черки
по стории
конструкций имени
систем »
самолетов . .

Посвящается
выдающемуся советскому авиаконструктору
С В. ИЛЬЮШИНУ,
основателю конструкторского бюро,
которое в 1983 году отмечает
свое пятидесятилетие
Scanned for flibusta.net

Очерки
по истории
конструкций
и систем
самолетов
ОКБ
имени
сви
льюшина
В ТРЕХ КНИГАХ
Пол редакцией
члена-корреспондента АН СССР
Г В. НОВОЖИЛОВА

Книга
1
w
САМОЛЕТЫ
МАРКИ
Ил"
«МАШИНОСТРОЕНИЕ*
1983

УДК 629.7.01 (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
Очерки по истории конструкций и систем самолетов ОКБ
имени С. В. Ильюшина. В 3-х кн. Кн. 1. Самолеты марки "Ил"/
Г. В. Новожилов, Д. В. Лещинер, В. М. Шейнин и др.;Под ред.
Г. В. Новожилова. - М.: Машиностроение, 1983. - 296 с, ил.
Впер.: 2 р. 50 к.
В книге показано развитие трех основных направлений
пятидесятилетней творческой деятельности ОКБ имени С. В. Ильюшина - создание
прославленных штурмовиков, бомбардировщиков и гражданских
самолетов (пассажирских и грузовых). Проанализированы особенности схем и
конструкций, характеристики и эффективность самолетов марки "Ил".
Показано, как решались основные проблемы, возникавшие при разработке
этих самолетов.
Выпущено по заказу ОКБ имени С. В. Ильюшина
© ОКБ имени С. В. Ильюшина

ПРЕДИСЛОВИЕ
В январе 1933 г. было принято решение о создании
конструкторского бюро, которому суждено было вписать славные
страницы в историю авиации. На протяжении полувека это бюро создавало и
создает новую авиационную технику, неизменно на высоком техническом
уровне.
Первые самолеты конструкции Сергея Владимировича Ильюшина
появились в начальный период бурного роста советской авиации, развитию
которой Коммунистическая партия и Советское правительство всегда
уделяли и уделяют большое внимание.
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, пассажирские 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 наземных войск. Он, естественно, породил и
новую тактику его применения. 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 эффективных самолетов на основе гармонического
сочетания всех параметров, 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.
В утвержденных XXV съездом КПСС "Основных направлениях развития
народного хозяйства СССР на 1976—1980 годы" было включено задание на
внедрение в эксплуатацию широкофюзеляжного пассажирского самолета
Ил-86 и грузового самолета Ил-76. Это задание было выполнено.
Коллектив, возглавляемый генеральным конструктором Г. В.
Новожиловым, при создании первых в нашей стране реактивного транспортного
самолета Ил-76 и широкофюзеляжного Ил-86 применил современные методы
проектирования, основанные на комплексном решении проектировочных
5

и конструкторских задач, с использованием научно обоснованного метода
оптимального проектирования, реализовал большое число
научно-технических нововведений. Все это обеспечило достижение высокой эффективности
самолетов.
Замысел каждого из созданных в конструкторском коллективе
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.
За 50 лет конструкторский коллектив в тесном сотрудничестве с ЦАГИ
и другими институтами, с Министерством авиационной промышленности,
с двигателестроительными и самолетостроительными заводами создал
обширное семейство военных и гражданских самолетов. Это штурмовики
Ил-2 и Ил-10, бомбардировщики Ил-4 и Ил-28, пассажирские 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 конструкторским
коллективом большого числа усовершенствованных и специализированных
модификаций, что в сочетании с большим ресурсом сделало их
долгожителями.
Самолеты, созданные ильюшинским коллективом, непрерывно
находятся в массовом производстве, массовой эксплуатации, на вооружении
Военно-Воздушных Сил СССР, они представляют собой предмет широкого
экспорта.
Творческий труд Генеральных конструкторов С. В. Ильюшина и Г. В.
Новожилова получил всеобщее признание в нашей стране и за рубежом.
Работы возглавляемого ими коллектива высоко оценены Коммунистической
партией и Советским правительством: и коллектив в целом, и многие его
сотрудники удостоены высоких правительственных наград, а специалисты,
внесшие наибольший вклад в создание самолетов с эмблемой "Ил",
отмечены Ленинскими и Государственными премиями.
Талант СВ. Ильюшина проявился не только в выдвижении и
разработке новых идей, в создании замечательных самолетов. Сергей
Владимирович Ильюшин выпестовал сплоченный коллектив с высокой творческой
отдачей, основал свою школу в самолетостроении. Организуя этот
коллектив, он окружил себя начинающими, но способными инженерами, многие
из которых вместе с ним прошли весь творческий путь, стали известными
специалистами и продолжают работать в настоящее время.
В этой группе учеников СВ. Ильюшина вырос его преемник —
талантливый конструктор и ученый Генрих Васильевич Новожилов, деловые и
человеческие качества которого во многом совпадают с ильюшинскими.
Это оказало благотворное влияние на развитие коллектива, в котором
продолжается рост новых способных конструкторов, совершенствуются
методы проектирования и структура организации, отвечающие возросшим
требованиям и последним достижениям науки и техники. В 70-е годы
конструкторским бюро созданы первоклассные машины и многие модификации
ранее построенных самолетов. В настоящее время конструкторский
коллектив трудится над решением еще более сложных задач.
Издание книг, посвященных историческому обобщению богатейшего
опыта конструкторского бюро имени С В. Ильюшина, будет весьма
полезным для изучения истории развития отечественной авиации и для
практической деятельности конструкторов различных творческих коллективов.
Академик Г. П. Свищев
6

ТВОРЧЕСТВО
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 отечественные серийные реактивные
бомбардировщики, высокоэффективные, надежные, безопасные и простые в
эксплуатации пассажирские и транспортные самолеты, бороздящие небо всех
континентов Земли и выполняющие огромную работу по обеспечению
воздушных перевозок пассажиров и важнейших народнохозяйственных
грузов — таков основной итог деятельности за прошедшие пятьдесят лет
коллектива Опытно-конструкторского бюро, основанного выдающимся
советским авиаконструктором С. В. Ильюшиным.
С. В. Ильюшин начал самостоятельную конструкторскую деятельность
в опытном самолетостроении в 1933 г. в Центральном конструкторском
бюро завода имени Менжинского. История возникновения этой организации,
положившей начало Опытному конструкторскому бюро имени С. В.
Ильюшина, отражает характерные черты периода организационного становления
советского самолетостроения в начале 30-х годов, а также особенности
проводившегося тогда поиска новых, наиболее эффективных
организационных форм создания опытных боевых самолетов различного назначения.
До конца 20-х годов в СССР основные опытно-конструкторские работы
по боевым самолетам велись в ЦАГИ, где существовал отдел 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 которого назначался СВ. Ильюшин. Из
состава конструкторского отдела ЦАГИ выделили и передали в новое
конструкторское бюро несколько бригад, занимавшихся проектированием
легких самолетов. Создание тяжелых самолетов различного назначения
поручалось бригадам, оставленным в составе конструкторского отдела ЦАГИ
и работавшим там под общим руководством А. Н. Туполева.
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. Ильюшин выделялся своими
организаторскими и конструкторскими способностями: он возглавлял
авиационную секцию военно-научного общества академии, под его
руководством были созданы учебные планеры "Мастяжарт I", "Рабфаковец", плане-
7

ры-парители "Мастяжарт И" и "Москва", который 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 комитета (НТК)
Управления ВВС Красной Армии. В этой секции определялись перспективы
развития советской авиационной техники, разрабатывались технические
требования к конкретным типам боевых самолетов, создававшихся в конст
рукторских бюро авиационной промышленности. Под руководством
С. В. Ильюшина в НТК У ВВС были составлены технические требования к
самолетам Н. Н. Поликарпова, в том числе к всемирно известному У-2,
некоторым самолетам А. Н. Туполева и Д. П. Григоровича, рассматривались
и утверждались эскизные проекты новых боевых самолетов. Работав НТК
У ВВС позволила С. В. Ильюшину не только приобрести огромные знания и
расширить свой кругозор как авиационного специалиста, она
способствовала также формированию таких характерных особенностей последующего
конструкторского стиля С. В. Ильюшина, как умение выделять основные
направления в развитии авиационной техники, инициативность в
проведении проектных исследований и создании самолетов различного назначения,
наилучшим образом отвечающих требованиям того или иного
исторического периода, простым в производстве, эффективным в эксплуатации.
В августе 1930 г. С. В. Ильюшин назначается помощником начальника
НИИ ВВС, организации, проводившей государственные испытания всех без
исключения летательных аппаратов, принимавшихся 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
председателем их Технического комитета. В 1931 г. под редакцией С. В. Ильюшина
выходит в свет сборник "Самолетостроение", статьи которого были
написаны специалистами, ставшими впоследствии видными деятелями советской
авиации и космонавтики, Вся эта многосторонняя организаторская и
конструкторская деятельность С. В. Ильюшина и способствовала его
выдвижению на ответственный пост руководителя одного из двух центров
советского опытного самолетостроения.
На заводе имени Менжинского СВ. Ильюшин сохранил не только
бытовавшее в ЦАГИ название конструкторского бюро - ЦКБ, но и
сложившуюся там систему самостоятельных конструкторских бригад,
специализировавшихся по типам самолетов, вооружению, технологии и т. п. Бригаду
N° 1, работавшую над самолетами-разведчиками и штурмовиками,
возглавил С. А. Кочеригин, бригаду № 2, разрабатывавшую
самолеты-истребители - Н. Н. Поликарпов, бригаду вооружения - Я. И. Мальцев, бригаду
высотных самолетов — В. А. Чижевский, морских самолетов — сначала
И. В. Четвериков, а затем Г. М. Бериев. По мере расширения тематики и
объема работ по опытным самолетам эти конструкторские бригады
постепенно выделялись в самостоятельные опытно-конструкторские бюро.
БОЕВЫЕ
"ИЛЬГ
Под непосредственным руководством С. В: Ильюшина
в ЦКБ завода имени Менжинского стала работать конструкторская бригада
№ 3, состоявшая первоначально из шести человек. Основные усилия этого
небольшого коллектива направлялись С. В. Ильюшиным на решение очень
8

важной в то время для обороны страны проблемы создания скоростного
дальнего бомбардировщика, 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 уровень мировых
достижений того времени, по своим параметрам и многим конструктивным
решениям значительно отличалась не только от своих предшественников -
"тяжелых" многодвигательных 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 совершенствуемые в направлении
увеличения мощности двигателей, усиления наступательного и оборонительного
вооружения, самолеты ДБ-3 и ДБ-ЗФ (Ил-4) являлись основным типом
боевого самолета советской дальнебомбардировочной и минно-торпедной
авиации вплоть до середины 40-х годов. Появившиеся задолго до начала
войны, хорошо освоенные экипажами авиации дальнего действия и Военно-
Морского Флота, самолеты ДБ-3 и Ил-4 стали мощным оружием советских
ВВС,внесшим значительный вклад в разгром фашистской Германии.
Работа над самолетом ДБ-3 и его последующими модификациями
оказала значительное влияние на формирование конструкторского стиля
коллектива, возглавлявшегося С. В. Ильюшиным, на разработку присущего
ему метода проектирования: подчинение всех проектных и
конструкторских решений единой цели - созданию боевого или транспортного
самолета, наилучшим образом отвечающего условиям эксплуатации, имеющего
наивысшую боевую или транспортную эффективность. Подобный подход
к проектированию самолета ДБ-3, а затем и последующих, когда
отсутствовало стремление достичь наивысших значений отдельных технических
показателей (например, только максимально большой скорости полета или
наибольшей дальности, или высокой грузоподъемности) в ущерб другим
характеристикам, а преобладало стремление обеспечить наивысшую боевую
эффектиность самолета в реально ожидаемых условиях эксплуатации, и
определил выбор таких основных параметров ДБ-3, которые позволили
добиться гармоничного сочетания характеристик скорости и дальности
полета, грузоподъемности самолета, его вооружения и оборудования.
Можно утверждать, что при создании ДБ-3 была сделана первая попытка
применить метод оптимального проектирования дальнего
бомбардировщика на основе базового критерия — обеспечения максимально возможной,
соответствующей уровню развития авиационной 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 бомбардировщика,
конструкторский коллектив С. В. Ильюшина в начале 40-х годов 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, при-
9

чем это было сделано задолго до того, как аналогичная схема крепления
двигателей появилась в США. На Ил-22 изучались важные проблемы
реактивной авиации, решение которых было необходимо для развития
авиационной техники в нашей стране.
Проектировочные и конструкторские изыскания, экспериментальные
работы и испытания Ил-22 способствовали тому, что коллективом
конструкторского бюро в короткие сроки был создан и прошел государственные
испытания первый в нашей стране (из принятых на вооружение)
фронтовой реактивный бомбардировщик Ил-28. В конструкции этого самолета
оптимально сочетались летные и пилотажные характеристики, средства
нападения и защиты. Обладая высокой скоростью полета и
взлетно-посадочными данными, обеспечившими его базирование на грунтовых фронтовых
аэродромах, Ил-28 был прост в управлении, имел хорошую 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
самолете Ил-22, которые позволили резко снизить трудозатраты на изготовление
самолета и одновременно повысить качество клепальных и сборочных
работ. В серийном производстве на изготовление трехместного
бомбардировщика Ил-28 затрачивалось столько же времени, сколько уходило его на
постройку одноместного истребителя.
Все бомбардировщики, созданные конструкторским коллективом,
руководимым С. В. Ильюшиным, отличает характерная особенность —
высокая боевая и эксплуатационная эффективность, достигнутая при
минимальных геометрических размерах самолета и наименьшей его массе, что
является результатом комплексного подхода к решению задачи проектирования
самолета.
Комплексный подход к проектированию боевого самолета постоянно
развивался и совершенствовался. Особенно ярко его достоинства
проявились при создании бронированного штурмовика Ил-2, одного из самых
знаменитых самолетов второй мировой 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
разработкой и постройкой бронированных самолетов — штурмовиков,
предназначенных для непосредственной поддержки наземных войск на поле боя.
Работа над Ил-2 началась в период формирования различных
технических концепций развития военной авиации, в том числе и штурмовой,
отражавших взгляды военных специалистов на возможный характер боевых
операций в будущей войне, опасность возникновения которой во второй
половине 30-х годов становилась все более явной.
Идея поддержки наземных войск на поле боя зародилась в период
первой мировой войны. У русских конструкторов она получила однозначное
выражение в попытках создания бронированного низковысотного
штурмовика. Различные направления отличались лишь выбором размеров и
тоннажа штурмовика, числа и типа двигателей, числа членов экипажа.
Разрабатывались штурмовики одно-, двух- и даже четырехместные, одно- и двухдвига-
тельные, тяжелые и легкие. В 30-е годы в ОКБ А. Н. Туполева
разрабатывались четырехместные штурмовики с двумя двигателями, позднее в ОКБ
П. О. Сухого — также двухдвигательный Су-8 со взлетной массой 12400 кг,
а однодвигательные Су-6, как и ТШ-3 С. А. Кочеригина и М. И. Гуревича, - с
массой, не превышающей 6000 кг.
10

В США в 20-е годы после безуспешных попыток сочли проблему
бронирования штурмовика неразрешимой и переключились на разработку
многоцелевого самолета и пикирующего бомбардировщика, в 1931 г. успешно
провели опытные бомбометания с пикирования.
В Германии решение проблемы воздушной поддержки наземных войск
в 30-е годы шло по двум направлениям, которые рассматривались 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 бомбардировщику Ju-87, успех которого в начале войны был
значительным. Немецкие военные специалисты считали, что взаимодействие
пикирующих бомбардировщиков с танковыми войсками удваивало скорость
продвижения танков. Однако советские летчики вскоре нащупали уязвимое
место Ju-87, не обладавшего бронеза.цитой 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 весьма неудачных
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. Сухого. Эти работы обогатили отечественное
самолетостроение новым опытом и укрепили сознание необходимости создания
самолета поддержки войск, но проблемы не решили. В 1936 г. была начата
разработка Ил-2.
Новые идеи в формировании этого класса боевых самолетов,
базирующихся на прогнозировании тактики применения штурмовика, 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,
маневренности, скорости и дальности полета, неуязвимости и боевой
живучести. Для решения этой весьма сложной задачи впервые была разработана
концепция включения бронекорпуса в силовую схему фюзеляжа,
обеспечивающую потребную прочность с минимальными весовыми издержками. Для
придания бронекорпусу аэродинамической формы были необходимы
броневые листы двойной кривизны. Промышленность их не выпускала,
производство таких листов оказалось сложным. Дело в том, что
броневая сталь почти не поддавалась механической обработке, а при закалке
коробилась. Изготовление крупногабаритных обтекаемых конструкций
сложной формы из броневых листов 4—6 и даже 8 мм стало 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 технологов ряда заводов, в кратчайшие сроки
наладивших производство бронекорпусов. Решение этой сложнейшей
задачи позволило к началу Великой Отечественной войны обеспечить серийное
производство самолетов Ил-2. Этими самолетами были укомплектованы
первые штурмовые полки, а осенью и зимой 1941 г. мощные удары
штурмовой авиации способствовали разгрому вражеских танковых соединенмй,
рвавшихся к Москве. 11

Неотвратимая точность сокрушающих штурмовых ударов по
скоплению живой силы, подвижной техники и укрепленным боевым 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 высокой 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 телеграмме 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
"черной 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 одинаковую с
Ил-2 бронезащиту, мощь наступательного и оборонительного оружия,
новый штурмовик был более маневренным и обладал значительно большей
максимальной скоростью полета. В 1944 г. штурмовики Ил-10 стали
поступать на вооружение авиационных частей, сражавшихся на фронтах Великой
Отечественной войны. Продолжая совершенствовать тин штурмового
самолета, конструкторский коллектив, руководимый С. В. Ильюшиным,
разрабатывает и строит ряд опытных штурмовиков с поршневыми
двигателями Ил-8, Ил-16, Ил-20.
Боевое применение самолетов Ил-2 и Ил-10, а также постройка
опытных самолетов-штурмовиков полностью подтвердили правильность
комплексного подхода к проектированию боевого самолета и показали, что
отклонение от него, стремление обеспечить более высокие значения одних
характеристик за счет, других приводит к снижению боевой эффективности
самолета при выполнении его основной задачи.
В работе над самолетами Ил-4, Ил-2, Ил-10, которые по своим
проектным и конструкторским решениям несли черты принципиальной новизны,
проявилось не только стремление С. В. Ильюшина использовать новые
методы проектирования, но и такие черты его деятельности, как необычайно
точное предвидение, стремление использовать в конструкции создаваемых
самолетов все лучшее, что было создано раньше.
Самолеты Ил-4, Ил-2, Ил-10, а потом и такие этапные в истории
развития советской авиации машины, как Ил-12, 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 совершенствование 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 СВ. Ильюшиным, — разработка самолетов для гражданской
12

авиации. Опыт работы над пассажирскими самолетами еще раз убедительно
показал, что именно глубокое понимание цели, для которой создается
новый самолет, и комплексный подход к решению всех задач
проектирования и позволяли коллективу находить оптимальные конструктивные
решения, обеспечившие 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, вышеч на линии Аэрофлота. Он
имел летно-технические данные, лучшие, чем у широко известного
американского DC-3 и отечественного Ли-2 (строился по лицензии), который был
основным самолетом воздушного транспорта в предвоенные годы, но к
40-м годам устарел. Самолет Ил-12 использовался не только для перевозки
пассажиров, но и для транспортировки 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 Северным и Южным
полюсами Земли. Эксплуатировались Ил-12 и многими зарубежными
авиакомпаниями. Ил-12 проектировался как пассажирский самолет средней дальности
полета. В дополнение к нему для использования на некоторых авиалиниях
большей протяженности еще в 1945 г. конструкторский коллектив
приступил к созданию первого в своей практике четырехдвигательного
пассажирского самолета, способного перевозить 60—65 пассажиров 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 применено много новых технических решений. Опыт,
полученный при его создании, был использован затем при создании других
пассажирских самолетов "Ил". В серийное производство он не поступил по
причинам, не связанным с его техническим совершенством.
ПАССАЖИРСКИЕ САМОЛЕТЫ
ПЯТИДЕСЯТЫХ ГОДОВ
Творческая оценка конструкторским коллективом
опыта эксплуатации большого парка пассажирских самолетов 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 авиакомпании.
Самолет Ил-18 с турбовинтовыми двигателями создан в период
зарождения реактивной гражданской авиации. Перед конструкторским коллекти-
13

вом стояла задача обеспечить массовость пассажирских перевозок путем
снижения себестоимости эксплуатации, т. е. сделать воздушный транспорт
доступным широким массам трудящихся нашей страны. Было необходимо
снизить стоимость 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 - новый 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 является
характерной чертой деятельности конструкторского коллектива.
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 продаже самолета Ил-18 на экспорт,
включающая подготовку обширной 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 авиакомпаний было
изготовлено много сотен Ил-18. И сегодня эти самолеты эксплуатируются
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 эталоном
экономической эффективности, простоты пилотирования и комфорта, что
было достигнуто не только путем исследований в период эскизного и
технического проектирования и постройки опытных экземпляров самолета,
но и в процессе эксплуатации, в результате его совершенствования путем
разработки модификаций, которые повысили рентабельность эксплуатации
самолета, комфорт 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 планера, 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 выхода самолета на
авиалинии не прекращалась работа над дальнейшим совершенствованием машины.
Забота об улучшении самолетов, находящихся в эксплуатации, являлась и
является первоочередной для конструкторского коллектива. Внимательно
выслушиваются все замечания и предложения летных экипажей,
технического персонала, обслуживающего пассажирские самолеты с маркой "Ил".
Плодотворность этого принципа работы коллектива 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

ПАССАЖИРСКИЕ САМ ОЛЕТЫ
ШЕСТИДЕСЯТЫХ ГОДОВ
Со временем росли требования к увеличению
дальности полета самолета. Нашему коллективу пришлось изыскивать новые пути
для решения этой задачи. Был создан Ил-62, самолет второго поколения
реактивных лайнеров. Он был выполнен по четырехдвигательной схеме с
кормовой компоновкой двигателей. Это привело к значительному
уменьшению внешнего и внутрикабинного шума, а также позволило создать
аэродинамически чистое крьшо и эффективную механизацию крыла по всему
размаху. Была разработана принципиально новая схема шасси с
убирающейся 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 суток, 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, определивших
основные преимущества, которыми Ил-62 обладает в сравнении с другими
самолетами, имеющими кормовую компоновку двигателей. Однако такая
схема имеет не только преимущества, которые очень важны для самолета
с большой продолжительностью полета, но и недостатки: кормовое
расположение двигателей могло на 6-7% увеличить массу конструкции пустого
самолета. Применение новой схемы шасси с убирающейся хвостовой
опорой позволило существенно снизить проигрыш в массе конструкции (в
результате уменьшения площади горизонтального оперения и рулей высоты,
расположения всего основного оборудования самолета рядом с
двигателями, питающими это оборудование электроэнергией, что обеспечило
минимальную длину 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 геометрической круткой
позволило получить отличные характеристики устойчивости и управляемости
самолета во всем диапазоне эксплуатационных углов атаки, включая закрити-
ческие, что подтверждается как результатами обширных летных испытаний,
так и многолетней успешной эксплуатацией самолета.
На зарубежных самолетах с такой же, как у Ил-62, схемой
расположения двигателей требуемые характеристики устойчивости и управляемости
на больших углах атаки достигались включением в систему управления
самолетом сложных гидравлических или электрических устройств — так
называемых толкателей штурвала, 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 система реверсирования тяги
двигателей, что существенно повысило безопасность выполнения посадок (и
15

прерванных взлетов) самолета на мокрые или обледенелые
взлетно-посадочные полосы аэродромов, а также значительно улучшило маневренность
самолета на земле, что особенно важно на узких взлетно-посадочных
полосах.
Новейшее пилотажно-навигационное оборудование, установленное на
Ил-62, обеспечивает автоматический и полуавтоматический полет самолета
в сложных метеорологических условиях, облегчает экипажу заход на
посадку и посадку самолета. Наличие такого оборудования в значшельной
мере снижает утомляемость экипажа и повышает регулярность полетов Ил-62.
На самолете впервые в отечественной практике применена и отработана
система трехфазного переменного тока стабилизированной частоты, которая
значительно повысила надежность электропитания установленного 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 требования, и конструкторское
бюро провело его модификацию — был создан самолет Ил-62М. Для увеличения
дальности полета на самолете установили новые двухконтурные
турбореактивные двигатели Д-ЗОКУ конструкции П. А. Соловьева с взлетной
тягой по 110 кН (11 000 кгс), относительно малыми удельными расходами
топлива и новыми реверсивными устройствами. Одновременно с
заменой двигателей был увеличен запас топлива на 5000 л благодаря созданию
кессонного бака в киле, улучшены аэродинамические формы гондол
двигателей, обтекателя стабилизатора и киля, интерцепторы (элементы
механизации крыла) стали использоваться не только в тормозном, но и в элерон-
ном режиме, изменена конструкция 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 створками. По
сравнению с решетчатым устройством, установленным на Ил-62, новое
реверсивное устройство привело к снижению сопротивления и расхода
топлива.
Благодаря этим мерам увеличена практическая дальность полета
самолета Ил-62М, уменьшена скорость захода на посадку, улучшен обзор из
кабины экипажа, повышены безопасность полета и экономическая
эффективность его эксплуатации.
Но работа над самолетами Ил-62 не закончена. Повышение комфорта
пассажиров, надежности, улучшение эксплуатационной и ремонтной
технологичности, снижение трудоемкости технического обслуживания,
увеличение ресурса самолета, внедрение автоматики, снижение метеоминимума
и ряд других важных вопросов постоянно находятся в центре внимания
конструкторского коллектива.
САМОЛЕТЫ ОКБ ИМЕНИ С. В. ИЛЬЮШИНА,
СОЗДАННЫЕ В СЕМИДЕСЯТЫЕ ГОДЫ
Основные направления развития народного хозяйства
СССР на 1976-1980 годы, утвержденные постановлением XXV съезда КПСС,
предусматривали внедрение в эксплуатацию нового пассажирского
самолета Ил-86 (аэробуса) и грузового самолета типа Ил-76.
Широкофюзеляжный пассажирский самолет Ил-86, первый вылет
которого состоялся в 1976 г., прошел государственные испытания и подтвердил
16

практически все проектные характеристики, получил сертификат летной
годности; в декабре 1980 г. он поступил в эксплуатацию и начал
пассажирские перевозки. Самолет Ил-76Т в период десятой пятилетки успешно
освоен, широко эксплуатируется на многих отечественных и международных
линиях и является предметом экспорта.
Создание многоместного широкофюзеляжного пассажирского самолета
явилось насущной необходимостью, вызванной увеличением объема
пассажирских перевозок, растущей насыщенностью воздушного пространства,
особенно на воздушных линиях с высокой плотностью пассажирского
потока, потребностью снизить расход топлива на единицу транспортной
производительности. Заметим, что и в прошлом одной из главных тенденций
развития пассажирских самолетов, наряду с ростом производительности,
являлось непрерывное наращивание пассажировместимости. 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 фюзеляжа, а это связано с решением многих проблем, и прежде
всего аэродинамических, весовых, компоновочных, технологических и
т. п. Решение этих проблем потребовало разработки и реализации 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 грузоподъемность его
42 т. Крейсерская скорость при высотах полета 9500—10000 метров
составляет 870—950 км/ч. Новый самолет может взлетать с тех же аэродромов,
что и самолеты Ил-18, Ту-134, Ту-154.
Изучение тенденций развития воздушного транспорта на последующие
годы определило целесообразность создания самолета с такими
характеристиками. Изучение же условий эксплуатации многоместного самолета без
необходимости коренной реконструкции существующих аэропортов
породило идею системы транспортировки багажа пассажиров, названную "багаж
при себе плюс контейнеры", впервые примененную на самолете Ил-86.
Широкий диапазон центровок, обеспеченный рядом проектировочных
решений, позволил разрешить транспортировку багажа пассажиров при себе
без предварительного взвешивания. Это в еще большей степени упрощает
процедуры подготовки самолета к полету.
При проектировании широкофюзеляжного многоместного самолета,
который принято у нас относить к третьему поколению гражданской
реактивной техники, по-новому решались традиционные проблемы надежности,
безопасности полета и эффективности эксплуатации.
Все этапы создания Ил-86 были подчинены решению перечисленных
проблем. Для планомерной организации этих работ в ОКБ была
разработана комплексная программа обеспечения безопасности 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 большим
числом прогрессивных нововведений, но и значительным увеличением
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
2-Зак. 731
17

