливо подается
из своего расходного отсека двумя электронасосами (два насоса —
245
для большей надежности). Предраеходный отсек служит для
точного замера резервного остатка топлива на самолете и для обес-
печения более полной выработки топлива из бака.
Топливные баки-отсеки имеют двойную систему дренажа:
основную и дополнительную. Основной, передний дренаж служит
для дренажирования баков в нормальном полете, при наборе
высоты и на земле. Дополнительный, задний дренаж служит для
дренажирования' баков на крутом планировании и экстренном
снижении самолета. На самолете имеется аварийная система
слива. В случае необходимости топливо можно быстро слить
в полете при помощи семи электронасосов, работающих на форси-
рованном режиме. Трубы слива расположены на концевых обтека-
телях крыла. Заправка самолета топливом на земле производится
снизу под давлением. В случае необходимости основные топливные
и дополнительные баки можно заправлять сверху, через заливные
горловины. Вместимость топливных баков-отсеков при заправке
снизу 100 000 л.
Противопожарное оборудование самолета Ил-62 обеспечивает
тушение пожара внутри гондол двигателей, внутри двигателей
и в отсеке турбоагрегата ТА-6; заполнение нейтральным газом
топливного бака-отсека под фюзеляжем в центроплане.
Силовая установка состоит из четырех турбовентиляторных
двухконтурных реактивных двигателей. Двигатели установлены
попарно в двух сдвоенных гондолах на пилонах, прикрепленных
к хвостовой части фюзеляжа. Двигатели отделены противопожар-
ными перегородками от фюзеляжа и отсека, где проложен топливо-
провод.
Запуск двигателей воздушный, осуществляется от бортового
турбоагрегата ТА-6, расположенного в фюзеляже.
Кроме запуска двигателей турбоагрегат ТА-6 предназначен
для выработки электроэнергии, идущей на питание бортовой сети
и для подачи свежего воздуха в кабины самолета при стоянке
на земле.
Масляная система двигателя автономная, полностью смонти-
рована на двигателе
Комплексная система наддува и кондиционирования воздуха
обеспечивает наддув и вентиляцию, отопление и охлаждение
герметичных кабин в полете и на земле. Кроме того, эта система
обеспечивает защиту стекол фонаря пилотов от запотевания,
обдув радиоаппаратуры, а также подачу горячего воздуха в си-
стему воздушно-тепловых противообледенителей крыла и опере-
ния. Источником питания системы является воздух, отбираемый
от компрессоров всех четырех двигателей. Линия подачи воздуха
от двигателей в герметическую кабину состоит из двух одинаковых
и независимых систем, объединенных линией кольцевания.
Обе системы подают в герметические кабины 7600 кг воздуха
в 1 ч, кратность воздухообмена в кабине экипажа и кабинах
пассажиров — до 30 смен воздуха в 1 ч.
246
www .vokb-la.spb.ru
Для высоты 7200 м давление в кабинах постоянное и равно
земному. На высоте 13 000 м давление соответствует барометри-
ческому на высоте 2400 м. Наземное кондиционирование воздуха
в герметических кабинах производится либо от бортового турбо-
агрегата ТА-6, либо от наземного кондиционера.
Противообледенительная система защищает от обледенения
во время полета носки крыла и оперения, воздухозаборники,
направляющие аппараты и коки двигателей, передние стекла
кабины экипажа и форточки. Кроме того, эта система защищает
заборники воздухо-воздушных радиаторов системы кондициони-
рования, расположенные в корневой части крыла. Противообледе-
нительные устройства крыла, оперения, воздухозаборников, на-
правляющих аппаратов и коков двигателей — воздушно-тепло-
вые. Горячий воздух для обогрева отбирается от последней сту-
пени компрессоров двигателей. Перепад температур между за-
щищаемой поверхностью и окружающим воздухом достаточен
для защиты самолета от обледенения на всех эксплуатационных
режимах и при встречающихся неблагоприятных метеоусловиях.
Передние стекла кабины экипажа и форточки защищены от обле-
денения электрообогревом.
Для обеспечения питанием потребителей на самолете имеются
следующие системы электропитания:
основная система переменного трехфазного тока напряжением
200/115 В с частотой 400 Гц;
система трехфазного тока напряжением 36 В и однофазного
тока напряжением 27 В и частотой 400 Гц, получаемых с по-
мощью понижающих трансформаторов от основной системы трех-
фазного переменного тока;
система постоянного тока напряжением 27 В.
Основными источниками электроэнергии являются четыре
генератора переменного трехфазного тока общей мощностью
160 кВт. Для поддержания постоянной частоты генератора пере-
менного трехфазного тока применяется специальный агрегат —
привод постоянной частоты вращения.
Система постоянного тока напряжением 27 В получает питание
от основной системы через трансформаторно-выпрямительные
блоки. В качестве резервных источников постоянного тока напря-
жением 27 В применяются четыре аккумуляторные батареи.
При работающей вспомогательной силовой установке стартер-
генератор может работать в генераторном режиме для питания
бортсети постоянным током. На последних партиях самолетов
Ил-62 установлены вспомогательные силовые установки с двумя
генераторами, из которых один постоянного, а другой — перемен-
ного трехфазного тока.
Одновременно с разработкой самолета велась разработка для
него новых двухконтурных турбовентиляторных двигателей НК-8,
Для сокращения сроков проведения летных испытаний самолета
была запроектирована постройка трех летных, опытных самолетов.
247
Это было сделано в целях скорейшей отработки в летных испыта-
ниях принципиальных вопросов аэродинамики самолета, среди
которых первостепенное значение имели вопросы устойчивости
и управляемости самолета при безбустерном управлении. В этих
же целях была ускорена постройка первого летного самолета,
для чего вместо новых двигателей НК-8, находившихся в процессе
разработки, были временно установлены турбореактивные дви-
гатели АЛ-7 (несколько меньшей мощности) конструкции
А. М. Люлька.
Такой самолет был построен и 3 января 1963 г. совершил первый
полет. На этом самолете были проверены устойчивость и управля-
емость самолета и его взлетно-посадочные характеристики.
Второй летный самолет Ил-62 с двигателями НК-8 совершил
первый полет 24 апреля 1964 г. На этом самолете вели отработку
силовой установки и проверку работы всех самолетных систем
и оборудования.
Третий опытный самолет Ил-62 с двигателями НК-8 впервые
взлетел 28 июля 1965 г. Этот самолет был эталоном для серийного
производства, он был предъявлен на государственные испытания,
которые успешно закончились в середине 1967 г. Параллельно
с государственными испытаниями проводились эксплуатационные
испытания на четырех серийных самолетах Ил-62. После успеш-
ного их завершения 8 сентября 1967 г. были начаты пассажирские
перевозки на воздушных магистралях СССР.
Модифицированный пассажирский самолет Ил-62М. В 1969 г.
начаты работы по модификации магистрального пассажирского
самолета Ил-62 с целью дальнейшего улучшения его летно-тех-
нических и экономических характеристик.
На самолете двигатели НК-8-4 заменены более экономичными,
двухконтурными турбореактивными двигателями Д-ЗОКУ со
створчатым реверсом (конструкции П. А. Соловьева). Установлены
новые гондолы двигателей, имеющие лучшие аэродинамические
формы. В киле установлен дополнительный топливный бак вме-
стимостью 5000 л, что увеличило дальность полета самолета.
Для уменьшения скорости захода на посадку:
увеличена эффективность поперечного управления самолета
благодаря использованию интерцепторов в элеронном режиме,
улучшена поперечная управляемость самолета вследствие из-
менения закона управления демпфера рыскания руля направ-
ления;
улучшены характеристики продольного управления путем
увеличения углов отклонения стабилизатора и улучшения формы
носка руля высоты.
установлены более эффективные двухщелевые закрылки (вместо
однощелевых);
использована реверсивная тяга двигателей.
Для улучшения летно-эксплуатационных характеристик
проведены следующие усовершенствования:
248
www.vokb-la.spb.ru
введена механизированная загрузка багажа;
доработаны все системы, связанные с установкой новых дви-
гателей Д-ЗОКУ;
установлено автоматическое управление стабилизатором;
установлены новые штурвалы управления самолетом (для
улучшения обзора пилотам и обеспечения стандартного располо-
жения приборов на доске пилотов);
установлен усовершенствованный бортовой турбоагрегат за-
пуска двигателей и кондиционирования кабин воздухом ТА-6А;
усилены некоторые элементы конструкции самолета, связанные
с увеличением взлетной и посадочной масс самолета.
Самолет Ил-62М успешно прошел государственные и эксплу-
атационные испытания. Пассажирские перевозки на самолетах
Ил-62М начаты с 8 января 1974 г.
В 1978 г. произведено дополнительное усиление конструкции
крыла, повышающее ресурс самолета, и создан новый интерьер
пассажирских кабин, отвечающий возросшим требованиям экс-
плуатации на международных линиях.
14. широкофюзеляжный
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ Ил-86
Характерной особенностью развития гра-
жданской авиации является быстрый рост объема пассажирских
перевозок. Этот рост был неразрывно связан с общим совершен-
ствованием гражданской авиации, всех ее служб, и в первую
очередь с совершенствованием ее самолетного парка — с увели-
чением рейсовой скорости, пассажировместимости, регулярности
отправки в рейс и, как следствие, с повышением производитель-
ности пассажирских самолетов.
К концу 1960-х гг. быстрый рост объема пассажирских авиа-
перевозок привел к перегрузке главных аэропортов мира. Для
прибывающих самолетов резко увеличилось время ожидания
в воздушной зоне аэропорта: соответственно сократились интер-
валы между взлетами и посадками, а также значительно умень-
шилась свободная площадь аэропортов из-за большого скопления
самолетов и наземной обслуживающей техники. В некоторых
крупных аэропортах время ожидания пассажирским самолетом
разрешения на посадку стало превышать время его рейса из
пункта отправления, а интервал между посадками или взлетами
принимаемых и отправляемых самолетов сократился до 45 с.
Такая перегруженность аэропортов ухудшала условия техниче-
ского обслуживания пассажирских самолетов на земле, а также
снижала уровень безопасности полетов из-за сложности управле-
ния воздушным движением большого числа скоростных машин
в зоне аэропорта.
Эти проблемы и необходимость обеспечения дальнейшего роста
объема пассажирских перевозок заставили авиационных конструк-
249
торов и эксплуатационников искать новые пути при создании
перспективных пассажирских самолетов.
Проектные разработки, проводившиеся во многих конструк-
торских организациях, показали, что основные затруднения
гражданской авиации могли быть решены созданием и введением
в эксплуатацию самолетов большой пассажировместимости, рас-
считанных на 250 ... 500 мест, которые позволили бы снизить
число машин, потребных для обеспечения заданного объема пере-
возок, обеспечивали бы лучшее использование самолетов, их
техническое обслуживание и, что очень важно, способствовали бы
повышению безопасности эксплуатации вследствие уменьшения
частоты посадок и взлетов в наиболее загруженных аэропортах.
Кроме того, самолеты большой пассажировместимости обеспечи-
вали бы более низкие значения эксплуатационных расходов,
в том числе и топлива на пассажиро-километр, что позволило бы
не только окупить затраты на проектирование, разработку и по-
стройку необходимого парка машин, но и снизить себестоимость
эксплуатации, а следовательно, в дальнейшем увеличить объем
пассажирских авиаперевозок.
Первыми начали работы по самолетам большой пассажиро-
вместимости самолетостроительные фирмы США, что определя-
лось более ранним, чем в других странах, скачком в росте объема
пассажирских перевозок. Помимо этого, рождение, например,
трансконтинентального самолета большой дальности полета
Боинг 747 в значительной степени было обусловлено наличием
воздушной трассы США — Европа через Атлантический океан,
имеющей почти постоянную большую пассажирозагрузку. Эта
трасса также переживала в то время кризис насыщенности боль-
шим числом самолетов, что приводило к установлению жестких
регламентов в отношении расстояния между самолетами как по
горизонтали, так и по эшелонам.
В Советском Союзе проектирование самолета большой пасса-
жировместимости было начато в соответствии с потребностями
Аэрофлота в 1969 г. Первой попыткой коллектива ОКБ решить
проблему создания самолета большой пассажировместимости стал
проект самолета Ил-62М, рассчитанного на перевозку 250 пасса-
жиров на авиалиниях средней протяженности. Большая пасса-
жировместимость этой модификации по сравнению с базовым
самолетом Ил-62М достигалась увеличением длины фюзеляжа
Ил-62М на 6,8 м. Благодаря большей коммерческой нагрузке,
которая стала равна 30 т, должна была возрасти и экономическая
эффективность эксплуатации такого самолета. Однако модифи-
цированный самолет Ил-62М с «узким» фюзеляжем обычного
типа не позволил решить многие проблемы, связанные с его экс-
плуатацией, и работы по нему были прекращены.
В процессе проведения дальнейших изысканий совместно с на-
учно-исследовательскими организациями Министерства граждан-
ской авиации, на основе большого комплекса различных иссле-
250
vwM.vokb-la.spb.ru
дований, по результатам научного прогнозирования роста объ-
ема пассажирских перевозок в СССР и на основе анализа распре-
деления пассажиропотоков в зависимости от дальности полета
были составлены следующие требования к летно-техническим
характеристикам самолета большой пассажировместимости:
Потребная длина взлетно-посадочной полосы, м.................. 2600+400
Число пассажиров................................................. 350
Практическая деятельность полета, км:
с коммерческим грузом массой 40 000 кг...................... 3600
с коммерческим грузом массой 20 000 кг . . . . .......... 5800
Крейсерская скорость полета, км/ч............................ 900
К самолету Ил-86 были предъявлены эти и другие специальные
требования, которые учитывали состояние наземной материально-
технической базы Аэрофлота, взлетно-посадочных полос и аэро-
портов, где предполагалось использовать этот самолет. К числу
таких специальных требований относились транспортировка ба-
гажа по принципу «багаж при себе плюс контейнеры», установка
на самолете трех входных дверей со встроенными трапами, исклю-
чающими необходимость применения каких-либо аэродромных
средств для обеспечения входа и выхода пассажиров, и, наконец,
возможность эксплуатации самолета с бетонированных аэродромов
МГА класса «Б» с покрытием ВПП, соответствующим аэродрому
класса «В» с максимально допустимой приведенной одноколесной
нагрузкой не более 17 000 даН *.
Необходимость выполнения этих и ряда других требований
определила компоновочные и конструктивные особенности само-
лета Ил-86. Прежде всего заданная пассажировместимость само-
лета потребовала проведения комплекса исследований, связанных
с выбором размеров поперечного сечения цилиндрической части
фюзеляжа, и разработки такого варианта размещения пассажиров,
багажа и грузов, который с наибольшей эффективностью отвечал
бы условиям эксплуатации самолета с перспективой увеличения
числа пассажиров в будущем.
История развития пассажирских самолетов показывает, что
с ростом объема пассажирских авиаперевозок увеличивалось
и число кресел, устанавливаемых в поперечном сечении фюзе-
ляжа, — от трех кресел в ряду на первых вариантах самолетов
Ил-12 до шести кресел на Ил-62 и многих других типах ныне суще-
ствующих самолетов, условно называемых узкофюзеляжными.
При этом на узкофюзеляжных самолетах основной количествен-
* Под приведенной одноколесной нагрузкой понимается эквивалентная одно-
колесная нагрузка конкретной группы из двух или более колес, сравнительно
близко расположенных друг от друга. Она представляет собой единичную на-
грузку, приведенную к одному колесу, которая действует при давлении в пневма-
тике колеса, равном давлению во всех колесах опоры самолета, и создает крити-
ческое силовое действие в верхнем поверхностном слое покрытия, в основании,
подстилающем слое и грунтовом основании конкретного аэродромного покрытия,
эквивалентное силовому действию, создаваемому группой колес.
251
ный показатель комфортных условий — удельный объем пасса-
жирского салона (т. е. объем, приходящийся на одного пассажира)
изменялся в сравнительно небольшом диапазоне, и комфорт
пассажирских кабин повышался при создании новых самолетов
в основном установкой более легких и удобных кресел, совершен-
ствованием декоративной отделки салонов и освещения, возраста-
нием технического уровня исполнения бытовых помещений (ку-
хонь, туалетов, гардеробов и пр.).
Увеличение пассажировместимости узкофюзеляжных самоле-
тов до 250 пассажирских мест при размещении шести кресел
в ряду приводило, как, например, в проекте самолета Ил-62М-250,
к значительному увеличению длины фюзеляжа и появлению
в пассажирских салонах так называемого давящего эффекта
туннельности, значительно снижавшего уровень комфорта в по-
лете. Установка же более шести кресел в ряду при одном про-
дольном проходе признана нецелесообразной из-за невозможности
обеспечить достаточный уровень комфорта для пассажиров и
удобства для работы обслуживающего персонала.
Для размещения 350 пассажиров требовалось значительно
увеличить число кресел в ряду, устанавливаемых в цилиндриче-
ской части фюзеляжа. Стремление сохранить достигнутый на
узкофюзеляжных самолетах уровень комфорта в пассажирских
салонах и свести к минимуму весовые потери из-за увеличения
размеров фюзеляжа определило проработку в первых вариантах
проектов самолета Ил-86 двухпалубных фюзеляжей с размещением
пассажиров на верхней и нижней палубах, а также однопалубных
фюзеляжей с поперечным сечением в виде горизонтального овала
и с двумя раздельными пассажирскими кабинами, в каждой из
которых размещалось по пять кресел в ряду с одним продольным
проходом (рис. 14.1). Последующие исследования показали, что
при одинаковой пассажировместимости эти фюзеляжи не имеют
ни весовых, ни аэродинамических преимуществ перед круглым
однопалубным фюзеляжем с двумя продольными проходами между
рядами кресел. Более того, применение фюзеляжей с поперечным
сечением в виде вертикального или горизонтального овала свя-
зано со значительными весовыми потерями из-за необходимости
введения новых конструктивных элементов, воспринимающих
нагрузки от второй палубы и изгибающие моменты, возникающие
в местах пересечения окружностей, образующих овал, поскольку
под действием избыточного давления внутри пассажирской ка-
бины при полетах на большой высоте овальное сечение стремится
принять форму окружности. Кроме того, без значительного изме-
нения формы поперечного сечения рассматриваемых фюзеляжей
в них практически невозможно разместить вне пассажирской
кабины стандартные авиационные багажно-грузовые контейнеры
типа АБК-1,5 или аналогичные зарубежные стандартные контей-
неры. Трудно также обеспечить эвакуацию пассажиров из таких
фюзеляжей в соответствии с требованиями Норм летной годности,
252
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 14.1. Схемы поперечных сечений фюзеляжей, исследовавшихся при проек-
тировании Ил-86:
а — двухпалубный вариант; б — однопалубный вариант о двумя раздельными пасса-
жирскими кабинами
особенно при вынужденной аварийной посадке самолета с двух-
палубной компоновкой пассажирского салона.
Для самолета на 350 пассажирских мест применение фюзеляжа
круглого сечения с размещением пассажиров на одной широкой
палубе значительно облегчало посадку и высадку пассажиров.
Относительно легко решалась и проблема аварийной эвакуации
пассажиров из такого фюзеляжа в пределах времени, регламенти-
руемого Нормами летной годности. В нижней части такого фюзе-
ляжа было возможно разместить стандартные контейнеры АБК-1,5
или оборудовать систему «багаж при себе плюс контейнеры»,
которую предполагалось применить на Ил-86 в соответствии
с требованием заказчика. Но самое главное преимущество круг-
лого фюзеляжа — это возможность создания в пассажирском
салоне нового, более высокого уровня комфорта, который уве-
личивает привлекательность широкофюзеляжного самолета для
пассажиров, повышает коэффициент пассажирозагрузки самолета
и его конкурентоспособность.
Размеры поперечного сечения цилиндрической части фюзе-
ляжа самолета Ил-86 были определены на основе выполнения
Целого ряда требований. Кроме получения оптимального сочетания
весовых и аэродинамических характеристик фюзеляжа с учетом
размеров оперения, высоты шасси и других геометрических
Данных (рис. 14.2), а также высокого уровня комфорта, выбранное
поперечное сечение должно было обеспечить возможно большее
число вариантов размещения кресел в ряду. При этом следовало
учитывать возможность дальнейшего развития Ил-86 — как уве-
личения его пассажировместимости, так и превращения в грузовой
вариант с размещением на верхней палубе универсальных авиа-
253
/77
Рис. 14.2. Выбор диаметра фюзеляжа Ил-86 (при постоянной массе коммерче-
ского груза)2
а _ фюзеляж диаметром 5,64 mJ б *-- фюзеляж диаметром 6,08 м; в — фюзеляж диаме-
тром 6,58 м
ционных поддонов и стандартных грузовых контейнеров. На
основе комплекса предварительных исследований для самолета
Ил-86 был выбран фюзеляж диаметром 6,08 м, позволивший уста-
новить девять кресел в одном поперечном ряду с двумя продоль-
ными проходами (рис. 14.3). Введение двух продольных проходов
обеспечило большие удобства для пассажиров и обслуживающего
персонала, поскольку ускорилось размещение пассажиров и
уменьшилось время, затрачиваемое на их обслуживание. При
проектировании Ил-86 ширину продольных проходов выбирали
с учетом опыта эксплуатации зарубежных широкофюзеляжных
самолетов. При эксплуатации самолетов типа Боинг 747, Лок-
хид L-1011 и Дуглас DC-10 продольные проходы между креслами
часто блокировались сервировочными тележками стюардесс. По-
этому ширина продольных проходов в пассажирских салонах
Ил-86 значительно больше, чем на аналогичных зарубежных
самолетах, и она обеспечивает передвижение пассажира по про-
254
www .vokb-la.spb.ru
Рис. 14.3. Схема поперечного сечения
цилиндрической части фюзеляжа само-
лета Ил-86
ходу при наличии в нем серви-
ровочной тележки. Кроме того,
параметры поперечного сечения
фюзеляжа Ил-86 определялись
также необходимостью примене-
ния на этом самолете новой си-
стемы транспортировки багажа
пассажиров и грузов по прин-
ципу «багаж при себе плюс кон-
тейнеры». Выбранные размеры
входных вестибюлей и стелла-
жей для багажа, а также поме-
щений буфета-кухни и багажно-грузовых отсеков, расположенных
на нижней палубе самолета, обеспечивали не только свободное раз-
мещение пассажирами своего багажа, загрузку поддонов, контейне-
ров типа АБК-1,5 и буфетно-кухонного снаряжения, но и более ком-
фортабельные, чем на других самолетах, условия для работы
обслуживающего персонала.
Размеры поперечного сечения фюзеляжа определили многие
особенности компоновки пассажирской кабины самолета Ил-86,
но наиболее сильное влияние на компоновку пассажирской ка-
бины самолета оказали предполагаемые условия его эксплуатации
и прежде всего требование всемерно упростить процедуры назем-
ного обслуживания пассажиров в аэропортах реализацией нового
подхода к решению проблемы транспортирования багажа пасса-
жиров и размещения его на самолете. Эта задача решалась в ком-
плексе с целым рядом других проблем (эксплуатационных, весо-
вых, аэродинамических). Так, в процессе предварительного про-
ектирования самолета Ил-86 сравнивались различные варианты
размещения багажа. Например, была проанализирована схема
хранения багажа каждым пассажиром непосредственно при себе,
т. е. рядом с креслом, что в данном случае, даже при двухпалубной
компоновке пассажирских салонов, длина фюзеляжа увеличи-
вается более чем на 3 м по сравнению с вариантом раздельного
размещения того же числа пассажиров и их багажа соответственно
на верхней и нижней палубах. Размещение багажа в пассажир-
ской кабине ведет также к значительным весовым потерям, оно
связано с опасностью повреждения элементов интерьера и быто-
вого оборудования салонов багажом, а также со значительными
трудностями аварийной эвакуации пассажиров.
Поэтому дальнейшие проработки различных вариантов компо-
новок пассажирских салонов самолета Ил-86 проводились уже
только на основе раздельного размещения пассажиров и багажа;
в результате был выбран вариант компоновки, сохранивший
255
www.vokb-la.spb.ru
сложившуюся традиционную схему размещения пассажиров, ба-
гажа и грузов и базирующийся на принципе «багаж при себе
плюс контейнеры» (рис. 14.4).
Основной особенностью этого варианта компоновки является
наличие на нижней багажно-грузовой палубе трех отсеков со
стеллажами. Имеются три встроенных в конструкцию самолета
трапа, ширина и угол наклона которых обеспечивают пассажирам
возможность входа в самолет с багажом, который затем разме-
щается на стеллажах багажно-грузовых отсеков. С верхней
пассажирской палубой эти отсеки связанв! внутренними одно-
пролетными лестницами, ширина которых обеспечивает двухряд-
ное движение пассажиров. Все три лестницы равномерно распре-
делены по длине пассажирской кабины, каждая из них ведет
в один (передний, средний и задний) пассажирский салон. Салоны
отделены друг от друга блоками буфетных стоек и поперечными
проходами к аварийным выходам. Размещение выходов лестниц
в пассажирские салоны увязано с размещением аварийных выхо-
дов, а размеры багажных отсеков — с пассажировместимостью
салонов. Таким образом, главной особенностью пассажирской
кабины самолета Ил-86 является ее условное разделение (лестни-
цами, блоками буфетных стоек и поперечными проходами к ава-
рийным выходам) на три отдельных пассажирских салона, равно-
мерно расположенных по длине фюзеляжа. Благодаря этому все
пассажиры самолета оказались сгруппированными в относительно
небольшие, легко обслуживаемые, а в случае необходимости
быстро организуемые к аварийной эвакуации группы. Наличие
двух продольных проходов ускоряет раздачу питания пассажи-
рам и обеспечивает свободное перемещение обслуживающего
персонала и пассажиров из любой точки кабины к креслам, туале-
там или аварийным выходам. В пассажирской кабине самолета
имеется по четыре аварийных выхода на каждом борту> которые
оснащены надувными двухдорожными трапами, обеспечивающими
аварийную эвакуацию пассажиров в два потока.
Принятая компоновка пассажирской кабины и багажно-гру-
зовых отсеков самолета Ил-86 с использованием системы «багаж
при себе плюс контейнеры» обеспечила самолету Ил-86 определен-
ные эксплуатационные преимущества. В частности, стало воз-
можным начать регулярную эксплуатацию самолета Ил-86 без
реконструкции существующих зданий аэропортов для увеличения
их пропускной способности и без внедрения специальных автома-
тизированных систем сортировки и транспортировки большого
количества багажа к местам их погрузки в контейнеры и выдачи
пассажирам после полета (по данным зарубежной печати, для
обслуживания широкофюзеляжных самолетов с системой транс-
портирования багажа в контейнерах стоимость модернизации
французского аэропорта Орли обошлась в 460 млн. долларов)
Кроме того, система «багаж при себе плюс контейнеры» значи-
тельно сократила время, затрачиваемое на оформление и по
256
Генеральный конструктор
Г. В. Новожилов
258
www.vokb-la.spb.ru
С. В. Ильюшин и дважды Ге-
рой Советского Союза летчик-
испытатель всех самолетов
его конструкции В. К. Кок-
кннаки
i
Г. В. Новожилов и Герой
Советского Союза летчик-ис-
пытатель Э. И. Кузнецов.
Слева от них А. В. Шапошни-
ков, справа — Р. П. Пап-
ковский и Г. Г. Муравьев
9*
259
С. В. Ильюшин и основной состав бюро эскизного проектирования (1942 г.).
Слева направо: первый ряд— В. М. Шейнин, Д. В. Лещинер, А. В. Советова,
С. В. Ильюшин, А. С. Жадаева, второй ряд — М. Р. Бездетко, С. Н. Черни-
ков, В. М. Германов
С. В. Ильюшин среди руководящего состава ОКБ (1948 г.). Слева направо: сидят
В. А. Федоров, Г. М. Литвинович, Е. И. Сайков, В. А. Борог, С. В. Илью-
шин, В. Н. Бугайский, А. Я- Левин, М. Ф. Астахов, стоят— Г. Л. Марков,
Д, А. Поликарпов, Б. В. Павловский, Н. Ф. Зотов, С. Н. Черников,
П. Н. Нистратов, Н. М. Максимов, Д. И. Коклин, Д. В. Лещинер, М. И. Ни-
китин
260
www.vokb-la.spb.ru
Г. Т. Береговой, С. В. Ильюшин, Г. В. Новожилов
С. В. Ильюшин и Г. В. Новожилов среди ветеранов ОКБ. Слева направо: сидят —
М. Ф. Астахов, Д. В. Лещинер. В. И. Смирнов, С. В. Ильюшин, Г. В. Ново-
жилов, Н. П. Столбовой, В. М. Шейнин, стоят — В. А. Борог, А. Я. Левин,
Г. М. Литвинович (1962 г.).
261
Лауреаты Ленинской премии, присужденной за создание самолета Ил-18. Слева
направо: Е. И. Санков, А. Я. Левин, В. Н. Семенов, С. В. Ильюшин,
В. М. Германов, В. А. Ворог (1960 г.)
С. В. Ильюшин среди конструкторов, удостоенных Ленинской премии за созда-
ние самолета Ил-62. Слева направо: В. Н. Овчаров, Д. В. Лещинер, В. И. Смир-
нов, С. В. Ильюшин, Я- А. Кутепов, Г. В. Новожилов, В. М. Шейнин (1970 г.)
262
www.vokb-la.spb.ru
Сотрудники ЦАГИ, принимавшие активное участие в создании самолетов
марки "Ил". Слева направо: академики Г. С. Бюшгенс, А. И. Макаревский,
Г. П. Свище в
В демонстрационном зале ЦАГИ (1942 г.) Слева направо: И. И. Остослав-
ский, С. В. Ильюшин, М. В. Келдыш
263
Самолет ДБ-3
Торпедоносец ДБ-ЗТ
264
www.vokb-la.spb.ru
Самолет ЦКБ-30 «Москва»
Поплавковый торпедоносец
ДБ-ЗТП
Самолет ДБ-3 с подвесной
десантной кабиной
265
Самолет ДБ-ЗФ (Ил-4)
Торпедоносец Ил-4Т
Высотный самолет Ил-4ТК
266
www.vokb-la.spb.ru
Самолет ДБ-4
Самолет Ил-6
267
Самолет Ил-22
Самолет Ил-28 У
268
www.vokb-la.spb.ru
Самолет Ил-46
Самолет Ил-54
269
Штурмовик ЦКБ-55
Штурмовик ЦКБ-57
Штурмовик Ил-2 (серийный)
270
www.vokb-la.spb.ru
Штурмовик Ил-2 с двигателем М-82
Ил-2 с пушками НС-37
271
272
Рис. 14.4. Компоновка самолета Ил-86:
1 — верхняя аварийная дверь (по четыре двери на каждом борту фюзеляжа); 2 — входной вестибюль, 3 — входн-я дверь; 4 — лестница для
кэ прохода на верхнюю палубу; 5 — задняя буфетная стойка, 6 — стеллаж для багажа «при себе»
w
www.vokb-la.spb.ru
грузку багажа пассажиров в самолет и его получение после по-
лета, при этом более чем в два раза уменьшились трудозатраты
на обслуживание пассажиров и сократилась численность обслу-
живающего персонала. Сокращается и время оборачиваемости
самолета Ил-86, непосредственно влияющее на экономическую
эффективность его эксплуатации, увеличивается реальная ско-
рость воздушного путешествия пассажиров, обеспечивается луч-
шая сохранность багажа, чем при существовавших до внедрения
Ил-86 способах его транспортирования.
Эксплуатационные преимущества, обеспечиваемые системой
«багаж при себе плюс контейнеры», особенно в упрощении про-
цедур сдачи и получения багажа и сокращении при этом потерь
времени пассажирами, неоднократно отмечались как зарубеж-
ными специалистами, так и пассажирами самолета Ил-86. Высо-
кой эксплуатационной эффективности самолета Ил-86 способ-
ствует и установка встроенных трапов, которые обеспечивают
эксплуатацию самолета Ил-86 на малооборудованных аэродромах
и значительно сокращают время стоянки самолета на земле, что
имеет важное значение для современного пассажирского самолета,
если учесть, что каждая минута стоянки такого самолета как
Боинг 747 оценивается в 100 долларов. Опыт эксплуатации само-
летов Ил-86 показал, что наличие системы «багаж при себе плюс
контейнеры» и встроенных трапов представляет особую ценность
для самолета, эксплуатирующегося на коротких и средних ли-
ниях: потери времени пассажиром на оформление багажа перед
полетом и на его получение после полета, которые на самолетах
с обычным способом транспортирования багажа соизмеримы
с временем полета по маршруту (а иногда и превышают его), на
самолете Ил-86 сведены к минимуму.