(второго поколения), при примерно равной дальности полета. Расход
топлива на 1 пассажиро-километр 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 низкопланов с крыльями
разной стреловидности, с тремя и четырьмя двигателями различной степени
двухконтурности (от 1,3 до 5,2). Рассматривались однопалубная и
двухпалубная компоновки пассажирских салонов, определялось рациональное
сочетание основных параметров, которое обеспечивало бы выполнение
заданных характеристик. Исследования показали, что с точки зрения
обеспечения безопасности полетов, экономики и удобств в эксплуатации, всех
других требований наиболее целесообразна схема низкоплана с четырьмя
двигателями, расположенными в гондолах на пилонах под крылом.
Может возникнуть вопрос: почему в схеме низкоплана мы перешли на
установку двигателей под крылом, хотя у хорошо зарекомендовавшего
себя самолета Ил-62 они расположены на хвостовой части фюзеляжа? Такой
вариант для Ил-86 тоже изучался. По сути дела, были выполнены два
проекта самолета с обеими схемами размещения двигателей, проведены
сравнительные расчеты, продувками моделей оценены аэродинамические
характеристики. В результате мы еще раз убедились, что на Ил-62 расположение
двигателей на хвостовой части фюзеляжа целесообразно, положительные
качества и преимущества такой компоновки реализуются полностью. Но
Ил-86 имеет ряд принципиальных отличий. Так, базирование в аэропортах
с узкими взлетно-посадочными полосами требует обеспечения возможности
разворота на полосе шириной всего 45 м. При расположении двигателей на
хвостовой части фюзеляжа выполнить это требование крайне трудно из-за
увеличения базы между передней и основными опорами самолета примерно
на 6 м. При установке двигателей под крылом можно уменьшить массу
конструкции и проще обеспечить широкий диапазон эксплуатационных
центровок, что особенно важно для реализации впервые примененной
системы транспортировки багажа и грузов. Наконец, имеются и
эксплуатационные преимущества: простота обслуживания двигателей, их
взаимозаменяемость и быстросъемность и т. д.
Принятая схема расположения двигателей не является новой для
нашего бюро. Еще в 1947 г. под руководством С. В. Ильюшина по этой схеме
был создан опытный реактивный самолет Ил-22, а позднее ее применили на
Ил-76. Таким образом, аэродинамическая схема Ил-86 выбрана на
основании нашего многолетнего конструкторского опыта.
Выбор двигателей - одна из наиболее сложных проблем при
разработке нового пассажирского самолета. Принимаются во внимание
многочисленные характеристики двигателя, его экономичность, 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, степени повышения давления в компрессоре и температуры
газов перед турбиной.
Много пришлось поработать над решением трупных вопросов по
определению оптимального диаметра фюзеляжа и выбору варианта размещения
пассажиров, багажа и грузов. Доминирующим являлось стремление
упростить процедуру обслуживания пассажиров в аэропортах, особенно путем
сокращения операций по регистрации багажа. Это позволяет увеличить
производительность труда работников наземных служб и экономит время пас-
18

сажиров. Целесообразность упрощения схемы обработки багажа
подтверждает анкетный опрос, по данным которого почти все пассажиры хотели бы
перевозить при себе багаж с массой 10-15 килограммов.
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 380Х
Х250 миллиметров - самые большие в сравнении с другими подобными
самолетами — пропускают много света, подчеркивая большой объем
пассажирских салонов.
Пассажирские кресла установлены в трех салонах, разделенных
буфетными стойками и мягкими раздвижными перегородками. Основной
вариант предусматривает установку девяти кресел в ряду по схеме 3—3—3.
Кресла, идущие вдоль бортов, несколько сдвинуты относительно кресел
среднего ряда, что обеспечивает беспрепятственный одновременный выход
пассажиров из обоих рядов в проходы. Наличие двух проходов ускоряет
занятие пассажирами мест, а также уменьшает время, затрачиваемое
бортпроводниками на обслуживание питанием.
Еще одна особенность компоновки Ил-86 — применение встроенных
бортовых трапов, значительно расширяющих эксплуатационные
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
погрузки-выгрузки восьми стандартных багажно-грузовых контейнеров
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 пассажирских салонах.
По прибытии в пункт назначения пассажиры, взяв свой багаж, без
задержки покидают самолет. При наличии тяжелого или крупногабаритного
багажа они могут воспользоваться услугами контейнерного обслуживания и
сдать и получить багаж обычным путем. Такая технология наиболее полно
соответствует 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 средствами, обеспечивающими
транспортировку багажа пассажиров в контейнерах, а главное,
специальными системами для быстрой выдачи его после прилета, багаж и груз могут
транспортироваться в контейнерах.
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 модификации с
контейнерной транспортировкой груза пассажировместимость увеличится
до 375 пассажиров (при шаге установки кресел 810 мм), а число
стандартных багажно-грузовых контейнеров - до 20.
Начало эксплуатации самолетов, перевозящих на борту в два раза боль-
2* 19

шее число пассажиров в сравнении с другими самолетами, уже
находящимися на линиях, потребовало решения ряда эксплуатационных вопросов. Все
службы Аэрофлота вместе с работниками 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 широкофюзеляжного самолета. Поэтому на этапе его
проектирования и разработки особое внимение уделялось выбору
аэродинамической компоновки отдельных элементов и всего самолета в целом,
обеспечению высокого аэродинамического качества на режимах крейсер-
ного полета, созданию несущих свойств крыла для расчетных условий
базирования, а также обеспечению потребных характеристик устойчивости и
управляемости во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации.
Решение поставленных задач в установленные сроки было обеспечено благодаря
сложившемуся в ОКБ комплексному подходу к решению вопросов
аэродинамической компоновки, состоящему в рациональном сочетании
теоретических исследований, аналитических и экспериментальных методов, а
также благодаря тесному сотрудничеству с учеными ЦАГИ.
О глубине проработки вопросов, связанных с аэродинамической
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
аэродинамических трубах различных вариантов крыльев способствовал выбору
основных параметров крыла (удлинение, стреловидность, распределение толщин,
геометрическая крутка), позволивших получить на расчетных режимах
полета докритическое обтекание при наличии зон умеренного разрежения у
носка крыла с плавным восстановлением давления на задней части хорды.
Последнее обеспечило не только потребный уровень аэродинамического
качества, но и приемлемые характеристики при выходе на большие углы
атаки. Одновременно благодаря тщательной компоновке удалось достигнуть
выигрыша в коэффициентах лобового сопротивления фюзеляжа и гондол
двигателей.
Значительный объем исследований был проведен с целью выбора 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 посадку достаточно высоких значений коэффициента
подъемной силы.
В конструкторском бюро были выполнены расчеты и проведена
экспериментальная проверка одиннадцати компоновок механизации крыла. При
этом варьировались типы закрылков и предкрылков, относительный
размах элементов механизации, размеры и форма щелей, углы отклонения и
т. п. В результате был достигнут потребный уровень несущих свойств (при
заходе на посадку) применением трехщелевого закрылка с
фиксированным дефлектором и отклоняемым хвостовым элементом без раздвижки
20

звеньев, что привело к относительно простому конструктивному
выполнению механизации крыла с минимальной массой. Некоторый
дополнительный вклад в обеспечение потребной величины коэффициента подъемной
силы был внесен нахождением оптимального взаимного расположения
предкрылков и пилонов крепления гондол двигателей к крылу.
Выбор аэродинамической компоновки отдельных элементов и
самолета в целом из условия получения высоких летно-технических
характеристик тесно связан с обеспечением нормируемых показателей устойчивости и
управляемости, которые определяют уровень пилотажных характеристик
самолета и безопасность его эксплуатации. Для достижения необходимых
характеристик устойчивости и управляемости значительными являются
работы, связанные с определением расположения и размеров
горизонтального оперения, работы по обеспечению потребной эффективности органов
управления, безопасности полета на больших углах атаки, при попадании в
условия обледенения и при проявлении функциональных отказов.
Выбранные размеры горизонтального оперения позволили при условии
применения переставного стабилизатора полностью сбалансировать
продольный момент при предельно передней центровке 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 ветре 15 м/с, а
применение для поперечного управления комбинации элеронов и интерцепторов
обеспечивает максимальные угловые скорости при управлении по крену
на взлетно-посадочных режимах.
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 трубах, выполненный для определения эффективности
отдельных секций органов управления при отказных состояниях системы
управления.
Следует отметить, что практически полное достижение заданных
летно-технических характеристик и полное соответствие уровню безопасности
полета, требуемому нормами летной годности гражданских самолетов,
показало достоверность прогнозирования характеристик самолета Ил-86 в
процессе его создания путем оптимального комплексирования
теоретических и экспериментальных методов исследований.
Внедрение новых технологических процессов и новых материалов
способствует решению таких основных проблем проектирования
широкофюзеляжных самолетов, как проблемы надежности и всех видов
эффективности, в том числе аэродинамической, весовой, топливной. Технологичность
конструкции и внедрение новых материалов позволяют снизить стоимость
и повысить весовое совершенство конструкции. Это тем более важно, что
проблемы стоимости самолета и минимальной его массы существенно
обострились именно в период создания широкофюзеляжных самолетов.
Применение новых материалов и новых технологических процессов
привело к значительному сокращению трудоемкости при изготовлении
самолета, повысило долговечность наиболее ответственных узлов и деталей,
позволило создать надежную машину, удовлетворяющую высоким
эстетическим требованиям.
21

При создании самолета Ил-86 были внедрены до 50 новых
технологических процессов и большая номенклатура новых материалов. Особенно
следует отметить применение:
высоконапряженного крепежа, обеспечившее герметичность
конструкции (без дополнительных средств герметизации), снижение ее массы,
автоматизацию технологических процессов, снижение трудоемкости и т. д.;
поверхностного упрочнения силовых элементов планера;
цельнотянутых титановых труб системы кондиционирования;
длинномерных штампованно-катаных плит для оконных панелей;
клееклепанных соединений в конструкции планера.
В силовых элементах планера нашли широкое применение трехслойные
конструкции с бесперфорированным сотовым заполнителем из
алюминиевой фольги. Применение сотовых панелей значительно повысило ресурс ра
боты в условиях вибрационно-акустического нагружения, улучшило
качество их аэродинамической 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 декоративных
сотовых панелей, состоящих из тонколистовых стеклотекстолитовых обшивок,
полимерного сотового заполнителя из полиамидной бумаги и
декоративно-отделочной поливинилхлоридной пленки. Для изготовления
конструкционно-отделочных деталей интерьера использован ряд термопластичных
материалов, органических стекол и полиамидов, сочетающих негорючесть
с высокими прочностными свойствами. Применение таких материалов
обеспечило достижение высокой эксплуатационной надежности, снижение
массы конструкции интерьера при одновременном удовлетворении
современным эстетическим требованиям.
Для изготовления панелей пола применены композиционные
материалы: углепластик и стеклопластик, обеспечивающие потребную прочность не
обходимую жесткость и снижение массы конструкции. Применение новых
материалов (негорючей гидрожидкости) и конструкторско-технологичес-
ких решений (титанового крепежа) потребовало внедрения новых систем
защитных покрытий. Внедрение процесса анодирования титана обеспечило
защиту от контактной коррозии и улучшение свинчиваемости крепежа.
Система покрытий для окраски внутренней поверхности планера на
основе специальной грунтовки обеспечивает надежную защиту конструкции
от воздействия гидрожидкости. Защита топливных кессон-баков крыла
осуществлена лакокрасочной системой покрытий, позволившей
значительно снизить массу самолета.
Применение в узлах трения металлофторопластовых втулок исключило
до 3 тысяч смазываемых в эксплуатации точек.
Улучшен внешний вид самолета путем применения полиуретановых
эмалей, отличающихся высокими декоративными и защитными
свойствами, атмосферостойкостью (в течение 5-6 лет), стойкостью к агрессивным
гидрожидкостям и маслам.
Этот далеко не полный перечень нововведений в области технологии
и материалов создает представление о сложности проблем, о
невозможности проектирования новых самолетов на основе старых представлений и
отживших концепций.
Работа над самолетом Ил-86, запуск его в серийное производство еще
раз доказывают необходимость наличия опережающего научно-техническо-
22

го задела и обязательной предварительной подготовки серийного
производства, позволяющей реализовать на практике то, что заложено в чертежах и
достигнуто в лабораториях научно-исследовательских институтов.
Грузовой самолет Ил-76Т, созданный в 1976 г., с четырьмя
турбовентиляторными двигателями конструкции П. А. Соловьева, продолжает
развитие этого направления в творческой деятельности ОКБ.
История создания военно-транспортных и гражданских грузовых
самолетов начинается с соответствующих модификаций пассажирских
самолетов с поршневыми двигателями. Затем создавались специализированные
самолеты с турбовинтовыми двигателями. Реактивные самолеты этого
класса стали разрабатывать лишь с появлением высокоэкономичных
двигателей с умеренной и высокой степенью двухконтурности. На этих
самолетах не устанавливались одноконтурные турбореактивные двигатели,
малоэкономичные в топливном отношении. Скорость полета для транспортных
самолетов не имеет первостепенного значения, а расход топлива - весьма
важен.
В ОКБ имени СВ. Ильюшина вначале также разрабатывались
модификации: Ил-12Д - десантный, Ил-12Т и Ил-14Т - транспортно-грузовые.
Был создан грузовой планер Ил-32 с грузоподъемностью 7000 кг
(строился небольшой серией).
Самолет Ил-76Т, предназначенный для выполнения грузовых
перевозок на воздушных линиях средней и большой протяженности,
принадлежит к новому поколению транспортных самолетов, предназначенных для
замены турбовинтовых самолетов этого типа. Рост производительности
носит в этом случае скачкообразный характер, 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 стреловидность,
кессонную конструкцию и высокую степень механизации в виде
предкрылков и трехщелевых закрылков. Фюзеляж герметизированный, оперение
Т-образной схемы. Многоколесное шасси повышенной проходимости в
совокупности с мощной механизацией крыла и большой
энерговооруженностью самолета допускают эксплуатацию Ил-76Т с грунтовых аэродромов.
Новый комплекс пилотажно-навигационного и радиотехнического
оборудования позволяет производить полеты на различных воздушных трассах в
любое время года и суток в различных метеорологических условиях.
На Ил-76Т транспортируют грузы различных размеров, всевозможные
промышленные товары, трубы большого диаметра, автобусы,
сельскохозяйственную и другую технику. Предусмотрено широкое использование
любых типов авиационных, морских, железнодорожных контейнеров и
поддонов, применяемых в различных странах мира. Грузовая кабина оснащена
устройствами механизации процессов загрузки и разгрузки, что
существенно сокращает время стоянки и повышает эффективность самолета.
Проблемы проектирования Ил-76Т в области аэродинамики связаны с
требованиями короткого разбега и посадки на грунтовых аэродромах, а
решались они нахождением оптимального сочетания высокой тяговоору-
женности и большой подъемной силы крыла, создаваемой сложной
системой его механизации.
Решение весовой проблемы и достижение широкого диапазона
центровок увязывалось с планированием модификаций, к созданию которых
Ил-76 оказался весьма приспособленным.
23

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 всеаэродромности и универсальности бортового
обслуживания самолета на неподготовленных аэродромах и т. п. Эти
проблемы решены, самолет имеет хорошие характеристики, высокую технико-
экономическую эффективность, прост в управлении и эксплуатации.
В истории отечественной и мировой авиации творчеству
ильюшинского коллектива принадлежит особое место. И главным образом потому, что
свою задачу он видел не только в создании определенных типов новой
техники на основе разработки новых идей и новых концепций, но и в решении
постоянно возникающих проблем 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 таланта является мощь
созданного им конструкторского бюро. Руководимое с 1970 года
Генрихом Новожиловым, это бюро превратилось в настоящее время в
неоспоримого лидера в области создания больших дозвуковых самолетов, таких,
как грузовой самолет Ил-76 и новый широкофюзеляжный самолет Ил-86".

Часть
1
Бомбардировщики
и штурмовики
1. ДАЛЬНИЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ
ДБ-3, Ил-4 И ИХ МОДИФИКАЦИИ
В первой половине 30-х годов основу советской даль-
небомбардировочной авиации составляли тяжелые бомбардировщики
ТБ-3, созданные под руководством А. Н. Туполева. С нормальной
бомбовой массой 1000 кг эти самолеты имели дальность 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 досточно высокими, однако быстрые темпы развития авиационной
техники, увеличение скоростей боевых самолетов, особенно истребителей,
общее повышение эффективности средств противовоздушной обороны
потребовали уже в 1932—1933 гг. начать исследовательские и
опытно-конструкторские работы над новым типом дальнего бомбардировщика, способным
заменить самолеты ТБ-3 во второй половине 30-х годов. Были составлены
технические требования к такому самолету, в соответствии с которыми
новый бомбардировщик 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. Однако, будучи осведомленным о новейших
работах в области истребительной авиации, С. В. Ильюшин считал, что из-за
увеличения скорости перспективных истребителей до 400-450 км/ч
дальний бомбардировщик с заданной максимальной скоростью полета будет
малоэффективным при действии против хорошо защищенных различными
средствами противоздушной обороны тыловых объектов противника. В
связи с этим перед руководством Главного управления авиационной
промышленности и ВВС был поставлен вопрос о создании скоростного
дальнего бомбардировщика 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 проводившихся им
с начала 1933 г. в ЦКБ завода имени Менжинского проектных
исследований по дальнему бомбардировщику, в процессе которых были изучены
особенности различных схем самолета, в том числе и схемы летающего крыла,
выбраны наивыгоднейшие параметры машины, определена потребная
мощность двигателей. Эти исследования показали, что скоростной дальний
бомбардировщик может быть создан на основе схемы обычного двухдвигатель-
ного самолета — свободнонесущего низкоплана с легкими и экономичными
двигателями, высоким уровнем аэродинамического и весового
совершенства.
Задача осложнялась тем, что отечественная авиация в то время не
располагала нужными двигателями. Оптимальная мощность строящихся серийно
25

в Советском Союзе в начале 30-х годов двигателей М-34 жидкостного
охлаждения была недостаточной для достижения заданной дальности. Поэтому
в 1933 г. было принято решение 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 охлаждения "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 экономичность. В 1934 г. этот двигатель
был запущен в серийное производство под обозначением М-85, а для его
последующего совершенствования было создано опытно-конструкторское
бюро, возглавлявшееся вначале А. С. Назаровым, а затем С. К. Туманским.
Требуемое аэродинамическое и весовое совершенство скоростного
дальнего бомбардировщика достигалось применением ряда новых решений,
которые по предложению СВ. Ильюшина были заложены в параметрах и
конструкции этого самолета.
Характерной особенностью дальних самолетов, создававшихся в первой
половине 30-х годов, являлось применение на них крыла с низкой
удельной нагрузкой на площадь и с большим геометрическим удлинением,
которое обеспечивало значительное снижение индуктивного сопротивления и в
результате этого увеличение дальности полета. СВ. Ильюшин считал, что
достичь заданной дальности на скоростном самолете можно и при крыле с
умеренным геометрическим удлинением, так как доля индуктивного
сопротивления, зависящая от подъемной силы крыла, уменьшается на малых
углах атаки, характерных для полета на скорости 350—400 км/ч. Снизить
возросшую при этом долю профильного сопротивления можно было
применением тонкого двояковыпуклого профиля, а также сокращением площади
крыла вследствие увеличения удельной нагрузки на него. В связи с этим
для скоростного дальнего бомбардировщика было спроектировано крыло,
параметры которого в то время для самолета такого назначения были
несколько необычны. Оно имело сравнительно небольшое геометрическое
удлинение (равное 7), довольно высокую удельную нагрузку на площадь
(140 кг/см ) 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 кромке
крыла были установлены щитки типа Цап со скользящей осью вращения.
33200
2ПЬ0
Рис. 1.1 о)
Схемы для сопоставления самолетов ДБ-2 и ДБ-3:
а ДБ-2 (К = 11,3; Р0= Ш,3 кг/м2; L = 4000 км; Ккрейс
ДЬ-3 (\ = 7; р0 = 142 кг/м2; L= 4000 км; Ккосйс■= 310*... 3
крсис"
= 210 ... 220 км/ч); б
320 км/ч)
26

Схема самолета ДБ-3
Все это обеспечивало крылу самолета СВ. Ильюшина значительно меньшее
суммарное (индуктивное и профильное) лобовое сопротивление по
сравнению, например, с крылом аналогичного по назначению самолета ДБ-2
(АНТ-37), которое отличалось 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 основных опор самолета и
гладкой обшивки планера, удачное капотирование 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 концевых 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
спроектированной силовой схемы фюзеляжного бомбоотсека. Он был размещен за
кабиной пилота на участке между передним и задним лонжеронами центроплана
крыла. Особенностью бомбоотсека 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 балочные держатели для наружной
подвески бомб крупного калибра. На держатель, установленный на осевой
27

нервюре, можно было подвешивать одну бомбу или торпеду массой до
1000 кг, а на держатели, установленные на бортовых нервюрах, - по одной
бомбе массой до 500 кг. Это позволяло самолету в перегрузочном варианте,
при его использовании, например, в качестве ближнего бомбардировщика,
иметь максимальный бомбовый 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 подвижных
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
стрелок-радист из задней кабины с помощью верхнего турельного и нижнего
люкового пулемета на шкворневой установке (рис. 1.4). Управлял самолетом
летчик, командир корабля. Педали и ручку управления самолетом
предполагалось установить также и в кабине штурмана, чтобы при вьщерживании
боевого курса или выходе из строя командира штурман мог взять
управление самолетом на себя.
После рассмотрения в конце 1933 г. проекта скоростного дальнего
бомбардировщика предложение С. В. Ильюшина было принято, и в середине
1934 г. началась постройка опытного самолета, получившего заводское
обозначение ЦКБ-26. Однако ЦКБ-26 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 - металлическими. Летом
1935 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки впервые 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), испытания которого к тому же выявили необходимость
проведения на нем дополнительных исследований по флаттеру и бафтингу.
ЦКБ-26 отличался также хорошей устойчивостью и управляемостью, мог
совершать полет с одним отказавшим двигателем, его маневренные харак-
Рйс. 1.3.
Компоновочная схема самолета ДБ-3:
1 - штурман; 2 - командир корабля; 3 - бомбо-
отсск; 4 - стрелок-радист в положениях стрельбы
из верхнего и нижнего пулемета; 5 - наружная
подвеска крупнокалиберных бомб

Схема оборонительного вооружения самолета ДБ-3:
1 - зона обстрела переднего пулемета ШКАС с боезапасом 1000 патронов, 2 - зона
обстрела пулемета ШКАС с боезапасом 1000 патронов в верхней турельной стрелковой
установке (СУ); 3 - зона обстрела пулемета ШКАС с боезапасом 500 патронов в
нижней люк эвой установке (ЛУ)
терис ики 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 неибежное увеличение полетной массы самолета в
эксплуатации вследствие установки нового оборудования и усиления
вооружения. В конце лета 1935 г. ЦКБ-26 был продемонстрирован наркому
обороны К. Е. Ворошилову 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 конструкции, 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. Коккинаки установил на
ЦКБ-26 первый советский авиационный мировой рекорд, официально
зарегистрированный Международной организацией авиационного спорта
(ФАИ). Значительность этого достижения советской авиационной техники
подчеркивали телеграммы, поступившие в адрес летчика-испытателя и
коллектива создателей самолета:
Летчику-испытателю тов. В. Коккинаки.
Поздравляю с достижением международного рекорда высоты на двухмоторном
самолете с коммерческим грузом в 500 килограммов. Крепко жму Вашу руку.
И. Сталин.
Передайте горячий привет коллективу рабочих. Поздравьте с успехом Ильюшина и
Коккинаки. Крепко жму руку. Горжусь, что я член коллектива завода. Чкалов.
29

За первым рекордом последовала серия других мировых рекордов,
продемонстрировавших выдающиеся характеристики скорости, дальности и
грузоподъемности самолета ЦКБ-26, значительно превысившие уровень
тогдашних мировых достижений (табл. 1.1).
Таблица 1.1
Мировые рекорды, установленные В. К. Коккинаки
на самолете ЦКБ-26
Дата
Наименование рекорда
Результат
17.07.1936 г.
3.08.1936 г.
26.07.1936 г.
21.08.1936 г.
7.09.1936 г.
26.08.1937 г.
Высота полета с грузом
500 кг
1000 кг
2000 кг
Скорость полета по замкнутому
маршруту 5000 км без груза, с грузом 500 и 1000 кг
11294 м
12816м
11402 м
12101 м
11 005 м
325,3 км/ч
Полеты второго опытного самолета ЦКБ-30, полностью вооруженного
и оснащенного необходимым для боевого самолета оборудованием,
начались весной 1936 г. Он успешно прошел все испытания, в августе того же
года был принят на вооружение 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
производстве проблем и изыскания путей дальнейшего совершенствования
самолета ДБ-3 бригада № 3 и опытный цех завода имени Менжинского были
переименованы в ОКБ, главным конструктором которого стал С. В.
Ильюшин.
Однако это решение было формальным, так как к моменту
переименования 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 бомбардировщика, конструкция которого обладала
большими потенциальными резервами для дальнейшего совершенствования.
С двигателями М-85 при нормальной полетной массе 7000 кг с 1000 кг
бомб на внутренней подвеске и полным комплектом оборонительного
вооружения из трех пулеметов ШКАС с общим боезапасом 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. Такая большая дальность полета нового
бомбардировщика объяснялась не только высоким аэродинамическим
совершенством самолета, но и наличием у него значительного запаса топлива и масла
(около 33% максимальной взлетной массы).
Н,км
Рис. 1.5.
Максимальные горизонтальные скорости
по высотам самолета ДБ-3 и его основных
модификаций:
1 дальний бомбардировщик ДБ-3 с
двигателями 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
двигателями М-87А
250
300
350 if 00 V^km/ч
30

Рис. 1.6.
Боковые проекции самолетов ДБ-3 и Не-1 ПК:
а ДБ-3; б - Не-1 ПК
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, устойчивое выполнение виражей с
креном 40—60°. Подчеркивалась легкость расчета на посадку и то, что при
нормальных скоростях подвода самолета к земле он не обнаруживал никаких
опасных тенденций: чрезмерно быстрой потери скорости, сваливания на
крыло, произвольных взмываний. Особенностью ДБ-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.
В 1937 г. первые самолеты ДБ-3 поступили на вооружение в части даль-
небомбардировочной авиации советсвих ВВС. Это были машины, по своим
летно-тактическим характеристикам значительно превосходящие
аналогичные зарубежные бомбардировочные самолеты, прежде всего самолеты
военно-воздушных сил фашистской Германии (рис. 1.6 и табл. 1.2). Таб у 2
Летно-тактические характеристики дальних бомбардировщиков выпуска 1936 г.
Самолет и
двигатели
Ильюшин
ДБ-3 с М-85
(СССР, 1936 г.)
Хейнкель
Не-111 В-2
с DB 600CC
(Германия,
1936 г.)
Юнкере
Ju-86 D-1
с Jumo 205
(Германия,
1936 г.)
П р и м е ч i
ной высоте и да.
Мощность
двигателей,
кВт (л.с.)
2X588
(2X800)
2X698,5
(2X950)
2X441
(2X600)
1 н и е. В табл
пьность полета

Максимальная

полетная
масса, кг

Максимальная
скорость,
км/ч
9000 400
9200 368
8000 323
ице указана номинал
с нормал
ьным груз<

Максимальная

дальность,
км
4000
2500
1660
1480
ьная мощ
эм.
Бомбовая
нагрузка

нормальная
500
1000
1360
800
НОСТЬ ДВИ1

максимальная
Число

пулеметов
2500 3
2000 3
1250 3
отелей на расчет-
31

Выдающиеся характеристики нового советского самолета были
подтверждены выполнением в 1938 - 1939 гг. двух дальних перелетов на
модифицированном самолете ЦКБ-30 "Москва".
Трансполярные перелеты экипажей В. П. Чкалова и М. М. Громова
закрепили за Советским Союзом приоритет открытия воздушного 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 30-х годов, 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 показал опыт организации и работы дрейфующей
станции "Северный полюс-1", делом трудным и небезопасным.
Для регулярных беспосадочных полетов из СССР в США и обратно
более подходящим являлся кратчайший маршрут, соединявший 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 Лабрадора. 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. Особенности трассы будущего перелета предъявляли
очень жесткие требования к надежности самолета, прочности его
конструкции, к таким характеристикам, как высота и дальность полета. Не менее
важной была и подготовка экипажа — его физическая выносливость,
высокое профессиональное совершенство техники пилотирования 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 штурмана
оснащались наиболее совершенным в то время пилотажно-навигационным и
радиосвязным оборудованием, а также необходимым запасом жидкого
кислорода с соответствующим комплектом кислородных приборов.
Готовность самолета и экипажа к трансатлантическому перелету 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. Брян-
динский блестяще выполнили этот перелет, приземлившись 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 скорос-
32

ти в дальних перелетах скорость 272,345 км/ч, которая была достигнута
летчиками Мериллом и Ламбэ в перелете из Нью-Йорка в Лондон,
состоявшемся 9—10 мая 1937 г. Таким образом, скорость, достигнутая экипажем
самолета "Москва", значительно превысила официальное международное
достижение тех лет.
Самолет "Москва" возвратился на завод, и началась его подготовка 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 случай его вынужденной посадки в
океане. На плаву самолет должны были поддерживать надувной баллон
из прорезиненной ткани, установленный в носовой части фюзеляжа, и
крыльевые герметичные кессон-баки.
Ранним утром 28 апреля 1939 г. самолет "Москва", пилотируемый
В. К. Коккинаки и М. X. Гордиенко, стартовал со Щелковского 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 самолета. На высоте
5500 м самолет 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 снимали
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 погоды 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. Гордиенко
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 выдающихся перелетов
советских летчиков во второй половине 30-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,
Международный 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 бомбардировщиков ДБ-3,
особенно их двигателей, пилотажно-навигационного 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
выносливости экипажа. Они способствовали также организационному
совершенствованию метеорологической службы и службы связи. Все это еще выше
подняло боеспособность советской дальней авиации, основу которой к
тому времени стали составлять самолеты ДБ-3 различных модификаций.
Совершенствование дальних бомбардировщиков ДБ-3 коллектив ОКБ
З-Зак. 731
33

проводил в двух основных направлениях. Их летно-технические
характеристики улучшались установкой новых, более мощных и высотных
двигателей. Одновременно велись работы по расширению сферы применения этих
самолетов: их приспосабливали 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 (950л.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 высоте были
улучшены применением двигателей М-87А, которые начали устанавливать с
1938 г., а также заменой воздушных винтов фиксированного шага
воздушными винтами изменяемого в полете шага типа ВИШ-3, которые позволили
более полно использовать мощность двигателя на разных режимах полета.
Имея взлетную мощность 698,5 кВт (950 л.с.), двигатель М-87А развивал
номинальную мощность 662 кВт (900 л.с.) на расчетной высоте 4700 м. Это
позволило самолетам с двигателями М-87А и нормальной полетной 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 надежность
самолетов ДБ-3 способствовали их широкому использованию не только в
частях сухопутных Военно-Воздушных Сил, но и в авиации
Военно-Морского Флота, для которой в 1937 г. был создан самолет ДБ-ЗТ в особой
(морской) модификации.
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 вооружение) с массой боевого
заряда 200 кг и общей массой 940 кг. Оборудование самолета ДБ-ЗТ
позволяло сбрасывать эту торпеду методами низкого или высотного торпедоме-
тания. В первом случае торпеду 45-36-АН (авиационную низковысотную)
прицельно сбрасывали 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 вероятность поражения
морской цели, но требовало высокого уровня подготовки экипажа и
наличия у самолета отличных пилотажных и маневренных характеристик. При
высотном торпедометании самолет ДБ-ЗТ сбрасывал торпеду 45-36-АВ
(авиационную высотную) с высоты не менее 300 м, после чего она
снижалась на парашюте 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,
самолеты ДБ-ЗТ стали первыми массовыми советскими торпедоносцами,
34

полностью отвечающими предъявленным к ним требованиям. На их
технической основе в 1939—1940 гг. организационно сформировался новый род
авиации Военно-Морского Флота - минно-торпедоносная авиация,
предназначенная для поражения торпедами и бомбами кораблей противника,
минирования вражеских фарватеров, выходов из военно-морских баз [ 1].
Однако самолет ДБ-ЗТ мог взлетать только с сухопутных аэродромов,
создание которых в то время, особенно в условиях дислоцирования
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 поплавкового
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 оборудование (донный якорь с кнехтом,
якорную лебедку и др.), обеспечивающее 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 предъявленным к нему требованиям и практически не уступали
аналогичным данным новейших отечественных лодочных гидросамолетов
МДР-5 и МДР-6, проходивших в то время летные испытания. По техники
пилотирования новый самолет оказался достаточно простым и мог быть
быстро освоен летчиками средней квалификации, прошедшими тренировку
на поплавковом разведчике КР-6П.
"Самолет хорош как торпедоносец и морской скоростной
бомбардировщик. Он вполне соответствует этим назначениям", - так оценил машину
летчик-испытатель Сухомлин. Летчик-испытатель Матвеев дал следующий
отзыв: "Ко всем положительным свойствам следует отнести также и
хорошую прочность самолета, чувствуется крепость конструкции.
Внушительная машина. Вполне достойна быть на вооружении авиации морского флота".
В заключении по результатам государственных испытаний было
отмечено, что самолет ДБ-ЗТП может быть рекомендован для принятия на
вооружение морской авиации в вариантах торпедоносца высотного и низкого тор-
педометания, скоростного бомбардировщика и дальнего разведчика.
Тем не менее этот самолет серийно не строился. Сказалось усложнение
его эксплуатации по сравнению с сухопутным вариантом, особенно на
плаву, когда значительно труднее стало подвешивать бомбы, торпеды,
обслуживать силовую установку самолета. Кроме того, для нормальной
эксплуатации таких самолетов требовалось иметь на берегу слипы, ангары,
хранилища для боеприпасов и горючего. В конечном итоге основные усилия были
сосредоточены на расширении сети сухопутных аэродромов, и в короткий
срок проблема базирования самолетов ДБ-ЗТ была решена на всех флотах.
Существовали и другие варианты самолета ДБ-3. В 1939—1940 гг.
проводились исследования по быстрому переоборудованию в полевых услови-

ях бомбардировщика ДБ-3 в вариант, приспособленный для выполнения
задач по воздушному десантированию людей и грузов. Для десантных
операций под фюзеляжем самолета с помощью моста из трех наружных
бомбодержателей подвешивали созданную под руководством А. И. Привалова
цельнометаллическую десантную кабину Д-20, рассчитанную на размещение
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 штурмана через
двухстворчатый кормовой люк кабины. Люк мог открывать не только штурман
самолета, но и, в аварийных ситуациях, командир десанта. При необходимости
после выброски десантников кабина могла быть сброшена с
бомбодержателей экипажем самолета. Полетная масса загруженной десантной кабины
Д-20 составляла 1580 кг.
Кроме десантных кабин для этих самолетов были разработаны
наружные подвески, обеспечившие транспортировку и воздушное
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 самолета на внешние бомбодержатели, при
приземлении их сохранность гарантировалась авторасцепками Дорониных АРД-1.
Самолеты ДБ-3 широко использовались и для различных летных
исследований в качестве летающих лабораторий.Так, перед самой войной
была разработана система управления пограничным слоем (УПС) на крыле
самолета ДБ-3, применение которой в сочетании с зависающими элеронами
обеспечивало значительное увеличение подъемной силы, особенно на
режимах взлета и посадки. Отсос пограничного слоя с поверхности крыла должен
был обеспечить третий, небольшой двигатель, установленный в фюзеляжном
бомбоотсеке самолета. Осенью 1941 г. самолет ДБ-3 с системой УПС прошел
летные испытания, это были первые в СССР натурные исследования
подобных систем.
Продолжая работу по совершенствованию самолета ДБ-3, повышению
его летно-технических и эксплуатационных данных, снижению
трудоемкости изготовления в серийном производстве, коллектив ОКБ в 1938 г.
приступил к созданию еще одной модификации этой машины — самолета
ДБ-ЗФ.
Внешне новый самолет отличался от предыдущих модификаций только
измененными, ставшими более плавными обводами удлиненной 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
Рис. 1.7. а> Ь)
Компоновка передних кабин самолетов ДБ-3 и ДБ-ЗФ (Ил-4):
а ДБ-3; б - ДБ-ЗФ (Ил-4)
36

a) 1 6)
Рис. 1.8.
Кинематические схемы шасси:
а - самолета ДБ-3; б — самолета ДБ-ЗФ (Ил-4); 1 - колесо шасси; 2 -
амортизационная стойка шасси; 3 - ось вращения шасси при уборке-выпуске, 4 - задний подкос,
состоящий из нижней и верхней частей (см. вид по стрелке А); 5 - шарнир с упором,
не позволяющим подкосу прогибаться вниз, 6 - цилиндр подъема шасси; 7 - рычаг
аварийного выпуска шасси; 8 - верхняя ферма шасси; 9 - нижняя ферма шасси
остался тот же, что и на самолете ДБ-3 (Кларк Y-15). В результате
уменьшения размаха элеронов увеличилась площадь посадочных щитков, большим
стал угол их отклонения при посадке.
Наиболее существенные изменения были внесены в конструкцию
планера самолета, прежде всего в конструкцию его крыла, топливной системы и
шасси. Самолет ДБ-3, спроектированный в соответствии с
технологическими требованиями первой половины 30-х годов (с использованием в его
конструкции большого количества стальных труб, гнутых листовых деталей
и мелких сварочных узлов, нуждавшихся при сборке в подгонке "по
месту" и применении внутренней клепки "вслепую"), уже не удовлетворял
технологическим требованиям, характерным для крупносерийного
производства, организованного на основе использования плазово-шаблонного
метода. Поэтому конструкция планера модифицированного 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
помощью открытой двусторонней клепки, что резко снизило
трудоемкость 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 свободного 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 одношарнирной схемы заменил
сложную четырехшарнирную кинематическую схему складывания подкоса
амортизационных стоек шасси, 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
оборонительное вооружение самолета усилили установкой на верхней
турели пулемета типа "Ультра ШКАС", обладавшего скорострельностью
4000 выстрелов в минуту.
37

Новым в составе пилотажно-навигационного оборудования самолета
стал автопилот АВП-12, обеспечивавший стабилизацию курса, крена и
тангажа самолета.
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 оборонительного вооружения
опытный самолет показал на государственных 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 амортизации
улучшились и рулежные свойства самолета.
В заключении по результатам государственных испытаний отмечалось,
что модифицированный самолет способен осуществлять бомбометание
значительно лучше серийного ДБ-3. Новый фонарь обеспечил отличные
условия работы штурману, облегчил ему ведение 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 углы обстрела из носовой
установки зависели от скорости полета. Была подчеркнута простота
эксплуатации самолета и его более высокая боевая живучесть, 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 установка двухскорост-
ного 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.), 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 увели-
Н,км
1 Г^7 1 "^П ^71
Рис. 1.9.
Максимальные горизонтальные
скорости самолета ДБ-ЗФ (Ил-4)
и его основных модификаций:
1 - опытный самолет ДБ-ЗФ с
двигателями М-87Б и взлетной
массой 7660 кг; 2 - серийный
самолет ДБ-ЗФ (эталон 1940 г.) с
двигателями М-88Б и взлетной
массой 8033 кг; 3 - серийный
самолет Ил-4 (эталон 1942 г.) с
двигателями М-88Б и взлетной
массой 10055 кг
38
350
WO
К, км/ч

Рис. 1.10. а)
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
охлаждающего воздуха; 4 - ось переднего лонжерона крыла
ченной площадью входного сечения, который обеспечивал требуемый
температурный режим цилиндров двигателя и плавное, без срывов
обтекание крьша за двигателем, улучшившее поведение самолета на всех режимах
полета. Масляные радиаторы, ранее выступавшие в поток и ухудшавшие
аэродинамику носка крыла, стали располагаться вдоль переднего
лонжерона без нарушения габаритов крьша (рис. 1.10.). Охлаждающий воздух
поступал к ним через входное отверстие в передней кромке крыла и
выходил через патрубок на верхней поверхности гондолы двигателя.
Было усовершенствовано и оборонительное вооружение самолета
ДБ-ЗФ (рис. 1.11). Применявшиеся с самого начала серийного 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. Веневидовым.
Для повышения маневренности оружия в условиях воздушного боя с
более скоростными, чем прежде, истребителями противника верхнюю
турельную установку МВ-3 оборудовали аэродинамическими
компенсаторами, уравновешивающими действие воздушного 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. Благодаря этому
турель МВ-3 легко вращалась на 360° при всех скоростях самолета и на
всех высотах полета.
Маневренные характеристики оружия турели МВ-3 в горизонтальной 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 установка 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
39

МВ-2 существенно усилила оборону самолета от атак истребителей
противника снизу сзади. Испытания с имитацией воздушного боя показали, что
новая люковая установка обеспечивает в 2—3 раза большее число попаданий
в цель по сравнению с прежней. Верхнюю и нижнюю установки обслуживал
один член экипажа - стрелок-радист самолета.
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-тех-
нические данные советского самолета по сравнению 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 дальнебомбардиро-
вочной и морской авиации, вооруженные самолетами 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 объекты Данцига и Кенигсберга. С 25 июня они
участвовали в массированных налетах советской авиации на аэродромы
противника.
Однако быстрое продвижение вражеских войск заставило советское
командование использовать самолеты дальней авиации в качестве
фронтовых бомбардировщиков, в первую очередь для уничтожения наступающих
бронетанковых и механизированных соединений противника. Действуя
днем небольшими группами без прикрытия своими истребителями в усло-
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
стрелковой установке МВ-3; 3 - зона обстрела пулемета ШКАС с боезапасом 500 патронов в
нижней люковой установке МВ-2
40

Рис. 1.12. ^
Боковые проекции самолетов ДБ-ЗФ и Не-111Н:
с-ДБ-ЗФ (Ил4); б- Не-1 ПН
виях сильного противодействия наземных средств противовоздушной
обороны противника и его господства в воздухе, самолеты ДБ-3 бомбили танки,
пехоту и артиллерию врага непосредственно на поле боя. Особенно
интенсивно 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 командованием
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 дальней авиации ВВС под
командованием майора В. И. Щелкунова. Они совершали налеты с бомбовым грузом
1300-1500 кг.
Таблица 1.3
Летно-технические характеристики дальних бомбардировщиков
выпуска 1939-1940 гг.
Самолет и
двигатели
ДБ-ЗФ
сМ-88
(СССР,
1940 г.)
Хейнкель
Не-1 ПН с
Jumo211
(Германия,
1939 г.)
Взлетная
мощность
двигателей,
кВт (л.с.)
2X809
(2X1100)
2X1029
(2X1400)
Макси-
маль-
полет-
ная
масса,
кг


мальная

скорость,
км/ч
10150 435
13 500 400
Время

набора
высоты
5000 м,
мин
10,2
20,0


мальная

дальность,
км
3300
2300
Бомбовая
нагрузка


мальная
1000
1000


мальная
2500
2000
Число
пулеме-
3
6
Примечание. Дальность полета указана с бомбовым грузом 1000 кг.
41

Опыт боевого использования самолетов ДБ-3 различных модификаций
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 обслуживания нижней люковой установки. Одновременно
коллектив ОКБ в сжатые сроки усилил оборонительное вооружение
самолета: 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 руководством И. П. Шебанова.
Рабочие места стрелков оборудовали бронезащитой. Для сохранения прежней
дальности полета нормальная полетная масса четырехместных вариантов
самолета ДБ-ЗФ была увеличена до 9470 кг. Вместимость топливной
системы самолетов увеличили на 525 кг благодаря подвеске к внешним
бомбодержателям самолета двух топливных баков.
На тематику опытно-конструкторских работ по совершенствованию
выпускавшихся серийно самолетов ДБ-ЗФ, проводившихся 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 ту же взлетную и номинальную мощность, что и ранее
устанавливавшиеся двигатели М-88, но отличались от них повышенной надежностью
работы в дальных боевых полетах. Эвакуация завода, выпускавшего
двигатели М-88Б, и трудности развертывания их серийного производства на
новом месте определили необходимость проведения работ по оснащению
самолета ДБ-ЗФ новыми двигателями М-82, разработанными в ОКБ
А. Д. Швецова, производство которых уже было налажено в глубоком 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 данных
самолета. С нормальной полетной массой 8850 кг самолет ДБ-ЗФ с двигателями
М-82 достиг максимальной скорости 437 км/ч, дальность же полета
самолета значительно уменьшилась. Серийно самолет ДБ-ЗФ с двигателями М-82
не строили. Несмотря на тяжелейшие условия, коллектив двигателестрои-
тельного 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 самолеты
ДБ-ЗФ стали устанавливать деревянные кабину штурмана, пол. кабины
пилота и хвостовой обтекатель. Появление четвертого члена экипажа и броне-
защита 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
42

крыла со "стрелкой" по передней кромке (рис. 1.13), переместившей
полетную центровку вперед относительно средней аэродинамической хорды
крыла. Отъемная часть крыла со "стрелкой" имела также новый
аэродинамический профиль, увеличенную до 10% относительную толщину и смешанную
конструкцию из металлических лонжеронов, деревянных обшивки и
нервюр. Более толстый профиль отъемной части крыла и вынос нижних поясов
нервюр за наружную обшивку крыла с образованием ребристой обшивки
позволили установить в консоли вместо одного три протектированных
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 10055 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 крейсерской
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 аэродромах, что обеспечивалось большей
на 2 м2 площадью взлетно-посадочных щитков и установкой нового
воздушного винта АВ-5Ф-158 увеличенного диаметра. Благодаря новой
аэродинамической компоновке крыла улучшилась управляемость и
маневренность самолета. 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 работающим двигателем хорду
триммера руля поворота увеличили на 40%.
В марте 1942 г. самолетам ДБ-ЗФ присваивается новое обозначение -
Ил-4. Постепенно заменяя другие, более ранние модификации ДБ-3,
самолеты Ил-4 становятся основным типом бомбардировщика в советской авиа-
43

ции дальнего действия. Базируясь на подмосковных 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
бомбардировщиков, выполняющих боевую задачу в сопровождении истребителей. Многим
крупнейшим операциям Красной Армии предшествовали массированные
налеты бомбардировщиков Ил-4 на цели, расположенные в полосе
направления главного удара. Летая при этом на относительно небольшую дальность
и имея на борту максимальную 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: рота-
тивно-рассеивающие авиабомбы РРАБ-3, которые предназначались для
поражения открыто стоящих на большой площади целей (например,
самолетов на аэродроме, 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 оперативной 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
истребительной авиации противника. Результаты разведки фиксировались
аэрофотооборудованием самолета, обеспечивавшим плановую и
перспективную аэрофотосъемку обнаруженных целей. В случае необходимости
самолеты-разведчики могли поражать обнаруженные цели бомбами.
В авиации Военно-Морского Флота самолеты Ил-4 использовались
как бомбардировщики, дальние разведчики, минные заградители, а также
как высотные и низковысотные торпедоносцы.
Обладая большой дальностью и относительно высокой для того
времени крейсерской скоростью полета, самолеты-разведчики Ил-4 за короткое
время обследовали значительные участки поверхности моря и немедленно
сообщали командованию об обстановке в заданных районах и обнаруженных
целях, вызывали для их уничтожения бомбардировщики или торпедоносцы,
сами атаковывали наиболее важные цели. Торпедоносные варианты
самолета Ил-4 вооружались, как правило, одной торпедой, но некоторые опытные
летчики удваивали боевые возможности своих самолетов Ил-4Т, летая на
боевые задания с двумя торпедами на борту [28]. 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 фарватерах вблизи вражеских баз и портов, на судоходных
реках. Противник нес значительные потери от минных поставок,
выполненных самолетами Ил-4. Кроме того, морские модификации самолета Ил-4
вооружались и ракетным оружием — шестью осколочно-фугасными
снарядами РС-132, которые подвешивались под крыльями самолета и
предназначались для подавления огня зенитных установок торпедируемых кораблей,
уничтожения кораблей охранения, торпедных катеров и сидящих на воде
гидросамолетов.
Широко использовались самолеты Ил-4 для заброски в глубокий тыл
44

врага разведывательных и диверсионных групп, для оказания помощи
партизанам. На основе довоенных работ по приспособлению 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 подвесок
УДП-500 могли крепиться к наружным бомбодержателям самолета.
Самолеты Ил-4 с наружной подвеской десантных кабин и грузов,
приспособленные также для буксировки десантных планеров, в том числе и самого
грузоподъемного из них, планера Г-11 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 системами, обеспечивающими защиту
от льда передних кромок крыла и оперения. В результате сравнительных
летных испытаний нескольких типов противообледенителей для самолетов,
совершающих 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 теплый воздух, нагретый
выхлопными газами двигателей в трех подвесных 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
условий метеорологической обстановки при выполнении боевого задания.
Кроме того, с целью расширения области боевого применения самолета
Ил-4 велись опытно-конструкторские работы по усовершенствованию 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 бомбардировщиком с расчетной
крейсерской высотой полета 11 000 м. Такая большая для того времени
крейсерская высота полета обеспечивалась применением на самолете
турбокомпрессоров ТК-3, разработанных в ЦИАМе. Благодаря наличию
турбокомпрессоров мощность 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 пожарную безопасность
самолета. В связи с этим турбокомпрессоры устанавливались не вблизи
выхлопных коллекторов двигателя, как это всегда делалось, а в самом конце
гондол двигателя под крылом 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 центробежный нагнетатель вращаться
с частотой 23 000 об/мин, что должно было обеспечить подачу наружного
45

воздуха в карбюратор двигателя М-88Б с расходом 0,74 кг/с. В
центробежный нагнетатель 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 рассчитана на избыточное давление
0,04 МПа (0,4 кгс/см2), которое и определило характерную внешнюю
особенность самолета — сферическую форму носовой части его фюзеляжа.
Наддув кабины обеспечивался воздухом, отбираемым от ТК-3, который перед
поступлением в кабину фильтровался. Давление в герметической кабине
регулировалось системой клапанов, а температура воздуха в ней
поддерживалась на требуемом уровне воздуховоздушным радиатором.
Оборонительного стрелкового вооружения самолет не имел, но в
хвостовой части фюзеляжа самолета был установлен аэрофотоаппарат АФА-3
с дистанционным управлением из кабины. Для наблюдения за работой
винтомоторной группы и снятия ее характеристик 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 усовершенствованные 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 превосходства в воздухе обычные самолеты Ил-4,
сопровождаемые истребителями, успешно справлялись с выполнением поставленных
перед ними боевых задач, и дальнейшая работа по совершенствованию
самолета Ил-4ТК была признана нецелесообразной. Опыт создания и летных
испытаний самолета был использован в дальнейшей 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 до начала Великой
Отечественной войны и последовательно совершенствуемый, бомбардировщик
ДБ-3 - Ил-4 по своим летно-тактическим данным стоял на уровне лучших
зарубежных самолетов 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 конструктора
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 5300 самолетов
Ил-4. За время серийного производства затраты труда на постройку одного
самолета Ил-4 уменьшились с 20 тысяч человеко-часоз в 1941 г. до 12,5
тысяч человеко-часов 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 советских ВВС.
На их технической основе в нашей стране впервые была создана дальнобом-
бардировочная и минно-торпедоносная авиация, вооруженная скоростными
для своего времени самолетами средних высот, летно-технические данные
46

и оборудование которых позволяли выполнять дальние боевые полеты над
сушей и морем в сложных метеорологических условиях днем и ночью.
Принимая активное 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 эволюцию. 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 улучшение летно-тактических данных дальнего
бомбардировщика могло быть обеспечено при значительном повышении
мощности его силовой установки и связанном с этим увеличением полетной
массы, что и было сделано при создании опытных самолетов ДБ-4 и Ил-6.
2. ОПЫТНЫЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ
ДБ4и Ил-6
Внедряя в серийное производство самолет ДБ-ЗФ,
конструкторское бюро С. В. Ильюшина предполагало улучшить его скоростные
и высотные характеристики установкой новых двигателей М-89,
являвшихся дальнейшим развитием двигателей 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
самолета.
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 охлаждения 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 отработанной конструкции 12-цилиндровых двух
блочных V-образных двигателей М-105 и AM-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 конструктивно
достаточно просто и быстро достичь заданной мощности, но они имели и
существенные недостатки: большой мидель, увеличивавший их сопротивление
47

в полете, и значительную массу. Поэтому параллельно с созданием двигателя
АМ-36 конструкторское 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 термодинамического 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 конструкторских
коллективах В. Г. Ермолаева (ДБ-240), В. М. Мясищева (ДВБ-102),
СВ. Ильюшина (ДБ-4) и А.Н. Туполева (103-Д). В специализированных
конструкторских бюро для новых самолетов 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.
Благодаря большой скорости, совершенному оборудованию и увеличенной
массе бомб, загружаемых во внутренние бомбоотсеки, эти дальние
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 возможность 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 размещения
бомб большой массы и стремление получить высокое аэродинамическое
качество обусловили выбор для ДБ-4 схемы высокоплана с крылом умерен
ного удлинения. В результате возрастания до 13 000 кг максимальной
полетной массы самолета ДБ-4 потребовалась установка крыла большей
площади, чем у ДБ-ЗФ, при сохранении удельной нагрузки на крыло, равной
150 кг/м . Высокая крейсерская скорость полета и жесткие требования к
взлетно-посадочным характеристикам определили компоновку крыла
самолета ДБ-4 из различных по своим несущим свойствам аэродинамических
профилей, имевших увеличенную относительную вогнутость на участке
концевых частей крыла, что позволяло затянуть возникновение 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 минимального
миделя с очень чистыми аэродинамическими формами, что достигалось
установкой водяных радиаторов системы охлаждения двигателей в
хвостовых частях гондол, сразу же за отсеками основных опор самолета. Воздух
для охлаждения радиаторов поступал через боковые щели по обеим
сторонам гондолы двигателя. Пройдя через водорадиатор, он выходил наружу на
конце гондолы двигателя через створки, регулировавшие степень продува
радиатора и степень его охлаждения. Маслорадиаторы системы смазывания
двигателей размещались в крыле за задним лонжероном. Охлаждающий
воздух поступал к ним через те же, что и для водорадиатора, боковые щели,
но выходил уже на верхнюю поверхность крыла. Охлаждение воздуха,
48