В процессе выбора схемы самолета на основе сравнительного
анализа и опыта, которым располагало конструкторское бюро,
для Ил-86 была выбрана схема низкоплана со стреловидным кры-
лом и четырьмя двигателями НК-86 с умеренной степенью двух-
контурности на пилонах под крылом (рис. 14.5).
Выбор аэродинамической компоновки самолета Ил-86 произ-
водился на основе комплекса теоретических и экспериментальных
исследований, направленных на получение высокого аэродинами-
ческого качества, потребных несущих свойств крыла для расчет-
ных условий базирования и нормируемых характеристик устойчи-
вости и управляемости во всех ожидаемых условиях эксплуатации.
В результате проводившихся совместно с ЦАГИ исследований
по выбору наивыгоднейшей аэродинамической компоновки крыла
для самолета Ил-86 удалось создать крыло со стреловидностью
35°, которое с фюзеляжем диаметром 6,08 м, отличающимся высо-
ким аэродинамическим совершенством, обеспечивает высокое аэро-
динамическое качество самолета на крейсерских скоростях полета,
соответствующих значению М = 0,82, а также на взлетно-поса-
дочных режимах.
274
www.vokb-la.spb.ru
При выборе типа взлетно-посадочной механизации крыла
также была проведена большая конструкторская и эксперимен-
(тальная работа, которая позволила выполнить жесткие требования
по обеспечению базирования самолета на относительно коротких
ВПП. Трудная задача создания эффективной взлетно-посадочной
механизации на относительно тонком стреловидном крыле еще
более усложнилась большим разнесением по размаху и сравни-
тельно близким к нижней поверхности крыла расположением
двигателей.
В процессе решения этой задачи на аэродинамических моделях
исследовались различные варианты взлетно-посадочной механи-
зации крыла, был проведен комплекс экспериментов по определе-
нию оптимального взаимного расположения элементов механиза-
ции и пилонов гондол двигателей. Наиболее значительный ре-
зультат дало небольшое изменение формы пилонов в месте их
стыковки с нижней поверхностью крыла, позволившее значи-
тельно увеличить эффективность предкрылков и всей системы
взлетно-посадочной механизации (рис. 14.6).
В результате проведенного комплекса исследовательских работ
Для самолета Ил-86 была выбрана взлетно-посадочная механиза-
ция, состоящая из предкрылков и трехщелевых закрылков с фи-
ксированным дефлектором и отклоняемым хвостовым элементом
без раздвижки звеньев, позволившая получить суа тах = 2,6 ... 2,7.
При решении технической задачи конструктору всегда при-
ходится искать оптимальный компромисс между удовлетворением
предъявляемых требований и возможностями, которыми он рас-
10' 275
a
Рис, 14.6. Влияние изменения формы пило-
нов гондол двигателей в месте их стыковки
с нижней поверхностью крыла на эффектив-
ность взлетно-посадочной механизации;
} — пилон гондолы с подрезкой; 2 — пилон гон-
долы без подрезки
полагает. Выполнение специальных,
иногда очень специфических, отвеча-
ющих определенным условиям экс-
плуатации, требований налагает от-
печаток на создаваемую конструкцию.
Так, для выполнения заданных усло-
вий эксплуатации самолета Ил-86 с
бетонированных аэродромов МГА
класса «Б» с покрытием по классу
«В» и g максимально допустимой приведенной одноколесной на-
грузкой не более 17 000 даН пришлось установить на Ил-86
специальное шасси, состоящее из трех основных опор. Это шасси
позволяет эксплуатировать самолет с ВПП, рассчитанных на
прием значительно более легких самолетов, таких, как, напри-
мер, самолет Ил-18. При этом не требуется никакой реконструк-
ции ВПП этих аэродромов.
Высокий уровень безопасности полетов самолетов Ил-86, их
комфортабельность, высокую эксплуатационную эффективность
и технологичность в производстве обеспечивают ряд конструктив-
ных решений, новизна которых подтверждена 130 авторскими
свидетельствами.
Надежность и безопасность полетов самолетов Ил-86 обеспе-
чивается: его рациональной аэродинамической компоновкой; мно-
гократным резервированием основных функциональных систем
самолета; использованием в гидросистеме негорючей жидкости;
применением топливной системы с топливными магистралями,
проложенными внутри баков; экономичной, потребляющей отно-
сительно мало электроэнергии, электроимпульсной противообле-
денительной системы, удаляющей лед путем создания импульсной
упругой деформации в обшивке защищаемых поверхностей пред-
крылков и носков хвостового оперения; наличием на самолете
комплексной системы обеспечения взрывопожарной безопасности
самолета и многими другими конструктивными решениями.
Самолет Ил-86 оснащен новейшими системами автоматического
управления и навигации, что позволяет экипажу из трех человек
осуществлять полеты с высокой регулярностью по внутрисоюзным
и международным авиатрассам в любых климатических и геогра-
фических условиях, в любое время года и суток.
Высокий уровень комфорта для пассажиров обеспечивается
удобством кресел, архитектурным и декоративно-художественным
оформлением интерьера пассажирских салонов, применением но-
вейшего бытового оборудования и прогрессивных форм обслужи-
276
vmw. vokb-la.spb.ru
вания пассажиров. Размещение основного оборудования буфетно-
кухонного комплекса под полом пассажирской кабины и буфетных
стоек на верхней палубе позволяет рационально использовать
площадь пассажирской кабины, быстро обслуживать буфет-
кухню. Применение сервировочных тележек ускоряет раздачу
питания пассажирам и значительно облегчает труд бортпровод-
ников.
В конструкции планера самолета Ил-86 также применено
много нового: прессованные и клееклепаные панели, крупно-
габаритные штампованные детали, сотовые конструкции, компо-
зиционные материалы, различные виды титанового крепежа, более
совершенные заклепки, новые методы упрочнения элементов
конструкции и многое другое. Все это потребовало разработки
и внедрения в серийное производство новых технологических
процессов. Всего при постройке самолета Ил-86 применено более
50 новых технологических методов.
Постройка первого опытного самолета Ил-86, проводившаяся
на основе широкой кооперации многих предприятий страны,
изготовлявших отдельные части самолета, его агрегаты и системы,
была завершена и 22 декабря 1976 г. экипаж, возглавляемый
заслуженным летчиком-испытателем СССР, Героем Советского
Союза Э. И. Кузнецовым, выполнил на Ил-86 первый полет.
В июне следующего года опытный самолет Ил-86 совершил
перелет в Париж и был показан на 32-м Международном салоне
по авиации и космосу в аэропорту Ле-Бурже, где привлек боль-
шое внимание и получил высокую оценку зарубежных авиацион-
ных специалистов.
Заводские испытания самолета Ил-86 были успешно завер-
шены 22 сентября 1978 г., на три месяца раньше срока. В про-
цессе их проведения были определены летно-технические харак-
теристики самолета и достигнута скорость полета, эквивалентная
числу М = 0,93, оценены характеристики устойчивости и управ-
ляемости самолета, которые были проверены также и на больших
углах атаки, на 11° превышавших угол атаки, установленный
Для нормальной эксплуатации самолета. Заводские испытания
позволили также определить характеристики двигателей НК-86
в полетах на различных режимах, оценить работу систем силовой
установки, систем и оборудования самолета.
После окончания заводских испытаний наступил другой важ-
нейший этап реализации программы создания самолета Ил-86 —
его государственные и эксплуатационные испытания, завершив-
шиеся сертификацией самолета — установлением соответствия
Ил-86 требованиям Норм летной годности гражданских самолетов
СССР. Работа по сертификации самолета выполнялась с самого
начала проектирования Ил-86, она велась на всех этапах создания
и испытаний самолета. Эта работа включала в себя выполнение
Разнообразных испытаний и расчетов, создание новых моделей
и стендов, всесторонние исследования аэродинамических, проч-
277
костных, аэроупругих и динамических характеристик самолета,
проведение лабораторных, стендовых и летных испытаний, вы-
явление пределов работоспособности отдельных систем и агрегатов
самолета. Сертификация Ил-86 позволила шаг за шагом, элемент
за элементом просмотреть, проанализировать и испытать всю
конструкцию самолета и в конечном итоге подтвердить полное
соответствие Ил-86 жестким и всеобъемлющим требованиям Норм
летной годности.
Государственные испытания показали, что создан самолет,
обладающий высокой эксплуатационной эффективностью: по срав-
нению с другими ныне эксплуатирующимися на авиалиниях
средней протяженности пассажирскими самолетами Ил-86 обес-
печивает существенное снижение эксплуатационных расходов
и экономит значительное количество топлива. Поступив на экс-
плуатационные испытания, самолеты Ил-86 провели в небе сотни
часов и налетали многие тысячи километров.
Обширная программа сертификационных летных и эксплуата-
ционных испытаний самолета Ил-86 выходила за рамки испытаний
конкретного типа самолета. В процессе выполнения этой про-
граммы создавалась новая методика испытаний пассажирских
самолетов — выявлялись виды необходимых испытаний, их
объемы, разрабатывались согласованные программы испытаний,
впервые была практически реализована комплексная программа
испытаний самолета на отказобезопасность.
Рейсом Москва — Ташкент 26 декабря 1980 г. открылась регу-
лярная эксплуатация самолета на воздушных линиях страны.
В истории самолета Ил-86 начался новый этап, который, без
сомнения, стал и качественно новой вехой в развитии советской
гражданской авиации. В течение 1981 г. самолеты Ил-86 были
внедрены в эксплуатацию сразу на нескольких внутренних и
международных воздушных линиях. Высокие летно-технические
данные самолета Ил-86 получили и международное признание.
В сентябре 1981 г. на серийном самолете Ил-86 экипаж заслу-
женного летчика-испытателя СССР, Героя Советского Союза
Г. Волохова установил 18 мировых рекордов- с коммерческим
грузом 35, 40, 50, 60 и 65 т самолет развил среднюю скорость
971 км/ч на замкнутом маршруте протяженностью 2000 км, а с ком-
мерческим грузом от 35 до 80 т самолет летел со скоростью около
956 км/ч по замкнутому маршруту протяженностью 1000 км.
Достигнутые в рекордных полетах увеличения максимальной
взлетной массы и массы коммерческого груза самолета Ил-86
позволяют выявить потенциальные возможности конструкции
самолета, изучить поведение самолета с большой полетной массой
в воздухе и в сочетании с опытом регулярной эксплуатации на
воздушных линиях использовать полученные в рекордных полетах
данные для дальнейшего развития самолета, расширения области
его применения, как это уже неоднократно делалось на самолетах
Ил-18, Ил-62 и Ил-76.
278
www.vokb-la.spb.ru
15. ШИРОКО ФЮЗЕЛЯЖНЫЙ
ДАЛЬНИЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ
САМОЛЕТ Ил-96-300
В первой половине 1970-х гг., одновременно
с созданием первого отечественного широкофюзеляжного самолета
большой пассажировместимости Ил-86, в ОКБ имени С. В. Илью-
шина развернулись проектно-исследовательские работы по
широкофюзеляжному дальнему магистральному пассажирскому
самолету. Необходимость создания такой машины определялась
постоянным увеличением объема пассажирских перевозок на
авиалиниях большой протяженности как в Советском Союзе,
так и во всем мире. В соответствии с ростом объема перевозок
стал возрастать и парк дальних пассажирских самолетов, причем
у зарубежных авиакомпаний значительную часть этого парка
составили широкофюзеляжные самолеты большой пассажиро-
вместимости, которые при выполнении продолжительных дальних
полетов предоставляют своим пассажирам значительно более
высокий уровень комфорта, чем ранее созданные узкофюзеляжные
дальние пассажирские самолеты. Кроме того, внедрение в экс-
плуатацию широкофюзеляжных дальних пассажирских самолетов
способствовало и разгрузке аэропортов крупных городов за счет
сокращения числа рейсов, уменьшения времени ожидания на
взлет или на посадку при нахождении самолета, соответственно,
на ВПП или в воздушном пространстве аэропорта.
С появлением высококомфортабельных дальних широкофюзе-
ляжных самолетов узкофюзеляжные пассажирские самолеты стали
неконкурентоспособными на основных магистральных трассах
и их пришлось переводить на дальние воздушные линии с не-
большими пассажиропотоками. Анализ, проведенный в середине
1970-х гг., показал, что к концу 1980-х гг. рост объема пассажир-
ских перевозок на дальних воздушных линиях СССР также по-
требует наличия в парке дальних самолетов Аэрофлота широко-
фюзеляжных самолетов большой пассажировместимости.
Первоначально предполагалось, что отечественный дальний
широкофюзеляжный самолет будет являться дальнейшим разви-
тием самолета Ил-86 и сохранит максимально возможную кон-
структивную общность с ним. В соответствии с таким подходом
новый самолет, получивший обозначение Ил-86Д («дальний»),
имел одинаковую с Ил-86 конструкцию фюзеляжа, оперения,
основных бортовых функциональных систем. Это позволяло сокра-
тить сроки создания новой машины, быстро внедрить ее в серийное
производство параллельно с производством самолета Ил-86 и
Упростить техническое обслуживание Ил-86 и Ил-86Д в эксплу-
атации. От своего предшественника Ил-86Д отличался только
площадью крыла и новыми двигателями с большой степенью
Двухконтурности и малыми удельными расходами топлива на
крейсерских режимах полета (рис. 15.1, а).
279
Рис. 15.1. Развитие проектов самолета Ил-96-300|
Номер рисунка . . . . а б в
Самолет . . Ил-86Д Ил-96 Ил-96-300
Площадь крыла, м2 . . 470 387 350
Удлинение крыла . 8,5 9,0 9,5
Длина фюзеляжа, м . . 56,1 56,1 51,1
Число двигателей . . . 4 4 4
Взлетная тяга, тс . . . 20,85 18,0 16,0
Разразившийся в середине семидесятых годов «энергетический
кризис», связанный с резким, скачкообразным возрастанием цен
на нефть и, соответственно, на производимые из нее различные
углеводородные топлива, в том числе и на авиационный керосин,
заставил конструкторов пассажирских самолетов обратить особое
внимание на снижение расходов топлива вновь создаваемыми
самолетами.
Именно в это время в процессе проектирования пассажирских
самолетов, помимо общепринятого тогда критерия оценки эффек-
тивности эксплуатации пассажирского самолета как транспорт-
ного средства по себестоимости пассажиро-километра, вводится
и такой критерий оценки, как показатель топливной эффективно-
сти вновь проектируемого самолета — расход топлива на пере-
возку одного пассажира на дальность в один километр, опре-
деленный при полете самолета с рассматриваемой пассажиро-
вместимостью на соответствующую этой пассажировместимости
техническую дальность полета. Оценка уровня технического
совершенства вновь создаваемого пассажирского самолета по
критерию топливной эффективности становится одной из главных.
Анализ составляющих этого критерия показал, что наибольшее
влияние на расход топлива пассажирским самолетом оказывают
четыре основных фактора: уровень аэродинамического совер-
шенства самолета, уровень его весового совершенства, уровень
технического совершенства двигателей, определяемый величиной
расхода топлива двигателями на крейсерском режиме полета,
массой двигателя, его миделем, высотно-скоростными и дроссель-
ными характеристиками, а также пассажировместимость самолета
280
www.vokb-la.spb.ru
Оценка различных проектов пассажирских самолетов по крите-
рию топливной эффективности убедила в том, что для обеспечения
минимальных расходов топлива в эксплуатации необходимо по-
новому подойти ко многим проектно-конструкторским решениям,
выбранным для этих машин. В частности, было доказано, что
топливную эффективность Ил-86Д можно значительно улучшить
за счет реализации результатов ряда новых научных исследова-
ний, проведенных в ЦАГИ, применения новых, разработанных
в ОКБ имени С. В. Ильюшина, проектно-конструкторских реше-
ний, повышающих аэродинамическое и весовое совершенство
самолета.
В соответствии с этим в конце 1970-х гг. был разработан проект
дальнего широкофюзеляжного пассажирского самолета Ил-96
с Т-образным хвостовым оперением (рис. 15.1, б). В проекте
использовался опыт проектирования самолетов Ил-86 и Ил-86Д.
Уровень технического совершенства Ил-96 был повышен по
сравнению с самолетом Ил-86Д, в основном, за счет применения
нового крыла с большим удлинением и с новыми «суперкритиче-
скими» профилями, которые позволили при той же, что и у Ил-96
крейсерской скорости, соответствующей значению М = 0,8, умень-
шить на самолете Ил-86 стреловидность крыла до 30°, увеличить
его относительную толщину, а следовательно, и снизить массу
этого крыла.
Однако быстрое развитие авиационной техники — достижения
в области аэродинамических исследований, разработки новых
двигателей, бортового оборудования и систем, в том числе систем
автоматического управления самолетом с широким использова-
нием бортовых цифровых ЭВМ на новой элементной базе, появле-
ние металлических сплавов и неметаллических материалов с более
высокими физико-механическими свойствами, создание про-
грессивных технологических процессов — заставляло конструк-
торов постоянно пересматривать прогнозируемые уровни техни-
ческого совершенства проектируемых самолетов, характеризуемые
величиной расхода топлива на пассажиро-километр, и создавать
новые пассажирские самолеты с учетом всех тех новых достижений
в авиационной науке и технике, которые могли быть реализованы
не только в ближайшем, но и в довольно отдаленном будущем.
Такой подход определил перед проектировщиками отечествен-
ного дальнего широкофюзеляжного пассажирского самолета по-
становку новой, технически очень сложной задачи: спроектиро-
вать самолет с очень высоким уровнем технического совершенства
на основе новейших научно-технических достижений, ранее не
использовавшихся при создании пассажирских самолетов. Новый
подход к решению проблемы создания дальнего широкофюзеляж-
ного пассажирского самолета потребовал отказаться при его
разработке от применения агрегатов планера и систем с самолета
Ил-86 и создавать совершенно новый самолет Ил-96-300 с исполь-
зованием новых проектно-конструкторских решений, направ-
281
ленных в первую очередь на повышение аэродинамического совер-
шенства самолета, снижение его массы, обеспечение простоты
технического обслуживания машины в эксплуатации.
Одновременно было выдвинуто требование об оснащении двух
самолетов нового поколения—дальнего Ил-96-300 (рис. 15.1, в)
и самолета средней дальности Ту-204 — единым унифицированным
двигателем ПС-90 с большой степенью двухконтурности и низким
крейсерским удельным расходом топлива. Двигатель был создан
под руководством Генерального конструктора П. А. Соловьева
и должен был иметь взлетную тягу 16 тс и удельный расход то-
плива 0,58 кг/(кгс-ч).
Самолет Ил-96-300 разрабатывался по техническим требова-
ниям /Министерства гражданской авиации СССР, отражающим
перспективы роста объема пассажирских перевозок на дальних
воздушных линиях Аэрофлота. Эти требования оказали значи-
тельное влияние на компоновочные и конструктивные особенности
самолета Ил-96-300, определили его основные технические харак-
теристики.
В соответствии с требованиями МГА самолет Ил-96-300 пред-
назначен для перевозки пассажиров, их багажа, почты и грузов
на магистральных воздушных линиях протяженностью 4000 ...
11 000 км.
Основные параметры самолета Ил-96-300 определили как тре-
бования по перевозке коммерческой нагрузки 30 и 15 т на прак-
тическую дальность 9000 и 11 000 км с крейсерской скоростью
850 ... 900 км/ч на высоте 9000 ... 12 000 м, так и условия базиро-
вания, в соответствии с которыми Ил-96-300 должен эксплуати-
роваться с существующих аэродромов, предназначенных для
приема дальних магистральных самолетов и имеющих длину ВПП,
равную 3200 м. Расчетные оценки показали, что для выполнения
указанных требований наиболее оптимальным является самолет,
выполненный по традиционной схеме свободнойесущего моно-
плана с низкорасположенным крылом площадью 350 м2, обычным
хвостовым оперением и двигателями ПС-90АН, установленными
на пилонах под крылом (рис. 15.2). С целью снижения лобового
сопротивления гондол двигателей, потерь тяги и, в конечном
итоге, для уменьшения крейсерского удельного расхода топлива,
гондолы двигателей Ил-96-300 имеют плавные, а не ступенчатые
внешние обводы, характерные для гондол двигателей с большой
степенью двухконтурности, которые устанавливались до этого
на отечественных и зарубежных самолетах. И хотя выигрыш от
гондол такой формы сравнительно невелик, он выражается весьма
существенной экономией топлива при выполнении дальних по-
летов.
По своему внешнему виду Ил-96-300 напоминает Ил-86
(рис. 15.3), однако в его параметры, конструкцию планера, функ-
циональные системы, бортовое оборудование внесены, как уже
отмечалось, принципиальные нововведения, реализованы но-
282
Рис. 15.2. Общий вид самолета Ил-9в-300
вейшие научно-технические достижения. Это обеспечивает
значительно большую дальность полета самолета Ил-96-300 по
сравнению с другими дальними самолетами, созданными в ОКБ
имени С. В. Ильюшина (рис. 15.4), и качественно новые характе-
ристики эффективности самолета — минимальный расход топлива
на пассажиро-километр у Ил-96-300 в два раза меньше, чем у даль-
него самолета Ил-62М. Максимальная взлетная масса самолета
Ил-96-300 практически одинакова с массой серийных самолетов
Ил-86 и равна 216 т, а поднимаемая им максимальная коммер-
ческая нагрузка достигает 40 т. Развитие внешних форм дальних
самолетов «Ил» представлено на рис. 15.5, а.
Одной из особенностей развития мировой гражданской авиации
является появление практически у каждого типа пассажирского
самолета многочисленных модификаций, как правило, с большей
7150
7200
Рис. 15.3. Сравнение контуров
общих видов самолетов:
/ - Ил-86 (S р)= 330 м*. X =
= 35°); 2 - Ил-96-300 (S ~
х л и» XX и
— 350 м«, % = 30°)
..qqq.
51150
56100
08060
51660
283
Практическая дальность, км
Рис. 15.4. Коммерческая нагрузка —
практическая дальность полета самолетов
марки «Ил»В
/ — самолет Ил-18Д с двигателями АИ-20М;
2 — самолет Ил-62М с двигателями Д-30К.У;
3 — самолет Ил-86 с двигателями НК-86
4 — самолет Ил-96-300 с двигателями ПС-90АН
пассажировместимостью, увели-
ченной дальностью полета, при-
способлениями для грузовых и
смешанных грузо-пассажирских
перевозок. Выбранные параметры
самолета Ил-96-300, особенно
аэродинамические характеристики его крыла, позволяют с отно-
сительно небольшими затратами получать значительный эконо-
мический эффект при создании различных вариантов самолета
Ил-96-300, отвечающих разнообразным требованиям эксплу-
атирующих организаций.
Пассажиры Ил-96-300 (рис. 15.5, б) размещаются в фюзеляже,
имеющем такой же, как и у Ил-86 наружный диаметр, равный
6,08 м, но меньшую на 5,5 м длину. Предусматриваются самые
различные варианты компоновки пассажирских салонов самолета
Ил-96-300: смешанные варианты на 235 и 262 пассажирских места
с креслами первого класса, салонами повышенного комфорта
и туристского класса; вариант на 300 пассажирских кресел турист-
ского класса и др. Основным является вариант на 300 пассажир-
ских мест. Кресла туристского класса выполнены в виде трех-
местных блоков и установлены с шагом 870 мм по девять кресел
в одном поперечном ряду с двумя продольными проходами шири-
ной 550 мм между блоками кресел. Пассажиры размещаются
в двух салонах: 66 человек в переднем и 234 человека в заднем
(рис. 15.6).
Для пассажирских салонов разработано мягкое, рассеянное
освещение, интерьер имеет современную отделку. Салоны осна-
щены видеозвуковой системой, разнообразным пассажирским,
буфетно-кухонным, санитарно-гигиеническим и аварийно-
спасательным оборудованием. Каждое пассажирское кресло имеет
регулируемую по наклону спинку и откидывающиеся подлокот-
ники, индивидуальный столик, вентилятор, наушники для про-
слушивания музыкальных программ, кнопку вызова бортпровод-
ника. Часто расположенные окна со шторками-светофильтрами
предоставляют пассажирам хороший обзор. Буфетно-кухонный
комплекс, расположенный на нижней палубе, и верхние буфетные
стойки обеспечат пассажиров и экипаж двухразовым питанием
при продолжительном полете.
На самолете предусмотрена установка восьми туалетов. Ком-
поновка туалетов и их оборудование — такие же, как и на Ил-86.
Пассажирские салоны Ил-96-300 оборудованы постоянными гарде-
робами, рассчитанными на эксплуатацию в летнее время года.
284
t
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 15.5. Эволюция внешних
лет:
а - пид сбоку; б — вид в плане;
форм пассажирских самолетов «Ил> за тридцать
/ _ Ил-18Д; 2 - Ил-62М; 3 - Ил-86; 4 - Ил-96-300
285
Вход
Туристский класс
Шаг установки кресел-810 мм Аварийный
88 пест < места k
Я5®=^ИИИЯПВВШМШвЖ?ж
§в@@@0§@ГИВВИИМММЕИввеввоо J4
буфет
О)
Смешанный Вариант
Деловой класс Туристский класс
ЧОмест /7J места
। - 900пн -610 мм
у ВМВрг ввоввв! АЙОВОВООВЙЙВВиМОООиГтп
й SOD a jza BBBGBDOOOBBODOUcooQ'®» г (!И
ЦдвюШв.ааввв1оВ0ВВ00ВВВ1В0иР0Р0[1ОВЭ^'
Гардероб * буфет Переставная
перегородка
I класс
22 песта
Шаг кресел -1070мм
i"*'i
1 класс
класс
V
Рис. 15.6. Компоновка пассажирских салонов самолета Ил-0^-300:
а — вариант компоновки на 300 пассажирских мест в туристском классе; б — вариант
компоновки на 235 пассажирских мест в смешанном классе (I класс, деловой и туристский
классы)
В холодное время года в салонах будут установлены дополнитель-
ные гардеробы (на месте снятых нескольких пассажирских кресел)
Два больших грузовых отсека на нижней палубе оборудованы
для быстрой погрузки и выгрузки грузов в стандартных багажных
и грузовых контейнерах АБК-1,5. В переднем отсеке размещаются
шесть контейнеров, а в заднем — десять. При полной занятости
кресел в девяти контейнерах будет перевозиться багаж пассажи-
ров, а в оставшихся семи — грузы и почта. В отсеки могут быть
также помещены пакетированные грузы и грузы на поддонах,
которые широко используются при эксплуатации современных
широкофюзеляжных самолетов.
Третий грузовой отсек предназначен для перевозки так назы-
ваемых штучных грузов. Для погрузки и выгрузки предполагается
использовать стандартное для международных аэропортов назем-
ное оборудование.
Компоновка на 235 пассажирских мест (см. рис. 15.6) отли-
чается от основного варианта наличием двух передних салонов:
салона первого класса на 22 высококомфортабельных пассажир-
ских места с шагом установки кресел, равным 1020 мм, и салона
«бизнес-класса» — делового класса на 40 пассажирских мест
с уровнем комфорта ниже, чем в первом, но более высоким, чем
в салоне туристского класса. Для обслуживания пассажиров
первого класса и делового класса устанавливается дополнительное
буфетно-кухонное оборудование на верхней палубе между поме-
щениями двух передних салонов.
286
www.vokb-la.spb.ru
Требуемое аэродинамическое совершенство Ил-96-300 обеспе-
чивается внедрением большого количества различных меропри-
ятий, разработанных совместно с ЦАГИ. Работы по улучшению
аэродинамики велись как в направлении совершенствования аэро-
динамической компоновки самолета, так и по пути внедрения
новых конструктивных и технологических решений, приведших
к улучшению качества внешней поверхности. По всей поверхности
самолета применены заклепки с потайными головками.
На основе обширных исследовательских и экспериментальных
работ для Ил-96-300 спроектировано крыло большого удлинения
с суперкритическими профилями и с вертикальными законцов-
ками, повышающими его аэродинамическое качество. Проведены
значительные работы по улучшению местной аэродинамики (со-
пряжению крыла с фюзеляжем, сочленению крыла с пилонами
мотогондол, обтекателями рельсов закрылков), подобраны опти-
мальные формы мотогондол, различных надстроек. Приняты
меры к уменьшению различных щелей между неподвижными и
подвижными поверхностями, где возможно, щели герметизиро-
ваны. Количество продольных и поперечных стыков на поверх-
ности крыла сокращено до минимума. Крыло оснащено эффектив-
ной взлетно-посадочной механизацией, состоящей из предкрылков
вдоль всего его размаха, внутреннего двухщелевого и наружного
однощелевого закрылков. На крыле также установлены органы
поперечного управления: внутренний элерон и интерцепторы.
Внешние элероны работают только с активными системами и в по-
перечном управлении не участвуют.
Повышению аэродинамического качества способствует также
специальная программа выработки топлива, которая предусма-
тривает его задержку в консольных баках, что обеспечивает полет
на задних центровках и уменьшает балансировочное сопротивле-
ние самолета.
Проведена большая работа по оптимизации режимов Ил-96-300
при наборе высоты, крейсерском полете, снижении и заходе на
посадку. Повышению топливной эффективности способствует и
оптимальное согласование характеристик самолета и его функ-
циональных систем с двигателем, в частности уменьшение отбора
мощности и воздуха от двигателей, для чего, например, в системе
кондиционирования применяется рециркуляция (повторное ис-
пользование) воздуха в кабине.
Весовая эффективность пассажирского самолета во многом
определяется массой планера, функциональных систем, бортового
оборудования и комплектующих изделий, зависящей от совер-
шенства конструкции и технологии, от объема применения новых
материалов и т. д. Весовая эффективность является также след-
ствием реализации большого числа самых различных новшеств,
объем которых возрастает с каждым следующим поколением,
особенно у самолетов, которые будут введены в эксплуатацию
в начале 1990-х гг. К этим новшествам относятся более прочные
287
металлические сплавы, неметаллические материалы (в том числе
композиционные), усовершенствованные крепежные детали,
длинномерные полуфабрикаты и многое другое. Снижению
массы Ил-96-300 способствует и применение при его создании
средств электронно-вычислительной техники. В конструктор-
ском бюро широко практикуется активный диалог конструктора
с ЭВМ. Благодаря этому конструктор освобождается от рутинной
работы, он уделяет основное время разработке и оценке большого
количества вариантов, выбору оптимального решения.
Необходимость обеспечения минимальной массы планера,
прежде всего крыла и фюзеляжа, при безусловной надежности и
высоком ресурсе определила применение новых методов анализа
напряженно-деформированного состояния конструкции. Они мо-
гут быть использованы только с помощью ЭВМ. Для получения
ясной картины напряженно-деформированного состояния кон-
струкции на ранней стадии проектирования и максимальной точ-
ности прогнозирования напряжений была разработана матема-
тическая прочностная модель планера Ил-96-300. Это позволило
обеспечить наиболее рациональное распределение материала по
конструктивным элементам планера в зависимости от действую-
щих нагрузок и допускаемых напряжений, а в итоге — снизить
массу и обеспечить получение заданного ресурса.
Решению задачи достижения минимальной массы способствует
применение на самолете Ил-96-300 активного управления —
системы повышения ресурса и системы демпфирования упругих
колебаний крыла.
Большое внимание уделялось также снижению массы функцио-
нальных систем, бортового оборудования и, особенно, комплек-
тующих изделий. Системы и бортовое оборудование вносят значи-
тельный вклад в достижение высокого уровня надежности и тех-
нического совершенства самолета. На Ил-96-300 они значительно
более совершенны и надежны по сравнению с ныне находящимися
в эксплуатации самолетами. Это дает возможность значительно
снизить массу самолета Ил-96-300, повысить уровни автомати-
зации и безопасности полета, эффективность эксплуатации. К ним
относятся, в частности, комплексная система выдачи информации
экипажу о работе всех систем с цветным изображением на диспле-
ях кабины экипажа, новая электродистанционная система управ-
ления самолетом «по усилиям», автоматизированная система
управления взлетно-посадочной механизацией, уже упомянутая
система кондиционирования.
Новый бортовой комплекс пилотажно-навигационного обо-
рудования обеспечит практически полную автоматизацию самоле-
товождения в сложных метеорологических условиях над любыми
районами земного шара и выполнение автоматической посадки
в условиях категории ША ИКАО. Наличие на Ил-96-300 такого
бортового комплекса позволит осуществлять управление самолетом
летным экипажем из трех человек: командира воздушного судна,
288
www.vokb-la.spb.ru
второго пилота и бортинженера.