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.
Вертикальное оперение самолета ДБ-4 было выполнено двухкилевым,
разнесенным по концам стабилизатора (рис. 2.1), 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 улучшению
характеристик путевой устойчивости самолета. Результаты аэродинамических
продувок показали, что на некоторых режимах полета (например, при
отказе одного двигателя) разнесенное вертикальное 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, центропланных и фюзеляжном протектиро-
ванных баках, это делало реальным достижение на самолете ДБ-4
заданной техническими 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 патронов, верхнего заднего на
турели МВ-3 с боезапасом 2000 патронов, который в серийном
производстве предполагалось заменить установкой из двух спаренных пулеметов
ШКАС, и нижнего люкового пулемента с боезапасом 500 патронов. Экипаж
нового самолета (ДБ-4) был увеличен и состоял из четырех человек - лет-
4-Зак. 731
49

чика, штурмана, стрелка-радиста и воздушного стрелка, обслуживавшего
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 недостаточную жесткость его фюзеляжа
на кручение из-за наличия в нем большого выреза под бомбоотсек. Оба
недостатка были устранены увеличением площади вертикального оперения и
установкой на наружной обшивке фюзеляжа четырех (по два с каждого
борта) мощных лонжеронов из прессованного профиля корытообразного
сечения. Изменения были внесены и в конструкцию второго опытного
самолета ДБ-4, постройка которого была завершена в конце ноября 1940 г.
Однако уже после первых полетов второго опытного самолета летные
испытания ДБ-4 прекратили, так и не выявив полностью его летно-технических
данных. Основными и более важными в то время направлениями
деятельности немногочисленного коллектива ОКБ С. В. Ильюшина были работы по
доводке и обеспечению 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 производство самолета
ДБ-240 (Ер-2), который, проходя государственные испытания с
двигателями М-105, достиг максимальной скорости 500 км/ч и заданной дальности
полета с нормальным бомбовым грузом.
Учитывая опыт боевого применения самолетов Ил-4, СВ. Ильюшин в
середине 1942 г. выступил с предложением о создании дальнего
бомбардировщика с теми же, что и у Ил-4, дальностью полета и величиной
нормального бомбового груза, но со значительно большей (почти на 100 км/ч)
крейсерской скоростью при полете на максимальную дальность, усиленным
бортовым оборонительным вооружением, лучшей бронезащитой рабочих мест
экипажа. Боевую эффективность нового бомбардировщика повысили
также введением в состав экипажа второго пилота и оснащением самолета про-
тивообледенительной 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 в качестве торпедоносца высотного и
низкого торпедометания с наружной подвеской двух торпед.
Представители ВВС одобрили проект нового дальнего
бомбардировщика 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-30Б, которые
являлись дальнейшим 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 топлива, чем бензиновые
двигатели такой же мощности. Кроме того, не подверженный детонации
дизельный двигатель мог использовать в качестве топлива вместо дорогого
высокооктанового бензина более дешевый тракторный керосин, который к
50

тому же из-за меньшей летучести обеспечивал более высокую взрыво- и по-
жаробезопасность дальнего бомбардировщика в боевых условиях. Большая
плотность керосина (по сравнению с бензином) позволяла уменьшить
объем баков, потребный для размещения необходимого запаса топлива, и
снижала тем самым массу конструкции самолета.
Из-за высоких значений степени сжатия и температуры сгорания
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 экономичность 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 комбинированного 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 самолета Ил-6 выбирали
под разрабатывавшийся вариант дизельного двигателя АЧ-30БФ с
форсированной взлетной мощностью 1397 кВт (1900 л.с.) и более высоким
уровнем надежности работы.
Самолет Ил-6 был создан по схеме двухдвигательного низкоплана 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 теоретическими
воззрениями того времени выбор для Ил-6 крыла с одним, постоянным по всему
размаху аэродинамическим профилем, 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 вследствие этого предотвращалась возможность возникновения
одностороннего срыва, сваливания самолета на крыло и перехода его в штопор.
Возросшая до 220 кг/м2 нагрузка на площадь крыла и увеличение
крейсерского угла атаки привели к возрастанию доли индуктивного сопротивления,
и для его снижения удлинение крыла самолета Ил-6 пришлось увеличить
доХ=8.
Возврат к однокилевой схеме вертикального оперения на самолете
Ил-6 основывался на опыте проектирования и летных испытаний самолета

ДБ-4, который показал, что выгоды разнесенного вертикального оперения
менее существенны, чем его недостатки, связанные, главным образом, с
трудностью обеспечения необходимой 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 обтекателями масляных
радиаторов. Водяные радиаторы системы охлаждения двигателей располагались
в крыльевых туннелях с входом охлаждающего воздуха через носок крыла.
Выход из туннеля находился под крылом и регулировался заслонкой с
электроуправлением из кабины пилотов.
Экипаж самолета Ил-6 состоял из шести человек: двух летчиков,
располагавшихся в одной кабине рядом друг с другом; штурмана,
располагавшегося в носовой кабине, оборудованной по типу самолета 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 достигала 400 кг.
Защита самолета от нападения воздушного противника была очень
мощной и осуществлялась с помощью пяти подвижных пушечных
установок: носовой, верхней турельнои, 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 увеличившемуся 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.
Максимальная масса бомбового груза, находящегося в бомбоотсеке само-

Н,км
300
350
WO
^50 v, км/ч
Рис. 2.3.
Максимальные горизонтальные скорости
самолетов Ил-4 и Ил-6:
1 - самолет Ил-6 с двигателями АЧ-ЗОБФ;
2 - самолет Ил-6 с двигателями АЧ-ЗОБ;
3 - самолет Ил-4 (эталон 1942 г.) с
двигателями М-88Б
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 двигатели
АЧ-30Б, взлетная мощность которых была явно недостаточной для
проектной массы самолета. В связи с этим Ил-6 был представлен на заводские
летные испытания в варианте без боковых фюзеляжных пушечных установок,
а его экипаж уменьшился до пяти человек.
Первый полет самолета Ил-6 с двигателями АЧ-30Б состоялся 7 августа
1943 г. под управлением летчика-испытателя В. К. Коккинаки. Испытания
самолета шли трудно, сказывались не совсем надежная работа дизельных
двигателей АЧ-30Б и некоторые затруднения в пилотировании самолета,
особенно при посадке, причину которых долго не могли установить.
Самолет передали в летно-исследовательский институт, и летчики А. Н. Гринчик
и Н. С. Рыбко провели дополнительные исследования Ил-6 на устойчивость
и управляемость.
Летом 1944 г. на самолет Ил-6 установили форсированные двигатели
АЧ-30БФ, 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-30БФ осуществлялся двухфазный
процесс смесеобразования. Первая фаза этого процесса — впрыск в сжатый
воздух, поступавший из нагнетателей турбокомпрессоров, обычного
авиационного бензина, вторая фаза — подача в образовавшуюся смесь порции
дизельного топлива, тракторного керосина. Установка двигателей с
проектной взлетной мощностью позволила произвести дооборудование самолета
Ил-6 бортовыми пушечными установками, усилить бронезащиту членов
экипажа, находившихся в средней кабине. По результатам летных
исследований устойчивости 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 двигателями
АЧ-30БФ 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 достаточно прост в управлении, за исключением
посадки при большой полетной массе. Из-за не совсем удачной
аэродинамической компоновки крыла, определившей появление ранних срывов на его
концах, самолет при посадке требовал большого запаса скорости и
хороших подходов к аэродрому. Выявился также ряд серьезных недостатков в
работе дизельных двигателей АЧ-30БФ, они имели сложный запуск и
плохую приемистость. Все это привело к прекращению работ по Ил-6. Тем не
менее создание Ил-6 позволило приобрести значительный опыт по
разработке и эксплуатации керосиновой топливной системы, выявить недостатки
53

ее конструкции и наметить пути их устранения. Этот опыт был использован
при создании новых самолетов.
Самолет Ил-6 стал для коллектива ОКБ последним построенным
бомбардировщиком с поршневыми двигателями. После него были разработаны
несколько проектов поршневых бомбардировщиков со значительно более
высокими летно-техническими данными, которые имели ряд
оригинальных особенностей. Одним из них являлся спроектированный в 1944 г.
скоростной бомбардировщик, выполненный по необычной для того времени
схеме высокоплана с четырьмя бензиновыми двигателями, установленными
в тандем на концах центроплана.
Проектные работы над дальними бомбардировщиками с поршневыми
двигателями продолжались в ОКБ и в 1947-1948 гг. Их разработка в то
время, когда на вооружение авиации противовоздушной обороны уже
начинали приниматься реактивные истребители, оправдывалась возможностью
применения таких бомбардировщиков в сложных метеорологических
условиях и ночью, установкой на них оборонительного вооружения, способного
обнаруживать цель и вести по ней прицельный огонь в условиях отсутствия
визуальной видимости.
Один из вариантов дальнего стратегического бомбардировщика
выполнялся по схеме среднеплана с шестью двигателями и обычным прямым
крылом очень большого удлинения. Большая разница между взлетной и
посадочной массой самолета позволила применить на нем оригинальное
шасси с двумя сбрасываемыми сразу после взлета дополнительными подкрыль-
евыми 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.
3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ
БОМБАРДИРОВЩИК Ил-22
В феврале 1944 г. ГКО принимает важное решение 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-исследовательских институтов.
В короткие сроки в Советском Союзе были развернуты планомерные и
целеустремленные работы по теоретическим, экспериментальным и опытно-
конструкторским исследованиям различных направлений развития
авиационных двигателей. Проектировались и строились жидкостные,
прямоточные и пульсирующие реактивные двигатели, создавалась комбинированная
(мотокомпрессорная) силовая установка. Все эти типы двигателей должны
были пройти летные испытания на серийных или специально
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
экспериментальных исследований по изучению особенностей полета на больших скорос-
54

тях, проводившихся в период с 1939 по 1943 гг., разрабатывались
конкретные рекомендации конструкторам по аэродинамической компоновке
новых скоростных самолетов с реактивными двигателями,
основывавшиеся на продувках моделей в аэродинамической трубе больших скоростей,
введенной в эксплуатацию 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 экспериментальные 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
истребителям с турбореактивными двигателями.
В марте 1945 г. успешно прошел наземные испытания первый
советский турбореактивный двигатель С-18 с тягой 1030 даН, созданные под
руководством A.M. Люлька. Он стал своего рода экспериментальным
стендом, на котором проводились исследования по выявлению и решению
основных проблемных вопросов, связанных с расчетом, конструированием и
доводкой турбореактивного двигателя. Опыт, полученный при разработке и
испытаниях С-18, был использован в проекте значительно более мощного
турбореактивного двигателя ТР-1 с осевым компрессором и с расчетной
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 бомбардировочную авиацию, оснащению ими в первую
очередь фронтовых самолетов-бомбардировщиков.
Однако создание полноценного реактивного фронтового
бомбардировщика, способного заменить устаревшие самолеты с поршневыми
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 компоновки реактивного
бомбардировщика, которые обеспечили бы ему достаточную
грузоподъемность при заданных скорости и дальности полета, позволили бы установить
на нем мощное оборонительное вооружение и оборудование, с 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 тяжелого многодвигательного
реактивного самолета летом 1946 г. конструкторским коллективам,
возглавлявшимся С. В. Ильюшиным и П. О. Сухим,было выдано задание на
создание экспериментальных бомбардировщиков с четырьмя
турбореактивными двигателями ТР-1, и немногочисленный в то время конструкторский
коллектив СВ. 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.
55

Рис. 3.1.
Схема самолета Ил-22
В соответствии с заданием самолет Ил-22 с нормальным бомбовым
грузом 2000 кг должен был иметь дальность полета 1250 км при крейсерской
скорости полета 750 км/ч. В варианте с перегрузочной 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 среднеплана с прямым
крылом и оперением (рис. 3.1), но с принятием специальных мер по
ослаблению влияния на самолет таких характерных для больших дозвуковых
скоростей неблагоприятных явлений (связанных с проявлением сжимаемости
воздуха и возникновением волнового сопротивления), как резкий рост
лобового сопротивления сахуюлета, изменение несущих свойств его крыла,
характеристик продольной статической устойчивости.
Для Ил-22 было спроектировано тонкое, с относительной толщиной
12%, прямое крыло с удельной нагрузкой на площадь 310—350 кг/м2.
Поверхность крыла образовывалась симметричными скоростными профилями
с максимальной толщиной, расположенной примерно на 40% хорды. Эти
профили имели критическое число М, несколько превышавшее заданное. В
корневой части крыла был применен малонесущий профиль ЦАГИ 1А-10,
а в его корневой части — высоконесущий профиль ЦАГИ 1В-10. Ослабляя
неблагоприятные явления, связанные с появлением волнового кризиса,
такая аэродинамическая компоновка крыла способствовала также
улучшению поперечной устойчивости самолета в полете на больших углах атаки из-
за отсутствия концевых срывов.
Во время летных испытаний первых советских реактивных
истребителей выявилась склонность некоторых самолетов к "валежке" -
самопроизвольному затягиванию самолета в крен в полете на больших высотах с
большими числами М — из-за малейших производственных отклонений от
теоретического контура профиля крыла; на несколько меньших скоростях
такие отклонения практически не оказывали никакого влияния на
пилотажные характеристики самолета. В связи с этим при проектировании крыла
56

самолета Ил-22 большое внимание было уделено обеспечению точного
производственного выполнения теоретического контура профиля крыла
без резкого повышения трудоемкости сборочных работ. По предложению
СВ. Ильюшина был впервые разработан, а при создании опытной машины
практически осуществлен 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 хвостовой частях фюзеляжа. Такое конструктивное
решение не только обеспечивало точное соответствие поверхностей агрегатов
заданным теоретическим обводам, но и при минимальных весовых потерях
значительно упрощало их изготовление, расширяло фронт сборочных работ,
повышало производительность труда сборщиков и позволило в кратчайшие
сроки завершить постройку опытного самолета.
Особенности полета самолета на больших скоростях определили также
схему и аэродинамическую компоновку его оперения. Параметры оперения,
выбранные из условия достижения требуемых характеристик устойчивости
и управляемости самолета на различных режимах полета, должны были
обеспечить возникновение волнового кризиса на оперении при больших
значениях числа М, чем на крыле. В связи с этим в горизонтальном и
вертикальном оперении самолета применялись еще более тонкие по сравнению с
крылом скоростные 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, выбора параметров фюзеляжа и
схемы шасси.
На немногих построенных в то время многодвигательных реактивных
самолетах двигатели размещали порой самым неожиданным образом, но
все же чаще всего их устанавливали на крыле 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 уменьшала лобовое сопротивление и сопротивление
интерференции пакета. В связи с этим она получила довольно широкое
распространение в 1945—1947 гг. и на многих зарубежных самолетах, например, на
немецких многодвигательных реактивных бомбардировщиках Юнкере Ju-287
V-3, Арадо 234 В-2 (1945 г.), а также на американских реактивных
самолетах Норт Америкен В-45 "Торнадо", Конвер В-46 и Мартин-В-48,
выпущенных на испытания 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 показывал, что при
разрушении или пожаре одного из двигателей пакета из строя выходили и
установленные рядом (в одной гондоле) двигатели.
57

Рис. 3.2. V
Варианты размещения реактивных двигателей на крыле:
а — пакетное; б — на пилонах под крылом
S)
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 крыльевых пилонах в изолированных гондолах,
разнесенных по размаху крыла и вынесенных далеко вперед относительно его
передней кромки. Двигатели крепились только к пилонам, передававшим
нагрузки от них на конструкцию крыла (рис. 3.3).
Пилонная подвеска двигателей под крылом скоростного самолета
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 конструкции крыла, что было важно для экспериментального
самолета Ил-22, одной из целей создания которого являлись отработка и
совершенствование на нем первых отечественных турбореактивных
двигателей. Достоинства пилоннои схемы крепления турбореактивных двигателей
под крылом со временем стали общепризнанными, 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 самоле-
Рис. 3.3.
Схема пилоннои подвески двигателя ТР-1 под крылом самолета Ил-22:
1 - гондола; 2 - двигатель ТР-1; 3 - передний узел крепления двигателя; 4 - пилон;
5 передний лонжерон крыла; 6 - задний узел крепления двигателя
58

Рис. 3.4.
Схема поперечного сечения цилиндрической части фюзеляжа самолета Ил-22:
1 - колесо основной опоры самолета в выпущенном и убранном положениях; 2
бомбоотсск; 3 — крыло
та, размеры которых выбирали из условия обеспечения базирования
самолета на грунтовых аэродромах. Было решено 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 сближались между собой и полностью
размещались в верхней части фюзеляжа перед бомбоотсеком, рассчитанным на
максимальный бомбовый груз массой 3000 кг.
Выбранная форма поперечного сечения фюзеляжа способствовала
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
хвостовым 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 сопротивление фюзеляжа самолета обусловливалось
его аэродинамической формой, не имевшей обычного, выступавшего в
поток, фонаря кабины пилотов с блистером и башней пушечной установки
небольших 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 необходимость
приложения больших усилий для перемещения подвижного оборонительного
оружия на этих скоростях потребовали применения специальных
электрических и гидравлических приводных устройств в конструкции
оборонительных установок и нового подхода к разработке схемы размещения
оборонительного вооружения и стрелков на самолете с учетом использования
дистанционных систем управления, обеспечивающих перемещение оружия
вслед за движением прицела.
59

Компоновочная схема самолета:
/ - рабочее место штурмана-бомбардира; 2 - рабочее место правого и левого
пилотов; 3 - рабочее место стрелка-радиста; 4 - передний топливный бак; 5 - колесо
основной опоры самолета в убранном положении; 6 - средний топливный бак; 7 -
верхняя подвижная башенная установка ВДБ-5 с двумя пушками НС-23: 8 - задний
топливный бак; 9 - кабина кормового стрелка; 10 - кормовая пушечная установка
Ил-КУ-3 с одной пушкой НС-23; // - бомбоотсск
Для проверки эффективности приводных устройств и систем
дистанционного управления различной конструкции была разработана схема
оборонительного вооружения самолета, состоящего из одной неподвижной и трех
подвижных пушек.
Для обстрела передней полусферы предназначалась неподвижная пушка
НС-23 с боезапасом 150 снарядов, установленная на правом борту носовой
части фюзеляжа. Огонь из нее вел командир самолета через кольцевой
прицел, установленный в кабине пилотов.
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 огнем имела специальные
микровыключатели, которые размыкали цепь управления огнем при наводке
пушек на части своего самолета и тем самым предотвращали их прострел.
Поправка на упреждение, параллакс, баллистические 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 наиболее
оптимального варианта взаимного расположения стрелка и оружия, при котором
стрелок имел бы наилучший обзор, а оружие - максимальные углы
обстрела. Размещение стрелка вне турельной установки позволило существенно
уменьшить габариты колпака (экрана) турели и снизить общее
сопротивление самолета. 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 управлении стрелок воздействовал на оружие через
60

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 дистанционной системы управления.
Сравнительный анализ различных схем оборонительного вооружения
самолета показал, что наиболее полно достоинства дистанционной системы
управления оборонительным вооруженияем бомбардировщика
реализуются при кормовом размещении оружия и стрелка, в самом конце фюзеляжа,
за хвостовым оперением самолета. При этом сфера обстрела не затеняется
частями собственного самолета, а сама система получается достаточно
простой и надежной. 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 ограниченных углов обзора,
особенно вверх и в стороны, от этого варианта быстро отказались. Была
спроектирована кабина, в которой 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
самолетах-бомбардировщиках, созданных под руководством С. В. Ильюшина.
На опытном самолете Ил-22 была установлена кормовая
оборонительная 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, а другой - вертикальное перемещение оружия. Управляя
работой гидроагрегатов, стрелок быстро наводил оружие на воздушную
цель. Для удобства прицеливания сиденье стрелка могло подниматься и
опускаться с помощью специального электродвигателя.
Разработка чертежей и постройка опытного самолета Ил-22 шли очень
быстрыми темпами, и 24 июля 1947 г. летчики-испытатели В. К. Коккинаки
Компоновка кормовой кабины самолета:
а - первоначальный вариант; б - окончательный вариант
61

и К. К. Коккинаки выполнили на нем первый полет. Рассчитанный на
установку двигателей ТР-1 с взлетной тягой по 1500-1600 даН, самолет
должен был иметь нормальную взлетную массу 24 000 кг. Однако двигатели
ТР-1 развивали значительно меньшую взлетную тягу (равную 1300 даН), и в
связи с этим заводские летные испытания Ил-22 проводились с пониженной
взлетной массой, не превышавшей 20000 кг. Велик оказался и удельный
расход топлива двигателями ТР-1 (1,27—1,35 кг топлива на килограмм тяги
в час). Недостаточная тяговооруженность Ил-22 и высокий удельный
расход топлива отразились на летно-технических характеристиках самолета и
определили его продолжительный по времени разбег при взлете,
относительно небольшую дальность полета (865 км) и максимальную скорость
718 км/ч на высоте 7000 м. Эти летные данные соответствовали
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 работающих двигателях, при этом
маневренность на рулежке отличная. Взлет был прост, но продолжителен по
времени из-за значительного недобора мощности двигателей по сравнению с
запроектированной. 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 крайнего,
происходил резкий разворот в сторону отказавшего двигателя, но после этого с
почти незаметным по нагрузке придерживанием педали ногой самолет
продолжал нормальный полет. Нагрузки были так малы, что триммер не
использовался. Полет с остановленными крайними двигателями оказался
прост, особенностей 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 нормальный, без рыскания.
В августе 1947 г. самолет Ил-22 был продемонстрирован на воздушном
параде в Тушино и до конца сентября совершал испытательные 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 реактивных
двигателей в условиях низких температур,проводилось сравнение работы
различных типов приводных устройств системы дистанционного управления
оборонительным вооружением самолета, выявлялись их достоинства и
недостатки. По мнению испытателей 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 горизонтальной 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
>2

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 твердотопливных ракет СР-2,
каждая из которых имела расчетную тягу 1500 даН. Стартовые ракеты
подвешивались симметрично на правом и левом бортах фюзеляжа. 7 февраля
1948 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки выполнил первый взлет на
самолете Ил-22 с работающими стартовыми ракетами. Такой взлет тяжелого
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, не трудоемка 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 нецелесообразным передавать самолет 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 скоростью 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 размеры, но с установкой
новых, более мощных двигателей, усилением оборонительного вооружения
соответственно изменялись весовые и летно-технические характеристики
рассматриваемых вариантов.
Весной 1947 г. был разработан проект реактивного бомбардировщика
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 применение на самолете Ил-24 четырех таких двигателей. Однако
расчетная оценка показала, что самолет Ил-24 обоих вариантов получается
очень тяжелым, например, взлетная масса самолета с четырьмя двигателями
63

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 Ил-22 и проектных данных самолета Ил-24 при
существенно меньших геометрических размерах и силовой установке,
состоявшей только из двух турбореактивных двигателей типа РД-45.
Это стало возможным благодаря изменениям в составе экипажа, 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 под
нормальный 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 руководствовались следующим.
Прежде всего учитывалась относительно небольшая продолжительность
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 усилило этот недостаток и привело к появлению
дополнительных "мертвых" зон, так как линия прицеливания стрелка могла
затеняться 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 бомбардировщика показал, что одна кормовая пушечная
установка при увеличении скорости ее перемещения, а также расширении
сферы обстрела вверх и вниз может в сочетании с соответствующим
маневром самолета эффективно отражать атаки истребителей с болыпиства
наиболее вероятных направлений со стороны верхней и нижней частей
задней полусферы, обеспечивая надежную защиту своего самолета. Наличие
только одной оборонительной кормовой установки способствовало также
снижению массы самолета и улучшению аэродинамических качеств.
Однако создание кормовой оборонительной установки, полностью
отвечающей предъявляемым к ней требованиям и обладающей малой
массой, являлось технически очень сложной задачей. Спроектированная на
основе кормовой установки самолета Ил-22 башня с двумя пушками
НС-23 не обладала достаточной маневренностью, и только после разработки
совершенно новых схем приводного устройства и системы дистанционного
управления удалось создать двухпушечную кормовую установку Ил-Кб с
высокими 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 вертикали 40° вниз и 60° вверх. На нор-
64

^^
мальном режиме работы привода оружие перемещалось со скоростью 15-
17 градус/с, а на форсированном режиме работы — со скоростью до
36 градус/с. Мощность привода Ил-Кб обеспечивала ее эффективное
использование при скорости полета более 1000 км/ч.
Основой приводного устройства башни Ил-Кб являлся оригинальный
гидравлический агрегат качающихся помп с двумя электродвигателями
мощностью 5 кВт. Угол наклона помп определял их производительность
(скорость перекачки гидрожидкости), и, как следствие, скорость
перемещения оружия в горизонтальной и вертикальной плоскостях. При
нейтральном положении помпы башня оставалась неподвижной. Применение таких
качающихся помп с переменным расходом жидкости позволило получить
простую, безотказную и безопасную гидравлическую систему без
золотников, аккумуляторов и других ненадежных элементов гидравлических систем.
Управление гидравлическим приводом башни Ил-Кб было
электрическим и осуществлялось дистанционно с помощью следящей потенциометри-
ческой системы, обладающей высокой степенью точности и надежности в
работе.
Наводка установки Ил-Кб на цель осуществлялась с помощью
стрелкового прицела, автоматически учитывавшего угловые поправки на
относительное перемещение цели, на отставание снаряда и понижение траектории
в зависимости от дальности, углов поворота 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-Кб было в три раза меньшим, чем допускалось в то время техническими
требованиями.
5—Зак. 731 дс

Отличавшаяся большой эффективностью башня Ил-Кб имела
сравнительно небольшую массу (340 кг). Обеспечивая значительные углы
обстрела по горизонтали и вертикали, она имела максимальный внешний момент
1,7 кНм. Кормовая оборонительная установка американского
стратегического бомбардировщика Б-29 обеспечивала значительно меньшие углы
обстрела - по горизонтали по 30° вправо и влево, а по вертикали по 30°
вверх и вниз. Ее максимальный внешний момент был равен 0,5 кНм, а
масса 390 кг.
Зашита 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 быстро разъемных креплениях. Для того чтобы снять
или поставить пушку, достаточно 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
бомбардировщика 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. Уменьшению массы и аэродинамического
сопротивления фюзеляжа Ил-28 способствовал и выбор круглой формы поперечного
сечения его цилиндрической части, обеспечивший уменьшение площади
миделя фюзеляжа и площади его омываемой поверхности.
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, главным образом, с прифронтовых
аэродромов (рис. 2).
Установленное на фюзеляже по высокопланной схеме прямое крыло
самолета Ил-28 имело новую аэродинамическую компоновку 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 характеристик устойчивости и управляемости, связанного с проявле-
66

/
Рис. 4.3. l J
Схема технологических разъемов крыла самолета Ил-28:
/ - продольный технологический разъем по линии хорд; 2 разъем но носк> крыла;
3 - разъемы для сборки нижней панели силового кессона крыла
нием 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 самолета. 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 проявлением эффекта
сжимаемости воздуха. Благодаря стреловидности увеличилось и плечо
оперения, расстояние между центром масс самолета и центром приложения
равнодействующей аэродинамических 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, включавших в себя все элементы конструкции
продольного и поперечного набора - стрингеры и нервюры, что давало
возможность значительно расширить фронт работ, улучшить условия труда
рабочих и позволяло заменить в серийном производстве ручную
многоударную и звукорезонирующую клепку на высокопроизводительную и
высококачественную станочную прессовую клепку.
С учетом особенностей нового технологического метода была
спроектирована и конструкция фюзеляжа самолета Ил-28, которая впервые в
практике отечественного самолетостроения обеспечивала открытые подходы
ко всем элементам конструкции фюзеляжа 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 клепально-сборочные работы.
Продольный технологический разъем фюзеляжа дополнялся тремя
поперечными разъемами, что обеспечивало простоту монтажа многочисленных
агрегатов оборудования и их проводки непосредственно в отдельных
отсеках фюзеляжа, становившихся малодоступными после окончания сборки
фюзеляжа. Кроме того, фюзеляж самолета на правом и левом борту имел
бортовые каналы, закрывавшиеся снаружи. В каналах размещались все
гидровоздушные трубопроводы и электропроводка. Упрощая и облегчая
укладку и монтаж проводки, эти каналы позволяли быстро и качественно
контролировать состояние проводки в эксплуатации, легко заменять
5*
67

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 самолета, что в сочетании с хорошими
жесткостными характеристиками крыла практически полностью устраняло
возможность появления "валежки", снизилась трудоемкость изготовления
планера серийного самолета на 25-30% и на 30-40% - внутреннего монтажа.
Определившиеся в процессе проектирования основные геометрические
размеры и весовые параметры самолета позволили установить на нем два
турбореактивных двигателя "Нин" с центробежным компрессором.
Существенным недостатком двигателей "Нин" был их большой мидель. Это
обстоятельство, а также стремление проектировщиков максимально удалить
воздухозаборники двигателей от поверхности земли для предотвращения
засасывания ими посторонних предметов с грунтовых взлетно-посадочных
полос, привело к отказу от пилонного размещения двигателей и к
установке их в гондолах, плотно прижатых к нижней 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 самолета с помощью простейшего механизма (рис. 4.5)
поворачивались на 90°, и связанные с ними колеса укладывались плашмя в
пространство позади центробежного компрессора двигателя под его
выхлопной трубой.
Опыт Великой Отечественной войны особенно наглядно показал
важность оснащения фронтовых бомбардировщиков противообледенительны-
ми 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 под поршневыми бомбардировщиками и пассажирскими
самолетами, коллектив ОКБ накопил большой опыт по разработке и
эксплуатации воздушно-тепловых противообледенительных систем, и этот опыт был
использован при проектировании противообледенительной системы для
фронтового бомбардировщика Ил-28. Установка на самолете турбореактив-
Компоновочная схема гондолы двигателя:
/ двигатель BK-1; 2 - колесо основной опоры самолета в убранном положении; 3 -
выхлопная труба двигателя ВК-1
68

Рис. 4.5.
Схема основной опоры самолета Ил-28:
1 - траверса опоры; 2 - тяга,
заставляющая стойку шасси поворачиваться в
траверсе на 90° при подъеме и выпуске
шасси; 3 тяга к силовому цилиндру
подъема и выпуска шасси
€
( Г
7~ ч N
ных двигателей значительно упрости- \
ла задачу получения большого коли- \
чества горячего воздуха и позволила
быстро создать наиболее
эффективную в то время воздушно-тепловую
противообледенительную 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 обледенения. Отработанный воздух выходил в
атмосферу через отверстия, 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 противо-
обледенительной 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. Защита самолета от обледенения обеспечива-
ласть и при полете с одним отказавшим двигателем.
Разработанная для самолета Ил-28 воздушно-тепловая
автоматизированная противообледенительная система стала первой в Советском 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 аэронавигационного и радиосвязного
оборудования, а также радиовысотомеров, радиоустройств слепой посадки
и панорамного радиолокатора, с помощью которого экипаж самолета мог
осуществлять ориентировку, поиск, опознавание и поражение наземных
целей при отсутствии видимости земли.
Ьомбоотсек самолета располагался в средней части фюзеляжа под
крылом и оборудовался четырьмя кассетными и одним балочным
бомбодержателями. На кассетные держатели могли подвешиваться бомбы массой от 50
до 500 кг, а на балочный - от 1000 до 3000 кг.
Сбросом бомб управлял штурман с помощью оптического
бомбардировочного прицела ОПБ-5с, который позволял производить
автоматическое прицеливание при бомбометании с горизонтального полета по
подвижным и неподвижным целям. С помощью прицела производилось вычисление
и отсчет углов прицеливания, наклона плоскости визирования, а в нужный
момент автоматически включалась цепь электросбрасывателя на сброс
69

бомб. Для того чтобы исключить влияние колебаний самолета на точность
бомбометания, оптическая система прицела стабилизировалась в
пространстве с помощью 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 кабинах,
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 изолировались от атмосферы,и воздух в них
поступал через фильтры от компрессоров двигателей. Система нагнетания
воздуха в гермокабины 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 установлены
катапультируемые вверх сиденья, сблокированные с аварийным 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
СВ. Ильюшиным 12 января 1948 г. К этому времени официальное задание
на создание фронтового реактивного бомбардировщика 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 ВВС во фронтовом бомбардировщике, отвечающем
новым требованиям, СВ. Ильюшин принял ответственное решение
продолжать работу по выпуску рабочих чертежей и постройке опытного самолета
Ил-28 в инициативном порядке. Только в июне 1948 г., незадолго до
выкатки первой опытной машины на аэродром, создание самолета Ил-28 было
официально включено в план опытного строительства.
8 июля 1948 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки выполнил на
опытном самолете Ил-28 первый полет. Его летная оценка самолета 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 продольной 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
отсутствовали. Самолет можно было считать безопасным в отношении срывов в
штопор, он был способен продолжать режим горизонтального полета при
отказе одного двигателя. При этом заворачивающий момент полностью
парировался рулем направления без особых нагрузок на ногу пилота.
Обладая хорошими взлетными качествами, самолет мог работать 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 двигателями
"Нин" самолет достиг максимальной скорости 833 км/ч на высоте 5000 м;
70

/'о
Рис. 4.6.
Компоновочная схема самолета Ил-28:
7 -штурман; 2 - пилот; 3 - стрелок-радист; 4 - топливные баки; 5 - бомбоотсек; 6 - двигатель ВК-1

на высоте 7000—8000 м число М = 0,79. Испытатели отмечали, что
поведение самолета при этом оставалось нормальным. Для получения более
высоких скоростей полета в ОКБ развернулись работы по аэродинамическому
совершенствованию самолета, а также по установке на нем более мощных
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 бетонированных взлетно-посадочных
полосах выдерживали всего лишь около десяти посадок, проводились
испытания покрышек колес из различных синтетических материалов, причем
наилучшие эксплуатационные характеристики показали перлоновые
покрышки, позволившие более чем в десять раз увеличить число посадок по
сравнению с обычными резиновыми покрышками. После успешного
завершения заводских летных испытаний самолет Ил-28 с двигателями 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 бомбардировщика Ту-14, рассматривались на специальном заседании у
И.В. Сталина. Как вспоминал СВ. Ильюшин, Сталин детально рассмотрел
представленные данные, выслушал мнение военных и решил принять на
вооружение бомбардировщик Ил-28 [ 30]. Массовое производство самолета
Ил-28 началось сразу на трех крупнейших советских авиационных заводах.
Для повышения скоростных характеристик серийных самолетов
конструкторскому бюро СВ. Ильюшина было предложено в кратчайшие 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 которых была
определена на основе многочисленных экспериментальных исследований,
проведенных в аэродинамических трубах ЦАГИ. По сравнению со старыми
гондолами, имевшими плавный выпуклый внешний теоретический контур,
новые гондолы отличались сильно выраженной "талией" — поджатием их
внешнего контура в месте сопряжения гондолы с крылом, причем
максимальное поджатие гондола имела на участке максимальной толщины
профиля крыла (рис. 4.7). Экспериментальные исследования показывали, что
такая форма гондолы способствовала значительному снижению
интерференционного сопротивления между гондолой и крылом, особенно на больших
околозвуковых скоростях полета, и, в конечном счете, позволяла улучшить
скоростные характеристики самолета Ил-28. Несколько позже, в начале 50-х
годов, эффект положительного влияния поджатия гондолы или фюзеляжа в
месте установки крыла для снижения их интерференционного и волнового
сопротивления на больших околозвуковых скоростях был отмечен также и
в США аэродинамиком Р. Уиткомбом, который на основе своих исследова-
I * _^ А I д, \ 1
Рис; 4.7. а> 5)
Гондолы двигателей самолета Ил-28:
1 - гондола двигателя РД-45Ф с выпуклым внешним контуром; 2 - гондола
двигателя ВК-1 с поджатием внешнего контура на участке крыла
72

Рис. 4.8. *) г)
Варианты самолета Ил-28:
а — первый опытный самолет Ил-28; б - самолет-разведчик Ил-28Р; в -
самолет-торпедоносец Ил-28Т; г - учебно-тренировочный вариант Ил-28У
ний сформулировал "правило площадей", основные положения которого
были впервые применены в США только в 1954 г. при создании истребителя
Конвэр F-102 "Дельта Дэггер" [ 24].
Кроме установки новых двигателей на самолете Ил-28 были внедрены и
другие небольшие конструктивные изменения, необходимость которых
выявилась в результате заводских и государственных летных испытаний.
Для улучшения условий работы панорамного радиолокатора - прибора
слепого бомбометания и навигации — его перенесли из хвостовой части
фюзеляжа в носовую и установили в аэродинамически 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 внесены также в гидросистему и систему
управления шасси. Боеживучесть самолета была повышена установкой
системы заполнения топливных баков, располагавшихся в фюзеляже,
нейтральным газом. В соответствии с требованиями серийного производства были
внесены мелкие изменения в конструкцию планера самолета, в частности,
упрощена конструкция фонаря кабины штурмана и крышки фонаря
кабины пилота.
Модифицированный самолет Ил-28 с двигателями ВК-1 совершил свой
первый полет 8 августа 1949 г. Испытания показали, что самолет Ил-28 с
новыми двигателями при нормальной полетной массе 18400 кг имеет
максимальную скорость 906 км/ч на 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 степени компенсации руля направления облегчило путевое
управление. При максимально допустимых скоростях полета,
соответствующих 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 увеличение давления на штурвале, которое
постепенно усиливалось при дальнейшем увеличении скорости, а затем, при
неизменном положении триммера руля высоты, нагрузки на штурвал
изменялись на обратные, с давящих на тянущие, и самолет стремился плавно
перейти в пикирование. С отклоненным триммером самолет достигал чисел
М= 0,81...0,82, но на этой скорости уже возникала вибрация оперения и
тряска всего самолета, предупреждавшие летчика о приближении опасного
режима полета.
Наибольшая дальность полета самолета с нормальным бомбовым гру-
73

зом 1000 кг при взлетной массе 21 000 кг достигала 2455 км. 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-
технические 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, переходивших с поршневого бомбардировщика на реактивный
самолет, требовалось иметь учебно-тренировочный вариант реактивного
бомбардировщика, и конструкторскому коллективу С. В. Ильюлгина 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-28У 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 которой взамен кабины
штурмана была размещена кабина летчика-инструктора, оснащенная
оборудованием, рассчитанным на самостоятельное управление самолетом на
земле и в воздухе, а также на осуществление полного контроля за действиями
ученика. Кабина ученика являлась копией кабины летчика боевого
самолета Ил-28, за исключением незначительных изменений в компоновке
приборной доски, в которой был создан вырез для зрительной 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 вооружение самолета оборудование
были сняты. Однако в случае необходимости на самолете Ил-28У могли
проходить обучение и кормовые стрелки-радисты, для чего кормовая
кабина оснащалась соответствующим оборудованием.
18 марта 1950 г. летчик-испытатель В. К. Коккинаки впервые поднял
самолет Ип-28У в воздух. Испытательные полеты показали, что
летно-технические данные самолета Ил-28У, за исключением лучшей
скороподъемности, и характеристики продольной устойчивости практически не
отличаются от аналогичных характеристик боевого самолета. При М = 0,78 в
горизонтальном полете никаких нарушений в продольной балансировке
самолета не отмечалось.
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 продолжались до 30
марта. К этому времени первые серийные бомбардировщики Ил-28 стали
поступать на вооружение авиационного полка, которым командовал Герой
Советского Союза подполковник А. А. Анпилов. Ддя переучивания летчи-
74

ков этого полка было решено использовать опытный самолет
Ил-28У.
Переход летчика с учебной машины на боевую не требовал
дополнительного обучения. Практика подготовки летчиков показала, 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 подполковника
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
самолетов-бомбардировщиков на 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 вооруженные, 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 разведки, в соответствии со своим назначением он
имел разнообразную аппаратуру для ведения фоторазведки. Оборудование
размещалось в бомбоотсеке и специальном фотоотсеке в хвостовой части
фюзеляжа. Контейнеры фотоаппаратов обогревались теплым воздухом,
отбираемым из комплексной системы обогрева и наддува кабины экипажа
самолета. Для увеличения дальности полета на самолете была смонтирована
топливная система, имевшая значительно большую емкость, чем на
основном бомбардировочном варианте. Это достигалось установкой
дополнительного топливного бака в бомбоотсеке 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 применялась
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
75

основных данных мало отличался от серийного самолета Ил-28. Техника
пилотирования, обзор и поведение самолета в воздухе не изменились.
Фотографирование на высокой скорости и разных высотах на
пилотировании машины не сказывалось. Обогрев кабин, нагнетание воздуха 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 испытаний 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 высотного и низкого торпедо-
метания, 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 авиационные торпеды. Прицелы низкого и высотного торпедометания,
у становленные в кабине штурмана, обеспечивали надежное поражение
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 емкости топливных баков, и для
сохранения прежней дальности полета самолеты Ил-28Т летали, как правило, с
подвесными консольными топливными баками. При незначительном
переоборудовании 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-технических
исследований в полете. Довольно широкое распространение получили, например,
самолеты Ил-28, использовавшиеся в качестве носителей-буксировщиков
воздушных мишеней. Специальное оборудование, устанавливаемое на этих
вариантах самолетов Ил-28, позволяло им в одном полете производить
буксировку 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 50-х годов) в качестве скоростных воздушных
мишеней стали использовать выработавшие свой ресурс самолеты Ил-28,
оборудованные системой радиоуправления, которая обеспечивала взлет, набор
крейсерской высоты полета, выполнение некоторых маневров самолета в
воздухе и выполнение посадки без экипажа на борту.
Самолеты Ил-28 ЗА (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 60-х годов под руководством академика С. П. Королева
первого полета человека в космос. В частности, на самолетах Ил-28 были
проведены летные испытания и отработка катапультного устройства и
системы спасения летчика-космонавта космического корабля типа
"Восток".
С целью расширения эксплуатационных возможностей
бомбардировщика Ил-28 для него было спроектировано, построено и испытано на одном из
обычных серийных самолетов специальное гусеничное шасси,
обеспечивавшее значительное улучшение проходимости Ил-28 на аэродромах с мягким,
мокрым, покрытым водой, тающим снегом или грязью грунтом, с кото-
76

рого был затруднителен или вовсе невозможен взлет на обычном колесном
шасси. Однако из-за сложности конструкции и большой массы гусеничного
шасси оно не нашло применения.
В 1949—1950 гг. в ОКБ велись проектные работы по дальнейшему
совершенствованию самолета Ил-28. Большей скорости и дальности полета
предполагалось достигнуть установкой на самолете Ил-28С новых
двигателей ВК-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
бомбардировщиком Ил-28, в то время как установка стреловидного крыла связана со
значительными переделками самолета Ил-28 и усложнением производства.
В связи с этим работы по самолету Ил-28С были прекращены.
Целесообразность такого решения С. В. Ильюшина подтверждалась летными
испытаниями ряда опытных фронтовых 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 становлении советской
реактивной гражданской авиации. К середине 50-х годов развитие
гражданской авиации в СССР потребовало создания и внедрения в эксплуатацию
новых, более совершенных и эффективных типов пассажирских самолетов,
летно-техническис качества которых наиболее полно удовлетворяли бы все
возрастающие пассажирские и грузовые воздушные перевозки Аэрофлота
ш» внутренних и международных авиалиниях.
В связи с этим, а также с учетом тех качественных изменений, которые
принесли в авиацию газотурбинные двигатели, были приняты важные
решения о создании и внедрении в эксплуатацию новых турбореактивных и
турбовинтовых самолетов. В соответствии с этими решениями
конструкторские коллективы А. Н. Туполева и О. К. Антонова получили конкретные
задания на создание в кратчайшие сроки новых пассажирских самолетов
Ту-104 и Ан-10. С инициативным предложением о создании турбовинтового
пассажирского самолета Ил-18 выступил и СВ. Ильюшин. Каждый из этих
новых самолетов должен был удовлетворять специфическим особенностям
эксплуатации на различных внутренних и международных воздушных
линиях Аэрофлота.
Одновременно для накопления опыта, ознакомления летного и
технического состава, а также обслуживающего персонала различных наземных
служб с особенностями эксплуатации реактивных самолетов Аэрофлоту
были переданы несколько самолетов Ил-28 без вооружения, которые в
этом варианте иногда обозначались как Ил-20. Их выбор не был
случайным. Простые в технике пилотирования и обслуживании, самолеты
Ил-28 могли быть легко освоены экипажами ГВФ, летавшими на
поршневых самолетах 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 оборудованием позволяли
выработать экипажу твердые навыки пилотирования реактивного самолета,
помогали ему овладеть новыми методами 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 1954 г.
на них была начата регулярная перевозка почты и грузов. Регулярные поле-
77

ты самолетов Ил-28 сыграли положительную роль в подготовке Аэрофлота
к началу эксплуатации первых в нашей стране реактивных пассажирских
самолетов, они позволили разработать и внедрить ряд подготовительных
мероприятий, обеспечивших ввод в строй самолетов Ту-104 в кратчайшие
СПОКИ.
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 оптические бомбардировочные прицелы самолетов
для меткого поражения заданных целей, а оборонительное оружие для
отражения атак истребителей противника — значительно повысило боевую
мощь советской фронтовой авиации в начале 50-х годов.
5. ОПЫТНЫЕ РЕАКТИВНЫЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ
Ил-30, Ил^б, Ил-54
В середине 1948 г., когда еще только завершалась
постройка опытного самолета Ил-28, конструкторский коллектив 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, предполагалось
установить два турбореактивных двигателя ТР-3 с взлетной тягой по 4600 даН,
которые имели осевой компрессор и кольцевую камеру сгорания.
Двигатели ТР-3 разрабатывались в ОКБ, руководимом А. М. Люлька, с учетом
опыта, полученного при летных испытаниях двигателей ТР-1 на
экспериментальном бомбардировщике Ил-22.
Исследования, проведенные в ЦАГИ, показали, что в случае
применения на Ил-30 прямого крыла развитие волнового кризиса, связанного с вли-
нием сжимаемости воздуха, на заданной максимальной скорости полета
сопровождается не только резким ростом лобового сопротивления, но и
неблагоприятными изменениями несущих свойств крыла, выражающимися в
нарушении продольной 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 устранению большинства
неблагоприятных явлений, связанных с развитием волнового кризиса на
заданной скорости полета: уменьшалась интенсивность волнового кризиса,
достигалось более плавное изменение аэродинамических свойств и
обеспечивались при заданной тяге двигателей требуемые летно-технические данные,
хорошая устойчивость и управляемость самолета.
Однако создание самолета со стреловидным крылом усложнялось
рядом весьма существенных недостатков стреловидного крыла.
Стреловидное крыло имело примерно на 20% меньший максимальный коэффициент
подъемной силы, чем прямое. Исследования показывали, что одной из
причин его уменьшения является особенность развития пограничного слоя
на таком крыле. Перетекание пограничного слоя вдоль размаха
стреловидного крыла от его корневого сечения к концевому приводит, при увеличении
угла атаки, к более раннему по сравнению с прямым крылом образованию
срывов потока на концах стреловидного крыла, которые и снижают его
несущие свойства. Для предотвращения этих срывов потока в то время
78

применялись разные средства, но основными из них были малые сужения
стреловидного крыла в плане и установка на его верхней поверхности
аэродинамических перегородок - гребней. Оба эти средства были использованы
при проектировании крыла самолета Ил-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 сужения такой же площади. При
малой относительной толщине крыла самолета Ил-30 малое сужение
привело к уменьшению строительной высоты нагруженных элементов корневой
части крыла и появлению ряда проблем, связанных с обеспечением
требуемой прочности и жесткости крыла, решение которых оказалось связанным
с увеличением массы конструкции. Малая высота корневой части крыла
затруднила разработку общей компоновки самолета Ил-30. Небольшая
полезная емкость корневой части крыла не позволяла разместить в ней часть
топлива, которая была необходима 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 перетекание пограничного
слоя вдоль размаха крыла, препятствовали быстрому распространению
срыва, делая его развитие более плавным, а также улучшали характеристики
продольной устойчивости и управляемости самолета при полете на больших
углах атаки.
Применение на Ил-30 стреловидного крыла потребовало от
проектировщиков принятия мер по обеспечению требуемых характеристик поперечной
и боковой устойчивости самолета. Стреловидное 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
колебательной неустойчивости. Поэтому для уменьшения поперечной
устойчивости крылу был придан отрицательный угол поперечного V, равный 2°, и
выбрана площадь вертикального оперения, обеспечивающая требуемые
соотношения между поперечной и путевой устойчивостью самолета на всех
режимах его полета.
Особенности обтекания стреловидного крыла, интенсивность его
серединных вихрей определили расположение горизонтального оперения
самолета, которое для уменьшения влияния сильного скоса потока,
характерного для серединных вихрей стреловидного 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 сопротивление обеспечивает компоновка
стреловидного крыла с фюзеляжем по схеме среднеплана. Несмотря на трудности
оборудования большого бомбоотсека и размещения топливных баков в
фюзеляже, которые возникали при таком взаимном расположении крыла и
фюзеляжа, для самолета Ил-30 была принята схема среднеплана.
Среднепланное расположение крыла в сочетании с отрицательным
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 вынесенных далеко вперед гондолах, прижатых к
79

нижней поверхности крыла, и велосипедная схема шасси с двумя опорами,
установленным в плоскости оси симметрии самолета и разнесенными по
длине фюзеляжа на значительное расстояние.
С целью уменьшения волнового сопротивления гондолы двигателей ТР-3
на виде в плане имели поджатые внутрь обводы на участке стыка гондолы
с крылом.
Выбор велосипедной схемы шасси был определен невозможностью
убрать основные опоры обычного трехопорного шасси в гондолы
двигателя или крыло. Такая схема обеспечивала простую 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 большой
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 шасси самолета Ил-30 была выполнена
ориентирующейся. 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,
расположенными под каждой гондолой двигателя. Эти опоры испытывали
относительно небольшие нагрузки, имели спаренные колеса малого диаметра
и без затруднений могли быть убраны в небольшие обтекатели на нижней
поверхности каждой гондолы. При увеличении скорости движения самолета
по земле (например, при разбеге) его поперечная устойчивость
обеспечивалась без дополнительных опор, действием аэродинамических сил крыла.
Велосипедная 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 катапультироваться из кабины вверх, а
штурман и стрелки выбрасывались из самолета через нижние аварийные
люки, створки которых 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 половину верхней полусферы защищали две
подвижные пушки верхней турели Ил-В12, управлявшейся дистанционно
стрелком. В хвостовой части самолета монтировалась кормовая турельная
установка Ил-Кб.
Размеры бомбового отсека позволяли самолету Ил-30 нести
максимальный бомбовый груз 4000 кг.
Для повышения маневренных качеств самолета на его хвостовой части
фюзеляжа устанавливали тормозные щитки.
Ил-30 был оснащен наиболее совершенным в то время специальным, в
том числе и радиолокационным, оборудованием. Антенну панорамного
радиолокатора, закрывавшуюся полусферическим обтекателем,
устанавливали в хвостовой части фюзеляжа. Панорамный радиолокатор, пилотажно-
навигационное, радиотехническое, а также специальное оборудование,
80

противообледенительная система и герметические кабины экипажа
обеспечивали 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 выполнил на самолете
несколько пробежек по взлетно-посадочной полосе аэродрома для оценки
новой схемы шасси. Но первый вылет самолета Ил-30 не состоялся. Высокие
расчетные летно-технические данные самолета Ил-30, применение в его
конструкции целого ряда новых решений определили появление требований о
проведении дополнительных теоретических и наземных экспериментальных
исследований, связанных с оценкой прочностных и аэроупругих
характеристик тонкого стреловидного крыла на скоростях полета около 1000 км/ч.
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
бомбардировщика 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 экономичности турбореактивных
двигателей наиболее сложной была задача выбора формы крыла самолета в
плане - прямой или стреловидной. 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 прямое крыло,
обеспечивающее максимальную скорость полета 900—925 км/ч. При этом
учитывалось, что на самолете с прямым крылом значительно легче достичь
большой дальности полета при минимальных геометрических размерах и
массе самолета. Поэтому в основу общей схемы первого опытного самолета
Ил-46 была положена проверенная и хорошо зарекомендовавшая себя в
эксплуатации конструктивная и аэродинамическая компоновка фронтового
бомбардировщика Ил-28 (рис. 5.1). 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. 5.2). Главной особенностью этого крыла
являлась утолщенная корневая часть, что помогло обеспечить необходимую
прочность и жесткость стреловидного крыла и позволило разместить в
крыле значительное количество топлива. Несколько худшие несущие свойства
стреловидного 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 двух двигательного
цельнометаллического среднеплана с прямым крылом и стреловидным
оперением. Внешне он походил на фронтовой бомбардировщик Ил-28, но был
больше его и тяжелее.
6-3ак. 731
81

Схема самолета Ил-46
На самолете Ил-46 установлены двигатели АЛ-5 (иногда обозначавшиеся
также как ТР-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 установить в передних частях гондол двигателей, далеко
вынесенных 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 оригинальной 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
внутреннее колесо и его стойка - назад. При этом колеса поворачивались 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 катапультируемыми креслами. В
передней герметической кабине между рабочими местами пилота и
штурмана имелся свободный проход, обеспечивавший им непосредственное
общение во время полета. Все рабочие маета членов экипажа имели бронеза-
щиту. Общая масса брони на самолете была 880 кг.
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
82

л
размещалась кормовая пушечная установка Ил-К8 с дистанционным
электрогидравлическим приводом двух подвижных пушек НР-23, которые
имели боезапас в 640 снарядов. Установка Ил-К8 являлась дальнейшим
развитием кормовой оборонительной установки Ил-Кб самолета Ил-28: был
увеличен 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 станцией, значительно
повысившей тактические возможности оружия.
Бомбардировочное вооружение самолета обеспечивало внутреннюю
подвеску в бомбоотсек бомб различной массы до 6000 кг включительно.
Нормальный вариант загрузки предусматривал подвеску бомб массой до
3000 кг. Приборное и радионавигационное 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 рулежи и подлеты, которые позволили
испытателям оценить поведение самолета на малых скоростях, произвести
отработку тормозов шасси и посадочного парашюта. 3 марта 1952 г. состоялся
первый полет самолета Ил-46 под управлением летчика-испытателя
В. К. Коккинаки. Летчик отмечал, что самолет в воздухе держится
устойчиво, обладает хорошей продольной и путевой устойчивостью. Управляемоть
самолета нормальная, в горизонтальм 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, скольжения, боевые развороты. При доведении
скорости полета до скорости срыва у самолета появлялась тенденция к
плавному опусканию носа, при этом у него полностью отсутствовала тенденция к
сваливанию на крыло. В. К. Коккинаки подчеркивал, что Ил-46 способен
б*
83