Применение высокоавтоматизированных систем и наличие в
экипаже всего трех человек определили особенности компоновки
пилотской кабины. Главной задачей при ее разработке было сни-
зить утомляемость пилотов при длительной работе, повысить
надёжность, безопасность и регулярность полетов. Как и на Ил-86,
здесь применен хорошо зарекомендовавший себя в эксплуатации
принцип впередсмотрящего экипажа, размещенного в единой
группе, при котором обеспечивается взаимоконтроль и взаимо-
помощь между его членами. Все средства отображения информации
и органы управления размещаются в доступных и обозримых
местах. Такой подход потребовал объединения отдельных сигна-
лизаторов, индикаторов и органов управления в единую много-
функциональную информационно-управляющую систему, обе-
спечивающую выдачу сигналов (световых, звуковых, речевых),
отображение параметров пилотажно-навигационного комплекса,
силовой установки и самолетных систем, а также управление ра-
ботой систем и бортового оборудования.
Использование на Ил-96-300 многоканальных резервированных
систем с автоматическим отключением или переключением неис-
правных каналов в основном освобождает экипаж от каких-либо
действий при возникновении отказов. Система отображения ин-
формации оповещает экипаж о происшедшем отказе и лишь в не-
которых случаях экипажу необходимо продублировать вручную
работу автоматики. Только в отдельных случаях, когда несвое-
временное включение или выключение наиболее ответственных
систем (двигателей, второй и третьей очереди пожаротушения)
может существенно влиять на безопасность полета, автоматика
не используется и принятие решения возлагается на экипаж.
На самолете Ил-96-300 вся информация о работе бортовых
систем, а также индикация данных, необходимых для пилотирова-
ния и навигации объединены в единую систему отображения ин-
формации, основой которой являются две подсистемы — экран-
ной индикации и комплексной информационной сигнализации.
Система экранной индикации входит в состав пилотажно-на-
вигационного комплекса и ее основными средствами представле-
ния информации экипажу являются четыре цветных экранных
индикатора на электронно-лучевых трубках по краям приборной
Доски, два из которых предназначены для командира корабля и
два —для второго пилота (рис. 15.7). Каждая пара этих индика-
торов состоит из комплексного пилотажного индикатора и комп-
лексного индикатора навигационной обстановки, которые предо-
ставляют экипажу информацию, необходимую для пилотирова-
ния самолета и навигации.
Индикаторы комплексной информационной системы сигнали-
зации расположены в средней части приборной доски (gm. рис. 15.7).
Правый экран предназначен, в основном, для индикации парамет-
ров работы двигателей, а левый — для сигнальной информации.
289
о)
б)
Рис. 15.7. Сравнение пилотских досок самолетов;
а — Ил-96-300; б — Ил-86 1 — пульт вычислителя системы управления полетом; 2 —
комплексный пилотажный индикатор, 3 — комплексный индикатор навигационной об-
становки; 4 — комплексная информационная система сигнализации; 5 — приборы кон-
троля работы силовой установки
Кроме того, имеется возможность ручного вызова на каждый из
этих экранов любой информации, которой располагает система.
Она имеет запоминающие устройства, которые позволяют после
полета выдать на экраны информацию об отказах и неисправностях
бортовых систем, имевших место во время полета. Для оператив-
ного документирования отказов и неисправностей на борту са-
молета имеется печатающее устройство, которое в случае необ-
ходимости выдает бланк с перечнем отказавших в полете систем
и агрегатов для наземного обслуживающего персонала и экипажа.
Новый бортовой пилотажно-навигационный комплекс и систе-
ма отображения информации значительно снижают утомляемость
экипажа самолета Ил-96-300 в длительных дальних полетах.
Сравнение досок пилотов самолета Ил-86 с многочисленными при-
борами и Ил-96-300 с шестью экранными индикаторами не требует
комментариев.
Одной из главных задач создания безопасного и надежного
пассажирского самолета является проблема разработки конструк-
ции планера, обеспечения его прочности, ресурса и живучести
при минимальной массе.
Фюзеляж самолета Ил-96-300 как бы продолжает эволюцию
фюзеляжей самолетов «Ил», размеры поперечных сечений которых
определялись их пассажировместимостью (рис. 15.8). Он имеет
одинаковый с самолетом Ил-86 диаметр, но меньшую на 5 м длину
из-за уменьшения числа пассажирских мест по сравнению с Ил-86.
Конструкция фюзеляжа Ил-96-300 существенно изменена для
повышения его надежности и обеспечения безопасности при пов-
290
mw.vokb-la.spb.ru
Рис. 15.8. Изменение диаметра фюзеляжей самолетов <Ил> в зависимости от их
пассажировместимости
реждении, уменьшения скорости роста трещин, обеспечения за-
данного ресурса, снижения массы, улучшения качества наружной
поверхности и технологичности конструкции при изготовлении
в производстве.
Конструкция силового кессона крыла разработана с исполь-
зованием монолитно-сборных панелей с более высоким, чем на
Ил-86, уровнем расчетных напряжений при обеспечении требуе-
мой прочности, ресурса и живучести. Это достигнуто путем при-
менения в конструкции панелей новых материалов как с повы-
шенными характеристиками вязкости разрушений, малоцикловой
усталости, с низкими скоростями роста трещин, так и высоко-
прочных, с повышенной прочностью на разрыв и хорошими уста-
лостными характеристиками. Для сокращения числа продольных
и поперечных стыков, являющихся основным источником уста-
лостных трещин, в конструкции планера самолета Ил-96-300
применяются длинномерные и широкие полуфабрикаты. Другой
особенностью крыла самолета Ил-96-300 является большой объем
применения сотовых конструкций. Из них изготавливаются но-
совая и хвостовая части крыла, створки отсеков шасси, различные
элементы механизации крыла: воздушные тормоза, интерцепторы,
элероны, часть закрылков.
Горизонтальное оперение Ил-96-300 сохранено таким же, как
У самолета Ил-86, а площадь вертикального оперения возросла
за счет увеличения его высоты на 1,5 м по сравнению с Ил-86.
Необходимость увеличения площади вертикального оперения обу-
291
словлена требованием обеспечения путевой устойчивости при от-
казе одного двигателя.
Шасси самолета Ил-96-300 состоит из трех основных опор,
расположенных сзади центра масс самолета, и передней опоры,
расположенной в носовой части фюзеляжа.
Применение на самолете трех основных опор с двенадцатью
колесами вызвано необходимостью базирования самолета на аэро-
дромах Министерства гражданской авиации с искусственным по-
крытием, соответствующим определенной категории нормативной
нагрузки. Каждая из трех основных опор будет снабжена четырех-
колесной тележкой с тормозными колесами, а передняя опора
будет иметь два нетормозных колеса. Все четырнадцать колес
имеют одинаковые размеры 1300 х480 мм и давление в пневмати-
ках 11,5 кг/см2.
Система управления самолетом Ил-96-300 принципиально от-
личается от ранее применявшихся систем управления пассажир
ских самолетов. Ее главная особенность — использование элект-
родистанционного способа передачи командных сигналов от поста
управления к исполнительным механизмам.
В продольном и поперечном каналах системы управления ру-
лями высоты, внутренними элеронами и сблокированными с эле-
ронами внутренними секциями интерцепторов управляет электро-
дистанционная («по усилиям») система, обеспечивающая автома-
тическую загрузку рычагов управления в совместной работе
с механической проводкой управления. На случай отказа основ-
ной электродистанционной проводки в продольном канале имеется
дублирующая механическая проводка. Внешними интерцепторами
управляет только электродистанционная («по положению») си-
стема и полностью отсутствует дублирующая механическая про-
водка управления.
Принцип действия электродистанционной системы управления
«по усилиям» заключается в том, что сигналы с датчиков усилий,
установленных на рычагах управления, передаются по проводам
на электрогидравлические рулевые машины, штоки которых пере-
мещаются пропорционально величинам усилий, приложенных
к рычагам управления. Штоки рулевых машин механической про-
водкой связаны с золотниками бустеров, отклоняющих рулевые
поверхности. В случае использования электродистанционной
системы управления «по положению» величина командного сиг-
нала зависит от величины отклонения поста управления.
Поскольку горизонтальное оперение целиком взято с самолета
Ил-86, бустера и проводка управления в стабилизаторе полно-
стью сохранены. Сохранен с самолета Ил-86 также и привод ста-
билизатора.
В канале курса киль и руль направления самолета Ил-96-300
также во многом взяты с самолета Ил-86 и поэтому бустеры и про-
водка управления в киле полностью сохранены. Как и в продоль-
ном канале, электродистанционная система управления секциями
292
www.vokb-la.spb.ru
руля направления («по усилиям») на участке от педалей до при-
водов системы автоматической загрузки дублируются механиче-
ской проводкой управления.
Большое внимание уделяется обеспечению отказобезопасности
системы управления самолетом Ил-96-300, которая обеспечива-
ется, как уже отмечалось, резервированием электродистанционной
проводки механической, а также использованием развязывающих
и центрирующих пружин, наличием устройств разъединения штур-
вальных колонок и педалей. Как и на Ил-86, различные поверх-
ности управления разделены на секции, каждая из которых от-
клоняется одним или несколькими приводами (бустерами). Ре-
зервирование приводов также повышает эксплуатационную на-
дежность системы управления.
Управление рулями, элеронами, интерцепторами, тормозными
щитками, предкрылками, закрылками, стабилизатором, а также
уборкой и выпуском шасси, торможением и поворотом передних
колес, реверсивного устройства двигателей, открытием и закры-
тием дверей грузовых люков осуществляется с помощью гидро-
системы, состоящей из четырех самостоятельных и независимых
друг от друга систем, источниками давления в которых являются
плунжерные гидронасосы, установленные на двигателях.
Разработанная структура системы управления самолета
Ил-96-300 по своему техническому уровню отвечает новейшим тре-
бованиям к ее функциональным возможностям, надежности, обе-
спечения безопасности полета и массы.
Топливная система самолета Ил-96-300 разработана на базе
топливной системы самолета Ил-86 и при ее создании учтен оте-
чественный и мировой опыт. Топливная система работает автома-
тически, не требуя участия экипажа. При необходимости обеспе-
чивается ручное управления топливной системой.
На самолете Ил-96-300 топливо располагается в девяти кес-
сонных крыльевых баках, из которых восемь расположены в кон-
колях крыла и один в центроплане.
Топливная система выполнена раздельной для каждого из
четырех двигателей. Каждый двигатель питается топливом из
расходного отсека своего бака. Расходные отсеки на протяжении
всего полета заполнены топливом, что обеспечивает надежную
подачу топлива в двигатели на всех режимах полета. Выработка
топлива из консольных баков производится g задержкой для раз-
грузки крыла и увеличения критической скорости флаттера.
Для точного замера количества топлива к концу полета, а так-
же для более полной выработки топлива из баков и высокоточного
срабатывания поплавковых клапанов, управляющих перекач-
кой, в главных баках предусмотрены предрасходные отсеки. Для
Уменьшения массы топливной системы, в качестве насосов аварий-
ного слива и перекачки используются насосы подкачки, что не
снижает надежности питания двигателей при аварийном сливе
и отказе другого насоса подкачки, так как оставшийся насос
293
обеспечивает и аварийный слив, и подачу топлива в дви-
гатель .
Перекачка топлива из центропланного и консольных баков,
а также перекачка в расходные и предрасходные отсеки осущест-
вляется струйными насосами, которые работают от насосов под-
качки. Применение для перекачки топлива струйных насосов
(а не электроцентробежных) и уменьшение их числа позволило
снизить массу топливной системы и повысить ее надежность, так
как струйные насосы представляют собой простейшую конструк-
цию и практически безотказны. С помощью струйных насосов
обеспечивается более полная выработка топлива из бака. Работа
такой топливной системы со струйными насосами перед установ-
кой на Ил-96-300 прошла всеобъемлющие испытания на стендах
и на самолете Ил-86.
Выбранная схема топливной системы позволяет создать более
•легкую конструкцию крыла с увеличенным ресурсом, потому что
для агрегатов топливной системы требуется минимальное число
вырезов в силовых панелях крыла, так как струйные насосы
не требуют вырезов, а насосы подкачки устанавливаются на тех-
нологических люках-лазах.
Основными особенностями системы кондиционирования воз-
духа самолета Ил-96-300, отличающими ее от аналогичной системы
Ил-96, являются следующие:
с целью уменьшения отбора воздуха от двигателей и снижения
расхода топлива в гермокабину самолета подается не только све-
жий воздух, но и воздух, уже использовавшийся в воздухообмене,
т. е. на самолете Ил-96-300 используется система кондиционирова-
ния с рециркуляцией;
наличие централизованной электронной системы «Комфорт»
для автоматического регулирования работы системы кондициони-
рования.
Воздух в систему кондиционирования поступает от работаю-
щих двигателей. Принят одноступенчатый отбор воздуха и блоки
агрегатов отбора воздуха обеспечивают подачу 10 000 кг воздуха
в гермокабину, что с учетом рециркуляции позволяет подать
одному пассажиру от 25,7 (в варианте компоновки на 300 мест)
до 32 кг/ч (в варианте компоновки на 235 мест) воздуха.
Для защиты передних кромок крыла и горизонтального опе-
рения самолета Ил-96-300 от обледенения используется электро-
импульсная противообледенительная система циклического дей-
ствия. При этом корневые секции предкрылка (от борта фюзеляжа
и до внутреннего двигателя) и носок киля на основании опыта
эксплуатации огромного парка аналогичных самолетов противо-
обледенительной системой не оборудованы. Разнообразные на-
турные и модельные исследования подтвердили, что образование
льда на носке крыла от борта фюзеляжа до внутреннего двигателя
не оказывает влияния на летные характеристики самолета, на
его устойчивость и управляемость.
294
vwvw.vokb-la.spb.ru
Для защиты воздухозаборников двигателей от обледенения
принята воздушно-тепловая противообледенительная система по-
стоянного действия. Передние кромки воздухозаборника обогре-
ваются горячим воздухом, отбираемым от компрессора работаю-
щего двигателя. Стекла фонаря кабины экипажа защищены
электротепловой противообледенительной системой.
Кроме безусловного обеспечения безопасности полетов, предо-
ставления пассажирам высокого уровня комфорта, достижения
требуемого уровня надежности конструкции планера, систем и
агрегатов, снижения расхода топлива, большое внимание при
создании самолета Ил-96-300 уделялось также и экологической
«чистоте» самолета — снижению уровня шума от самолета на
местности, уменьшению дымления двигателей и т. п. Благодаря
применению двигателей ПС-90АН g большой степенью двухкон-
турности, облицовке звукопоглощающими конструкциями возду-
хозаборников гондол двигателей и ряду других мероприятий
уровень шума в контрольных точках на местности от самолета
Ил-96-300 будет значительно ниже уровня шума, допускаемого
очень жесткими требованиями ИКАО.
Обслуживаемые в процессе эксплуатации самолета Ил-96-300
агрегаты различных функциональных систем располагаются в тех
же местах, что и на Ил-86. Например, основные блоки системы
кондиционирования располагаются, как и на Ил-86, в отсеках
центроплана крыла и перед передним лонжероном крыла; трубо-
проводы и обслуживаемые агрегаты системы кондиционирования
в крыле и фюзеляже находятся в тех же зонах, что и на Ил-86.
Сказанное относится также к системе управления самолетом,
двигателями, к гидросистеме, электроснабжению, топливной си-
стеме и другим системам самолета. При этом сохраняется групповой
принцип размещения обслуживаемой аппаратуры и агрегатов.
Главной особенностью самолета Ил-96-300 с точки зрения его
эксплуатационной технологичности по сравнению с Ил-86 явля-
ется наличие на самолета Ил-96-300 более совершенных и развитых
систем встроенного контроля, обнаружения и распознавания не-
исправностей при техническом обслуживании. Эти системы соби-
рают информацию о работе бортовых функциональных систем
и оборудования (вплоть до работы отдельных составляющих эле-
ментов) самолета в полете, регистрируют ее и, в случае необхо-
димости, могут выдать информацию об имевших место неисправ-
ностях или на индикаторах электронно-лучевых трубок комплекс-
ной информационной системы сигнализации, или в виде распеча-
ток. В результате значительно сокращается объем технического
обслуживания самолета и повышается эффективность технического
обслуживания.
Как и на Ил-86, сравнительно небольшая стояночная высота
самолета позволяет выполнять большую часть операций по об-
служиванию самолета Ил-96-300 без высоких стремянок, а ра-
циональное размещение бортовых точек обеспечивает одновремен-
295
ное подключение всех средств наземного обслуживания. Для об
служивания и подготовки самолета Ил-96-300 к полету исполь-
зуются в основном средства аэродромного обслуживания общего
применения.
28 сентября 1988 г. экипаж заслуженного летчика-испытателя
СССР С. Г. Близнюка выполнил первый полет на опытном са-
молете Ил-96-300, стартовав с аэродрома, расположенного в центре
Москвы. Началось выполнение большой и очень напряженной
программы совместных с заказчиком летных и сертификационных
испытаний, в которой задействованы несколько самолетов
Ил-96-300. Серийное производство этих машин уже началось на
Воронежском авиационном производственном объединении.
16. ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ
МЕСТНЫХ ВОЗДУШНЫХ ЛИНИЙ Ил-114
На основе результатов оценки перспектив раз-
вития различных классов пассажирских самолетов, обобщения
более чем тридцатилетнего опыта эксплуатации различных вари-
антов самолета Ил-14, Опытное конструкторское бюро имени
С. В. Ильюшина в начале 1980-х гг. выступило с инициативным
предложением о создании нового пассажирского самолета для
местных воздушных линий Ил-114. Инициатива была поддержана
Министерством гражданской авиации СССР и, несмотря на боль-
шую загрузку коллектива ОКБ работами по созданию дальнего
самолета Ил-96-300, было принято решение еще до окончания
работ по самолету Ил-96-300 параллельно начать работы по соз-
данию самолета Ил-114.
С начала 1960-х гг. для перевозки пассажиров на местных воз-
душных линиях как в СССР, так и во многих зарубежных странах,
широко использовался хорошо зарекомендовавший себя в эксп-
луатации самолет Ан-24. Однако к началу 1980-х гг. самолет
Ан-24 уже морально устарел, уровень его технического совершен-
ства перестал удовлегворять современным требованиям, а парк
этих машин стал постепенно сокращаться из-за списания само-
летов Ан-24 в связи с выработкой положенного ресурса. Для
замены самолета Ан-24 и стал разрабатываться самолет Ил-114,
основным назначением которого является перевозка пассажиров
с багажом и грузов на местных воздушных линиях с большими
пассажиропотоками, а также на отдельных магистральных линиях
с малыми пассажиропотоками.
В соответствии с требованиями технического задания Мини-
стерства гражданской авиации СССР самолет Ил-114 должен пере-
возить не менее 60 пассажиров (коммерческую нагрузку 5,4 т)
на практическую дальность 1000 км с крейсерской скоростью
500 км/ч на высоте 6000 ... 8000 м. Предъявленные к самолету
Ил-114 требования имели ряд особенностей, которые отличали их
296
www.vokb-la.spb.ru
or требований, предъявлявшихся к зарубежным самолетам анало-
гичного назначения.
Прежде всего самолет Ил-114 должен эксплуатироваться с от-
носительно небольших аэродромов, имеющих как бетонированные,
так и грунтовые покрытия взлетно-посадочных полос, что способ-
ствует расширению географии использования самолета Ил-114
в различных регионах страны.
Кроме того, самолет Ил-114 должен был обеспечивать авто-
номность эксплуатации в малооборудованных аэропортах и ста-
вилась задача при максимальной простоте конструкции создать
самолет, оснащенный встроенным в его конструкцию входным
трапом для пассажиров, позволяющий использовать принцип
«багаж при себе», имеющий вспомогательную силовую установку,
а также быстрый и легкий, без использования аэродромных
стремянок, доступ ко всем элементам конструкции, необходимость
подхода к которым предусматривается программой технического
обслуживания самолета. Требовалось также, чтобы самолет
Ил-114 мог эксплуатироваться ночью и в сложных метеоусловиях,
и выполнение этого требования определило установку на Ил-114
сложного бортового оборудования, обеспечивающего взлет и посад-
ку Ил-114 в метеоусловиях, соответствующих II категории ИКАО.
Для эксплуатации в арктических и антарктических районах
самолет Ил-114 должен был обеспечивать перевозку 1,5 т коммер-
ческой нагрузки на практическую дальность 4800 км
Предъявленные к самолету Ил-114 столь разнообразные
требования определили выбор схемы самолета, мощности
его силовой установки, геометрических и массовых параметров,
особенностей конструкции, т. е. совокупности всего того, что обе-
спечивает достижение заданных летно-технических и взлетно-
посадочных характеристик. Значительный объем проектно-кон-
структорских и экспериментальных работ по выполнению этих
требований с минимальными весовыми потерями позволил в ко-
нечном итоге создать самолет с уровнем технического совершенства
не худшим, чем у аналогичных зарубежных самолетов, создавав-
шихся по значительно более простым техническим требованиям.
Самолет Ил-114 выполнен по схеме свободнонесущего моно-
плана с низкорасположенным крылом и оперением нормальной
схемы (рис. 16.1). На крыле самолета установлены два турбовинто-
вых двигателя с взлетной мощностью по 2500 э. л. с., оснащенные
малошумными шестилопастными воздушными винтами диаметром
3,6 м с автоматической системой флюгирования лопастей в полете.
Конфигурация мотогондол, а также их положение относительно
крыла и взлетно-посадочной механизации определяются аэроди-
намическими, прочностными, конструктивными и эксплуатаци-
онными требованиями, направленными на обеспечение заданных
характеристик самолета. Расположение мотогондол по размаху
крыла выбрано с учетом сохранения в минимально возможных
пределах моментов крена и разворота, возникающих в случае
297
Рис. 16.1. Общий вид самолета Ил-114
отказа одного из двигателей, а также из условия снижения уровня
шума в пассажирской кабине и в кабине экипажа.
Крыло самолета Ил-114 спроектировано на основе обширных
исследовательских и экспериментальных работ, проведенных
совместно с ЦАГИ, и оно имеет высокий уровень аэродинамиче-
ского и весового совершенства. Крыло оснащено эффективной
взлетно-посадочной механизацией, состоящей из выдвижных двух-
щелевых закрылков с фиксированным дефлектором, которые от-
клоняются на углы в 10, 20 и 40°. На крыле устанавливаются также
органы поперечного управления самолетом: элероны, оборудован-
ные сервокомпенсатором и триммером, и интерцепторы (по одной
секции на каждом полу крыле), отклоняющиеся на угол до 40°
и использующиеся для парирования крена при отказе одного дви-
гателя. Кроме того, крыло самолета Ил-114 оборудовано четырьмя
секциями тормозных щитков, которые отклоняются вверх на
угол 50° в момент касания колесами шасси поверхности взлетно-
посадочной полосы, что позволяет с самого начала послепосадоч-
ного пробега эффективно использовать тормоза колес шасси и тем
самым значительно сократить послепосадочный пробег самолета.
Крыло самолета имеет большое удлинение, равное 11, и его пло-
щадь 81,9 м2 была определена как из условия обеспечения заданных
летно-технических данных, так и из заданных условий базирования
самолета на аэродромах с короткими взлетно-посадочными поло-
сами.
Выбранные параметры хвостового оперения самолета Ил-114
обеспечивают получение нормированных характеристик устой-
чивости и управляемости при взлете с одним отказавшим двига-
телем. Горизонтальное оперение имеет рули высоты с триммерами,
а вертикальное — руль направления с триммером и сервокомпен-
сатором.
298
wiwv.vokb-la.spb.ru
При разработке компоновки пассажирских салонов и грузовых
помещений самолета Ил-114, помимо ряда других, решались две
основные задачи. Прежде всего — задача предоставления пас-
сажирам самолета местных воздушных линий уровня комфорта,
сравнимого с комфортом магистральных пассажирских самолетов,
а затем — обеспечение возможности автономной эксплуатации
самолета на необорудованных аэродромах за счет использования
принципа «багаж при себе» с одновременной возможностью ис-
пользования в оборудованных аэропортах стационарных наземных
средств для погрузки-выгрузки пассажиров, их багажа и груза.
В связи с таким подходом для Ил-114 был выбран фюзеляж,
имеющий круглое поперечное сечение диаметром 2,86 м, которое
позволяет расположить в одном поперечном ряду четыре пасса-
жирских кресла с продольным проходом между рядами кресел
шириной 450 мм. В пассажирском салоне самолета Ил-114 раз-
мещаются 60 ... 64 кресла с шагом установки 780 ... 750 мм
(рис. 16.2). Кресла выполняются в виде двухместных блоков с от-
кидывающимися вверх подлокотниками. В спинке каждого впереди-
стоящего кресла имеется откидной столик, а над каждым рядом
кресел в нижней поверхности багажных полок устанавливаются
кнопки вызова бортпроводника, розетки индивидуального обдува
воздухом, лампы для чтения.
В пассажирском салоне предусмотрены установка буфетной
стойки, а также гардероб и туалет в задней части кабины. Кроме
того, в пассажирской кабине размещается требуемый комплект
аварийно-спасательного оборудования. Пассажиров будет обслу-
живать бортпроводник, откидное сиденье для которого с необ-
ходимым оборудованием устанавливается в задней части салона
у задней входной двери.
Для входа и выхода пассажиров по левому борту самолета за
кабиной экипажа расположены основная входная дверь и встро-
енный в конструкцию самолета бортовой трап.
Багаж пассажиров и попутные грузы в кабине самолета раз-
мещаются в переднем багажнике на правом борту и в заднем грузо-
отсеке (см. рис. 16.2). В багажное помещение загружается багаж
пассажиров, а в грузоотсек — грузы, негабаритный или тяжелый
багаж пассажиров.
Загрузка багажа пассажиров в самолет может производиться
в двух вариантах: самими пассажирами и обслуживающим персо-
налом аэропорта. В первом варианте «багаж при себе» пассажир
при входе в самолет сам устанавливает свой багаж в багажное
помещение. Для размещения ручной клади к услугам пассажира
имеются внутрикабинные багажные полки, установленные над
пассажирскими креслами вдоль кабины и выполненные в виде
отдельных секций длиной по 2 м. В каждой секции может быть раз-
мещено до 30 кг ручной клади. Во втором варианте багаж загру-
жается механизированными средствами аэропорта через люки
(передний и задний) на правом борту самолета.
299
300
www.vokb-la.spb.ru
Использование варианта «багаж при себе» в комплексе с
встроенным бортовым трапом позволит повысить автономность
эксплуатации самолета и сократить время его стоянки в промежу-
точном аэропорту.
Устанавливаемый на самолете цифровой пилотажно-навига-
ционный комплекс обеспечивает автоматизированное и ручное
самолетовождение по оборудованным и малооборудованным трас-
сам местных воздушных линий в любое время суток и года, а также
заход на посадку и посадку в условиях метеоминимума I и II
категорий ИКАО. Это позволит осуществлять управление само-
летом летным экипажем из двух человек: командиром воздушного
судна и вторым пилотом. При этом командир воздушного судна
будет пилотировать самолет на ответственных этапах полета,
управлять двигателями и самолетными системами, помогать вто-
рому пилоту в решении навигационных задач. Второй пилот
будет пилотировать самолет на маршруте, отвечать за решение
навигационных и радиосвязных задач, управлять двигателями и
самолетными системами по указанию командира воздушного судна.
Предполагается, что оба члена экипажа будут иметь профессио-
нальную подготовку, позволяющую им взаимозаменять друг друга
при выполнении функциональных обязанностей.
Для успешного выполнения двухчленным экипажем возло-
женных на него обязанностей на самолете Ил-114, как и на само-
лете Ил-96-300, все средства отображения информации, сигнали-
зации, органы управления бортовыми системами объединены в еди-
ную информационно-управляющую систему с выводом данных,
необходимых для пилотирования и навигации, а также данных
о работе самолетных систем на цветные экранные индикаторы,
расположенные на приборной доске пилотов. Кроме того, на са-
молете Ил-114, как и на самолете И-96-300, используется принцип
так называемой «темной кабины», который заключается в том, что
после проведения экипажем всех предполетных операций в тече-
ние всего нормального полета при исправном состоянии контроли-
руемых бортовых систем в кабине нет никакой сигнализации,
кроме сигналов о включении временно работающих систем.
Высокие требования к показателю топливной эффективности,
предъявляемые для самолета Ил-114, так же как и на Ил-96-300,
выполняются при реализации на Ил-114 новейших научно-тех-
нических достижений по обеспечению требуемых уровней аэро-
динамического и весового совершенства самолета, технического
совершенства его двигателей.
По всем этим направлениям при создании самолета Ил-114
проводилась значительная работа. Достижение требуемого аэро-
динамического совершенства самолета Ил-114 обеспечивается
внедрением большого количества различных мероприятий, раз-
работанных совместно с ЦАГИ. На самолете Ил-114 применено
крыло большого удлинения с усовершенствованными профилями;
проведены значительные работы по улучшению местной аэроди-
301
намики самолета (сопряжение крыла с фюзеляжем — зализы,
сочленения крыла с гондолами двигателей), а также по облагора-
живанию формы мотогондол, обтекателей рельс закрылков, раз-
личных надстроек. Приняты меры по уменьшению различных ще-
лей между неподвижными частями самолета и подвижными по-
верхностями, по обеспечению герметизации щелей. Повышению
топливной эффективности самолета Ил-114 способствуют оптими-
зация режимов полета самолета, тщательное согласование харак-
теристик самолета, его функциональных систем с характеристиками
двигателей.
Значительная работа проводилась и по снижению массы са-
молета Ил-114 путем создания усовершенствованной конструкции
планера и систем, применения новых материалов, облегченного
бортового оборудования и комплектующих изделий, проведения
большого объема экспериментальных исследований по обеспече-
нию необходимой прочности, заданного ресурса и живучести пла-
нера самолета, стендовой отработки и испытаний различных аг-
регатов и систем.
Перед конструкторами самолета ставилась задача обеспечить
предельную конструктивную простоту агрегатов систем и самолета
Ил-114 с учетом обеспечения максимальной надежности, простоты
эксплуатации и технического обслуживания. В связи с этим, на-
пример, система управления самолетом выполнена ручной, без-
бустерной; насосные станции гидросистемы не потребляют элект-
рическую мощность в полете, так как потребители гидросистемы
работают только на земле и на взлетно-посадочных режимах, а для
сокращения времени уборки шасси используется мощность обеих
гидросистем путем их кратковременного автоматического объеди-
нения через соединительный кран и т. д.
При создании самолета Ил-114, как и при создании других
самолетов «Ил», особенно много внимания уделялось обеспечению
надежности и безопасности полетов самолета в эксплуатации.
Это обеспечивается конструкцией планера самолета, разработан-
ной с использованием принципа безопасного разрушения и обе-
спечения усталостной прочности. Кроме того, все функциональные
системы и агрегаты самолета, влияющие на безопасность полета,
имеют необходимую степень резервирования, а в их конструкции
используются материалы, хорошо зарекомендовавшие себя в эксп-
луатации. Компоновка систем на самолете выполняется так,
чтобы исключалось влияние отказов одних систем на работу дру-
гих. Самолет Ил-114 снабжен необходимыми системами и обору-
дованием, позволяющими производить полеты в условиях обледе-
нения и грозовой деятельности, а также средствами пожарной за-
щиты и пожаротушения. Для оперативного документирования от-
казов и неисправностей на борту самолета устанавливается пе-
чатающее устройство, которое выдает бланк с перечнем отказав-
ших в полете систем и агрегатов для наземного обслуживающего
персонала и экипажа.
302
www.vokb-la.spb.ru
Большое внимание при создании Ил-114 уделяется и снижению
ожидаемых уровней шума как в контрольных точках на местности,
так и в пассажирском салоне самолета. Снижение уровня шума
до величин, установленных нормирующими организациями, обе-
спечивается применением турбовинтовых двигателей с малошум-
ными шестилопастными воздушными винтами, синхрофазирова-
нием их вращения по частоте и фазам, большим (равным 970 мм)
зазором между кончиком воздушного винта и бортом фюзеляжа,
виброразвязкой интерьера пассажирского салона, снижением
скорости воздуха в раздаточных магистралях системы кондицио-
нирования воздуха.
Можно утверждать, что весь комплекс новых решений, зало-
женных в конструкцию и системы самолета Ил-114, большой объем
исследовательских и экспериментальных работ, стендовых отра-
боток дают основание быть уверенными в высокой экономичности
самолета Ил-114, надежности и безопасности его полетов, легкости
технического обслуживания, перспективах дальнейшего развития
этого самолета, его конкурентоспособности при эксплуатации.