продолжать полет при отказе одного двигателя, а посадка 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 соответствие 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 производство самолета
Ту-16, созданного под руководством А. Н. Туполева.
Продолжая работы по совершенствованию реактивного фронтового
бомбардировщика в направлении повышения его скоростных
характеристик и ударной мощи, конструкторский коллектив СВ. Ильюшина в конце
1952 г. приступил к созданию околозвукового реактивного фронтового
бомбардировщика Ил-54.
Новый самолет должен был иметь максимальную скорость полета,
соответствующую числу 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 максимальной скорости полета без
нарушения устойчивости и управляемости, такое крыло обладало
значительно худшим аэродинамическим качеством на крейсерских скоростях
полета по сравнению с крыльями меньшей .стреловидности (рис. 5.3). 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 эффективным и на взлетно-посадочных режимах полета,
что в сочетании с возросшей взлетной массой самолета приводило к
увеличению скорости отрыва и посадочной скорости самолета, увеличению
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 прдъявляемые к самолету такого
назначения тактико-технические требования. На базе выбранных основных
параметров были разработаны две компоновочные схемы самолета.
Первая схема, утвержденная СВ. Ильюшиным в конце марта 1953 г.,
предусматривала создание самолета по схеме среднеплана с двумя
двигателями ТРД-И, установленными в корневых частях крыла, и с
горизонтальным оперением на верхней части киля (рис. 5.4). На этом самолете главные
Рис. 5.3.
Несущие способности крыльев различной
стреловидности:
1 - прямое крыло; 2 - стреловидное
крыло с углом стреловидности 35 ; 3 -
стреловидное крыло с углом
стреловидности 55'
—-*.
3
л
£
т
£
л
N.
0^ 0,6 0,8 Число М
84

колеса обычного трехопорного шасси с передней опорой убирались вперед
по полету (с поворотом колеса в процессе уборки на 90°) в межлонжерон-
ное пространство силового кессона крыла. В процессе дальнейшей
проработки первой компоновочной схемы от нее отказались из-за того, что на
расчетной скорости полета возникало большое интерференционное
сопротивление гондол двигателей, установленных рядом с фюзеляжем,
из-за необходимости делать большие отсеки для уборки шасси в силовом
кессоне крыла, что усложняло силовую схему крыла, увеличивало его
массу.
6 ноябре 1953 г. была утверждена вторая компоновочная схема
самолета Ил-54 с двумя двигателями АЛ-7 , созданными под руководством
А. М. Люлька (рис. 5.5). Самолет Ил-54 стали выполнять по схеме высо-
коплана с обычным низким расположением горизонтального оперения.
В соответствии с результатами продувок 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 околозвуковых
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 засасывали с ее поверхности посторонние
предметы.
Применение на самолете Ил-54 велосипедной схемы шасси с далеко
отстоящими друг от друга основными опорами со сдвоенными 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 удале-
85

нии 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 пробеге после посадки, что могло
привести к увеличению длины разбега и пробега самолета. Для облегчения
отрыва передней опоры от земли в конструкцию задней опоры шасси был
включен специальный механизм, с помощью которого обеспечивалось
укорачивание 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. 5.6).
Поперечная устойчивость самолета Ил-54 при движении по земле достигалась с
помощью вспомогательных 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 нагрузки, передававшиеся на
фюзеляж от опор велосипедного шасси во время посадки, значительно
усложнили разработку конструкции фюзеляжа.
Крыло самолета Ил-54 с силовым кессоном, имевшим толстую
обшивку и частый стрингерный набор, имело также технологический 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, герметических
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 броне-
защиту. При возникновении в полете аварийной ситуации экипаж мог
покинуть самолет с помощью катапультируемых 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 воспользоваться автоматически выбрасываемой
спасательной лодкой ЛАС-5М.
Оборонительное вооружение самолета состояло из трех пушек,
обладавших большой скорострельностью и мощностью секундного залпа.
Переднюю полусферу защищала неподвижная пушка, установленная по
левому борту фюзеляжа. Две подвижные пушки устанавливались в кормовой
дистанционно управляемой турели, боевые качества которой были
значительно улучшены по сравнению с ранее применявшимися оборонительными
Схема самолета Ил-54:
а - фронтовой бомбардировщик; б - учебно-тренировочный; в - торпедоносец
86

Рис. 5.6. *)
Схема "приседания" самолета Ил-54 на взлете:
а - положение самолета в начале разбега; б - положение самолета перед отрывом
установками. Масса максимального бомбового груза самолета Ил-54
5000 кг.
Вооружение и оборудование самолета обеспечивали его эффективное
применение во фронтовых условиях против боевой техники, 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 бомбардировщик,
но и в качестве торпедоносца высотного и низкого торпе до метания,
фоторазведчика и учебного самолета. Самолет-торпедоносец Ил-54Т (рис. 5.5, в)
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 торпедометании.
В варианте фоторазведчика на самолете устанавливали комплект
специального оборудования, необходимого для выполнения поставленных перед
самолетом задач. Учебно-тренировочный вариант самолета Ил-54 имел кабину
летчика-инструктора, установленную в носовой части фюзеляжа на месте
кабины штурмана (см. рис. 5.5,5).
Испытания первого опытного самолета Ил-54 с двумя двигателями
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 опытный самолет Ил-54 с 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 аэродинамических гребней.
Самолет успешно прошел летные испытания.
87

6. ШТУРМОВИК Ил-2
И ЕГО МОДИФИКАЦИИ
Идея создания бронированного самолета-штурмовика
для атаки наземных целей с малых высот высказывалась в различных
странах, в том числе и в России, еще до первой мировой войны.
Предпринимались и попытки создать такой самолет. Весной 1913 г. на авиасалоне в
Париже демонстрируется двухместных самолет Ньюпора с частичным
бронированием кабины пилота и топливного бака. Наземные цели должны были
поражаться стрелком этого самолета, вооруженным винтовкой. В августе
того же года в России начинается изучение особенностей поражения
наземных целей пулементным огнем с самолета, а в 1914 г. русский конструктор
А. А. Пороховщиков выпускает на испытания самолет Би-Кок, имеющий
бронированное днище пилотской 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 практическому использованию
самолет-штурмовик. В боевых операциях первой мировой войны в качестве
самолетов-штурмовиков применяли, как правило, низко летающие
истребители и разведчики, которые несли большие потери от ружейного и
пулеметного огня наземных войск.
Роль авиации в борьбе с наземными силами противника возрастала. К
началу 1918 г. 52% британских ВВС, действовавших на Западном фронте,
выполняло задачи по непосредственной поддержке наземных войск на поле
боя. Немцы к этому времени имели в составе своего воздушного флота 38
специальных отрядов штурмовой авиации [ 33].
Бронезащита штурмовиков стала жизненно необходимой, и в 1918 г. на
фронте появились первые бронированные самолеты-штурмовики —
германский Юнкере 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 активное 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 самолетов 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 штурмовых 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
пулеметным огнем с малых высот. Эти авиационные группы сыграли большую
роль в ликвидации прорывов белоказачьей конницы на Юго-Восточном
фронте и при разгроме Врангеля [ 25].
После окончания гражданской войны специальным приказом нарком-
военмора 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 тактических приемов штурмовых действий авиации, кото-
88

рые в конце 1927 г. были закреплены в первом "Наставлении штурмовой
авиации" [29].
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 командованием 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 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 умелые действия штурмовой авиации были для них самой
большой неожиданностью [ 7].
После Киевских маневров штурмовая авиация получила полное
признание. В составе советских ВВС были сформированы новые штурмовые
авиачасти, и на их вооружение принят самолет-разведчик Р-5 конструкции
Н.Н. Поликарпова, имевший отличные для своего времени летно-техничес-
кие данные. Однако специального самолета-штурмовика у нас тогда еще
не было.
Работа над ним началась с создания тактико-технических требований.
Их разрабатывали в первой секции Научно-технического комитета
Управления ВВС, с 1926 г. возглавлявшейся молодым выпускником академии
Воздушного Флота им. проф. Н.Е. Жуковского комдивом СВ. Ильюшиным.
Именно с этого времени деятельность С. В. Ильюшина связана с историей
создания и совершенствования 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 разные типы
самолетов-штурмовиков, их вооружение и летно-технические данные. Требования
предусматривали постройку тяжелого и легкого самолетов-штурмовиков (рис. 6.1).
Тяжелый штурмовик ТШ-Б (тяжелый штурмовик, бронированный)
предназначался для уничтожения хорошо защищенных наземных целей на
поле боя и проектировался в ЦАГИ под руководством А. Н. Туполева.
Легкий штурмовик ЛШ должен был действовать 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 стрелково-артил-

лерийским и бомбовым вооружением из одной безоткатной (динамо-
реактивной) пушки Л. В. Курчевского калибра 76 мм, восьми пулеметов и
1000—1500 кг бомб (рис. 1,я). Броней были защищены все жизненно
важные части самолета: 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 различные действующие на самолет нагрузки [31].
Легкий штурмовик ЛШ был выполнен по схеме одномоторного
двухместного биплана с относительно слабой бронезащитой. Наступательное
вооружение самолета состояло из четырех подвижных пулеметов, наклонно
установленных в фюзеляже стволами вниз. Такое размещение оружия
позволяло вести пулеметный огонь по маршевым колоннам наземных
войск с горизонтального полета, что не только повышало боевую
эффективность штурмовика, 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 [31].
Оба самолёта разрабатывались в 1930 г. Однако при их создании
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 самолета 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 выполнена в виде бро-
некоробки, 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, то есть однородной брони, имеющей по
толщине одинаковые физико-механические свойства, что не только
придавало 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, СВ. Ильюшин,
занимавший в то время должность помощника начальника
научно-исследовательского института ВВС по научно-технической части, активно участвует
в них. Полеты ТШ-1, а затем и более совершенного его варианта ТШ-2
показали их относительно невысокие летно-технические данные. Большая масса
неработающей навесной брони ограничивала и боевые возможности этих
штурмовиков: их наступательное вооружение состояло только из
пулеметов, бомбового вооружения самолеты не имели.
Самолет-штурмовик ТШ-3 (рис. 6.1, в) решили строить по схеме
моноплана. Его создание было поручено бригаде С. А. Кочеригина, 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 конструкции способствовала перетя-
жению 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
1934г. [31].
Именно в это время среди военных специалистов всего мира получает
распространение теория о безопасности атаки наземных целей на большой
90

скорости (с малой высоты полета, или с пикирования). Предполагалось,
что в этом случае большая угловая скорость перемещения самолета
способствует уменьшению прицельности и поражаемости наземного огня.
Тогда, считали сторонники этой теории, и бронезащита скоростных самолетов-
штурмовиков может быть выполнена более легкой. Новая теория получила
повсеместное признание, и работы по бронированным
самолетам-штурмовикам прекратили.
Считали также, что штурмовик должен быть многоцелевым самолетом,
или, как тогда говорили, самолетом комбинированного типа, чтобы его
можно было использовать также в качестве разведчика, легкого
бомбардировщика и даже двухместного истребителя сопровождения. Многоцелевые,
слабо бронированные самолеты-штурмовики особенно интенсивно
разрабатывали в США (Валти А-11, Нортроп А-17, Кертисс А-18) и Англии (Фейри
"Балт"). Основные усилия германских авиаконструкторов сосредоточились
на создании пикирующих бомбардировщиков (Юнкере Ju-87, Хейнкель
Не-118).
В начале 1936 г. в Советском Союзе сразу несколько конструкторских
бюро также получили задание на создание многоцелевых самолетов. Вся
конкурсная программа проведения этих работ, выполнявшаяся
конструкторскими коллективами Д. П. Григоровича, 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
пикирующего бомбардировщика ВИТ.
СВ. Ильюшин, занятый созданием, постройкой и запуском в серию,
своего первого боевого самолета ДБ-3, официально не участвует в этой
работе. Тем не менее, по своей инициативе он ведет проектные исследования
параметров и компоновки бронированного самолета-штурмовика.
"Не сразу я приступил к проектированию штурмовика, готовился
примерно три года. До деталей проанализировал уже созданные машины.
Пришел к убеждению: главное — наилучше сочетать вес, броню, оружие и
скорость", — вспоминал впоследствии 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 выдающихся достижений
советской науки и техники того времени, как создание мощного
авиационного двигателя жидкостного охлаждения (А. А. Микулин), скорострельных
авиационных пушек (Б. Г. Шпитальный), авиационных реактивных
снарядов (РНИИ), штампуемой гетерогенной, с высокой твердостью наружного
слоя авиационной брони (СТ. Кишкин, Н.М. Скляров), прозрачной
авиационной брони (Б.В. Ерофеев, М.М. Гудимов). СВ. Ильюшин сумел
использовать все эти достижения в конструкции самолета-штурмовика и
решить поставленную задачу.
Необходимость создания бронированного самолета-штурмовика во
второй половине 30-х годов 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, командование ВВС фашистской Германии
выдает фирмам Фокке-Вульф и Хеншель задание на разработку
бронированных штурмовиков.
В январе 1938 г. СВ. Ильюшин обращается в Правительство с
предложением о создании спроектированного им двухместного (летчик и стрелок)
бронированного штурмовика — летающего танка, который по своей боевой
91

эффективности значительно превосходил бы самолеты, создававшиеся по
программе "Иванов":
При современной глубине обороны и организованности войск, огромной мощности
их огня (который будет направлен на штурмовую авиацию) штурмовая авиация будет
нести очень крупные потери.
Наши типы штурмовиков, как строящиеся в серии - ВУЛТИ, 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 сильной степени
понизить наступательные способности нашей штурмовой авиации. Поэтому, сегодня
назрела необходимость создания бронированного штурмовика или иначе говоря -
летающего танка, у которого все жизненные части забронированы.
Сознавая необходимость в таком самолете, мною в течение нескольких месяцев
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 могущей наносить
сокрушительные удары по врагу без потерь или с очень малыми потерями с ее стороны,
прощу освободить меня от должности начальника Главка, поручив мне выпустить
самолет на Государственные испытания в ноябре 1938 года.
Задача создания бронированного штурмовика исключительно трудна и сопряжена с
большим техническим риском, но я с энтузиазмом и полной уверенностью за успех
берусь за это дело.
Сер. Ильюшин
27.1.38 г.
Бронированный самолет-штурмовик СВ. Илынина ЦКБ-55
представлял собой двухместный свободнонесущии моноплан с полуубирающимся
в обтекатели на крыльях колесами основных опор шасси. Самолет должен
был иметь один двигатель жидкостного охлаждения АМ-35 с взлетной
мощностью 993 кВт (1350 л.с), разработанный под руководством А. А. Мику-
лина (рис. 6.2).
Основной особенностью этого штурмовика являлся обтекаемый броне-
корпус, заключивший в себе все жизненно важные части самолета: двига-

Первые компоновочные схемы бронированного штурмовика ЦКБ-55:
а - вариант с выдвижными водяными и масляными радиаторами; б - вариант с
неподвижными водяными и масляными радиаторами; 1 - двигатель жидкостного
охлаждения; 2 - верхний бензобак; 3 - пилот; 4 - штурман-стрелок; 5 - всасывающий
патрубок карбюратора двигателя; 6 - водяные и масляные радиаторы в фюзеляже;
7 - выдвинутое положение водяных и масляных радиаторов; 8 - нижний бензобак
тель, экипаж, состоящий из летчика и штурмана-стрелка, бензо- и маслосис-
тему. Водяные и масляные радиаторы системы охлаждения и смазки
двигателя вначале выполняли подвижными: в условиях сильного
противодействия наземных огневых средств их можно было полностью убирать в броне-
корпус, а при отсутствии обстрела с земли — выдвигать из бронекорпуса на
величину, обеспечивающую нормальную работу двигателя (рис. 6.3, а).
Такое компоновочное решение имело существенный недостаток. Сложное
конструктивно, оно резко ограничивало время атаки цели, так как из-за
повышения температуры жидкости, охлаждающей двигатель, 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 решение.
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 соевсем выгодно
аэродинамически, так как размещение воздухозаборника канала сверху
капота двигателя в зоне пониженного статического давления, а отверстия
выпуска воздуха снизу фюзеляжа, в зоне повышенного статического
давления, приводило к уменьшению эффективности продува радиаторов. Но
благодаря этому решению конструкция самолета значительно упростилась,
его боевая эффективность как штурмовика резко повысилась.
Летные испытания первого опытного самолета ЦКБ-55 выявили
недостаточность охлаждения двигателя, особенно на режимах взлета и набора
высоты, т.е. при больших углах атаки и работе двигателя на максимальной
мощности. Поверхность охлаждения водяного радиатора пришлось
увеличить, и он занял всю ширину канала. Масляный радиатор системы смазки
двигателя перенесли под бронекорпус и установили в прямоугольной бро-
некорзине, в передней части которой имелась бронезаслонка, полностью за-
93

5 Рис. 6.4.
Силовая схема подмоторной рамы
штурмовика:
1 - полушпангоуты; 2 -
кронштейны; 3 профили; 4 - подкосы;
5 наклонный шпангоут
крывшая 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
бронекорпуса его передние
боковые и нижняя бронекрышки
выполнялись в виде заборников воздуха, который выходил из бронекорпуса
через бронекарманы, установленные за выхлопными патрубками двигателя.
Бронекорпус практически полностью включался в силовую схему
планера самолета. Носовая часть бронекорпуса воспринимала все нагрузки от
двигателя и агрегатов силовой установки, для чего^была разработана
оригинальная конструкция подмоторной рамы. Ее силовая схема позволяла
полностью включить в работу обшивку нижней части капота двигателя,
которая выполнялась 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 полушпангоуты
связывались в единую конструкционную систему двумя, правым и левым,
мощными профилями 3 из алюминиевого сплава. Задний полушпангоут
трубчатыми подкосами 4 соединялся также с наклонным шпангоутом 5 фюзеляжа.
Двигатель устанавливался на профили 3, и все основные усилия от него
через болты крепления передавались полушпангоутами и кронштейнами на
нижнюю бронеобшивку. Часть нагрузки по трубчатым подкосам
переходила на верхнюю обшивку капота и на наклонный 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 без
исключения бронированных самолетах, созданных конструкторским бюро
под руководством С. В. Ильюшина.
Схема бронирования Ил-2
94

НП 3
Схема основной опоры самолета Ил-2:
а - шасси выпущено; б - шасси убрано; У - колесо; 2 - ось вращения
амортизационных стоек; 3 - ось крепления цилиндра подъема выпуска шасси; 4 - ось вращения
нижнего складывающегося подкоса; 5 - амортизационные стойки; 6
складывающийся подкос
Бронекорпус собирали из штампованных листов гетерогенной или
гомогенной брони двойной кривизны, толщина которых была от 4 до 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
специального анализа, так и в соответствии с действующими на элементы
бронекорпуса силовыми нагрузками. При этом учитывалось, что обтекаемые
формы бронекорпуса в сочетании с относительно большой (от 350 до
400 км/ч) расчетной скоростью полета значительно усиливают
эффективность бронезащиты даже тонких броневых 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 прозрачную
броню типа К-4. Из нее изготовляли лобовые стекла фонаря кабины летчика.
Незащищенная броней конструкция самолета проектировалась из усло-
нп / (
Бомбовое вооружение штурмовика (показан перегрузочный вариант загрузки
самолета шестью бомбами ФАБ-100)
95

вия обеспечения ее работы при боевых повреждениях: хвостовая часть
фюзеляжа типа "полумонокок" имела работающую обшивку, подкрепленную
стрингерами, крыло и стабилизатор 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 минимальными
повреждениями на любой неподготовленной площадке без выпуска шасси
(рис. 6.6).
Рационально спроектированная силовая схема планера с включением в
ее работу бронекорпуса обеспечивала штурмовику С. В. Ильюшина
достаточные резервы массы для установки мощного наступательного
вооружения. Вначале предполагалось установить на самолет пять пулеметов ШКАС
калибра 7,62 мм, в том числе четыре неподвижных крыльевых пулемета и
один подвижный оборонительный пулемет. Нормальный бомбовый груз
самолета, равный 400 кг, размещался на внутренней подвеске в четырех
крыльевых бомбоотсеках, где бомбы частично защищались броней: перед
ними устанавливались броневые щитки. В перегрузочном варианте еще
200 кг бомб могли быть подвешены снаружи самолета на силовых
нервюрах крыла, разделяющих бомбоотсеки (рис. 6.7).
Предложение СВ. 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. Одновременно 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 бронированных штурмовиков ЦКБ-55, имевших
смешанную конструкцию: деревянную хвостовую часть фюзеляжа с килем,
цельнометаллические 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. Коккинаки, а
30 декабря 1939 г. он поднял в воздух и второй опытный самолет
ЦКБ-55 № 2. Заводские испытания самолетов проводились 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 особенностей, отличавших его
от самолетов подобного типа Р-10 и ББ-1. Общее заключение военных
специалистов было положительным. Для изучения тактических свойств и
разработки техники боевого применения бронированных самолетов, по
мнению военных специалистов, необходимо было заказать серию самолетов
БШ-2 с двигателем АМ-35 дня 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 326 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 основном на
малых высотах. В полетах же у земли нагнетатель отнимал у двигателя зна-
96

чительную часть мощности. По просьбе С. В. Ильюшина, высказанной еще в
процессе проведения заводских испытаний самолетов ЦКБ-55, ОКБ
A. А. Микулина в инициативном порядке провело работы по созданию
двигателя АМ-38 без высотного 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 установили на
опытном самолете ЦКБ-55 № 1, в конструкцию которого внесли также ряд
других измений, связанных с устранением недостатков, выявленных на
государственных испытаниях. Недостаточная продольная устойчивость
самолета из-за применения общепринятой в то время чрезмерно задней полетной
центровки, равной 31,4% средней аэродинамической 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 поворота отъемных частей крыла назад на 5°. Несколько
тяжелое управление элеронами улучшили изменением степени их
аэродинамической компенсации.
Эти работы уже были в основном завершены, когда С. В. Ильюшину
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 бронеперегородку и
бензобак; предписанное заказчиком увеличение толщины брони на
боковых стенках кабины на этом самолете имитировалось увеличением массы
конструкции. Из-за большого объема работ по установке новых пушек
наступательное оружие 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
B. К. Коккинаки. Он провел заводские испытания в исключительно сжатые
сроки — всего за 40 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
высокие. 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 напряженную международную обстановку
(начавшуюся войну в Европе), 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 [ 40]. После этого
были приняты чрезвычайные меры по
завершению постройки
модифицированного самолета-штурмовика и
Рис. 6.8.
Максимальные горизонтальные скорости
опытных бронированных штурмовиков:
1 - двухместный ЦКБ-55 с двигателем
АМ-35; 2 - одноместный ЦКБ-57 с
двигателем АМ-38; 3 - одноместный
ЦКБ-55П с двигателем АМ-38
7-Зак. 731
Н,м
W00
3000
2000
1000
/
у
/
У.
/
'
/
/ ,
/ /
. \
\\
к' У
/ У
/ у
350
375
i+OO
Ь25 V, км/ч
97

л)
Рис. 6.9.
Эволюция опытных бронированных
штурмовиков:
а - двухместный ЦКБ-55; б -
одноместный ЦКБ-57; в - одноместный ЦКЬ-5511
запуску его в серийное производство еще до проведения заводских и
государственных испытаний.
Эталоном для серии должен был стать модифицированный самолет
ЦКБ-55 № 2, в конструкции которого были учтены практически все
предъявлявшиеся к самолету требования. Стремясь по мере возможности
улучшить обзор вперед из кабины летчика, С. В. Илыпин опустил вниз на 175 мм
двигатель АМ-38, соответственно 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 и приобретает столь характерный для
нее "горбатый" вид (рис. 6.9). Новый бронекорпус, установленный на
ЦКБ-55 № 2, был оснащен усиленными, по результатам испытаний на
обстрел, броневыми листами. Стрелково-артиллерийское вооружение
самолета стало очень мощным. Оно состояло из двух пушек ПТБ-23 калибра 23 мм,
двух пулеметов 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,
гарантированную конструктором. Они были заменены пушками ШВАК
калибра 20 мм, созданными под руководством Б. Г. Шпитального, 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 феврала 1941 г.
При нормальной полетной массе 5310 кг с 400 кг бомб на внутренней
подвеске, двумя пушками ШВАК с боезапасом 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, равную
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, управляемость
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
бронированным самолетом-штурмовиком, полностью отвечающим
предъявленным 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 бронированным самолетам-штурмовикам,
проводившиеся в Германии, завершились созданием весной 1939 г. двух опытных само-
98

Рис. 6.10.
Схемы бронированных штурмовиков
выпуска 1939 г.:
/ - ЦКБ-55 (СССР); 2 -Фокке-Вульф
IW-189 V-1 (Германия); J - Хеншель
Hs-129 V-1 (Германия)
летов 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-технические характеристики
самолета Ил-2 и его вооружение были практически одинаковыми с
аналогичными показателями отечественных и зарубежных однодвигательных
самолетов, легких бомбардировщиков и слабоброиированных штурмовиков,
строившихся серийно, а по некоторым данным* и превосходили их
(табл. 6.1).
Успешное решение С.В.Ильюшиным в 1939 г. сложнейшей задачи
создания годного к практическому использованию бронированного самолета-
штурмовика ЦКБ-55 и опыт, полученный при проведении его заводских и
государственных испытаний, оказали значительное влияние на тематику
последующих опытно-конструкторских работ в СССР по развитию и
совершенствованию этого типа боевого самолета. Летно-технические данные и
вооружение 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 несколько
конструкторских коллективов. Под руководством П. О. Сухого
развертываются работы над скоростным штурмовиком 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. Можаров-
ским и И. В. Веневидовым. Проектирование бронированного штурмовика
ПБШ-1 вело также ОКБ А. И. Микояна. Создание тяжелого двухмоторного
штурмовика ЦКБ-60 было поручено С. В. Ильюшину.
Ни один из этих самолетов не был готов к июню 1941 г.
Первый серийный Ил-2 был выпущен в марте 1941 г., через три месяца
после получения чертежей самолета. В процессе серийного производства
велись работы по дальнейшему усилению артиллерийского вооружения
самолета, оснащению его двумя мощными пушками ВЯ (конструкции А. А.
Волкова и С. Я. Ярцева) калибра 23 мм, снаряды которых с расстояния 400 м
пробивали стальную броню толщиной до 25 мм. Самолет Ил-2 с этими
пушками успешно прошел государственные^испытания, и в мае 1941 г. пушки
ВЯ были приняты на вооружение BBCJ ЬамЬлеты Ил-2 выпускались с
обоими типами пушек -t с пушками ШВАК (с,увеличенным до 500 снарядов
боезапасом) и с пушками ВЯ, имевшими боекомплект из 300 снарядов
(рис. 6.11) К началу Великой Отечественно^ войны было построено уже 249
штурмовиков Ил-2 [ 30].
^
7*
99

Таблица 6.1
Ил-2 с АМ-38
(СССР, 1941 г.)
ББ-1 сМ-88Б
(СССР, 1940 г.)
Дуглас А-24
"Даунтлесс"
Райт-Циклон
(США, 1940 г.)
Юнкере Ju-87
D-3 с Jumo
211 1-1
(Германия, 1940
Сравнение летно-технических характеристик самолетов 1940—1941 гг.
Самолет и
двигатель
Взлетная
мощность,
кВт (л.с.)
Нормальная
полезная
масса, кг
Максимальная
скорость на
высоте, КМ/!
м
Наступательное вооружение
Пушки
Пулеметы
Ракеты
Число X калибр
Бомбовая
нагрузка, кг
1224 (1665)
809 (1100)
993 (1350)
993 (1350)
5310
4030
4320
5240
433. 450
0' 2460
375 . 468
2X20
0 * 4700
408
4270
334. 382
0 ' 4350
2X7,62
4X7,62
2X12,7
2X7,92
8X132
10X82
400
400
540
500
г.)

Рис. 6.11.
Схема наступательного артиллерийско-пулеметного вооружения Ил-2:
/ - пулеметы ШКАС; 2 - пушки ШВАК или ВЯ; 3 - ракетные снаряды
Одним из первых получил новые самолеты четвертый авиационный
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 на
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 пилотирования, 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 мотопехотой.
В первые дни Великой Отечественной войны, используя свои высокие
маневренные возможности, вражеские танки и мотопехота наносили
массированные удары прежде всего в местах, слабо защищенных наземными
противотанковыми средствами. В этих условиях особенно возрастала роль
авиации, и то небольшое число самолетов Ил-2, которое тогда имелось в
советских ВВС, использовалось для атак в первую очередь на
бронетанковые и мотомеханизированные маршевые колонны наступающего
противника. Самолеты Ил-2 наносили удары по скоплениям вражеских танков в
местах выгрузки и сосредоточения, на марше, на заправке, в предбоевых
порядках. Реже применяли Ил-2 для уничтожения различных целей (пехоты,
артиллерии, отдельных танков, укрепленных рубежей и т.п.)
непосредственно на поле боя.
Поражение танков и мотопехоты осуществлялось всем бортовым оружи-
101

ем самолета Ил-2, состав и мощь которого оказались подобранными
исключительно удачно. Уничтожение танков осуществлялось ракетными
снарядами, стрельбой из пушек и бомбометанием.
Практика боевой работы штурмовиков Ил-2 в первые дни войны
показала, что отлично подготовленный летчик при условии удачного выхода на
цель с дистанции 300—400 м боекомплектом ракетных 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 попадании, и деморализующе действует на противника. Водители
танков не выдерживали атаки ракетными снарядами и, остановив танки,
покидали их на время атаки.
Пушки ШВАК и ВЯ с подкалиберными бронебойно-зажигательными 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, который
задолго до этого предвидел СВ. Ильюшин, — его уязвимость от атак
вражеских истребителей сзади. С первых дней войны в ОКБ стали поступать
пожелания фронтовых летчиков об установке в хвостовой части самолета
или дистанционно управляемого 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
Главнокомандования. В музее ОКБ хранится копия одного из таких документов:
"Наркому обороны тов. Сталину.
... Считаю своим долгом предъявить требования к конструктору и
авиапромышленности по улучшению нашего грозного штурмового самолета.
Исходя из практического личного боевого применения и отзывов-пожеланий
летного состава, самолет имеет много хороших качеств, о которых я говорить 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, стараясь поразить мотор или
летчика. Часты случаи, когда через фонарь и форточку снарядом, который рвется в
кабине, летчик выводится из строя, а затем и самолет.
Ссылка на то, что это слабое место компенсируется прикрытием истребителями,
себя очень мало оправдывает. В основном штурмовик действует по переднему краю
обороны и с малой высоты, и если за ним пойдут наши истребители, то они будут нести
большие потери от ружейно-пулеметного огня, которым передний 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 истребителей, 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...
102

... На самолете устанавливается прицел для стрельбы ПБП-1, который предназначен
для пикирующих бомбардировщиков, имеющий вертикальное и горизонтальное
смещения, 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 одноместные
штурмовики Ил-2 стали применять тактику нанесения ударов по наземным
целям из так называемого свободного круга с дистанцией между самолетами
от 150 до 500м. 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 превосходстве
противника в воздухе, самолеты Ил-2 не только сумели выжить как тип, что
удалось далеко не всем другим более скоростным самолетам, но и смогли
нанести противнику существенные потери в живой силе и технике. С каждым
днем войны в ожесточенных боях росла боевая выучка
летчиков-штурмовиков, совершенствовалась тактика, расширялась сфера боевого
применения и увеличивалась сила ударов самолетов Ил-2 по врагу. Фронт требовал
как можно больше самолетов Ил-2.
Быстрыми темпами возрастало серийное производство самолетов Ил-2.
В июле 1941 г., через четыре месяца после выпуска первой серийной
машины, завод выпустил около 300 штурмовиков. Этому в немалой степени
способствовала технологичность конструкции самолета, позволявшая
расчленить весь процесс производства агрегатов и деталей планера на
сравнительно мелкие операции, не требовавшие высокой квалификации
сборщиков, что позволяло расширить круг работ. Однако быстрое продвижение
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 двигателя АМ-38, была снята.
По переднему лонжерону центроплана установили двойную бронеперего-
родку, воспринимавшую все нагрузки от сварной трубчатой моторамы
двигателя М-82. Двигатель не бронировался. Он закрывался обычным капотом
типа НАКА из легкого алюминиевого сплава с управляемой юбкой на
задней выходной щели. Каркас капота крепился только к двигателю и
совершенно не был связан с остальной конструкцией самолета, что должно было
значительно упростить смену поврежденного 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,
103

располагавшийся в бронекорпусе за бронеперегородкой пилотской кабины,
был снят, и на его месте, как и на ЦКБ-55, оборудовали кабину стрелка,
вооруженного уже крупнокалиберным пулеметом БТ конструкции
М.Е. Березина с боезапасом 280—300 патронов. Как и летчик, стрелок
защищался бронекорпусом, а также прозрачной и металлической броней
фонаря кабины. Пулемет БТ калибра 12,7 мм размещался на шкворневой
установке и, вследствие сильного бронирования фонаря кабины стрелка,
имел довольно ограниченные углы обстрела (38° по вертикали и по 22° в
стороны — вправо и влево).
Для сохранения прежней дальности полета вместимость нижнего
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 летные данные, несколько худшие по
сравнению с обычным серийным Ил-2 с двигателем АМ-38. Уменьшилась
максимальная горизонтальная скорость самолета, возросли длина разбега при
взлете и пробега при посадке. В заключении по результатам заводских
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 полетов, 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 развернуто серийное производство самолетов
Ил-2 и двигателей АМ-38 на новых заводах. Стало также ясно, что
применение защищенного броней двигателя жидкостного охлаждения является
лучшим решением, чем установка незащищенного двигателя воздушного
охлаждения, даже несмотря на его более высокую живучесть при боевом
поражении. И хотя по результатам государственных испытаний самолет Ил-2 с
двигателем М-82 был рекомендован к серийному произодству, 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 дальнейшему введением укатки снежных взлетно-
посадочных полос, от лыжного шасси отказались и самолеты Ил-2 стали
круглый год эксплуатироваться на колесах (рис. 6.12).
Но главной задачей осенью 1941 г. СВ. Ильюшин считал обеспечение
серийного выпуска двухместных вариантов самолета Ил-2 с
оборонительным стрелковым вооружением. Он обращается с предложением запустить в
104

Рис. 6.12.
Эволюция одноместного бронированного штурмовика Ил-2:
а - штурмовик Ил-2 (1941 г.); б - штурмовик Ил-2 на лыжном шасси (зима 1941 —
1942 гг.); в - штурмовик Ил-2 с 37-миллиметровыми пушками Ш-37 под крылом
(1942 г.); г - истребитель бомбардировщиков Ил-2И (1943 г.)
серию двухместные Ил-2. Однако сделать это в то время было практически
невозможно. Из-за эвакуации серийных заводов производство Ил-2 резко
сократилось. В течение 35 дней не выпускались самолеты, столь нужные
фронту. В тяжелейших условиях самолетостроители налаживали выпуск
штурмовиков на новых местах, люди работали в неотапливаемых
помещениях, порой под открытым небом. Но шла битва за Москву, и фронту как
никогда прежде были нужны самолеты Ил-2. Директорам авиационных
заводов Шенкману и Третьякову была направлена телеграмма [ 40]:
Вы подвели нашу страну и нашу Красную Армию тчк. Вы не изволите до сих пор
вьшускать Ил-2 тчк Самолеты Ил-2 нужны нашей Красной Армии теперь как воздух зпт
как хлеб тчк Шенкман дает по одному Ил-2 в день зпт а Третьяков дает МиГ-3 по
одной зпт по две штуки тчк Это насмешка над страной зпт Красной Армией тчк Нам
нужны не МиГи зпт а Ил-2 тчк Если 18 завод думает отбрехнуться от страны зпт давая
по одному Ил-2 в день зпт то* жестоко ошибается и понесет за это кару 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, сказанная серийным заводам по окончанию
строительства цехов, налаживанию их снабжения готовыми изделиями, материалами,
рабочими кадрами, позволила 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
рабочих их летные данные несколько снизились по сравнению с самолетами 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. Стало возможным приступить к
налаживанию серийного выпуска двухместных самолетов Ил-2.
В начале 1942 г. СВ. Ильюшину было предложено разработать
двухместный вариант самолета Ил-2 с оборонительным вооружением и внедрить
его в серийное производство, не останавливая заводского конвейера.
В связи с этим для Ил-2 был разработан вариант задней кабины стрелка
с оборонительным вооружением, потребовавший внесения минимальных
изменений в конструкцию самолета (рис. 6.14). Кабину оборудовали вне
бронекорпуса за бронеперегородкой заднего топливного бака, спиной к
которой на подвесной брезентовой лямке сидел стрелок, защищенный от огня
105

\ 'f
>чпю
.что
что
0
\ \
\ \
\ \
\ \
V
1 /0
//
\
\
.-^/—
У ,
375 lW0 U?!> V,kh/4
Рис. 6.13.
Максимальные горизонтальные скорости
серийных штурмовиков Ил-2:
/ - опытный одноместный штурмовик
Ил-2 (1941 г.); 2 — серийный
одноместный штурмовик Ил-2 (1942 г.); 3 -
серийный двухместный штурмовик Ил-2 с
двигателем АМ-38Ф
со стороны хвоста самолета броне-
перегородкой 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 150 патронов
монтировался на полутурельнои установке и имел следующие углы обстрела: вверх
35°, вниз 7°, вправо от стрелка 35° и влево 25°. Кабину закрыл фонарь,
откидывавшийся на правый 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 г. двухместный Ил-2 с такой кабиной стрелка
начал проходить заводские испытания, которые показали, что максимальная
горизонтальная скорость самолета уменьшилась, он стал несколько тяжелей
в управлении, труднее поднимал 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 улучшения лет-
но-технических и маневренных характеристик двухместного 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, сохранявшую много общих
компоновочных и конструктивных решений с кабинами стрелков на самолетах
ЦКБ-55 и Ил-2 с двигателем М-82.
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 пулеметом 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 успешно использовать его как при
стрельбе по наземным целям, так и при отражении боковых атак
истребителей противника.
Но 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
106

Эволюция двухместного штурмовика Ил-2:
а - опытный Ил-2 с двигателем воздушного охлаждения М-82 (1941 г.); б -
штурмовик Ил-2 (1942 г.); в - опытный штурмовик Ил-2 с блистерной пулеметной
установкой (1942 г.); г - оиьпный штурмовик Ил-2 с турельной установкой типа МБ-3
(1942 г.): д - серийный штурмовик Ил-2 с 37-миллиметровыми пушками НС-37
(1943 г.); с - серийный корректировщик и артиллерийский разведчик Ил-2КР
(1943 г.) : ж - серийный учебно-тренировочный штурмовик У Ил-2 (1943 г.)
V 14- /5 16 17 18 19 п0 - V 4 9 от, пЧ
Рис. 6.15.
Компоновка серийного двухместного штурмовика Ил-2 с двигателем ЛМ-38Ф:
/ — храповик для автостартера; 2 — расширительный бачок системы охлаждения
двигателя: 3 —двигатель АМ-38Ф; 4 - штырь прицела ВВ-1; 5 - бачок-пеногаситель
системы смазки двигателя: 6 — верхний бензобак; 7 - баллон с углекислым газом для
заполнения свободного пространства бензобаков; 8 — вильчатый шкворень турельной
установки оборонительного пулемета; 9 - передний узел. крепления стабилизатора;
10 - узел навески руля направления; // - трубчатый лонжерон руля направления;
12 — амортизатор хвостовой опоры самолета; 13 — маслобак; 14 - носовая часть фю-
зеляжа-бронекорпус; 15 - туннель подвода воздуха для охлаждения в о до радиатора;
16 - водорадиагор; /7 - масло радиатор; 18 - нижний бензобак; 19 - заслонка водо-
радиатора: 20 — заслонка маслорадиатора; 21 — задний бензобак; 22 - кабина
стрелка; 23 - баллон со сжатым воздухом; 24 — бронестенка стрелка; 25 — хвостовая
часть фюзеляжа деревянной конструкции; 26 - весовой компенсатор руля высоты
107

почти вдвое нормального бомбового груза сделали этот самолет
неприемлемым для серийного производства.
Не получила распространения также и кабина стрелка самолета Ил-2,
оборудованная турельной установкой МВ-3 с пулеметом УБТ. Она
обеспечивала значительно большие, по сравнению с первым вариантом, вертикальные
и горизонтальные углы перемещения 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 результатам 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 противника. Только
за время войсковых испытаний огнем стрелков сбито семь самолетов
Ме-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 гарантировало его от
неожиданных атак истребителей противника с задней полусферы. Стрелок
информировал летчика также о разрывах снарядов зенитной артиллерии в
задней полусфере, и летчик 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.
В соответствии с пожеланиями фронтовиков благодаря установке
турели ВУБ-3, разработанной под руководством И. И. Торопова, углы
обстрела озадней огневой точки двухместного самолета Ил-2 были увеличены до
45° вверх, 35° в сторны и 12 вниз.
С января 1943 г. на фронт в большом количестве стали поступать
двухместные самолеты Ил-2 с более мощным форсированным двигателем
АМ-38Ф, с лучшими летными, маневренными и взлетно-посадочными
данными. Новый двигатель имел взлетную мощность 1250 кВт (1700 л.с),
которая на кратковременном боевом режиме могла быть увеличена до 1309 кВт
(1780 л.с). Такое повышение 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. Снижение
степени сжатия двигателя позволило использовать для АМ-38Ф более
дешевый низкооктановый бензин. Кроме того, рядом конструктивных
мероприятий была резко увеличена надежность работы форсированного двигателя.
Этому способствовала и новая конструкция всасывающего патрубка
двигателя (ранее при эксплуатации Ил-2 с пыльных фронтовых аэродромов
отмечались случаи загрязнения карбюратора и цилиндров двигателя АМ-38, что
приводило к его быстрому износу, повышало вероятность неожиданного
отказа двигателя в полете). По рекомендации 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 цилиндра.
108

Схема двухместного самолета Ил-2 (крыло со "стрелкой")
Для облегчения подъема хвоста при взлете двухместного самолета Ил-2
и улучшения его продольной устойчивости по рекомендации ЦАГИ с осени
1943 г. в системе управления рулем высоты стали устанавливать
контрбалансиры. Установленный на тяге руля высоты контрбалансир улучшил
продольную устойчивость самолета. Был облегчен подъем хвоста при взлете и
сам взлет.
Продольная статическая устойчивость, ухудшившаяся на двухместных
самолетах из-за смещения полетной центровки назад примерно на 3,5%
средней аэродинамической хорды, стала лучше после перемещения
центровки двухместного самолета вперед благодаря увеличению стреловидности
отъемных частей крыла до 15 . Серийные заводы смогли начать выпуск
двухместных самолетов Ил-2, имеющих крыло со стрелкой, только в конце
1943 г. (рис. 6.16).
Другим направлением совершенствования боевых свойств самолета
Ил-2 являлось повышение мощи его наступательного вооружения. Пушки
ИШАК и ВЯ, устанавливавшиеся на самолетах 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 самолета по большим объемным и площадным целям -
скоплениям бронетанковой техники, колоннам автомашин,
артиллерийским батареям, укрепленным узлам, железнодорожным составам, складам,
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) калибра 37 мм,
разработанных под руководством Б. Г. Шпитального. Большие габаритные размеры
этой пушки определили ее размещение в обтекателях под крылом самолета
Ил-2. Из-за установки на пушке большого магазина, рассчитанного на 40
снарядов, ее пришлось очень сильно опустить вниз относительно
строительной плоскости крыла, что не только усложнило конструкцию крепления
пушки к крылу, но и потребовало сделать для нее громоздкие, с большим
поперечным сечением обтекатели.
Самолет Ил-2 с двумя крупнокалиберными пушками Ш-37 имел на во-
109

оружении также два крыльевых пулемета ШКАС с общим боезапасом в
1500 патронов, 8 ракетных снарядов PC-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 расположение пушек
относительно центра масс самолета приводило к увеличению пикирующего
момента при стрельбе из пушек, "клевкам" самолета и снижению прицельности
пушечного огня.
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 руководством А. Э. Нудельмана.
Ленточное питание этих пушек позволило разместить их непосредственно у
нижней поверхности крыла с использованием конструктивно очень
простого и быстроразъемного крепления. Пушки закрывали относительно
небольшие обтекатели, каждый из которых состоял из двух легко
открывающихся створок. Каждая пушка имела боезапас из 50 снарядов, укладывавшихся
не в снарядные ящики, а непосредственно в отсеки крыла. Максимальная
масса бомбового груза этого варианта самолета была равна 200 кг.
Двухместные самолеты Ил-2 с пушками НС-37 с большим боевым
эффектом были впервые применены против скоплений вражеских 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 кг.
Однако наличие обтекателей и большой разнос масс (масса одной пушки с
50 снарядами — 237 кг) по размаху крыла делали самолет с 37-миллиметро-
выми пушками более инертным при маневрирований'по сравнению с
обычными двухместными самолетами Ил-2. Пушка НС-37 зарекомендовала себя
как надежное^ мощное оружие, особенно эффективное при действии по
объемным и площадным целям. В то же время сильная отдача пуШек
создавала определенные трудности в ведении прицельного огня nb точечным
целям, особенно при стрельбе из одной пушки. Требовалось установите 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 потери 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, двухместные самолеты
Ил-2 с пушками Н0-37 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 испытания-, 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 ракетный двигатель.
Эффективность поражения самолетом Ил-2 бронетанковой техники
особенно возросла после включения в состав бомбового груза самолета
малогабаритных противотанковых авиабомб ПТАБ-2,5-1,5 кумулятивного
ПО

действия, разработанных И. А. Ларионовым. 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 бомбо-
отсеки самолета Ил-2. Сбрасьшая эти бомбы с высоты 75—100 м, самолет
Ил-2 поражал практически все танки в полосе шириной примерно 15 м и
длиной около 70 м. При попадании в цель бомба ПТАБ пробивала броню
толщиной до 70 мм. Самолеты 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
штурмовой авиационной дивизии, которой командовал полковник А. Витрук,
только за первые пять дней Курской битвы уничтожили и повредили 422
вражеских танка [ 22].
Наводка на цель наступательного оружия штурмовика на самолетах
Ил-2 первых серий осуществлялась с помощью коллиматорного прицела
ПБП-16. Однако из-за большого количества травм, получаемых летчиками
при вынужденных посадках от ударов 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 бронекорпуса и сетки, нанесенной на лобовое стекло фонаря кабины
летчика. Хотя этот прицел по своим техническим данным и уступал прицелу
ПБП-16, он быстро осваивался летным составом и обеспечивал достато-
ную точность стрельбы и бомбометания с пикирования под углом 25-30°.
Сбрасывание бомб с горизонатльного полета, когда цель была зжрыта
фюзеляжем самолета, облегчалось применением специального устройства, так
называемого временного мехнизма штурмовика (ВМШ-2).
Существовали и другие модификации самолета Ил-2.
Для корректировки артиллерийской стрельбы и артиллерийской
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 оборудования, топливную систему и схему
бронирования были внесены небольшие изменения. Обычно устанавливавшуюся
на самолетах Ил-2 рацию РСИ-4 заменяли на более мощную, с большей
дальностью действия, которую размещали в средней части фонаря кабины
экипажа непосредственно за бронеспинкой пилота над уменьшенным по
высоте задним бензобаком. Для фиксации результатов разведки в хвостовой
части фюзеляжа самолета устанавливали фотоаппарат АФА-И или АФА-ИМ.
Внешне самолтеы >Ил-2КР от обычных Ил-2 отличались радиоантенной,
установленной на переднем неподвижном козырьке фонаря кабины пилота.
В 1943 г. стали выпускаться небольшими сериями учебно-трени ров
очные самолеты У Ил-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 вооружение самолета УИл-2 состояло из двух пулеметов
ШКАС с боезапасом 1500 патронов, двух PC-82 и 200 кг бомб. В хвостовой
части самолета иногда устанавливали оборудование для буксировки
воздушных мишеней. Самолет У Ил-2 был проще в технике пилотирования и
обладал лучшей продольной статической устойчивостью, 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 разнообразные боевые задачи. Их
широко применяли практически во всех крупных боевых операциях
Великой Отечественной войны и на их технической основе впервые в мире были
111

созданы не только штурмовые авиационные полки и дивизии, но и
штурмовые авиационные корпуса. О результатах массированного применения
штурмовиков Ил-2 на поле боя можно судить по следующему донесению
[27] секретаря ЦК Компартии Белоруссии представителю Ставки
Верховного Главнокомандования в июле 1944 г.:
На днях мы обнаружили и осмотрели в лесах юго-восточней Минска огромнейший
укрепленный лагерь немцев, полностью уничтоженный нашей штурмовой авиацией.
Этот район оставляет потрясающее впечатление по масштабам разгрома и по
демонстрации мощи нашего воздушного флота...
Укрепленный лагерь обнаружила и уничтожила наша штурмовая авиация,
конкретно штурмовая Сталинградская Краснознаменная дивизия. В лагере в момент
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 боевые и
транспортные суда противника, поддерживали с воздуха высадку морских десантов
в его тылу.
Особенно эффективным способом уничтожения вражеских кораблей
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, врезались в борт корабля. Опыт показывал, что при
топмачтовом бомбометании из четырех бомб ФАБ-100, сбрасываемых с
самолета Ил-2, одна, как правило, попадала в корабль. По оценке наркома
Военно-Морского Флота Н. Г. Кузнецова, результативность топмачтового
бомбометания оказалась примерно в 5 раз выше, чем при бомбометании с
горизонтального полета.
Придавая борьбе с самолетами Ил-2 большое значение, противник
использовал против них все виды наземного стрелкового оружия,
малокалиберную автоматическую зенитную артиллерию, обычную средне- и
крупнокалиберную зенитную артиллерию и даже танковые пушки. Вражеским
летчикам командование предлагало в первую очередь бороться с Ил-2, иной
раз даже в ущерб другим боевым задачам.
Несмотря на сильное противодействие противника, эффективность
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 планера
самолета Ил-2, специалисты отмечали, что центроплан самолета после
значительных повреждений лонжеронов и нервюр сохранял некоторую прочность:
хотя разрушение одного лонжерона 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 м2, самолет также сохранял достаточные прочность
и летучесть, дающие возможность летчику прилетать на свой аэродром. И
фюзеляж Ил-2, даже при больших повреждениях 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. Конструкция шасси
Йл-2 была исключительно прочной и даже при боевых повреждениях отдель-
112

ных 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 воздушной 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
руками. Из-за разрушения тяги правого элерона и отклонения левого элерона
только вниз самолет очень легко входил в левый крен, а в правый крен
входил только с большим усилием на педалях и ручке. При планировании и
на посадке летчику пришлось регулировать газом двигателя траекторию
планирования, так как с 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 количества самолетовылетов, а боевые
повреждения - 50%. Из поврежденных самолетов 6% произвели вынужденные
посадки вследствие ранения летчика или нарушения работы двигтеля. Из-за
разрушения планера самолета вынужденные посадки совершались очень редко.
Все остальные поврежденные самолеты благополучно возвращались на свои
аэродромы, и 90% их были восстановлены силами технического состава или
полевых авиаремонтных мастерских, а 10% - отправлены в ремонтные
организации или списаны. Примерно такое же положение наблюдалось в
штурмовых частях и других воздушных армий.
Массовому применению самолетов Ил-2 на всех фронтах Великой
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 отличался трудностью. При действиях над целью
и в воздушном бою внимание летчика 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 за приборами. Я не знаю ни
единого случая, чтобы из-за ошибок в технике пилотирования 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 боеспосбного состояния. Кроме того, руководство гитлеровских
8-Зак. 731
113

люфтваффе сделало основную ставку на пикирующий бомбардировщик
Юнкере 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 пилота,
но бронезащита двух его двигателей воздушного охлаждения была
относительно слабой, да и летно-тактические данные невысокими (табл. 6.2). В
сочетании с отсутствием оборонительного вооружения это привело к
практически полному уничтожению самолетов Хеншель Hs-129. Всего до конца
войны было построено 869 самолетов Хеншель Hs-129. Советские
самолетостроители дали фронту 36 163 самолета Ил-2.
Союзные войска использовали в качестве штурмовиков, мало
приспособленные для этой цели истребители (Рипаблик Тандерболт) и
бомбардировщики (Дуглас A-20G). Эти машины были достаточно эффективны как
штурмовики только при отсуствии или предварительном подавлении
противовоздушной обороны противника и в дневных условиях действовали с
прикрытием истребителями.
Самолеты Ил-2, как это и предвидел С. В. Ильюшин, с самого начала
войны применялись в условиях сильнейшего противодействия всех средств
противовоздушной обороны, в том числе и истребителей противника. Тем
не менее, даже в условиях воздушного превосходства врага на первом этапе
войны, они могли уверенно и с большим боевым успехом выполнять
самые разнообразные боевые задачи как по непосредственной поддержке
наземных войск на поле боя, так и по уничтожению противника в
тактической, а частично и в оперативной, глубине его обороны. По сравнению с
фронтовыми бомбардировщиками того времени самолеты Ил-2 меньше
зависели от капризов погоды и могли действовать в сложных
метеорологических условиях, лишь бы позволяла видимость. Для Ил-2 легче было
подыскать и подготовить аэродром в прифронтовой зоне, штурмовики быстро
снаряжались к повторному боевому вылету, теснее, чем бомбардировщики,
взаимодействовали с наземными войсками как в обороне, так и в
наступлении. С появлением на фронте двухместных самолетов Ил-2 сила ударов
советских штурмовиков по врагу возросла еще больше.
Сравнение летно-техническнх характеристик бронированных штурмовиков 194Э г.
Самолет и
двигатель

Взлетная
мощность,
кВт
(л.с.)