Заложенные при проектировании Ил-114 такие особенности
его конструкции, как значительная грузоподъемность, большая
максимальная дальность полета, возможность автономной (без
использования аэродромных средств) эксплуатации с относительно
простых, в том числе и с грунтовых, взлетно-посадочных полос
в сложных метеорологических условиях открывают перспективу
создания на базе Ил-114 семейства специализированных модифи-
каций для народного хозяйства страны, удовлетворяющих самым
разнообразным требованиям и условиям эксплуатации, могущих
использоваться в Арктике и Антарктике.
Основные данные самолета:
Двигатели, числоХтип ................................ ТВ7—117
Взлетная мощность, числоХтип........................... 2X2500 э. л. с
Максимальное число пассажиров............................ 60 ... 64
Максимальная коммерческая нагрузка, т................... 6,0 ... 6,4
Практическая дальность полета при максимальном числе
пассажиров, км....................................... 1000
Практическая дальность полета с коммерческой нагрузкой
1,5 т, км................................................. 4800
Крейсерская скорость полета, км/ч ......................... 500
Высота полета, км ......................................... 8,1
Потребная дистанция:
взлетная.......................................... 1200
посадочная ....................................... 1300
Первый полет самолета Ил-114 состоялся 29 марта 1990 г.
Самолет поднял в воздух экипаж заслуженного летчика-испы-
тателя СССР В. С. Белоусова.
303
3
Часть
Транспортные (грузовые)
самолеты и планеры
17. ТРАНСПОРТНЫЕ (ГРУЗОВЫЕ)
МОДИФИКАЦИИ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ
В первые послевоенные годы (1946—1950) в на-
шей стране возросли грузовые перевозки воздушным транспор-
том. В связи G этим коллективом ОКБ на базе пассажирского са-
молета Ил-12 в 1947 г. была создана его первая транспортная
(грузовая) модификация, что положило начало новому творческому
направлению в деятельности ОКБ — созданию транспортных и
грузовых самолетов.
Это направление первоначально развивалось по пути разработ-
ки на базе пассажирских самолетов транспортных (грузовых)
модификаций, которые, обладая достаточно высокой для своего
времени транспортной эффективностью, могли быть созданы в очень
короткие сроки. Однако опыт эксплуатации таких самолетов по-
казал необходимость разработки новых типов транспортных са-
молетов, одной из главных особенностей которых являлось мак-
симальное упрощение погрузочно-разгрузочных операций, что
не могло быть достигнуто на транспортных (грузовых) модифика-
циях пассажирских самолетов и требовало применения новых
конструкторских решений. Это определило переход ОКБ во вто-
рой половине 1960-х гг. на создание наряду с пассажирскими
специализированных транспортных (грузовых) самолетов, кото-
рые по своим летно-техническим и эксплуатационным данным
наиболее полно удовлетворяли бы предъявляемым требованиям.
Транспортный самолет Ил-12Т. Созданный коллективом ОКБ
пассажирский самолет Ил-12 по замыслу должен был заменить
Ли-2, который кроме пассажирского применялся также в грузовом
варианте, в вариантах для полетов со снежных и ледовых аэро-
дромов, для аэрофотосъемки, геологической разведки и для об-
служивания различных экспедиций.
Поскольку в одном самолете было нерентабельно совмещать
пассажирский и грузовой варианты, конструкторами ОКБ был
разработан и в 1947 г. построен модифицированный транспортный
самолет Ил-12Т грузоподъемностью 3000 кг, который имел при-
мерно те же основные летно-технические данные, что и базовый
пассажирский Ил-12, и отличался от него лишь доработанной
конструкцией фюзеляжа. При этом пассажирская кабина была
переоборудована в грузовую (1,94x2,67x12,7 м), на левом борту
304
vwwv.vokb-la.spb.ru
UJn.N36 UJn.N39 UJnNI3
Шп N11
Нл~1?Т
'UUUu'UUUUDDLlUUUU
НЛ~12Д
Шп. М13,
иииишиют
Шп N36 Шп.ЫЬО
Шп. N11
Шп.НЗб UJnN39 UJnN13
nnqnnnrim
ил=1ЬТ
Шп.НЗЬ Шп.ШШ
U U U U U
д.Л ПАЯ
13л = 14-Гр
Шл. N35
Рис. 17.1. Схемы кабин транспортных
(грузовых) самолетов, созданных на
базе Ил-12 и Ил-14
Innnnnnnnnnnnnnn^
UJnN39 Шп.НбО
Ил =14=3 ОД
фюзеляжа позади крыла установлена большая двухстворчатая
грузовая дверь (рис. 17.1). Пол грузовой кабины заменен усилен-
ным, металлическим. Входная дверь и дополнительная дверь
(0,9 X 1,4 м) в задней створке грузовой двери были выполнены
открывающимися внутрь кабины. Вдоль бортов грузовой кабины
располагались откидные сиденья, а в начале и в конце ее были
установлены лебедки, предназначенные для перемещения грузов.
Самолет Ил-12Т не только превосходил Ли-2Гр по летно-
техническим характеристикам, но и обладал повышенными тран-
спортными возможностями, так как его грузовая кабина была на
3,3 м длиннее и несколько шире, а грузовая дверь имела размеры
2,4 X 1,65 м (вместо 1,5х 1,62 м на Ли-2Гр). Выполнение погрузоч-
но-разгрузочных работ на Ил-12Т, имеющем при стоянке почти
горизонтальное положение пола, упрощалось по сравнению с
Ли-2Гр, на котором наклон пола грузовой кабины был около 11 .
Загрузка и разгрузка самолета осуществлялись при помощи
наземных погрузочных средств: автопогрузчика или транспортера.
Самолеты Ил-12Т строились серийно в 1947—1949 гг. и в те-
чение ряда лет эксплуатировались на гражданских авиалиниях.
Самолет использовался также в Полярной авиации и в ВВС
страны.
В табл. 17.1 приведены основные летно-технические данные
самолетов Ил-12Т и Ли-2Гр.
Десантно-транспортный самолет Ил-12Д был построен в 1948 г.
и явился дальнейшим развитием транспортного самолета Ил-12Т.
Ил-12Д — многоцелевой самолет. Его использовали в различных
вариантах применения, основными из которых являются:
транспортный — для перевозки различных грузов общей мас-
сой до 3700 кг;
десантный — для транспортировки и сбрасывания на парашю-
тах различных грузов или 38 парашютистов-десантников;
И Г. В. Новожилов
305
Таблица 17.1
Основные летно-техническне данные
Параметр И.1-12Т Ли-2Гр
Взлетная мощность, 2Х 1360 2X736
кВт То же, л. с. 2Х 1850 2Х 1000
Максимальная 17 250 11 500
взлетная масса, кг Максимальная ком- 3 000 2 800
мерческая нагрузка, кг Практическая даль- 900 ... 600 ...
ность полета с макси- 1000 700
мальной коммерче- ской нагрузкой, км Крейсерская ско- 300 ... 240
рость полета, км/ч 320 250
Высота крейсерско- 3 1,7 ... 3,0
го полета, км ♦
санитарный—для тран-
спортировки 27 носилоч-
ных больных или раненых
с сопровождающим медра-
ботником;
буксировочный — для
буксировки планеров сред-
ней грузоподъемности.
На самолете было смон-
тировано десантно-транс-
портное оборудование для
всех четырех вариантов, в
связи с чем значительно
повышалась эффектив-
ность использования и ав-
тономность эксплуатации
самолета Переоборудова-
ние самолета из одного ва-
рианта в другой могло вы-
полняться экипажем в аэ-
родромных условиях.
Грузовая кабина самолета Ил-12Д та же, что и на Ил-12Т
В отличие от Ил-12Т входная дверь по правому борту была уве-
личена (0,9 X 1,6 м). Благодаря наличию на самолете двух дверей
выброска парашютистов-десантников осуществлялась в два потока
и занимала минимальное время, что обеспечивало высокую куч-
ность в месте приземления.
В средней части грузовой кабины перед центропланом и по-
зади него в полу были сделаны большие грузовые люки (колодцы)
размером 0,8 X2,1 м для сбрасывания десантируемых грузов,
которые подвешивались на замках кассетных держателей, уста-
новленных в грузовой кабине над люками
Снаружи самолета под центропланом были установлены три
балочных держателя для подвески крупногабаритных десантируе-
мых грузов.
В верхней части фюзеляжа над центропланом для обороны
самолета предусматривалась установка турели с пулеметом
Турельный люк использовался также под установку астрономи-
ческого купола для астронавигационных наблюдений.
На левом борту у рабочего места штурмана вместо окна был
установлен прозрачный блистер полусферической формы с при-
целом для сбрасывания десантируемых грузов.
Для контроля результатов сбрасывания десантируемых грузов,
а также для выполнения маршрутной аэрофотосъемки в фюзеляже
устанавливался аэрофотоаппарат, управление которым осуществ-
лялось с рабочего места штурмана.
В хвостовой части фюзеляжа имелся замок для буксировки
планера с тросовым управлением из кабины пилотов.
306
vwwv.vokb-la.spb.ru
Загрузка и разгрузка самолета могли производиться при по-
мощи наземных погрузочных средств или специальных бортовых
(перевозимых на самолете) погрузочных приспособлений, состояв-
ших из грузовой площадки, устанавливавшейся у порога грузовой
двери, разборного погрузочного трапа и лебедки. С помощью ле-
бедки тяжелые грузы и небольших габаритов колесная техника
могли втаскиваться по трапу в кабину и перемещаться по ней.
Наличие на борту самолета таких погрузочных приспособлений
значительно повышало его автономность при эксплуатации на не-
оборудованных аэродромах
Самолет Ил-12Д строили серийно в 1948—1949 гг., в течение
ряда лет он был основным десантно-транспортным самолетом
в ВВС страны.
В марте—апреле 1950 г. два самолета Ил-12Д с буксируе-
мыми грузовыми планера^ конструкции П. Б. Цыбина Ц-25
поднялись с одного из подмосковных аэродромов, совершили уни-
кальный перелет к Северному полюсу, выполнив посадку на
льдину первого арктического десанта на планерах, а затем благо-
получно завершили обратный длительный беспосадочный перелет
до Красноярска.
Самолет Ил-14-30Д (десантный) был создан в 1955 г. на базе
пассажирского самолета Ил-14П и предназначался для транспор-
тировки 30 десантников, а также мелких грузов общей массой до
3000 кг. Самолет строился серийно.
Ил-14-30Д отличался от Ил-14П тем, что его десантная кабина
(1,94x2,67x9,89 м) была переоборудована из пассажирской и
удлинена за счет снятия переднего багажного отделения и бу-
фета. Теплоизоляция десантной кабины и туалета была заменена
облегченной, в кабине установлена новая система отопления и
изменено освещение. Загрузочный люк переднего багажного от-
деления отсутствовал. Панели и балки пола десантной кабины
были усилены, вдоль бортов кабины установлены 30 откидных
сидений
Грузовой самолет Ил-14Гр был создан в 1956 г. на базе пасса-
жирского самолета Ил-14М, но с фюзеляжем Ил-14П. Строили
его в небольшом количестве и использовали в основном для пере-
возки различных грузов на гражданских авиалиниях, а также
в Полярной авиации.
Грузовой самолет Ил-14Гр имел такую же, как у Ил -14-30Д,
грузовую кабину с усиленным металлическим полом и большую
грузовую двустворчатую дверь на левом борту фюзеляжа позади
крыла. Вдоль бортов грузовой кабины размещались откидные
сиденья. Загрузка и разгрузка самолета осуществлялась при
помощи наземных погрузочных средств
Транспортный самолет Ил-14Т, по назначению аналогичный
самолету Ил-12Д, был создан в 1956 г. на базе самолета Ил-14М,
но с фюзеляжем такой же длины, как у грузового варианта
Ил-14Гр. Предназначался он для использования в следующих
1]* 307
основных вариантах:
грузовом — для транспортировки различных грузов общей
массой до 2700 кг;
десантно-транспортном — для транспортировки и сбрасыва-
ния на парашютах различных десантных грузов или 21 парашю-
тиста -десантни ка;
санитарном — для транспортировки 18 носилочных больных
или раненых с сопровождающим медработником;
буксировочном — для буксировки планера с полетной массой
до 7000 кг.
На самолете бы по смонтировано десантно-транспортное обо-
рудование для всех четырех вариантов
Грузовая кабина самолета Ил-14Т удлинена по сравнению
с десантной кабиной Ил-14-30Д за счет заднего багажного отделе-
ния и перемещения туалета к задней перегородке. В отличие от
Ил-12Д грузовая дверь увеличена по ширине (2,71x1,6 м), а
открывающаяся внутрь кабины дверь для десантников была сде-
лана в передней створке. Входная дверь по правому борту сдви-
нута несколько вперед, размеры ее увеличены, дверь выполнена
открывающейся внутрь кабины Увеличенная по ширине грузовая
дверь обеспечивала возможность загрузки в самолет автомашины
типа ГАЗ-69 и другой техники. Для размещения десантников на
бортах кабины установлено 21 откидное сиденье.
В отличие от Ил-12Д для транспортировки и сбрасывания на
парашютах десантируемых грузов в грузовой кабине устанавли-
вался конвейер, состоявший из грузового эскалатора, выводного
транспортера и электромеханического привода Сбрасывание де-
сантируемых грузов обеспечивалось через входную дверь. Управ-
ление конвейером — из кабины пилотов, кабины штурмана или
со щитка у грузовой двери.
Снаружи самолета под центропланом были установлены два
балочных держателя для наружной подвески крупногабаритных
десантируемых грузов
На левом борту у рабочего места штурмана, так же, как и на
Ил-12Д, вместо окна был установлен прозрачный блистер полу-
сферической формы с прицелом для сбрасывания десантируемых
грузов.
В передней части фюзеляжа под полом устанавливался аэро-
фотоаппарат для контроля за сбрасыванием грузов, в хвостовой
части фюзеляжа — замок для буксировки планера, управляе-
мый из кабины пилотов.
Загрузка и разгрузка самолета могли производиться при
помощи наземных погрузочных средств или перевозимыми на са-
молете бортовыми погрузочными приспособлениями, состоявшими
из грузовой площадки, устанавливавшейся у порога грузовой две-
ри, разборного погрузочного трапа, лебедки и поворотного по-
грузочного крана с лебедкой. С помощью поворотного крана,
устанавливавшегося в кабине у передней кромки грузовой двери,
308
www vokb-la.spb.ru
Памятники штурмовикам Ил-2 под Москвой (на Истре) и в Куйбышеве
309
Бронированный истребитель Ил-2И
Бронированный истребитель Ил-1
Штурмовик Ил-ЮМ
310
www.vokb-la.spb.ru
Штурмовик Ил-16
Штурмовик Ил-20
311
Самолет Ил-12
Самолет Ил-14 на севере
312
www.vokb-la.spb.ru
Самолет Ил-12Д
Самолет Ил-18 с двигателями АШ-73
Десантно-грузовой планер Ил-32
313
Самолет Ил-18 с турбовинтовыми двигателями
Самолет Ил-62М
314
www.vokb-la.spb.ru
Транспортный самолет Ил-76Т
Самолет Ил-86
315
316
www.vokb-la.spb.ru
В салоне самолета Ил-76, предназначенного для тренировки космонавтов в
условиях невесомости
Разгрузка самолета Ил-76
Пассажирский модуль для самолета И л-76Т
317
318
www.vokb-la.spb.ru
Интерьеры пассажирских кабин самолетов с газотурбинными двигателями:
Ил-18 (1957 г.), Ил-62М, Ил-86
319
Дальний магистральный самолет Ил-96-300
Самолет местных линий Ил-114
320
www.vokb-la.spb.
грузы массой до 300 кг могли загружаться в кабину непосред-
ственно из кузова автомашины или с земли.
Самолет Ил-14Т, переоборудованный в вариант для Аэрофлота
(без десантного и другого специального оборудования), широко
применялся при перевозке различных народнохозяйственных
грузов, а также в Полярной авиации по обеспечению различных
научных экспедиций в Арктике и Антарктиде.
Грузовой вариант самолета Ил-18. Учитывая потребности Аэро-
флота в грузовых самолетах, часть пассажирских самолетов Ил-18,
не выработавших своего ресурса и замененных на основных авиа-
линиях страны современными самолетами, переоборудовали (на-
чиная с 1978 г.) на ремонтных заводах гражданской авиации для
использования в качестве грузовых самолетов. Эго переоборудо-
вание выполнялось при минимальных доработках конструкции фю-
зеляжа и сводилось к превращению пассажирской кабины в гру-
зовую, усилению пола и к установке на потолке кабины рельса
с тельфером для перемещения грузов вдоль кабины. Грузы рас-
полагали в кабине на поддонах, уложенных на пол, а также
загружали в багажники. Загрузка и разгрузка грузовой кабины
самолета производилась через входные двери при помощи авто-
транспортера или автопогрузчика. Основные летно-технические
данные грузового варанта такие же, как базового пассажирского
самолета Ил-18.
18. ДЕСАНТНО-ГРУЗОВОЙ ПЛАНЕР Ил-32
Десантно-грузовые планеры в нашей стране
создавались еще до Великой Отечественной войны. В 1942 г.
был создан 20-местный десантный планер КЦ-20 конструкции
Д Н. Колесникова и П. В. Цыбина. В 1944—1945 гг. П. В. Цы-
биным был создан десантный планер Ц-25 грузоподъемностью
2500 кг, несколько позже А. С. Яковлевым — грузовой планер.
Десантно-грузовой планер Ил-32 (рис. 18.1) был спроектиро-
ван ОКБ и построен в 1948 г. по заданию ВВС. Планер Ил-32
по грузоподъемности и размерам грузовой кабины был значи-
тельно больше планеров, созданных до этого в нашей стране,
и предназначался для транспортировки различной техники и
крупногабаритных грузов общей массой до 7000 кг или десанта
численностью до 60 человек. Планер полетной массой 16 600 кг
был рассчитан на буксировку самолетами типа Ил-18 (постройки
1946 г.) или Ту-4.
По схеме планер Ил-32 представлял собой моноплан цельно-
металлической конструкции с высокорасположенным крылом.
Фюзеляж планера прямоугольного сечения 3,2x4,15 м с не-
герметичной грузовой кабиной высотой 2,6 м, шириной 2,8 м и
длиной 11,25 м (без учета пустотелых носовой и хвостовой частей
фюзеляжа) с грузовым металлическом полом. В начале и в конце
грузовой кабины по правому борту расположены входные двери.
12 F. В. Новожилов 321
Рис. 18.1. Схема десантно-грузового планера Ил-32
Носовая и хвостовая части фюзеляжа были выполнены откиды-
вающимися в сторону.
Кабина экипажа была рассчитана на размещение в ней двух
пилотов.
Крыло планера двухлонжеронное, площадью 159,5 ма, удли-
нением 8, стреловидностью 3°, относительной толщиной 18%
по борту и 10% на концах крыла, было снабжено простыми пово-
ротными закрылками, элеронами, а также интерцепторами, рас-
положенными перед закрылками.
Благодаря высокому аэродинамическому качеству крыла и
эффективной механизации были получены хорошие летные и
взлетно-посадочные характеристики.
Оперение было выполнено с неподвижным стабилизатором,
укрепленным на киле и поддерживаемым снизу двумя подкосами,
рули высоты и направления — металлической конструкции с по-
лотняной обшивкой.
Планер снабжен трехопорным шасси, не убирающимся в по-
лете. Основные опоры шасси телескопической конструкции обе-
спечивали «приседание» планера до земли, что в сочетании с от-
кидывающимися в сторону носовой и хвостовой частями фюзе-
ляжа значительно упрощало и ускоряло погрузку и разгрузку
колесной и гусеничной техники, а также различных грузов. При
этом высота пола грузовой кабины над землей была около 650 мм.
К полу грузовой кабины спереди и сзади приставлялись бортовые
трапы, по которым самоходная техника могла въезжать или съез-
жать своим ходом.
Планер был снабжен необходимым аэронавигационным, радио-
связным и электрооборудованием.
В 1948 г. для определения летных характеристик планер Ил-32
проходил испытания с самолетом-буксировщиком Ил-12Д. По-
летная масса планера была 8400 кг. В том же году планер букси-
322
www.vokb-la.spb.ru
ровался самолетом Ил-18 (постройки 1946 г.). При этом планер
с грузом 7000 кг имел полетную массу 16 000 кг.
На базе десантно-грузового планера Ил-32 в ОКБ прорабаты-
вался вариант мотопланера Ил-34 с двумя поршневыми двигате-
лями, расположенными под крылом, которые предназначались
для улучшения взлетно-посадочных и летных характеристик
планера.
19. ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ Ил-76Т
Во второй половине 1960-х гг. в нашей стране
начался интенсивный рост грузовых воздушных перевозок. В те
годы значительное количество грузов перевозили на самолетах
посредством догрузки пассажирских рейсов, а крупногабаритные
грузы и технику транспортировали на грузовых турбовинтовых
самолетах АН-12 и Ан-22.
Необходимость доставки воздушным транспортом, особенно
в отдаленные и бездорожные районы Сибири, Крайнего Севера
и Дальнего Востока, крупногабаритных и тяжеловесных грузов,
самоходной колесной и гусеничной строительной техники, а
также потребность в быстром повышении эффективности парка
транспортных самолетов Аэрофлота определили целесообразность
создания в нашей стране нового транспортного (грузового) са-
молета.
К разработке такого самолета коллектив ОКБ приступил в
1966 г. В 1967 г. по результатам проведенной совместно с ЦАГИ
проектно-исследовательской проработки было разработано тех-
ническое предложение по транспортному самолету Ил-76 с турбо-
вентиляторными двигателями Д-ЗОКП конструкции П. А. Со-
ловьева.
Проектирование транспортного самолета вследствие большого
разнообразия требований, диктуемых универсальностью приме-
нения самолета, является технически трудной задачей. Для са-
молета Ил-76 эта задача еще более осложнилась требованиями по
обеспечению эксплуатации самолета на грунтовых площадках
ограниченных размеров и получения в этих условиях сравнительно
коротких для такого класса самолетов длин разбега и пробега.
Поэтому необходимо было изыскивать новые технические решения
и проводить дополнительные исследования.
Потребовалось создать специальное многоколесное шасси по-
вышенной проходимости.
Для обеспечения сравнительно короткого разбега и пробега
потребовалось применить:
аэродинамическую компоновку крыла умеренной стреловид-
ности с высокоэффективной механизацией;
повышенную тяговооруженность за счет установки на самолет
четырех двигателей с взлетной тягой по 11 760 даН (12 000 кгс),
снабженных реверсивными устройствами тяги для торможения
самолета при пробеге;
12* 323
высокоэффективйую тормозную систему колес основных опор
самолета.
Эти особенности выгодно отличают самолет Ил-76 от существу-
ющих транспортных самолетов как у нас, так и за рубежом. Кроме
того, при разработке самолета большое внимание было уделено
обеспечению безопасности полета, надежности и автономности
эксплуатации.
В процессе создания самолета на его конструкцию и системы
было получено свыше 180 авторских свидетельств на изобретения
и более 30 иностранных патентов.
Постройка первого опытного самолета была завершена в на-
чале 1971 г. и 25 марта он совершил первый взлет. В мае 1971 г.
самолет был впервые представлен на 29-м Международном авиа-
ционно-космическом салоне в Париже.
Благодаря большим транспортным возможностям и высокой
степени механизации погрузочно-разгрузочных работ, способности
базирования на бетонированных и грунтовых аэродромах ограни-
ченных размеров, хорошим летно-техническим и взлетно-поса-
дочным данным, а также возможности длительной автономной
эксплуатации на необорудованных аэродромах самолет Ил-76,
оснащенный специальным оборудованием, нашел применение в во-
енно-транспортной авиации.
В июле 1975 г. на серийном самолете Ил-76 был установлен ряд
мировых рекордов. Так, экипаж заслуженного летчика-испыта-
теля А. М. Тюрюмина в полетах с грузом по замкнутому марш-
руту показал рекордную среднюю скорость полета 850 км/ч при
транспортировке груза массой 70 т на дальность 1000 км и 60 т
на дальность 2000 км. В полете с грузом массой 40 т по замкну-
тому маршруту протяженностью 5000 км была достигнута рекорд-
ная средняя скорость полета 816 км/ч. Экипаж заслуженного лет-
чика-испытателя Я. И. Верникова в полете с грузом массой 70 т
достиг высоты 11 875 м. Всего в эти дни на самолете Ил-76 было
установлено 25 рекордов.
На базе Ил-76 был создан самолет-лаборатория центра под-
готовки космонавтов для отработки действий экипажей косми-
ческих кораблей в условиях невесомости, которая создается при
выполнении самолетом «горок». Прежний самолет-лаборатория
Ту-104 позволял выполнять пять «горок», а Ил-76 пятнадцать,
причем более продолжительных.
В конце 1976 г. в Тюменское территориальное управление
гражданской авиации были переданы на освоение и эксплуатаци-
онные испытания два самолета Ил-76. В течение нескольких меся-
цев, одновременно с проводимыми испытаниями, на этих самоле-
тах осуществлялись интенсивные грузовые перевозки в суровых
условиях Западной Сибири. Самолеты перевозили трубоукладчики,
тяжелую землеройную технику, автобусы «Икарус» и доказали
свою экономичность и надежность. Во время этих испытаний на
самолетах Ил-76 впервые в СССР были осуществлены воздушные
324
www.vokb-la.spb.ru
перевозки грузов в сухопутно-морских контейнерах для нефтя-
ников Самотлора и газодобытчиков Надыма.
После успешного завершения эксплуатационных испытаний
Аэрофлот начал регулярную эксплуатацию на внутрисоюзных
трассах транспортных самолетов, которым было присвоено наи-
менование Ил-76Т. С вводом в эксплуатацию этих самолетов
Аэрофлот, эксплуатировавший до этого в основном транспортные
самолеты Ан-12, получил возможность быстрой транспортировки
различных крупногабаритных грузов и техники, а также грузов
в универсальных контейнерах и на поддонах.
География полетов Ил-76Т тесно связана с освоением районов
Крайнего Севера, Западной и Восточной Сибири, Якутии, Запо-
лярья и Чукотки. Этому самолету не нужны особые условия для
работы: он надежно трудится на грунтовых и заснеженных аэро-
дромах в сложных погодных условиях.
Весной 1978 г. самолеты Ил-76Т вышли на международные
трассы Аэрофлота, побывали с грузами в Болгарии и Чехословакии,
Ливии и Турции, Англии и Индии, а также в ряде других стран.
Для выполнения на Ил-76Т смешанных грузопассажирских
перевозок в ОКБ разработаны пассажирские модули, имеющие
габариты стандартного контейнера длиной 6,06 м.
Пассажирские модули представляют собой отдельные отсеки
пассажирской кабины, оборудованные креслами, вместительными
багажными полками-шкафчиками, буфетом, гардеробом, туале-
тами и системой вентиляции. Модули снабжены съемными (или
откидывающимися) колесами для перемещения их по аэродрому.
В грузовой кабине Ил-76Т могут быть размещены три пассажир-
ских модуля, их загрузка выполняется с земли или с автотрайлера
при помощи четырех грузоподъемных электротельферов анало-
гично погрузке сухопутно-морских контейнеров.
В 1979 г. пассажирский модуль на 30 мест демонстрировался
с самолетом Ил-76Т на 33-м Международном авиационно-косми-
ческом салоне в Париже.
С середины 1950-х гг. самолеты Ил-12 и Ил-14, и с 1960-х гг.
Ил-18 и Ил-18Д выполняют большой комплекс работ по освоению
Арктики и Антарктиды.
В первой половине 1970-х гг. для обеспечения высокоширот-
ных арктических экспедиций начали применяться самолеты
Ил-76Т. Так, впервые Ил-76Т был применен в декабре 1983 г.
для снабжения арктической дрейфующей станции СП-25, ушед-
шей слишком далеко от Большой земли — за полюс, в Западное
полушарие. Доставка на станцию оборудования, топлива и про-
довольствия необходимых для продолжения дрейфа до весны, была
осуществлена на Ил-76 Т. Полет выполнили летчики ГосНИИ ГА
с участием специалистов ОКБ, при этом на парашютах было сбро-
шено на льдину с малой высоты свыше 5 т грузов.
В 1984 г. с самолетов Ил-76Т в сложных метеорологических
условиях, когда сильная облачность полностью закрывала льдину,
325
был произведен точный сброс на парашютах для новой научной
станции СП-27 людей и необходимых грузов, в том числе панелей
для щитовых домиков, гусеничного трактора ДТ-54, большого
количества топлива, продовольствия и различного оборудования.
В 1986 г. в ОКБ был разработан принципиально новый способ
десантирования грузов на легких парашютных платформах. Этот
способ был успешно применен на Ил-76Т при доставке грузов на
дрейфующие станции СП-27 и СП-28 в декабре 1986 — январе
1987 г. За пять полетов на эти станции доставлено около 100 т
различного научного оборудования, топлива и продовольствия
Полеты проходили в экстремальных даже для Арктики условиях—
полярная ночь, сильные морозы и большая удаленность станций
от аэродрома базирования в Тикси.
Основные летно-технические данные Ил-7вТ
Взлетная тяга двигателей, даН (кгс).................. 4X11 760(4X12 000)
Максимальная взлетная масса, т.............................. 170
Максимальная коммерческая нагрузка, т....................... 47
Практическая дальность полета с максимальной ком-
мерческой нагрузкой, км .................................. 3000
Крейсерская скорость полета, км/ч....................... 750 ... 800
Высота крейсерского полета, км........................... 9... 12
Схема самолета. Схема транспортного самолета определяется
его назначением, т. е. возможностью перевозки крупногабаритных
грузов, различной колесной и гусеничной техники, удобством вы-
полнения погрузочно-разгрузочных работ. К самолету Ил-76Т,
как высокоэффективному транспортному средству, был предъяв-
лен ряд специфических требований по базированию, способам
погрузки-выгрузки, возможности сбрасывания грузов на пара-
шютах и автономной эксплуатации, что также повлияло на выбор
его схемы.
Выбору схемы самолета Ил-76Т (рис. 19.1) предшествовал
тщательный анализ особенностей отечественных транспортных
самолетов Ан-12 и Ан-22, а также зарубежных военно-транс-
портных самолетов С-130 «Геркулес» С-141А «Старлифтер», С-5А
«Гэлэкси» и др., который позволил наметить и принять наиболее
рациональные решения.
Аэродинамическая схема самолета была выбрана из условий
обеспечения: заданной зависимости «коммерческий груз — даль-
ность» при достаточно высокой крейсерской скорости полета,
малых скоростей при взлете и посадке, эксплуатации с грунтовых
аэродромов, высоких пилотажных характеристик и безопасности
во всем диапазоне эксплуатационных режимов полета.
Высокое расположение крыла с размещением двигателей на
пилонах и Т-образная схема оперения позволили получить благо-
приятный характер изменения продольного момента самолета в ши-
роком диапазоне углов атаки.
Аэродинамическая компоновка крыла также была подчинена
основному назначению самолета — обеспечению хороших летных
326
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 19.1. Схема транспортного самолета Ил-76Т
и взлетно-посадочных характеристик. Выбор формы крыла в плане
был обусловлен заданной скоростью крейсерского полета и хара-
ктеристиками укороченного взлета и посадки. Крыло имеет уме-
ренную стреловидность 25° по 1/4 хорд, удлинение 8,5 и относи-
тельную толщину 13% по борту и 10% на концах крыла. Крыло
выполнено из набора скоростных профилей ЦАГИ, обладающих
хорошими несущими свойствами при относительно малом лобо-
вом сопротивлении вплоть до максимальных скоростей полета.
Для эксплуатации самолета с грунтовых площадок ограничен-
ных размеров необходимо было получить максимально возмож-
ный коэффициент подъемной силы при сохранении минимального
лобового сопротивления, что связано с преодолением больших
трудностей. Создание крыла с высокоэффективной механизацией
потребовало проведения большого числа научных и эксперимен-
тальных исследований. Были изучены различные системы увели-
чения подъемной силы крыла прежде, чем была выбрана механи-
зация, состоящая из трехщелевых раздвижных закрылков, зани-
мающих 73,2% размаха крыла, и выдвижных предкрылков по
всему размаху крыла без вырезов под пилоны крепления двига-
телей. Это позволило получить максимальный коэффициент подъ-
емной силы.
Поперечное управление самолетом обеспечивается элеронами,
размещенными на концах крыла, и интерцепторами на верхней
поверхности крыла перед внешними закрылками. Интерцепторы
предназначены также для гашения подъемной силы крыла вместе
с тормозными щитками после касания колесами взлетно-посадоч-
ной полосы с целью сокращения длины пробега при посадке.
327
Для уменьшения интерференции высокорасположенного крыла
о фюзеляжем были разработаны специальные зализы.
Схема оперения была выбрана Т-образной формы с тем, чтобы
вынести горизонтальное оперение из зоны действия скоса потока
от крыла при полностью выпущенной механизации. Такая схема
позволила выбрать небольшое по площади горизонтальное и верти-
кальное оперение с малым аэродинамическим сопротивлением.
Для обслуживания горизонтального оперения и оборудования,
расположенного в киле, в кессонной части киля вдоль заднего
лонжерона предусмотрен вертикальный лаз с выходом на гори-
зонтальное оперение через люк.
Исходя из максимального коммерческого груза, габаритов и
количества перевозимых грузов, а также обеспечения возможности
сбрасывания их на парашютах, были определены размеры грузо-
вой кабины и фюзеляжа, форма его хвостовой части.
Для решения проблемы снижения сопротивления фюзеляжа,
с которой пришлось встретиться ряду самолетостроительных
фирм при создании транспортных самолетов с плоскими (в плане)
хвостовыми частями фюзеляжа, было принято решение выполнить
нижний обвод хвостовой части фюзеляжа Ил-76 скругленным
в сечениях, что позволило получить фюзеляж с хорошими аэро-
динамическими характеристиками при малом коэффициенте соп-
ротивления.
Установка четырех турбовентиляторных двигателей под крылом
явилась естественным и целесообразным решением при разработке
схемы самолета. Высокое расположение крыла позволило закре-
пить двигатели на пилонах под крылом, не опасаясь близости
земли, и обеспечить прохождение струй выхлопных газов двига-
телей ниже отклоненных закрылков. Для сохранения высоких
критических скоростей флеттера двигатели были установлены
на 25,2 и 42,1% полуразмаха крыла, что позволило также обеспе-
чить малые разворачивающие моменты в случае отказа одного
из двигателей и одновременно уменьшить площадь вертикального
оперения. Схема расположения двигателей под крылом была выб-
рана на основании многолетнего опыта ОКБ.
Высокое расположение крыла привело к необходимости рас-
положения основных опор шасси по бортам фюзеляжа.
Большая работа коллектива ОКБ над каждым агрегатом сна-
чала на многих вариантах при проектных проработках, затем на
моделях при исследованиях в аэродинамических трубах ЦАГИ и,
наконец, при рабочем проектировании позволила создать самолет,
отвечающий самым высоким требованиям, что было подтверждено
летными испытаниями и эксплуатацией самолета в различных
условиях.
При разработке самолета Ил-76Т большое внимание было уде-
лено безопасности полета, которая обеспечивается:
установкой четырех двигателей, причем отказ одного из них
не приводит к усложнению условий полета;
328
www.vokb-la.spb.ru
применением эффективной взлетно-посадочной механизации,
позволившей получить малые скорости при взлете и заходе на
посадку и, следовательно, сравнительно короткие длины разбега
и пробега;
наличием бустерной системы управления самолетом с возмож-
ностью перехода на ручное управление;
установкой новейшего пилотажно-навигационного и радио-
связного оборудования, позволяющего выполнять полеты в слож-
ных метеорологических условиях на любых географических ши-
ротах.
Безотказность функционирования систем самолета достига-
ется применением элементов высокой надежности, резервирова-
нием, т. е. разделением систем на независимые подсистемы, отказ
одной из которых не приводит к нарушению безотказности, а
также применением системы контроля (предполетной и в полете),
обеспечивающей сигнализацию об отказах и автоматическое от-
ключение отказавших подсистем.
Самолет, его системы и агрегаты позволяют обеспечить эксп-
луатацию в автономных условиях на необорудованных аэродро-
мах в течение длительного времени благодаря!
наличию на самолете вспомогательной силовой установки,
обеспечивающей запуск двигателей, энергоснабжение постоян-
ным и переменным током, кондиционирование герметических ка-
бин, а также проверку исправности систем и оборудования;
выполнению погрузочно-разгрузочных работ при помощи бор-
товых средств механизации;
возможности технического обслуживания самолета силами
летного и технического (наземного) экипажей.
Особенности компоновки самолета. Транспортный самолет
ЙЛ-76Т, созданный в основном на базе проверенных в эксплуатации
достижений отечественной и зарубежной авиационной техники,
обладает многими необычными чертами, которые потребовали при
его проектировании решения ряда проблем. Большой интерес
в этом отношении представляют- компоновка хвостовой части
фюзеляжа, высокоэффективная механизация крыла, специальное
многоколесное шасси, топливная система, система управления
самолетом, а также комплекс бортового транспортного оборудо-
вания.
При проектировании самолета Ил-76Т одной из сложных проб-
лем было определение оптимальных размеров фюзеляжа, его
конфигурации, а также расположения и размеров грузового
люка, которые с наибольшей эффективностью отвечали бы усло-
виям эксплуатации самолета.
Выбор размеров грузовой кабины транспортного самолета
представляет собой сложную задачу из-за большого разнообра-
зия перевозимых грузов и техники. Для перевозки на самолете
Ил-76Т крупногабаритных грузов и техники, вписывающихся
в стандартный железнодорожный габарит 02-Т, обеспечения про-
329
Рис» 19.2. Сечение фюзеляжа самолета
Ил-76Т
ходов достаточной ширины
вдоль бортов для выполнения
швартовки грузов и техники, по-
перечное сечение грузовой ка-
бины было выбрано шириной
3,45 м и высотой 3,4 м со срезан-
ными верхними углами, а попе-
речное сечение фюзеляжа круг-
лое диаметром 4,8 м (рис. 19.2).
Длина грузовой кабины 20 м
(без учета рампы) была опреде-
лена из условия размещения в ней шести стандартных авиацион-
ных контейнеров 2,44x2,44X2,91 м (или трех контейнеров 2,44 X
X 2,44x6,06 м) и различных типов техники с учетом установки
в передней части грузовой кабины двух загрузочных лебедок,
рабочего места бортоператора по транспортному оборудованию
и наличия поперечного прохода достаточной ширины.
Общая длина грузовой кабины с наклонной грузовой рампой,
служащей одновременно трапом для въезда техники, составляет
24,5 м. Пространство под полом грузовой кабины используется
под вспомогательные грузовые отсеки для размещения различного
снаряжения.
Проектирование хвостовой части фюзеляжа с большим грузо-
вым наклонным люком стало одной из основных проблем при раз-
работке самолета. Создание заднего наклонного грузового люка,
обеспечивающего возможность сброса тяжелых крупногабаритных
грузов на платформах методом парашютного срыва, потребовало
обеспечить высоту грузового люка в свету (по полету), близкую
к высоте грузовой кабины.
В результате анализа компоновок фюзеляжей различных
транспортных самолетов для Ил-76Т была выбрана такая конфи-
гурация хвостовой части фюзеляжа, которая обеспечивала свобод-
ную и быструю загрузку самолета со стороны хвоста, а также
свободный выход грузов при сбрасывании их на парашютах
в полете.
Проведенные в ЦАГИ исследования по сбросу с помощью
парашютов высокогабаритных грузов на платформах показали
возможность уменьшения высоты проема грузового люка в зоне
концов створок с 3,4 до 3,0 м, благодаря чему была увеличена
строительная высота силовых элементов хвостовой части фюзе-
ляжа, на которых крепится киль.
Для обеспечения необходимой прочности хвостовой части фю-
зеляжа пришлось сделать специальную жесткость (верхний зам-
кнутый контур), опирающуюся на боковые бимсы — усиленные
330
www.vokb-la.spb.ru
продольные элементы коробчатого сечения, ограничивающие вы-
рез люка в хвостовой части фюзеляжа.
Грузовой люк закрывается рампой и тремя створками: средней,
открывающейся вверх, и двумя боковыми лепесткового типа,
открывающимися наружу. Благодаря разделению створок грузо-
люка на небольшие по ширине (среднюю и две боковые), при от-
крытии в полете боковые створки не оказывают заметного влия-
ния на внешнюю аэродинамику фюзеляжа. Кроме того, обеспе-
чивается перемещение задних электротельферов за порог рамп.
Грузовая рампа служит для закрытия грузового люка, загрузки
грузов из кузова автомашины и сброса грузов в полете при гори-
зонтальном ее положении, а также для въезда в грузовую ка-
бину техники (при опущенном до земли положении рампы).
Грузовая кабина заканчивается вертикальной откидной гер-
мостворкой у конца рампы, что позволило облегчить герметизацию
большого грузового люка.
Конфигурация носовой части фюзеляжа определилась необ-
ходимостью размещения в ней нижней (обзорной) антенны и обес-
печения штурману хорошего обзора вниз. Кабина экипажа была
разделена на верхнюю, в которой размещаются два пилота, борт-
инженер и бортрадист, и нижнюю, в которой размещается штурман
с комплексом оборудования. Позади кабины пилотов находится
технический отсек с оборудованием, дополнительным откидным
сиденьем бортоператора по транспортному оборудованию и ме-
стами для отдыха экипажа.
Кабина экипажа и грузовая кабина самолета Ил-76Т гермети-
зированы, имеют наддув до перепада 0,049 МПа (0,5 кгс/сма).
Благодаря этому до высоты полета 6700 м в кабинах поддерж-
вается нормальное атмосферное давление, а на высоте 11 000 м
давление в кабинах соответствует высоте полета 2400 м.
Конструктивно фюзеляж самолета представляет собой цельно-
металлический полумонокок с усиленным продольным и попереч-
ным набором по границам больших вырезов и в местах крепления
к фюзеляжу других агрегатов. По бортам фюзеляжа рас-
положены обтекатели, в которые убираются основные опоры
самолета.
На Ил-76Т применены четыре основные опоры, колеса которых
размером 1300x480 мм оборудованы высокоэффективными тормо-
зами большой энергоемкости и расположены по четыре на общей
оси каждой опоры. Такое расположение колес позволило значи-
тельно улучшить проходимость самолета по грунту. Уборка основ-
ных опор с разворотом колес вокруг стойки на 90° выполняется
под пол грузовой кабины в обтекатели специальной формы со
створками, открывающимися только в момент прохода колес при
их выпуске или уборке. Это исключает попадание в отсеки воды,
снега и грязи при движении самолета по аэродрому, что особенно
важно при эксплуатации самолета на грунтовом аэродроме.
Минимальные размеры обтекателей шасси и их расположение
331
позволили исключить возникновение вредной интерференции
воздушного потока от обтекателей.
На передней опоре установлены четыре колеса размером ИООх
Х300 мм. Колеса передней опоры могут поворачиваться на угол
±50° для обеспечения разворота самолета на полосе шириной
40 м.
Специальное многоколесное шасси позволяет самолету Ил-76Т
использовать значительно большее число грунтовых аэродромов,
чем самолету Ан-12.
Установка на Ил-76Т четырех двигателей Д-ЗОКП обеспечи-
вает самолету высокую тяговооруженность. Двигатели снабжены
устройствами реверсирования тяги створчатого (ковшового) типа,
что дает возможность использовать тягу двигателей в качестве
дополнительного средства торможения самолета при пробеге.
Расположение двигателей на пилонах под крылом позволило
унифицировать силовую установку самолета Ил-76Т и сделать
двигатели с гондолами взаимозаменяемыми.
Топливная система самолета Ил-76Т отличается высокой на-
дежностью работы, проста в эксплуатации и обеспечивает бес-
перебойное питание двигателей топливом на всех возможных
режимах полета. Топливо размещается в кессонных баках крыла,
разбитых по числу двигателей на четыре группы. В каждой группе
баков имеется расходный отсек, из которого топливо подается
к двигателю.
Работа топливной системы, в том числе управление насосами
перекачки топлива в расходные отсеки, осуществляется автомати-
чески, без дополнительных переключений баков в процессе вы-
работки топлива.
Одной из основных особенностей системы управления самоле-
том Ил-76 является возможность перехода с бустерного управле-
ния на ручное, что потребовало при проектировании решения
сложных технических задач для самолета таких больших разме-
ров, обладающего к тому же достаточно высокой скоростью
полета. Такое решение позволило иметь минимальное резервиро-
вание бустерного управления, что обеспечило управление самоле-
том при посадке в случае отказа всех двигателей и, таким образом,
значительно повысило безопасность полета. Другой особенностью
системы управления является применение автономных рулевых
машин, объединяющих в одном агрегате бустер и гидравлическую
насосную станцию (с баком и электроприводом), что дало возмож-
ность повысить надежность системы управления (благодаря от-
казу от широкоразветвленнои централизованной гидросистемы
для питания бустеров), а также значительно упростить обслужи-
вание и ремонтоспособность системы в аэродромных условиях.
Механические проводки системы управления (кроме руля на-
правления) дублированы и выполнены в виде жестких тяг, про-
ложенных по обоим бортам фюзеляжа с обеспечением их разъ-
единения в случае заклинивания одной из них.
332
www.vokb-la.spb.ru
Бортовое транспортное оборудование. Эффективность транс-
портного самолета во многом определяется совершенством и уни-
версальностью комплекса бортового транспортного оборудования.
В связи с этим в ОКБ были проведены принципиально новые
конструкторские проработки по комплексу бортового транспорт-
ного оборудования, в которых основное внимание уделено пере-
возкам грузов в авиационных контейнерах и на поддонах, полу-
чающих все большее применение в Аэрофлоте.
Разработанный для Ил-76Т комплекс бортового транспортного
оборудования не только значительно расширил номенклатуру
перевозимых народнохозяйственных грузов, в том числе длинно-
мерной и крупногабаритной техники и стандартных сухопутно-
морских контейнеров международного образца, но и обеспечил
их быструю погрузку-разгрузку без применения специального
наземного оборудования. Все это качественно повысило эффектив-
ность транспортных перевозок на Ил-76Т, особенно при эксплуа-
тации самолета на необорудованных аэродромах в отдаленных
районах страны. Комплекс бортового транспортного оборудова-
ния, установленного на самолете, был испытан в реальных усло-
виях и получил положительную оценку.
Проработка вариантов погрузки грузов и техники с помощью
грузовых лебедок и электротельферов показала, что для самолета
Ил-76Т наиболее целесообразной является комплектация двумя
тяговыми грузовыми лебедками, расположенными у передней
стенки грузовой кабины, и четырьмя грузоподъемными электро-
тельферами, по два с каждого борта, что обеспечило самолету
высокую оснащенность погрузочными средствами, маневренность
при их использовании и автономность при работе на необору-
дованных аэродромах.
Перевозка на Ил-76Т сухопутно-морских контейнеров между-
народного образца, которые не предназначены для транспорти-
ровки самолетами, обеспечивается благодаря наличию на самолете
четырех электротельферов, возможности выдвижения задних элек-
тротельферов за порог рампы более чем на 5,6 м и большой вы-
соте грузовой кабины, достаточной для подъема контейнеров
электротельферами с полуприцепа-контейнеровоза и перемещения
их внутрь грузовой кабины.
Применение четырех переставляемых по ширине рампы под-
трапников дает возможность обеспечить широкий диапазон об-
разования грузовых дорожек для въезда техники с различной
колеей, а система их механизированной уборки — выпуска резко
сокращает время погрузочно-разгрузочных работ и исключает
ручной труд на их установку и снятие.
Особенностью способа погрузки высокогабаритной самоходной
техники с подъемом ее грузовой рампой является то, что техника
въезжает по наклонным подтрапникам и рампе до момента, когда
ее колесный (гусеничный) ход будет находиться целиком на рампе,
а между потолком кабины и техникой имеется безопасный зазор.
333
В этом положении техника пришвартовывается к рампе, которая
поднимается до выравнивания ее с линией грузового пола кабины.
После этого техника расшвартовывается и продвигается в грузо-
вую кабину. Этот способ успешно применяется на Ил-76Т, бла-
годаря чему обеспечивается загрузка техники высотой до
3,35 м.
При погрузке длинномерной и высокогабаритной техники рампа
приподнимается и устанавливается в положение с углом наклона
к земле около 6°, на нее навешиваются подтрапники, соединенные
последовательно, с установкой между ними дополнительных опор.
Угол въезда по подтрапникам и рампе при этом также близок к 6°.
Благодаря малому углу въезда длинномерная техника своей
носовой частью не упирается в потолок грузовой кабины и про-
езжает в нее с безопасным зазором. Такой способ погрузки длин-
номерной техники позволил загружать и перевозить на Ил-76Т
большую номенклатуру длинномерной техники и выполнять опе-
рации по погрузке—выгрузке длинномерной и высокогабаритной
техники на необорудованных аэродромах без применения эста-
кад, трайлеров и других наземных средств погрузки.
Кроме того, для самолета Ил-76Т разработано специальное
швартовочно-крепежное устройство, состоящее из передней и
задней упорных стенок и нескольких поперечных рам, устанавли-
ваемых по длине грузовой кабины. Эго устройство позволяет пере-
возить длинномерные грузы типа труб, листового проката, про-
филей и различного нефтегазового оборудования, обеспечивая
при этом наиболее полное использование грузоподъемности са-
молета.
Модифицированный самолет Ил-76ТД. В результате проведен-
ных в ОКБ работ по совершенствованию Ил-76 и Ил-76Т был
создан модифицированный самолет — транспортный дальний
Ил-76ТД, который начал выполнять грузовые перевозки
в 1982 г.
По сравнению с Ил-76Т он имеет существенно большую про-
изводительность за счет увеличения максимальной взлетной
массы со 170 до 190 ... 210 т, максимальной коммерческой на-
грузки с 47 до 50 т и практической дальности полета с увеличен-
ной максимальной нагрузкой.
В связи с увеличением максимальной взлетной массы и ком-
мерческой нагрузки, а также для повышения ресурса проведены
усиления конструкции крыла, фюзеляжа и шасси.
На самолете установлены улучшенные двигатели Д-30КП
(серии 2), обеспечивающие сохранение максимальной взлетной
тяги 11 760 даН (12 000 кгс) при более высоких температурах
окружающего воздуха.
Внедрение разработанных ГосНИИ ГА и ОКБ методик взлета
позволяет самолету Ил-76ТД при увеличенной взлетной массе
эксплуатироваться на тех же взлетно-посадочных полосах, что
и Ил-76Т, а улучшенная топливная эффективность обеспечивает
334
www.vokb-la spb .ru
увеличение объемов грузовых перевозок при потреблении того же
количества топлива.
В 1960-е гг. на самолете Ил-18Д был освоен маршрут на ше-
стой континент до советских антарктических станций Молодежная
и Новолазаревская через Австралию и Новую Зеландию. Полеты
по этому маршруту протяженностью свыше 26 тыс. км были дли-
тельными и трудноосуществимыми, с промежуточными посадками
на американской антарктической станции. С февраля 1980 г.
полеты в Антарктиду на Ил- 18Д стали выполняться по новой трассе
протяженностью 16 тыс. км через Восточную Африку.
В 1985 г. в целях сокращения времени и материальных за-
трат, связанных с доставкой участников антарктической экспе-
диции на шестой континент и обратно, а также грузов и снаря-
жения экспедиции, и в связи с необходимостью замены самолета
Ил-18Д было принято решение о подготовке самолета Ил-76ТД
для полетов в Антарктиду. К началу 1986 г. закончились совмест-
ные с ГосНИИ ГА работы и испытания по обеспечению первого
рейса. Грузовая кабина самолета была переоборудована в пас-
сажирский салон на 94 места с буфетом-кухней, дополнительным
санитарно-техническим и аварийно-спасательным оборудованием.
Одновременно подготавливались снежно-ледовые аэродромы у
станций Молодежная и Новолазаревская.
В период с 18 февраля.по 4 марта 1986 г. экипажем Аэрофлота
на самолете Ил-76ТД был выполнен первый полет по маршруту
Москва—Ларнака (Кипр)—Джибути—Мапуту (Мозамбик)—Но-
волазаревская—^Молодежная и обратно. В этом рейсе в Антарк-
тиду и обратно было перевезено 170 участников экспедиции и
около 15 т грузов. Этот полет, получивший высокую оценку
специалистов, позволил значительно сократить время доставки
советских экспедиций на антарктические станции, увеличить
продолжительность и эффективность работ по изучению далекого
ледового материка.
В мае 1988 г. на самолете ЙЛ-76ТД выполнена парашютно-
транспортная операция в Арктике, во время которой около 175 т
грузов были доставлены за 7 полетов на парашютных системах
полярникам дрейфующих станций СП-28 и СП-29, находящихся на
большом удалении от материка. Сброс грузов производился на
легких парашютных платформах одновременно в два потока с по-
мощью разработанного в ОКБ оборудования.
В ОКБ, институтах гражданской авиации и на серийном за-
воде постоянно ведется работа по дальнейшему совершенствова-
нию конструкции планера, агрегатов, систем, пилотажно-нави-
гационного и радиоэлектронного оборудования самолета. Совер-
шенствование технического уровня самолета позволило снизить
массу конструкции планера, расширить условия эксплуатации на
высокорасположенных аэродромах, уменьшить расходы топлива.
Дальнейшее расширение условий эксплуатации самолетов
Ил-76Т и Ил-76ТД связано с более широким внедрением в аэро-
335
портах посадочного минимума по второй категории ИКАО, а также
с применением способа сброса грузов с малых высот на ограничен-
ные площадки в труднодоступных районах. Предполагается также
освоение перевозки сельскохозяйственных животных в специаль-
ных контейнерах.
С каждым годом самолеты Ил-76Т и Ил-76ТД играют все
более заметную роль в развитии транспортной системы страны,
освоении ее широких просторов.
В период с 1977 по 1987 годы самолетами Ил-76Т и Ил-76ТД,
находящимися на эксплуатации в гражданской авиации, переве-
зено свыше миллиона тонн важнейших срочных грузов [321.
www.vokb-la.spb.ru
4
Часть
Транспортная и весовая
эффективность самолетов
марки „Ил“
и некоторые вопросы
весового проектирования
20. ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
И ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТОВ
МАРКИ <Ил>
Весовая, как и экономическая, эффективность
отражает в своих показателях общий уровень технического совер-
шенства летательных аппаратов, а также научные и технологиче-
ские достижения в области конструкционного материаловедения,
радиоэлектроники, двигателестроения и т. п. В достижении вы-
сокой эффективности немалое значение имеют творческий стиль,
школа и опыт конструкторских организаций. Поэтому анализ
исторических тенденций роста эффективности и изменения весо-
вых характеристик самолета позволяет судить об основных на-
правлениях развития авиационной техники и науки.
Весовая характеристика самолетов, точнее, его масса является
основным показателем размера самолета. Именно масса и размер,
являясь основой проектирования и конструирования всех ин-
женерных сооружений, приобретают наибольшее значение в авиа-
ции. Непосредственная связь этих двух факторов обусловлена тем,
что понятие «размер» самолета включает не только линейную
протяженность отдельных элементов и зависящие от нее площади
и объемы, но и массу самолета, которая отражает динамику
его развития. В этом легко убедиться, если проследить изменения
количественных показателей этих двух факторов в процессе
исторического развития авиации. Так, в период с 1900 по 1980 гг.
(начиная от «Флаера») размах крыла увеличился в 6 раз, его пло-
щадь в 12 раз, а взлетная масса более чем в 1000 раз, поскольку
удельная нагрузка на поверхность крыла возросла более чем
в 100 раз и имеет тенденцию дальнейшего роста.
Таким образом, изменение во времени весовых характеристик
самолетов и весовой их эффективности отражает, в определенной
мере, развитие пассажирских самолетов и рост их технического
совершенства.
Учитывая сказанное, целесообразно рассмотрению основной
темы данной статьи предпослать краткую историческую справку
о динамике развития основных характеристик пассажирских
самолетов.
337
Известно, что воздушные перевозки приобретают характер воздушной транс-
портной системы в структуре народного хозяйства страны лишь тогда, когда они
становятся массовыми, самолеты — экономичными и безопасными, а движе-
ние — регулярным.
Первые пассажирские самолеты конструкции ОКБ, руководимого С. В. Илью-
шиным, Ил-12 появились в послевоенный период, отмеченный формированием
воздушной транспортной системы, удовлетворяющей перечисленным выше тре-
бованиям.
В довоенный период разрабатывались самолеты только с поршневыми дви-
гателями, с примерно однотипной аэродинамической компоновкой крыла. Раз-
личались они мощностью и конструкцией двигателей, конструктивными особен-
ностями самолетов и, главное, их размерами. Увеличение скорости, достигаемое
с помощью более мощных двигателей, и наращивание пассажировместимости
(путем увеличения размеров самолета) приводили к росту располагаемой произ-
водительности самолета.
В довоенные годы было много типов пассажирских самолетов, в большин-
стве своем маломестных (2... 4 кресла), а число самолетов каждого типа было
ограничено десятками машин. Исключениями были: самолет связи АИР-62-
и 3-местный конструкции А. С. Яковлева (построено 468 машин), самолеты К-5
конструкции К- А. Калинина на 8 мест (построено 260 машин) и самолеты АНТ-9
на 9 мест конструкции А. Н. Туполева (выпущено около 70 машин).
Самолет АНТ-9 вошел в историю двумя примечательными фактами: под
названием «Крылья Советов» в 1929 г. он совершил перелег по маршруту Москва—
Травемюнде—Берлин —Париж—Рим — Марсель—Лондон — Париж — Берлин —
Варшава—Москва протяженностью 9037 км за 53 летных часа со средней скоро-
стью 177 км/ч. Кроме того, АНТ-9 положил начало туполевскому методу проек-
тирования пассажирских самолетов на базе ранее созданных военных машин.
На этом самолете были использованы крыло и оперение самолета Р-6 военного
назначения.
Основным пассажирским самолетом, прослужившим до 1940 г., был само-
лет К-5. Самолет К-3 (1927 г.) был первым санитарным самолетом в нашей стране,
а под наименованием К-4 выпускались три модификации: пассажирская, фото-
съемочная (для составления карт) и санитарная. Модификация К-4 отличалась
от базового (К-1) не только двигателем (замена двигателя привела к росту ско-
рости и дальности полета), но и металлической конструкцией крыла, оперения
и части фюзеляжа. На пассажирской модификации К-4 в 1928 г. был выполнен
рекордный для того времени перелег по маршруту Харьков—Москва — Иркутск—
Харьков.
На смену К-5 пришел массовый самолет ПС-84, переименованный (в сен-
тябре 1942 г.) в Ли-2. Он имел большое число специализированных модификаций,
а суммарный его тираж исчислялся несколькими тысячами машин.
Послевоенный период отмечен быстрым развитием конструкций поршне-
вых пассажирских самолетов, зарождением и развитием эры реактивных лета-
тельных аппаратов, и следовательно, разработкой многих принципиально раз-
личных моделей самолетов. Различия в типах двигателей (турбовинтовые, турбо-
реактивные — одноконтурные, с малой, а затем высокой степенью двухконтур-
ности), аэродинамике стреловидных крыльев, герметических фюзеляжах различ-
ной конфигурации, принципиально новых сисгемах оборудования и т. п.
Внешне поршневые самолеты послевоенного периода отличались от довоен-
ных новой трехопорной схемой шасси с передней опорой. Эго не только изменило
положение самолета при стоянке на земле, но и повлияло на выполнение пило-
тирования при взлете и посадке.
ОКБ С. В. Ильюшина приступило к разработке своего первого пассажир-
ского самолета Ил-12, имеющего трехопорную схему шасси и ряд других ново-
введений, почти за два года до окончания Великой Отечественной войны. С этого
времени в течение сорока лет ильюшинский коллектив разрабатывает граждан-
ские самолеты.
Ильюшинское ОКБ разрабатывало пассажирские самолеты всех моделей,
знаменующих собой появление новых поколений и, кроме того, создало ряд
грузовых модификаций и грузовой самолет.
338
www.vokb-la.spb.ru
К таким пассажирским самолетам относятся:
поршневые пассажирские средние магистральные самолеты (СМС) Ил-12,
Ил-14 и их модификации;
турбовинтовые самолеты Ил-18 (СМС) первого поколения самолетов с газо-
турбинными двигателями;
турбореактивный дальний магистральный самолет (ДМС) второго поколе-
ния Ил-62 и его экономически усовершенствованная модификация Ил-62М,
оба с турбовентиляторными двигателями;
широкофюзеляжный пассажирский самолет (СМС) Ил-86 третьего поколе-
ния.
В 1920—1930-е гг. грузовой воздушной транспортной системы в Советском
Союзе еще не существовало. В послевоенные годы грузы, как правило, перево-
зились в грузовых помещениях пассажирских самолетов. И в настоящее время
достаточно большая доля общего объема грузовых перевозок выполняется пу-
тем догрузки пассажирских самолетов.
Развитие класса грузовых самолетов начиналось путем создания грузовых
модификаций пассажирских самолетов. Затем появились турбовинтовые грузо-
вые самолеты Ан-12 и др. Схема высокоплана, присущая им, в наибольшей сте-
пени отвечает эксплуатационным требованиям к классу грузовых самолетов.
Применяемое крыло сравнительно малой стреловидности повышает весовую эф-
фективность, а скорость полета, меньшая, чем у пассажирских самолетов, для
перевозки грузов не имеет определяющего значения. По этой же причине на
грузовых самолетах турбовинтовые двигатели применялись более длительное
время, чем на пассажирских, на реактивные перешли лишь с появлением турбо-
вентиляторных.
В семействе «илов» грузовые самолеты, так же как и пассажирские, пред-
ставлены почти на всех этапах развития. Среди них:
грузовые модификации ЙЛ-12Д и Ил-14Гр с поршневыми двигателями, дли-
тельное время находившиеся в эксплуатации;
грузовая модификация Ил-18Т с турбовинтовыми двигателями;
грузовой самолет Ил-76Т с турбовентиляторными двигателями.
Таким образом, на примере самолетов ОКБ им. С. В. Ильюшина можно
проследить основные тенденции послевоенного развития гражданской маги-
стральной авиации и, главным образом, те, которые приводят к росту весовой
и экономической эффективности.
Весовые характеристики самолета являются тем показателем,
который аккумулирует в своих значениях все основные свойства
самолета и его характеристик. Любое изменение летно-техниче-
ских характеристик (ЛТХ) или изменение конструкции самолета
непременно находит свое отражение в весовых данных. И наобо-
рот, изменение весовых характеристик отражается на ЛТХ и
массе конструкции. Однако влияние их различно не только
количественно, но и качественно. Если конструктивные измене-
ния отражаются на значениях весовых характеристик непосред-
ственно, то изменения ЛТХ опосредованы через различные пока-
затели самолета (площадь крыла и другие его параметры, степень
механизации крыла, тягу силовой установки и т. п.). Изменение
пассажировместимости и грузоподъемности самолета, дальности
или скорости полета, аэродромных требований также вызовет
соответствующие изменения весовых данных самолета.
Различают основные весовые характеристики самолета и ха-
рактеристики (или весовые данные) его частей. К весовым харак-
теристикам самолета (или характерным массам) относятся: взлет-
ная, максимальная и расчетная посадочные массы, масса самолета
339
Рис. 20.1. Изменение основных ве-
совых характеристик пассажирских
самолетов марки «Ил»;
1 — взлетная масса самолета; 2 — масса
пустого снаряженного самолета; 3 «=»
масса коммерческой нагрузки
без топлива, масса снаряжен-
ного самолета и нагрузки
(полезной и полной).
Весовые характеристики
самолета и его частей можно
представить в виде много-
уровневой иерархической
структуры, в которой все по-
казатели находятся в теспой
взаимосвязи между собой.
Главной в этой иерархии яв-
ляется взлетная масса само-
лета т0, которая складыва-
ется из массы топлива тт и
массы самолета без топлива
тб. т.. Последняя вместе с остатком топлива при посадке со-
ставляет посадочную массу самолета тппос, значения которой
лежат в пределах от максимальной массы самолета без топлива до
максимальной взлетной массы самолета. Посадочная масса само-
лета устанавливается его разработчиком в зависимости от особен-
ностей предъявляемых к проекту требований (навигационный
запас топлива, промежуточные посадки без дозаправки топливом,
несущая способность взлетно-посадочной полосы и др.).
Масса самолета без топлива представляет собой сумму массы
пустого снаряженного самолета та. Сн и массы коммерческой на-
грузки /пк. н, которая вместе с массой топлива представляет массу
полной нагрузки самолета тц. н. Масса коммерческой нагрузки
пассажирского самолета складывается из массы пассажиров тцас,
массы багажа пассажиров тбаг, массы грузов тгр и почты тпочт.
Пустой снаряженный самолет есть самолет, подготовленный
к полету, без нагрузки. Большую часть массы снаряженного са-
молета составляет масса пустого самолета тпуст, а меньшую —
масса снаряжения /исн. Масса снаряжения включает в себя массу
полетного экипажа с личным багажом, несливаемых жидкостей
и съемною оборудования, без которого в принципе можно совер-
шить полет (съемного оборудования салонов и бытовых помеще-
ний, аварийно-спасательного оборудования, оборудования буфета
с продуктами и др.).
Наиболее явной тенденцией в развитии ильюшинских пасса-
жирских самолетов является рост масс, как взлетной, так и сна-
ряженного самолета. И это закономерно, поскольку связано
с непрерывным увеличением размеров самолетов, его пассажиро-
340
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 20.2. Изменение объема перевозок МГА и изменение пассажировместимости
самолетов:
1 — общий объем перевозок, 2 — числ > перевезенных пассажиров; 3 — число пасса
жирских мест в самолете (по данным работ [6 и 39])
вместимости и грузоподъемности (рис. 20.1). За 40-летний период
работы над созданием пассажирских самолетов в ОК имени
С. В. Ильюшина пассажировместимость выросла в И раз, грузо-
подъемность — в 16 раз, что повлекло за собой увеличение взлет-
ной массы самолетов в 12 раз, а массы снаряженного самолета
почти в 10 раз. Эти соотношения в изменении основных весовых
характеристик самолетов получены при одновременном значи-
тельном увеличении дальности и скорости полета, при повышении
надежности и безопасности, при росте уровня комфорта и улучше-
нии обслуживания пассажиров.
Увеличение производительности пассажирских самолетов
(в хронологическом разрезе) тесно связано с потребностями раз-
вития воздушного транспорта. Начиная с середины пятидесятых
годов происходит бурный рост объема воздушных перевозок
(рис. 20.2), которые невозможно было реализовать простым уве-
личением численности парка самолетов [5, 41 ]. Этот рост связан
с общим развитием народного хозяйства.
Именно к этому времени страна уже залечила раны, нанесен-
ные войной, началось планомерное развитие производства, росло
благосостояние народа. Это и привело к увеличению объема
пассажирских перевозок на воздушных линиях. Рост пассажиро-
вместимости самолетов «Ил» почти отслеживает изменение объема
работы, производимой Аэрофлотом (см. рис. 20.2). Некоторое
отставание в пассажировместимости от объема перевозок компен-
сируется увеличением скорости полета, что также ведет к росту
производительности парка самолетов: у Ил-18 скорость полета
по сравнению с Ил-14 возросла почти в 2 раза, а у Ил-62 по сравне-
нию с Ил-18—-в 1,3 раза.
341
10
Рис. 20.3. Весовые соотношения между
частями, составляющими взлетную
массу пассажирских самолетов
Son/nnac, и2/иас
5
0 100 200 300 ппас
Рис. 20.4. Зависимость критерия раз-
мера самолета от его пассажировмести-
мости:
1 — СМС; 2 — ДМС
Возрастание взлетной массы самолетов не вызывает соответ-
ствующего изменения составляющих ее масс. Пропорционального
изменения не наблюдается. По мере развития авиации и особенно
с увеличением дальности полета возрастает доля полной нагрузки
и падает доля массы снаряженного самолета и его частей, что и
обусловливает целесообразность увеличения производительности
парка самолетов не увеличением числа машин, а посредством
увеличения размеров самолета. Изменение структуры взлетной
массы самолета показано на рис. 20.3, где видна доля каждой
составляющей, что и характеризует коммерческую и полезную
весовую 01 дачу самолетов..
Характерно изменение площади омываемой поверхности пла-
нера S0M — 2 (SKp 4- Son) + 5Ф, приходящейся на одно пасса-
жирское место, в зависимости от пассажировместимости самолета
(рис. 20.4). Несмотря на то, что площадь омываемой поверхности
самолетов марки «Ил» за 40 лет возросла почти в 4,5 раза (420 м2
- 1 Ил-12 и 1865 ма на Ил-86), площадь, приходящаяся на одного
п эссажира, уменьшилась почти в 2,5 раза. Такое снижение сви-
детельствует об эффективности увеличения пассажировместимости
самолетов.
Степень нагруженности самолетов может в частном случае
характеризоваться удельной нагрузкой на крыло р, представ-
ляющей отношение взлетной массы самолета к площади крыла.
С ростом скорости полета удельная нагрузка на крыло законо-
мерно возрастает (рис. 20.5) и, следовательно, увеличивается
масса самолета, приходящаяся на единицу площади омываемой
поверхности. Но в связи с тем, что поверхностная плотность сна-
ряженного самолета увеличивается менее интенсивно, чем умень-
шается омываемая поверхность, приходящаяся на одно пассажир-
ское место, то и масса снаряженного самолета, приходящаяся
на одного пассажира, имеет тенденцию к уменьшению при уве-
личении пассажировместимости.
342
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 20.5. Зависимость поверхностной
плотности снаряженного самолета от
удельной нагрузки на крыло
Рис. 20.6. Зависимость поверхност-
ной плотности планера ^пл =
= Зпл/^пл 12 от площади омывае-
мой поверхности
Интересна тенденция изменения весовой структуры пустого
снаряженного самолета, показывающая увеличение доли массы
планера в суммарной массе снаряженного самолета вследствие
уменьшения доли массы силовой установки. При этом доли масс
оборудования в процессе создания самолетов менялись очень
незначительно, что объясняется систематическим насыщением
самолетов новыми системами. Главной же причиной увеличения
относительной массы планера является приобретение самолетом
новых качеств, которые, как было сказано выше, достигаются
весовыми издержками. Так, увеличение скорости Ил-62 и Ил-62М
по сравнению с Ил-18 явилось скачком, которому сопутствовали
повышение нагрузок на крыло, появление большой стреловид-
ности крыла и другие изменения, которые вызывают рост массы
планера. Переход с турбовинтовых двигателей, примененных
на Ил-18, к турбореактивным, установленным на Ил-62, приводит
к выигрышу в массе силовой установки, так как удельная масса
(масса двигателя, отнесенная к тяге) у последних значительно
меньше.
Также закономерен и рост доли планера самолета Ил-86 по
сравнению с самолетом Ил-62. Во-первых, применение фюзеляжа
большого диаметра само по себе ведет к увеличению массы пла-
нера, что является закономерным для всех широкофюзеляжных
самолетов. Во-вторых, с целью удовлетворения ужесточенных
эксплуатационных требований (что тоже исторически закономерно)
планер Ил-86 значительно усложнен по сравнению с планером
Ил-62 (установлены, как уже отмечалось, входные двери на ниж-
нюю палубу со встроенными трапами и внутрифюзеляжные меж-
343
палубные лестницы, третья основная опора самолета, применена
более сложная механизация крыла). И в-третьих, Ил-86 проек-
тировался под ужесточенные, по сравнению с требованиями вре-
мен создания Ил-62, нормы летной годности НЛГС-2 (в частно-
сти, эксплуатационная перегрузка в центре масс самолета воз-
росла с 2,3 до 2,5), что также привело к увеличению массы
планера.
Тенденции изменения весовых характеристик планера и его
агрегатов. Большую долю в массе снаряженного самолета зани-
мает масса его основной части — планера, состоящего из четырех
агрегатов: крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. Весовое соотно-
шение частей планера в процессе развития самолетов изменяется:
доля массы крыла в массе планера снижается вследствие увеличе-
ния доли массы фюзеляжа (для СМС). Причем на массу крыла
приходится наибольшая доля, а относительная масса фюзеляжа
возрастает и становится почти равнозначной массе крыла. Одной
из основных характеристик планера является его несущая спо-
собность, т. е. отношение взлетной массы самолета без массы
планера и топлива к массе планера. Хронологически этот показа-
тель для пассажирских самолетов марки «Ил» скачкообразно
изменяется, что иллюстрирует непрерывное повышение степени
использования прочности конструктивных материалов. Причи-
нами снижения несущей способности планера широкофюзеляжных
самолетов являются: повышение его массы вследствие применения
фюзеляжа большого диаметра, ужесточение норм летной год-
ности, снижение расчетных напряжений в конструкции с целью
повышения ресурса самолета, применение сложной механизации
крыла, применение (на Ил-86) нижних входных дверей со встро-
енными трапами и межпалубными лестницами, установка мно-
гоопорного шасси. Аналогичны причины (за исключением двух
последних) снижения несущей способности планера зарубеж-
ных широкофюзеляжных самолетов по сравнению с самолетами
второго поколения примерно на 35%.
Весовой характеристикой планера является также его поверх-
ностная плотность, т. е. масса, приходящаяся на 1 м2 его омывае-
мой поверхности. В связи с систематическим увеличением разме-
ров и нагрузки пассажирских «илов» в их историческом развитии
основной тенденцией является рост значений этой характеристики
(рис. 20.6).
Крыло является основным агрегатом планера самолета, им
создается подъемная сила. Доля крыла в массе планера макси-
мальна. Основной его весовой характеристикой является поверх-
ностная плотность крыла. Она зависит как от размеров крыла,
так и от нагрузок, действующих на него, от геометрических
параметров и от степени сложности взлетно-посадочной механи-
зации, на ее величину влияют схемные, конструктивные и техно-
логические решения, характеристики конструкционных материа-
лов и многое другое.
344
www.vokb-la.spb.ru
Масса крыла является очень сложной многопараметрической
функцией, и рассмотрение весовых характеристик в виде однопа-
раметрических функций очень условно; при таком анализе имеется
очень большая вероятность недостоверности полученных зависи-
мостей. Сказанное относится ко всем агрегатам планера, но
в крыле это свойство выявляется особенно ярко.
Фюзеляж пассажирского самолета предназначен в основном
для размещения пассажиров, поэтому его масса хорошо описы-
вается почти линейной зависимостью от числа пассажирских
мест. Подобно массе крыла, масса фюзеляжа зависит от многих
параметров и характеристик, но, в отличие от крыла, вариации
относительных геометрических параметров фюзеляжа незначи-
тельны; незначительна и доля внешних нагрузок, действующих на
фюзеляж, в общей сумме нагрузок. Определяющими для массы
фюзеляжа являются массовые нагрузки, а для массы крыла —
внешние аэродинамические. А так как массовые нагрузки в фю-
зеляже практически пропорциональны числу пассажиров, то и
масса фюзеляжа в грубом приближении пропорциональна числу
пассажиров. Нагрузки от оперения, приходящиеся на фюзеляж,
относительно невелики. Поверхностная плотность фюзеляжа (т. е.
масса фюзеляжа, отнесенная к площади его омываемой поверх-
ности) возрастает по мере увеличения этой площади. Физический
смысл такой зависимости объясняется увеличением площади
омываемой поверхности вследствие либо увеличения длины фюзе-
ляжа, что ведет к росту изгибающих моментов, либо увеличения
диаметра фюзеляжа, что также увеличивает поверхностную плот-
ность (в результате роста толщин обшивки и утяжеления шпан-
гоутов).
Масса оперения также растет в процессе развития самолетов.
Рост массы оперения вызывается увеличением нагрузок, его
относительной площади, а также увеличением скоростей полета,
изменением геометрических параметров оперения и некоторыми
другими объективными факторами. Но, кроме того, поверхност-
ная плотность оперения во многом зависит от его схемы: у высоко-
расположенного (Т-образного) оперения 1 м2 площади весит зна-
чительно больше, чем у низкорасположенного (палубного), так
как у него нагрузки с горизонтального оперения передаются на
фюзеляж не непосредственно, а через киль, что ведет к росту массы
вертикального оперения. Необходимо, однако, отметить, что
низкорасположенное и высокорасположенное оперение одинако-
вой эффективности (по создаваемым продольным моментам) при-
мерно равноценны в весовом отношении, поскольку площадь
Т-образного горизонтального оперения значительно меньше, чем
у палубного вследствие большего значения плеча горизонтального
оперения. Поэтому выбор схемы оперения практически не лими-
тируется весовыми соображениями, схема оперения определяется
условиями устойчивости самолета и его эксплуатационными ха-
рактеристиками.
345
Рис. 20.7. Изменение энерговооруженности
и относительной массы силовой установки
Рис. 20.8. Тенденция изменения относитель-
ной массы оборудования и снаряжения
Шасси по своей конструкции резко отличается от остальных
агрегатов планера: если крыло, фюзеляж и оперение — это в прин-
ципе тонкостенные обечаечные конструкции с подкреплениями и
вырезами, работающие на распределенные нагрузки, то шасси
представляет собой механизм с подвижной балочной или фермен-
ной конструкцией, воспринимающей сосредоточенную, зачастую
динамическую нагрузку.
С беспрерывным ростом взлетной и посадочной массы самоле-
тов увеличивается и абсолютная масса шасси. Однако размеры
(главным образом высоты стойки) растут медленнее, чем тоннаж
и общие размеры самолета; кроме того, при повышении взлетной
массы относительная посадочная уменьшается, т. е. повышается
эффективность использования материала (так как снижается доля
конструктивных элементов), относительная масса шасси также
снижается. На относительную массу шасси влияют конструктив-
ные и схемные отличия, в частности, число основных опор шасси:
при одной и той же взлетной массе у многоопорного шасси отно-
сительная масса больше, чем у двухопорного, с увеличением числа
опор относительная масса шасси возрастает.
Тенденции изменения весовых характеристик силовой уста-
новки, оборудования и снаряжения. Самолеты с поршневыми дви-
гателями характеризуются низкой энерговооруженностью и боль-
шой относительной массой силовой установки (рис. 20.7). У само-
летов с ГТД энерговооруженность стабилизируется на более вы-
соком уровне (по сравнению с самолетами с поршневыми двига-
телями), а относительная масса силовой установки снижается
от поколения к поколению самолетов. Подобное явление характе-
ризует возрастающую весовую эффективность силовой установки,
т. е. повышение весового совершенства двигателей и силовой
установки.
Масса оборудования значительно стабильнее массы силовой
установки. Ее относительное значение для самолетов исторически
3 46
www.vokb-la.spb.ru
менялось мало, хотя абсолютное значение массы возросло почти
в 15 раз. Отношение же массы оборудования к пассажировмести-
мости самолета имеет устойчивую тенденцию к снижению при
увеличении числа пассажирских мест (рис. 20.8).
Такой же особенностью обладает и масса снаряжения. Подоб-
ное уменьшение массы оборудования и снаряжения, приходя-
щихся на одно пассажирское место, способствует повышению
весовой эффективности самолетов большой пассажировместимости
по сравнению с самолетами малой и средней пассажировмести-
мости.
Таким образом, потребности эксплуатирующих предприятий
в увеличении пассажировместимости самолетов хорошо согла-
суются с тенденциями развития самолетостроения, так как повы-
шение пассажировместимости ведет к росту эффективности само-
летного парка.
Весовая эффективность пассажирских самолетов и методы ее
определения. Графические зависимости критериев эффективности
от каких-либо параметров не всегда позволяют судить о весовом
совершенстве самолета, его частей и агрегатов, более того, их
физический смысл не всегда очевиден, они хорошо отражают
лишь тенденции изменения весовых характеристик самолета и
его основных частей.
Судить о весовой эффективности по значению массы самолета
или какой-либо его части практически невозможно, поскольку'
масса самолета или его агрегатов — функции многопараметриче--*
ские, и большинство влияющих на массу параметров не имеет
отношения к весовому совершенству. Отдельно взятые абсолют-
ные значения массы не определяют эффективности. При анализе
эффективности обязательно сравнение с каким-то эталоном.
Масса может служить критерием весового совершенства только
в том случае, когда масса анализируемого самолета и выбранного
эталона является такой функцией, у которой значения всех
влияющих на ее величину параметров являются одинаковыми.
Например, можно оценить весовое совершенство нескольких
самолетов по их взлетной массе только в том случае, когда у них
одинаковые летно-технические характеристики (грузоподъемность,
пассажировместимость, дальность и скорость полета, взлетно-
посадочные характеристики и характеристики по создаваемому
уровню шума на местности и в пассажирской кабине), уровень
аэродинамического совершенства самолета и удельный расход
топлива двигателями.
Все эти параметры и характеристики в различной степени
влияют на взлетную массу. Но даже при прочих равных условиях
сравнение будет не полным, так как могут иметься отличия в не
которых размерах и геометрических параметрах, схемные и кон-
структивные отличия, которые ведут к весовым расхожденья..
Найти во всех отношениях сопоставимые самолеты практически
невозможно.
347
Таким образом, оценка весового совершенства самолета может
быть только относительной (сравнительной), основанной на ана-
лизе данных ряда самолетов g применением правил сопостави-
мости.
Анализы определения весовой эффективности можно проводить
несколькими методами. Основными из них являются:
критериальный (параметрический) метод аналитического или
графического анализа;
метод сравнения фактических или проектных весовых данных
g данными, полученными расчетом по достоверному расчетному
эталону;
метод приведения летно-технических характеристик и схемных
отличий рассматриваемого самолета к данным самолета, приня-
того за базу сравнения.
Одной из особенностей параметрического анализа является
невозможность прямого сравнения значений критериев различных
самолетов. Все критерии, используемые в весовом анализе, яв-
ляются переменными величинами, зависящими от какого-либо
параметра, причем зачастую нелинейными функциями с разры-
вами, характерными для каждого этапа развития авиации. Для
самолетов одного поколения значения критериев могут резко
отличаться от значений критериев для самолетов как предыду-
щего, так и последующего этапов развития. Примером может слу-
жить явление снижения несущей способности планера широко-
фюзеляжных самолетов по сравнению с узкофюзеляжными са-
молетами.
Поэтому другим условием параметрического анализа весовой
и других видов эффективности является необходимость сопостав-
ления самолетов одного поколения. Это справедливо для ана-
лиза, имеющего цель установления степени весового совершен-
ства самолета, его конструкций и систем. Предметом данной
статьи является исследование роста эффективности самолетов
конструкторского бюро им. С. В. Ильюшина в историческом плане.
Поэтому результаты сравнения, приведенные на графиках, не
подчинены указанному условию.
Критерием, приемлемым для исторического анализа роста
весового совершенства самолета и позволяющим с достаточной
достоверностью сравнивать самолеты разных поколений, является
удельная производительность, которая отражает влияние ско-
рости полета на его величину. Этот критерий учитывает часовую
производительность и массу снаряженного самолета и является
функцией числа пассажиров и дальности полета.
Тенденция изменения этого критерия для пассажирских са-
молетов ОКБ им. С. В. Ильюшина представлена на рис. 20.9,
из которого видно, что значение параметра возрастало почти
линейно. Наблюдается, следовательно, постоянное и значитель-
ное увеличение весового совершенства пассажирских самолетов
марки «Ил».
348
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 20.9. Изменение удельной производительности пассажирских самолетов ОКБ
Весовая эффективность каждого поколения пассажирских са-
молетов марки «Ил» на всех этапах развития послевоенной авиа-
ции соответствовала уровню весового совершенства, достигну-
тому на зарубежных самолетах (рис. 20.10). Такой анализ выпол-
нен при условии приведения к равным требованиям, предъявляе-
мым к сопоставляемым самолетам. Различия в требованиях
оказывают влияние на весовые характеристики. Этим отчасти
объясняется достаточно большой разброс точек внутри диапазона
на приведенном графике.
В связи со сложностью связей между весовыми характеристи-
ками и параметрами самолета анализ весовой эффективности же-
лательно проводить в многокритериальной форме. Проанализи-
руем уровень весового совершенства отечественных самолетов
на примере критерия, отражающего другую сторону самолета как
Рис. 20.10. Изменение удельной производительности пассажирских самолетов
различных поколений:
1 — самолеты с ПД; 2 — самолеты с ТВД; 3 — реактивные узкофюзеляжные самолеты
с кормовой установкой двигателей; 4 шнрокофюзеляжные самолеты
349
Рис. 20.11. Зависимость относительной массы снаряженного самолета от взлет-
ной массы самолета;
1 — самолеты с ПД; 2 — самолеты с ТВД; 3 —реактивные узкофюзеляжные самолеты
с кормовой установкой двигателей; 4 —’ шнрокофюзеляжные самолеты
многосвязной структуры. Таким критерием весового совершен-
ства самолета может быть относительная масса снаряженного
самолета. Она опосредованно связывает весовые характеристики
самолета с нагрузками, действующими на его планер, а также
с дальностью полета (эта связь является более многозвенной, чем
связь с нагрузками). Анализ изменения весового совершенства
пассажирских самолетов от поколения к поколению по этому кри-
терию (рис. 20.11) не показывает таких резких скачков, как по
критерию удельной производительности (см. рис. 18.10) при пере-
ходе от ПД’к ТВД и от ТВД к ДТРД.
Расхождение в выводах о весовом совершенстве при оценке
по разным критериям вполне допустимо, так как различные кри-
терии оценивают различные стороны многообразной сущности
самолета. Так, первый критерий рассматривает самолет как транс-
портное средство, у которого от поколения к поколению возра-
стает производительность и, следовательно, растет эффективность,
а второй — оценивает самолет с позиции соответсгвия массы и
прочности и учитывает те весовые издержки, которые в данном
случае приносит фюзеляж большого диаметра, не учитывая при
этом значительный рост пассажировместимости широкофюзеляж-
ных самолетов. Следовательно, многокритериальность оценки
весового совершенства позволяет судить об уровне совершенства
с различных позиций.
Но, несмотря на количественные отличия в оценке весового
совершенства самолетов различных поколений, этот критерий,
как и предыдущий, показывает, что весовая эффективность само-
летов марки «Ил» всех поколений соответствовала мировому
уровню.
350
www.vokb-la.spb.ru
21. ЭВОЛЮЦИЯ ХАРАКТЕРИСТИК
САМОЛЕТОВ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
И МОДИФИКАЦИИ
Из истории создания первых самолетов с газотурбинными двигателями.
В начале 1950-х гг. параллельно велась разработка турбовинтовых самолетов:
в Советском Союзе в ОКБ С. В. Ильюшина создавался Йл-18 с четырьмя двигате-
лями АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко; в Англии фирма Виккерс проектировала
самолет «Вэнгард» с четырьмя двигателями Тайн-П Мк-506: в США фирма Лок-
хид разрабатывала самолет «Электра» с четырьмя двигателями Аллисон
501-Д1-Д13А.
В зарубежной печати в те годы много писали о соревновании «большой
тройки». Время показало, что соревнование выиграл самолет Ил-18, тираж ко-
торого составил многие сотни экземпляров. По меткому выражению одного из
западных журналистов, Ил-18 был рабочей лошадкой всех восточных авиаком-
паний. Он широко эксплуатировался во многих странах. Что касается самолета
»Вэнгард», то число заказов на него было крайне ограничено.
Самолет Локхид «Электра» потерпел ряд тяжелых катастроф по конструк-
тивным причинам (недостаточная прочность). После этого основной граждан-
ский вариант был снят с производства, а затем и с эксплуатации.
Результат соревнования проявился в различной судьбе этих самолетов, но
оно интересно протекало и в процессе их создания. Каждая из трех фирм стреми-
лась создать конкурентоспособный самолет, и с этой целью не раз повышала
производительность будущего самолета еще на стадии его проектирования.
Так, коммерческую нагрузку самолета Ил-18 еще в этот период дважды повышали,
и каждый раз на 20%. Главным образом это объясняется стремлением создать
самолет с экономической эффективностью, которая позволяла бы снизить себе-
стоимость эксплуатации и стоимость билета до стоимости железнодорожного.
В то же время строился самолет Ан-10 конструкции О. К- Антонова, ио это был
самолет иного типа: Ан-10 с турбовинтовыми двигателями был задуман как много-
целевой с использованием в случае необходимости под перевозку крупногабарит-
ных грузов. Поэтому его фюзеляж был большого диаметра; для удобства по-
грузочно-разгрузочных работ самолет имел схему высокоплана и соответствую-
щие схемы шасси и оперения. Коллектив, создавший этот самолет, тоже участво-
вал в упомянутом соревновании.
Эволюция основной характеристики самолетов марки «Ил»
в процессе проектирования. Стремление конструкторов к повыше-
нию эффективности машин пооявляется во многих направлениях
и, в частности, в повышении производительности самолета на
стадии развития проекта, а в период эксплуатации — путем раз-
работки модификаиий.
Производительность пассажирского или грузового самолета
и его экономическую эффективность определяют такие основные
характеристики: скорость полета, изменение грузоподъемности
или пассажировместимости по дапьности полета. При этом раз-
личают часовую производительность и рейсовую, которая рас-
сматривается ниже.
При проектировании самолета характеристику грузоподъем-
ности или пассажировместимости по дальности полета изменяли
вследствие уточнения прогнозов и роста объема перевозок, кон-
куренции фирм и др. Известны случаи изменения расчетной даль-
ности полета при сохранении пассажировместимости. Выполнение
прогнозов дело весьма сложное, поскольку необходимо предви-
351
Дальность налета (практическая)
Рис. 21.1. Изменение основной характери-
стики самолетов 2
1 — проектные данные; 2 ->• базовые самолеты.
3 — модификации
деть на многие годы вперед. От вы-
бора размеров самолета до начала
эксплуатации проходит немало лет,
поэтому выбирать следует из потреб-
ностей не начального периода эксплу-
атации, а более отдаленного.
В начале проектирования само-
лета Ил-18 с четырьмя турбовинто-
выми двигателями были приняты мак-
симальная коммерческая нагрузка
12 000 кг, дальность полета 2000 км
(рис. 21.1). Затем коммерческая на-
грузка была увеличена до 13 500 кг
при дальности 2700 км. При таком
развитии проекта соответственно воз-
растали значения взлетной массы и
массы пустого самолета, однако про-
изводительность росла быстрее, чем масса конструкции, и весо-
вая отдача самолета увеличивалась.
Аналогичная картина наблюдалась при проектировании
Ил-62: начинали с коммерческой нагрузки 20 000 кг при даль-
ности полета 4500 км, а сдали самолет в эксплуатацию с макси-
мальной коммерческой нагрузкой 23 000 кг и практической даль-
ностью полета 7200 км (см. рис. 21.1).
В процессе проектирования самолета Ил-86 была увеличена
максимальная коммерческая нагрузка с 40 000 до 42 000 кг,
а дальность полета с нагрузкой 40 000 кг — с 2350 до 3600 км.
Во всех трех случаях возрастала часовая и рейсовая произ-
водительность, а также весовая и экономическая эффективность
самолета.
Эволюция основной характеристики самолетов марки «Ил»
при их модификации. Можно выделить четыре вида модификаций:
технически усовершенствованные, экономически усовершенство-
ванные, специализированные и комплексные (объединяющие два
первых вида).
Своеобразие модификаций базового самолета Ил-18 заключается
в том, что они разрабатывались не на базе исходного самолета,
а на основе предыдущих модификаций, т. е. с учетом всех измене-
ний, проведенных на предыдущих модификациях.
Одним из традиционных направлений в развитии всех типов
самолетов конструкции ОКБ им. С. В. Ильюшина была разра-
ботка модификаций. Это позволило поддерживать длительное
время самолеты на хорошем техническом уровне, повышать эф-
352
www.vokb-la.spb.ru
Рис. 21.2. Изменение пассажировместимости
при модификации самолета Ил-18
фективновть базовых машин и возда-
вать специализированные модифи-
кации.
Родоначальник самолетов ОКБ са-
молет ЦКБ-26 породил целое семейст-
во технически усовершенствованных
модификаций: ЦКБ-30, ДБ-30, ДБ-ЗФ (Ил-4). При создании этих
модификаций совершенствовалась аэродинамика самолета (что осо-
бенно важно для дальнего бомбардировщика), была заново разрабо-
тана конструкция крыла, претерпела изменение технология произ-
водства, пересмотрена номенклатура применяемых материалов и
т.п. Ради усиления тактических свойств самолета была установлена
дополнительная стрелковая установка. Имел свои модификации
и Ил-2.
Реактивный бомбардировщик Ил-28 имел семейство специали-
зированных модификаций: Ил-28У (учебный), Ил-28Р (развед-
чик), Ил-28Т (торпедоносец). Многие пассажирские самолеты
также имели модификации названных видов. У самолета Ил-12 —
десантно-грузовая Ил-12Д; у Ил-14 были экономически усовершен-
ствованные Ил-14П и Ил-14М и специализированные Ил-14Гр
и Ил-14С.
Самолет Ил-18 базовый имел еще большее число модификаций:
Ил-18А, Ил-18Б, Ил-18В, Ил-18Д и Ил-18Е. Отличались они
большей пассажировместимостью, технически усовершенствован-
ным комплексом пилотажно-навигационного оборудования, уве-
личением дальности полета (Ил-18Д). Таким образом, каждая
последующая модификация отличалась повышенной эффектив-
ностью.
Изменение основной характеристики самолета на Ил-18 вы-
ражалось увеличением числа пассажирских кресел, т. е. увели-
чением плотности компоновки салонов. Последняя, выраженная
через площадь пола, приходящуюся на одного пассажира, умень-
шалась от 0,93 до 0,68 и 0,55 соответственно появлению новых
кресел: вслед за первым классом туристских, а затем экономиче-
ских. Новая их конструкция позволяла уменьшить шаг установки
кресел и увеличить их число в каждом ряду (табл. 21.1 и рис. 21.2).
Таблица 21.1
Показатель Ил-18А Ил-18Б Ил-18В Ил-18Д Ил-18Е
Шаг установки кресел, мм 1020 840 810 750 750
Число мест в ряду 5 5 5 6 6
Число пассажирских мест на самолете 75 89 100 НО 122
13 г. в. Новожилов
353
Следует упомянуть еще об одном виде модификации — о спе-
циализированных модификациях самолетов, снятых с серийного
производства, но находящихся в эксплуатации. Есть пассажирские
самолеты, обладающие большим ресурсом, такие, например,
как Ил-18, которые морально устаревают раньше, чем заканчи-
вается их летная жизнь. Тогда их переоборудуют в транспортно-
грузовые модификации типа Ил-18Т и продолжают эксплуати-
ровать с высоким экономическим эффектом.
Своеобразной является модификация Ил-62М с двигателями
конструкции П. М. Соловьева (базовым был самолет Ил-62 с дви-
гателями конструкции Н. Д. Кузнецова).
Кроме замены двигателей на более экономичные были прове-
дены и другие изменения, к которым относятся:
устройство килевого топливного бака, с помощью которого
увеличена емкость топливной системы и получена возможность
выполнения полетов при более задних центровках, что приводит
к экономии топлива;
замена решетчатого реверса на створчатый, который не только
повысил эффективность тормозного устройства, но и снизил
сопротивление на крейсерском режиме, что привело к определен-
ной экономии топлива;
усовершенствование некоторых видов радиотехнического обо-
рудования;
повышение комфорта устройством «широкофюзеляжного* ин-
терьера.
Изменение основной характеристики самолета Ил-62 при раз-
работке его модификации приводит к значительному росту эф-
фективности, который зависит от протяженности линии.
Рассмотрение особенностей данных модификаций позволяет
сделать следующие выводы.
1. У модификаций с заменой двигателей экономичность повы-
шается вследствие возрастания производительности при увеличе-
нии дальности полета при равной (с базовым самолетом) коммер-
ческой нагрузке, что важно для эксплуатации такой модификации
на линиях с большей протяженностью.
2. Наибольшая эффективность достигается на линиях, доступ-
ных и для базового самолета, вследствие увеличения коммерче-
ской нагрузки на величину, соответствующую уменьшению рас-
хода топлива.
22. УЧАСТИЕ ОКБ
ИМЕНИ С. В. ИЛЬЮШИНА В РАЗВИТИИ
МЕТОДОВ ВЕСОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
Одно из направлений в работе ильюшинского
коллектива — исследования и теоретические разработки, которые
по существу являются лабораторией, способствующей созданию
354
www.vokb-la.spb.ru
качественно новых машин, и великолепной школой теоретиче-
ского роста высококвалифицированных специалистов. Этими ра-
ботами в прошлом руководил академик С. В. Ильюшин, а теперь
они выполняются под руководством академика Г. В. Новожи-
лова. Сотрудниками ОКБ опубликованы десятки книг, сотни
статей, прочитано большое число докладов на теоретических кон-
ференциях. Они касаются всех видов проектирования: аэродина-
мического, весового, схемно-компоновочного, конструктивно-си-
лового, автоматизированного и др. Во всех этих направлениях
ильюшинцы сказали свое слово.
В семидесятые годы происходят значительные изменения во
всех областях проектирования, исследования приобретают опре-
деляющее значение. Так, современные исследования потребного
типоразмера самолета, а затем разработка проекта не ограничи-
ваются рамками базового самолета, они ведутся в масштабах
программы, включающей не только семейства модификаций, но
и целую гамму взаимодополняющих самолетов, т. е. в масштабах
парка самолетов и даже транспортной системы в целом. При этом
рассматривается широкий диапазон значений летно-технических
характеристик и параметров самолета. Многочисленные задачи
создания самолетов, решаемые в таком плане, осложнены рядом
значительных проблем, однако их решения лежат не за пределами
возможного. Следствием подобного подхода является рост объема
аналитических, экспериментальных и стендовых исследований,
а также возросший период поисковых разработок на стадии
перспективного проектирования. При этом многие исследования
носят не только прикладной характер, но и теоретический, так как
поднимаются до научных обобщений и отыскания закономерностей.
Существенные изменения наблюдаются и в самом процессе
проектирования:
изменился подход к формированию облика самолета (раньше
он определялся выбором тяговооруженности самолета и площади
крыла с нахождением их оптимального соответствия, теперь
выступает, в известной степени, третий фактор — системы управ-
ления самолетом);
оптимизацию многих проектировочных решений выполняют
теперь на базе энергетического критерия (экономический и весо-
вой критерии стали играть подчиненную роль);
получила развитие новая теория расчета самолета на проч-
ность — конечноэлементная идеализация (балочная теория утра-
тила свое былое значение);
произошло смещение уровня силового проектирования, т. е.
оптимизация силовых схем на стадии эскизного, а не рабочего
проектирования, с тенденцией влияния на облик самолета (ко-
нечноэлементная идеализация допускает опережение процесса
конструирования; возможность применения такого метода появи-
лась с внедрением ЭВМ, а результатом является повышение весо-
вой и, следовательно, топливной эффективности самолета).
13*
355
Все перечисленные особенности современного проектирования
являются следствием появления и обострения энергетической
проблемы. Появление новых проблем всегда порождает новые
идеи разработки авиационной техники, новые направления про-
ектирования и дальнейшее развитие теории.
Стремление к повышению экономичности воздушного транс-
порта расширило область соответствующих исследований, прово-
димых на стадии эскизного проектирования, привело к появлению
крупномасштабного показателя экономической эффективности,
характеризующего стоимость жизненного цикла самолета *, и
нового принципа «проектирования в пределах заданной стоимости».
Решение топливной и экономической проблем основано, в опре-
деленной степени, на решении весовой. Иначе говоря, все то
новое, что характеризует современное проектирование, направ-
лено на значительное снижение массы конструкции, а следова-
тельно, и размеров самолета. Многие десятилетия критерием эф-
фективности и оптимизации проектировочных решений был весо-
вой, позже оптимизацию параметров вели на основе экономиче-
ского критерия, затем — на основе топливного, а теперь появи-
лась тенденция возврата к экономическому. Но влияние весового
фактора не утратило своего значения. В период обострения энер-
гетической проблемы он приобрел новое качество, поскольку мно-
гие решения топливной проблемы лежат на пути снижения массы
самолета.
В чем кроется столь высокая значимость, а в прошлом живу-
честь весового критерия? Дело в том, что масса самолета является
одним из факторов, от которых в наибольшей зависимости нахо-
дится весь облик самолета. Последнее объясняется:
чувствительностью всех летных и взлетно-посадочных харак-
теристик к изменению массы самолета;
чувствительностью основных параметров крыла (и оперения)
к изменению летных данных и массы самолета;
большой зависимостью массы конструкции от изменения всех
факторов, определяющих облик самолета.
Масса самолета и его конструкции по-прежнему относятся
к числу трудноопределяемых характеристик самолета и в то же
время оказывает существенное влияние на общую его эффектив-
ность. Решение весовой проблемы в целом непрерывно услож-
няется, а степень зависимости технико-экономических характери-
стик от массы самолета неизменно возрастает. Именно поэтому
методы весового проектирования нуждаются в постоянном раз-
витии и совершенствовании.
В области весового проектирования не только происходит
постепенное наращивание знаний, но и частично изменяется
* Жизненный цикл самолета — период с момента разработки идеи до сня-
тия с эксплуатации базового самолета или его модификации. Этот цикл подраз-
деляют на ряд стадий: разработка, постройка и испытание опытного самолета,
серийное производство и эксплуатация.
356
www.vokb-la.spb.ru
сама логика весового проектирования (хотя процесс и сохраняет
итерационный характер), происходит смещение уровней весовых
задач, появляются новые направления. Кроме того, возникают
новые задачи весового проектирования. Наиболее значительные
из них связаны с появлением новых видов авиационной тех-
ники.
Методы проектирования самолетов с развитием авиации из-
менялись. Первыми, как известно, были методы копирования и
подобия, затем статистические. Применение первых при зарожде-
нии авиации объяснялось недостатком знаний и опыта, а также
ограниченностью исследований. На более поздней стадии само-
летостроения методы копирования и подобия применялись ради
экономии времени и средств при создании самолета. В настоящее
время при выборе параметров самолета они почти не применяются,
так как систематическое использование этих методов может при-
вести к непрерывному отставанию, к потере экономичности само-
лета-копии [3]. Самолет-копия рождается уже устаревшим. Эко-
номические издержки подобного метода на всем парке самолетов
за время их эксплуатации во много раз превосходят экономию,
достигнутую при создании самолета-копии.
Развитие теории эффективности отражено в работах 136, 38],
где показаны значение выбора критериев, на которых базируется
эта теория, их эволюция от коэффициентов и простейших крите-
риев до интегральных, затем к системе критериев. Началом раз-
вития этой теории можно считать появления в 1930-х гг. чисел
Эверлинга, а в 1940-х — коэффициентов В. С. Пышнова. До этого
эффективность самолетов определялась путем сопоставления от-
дельных характеристик, например, скорости полета. Дальнейшее
развитие теория получила в работах: О. К. Антонова, В. Н. Ге-
велинга, А. В. Гличева, В. И. Козловского, М. Л. Миля, Е. А. Ов-
руцкого, С. Н. Саркисяна, Д. Л. Томашевича, В. М. Шейнина,
В. Ф. Юргенса и многих других исследователей. Большое число
работ в этой области объясняется многообразием видов эффектив-
ности. К ним относятся: экономическая и боевая, транспортная
и целевая, социальная и научно-техническая, энергетическая
(топливная) и весовая, производственная и эксплуатационная.
Теория эффективности, включающая классификацию ее видов
и методы анализа, непосредственно связана с теорией весового
проектирования, ибо решение весовых проблем лежит на пути
достижения высокого уровня почти всех видов эффективности.
Выбору критерия эффективности всегда придавали большое
значение. Качественная оценка характеристик при определении
эффективности проектируемого самолета проводится путем сравне-
ния с аналогами. Эта оценка оказывает большое влияние на при-
нятие решения о дальнейшей разработке проекта. Не менее важен
подход к выбору критериев при формировании технических
требований к проекту самолета, основанных на прогнозах реально
возможного улучшения показателей эффективности в дальнейшем.
357
Следовательно, от достоверности результатов сравнительного ана-
лиза зависит, в известной мере, судьба проекта.
В соответствии с этим современные исследования эффективности
базируются на методах, обладающих совокупностью следующих
свойств: корректное сопоставление различных параметров самоле-
тов и уровня их технического совершенства; объективность кри-
териев, однозначно характеризующих различные виды эффектив-
ности и достаточно чувствительных к изменению учитываемых
ими параметров; исключение использования однородных Крите
риев при различных условиях; учет не только начальных изме-
нений! массы в функции сопоставляемых параметров или различий
технических требований, но и сопутствующих изменений массы
конструкции; исключение субъективности исследования. Все эти
методические требования удовлетворяются с помощью современ-
ных правил сопоставимости и методов приведения, основанных
на весовых производных и коэффициенте роста.
Критерием весовой отдачи пользовались многие десятилетия.
Достоверность оценки достигалась на основе примерного равенства
топливной эффективности у самолетов одного класса дальности,
обусловленного эволюционным характером развития. Когда это
условие было нарушено скачкообразным изменением топливной
эффективности и появлением широкофюзеляжных самолетов, то
весовая отдача утратила свое былое значение объективного кри-
терия. Дело в том, что самолеты, имеющие более высокую весо-
вую отдачу, могут быть экономически менее эффективными по
многим причинам, например:
самолет с высокой весовой отдачей из-за больших запасов топ-
лива может быть менее эффективным, чем имеющий более низкую
отдачу, но малый удельный расход топлива двигателями или вы-
сокое аэродинамическое качество самолета;
иногда экономически выгодней утяжелять конструкцию само-
лета с целью улучшения его аэродинамики. Это приводит к сни-
жению весовой отдачи (по двум причинам: рост массы и снижение
запаса топлива), но дальность полета самолета сохраняется или
растет и экономическая эффективность возрастает;
пассажирские самолеты при одной и той же весовой отдаче
могут иметь различную экономическую эффективность при различ-
ном сочетании массы коммерческой нагрузки и массы топлива.
Оказывает также влияние соотношение массы, приходящейся
на число пассажиров и на груз, в общей сумме коммерческой
нагрузки.
На смену весовой отдаче пришел критерий весовой эффектив-
ности (6в.э)> названный удельной производительностью:
у ___ тк.
«в. э--- »
сн
где тп. сн — масса пустого снаряжения самолета; £тех — тех-
ническая дальность полета.
358
www.vokb-la.spb.ru
В последнее время широко пользуются критерием весовой эф-
фективности, выражающим отношение массы снаряженного са-
молета к числу пассажиров. Он справедлив лишь для сравнения
самолетов одной дальности полета, с изменением которой вели-
чина критерия значительно изменяется [36].
Экономический критерий является интегральным, учитываю-
щим многие факторы, но главным критерием остается весовой.
Рассмотрим математическое выражение экономического критерия,
представляющего собой полную себестоимость эксплуатации а:
, А'
^зтк. вУ крейс
где А' — полная стоимость самолето-часа; /г8 — коэффициент
загрузки; /пк. н— масса максимальной коммерческой нагрузки;
Укрейс — крейсерская скорость полета.
Масса самолета оказывает существенное влияние на себестои-
мость эксплуатации:
чем тяжелее конструкция, тем больше расход топлива и, сле-
довательно, больше Д';
чем больше масса самолета, тем выше его стоимость и больше А';
с увеличением массы самолета уменьшается коммерческая
отдача (уменьшается /пк. н при прочих равных условиях) и воз-
растает а'.
Топливный (энергетический) критерий был описан еще в 1962 г.
[36], но широкое применение получил лишь во второй половине
1970-х гг., вначале в анализах эффективности эксплуатируемых
самолетов, а затем при оптимизации проектировочных решений.
Критерий топливной эффективности является интегральным,
поскольку она зависит:
от аэродинамического совершенства самолета;
от газодинамического совершенства двигателей;
от весового совершенства конструкции, двигателей и систем
оборудования;
от применения активных систем управления, большая часть
которых приводит к снижению расхода топлива через снижение
массы конструкции.
Математическое выражение топливного критерия (г/(пас км))
пассажирского самолета имеет вид
, ГП- , tTiy
kT э = г—- ИЛИ Кт э= --------7 ,
япас^тех
где тт — масса полного запаса топлива; пПас — число пасса-
жиров.
Направления развития методов весового расчета. В развитии
теории весовых расчетов обозначились три достаточно четко выра-
женных направления, отличающихся принципами вывода формул
и разработки методов. Два из них различаются:
359
областью предназначения. Исследователи первого направления
являются сторонниками вывода многоцелевых формул, а вто-
рого — специализированных;
характером выполнения весовых расчетов. В первом случае
отстаивается целесообразность единичных вычислений массы каж-
дой части самолета, в другом — множественных вычислений;
степенью достижения точности формул и методов. В первом
случае исходной предпосылкой является стремление к выводу
формул, не только пригодных для расчетов массы конструкций
любых типов самолета, но работающих с точностью математиче-
ских уравнений. Разработка методов второго направления осно-
вана на отрицании реальности постановки такой задачи и возмож-
ности достижения подобной цели;
подходом к нахождению и использованию коэффициентов.
В первом случае повышение точности достигается введением
осредненных поправочных коэффициентов, во втором — разви-
вается идея параллельных расчетов проектируемого самолета и
прототипа с целью нахождения конкретного значения поправоч-
ного коэффициента, а вопрос о перспективном развитии конструк-
ции решается независимо при разработке проектных предпосылок
и исследовании возможной реализации перспективных нововве-
дений;
исследованием точности формул и методов. В первом случае
подход напоминает методы обработки статистических данных,
во втором основан на теории вероятностей, не исключая при этом
показателей точности из теории ошибок.
Теоретическая база развития этих двух направлений единая —
это балочная теория строительной механики. Характерные осо-
бенности этих двух направлений и нового, третьего направления,
систематизированы в табл. 22.1. Третье направление отличается
своей теоретической основой и базируется на конечноэлементной
идеализации силовых схем основных частей самолета.
Исторически упомянутые направления появились и развива-
лись в определенной последовательности, связанной с развитием
авиационной техники.
Так, первое направление появилось с первыми формулами и
первым методом — методом пересчета, основанным на теории по-
добия. Оно получило отражение в работах П. М. Крейсона в 1920—
1930-х гг. и Л. С. Зинина в 1940—1950-х гг.
Наиболее полные теоретические разработки этого направления
в шестидесятых—семидесятых годах принадлежат А. В. Лебе-
деву. В этом же направлении работали В. Н. Арефьев, А. А. Ба-
дягин, В. А. Киселев, В. М. Шейнин, П. В. Паттерсон, Э. Торен-
бик и др. В. И. Козловский и Ф. Р. Шенли развивали методы
поэлементного расчета, основанные на прямых связях нагру-
зок — прочности — массы.
Второе направление возникло вначале в практике работы ОКБ
им. С. В. Ильюшина в конце сороковых — начале 1950-х гг.,
360
«3
3
Направления развития методов весовых расчетов
Третье направление
Второе направление
Первое направление
Отличительная особенность
я
га
ф
2
ф
от
О
ф
га
о
к
о
ф
га
www.vokb-la.spb.ru
я =я
g
га
р
га
о
ч
я
я
я
га
ф
га
га
га
со
от
га
3
я
«и
га
§
га
го
го
я
го
ч
я
2
го
ф
2
га
3
а
а
го
га
о
3
о
\о
га
от
га
CL
о
Ф я
га s
3 Ч
га
ГО ГУ
Ф га
v 2
о я
га о
с. га
Ф »я
га _
о
в
о
о
га
К
3
я
2
я
га
га
3
га
га
га
го
2
га
н
ф
га
о
с
Я
га
I
ф
га
»х
го
га
ф
я
га
я
го
я
к
о
га
«в
га
э
ф
*
3
о
га
га
и
га
га
к
Я
t ( ( 1 1 1 o’ я"{2 £ 3*1 - ч ч § S S >> к S 3 Го 5 г°6 о 5-е-д
го
га
га
а
2
ф
2
2
га
га
2
га
о
я
га
ф
2
ф
га
о
3
Ф
га
о
га
ГО
о
2
га
Ч
о
и
го
S
о
ф
га
к
го
га
о
о
ч
га
гп ’®
CL>
го
ст
го
5
га
3
га
я
га
о
ф
го
gS
го
га
го
га
ф
я
га
га
о
3
ЕГ
я
о
н
ф
го
2
го
Я
к
Я
о
£
к
го
о
ч
го
ф
я
га
S
ф
Я
о
X
я
га
го
со
О Q
£ о
о
Я
5
<s
я
га
ф
га
н
ф
ч
о
2
га
2
о
я
га
га
ф
я
а
<и
га
g
га
ф
я
га-
Я
3
га
я
&
га
га
га
3
га
ф
го
5
га
о
с
я
го
га
Ф
о
о
я
го
га
га
с
га
ст
го
ф
2
Я
с
ГО
ч
го
Я
ч.
Ч
S3
о
о
и
3
а
ст
го
га
«- га
А ф
ч
о
2
сз
о
о
га =к
3
ГТ? м
го
го
я
ч:
2
о
о
га
ф
ч
о
2
го
о
га
о
от
Я
s
'5Я
Я
га
ф
к
о
а
ф
га
О чз
“ о
га
ст
го
а
М ф
га к
v
3
га
га
3
я
а
а
я
а>
о
2
я
ч
ч
ф
га
о
га
3
о
га
о
га
ф
я
а
ф
а
а
фХст
CQ О а
с
го
О
га
о
а
га
ф
ч
ч
га
« И К
« £ 3
й к
3 о
га s
а
ф
о
Я
га
о
ф
о
га
Я Я
о о
схю
- я
а
о
ф
га
я
я
о
ф
ф
га
о
га
га
К
о
го
«
га
га
Я
о
го
о
ч
га
от
о
га
я
га
га
о
га
я
го
о
го
га
3
га
о
3
Ч
га
о
га
га
3
2
2
го
га
га
ф
о
ф
я
га
ф
га
о
и
га
3
а
га
ф
к
Я
я
га
=я
ф
га
я
ф
го
га
ст
го „
га 2
3
„ а
га в
О га
ф
га
о
а
о
о
го
к
о
а
а
ф
я
а
о
§
Я
с и
я
я
га
ф
а
О
Ь*«
ф ф
2 ч 3 3
га
&2 «3 Р го 2 =
си„ я А я * сиХ
X га С я
о Q
Ч «
ф
я
я
га
га
га
о
£
ч
к
о
2
361
когда было замечено, что совместное применение весовых формул
крыла П. М. Знаменского и Л. С. Зинина приводит к большей точ-
ности более высокой вероятности, чем каждая из них в отдель-
ности. Идея этого метода, получившего вначале название метода
многократных, а затем множественных вычислений, была выска-
зана в 1962 г. в работе [36]. Этот метод, основанный на теории
вероятностей, и второе направление в целом получили свое раз-
витие и подробное изложение в работе [38].
Есть информация о применении в США (в частности при раз-
работке программы «Аполлон») метода, основанного на тех же
принципах, что и метод множественных вычислений. Его «эффек-
тивность состоит в максимальном приближении прогнозируемой
величины ... путем увеличения числа наблюдений» [44].
В настоящее время при автономном или комплексном решении
задач весового расчета на ЭВМ и широко применяемых методов
оптимизации используются расчетные методы первого и второго
направления. Методы пересчета применяются при решении част-
ных задач и при подетальном расчете.
Методы третьего направления, идеологом которого является
В. К. Комаров, находятся в стадии становления. Они развиваются
вместе с развитием расчетов самолета на прочность.
Некоторые сведения из истории весовых формул. Каждый из
видов проектировочных расчетов выполняется в помощью боль-
шого числа уравнений, среди которых есть одно — основное.
В расчетах прочности это уравнение равновесия сил, в аэродина-
мических расчетах — уравнение движения тел, в весовых расче-
тах — уравнение существования. Математически оно представ-
ляет собой весовой баланс самолета, физически — выражает из-
вестное положение о том, что каждое из свойств пропорционально
массе вещества, которой были приданы формы, обеспечивающие
возникновение и существование этого свойства. Таким образом,
уравнение существования отражает наиболее общую закономер-
ность, однако многие другие закономерности также проявляются
в процессе проектирования и оказывают влияние на его резуль-
таты.
Формулы, как и методы весовых расчетов, видоизменяются
в своем развитии, однако некоторые «старые» находят примене-
ние: используются или формулы в первозданном виде, или прин-
ципы их вывода. Конкретным формулам и методам свойственна
своя область применения, они соответствуют определенному
уровню проектирования самолетов.
В 1920—1930-е гг. определение массы самолета сводилось
к составлению весовых сводок на базе статистических данных
и элементарных весовых соотношений. По своему характеру эта
работа походила на бухгалтерский учет, требующий лишь акку-
ратности. Затем массу частей самолета стали вычислять g помощью
статистических коэффициентов и простейших весовых зависимо-
стей. Правда, первая из формул появилась сравнительно давно.
362
www.vokb-la.spb.ru
Это была формула для монопланного крыла, в ней учитывалось
влияние разгрузки от собственной массы крыла. Впоследствии
появились все более сложные формулы, их развитие системати-
чески продолжалось (от простейших статистических до теорети-
ческих) с наращиванием числа учитываемых параметров. Но и
хорошо теоретически обоснованные формулы частично основаны
на статистических данных или включают поправочные коэффи-
циенты, вычисленные при обработке этих данных.
Выводить формулы для расчета массы крыла начали раньше
и занимались ими больше, чем формулами расчета других частей
самолета. Известно более 50 формул для крыла, для фюзеляжа —
менее десяти, для остальных частей самолета — не более пяти.
Объяснение этому нельзя искать в количественном превосход-
стве, поскольку относительная масса крыла и фюзеляжа при-
мерно равны, скорее — в разнотипности конструкции фюзеляжа
и большей, следовательно, сложности вывода формул.
Длительное время авторы различных работ выводили и публи-
ковали формулы для определения массы отдельных частей само-
лета. Затем стали разрабатывать системы уравнений и алгоритмы
весовых расчетов, основанные на этих системах, а на основе метода
множественных вычислений были предложены свои алгоритмы.
Появление этих новых разработок непосредственно связано с раз-
витием и освоением ЭВМ. Дело в том, что ЭВМ не рассматриваются
как более совершенные вычислители. Это принципиально новые
устройства, для эффективного использования которых требуются
и новый теоретический подход и новые расчетные методы.
Системы весовых уравнений представляют собой наиболее
совершенные пути решения многих задач весового расчета. Они
позволяют:
наилучшим образом учитывать взаимное влияние параметров
одной части самолета на массу других его частей (например, па-
раметров крыла или схемы шасси на массу фюзеляжа);
наиболее эффективно использовать ЭВМ (в частности вести
оптимизацию параметров в широком диапазоне их значений);
оценивать влияние отдельных требований на массу самолета
и т. п.
Развитие методов пересчета весовых характеристик самолетов.
Наряду со сложными методами и теоретически хорошо обоснован-
ными формулами, учитывающими до 40 и более параметров и
расчетных величин, при наличии самых разнообразных алгорит-
мов в практике проектирования находят широкое применение
1 значительно более простые методы пересчета. С них, собственно,
и начинается история весовых расчетов. Методы пересчета, при-
менявшиеся в начальный период развития весовых расчетов, можно
именовать методами весовых соотношений. Последующие назы-
вали методами удельных измерителей или удельных показателей
[11], а современные будем именовать методами весовых произ-
водных.
363
Теоретические основы методов пересчета можно определить,
подразделив их на две группы: одну из них назовем простейшими
методами, а другую — методами весовых производных. Первые
основаны на теории подобия, основа методов второй группы сле-
дует из их названия.
Некоторые отличительные особенности методов пересчета:
ряд из них, в отличие от методов расчета, предполагают вы-
бор прототипа * (аналога), весовые данные которого служат ба-
зой для определения удельных показателей, коэффициентов пере-
счета, коэффициентов весовых производных (в зависимости от
применяемых методов пересчета);
некоторые методы пересчета первой группы основаны на пока-
зателях, найденных при обработке статистических данных мно-
гих однотипных самолетов. Основным свойством этих методов
является то, что значения весовых показателей и многих видов
коэффициентов пересчета выражаются в виде функций, а не ко-
нечных (постоянных) величин. Графическое выражение этих функ-
ций может носить непрерывный характер и может иметь точки
разрыва, отражающие скачки в развитии авиационной техники,
масштабный эффект, существенные схемные различия и т. п.;
применение любого из методов пересчета приводит к резуль-
татам, не учитывающим качественных изменений в развитии са-
молетостроения. Оценка влияния прогрессивных нововведений
на массу самолета (обычно достаточно сложная) производится
независимо от определения (по известным формулам) масс частей
самолета в их традиционном исполнении.
Методы весовых производных появились значительно позже
методов весовых соотношений, которые, тем не менее, продол-
жают применяться и совершенствоваться. Рассмотрим методы
в хронологическом порядке, начиная с простейших.
Метод весовых соотношений, в котором коэффициенты выра-
жают систему относительных масс, широко применялся в 1920—
1930-е гг. Он получил подробное изложение в работах П. М. Крей-
сона [161.
Метод удельных показателей основан на предполагаемой ста-
бильности связей (справедливых в определенных пределах) между
массой и основными размерами, параметрами и действующими
нагрузками, тягой двигателей и т. п. Л. С. Зинин [11], называя
этот метод удельными измерителями, развивал его в сороковые
годы. В настоящее время метод находит ограниченное применение
в подетальных расчетах и в анализах эффективности.
Метод пересчета весовых характеристик по прототипу заклю-
чается в выполнении двух параллельных расчетов (по расчетным
весовым формулам) проектируемого самолета и прототипа с целью
определения коэффициента пересчета. Описан этот метод в конце
* Под прототипом понимают: однотипней, примерно равнотоннажный и
равноразмерный самолет; с небольшим соответствием геометрический данных,
основных параметров, общив схем, уровня технического совершенства.
364
vww.vokb-la.spb.ru
1970-х гг. [38]. Предшественником его можно считать расчеты
с поправочным коэффициентом. Отличие между ними заключается
в том, что последний отражает устойчивые физические закономер-
ности, определяемые на основе большого статистического мате-
риала, в то время как значение коэффициента пересчета находят
на основе конкретного самолета.
К методам, названным здесь весовыми производными, будем
относить:
концепцию коэффициента роста массы, выражающего собой
меру увеличения взлетной массы самолета, вызываемого началь-
ным изменением массы какого-либо агрегата. В отечественной
литературе впервые понятие и формулы определения этого коэф-
фициента были изложены в работе [36] в начале 1960-х гг., затем
эта концепция развивалась в ряде работ В. И. Козловского,
а также А. А. Бадягина, В. И. Поликовского [31 и др. Она полу-
чила всестороннее исследование и обобщение в конце 1970-х гг.
[381;
метод градиентов, предложенный А. А. Бадягиным [23]
в 1972 г. Градиентом автор назвал произведение производной на
приращение какого-либо параметра или начального приращения
массы частей самолета. В дальнейшем (1975 г.) этот метод разви-
вал В. В. Сэлман [43], который предложил алгоритм, основанный
на применении метода градиентов и коэффициента роста;
метод, основанный на выводе коэффициентов весовых произ-
водных (разработан М. С. Большаковым в ОКБ им. С. В. Илью-
шина).
Применение методов весовых производных в упомянутой и
иной интерпретации в практике проектирования непрерывно
расширяется, при этом выводят различные уравнения, вычисляют
коэффициенты весовых производных для самолетов различных
типов и классов. Теоретические разработки в этом направлении,
пожалуй, отстают от практики проектирования.
Исследование исторического процесса совершенствования тео-
рии и методов весового проектирования позволяет заметить, что
ни одно из направлений развития этой теории не утратило своего
значения, не проявляют они тенденций и к отмиранию, а напротив,
продолжают развиваться.
Развитие метода проектирования с весовым резервом. Метод
проектирования пассажирских самолетов с весовым резервом
в ОКБ им. С. В. Ильюшина зародился в 1960-е гг. [37], в 1970-е —
он получил дальнейшее развитие [27], а в законченном виде
изложен в работе [38]. Этот метод основан на обработке статисти-
ческих материалов и сопоставлении проектных и фактических
значений массы пустых самолетов.
Вначале была установлена закономерность неизбежного роста
массы в процессе проектирования, затем выведен средний показа-
тель этого роста, который для пассажирских самолетов оказался
равным 1,06. Эту закономерность также изучали советские и
365
Таблица 22.2 зарубежные исследовате-
Показатели роста массы пустого самолета в процессе проектирования ли: В. И. Толмачев для грузовых самолетов, Р. С. Кристоф для военно-транс- портных, Ж- А. Кинсник для истребителей и бомбар- дировщиков, С.М. Ямполь-
Самолет Число анали- зируе- мых са- молетов Среднее значение увеличения массы
Пассажирский (с диаметром фюзе- ляжа до 4 м) Пассажирский ши- рокофюзеляжный Военно-транспорт- ный Истребитель (реак- тивный) Бомбардировщик (реактивный) 47 4 18 1 1,06 ... 1,08 1,08 ... 1,09 1,06 1,086... 1,11 1,07 ский и Л. В. Эрлих — для двигателей. Результаты их наблюдений и выводы обоб- щены в табл. 22,2. Понятие «проектирова- ние с весовым резервом» определяет такой процесс проектирования, при ко- тором: 1) основные параметры самолета (площадь крыла
и тяговооруженность) оптимизируют на основе весовых данных,
учитывающих определенную, заранее установленную величину ве-
сового резерва;
2) весовые лимиты для всех элементов конструкции и систем
оборудования определяют на основе окончательно принятого
теоретического значения массы пустого снаряженного самолета
(без учета весового резерва);
3) исходные весовые данные для расчета самолета на прочность
определяют на основе теоретического значения массы снаряжен-
ного самолета (без учета весового резерва) или даже с некоторым
занижением относительно теоретического значения.
Задачей формирования проектных весовых характеристик яв-
ляется создание условий для выполнения гарантированных летно-
технических, взлетно-посадочных и экономических данных. Эта
задача сводится к прогнозированию возможного роста теоретически
найденного значения массы снаряженного самолета и возможности
реализации намеченных прогрессивных нововведений.
При рациональном решении задачи количественная оценка
прогнозируемой величины, представляющей собой проектные пред-
посылки (/иПр. пред), выражается суммой
^пр. пред = ^1рез ^прогр. н>
где /Ирез — величина весового резерва, равная тп_ сн (kp— 1);
mI[porp. и — весовая оценка намеченных прогрессивных ново-
введений; /Иц. св — теоретическое значение массы снаряженного
самолета; kp — коэффициент весового резерва.
366
wwv.vokb-la.spb.ru
*
ч
X
*
аз
о
н
U4
s
X
kU
*
О
ч
X
Е
з-
X
X
X
UJ
н
U4
3
X
CQ
О
1. Бомбардировщики с поршневыми двигателями Ил-6 1944 г. е СП о о CQ _ СО О ООО О « О <=> со о со ZT — . - ‘О ~ сг> о < X 0 '* ® 05 со — 2 X сч CQ ~ сч
1943 г. сП Н со о ооо 1 1Л .2 СО Ю о о о СО £Г - со 2- ф ° ° < X А <=° 00 — г. X - S - - “ . см
ДБ-4 1940 г. со о IO о СО со со S ф >2. е, О О — о — <- И ® со о со со с ДО 1Л /—I X X S * 2 2 к 2 сч м СП
Ил-4 1942 г. гл со со о 10 со о “• о ю ф S ~ $ “1 - ° о х х “? т ° сч о 3 2 сч сч Ф ”
ДБ-ЗФ 1941 г. сп ь со о со °? 2 £ о о о ф < _ q * - ю с- п о < -J СП со ф сч о X X X ш - 05 еч °* CQ
ДБ-ЗФ 1940 г. н СО О СО СО о СМ Л • ,., • . i>« ю со •“« сэ> сэ<"’Л*со о со о х х s '15 2 00 10 — СЧ СЧ pQ
ЛБ-ЗФ 1939 г. И со ° °? . Ю . г— СО СО СО О со О’ И • - ° 5 X 3 « о Й S 2 2 * °* ф
ДБ-3 1939 г. О СО ю Д _ со ° со о о со < о> Н - со -Ф СО о xXs«SS^S 2 * - ф
ДБ-ЗТП 1938 г. со со о со «jh СО ►—( _ с© СО о О сп < а> 3 'г - о со со о ” v V -ф СО *£ 03 ю ° X А х J СО со t~- со —• сч сч д
ДБ-ЗТ 1937 г. W 00 о СО _н со •—1 .. со ФСО о ел Г". 3 . ЛО о ” V У СО ,о 1 -О сч о X А Д со со ф —1 сч СЧ Q
ДБ-3 1936 г. ю 00 О — 2 ф. s s £ S V X Ф СО ° ° ° X А <0 О Г^. -ЧГ 04 €4
Параметр д „ о «Д^са от о о •£ о «в « « 3 go « О uu^ а 5 П Н О 8* *» Л 5 V Р* ОТ Д ОТ Н £®®ОТп- о s ° г ё о й® 5«s«“«ч ё рч^ЧоЧй яь^Й-х =Х So><§-§!5g <J т д яд; -j о ~ о Ощ и?оа'°=л х =< Яд х ч оч Е Ч ДЗяя S* 3м ° С С« Й ? ф £ S Д Д г-м X
367
368
Продолжение табл. 1
Параметр ДБ-3 1936 г. ДБ-ЗТ 1937 г. ДБ-ЗТП 1938 г. ДБ-3 1939 г. ЛБ-ЗФ 1939 г. ДБ-ЗФ 1940 г. ДБ-ЗФ 1941 г. Ил-4 1942 г. ДБ-4 1940 г. Ил-6
1943 г. 1944 г.
Бомбовая нагрузка; максимальная, 2500 2500 2500 2500 2500 2500 3000 4500 4500
кг Оборонительное вооружение: пулеметы: калибра 7,62 мм 3 3 3 3 2 3 3 2 3 ... 4
калибра 12,7 мм — — —— —• —« — 1 — — —
□ушки калибра — — — — — —— —• 3 5
20 мм Максимальная 327 320 •292 345 354 350 345 332 415 382 400
скорость у земли, км/ч То же на вы- км/ч 400 395 343 439 445 435 422 398 500 445 464
4500 4000 4000 4900 5400 6800 6800 6000 6000 6600 6200
соте, м Время набора 15,1 13,0 18,2 12,1 13,6 ‘ 10,5 14,6 19,0 15,7 28,7
высоты 5000 м, мин Дальнооть 3100 1800 1400 3800 3500 3300 3800 3585 4265 4000 5450 1830 5450
полета, км о бомбовой 1000 1000 1000 1000 1000 1000 1000 1000 1000 1000 4500 1000
нагрузкой, кг при крейсерской 310 ... 280 200 ... 320 340 340 272 320 250 375 340 340
скорости, км/ч Практический 320 8400 7800 230 7570 9600 9000 10 000 8900 8300 10 000 8000 7000
потолок, м Длина разбега 170 ... 170 ... 600 345 390 400 480 530 600 730
при взлете, м Посадочная 200 120 200 110 135 — 115 120 130 130 — 135 139
скорость, км/ч Длина пробега 300 300 600 450 450 500 500 575 600 650
при посадке, м Стадия освоения Серия Серия Опытн. Серия Опытн. Серия Серия Серия Опытн. Оп ытн.
Число построен- ных самолетов 1528 1 52Й6 2 1 1
2. Бомбардировщики с турбореактивными двигателями
Параметр Ил-22 1947 г. Ил-28 Ил-30 1949 г. Ил-46 1952 г. Ил-54
1948 г. 1949 г. ’ 1954 г. 1955 г.
Число членов экипажа 5 3 4 3 3
Число и тип двигателей 4ХТР-1 2Х«Ннн» 2ХВК-1 2ХТР-3 2ХАЛ-5 2ХАЛ-7 2ХАЛ-7Ф
Взлетная тяга:
статическая, даН (кгс) 4Х 1300 2X2270 2X2700 2X4600 2X5000 2X5000 2X6 500
форсированная, даН (кгс) — — — — — 2Х 8600 2Х 10 000
Площадь крыла, ма 74,5 60,8 100 105 84,6
Перегрузочная взлетная масса, кг 27 300 * 19 480 23 200 37 552 52 425 38 000 41 600
Нормальная взлетная масса, кг 24 000 17 250 18 400 32 552 41-840 36 820 40 660
Масса пустого самолета, кг 14 950 11 750 12 890 22 967 26 300 23 560 24 000
Бомбовая нагрузка:
нормальная, кг 2000 10 D0 2000 3000 30 00
максимальная, кг 3000 3000 4000 6000 5000
Оборонительное вооружение:
пушки калибра 20 мм, шт. 2 —
пушки калибра 23 мм, шт. 2 4 6 4 3
Максимальная скорость у земли, 657 818 800 900 ♦♦ 800 1050 ♦♦ 1155**
км/ч
ли км/ч 718 833 906 1000 928 1170 1250
То же на высоте, ~ м 7000 5000 4000 5000 5000 5000 5000
Время набора высоты 5000 м, мин 8,6 7,2 6,5 4 6,8 4 1,1
Дальность полета, км 865 — 2400 3500 4970 2200 2500
с бомбовой нагрузкой, кг 2000 — 1000 2000 3000 301 D0
при крейсерской скорости, км/ч 560 — 700 850 700 910
Практический потолок, м И 100 11 300 12 500 13 000 12 700 13 000 14 000
Длина разбега при взлете, м 1144 875- -965 — 1335 1075
Посадочная скорость, км/ч 190 160 185 — 202 243
Длина пробега при посадке, м — — 920 — 673 1150
Стадия освоения Опытн. Опытн. Серия Опытн. Опытн. Опытн.
♦ Из-за нерасчетной тяги установленных на Ил-22 двигателей ТР-1 взлетная масса на испытаниях была ограничена
w 20 000 кг.
g ♦* Для самолетов Ил-30 и Ил-54 приведены расчетные летные данные.
vwwv.vokb-la.spb.ru
S3 3. Различные варианты штурмовика Ил-2
о Параметр ЦКБ-55 1939 г. ЦКБ-57 1940 г. ИЛ-2 1940 г. Ил-2 1942 г. Ил-2 1941 г. Ил-2 1942 г. Ил-2 1943 г. Ил-2 У 1943 г.
Число членов экипажа 2 1 1 1 2 2 2 2
Тип двигателя АМ-35 АМ-38 АМ-38 АМ-38 М-82 АМ-38 АМ-38Ф ДМ-38Ф
Взлетная мощность, л. с. 1350 1626 1665 1600 1675 ' 1600 1750 1750
Воздушный винт ВИШ-22Т ВИШ-22Ю ВИШ-22Т АВ-5В АВ-5л-158 АВ-5л-158
Диаметр винта, м 3,4 3,4 3,4 3,4 3,4 3,6 3,6
Число лопастей винта 3 3 3 3 3 3 3
Площадь крыла, м2 38,5 38,5 38,5 38,5 38,5 38,5 3« 5,5
Перегрузочная взлетная мае- — — 5510 5988 5855 6260 6360 5355
са, кг Нормальная взлетная масса, 4725 4988 5310 5788 5655 6060 6160 5091
кг Масса пустого самолета, кг 3615 3792 3990 4261 3935 4525 4625 4300
Наступательное вооружение: бомбовая нагрузка: нормальная, кг 400 400 400 400 400 400 200
максимальная, кг — 600 600 600 600 600 600
пушки: числоX калибр —— - - - 2X20 2X20 или 23 2X20 2Х 20 или 2X23 или 2X37
боезапас, шт. — — 420 500 300 400 500 300 100
пулеметы: числоХ калибр 4X7,62 4X7,62 2X7,62 2X7,62 2X7,62 2X7,62 2X7,62 2X7,62
боезапас, шт. 3000 3000 1500 1500 1500 1500 1500 1500
Продолжение табл. 3
Параметр ЦКБ-55 1939 г. ЦКБ-57 1940 г. Ил-2 1940 г. Ил-2 1942 г. Ил-2 1941 г. Ил-2 1942 г. Ил-2 1943 г. Ил-2 У 1943 г.
ракеты: числоХ калибр 8Х 132 или 8X82 8Х 132 4X82 2X82
Оборонительное вооружение: пулеметыX калибр боезапас, шт. 1X7,62 750 ~ -1 1X12,7 300 IX 12,7 150
Максимальная скорость у зем- ли, км/ч 362 423 433 380 ... 396 365 370 375 ... 391 396
км/ч То же на высоте, ----- м 422 437 450 414 ... 426 396 411 390... 405 414
5000 2800 2460 2500 2500 1200 1200 1500
Время набора высоты 1000 м, мин 2,3 1,7 1,6 2,2 1,8 2,4 2,2 2,0
Дальность полега с нормаль- ной бомбовой нагрузкой, км 618 850 638 740 700 685 —
Средняя скорость полета на максимальную дальность у зем- ли, км/ч 325 380 .330 275 369 275 —
Практический потолок, м 9000 8500 6200 — 6000 ... 6920 —
Длина разбега при взлете, м 340 250 450 420 524 400 370 385
Посадочная скорость, км/ч 140 140 140 147 145 136 140
Длина пробега при посадке, м 270 260 400 400 515 500 500 600
Стадия освоения Опытн. Опытн. Опытн. Серия Опытн. Серия
Число построенных самолетов 2 1 1 36 163
vwwv.vokb-la.spb.ru
4. Бронированные истребители
Параметр Ил-2И 1943 г. Ил-1 1944 г.
Число членов экипажа I 1
Тип двигателя АМ-38Ф АМ-42
Взлетная мощность, кВт 1287 1471
То же, л. с. 1750 2000
Bos душный винт АВ-5л-158В АВ-5л-24
Диаметр винта, м 3,4 3,6
Число лопастей винта 3 3
Площадь крыла, м2 38,5 30
Нормальная полетная масса, кг 5383 5320
Масса -лустого самолета, кг 4397 4285
Наступательное вооружение:
пушки
числсХ калибр 2X23 2X23
боезапас, шт. 300 300
бомбы (наружная подвеска), кг 200 200
Оборонительное вооружение: авиагранаты — 10
АГ-2, шт
Максимальная скорость у земли, км/ч 401 525
км/ч 415 580
То же на высоте, —— м 1300 3260
Время набора высоты 1000 м, мин 2 1,6
Практический потолок, м 6500 8600
Длина разбега при взлете, м 275
Стадия освоения Опытн. Опытн.
Число построенных самолетов 1 1
5. Скоростные и маневренные штурмовики
Параметр Ил-10 1944 г. Ил-ЮМ 1951 г. Ил-16 1945 г.
Число членов экипажа 2 2 2
Тип двигателя АМ-42 АМ-42 АМ-43НВ
Взлетная мощность, л. с. 2000 2000 2300
Воздушный винт АВ-5Л-24 АВ-5л-24 АВ-9л-70
Диаметр винта, м 3,6 3,6 3,4
Число лопастей винта 3 3 4
Площадь крыла, м2 30 33 24
Перегр узочная взлетная масса, кг 6500 7320 5980
Нормальная взлетная масса, кг 6300 7100 5780
Масса пустого самолета, кг 4650 5570 4315
Наступательное вооружение: бомбовая нагрузка: нормальная, кг 400 400 400
максимальная, кг 600 600 500
пушки: числоХ калибр 2Х 23 или 4Х 23 4Х 23 2X23
боезапас, шт. 300 600 600 280
372
www.vokb-la.spb.ru
Продолжение табл. 5
Параметр Ил-10 1944 г. Ил-ЮМ 1951 г Ил-16 1945 г.
Наступательное вооружение: пулеметы: числоХ калибр 2X7,62 2X7,62
боезапас, шт. 1500 — 1400
ракеты: числоХ калибр 4Х 132 4Х 132 4Х 132
Оборонительное вооружение: пулеметы: числоХ калибр IX 12,7
боезапас, шт. 150 — —
пушки: числоХ калибр 1X20 1X20 1X20
боезапас, шт. 150 150 150
авиагранаты АГ-2, шт. 10 10 10 10
Максимальная скорость у земли, 507 476 □29 *
км/ч км/ч То же на высоте, м 551 512 576 *
2300 2650 2700
Время набора высоты 1000 м, мин 1,6 2,1 —
Дальность полета с нормальной 800 1070 800
бомбовой нагрузкой, км Средняя скорость полета на ма- 310 ... 325 283 375
ксимальную дальность у земли, км/ч Практический потолок, м 7250 7000
Длина разбега при взлете, м Посадочная скорость, км/ч 475 440 400
148 175
Длина пробега при посадке, м 460 500
Стадия освоения Серия Серия Опытн.
* Получены при сниженных мощности и высотности двигателя.
6. Тяжелые штурме зики
Параметр Ил-8 1943 г. Ил-8 1944 F. Ил-20 1948 г.
Число членов экипажа 2 2 2
Тип двигателя АМ-42 АМ-42 М-47
Взлетная мощность, кВт 1471 1471 2206
То же, л. с. Воздушный винт 2000 2000 3000
АВ 5л-18Б АВ-9л-22Б АВ-ЗОА
Диаметр винта, м 3,8 3,8 4,2
Площадь крыла, м2 39 39 44
Перегрузочная взлетная масса, кг 7650 7830 9820
Нормальная взлетная масса, кг 7250 7610 9500
Масса пустого самолета, кг Наступательное вооружение: бомбовая нагрузка: 5245 5110 7535
нормальная, кг 600 1000 1190
максимальная, кг 1000 — —
373
Продолжение табл. 6
Параметр Ил-8 1943 г Ил-8 1944 г. Ил-20 1948 г.
Наступательное вооружение:
пушки:
числоХ калибр 2X23 2X23 4X23
боезапас, шт. 300 300 900
пулеметы:
числоХ калибр 2X7,62 2X7,62 — -
боезапас, шт. 1500 1500 —
ракеты:
числоХ калибр — — 4Х 132
Оборонительное вооружение:
пулеметы:
числоХ калибр IX 12,7 — —
боезапас, шт. 150 — —
пушки:
числоХ калибр — 1X20 1X23
боезапас, шт. — 150 200
авиагранаты АГ-2, шт. — 10 10
Максимальная скорость:
у земли, км/ч 435 461 450
км/ч 470 509 515
на высоте, м 2240 2800 2800
Время набора высоты 1000 м, мин 1,97 2,6 —
Дальность полета с нормальным 1180 1140 1180
бомбовым грузом, км
Средняя скорость полета на макси- 300 290 300
мальную дальность у земли, км/ч
Практический потолок, м 6800 6900 7750
Длина разбега при взлете, м 318 520 500
Посадочная скорость, км/ч 132 138 150
Длина пробега, м — 595 —
Стадия освоения Опытн. Опытн. Опытн.
7. Различные варианты пассажирского самолета Ил-12
Параметр Ил-12 1945 г. Ил-12 1946 г Ил-12 1947 г. Ил-12 1950 г.
Тип двигателя АЧ-31 АШ-82ФН АШ-82ФН АШ-82ФН
Число двигателей 2 2 2 2
Взлетная мощность двигателя, кВт 1397 1360 1360 1360
То же, л. с. 1900 1850 1850 1850
Тип воздушного винта АВ-7Е АВ-9Е АВ-9Е АВ-9Е
Диаметр винта, м 4,4 4,1 4,1 4,1
Число лопастей винта Площадь крыла, м2 3 4 102 4 4
Взлетная масса, кг 16 000 16 380 17 250 17 500 16 100
Масса пустого самоле- та, кг Число членов экипажа 11 600 11 280 11 000 5 11 350 11 300
374
www.vokb-la.spb.ru
Продолжение табл. 7
Параметр Ил-12 1946 г. Ил-12 1946 г. Ил-12 1947 г. Ил-12 1950 г.
Число пассажиров 27 27 27 32 18
Коммерческая нагруз- ка, кг Практическая даль- ность полета с коммерче- ской нагрузкой, км 2900 2565 2565 3040 1740
1500 960 1150 1250 1500
Максимальная ско- км/ч рость на высоте, м 445 407 — — 398
5000 2060 " — 2050
Крейсерская скорость, км/ч 325 350 347 344 330
Длина разбега при взлете, м Длина пробега при по- садке, м 365 475 500 615 460
450 563 700 700 600
Стадия освоения Опытн. Серия
8. Различные варианта пассажирского самолета Ил-14
Параметр Ил-14 1950 г. Ил-14П 1950 г. Ил-14П 1953 — Ил-14М [955 гг.
Тип двигателя Число двигателей Взлетная мощность двигате- АШ-82Т 2 1397
ля, кВт То же, л. с. Тип воздушного винта Число лопастей винта
1900 АВ-50 4
Площадь крыла, м2 103 100 100 100
Взлетная масса, кг 16 500 16 500 16 500 ... 17 500 17 250 ... 17 500
Масса пустого самолета, кг Число членов экипажа 11 730 11 650 12 080 ... 12 500 5 12 500 ... 12 900
Число пассажиров 18 18 18 ... 32 24 ... 42
Максимальная коммерческая 3000 3050 3400
нагрузка, кг Практическая дальность по- лета:
с максимальной коммерче- — — 600 500
ской нагрузкой, км
с коммерческой нагрузкой — — 1500 1600
2000 ... 2100 кг, км
Максимальная скорость на вы- км/ч 410 428 431 416
2430 2430 2400 2000
соте, —г~ м
Крейсерская скорость, км/ч 35 0 358 350
Длина разбега при взлете, м 450 370 470 ... 500 485 ... 550
Длина пробега при посадке, м 630 500 430 ... 500 445... 500
Стадия освоения Опытн. Серия
375
9. Пассажирский самолет Ил-18 выпуска 1946 т.
Тип двигателя.................. • >..........*.................
Число двигателей ...............................................
Взлетная мощность двигателя, кВт................................
л. с..............................
Тип воздушного винта.......................................
Диаметр винта:
на внутренних двигателях, .............................
на внешних двигателях, ................................
Число лопастей винта ......................................
Площадь крыла, м2 .........................................
Перегрузочная взлетная масса, кг...........................
Нормальная взлетная масса, кг..............................
Масса пустого самолета, кг.................................
Число членов экипажа.......................................
Число пассажиров...........................................
Коммерческая нагрузка при перегрузочной взлетной массе, кг . .
Коммерческая нагрузка при нормальной взлетной массе, кг . . .
Практическая дальность с коммерческой нагрузкой:
при перегрузочной взлетной массе, км ..................
при нормальной взлетной массе, км......................
км/ч
Максимальная скорость на высоте, ——.......................
АШ-73ТК
4
1765
2400
АВ-16НМ-95
4,8
5,055
4
140
47 500
42 500
28 490
5 ... 6
60... 66
7600
5760
4000
2800
565
9000
км/ч 450
Крейсерская скорость на высоте, ———.............................. ?qqq
Длина разбега на взлете, .................................... ?46
Стадия освоения................................................. Опытн
376
www.vokb-la.spb.ru
10. Основные модификации пассажирского самолета Ил-18
Параметр Ил-18В Ил-18Е Ил-18Д
Тип двигателя АИ-20К АИ-20К АИ-20М
Число двигателей 4 4 4
Взлетная мощность двигателя, кВт 2950 2950 3130
То же, л. с. 4000 4000 4250
Тип воздушного винта АВ-68И АВ-68И АВ 68И
Число лопастей винта 4 4 4
Площадь крыла, м2 140 140 140
Взлетная масса, т 61,2 61,4 64
Масса пустого самолета, т 32,25 33 33.76
Число членов экипажа 5 5 5
Число пассажиров 89 ... 100 100 100
Максимальная коммерческая нагруз- 13 500 13 500 13 500
ка, кг
Практическая дальность полета:
с максимальной коммерческой на- 3300 3300 4300
грузкой, км
максимальная дальность, км 5400 5400 7100
с коммерческой нагрузкой, кг 8600 8600 6500
Максимальная скорость на высоте — 685 —-
8000 м, км/ч
Крейсерская скорость, км/ч 650
Длина разбега на взлете, м 1000
Длина пробега при посадке, м 800
Стадия освоения Серия Серия Серия
11. Основные модификации пассажирского самолета Ил-62
Параметр Ил-62 Ил-62 Ил-62М
Тип двигателя НК-8 НК-8-4 Д-ЗОКУ
Число двигателей 4 4 4
Взлетная тяга двигателей, даН 9500 10 500 11 000
Сухая масса двигателя, без ревер- са, кг Площадь крыла, м2 — 2200 2300
279,55 279,55 279,55
Взлетная масса, кг 160 000 161 600 165 000
Число членов экипажа Число пассажиров 5 5 168 ... 186 5
Максимальная коммерческая нагруз- ка, кг Техническая дальность полета: 23 000 23 000 23 000
максимальная (до полного выго- рания топлива), км 9750 10 000 11 050
с максимальной коммерческой на- грузкой, км — 7 550 8 300
Крейсерская скорость, км/ч 850 850 870
Посадочная скорость, км/ч 285 265 265
Длина разбега (при стандартных условиях), м ' 2930 2250
Длина пробега (при стандартных условиях), м — 1000
Стадия освоения Серия Серия Серия
377
ранспортные (грузовые) самолеты и грузовое планер
Ил-76ТД 1982 г. Е ЬЙ с со 1 ЕД X м- О О ° сТ —- S <2 я о * ° : 1 S : S4 S1 о о о X 2 S а> S2 42 о ?5 . о • •
Ил-76Т 1971 р. 4ХЛ-30КП —. СО § S ° о о —< £ । о С д: м* о X СО тг>
Ил-32 1948 Р. 1 1 со °5" СО Г- 1 [ Xi- сч ю Ц? оз * 1 < -и
Ил-14Т 1956 г. 1 1 о 1О xt< I ’* ~ : ю со со — о LO
Ил-14Гр 1956 г. • £ а Е X о ?.е, СУ> Z А СЧ 1О ь~“ о — о »д «О О СЭ «3 ю . ш о °° ю : со х- СЧ - • . — 00 о со ХГ о ю о 04
Ил-14-ЗОД 1955 г. 1 2Х 1400 ( 17,0 ... 17,5 12,44 3 800 ... 1000 4
Ил-12Д 1948 г. 82ФН 2Х 1850) о Ю> о оо o’ • «Ь , • о со со >о ш _ : об" сч" : * - - § g СЧ _ со
Ил-|2Т 1947 г. 2ХАШ 2Х 1360 ( о о о Q ю . _ X со сч *4. 1 (С сч « : о о 05
Параметр X о <у g го о й S 2 2 ь 5 с S <-> ~ о о „ с с - О « ГО £ Cl, о id g S о ' о. а о ® х £ о к -Г Н Е- £ S X « £ С- ГО 3 *5 « О g о $ Е ° S И х С_ $ 5 П О О. Е X 2 . ГО X Н X £ X О £ ~ СО - ь сз £? 7! О к 2 л к х го к z ?? ° ° и и -?ь X X са хх g§u го = х « <-> к £ ЕЕ5гоо:йхх & Е X х го - го _ 5 - я 5 u w о ~ £ о Ь '— ь S с 2 £- х го <и го _ s 5 о о X Sf_ — = С ь о о о g н 2 Д2 ~ гп 3 S ° 3 - о § х _ •*; »х « с х ч XX 03 и ГО о Х-о£«КхХО<и о J ф X гахя - го х й й го- сх й у <=*• «Г х х « о х о <и а> а> X 2 2 О Е S Ч Ч
378
www.vokb-la.spb.ru
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Авиация и космонавтика СССР. М.: Воениздат, 1968. 559 с.
2. Асташенков П. Конструктор легендарных «илов». М.: Политиздат, 1970.
120 с.
3. Бадягив А. А., По ли ко веки й В. И. О коэффициенте увеличения старто-
вого веса летательных аппаратов//Изв. вузов. Авиационная техника. 1966
С. 161.
4. Беликов В. Ь а планерах — к Северному полюсу//Известия. 1983. 15 февр,
5. Бугаев Б. П. К новым высотам. М.: Знание, 1976. 64 с.
6. Васин И. С., Егоров В. И., Муравьев Г. Г. Аэродинамика самолета Ил-76Т.
М.: Транспорт, 1983. 166 с.
7. Глуховский С. Когда вырастали крылья. М.: Воениздат, 1965. 160 с.
8. Гражданская авиация СССР. М.: Транспорт, 1967. 319 с.
9. Емельяненко В. В военном воздухе суровом. М.: Молодая гвардия, 1976.
480 с.
10. Ефимов А. Н. Над полем боя. М.: Воениздат, 1976. 317 с.
11. Зинин Л. С. Весовой расчет самолета. М.: Оборонгиз, 1941. 146 с.
12. Иванов П. Н. Крылья над морем. М.: Воениздат, 1972, 304 с.
13. История воздухоплавания и авиации в СССР. Период до 1914 г./Под
ред. В. А. 1 опова. М.: Оборонгиз, 1944. 647 с. *
14. Коновалов Б. На пути к старту//Известия. 1981. 19 окт.
15. Королев В. О. Гвардейцы первой штурмовой. М.: Воениздат, 1980.
128 с.
16. Крейсон П. М. Самолеты ва 20 лет. Весовые характеристики самолетов.
М.: Изд. ОНТИ, 1934.
17. Крючков А. А. Грузовые перевозки на воздушном транспорте СССР.
М.: Транспорт, 1974. 246 с.
18. Кузнецов Н. Г. Курсом к победе. М.: Воениздат, 1975. 510 с.
19. Нозиков А. А. В небе Ленинграда. М.: Наука, 1970. 380 с.
20. Осипов В. Т. Контейнеризация в зарубежных странах. М.: Наука, 1978.
279 с.
21. Пакилев Г. Н. Труженики неба. М.: Воениздат, 1978. 208 с.
22. Палишевский I. Против танков//Авиация и космонавтика. 1979. № 4.
С. 10—11.
23. Проектирование самолетов//А. А. Бадягин, С. М. Егер и др. М.: Машино-
строение, 1972. 516 с.
24. Развитие авиационной науки и техники в СССР. М.: Наука, 1980. 496 с.
25. Сверхзвуковые самолеты/Под ред. Н. И. Листвина. М.: ИЛ, 1958. 233 с.
26. Симаков Б. Советская авиация в годы иностранной интервенции и граж-
данской войны//Вестник воздушного флота. 1952. № 7.
27. Теория и практика проектирования пассажирских самолетов. М.: Наука,
1976. 439 с.
Автором книги «История воздухоплавания и авиации в СССР» является
П. Д. Дузь (примем, издательства).
379
УВАЖАЕМЫЕ ЧИТАТЕЛИ!
В 1990 г. в издательстве «Машиностроение»
выходят в свет следующие книги:
Проектирование гражданских самолетов: Теории и методы/
И. Д. Катырев, М. С. Неймарк, В. М. Шейнин и др.; Под ред.
Г. В. Новожилова. 45 л.
Изложены теории надежности и эффективности самолетов, тео-
рия модификаций. Рассмотрены некоторые вопросы весового
проектирования и расчетов самолета на прочность, отдельные
методы проектирования каркасных конструкций планера, проек-
тировочные расчеты его силовых элементов и агрегатов. Освещено
применение композиционных материалов и их взаимодействие
с системами оборудования. Изложены методика расчета конструк-
ций взлетно-посадочных устройств на ресурс и методы проекти-
рования современных систем управления самолетом.
Житомирский Г. Л. Конструкция самолетов: Учебник для
вузов. 30 л.
Изложены назначение, внешние формы и параметры самолетов
и их агрегатов; рассмотрены силы, действующие на агрегаты само-
лета, и работа конструкции под нагрузкой. Даны конструктивно-
силовые схемы агрегатов самолета, их анализ и сравнительная
оценка. Изложены требования к самолету и его агрегатам, пока-
заны пути их удовлетворения и возможные направления дальней-
шего совершенствования конструкции.
www.vokb-la.spb.ru
28. Тимохович И. В. (Оперативное искусство советски» ВВС в Великой Оте-
чественной войне. М.: Воениздат, 1976. 343 с.
29. Трубицин И., Шсрель В. Торпедное оружие//Техника — молодежи,
1972. № 7. С. 56—58.
30. Туркин К. Самолет-штурмовик//Вестник воздушного флота. 1951. № 5.
31. Ученый и конструктор С. В. Ильюшин. М.: Наука, 1978. 207 с.
32. Чистяков М. Ил-76: Миллион тонн на лицевом счету//Гражданская авиа-
ция. 1987. № 10. С. 38—39.
33. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г. М.:
Машиностроение, 1969. 606 с.
34. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР (1938—1950 гг.).
М.: Машиностроение, 1978. 440 с.
35. Шауров Н. И. Развитие военных типов сухопутных самолетов. М.:
Воениздат, 1939. 103 с.
36. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских само-
летов. М.: Оборонгиз, 1962. 364 с.
37. Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажир-
ских самолетов. М.: Магни нестроение, 1972. 308 с.
38. Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование и эффектив-
ность пассажирских самолетов. М.: Машиностроение, 1977. Т. 1. 344 с.; Т. 2.
208 с.
39. Шейнин В. М., Макаров В. М. Роль модификации в развитии авиацион-
ной техники. М.: Наука, 1982. 225 с.
40. Шэнли Ф. Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.:
Оборонгиз, 1957. 406 с.
41. Экономика гражданской авиации/А. В. Мирошников и др. М.: Транспорт,
1975. 304 с.
42. Яковлев Л. С. Цель жизни. М.: Политиздат. 1972. 608 с.
43. Saelman В. В. The growth factor concept/SAWE Paper N 952. 1973.
44. Forecasts and Appraisals for Management Evaluation Prepared by Apollo
office/ZNASA. Wachington. 1968. P. 268.'
www.vokb-la .spb .ru
СОДЕРЖАНИЕ
Г. П. Свищев Предисловие.............................. 3
Г. В. Новожилов, Творчество конструкторского коллектива ... 5
В. М. Шейнин
Часть 1
БОМБАРДИРОВЩИКИ И ШТУРМО-
ВИКИ ................................... 34
Ю. А. Егоров, 1. Дальние бомбардировщики ДБ-3, Ил-4
Д. В. Лещинер я их модификации..................... 34
2. Опытные бомбардировщики ДБ-4 и Ил-6 . . 62
3. Экспериментальный бомбардировщик Ил-22 71
4. Бомбардировщик Ил-28 и его модифика-
ции .................................... 82
Б. Опытные реактивные бомбардировщики
Ил-30, Ил-46, И л-64................ 100
Ю. А. Егоров 6. Штурмовик Ил-2 и его модификации .... 112
7. Скоростные и маневренные штурмовики
Ил-10 и Ил-16 ..................... 147
8. Тяжелые штурмовики Ил-8 и Ил-20 .... 163
Часть 2
ПАССАЖИРСКИЕ САМОЛЕТЫ.................. 175
Ю. А. Егоров 9. Самолет Ил-12....................... 175
10. Самолет Ил-14...................... 201
11. Самолет Ил-18 с поршневыми двигате-
лями ................................. 216
С. И. Дмитриев 12. Турбовинтовой самолет Ил-18........ 224
Д. В. Лещинер, 13. Турбореактивный самолет Ил-62 ..... 233
Н. С. Терехов
Ю. А. Егоров, 14. Шнрокофюзеляжный турбореактивный
Д. В. Лещинер самолет Ил-86 ..................... 249
15. Шнрокофюзеляжный дальний турбореак-
тивный самолет Ил-96-300............ 279
16. Пассажирский самолет местных воздуш-
ных линий Ил-114 .................. 296
Часть 3
ТРАНСПОРТНЫЕ (ГРУЗОВЫЕ) САМО-
ЛЕТЫ И ПЛАНЕРЫ......................... 304
Д. В. Лещинер, 17. Транспортные (грузовые) модификации пас-
Ю. И. Юдин сажирских самолетов................. 304
381
18. Десантно-грузовой планер Ил-32 .... 321
19. Транспортный самолет Ил-76Т......... 323
Часть 4
ТРАНСПОРТНАЯ И ВЕСОВАЯ ЭФФЕК-
ТИВНОСТЬ САМОЛЕТОВ МАРКИ «ИЛ»
И НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ ВЕСОВОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ ........................... 337
М. С. Большаков, 20. Весовые характеристики и эффективность
В. М. Шейнин самолетов марки «Ил» .... ............. 337
В. М. Шейнин 21. Эволюция характеристик самолетов при
проектировании и модификации.......... 351
22. Участие ОКБ имени С. В. Ильюшина
в развитии методов весового проектирова-
ния пассажирских самолетов ........... 354
С. И. Дмитриев, Приложения. Основные технические данные
Ю. А. Егоров, самолетов марки «Ил»...................... 367
Н. С. Терехов,
Ю. И. Юдин
www.vokb-la.spb.ru
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ИЗДАНИЕ
Новожилов Генрих Васильевич,
Лещинер Дмитрий Владимирович,
Шейнин Виктор Михайлович и др.
ИЗ ИСТОРИИ СОВЕТСКОЙ АВИАЦИИ.
САМОЛЕТЫ ОКБ ИМЕНИ С. В. ИЛЬЮШИНА
Редактор Е. А. Мокринская
Переплет художника А. Я- Михайлова
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор И. В. Малыгина
Корректоры: О. Е. Мишина, А. П. Сизова
И Б № 6403
Сдано в набор 23.03.90. Подписано в печать 08.08.90. Формат 60х90*/1в.
Бумага офсетная №2. Гарнитура литературная. Печать офсетная. Усл. печ. л. 24,0.
Усл. кр-отт. 24,0. Уч.-изд. л. 27,14 (в т. ч. вкл.). Тираж 30 000 экз. Заказ 55.
Цена 3 р.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство «Машиностроение»,
107076, Москва, ГСП-6, Стромынский пер., 4
и пог рафия № 6 ордена Трудового Красного Знамени
и здател ьств а <М «ш и ноет роен и е»
при Государственном комитете СССР по печати.
193114, г. Ленинград, ул. Моисеенко, 10