Нормальная
полетная масса,
кг


мальная
скорость у
земли,
км/ч
Наступательное вооружение
Пушки Пулеметы Ракеты
Число X калибр

Максимальная

бомбовая
нагрузка,
кг

Двухместный Ил-2 с
АМ-38Ф
(СССР)

Одноместный Хеншель
Hs-129B-2
с Гном Рон
14М 04/05
(Германия)
1287
((1750)
2X559
(2X760)
6103
5150
387
343
2X23
2X37
-
1X30
2X7,62
2X7,62
2X16
2X7,92
2X7,92
4X82
-
_
600
200
350
114

Простые и дешевые в производстве, выпускавшиеся в больших
количествах и обладавшие высокими боевыми качествами, самолеты 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 развития штурмовой авиации и способствовали появлению
новой тактики ее боевого применения. Летчики-штурмовики и воздушные
стрелки, воевавшие на Ил-2, внесли значительный вклад в обеспечение
победы советского народа над врагом. И прежде всего им, летчикам и
воздушным стрелкам, их воинскому умению, мужеству 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 определил тематику
дальнейших опытно-конструкторских работ по бронированным самолетам,
проводившихся в ОКБ под руководством 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 действиях бомбардировщиками и транспортными самолетами
противника самолеты Ил-2 как правило их сбивали. У же в начальный период
войны в боевой практике многих штурмовых авиационных полков
неоднократно отмечались случаи, когда самолеты Ил-2 атаковали сомкнутые
боевые порядки немецких пикирующих бомбардировщиков Юнкере Ju-87,
оборонительные пулеметы 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 Юнкере Ju-52, снабжавших окруженную в районе
Демянска вражескую группировку. Не менее успешными были действия
самолетов Ил-2 в качестве истребителей против немецких средних
бомбардировщиков 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 конструкторскому коллективу
С. В.Ильюшина.
8*
115

Работа над истребителями не была новой в конструкторской практике
С. В. Ильюшина. Еще в начале 1936 г. ему было поручено спроектировать и
построить истребитель ЦКБ-32. При проектировании этого самолета
ставилась задача получить максимальную скорость полета ~ 550 км/ч, для чего
следовало установить на самолет самый мощный из имевшихся в стране
двигатель 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, конструкция которого обеспечивала
снижение вредного лобового сопротивления до минимальной величины. Самолет
отличался малыми размерами, довольно высокой для того времени
удельной нагрузкой на крыло, равной примерно 150 кг/м2, имел убирающееся
одностоечное шасси, закрытую кабину пилота и испарительную систему
охлаждения двигателя, позволившую отказаться от громоздких,
выступающих в воздушный поток и создающих большое лобовое сопротивление
обычных водяных радиаторов. 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 поверхностей которых
являлась обшивкой крыла и охлаждалась воздухом, обтекающим крыло. Пар
конденсировался в воду, которая дополнительно охлаждалась и вновь
поступала в систему охлаждения двигателя. Истребитель имел очень мощное в
то время вооружение 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-радиатор и масляный радиатор сильно грелись в
полете). СВ. Ильюшин признал нецелесообразным дорабатьшать систему
охлаждения и прекратил испытания самолета. Действительно,
испарительная система охлаждения обладала слишком значительным для боевого
самолета недостатком: ее большая площадь увеличивала вероятность
поражения испарительных трубок во время воздушного боя, а малейшая течь в
системе приводила к потере охлаждающей двигатель жидкости и выходу
самолета из строя. Сложным было и наземное обслуживание крыла-радиа-
116

горизонтальные скорости
Рис. 7.2.
Максимальные
самолетов:
/ - истребитель Ил-2И; 2 - средний
бомбардировщик Хейнкель Не-111Н; 3 -
пикирующий бомбардировщик Юнкере
Ju-87 D-3
тора 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 двига-
Ичм
1+000
3000
2000
1000
А
J-
л
А А'
300
350
W0 К км/ч
тель АМ-35, и по проектированию пушечных установок 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 государственные 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 самолета Ил-2И осталось только две пушки ВЯ с
боезапасом по 150 снарядов. На наружные бомбовые замки самолета могли быть
подвешены две бомбы массой по 250 кг.
При испытаниях самолет Ил-2И с нормальной полетной массой 5383 кг
достиг максимальной горизонтальной скорости 415 км/ч на высоте 1300 м,
т.е. при практически одинаковой полетной массе, но с более мощным
двигателем он не смог превысить скорость опытного одноместного самолета
Ил-2. Сказалась, по-видимому, недостаточная тщательность отделки
внешней поверхности серийных самолетов Ил-2. Тем не менее, на высоте до
4000 м скорость самолета Ил-2И значительно превышала максимальную
скорость широко применявшихся в войне вражеских бомбардировщиков
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 последних по ломаному маршруту с доворотами,
обеспечивающими возможность ведения бомбардировщиками прицельного
оборонительного огня. Однако активно бороться с новейшими
скоростными бомбардировщиками и истребителями противника Ил-2И не мог.
Для этого предназначался одноместный бронированный истребитель
малых и средних высот Ил-1 с расчетной максимальной скоростью полета
около 600 км/ч и характеристиками маневренности, позволявшими ему
вести активный наступательный воздушный бой с новейшими вражескими
истребителями Ме-109 G-2 и FW-190A-4.
В соответствии с постановлением ГКО истребитель Ил-1 был
спроектирован под новый двигатель жидкостного охлаждения АМ-42 с взлетной
мощностью 1471 кВт (2000 л.с), разработанный в ОКБ А. А. Микулина и
с мая 1943 г. доводившийся на опытном тяжелом штурмовике-бомбарди-
117

Рис. 7.3.
Схема компоновки масло- и водорадиа-
торов системы охлаждения двигателя
АМ-42:
а — вид сбоку; б - вид в плане; 1 - бро-
некорпус; 2 - центроплан крыла; 3 -
водяной радиатор; 4 — масляный
радиатор
ровщике Ил-АМ-42. Как и на Ил-2И,
летчик, двигатель, системы
охлаждения и смазки двигателя, топливные
баки должны были быть защищены
броней, надежно предохраняющей их
от поражения оборонительным
оружием бомбардировщиков.
С. В. Ильюшин не разделял
концепций бронированного истребителя
и проектирование Ил-1 велось с
позиций обеспечения не только заданных летно-технических данных истребителя,
но и возможности использования этого самолета в дальнейшем в качестве
скоростного и маневренного штурмовика.
При проектировании истребителя Ил-1 главной задачей являлось
обеспечение максимально высокого аэродинамического совершенства самолета.
Оно достигалось применением на Ил-1 нового крыла с увеличенной по
сравнению с Ил-2И удельной нагрузкой и соответственно меньшей, чем у
него, площадью. Крыло компоновалось из скоростных аэродинамических
профилей с различной относительной толщиной по размаху —
максимальной в центроплане, куда убирались колеса основных опор шасси, и
минимальной на отъемной части крыла. Главное внимание уделялось улучшению
формы бронекорпуса, естественно, без излишнего усложнения технологии
его изготовления. Это достигалось новой компоновкой водо- и маслорадиа-
торов систем охлаждения и смазки двигателя, которые полностью
размещались в бронекорпусе за передним лонжероном центроплана (рис. 7.3). Ра-
Рис. 7.4.
Схема основной опоры самолетов Ил-1
и Ил-10:
а - шасси выпущено; б - шасси убрано;
/ - колесо; 2 - шлиц-шарнир; 3 -
амортизационная стойка; 4 - верхний
узел крепления стойки к переднему
лонжерону крыла; 5 — тяга поворота
стойки; 6 — указатель выпущенного
положения шасси; 7 - цилиндр
подъема-выпуска шасси; 8 - подкос; 9 — замок
подкоса
а)
118
д)

диаторы охлаждались наружным воздухом, поступавшим через два
воздухозаборника в местах стыка носка центроплана с фюзеляжем с правой и с
левой стороны 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 специальным бронесовком. Благодаря такому
компоновочному решению обводы бронекорпуса удалось сделать более плавными,
чем на Ил-2, а более выгодная в аэродинамическом отношении схема
продува радиаторов позволила уменьшить их размеры и сопротивление. 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 сопротивление обтекателей шасси по сравнению с Ил-2И (рис. 7.4).
Простая и надежная кинематическая схема поворота колес с помощью
одной тяги, разработанная для Ил-1, неоднократно применялась 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 самолета: 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 оперение и
деревянную хвостовую часть фюзеляжа. Его вооружение состояло из двух
пушек ВЯ калибра 23 мм, установленных в консолях крыла вне зоны, оме-
таемой винтом, на специальных стальных креплениях.Каждая пушка имела
боезапас из 150 снарядов. 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, поражая атакующий
самолет противника. Бомбового вооружения истребитель Ил-1 не имел, но в
случае необходимости при перегрузочной полетной массеоон мог нести
200 кг бомб на наружной подвеске.
119

Рис. 7.6.
Максимальные горизонтальные скорости истребителей:
1 — истребитель Ил-1; 2 — истребитель Мессершмитт
Ме-109 G-2; 3 - истребитель Фокке-Вульф FW-190A-4
19 мая 1944 г. летчик-испытатель В. К. Кок-
кинаки совершил на истребителе Ил-1 первый
полет. В процессе проведения заводских летных
испытаний на самолете Ил-1 с нормальной
полетной массой 5320 кг была достигнута
максимальная скорость горизонтального полета 580 км/ч
на высоте 3260 м. По своим скоростным
характеристикам в диапазоне высот от земли и до
4000 м бронированный истребитель Ил-1
значительно превосходил широко применявшийся в Люфтваффе истребитель
FW-190A-4 и практически 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 вираж в
горизонтальной плоскости на высоте 1000 м самолет завершал за 20 с, а истребитель
Ме-109О2 - за 22-23 с. Боевым разворотом за 13—14 с истребитель Ил-1
набирал высоту 900 м. Однако благодаря возросшей мощи советской
истребительной авиации, 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 двухместного варианта этого
самолета - скоростного и высокоманевренного бронированного
штурмовика, также имевшего обозначение Ил-1, стрелково-пушечное и бомбовое
вооружение которого было таким же, как и на самлете Ил-2 (рис. 7.7).
Считая, что такой штурмовик значительно нужнее фронту, чем бронированный
истребитель, СВ. 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 бро-
неперегородка, являвшаяся 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 маневренности Ил-1.
По сравнению с Ил-2 была изменена толщина некоторых 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 практически не поражается верхняя передняя часть бронекорпуса:
для огня с земли она недосягаема, от огня истребителя противника со
стороны хвоста самолета ее защищал стрелок, а спереди самолет Ил-2
вражеские истребители, как правило, не атаковали, опасаясь мощного огня
наступательного стрелково-артиллерийского вооружения самолета. В связи с
этим верхняя часть бронекорпуса нового штурмовика, имевшая к тому же
поверхность двойной кривизны, которая обеспечивала малый угол встречи
снаряда с обшивкой, выполнялась из дюралюминиевых листов толщиной от
1,5 до 6,0 мм. Новым было и применение в бронезащите самолета экраниро-
Н,м
500
550 У, км/ч
120

Рис. 7.7.
Схема штурмовика Ил-10 (а) и
учебного штурмовика УИл-10 (б)
(первоначальное обозначение — Ил-1)
17 16 15 П
Рис". 7.8.
Компоновка штурмовика Ил-10:
1 воздушный винт АВ-5 Л-24; 2 — расширительный бачок системы охлаждения
двигателя; 3 - двигатель АМ-42; 4 - бачок пено гаситель 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 гранат АГ-10; 11 — радиоприемник; 12 — радиопередатчик; 13 —
аэрофотоаппарат; 14 — нижний бензобак на 290 л; 75 — заслонка туннеля масляного радиатора;
16 — масляный радиатор; 17 — всасывающий патрубок карбюратора двигателя с пыле-
фильтром (открыт при выпущенном шасси); 18 — всасывающий патрубок
карбюратора двигателя (открыт при убранном шасси)
Рис. 7.9. а) ^ 6)
Схема вариантов бомбовой загрузки самолета Ил-10:
а - мелкие бомбы; б — бомбы массой по 100 кг; в — бомбы массой по 250 кг
121

ванной броневой системы: задняя бронеспинка и подголовник пилота, а
также бронеперегородка стрелка были выполнены из двух 8-мкчлиметро-
вых бронеплит с воздушным промежутком между ними. Такая система
эффективно защищала стрелка и пилота от поражения 20-миллиметровыми
снарядами авиационных пушек. Бронекорпус нового штурмовика был
включен в силовую схему планера самолета.
Двухместный штурмовик Ил-1 сохранил все основные геометрические
параметры и конструктивные особенности одноместного истребителя, но
имел цельнометаллическую конструкцию. Его наступательное стрелково-
артиллерийское вооружение состояло из двух пушек ВЯ с общим
боезапасом 300 снарядов и двух пулеметов ШКАС, имевших 1500 патронов.
Пушки и пулеметы устанавливали в консолях крыла вне диска, ометаемого
винтом. В нормальном варианте штурмовик имел бомбовый груз 400 кг, а
в перегрузочном — 600 кг. Вместо четырех бомбовых отсеков на Ил-2, на
новом штурмовике в утолщенной части центроплана справа и слева от
фюзеляжа были оборудованы два бомбоотсека, размеры которых позволяли
размещать в них бомбы массой от 1 до 100 кг (рис. 7.9). Мелкие бомбы
массой до 50 кг укладывали в отсеки непосредственно на створки бомбо-
люков и сбрасывали после их открытия. Это позволило отказаться от
применявшихся на Ил-2 кассет мелких бомб, увеличить количество
загружаемых в отсек бомб и ускорить процесс снаряжения самолета новыми
бомбами для повторного вылета. Бомбы массой от 50 до 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 усилено оборонительное
вооружение нового самолета. Его задняя подвижная стрелковая установка ВУ-8 с
пулеметом УБК, имевшим боезапас 150 патронов, обеспечивала следующие
углы обстрела 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 имевшая боезапас из
150 снарядов. Кроме того, в хвостовой части штурмовика установили
держатель на 10 авиационных гранат АГ-2.
В связи с большой загруженностью опытного производства ОКБ и
стремлением СВ. Ильюшина заранее ознакомить коллектив серийного
завода с особенностями конструкции нового штурмовика, постройка первого
двухместного самолета Ил-1 производилась на заводе № 18, выпускавшем
Ил-2. В феврале 1944 г. ответственный представитель ОКБ на этом заводе
В. Н. Бугайский докладывал С. В. Ильюшину:
Наконец можно рапортовать, машину закончили. Отправку в Москву намечаем к
15 февраля... Мотор заменить не сумели, так как его нам не дали до сйх пор...
Машина получилась хорошая во всех отношениях... исключительно перспективная и
многообещающая, а главное, ясная во всех элементах. Хорошо 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 самолета были проведены быстро, и
уже 13 мая он был сдан на государственные испытания, продолжавшиеся
всего две недели.
Летно-тактические данные самолета Ил-10 оказались выдающимися:
при полетной массе 6335 кг на номинальном режиме работы двигателя
максимальная горизонтальная скорость полета Ил-10 на высоте 2800 м оказа-
122

Рис. 7.10.
Максимальные горизонтальные скорости:
1 - штурмовик Ил-10; 2 - истребитель Ме-109 G-2; 3 -
истребитель FW-190A-4
лась 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 легких фронтовых истребителей
Люфтваффе Me-109G-2 и FW-109A-4 (рис. 7.10).
Результаты государственных испытаний Ил-10 и
его показательные воздушные бои с истребителем Ла-5ФН,
превосходившим по скорости и маневренности все истребители противника,
подтвердили правильность основной идеи проектирования Ил-10, состоящей в том,
что оптимальное сочетание мощного наступательного и оборонительного
вооружения бронированного штурмового самолета с большой скоростью и
отличной маневренностью обеспечивает ему не только эффективное
выполнение разнообразных боевых задач по уничтожению различных наземных
целей, но и позволяет штурмовику вести активный воздушный бой со
всеми типами вражеских истребительных самолетов.
Отличные летно-тактические данные Ил-10 способствовали тому, 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 [ 30]. С октября 1944 г. первые серийные самоле-
еты 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 самолетов Ил-10 этого полка,
ведомая Героем Советского Союза Ф. А. Жигариным, впервые штурмовала
вражеские танки и мотопехоту 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 штурмовик имеет ряд
следующих существенных преимуществ перед Ил-2.
а) большой диапазон скоростей и лучшая маневренность облегчают
задачу истребителей сопровождения и позволяют самолету вступать в
активный воздушный бой с противником;
б) полное бронирование экипажа повышает живучесть самолета;
в) простота в технике пилотирования и сравнительно легкий подход
к эксплуатации как летным, так и техническим составом дают возможность
перевооружить штурмовые авиачасти этим самолетом 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 количествах самолеты Ил-10
применялись в войне с империалистической Японией. Действуя по кораблям
противника, штурмовики Ил-10, кроме обычных бомбовых ударов с
горизонтального полета или с пикирования под небольшим углом, широко приме-
500 550 К км/ч
123

няли 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 установок, 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
штурмовик Воронина атаковал японский истребитель, который был сбит
первой же очередью его воздушного стрелка А. Иванова [ 12].
После завершения войны самолетами Ил-10 были перевооружены 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-артил-
лерийского вооружения они стали оснащаться только пушками. Четыре
новых пушки НС-23 калибра 23 мм с общим боезапасом 600 снарядов, как и
старое стрелково-артиллерийское вооружение, размещались в консолях
крыла. Пушки ЦС-23, разработанные под патрон с уменьшенным зарядом,
были почти вдвое легче пушек ВЯ и имели в 1 ь6 раза меньшую отдачу при
стрельбе, Это позволило спроектировать простую и легкую установку
пушек на самолете, значительно упростившую их эксплуатацию по сравнению
с пушками ВЯ. Два оружейника монтировали и демонтировали пушки,
укладывали снарядные ленты и заряэКали пушки примерно за 10 мин, тогда
как такая же подготовка пушек ВЯ требовала не- менее 30 мин. Новое
наступательное артиллерийское вооружение позволило штурмовику
увеличить в 1,5 раза мощность секундного залпа и, главное, точность стрельбы
из пушек: рассеивание снарядов при автоматической стрельбе стало меньше,
чем у пушек ВЯ, 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, повысилась 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 выпускали
учебно-тренировочные варианты штурмовика под обозначением УИл-10
(Ил-ЮУТ), у которых кабина стрелка была переоборудована в кабину
летчика-инструктора, а наступательное стрелковое вооружение несколько
упрощено (см. рис. 9).
Самолет Ил-10 строился серийно до 1947 г. Позднее была проведена
модернизация самолета Ил-10. Основная цель модернизации заключалась в
повышении летно-тактических и эксплуатационных качеств самолета, т.е.
установке более мощного вооружения, увеличения максимальной
дальности полета, улучшении взлетно-посадочных свойств, устойчивости и
управляемости самолета на всех режимах полета.
Для реализации этих требований в конструкцию модифицированного
самолета Ил-ЮМ были внесены изменения, связанные, прежде всего, с
установкой нового крыла с увеличенной на 3 м2 площадью и измененной
формой в плане с характерными прямоугольными законцовками вместо
полукруглых (рис. 7.11). Крыло компоновалось из аэродинамического
профиля Кларк YH, хорошо зарекомендовавшего себя на самолете Ил-2. В
отличие от обычного самолета Ил-10, крыло которого оснащалось сплошным, не
124

Рис. 7.11.
Схема самолетов Ил-10 (а) и Ил-ЮМ (б)
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 значительно увеличина
площадь всех рулевых поверхностей самолета. Улучшение
противопожарной изоляции кабины летчика от моторного отсека, установка
огнетушителей, введение дублирующей проводки к рулю, высоты, новая система
аварийного выпуска шасси способствовали повышению живучести и
надежности модифицированного самолета, а установка более совершенного
пилотажного и радиосвязного оборудования значительно расширили
возможности его применения в сложных погодных условиях. Возросшая в результате
внесенных изменений полетная масса самолета Ил-10М потребовала
увеличения размеров колес основных опор самолета (рис. 7.12).
Вместо пушек НС-23 на самолете Ил-10М установили новые, более
скорострельные пушки того же калибра НР-23 с боезапасом в 600 снарядов.
Бомбовое вооружение дополнили балочными держателями на отъемных
частях крыла, рассчитанными на подвеску бомб калибра 250 кг и
дополнительных топливных баков общей вместимостью 300 л. Улучшилось и
оборонительное вооружение стрелка: электрофикация пушечной турели
позволила сократить время перемещения оружия.
Летом 1951 г. опытный самолет Ил-10М, переделанный из обычной
серийной машины, совершил свой первый полет под управлением
летчика-испытателя В. К. Коккинаки. Введенные изменения положительно сказались
на характеристиках устойчивости и управляемости самолета. Во всем
диапазоне эксплуатационных 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 устойчивости. 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-10М строились серийно с 1951
по 1954 г. включительно и до начала 60-х годов они вместе с обычными са-
125

о
S
2§
■л 8
6 S

молетами Ил-10 состояли на вооружении советской штурмовой авиации. На
смену Ил-10, последним самолетам с поршневыми двигателями в составе
авиации советских ВВС, пришли многоцелевые реактивные истребители-
бомбардировщики, летно-технические данные и вооружение которых более
полно соответствовало 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 воздушный бой с истребителями
противника определили начало проектных работ по еще более скоростному и
маневренному штурмовику Ил-16 облегченного типа, которые
развернулись в 1944 г., практически сразу же после завершения государственных
испытаний Ил-10.
Штурмовик Ил-16 проектировался под новый двигатель жидкостного
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 практически 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 обеспечить 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 бро-
некорпуса.
127

Стрелково-артиллерийское наступательное вооружение самолета
состояло из двух пушек НС-23 с общим боезапасом 280 снарядов и двух
пулеметов ШКАС, которые имели 1400 патронов. Как и на всех предыдущих
штурмовиках С. В. Ильюшина, это оружие устанавливлось в отъемных частях
крыла.
Предполагалось, что Ил-16 будет иметь нормальный бомбовый груз
200 кг и максимальный 400 кг с размещением бомб как внутри самолета
в двух отсеках, оборудованных в центроплане крыла справа и слева от
бронекорпуса, так и снаружи на держателях наружной подвески. Однако в
процессе дальнейшей проектной проработки самолета его нормальный
бомбовый груз увеличился до 400 кг, а максимальный — до 500 кг. Заднюю
полусферу 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 опытного
самолета Ил-16, и летчик-испытатель В. К. Коккинаки совершил на нем первый
полет. Выяснилось, что при таком мощном двигателе реактивный момент
воздушного винта и короткий хвост сильно сказываются на продольной
устойчивости самолета. Для ее улучшения на 500 мм удлинили отъемную
хвостовую часть 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.
8. ТЯЖЕЛЫЕ ШТУРМОВИКИ
Ил-8 и Ил-20
К созданию тяжелых бронированных штурмовиков-
бомбардировщиков с увеличенными (по сравнению с Ил-2) максимальным
бомбовым грузом и дальностью полета конструкторское бюро С. В.
Ильюшина приступило еще до начала Великой Отечественной войны.
Молниеносные кампании гитлеровской Германии в Польше и Франции особенно
наглядно продемонстрировали возросшую роль высокоподвижных
моторизованных и бронетанковых частей. Борьба с такими частями и должна была
стать основной задачей бронированного штурмовика ЦКБ-60,
проектирование которого под руководством СВ. Ильюшина началось осенью 1940 г.
Выполнявшийся по схеме цельнометаллического низкоплана с
разнесенным двухкилевым вертикальным оперением и убирающимися 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 крупнокалибер-
128

ным пулеметом штурмана-стрелка. Экипаж ЦКБ-60 и протектированные
топливные баки были размещены в центральной части фюзеляжа, в броне-
корпусе, который воспринимал нагрузки от различных конструктивных
элементов самолета — пушечных и пулеметных лафетов, лонжеронов крыла,
хвостовой части фюзеляжа. Двигатели, 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
элеронами 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 предусматривалось широкое применение в
конструкции ЦКБ-60 магниевого сплава "электрон".
Бронетанковую технику и мотопехоту противника новый штурмовик,
которому в начале 1941 г. присвоили обозначение Ил-6, должен был
уничтожать своим мощным пушечным и пулеметным огнем, бомбами и
ракетными снарядами. Предусматривалось несколько вариантов установки
стрелково-артиллерийского вооружения. Один из вариантов: пушка
калибра 37 мм, две пушки калибра 23 мм и четыре пулемета калибра 12,7 мм
или 7,62 мм. Все оружие монтировалось на быстросъемных креплениях и
размещалось компактно в носовой части фюзеляжа, что обеспечивало
высокую точность и кучность стрельбы. На внутренней подвеске в шести бом-
боотсеках центроплана самолет мог нести 600 кг бомб, а его максимальный
бомбовый груз достигал 1000 кг. Наступательное вооружение самолета
дополнялось восемью ракетными снарядами РС-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 Великой Отечественной войны усилия
конструкторского коллектива были направлены в первую очередь на
совершенствование самолетов 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 самолеты Ил-2 применяли по их
прямому назначению в качестве штурмовиков. Во втором варианте Ил-2
использовали в качестве ближнего бомбардировщика, что определялось
не только требованиями фронтовой обстановки, но и специальным
приказом наркома Обороны СССР, вышедшим в середине июля 1942 г.
Мы располагаем, — говорилось в приказе, - штурмовиками Ил-2, которые
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 дневные
удары по противнику, но для этого надо немедля покончить с вредной практикой
недооценки самолетов Ил-2 как дневных бомбардировщиков и добиться того, чтобы ни
один самолет Ил-2 не вылетал в бой без полной бомбовой нагрузки.
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 специальным приказом по ВВС, сймолеты
Ил-2 начали применять для разрушения фугасными авиабомбами
долговременных огневых точек обороны противника [ 30]. В этих условиях для
9-Зак. 731
129

Схема тяжелого штурмовика Ил-АМ-42 (первого опытного самолета Ил-8)
фронтовых летчиков особенно желательным стало увеличение
максимального бомбового груза самолета-штурмовика, повышение массы
загружаемых бомб. Летом 1942 г. главному конструктору СВ. Ильюшину
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 противовоздушными огневыми
средствами, СВ. Ильюшин при выборе схемы нового штурмовика
остановился на одномоторном варианте самолета, обеспечивающем наиболее полное и
рациональное бронирование всех его жизненно важных частей. Такое
решение становилось 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 быстрейшего 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. 8.1). 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 патрубок двигателя
на Ил-8 расположили на левом борту фюзеляжа.
Разрабатывали сразу два варианта самолета Ил-8 —
штурмовик-бомбардировщик с дальностью полета около 1100 км и
разведчик-корректировщик с несколько меньшими полетной массой и дальностью полета, но с
более мощным радиосвязным оборудованием. В остальном эти самолеты не
имели различий.
Бронирование самолета Ил-8 было усилено. В частности, в бронекорпу-
се нового штурмовика разместили кабину стрелка с оборонительным
пулеметом УБК калибра 12,7 мм.
130

Схема тяжелого штурмовика Ил-8
Наступательное стрелково-артиллерийское вооружение самолета Ил-8
состояло из двух пушек ВЯ с боезапасом 300 снарядов и двух пулеметов
ШКАС, имевших боекомплект на 1500 патронов. Кроме того, была
предусмотрена возможность установки в крыле самолета вместо пушек ВЯ
двух крупнокалиберных пушек НС-37.
На новом штурмовике были сохранены четыре бомбоотсека в
центроплане крыла с несколько увеличенными размерами, допускающими
размещение внутри самолета 600 кг нормального бомбового груза, причем
мелкие бомбы укладывались в эти бомбоотсеки 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 от 50 до 500 кг.
В перегрузочном варианте бомбовый груз самолета на внутренних 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 оказался в целом простым и легким
в управлении. С нормальной полетной 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 пришлось
заменить пять двигателей, прежде чем удалось обеспечить их достаточно
надежную работу. В феврале 1944 г. первый опытный самолет Ил-8 был
передан на государственные испытания, по результатам которых он был
рекомендован в серийное производство в вариантах
штурмовика-бомбардировщика и разведчика-корректировщика.
В это время уже определились высокие летные данные скоростного
штурмовика Ил-10, и с целью улучшения летных данных самолета Ил-8
С. В. Ильюшин внес предложение о переделке на нем системы охлаждения и
смазки двигателя, а также шасси 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 броне-

корпус, крыло, оперение и шасси, доработаны элероны, рули высоты и
направления, внесены изменения в оборудование самолета, трехлопастный
воздушный винт заменен на четырехлопастный. Получился новый самолет,
сохранивший старое обозначение (рис. 8.2).
Несколько изменилось и вооружение второго опытного самолета Ил-8
Вместо пушек В Я установили пушки НС-23. Усилили оборонительное
вооружение: в кабине стрелка пулемет заменили подвижной пушкой УБ-20,
а для защиты задней нижней полусферы 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 подвеску 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. К. Коккинаки. Заводские летные
испытания самолета вновь затянулись. Из-за недоведенности воздушных
винтов в полетах возникала их сильная тряска. Только после
сравнительных испытаний нескольких типов винтов самолет Ил-8 стал нормально
эксплуатироваться с четырехлопастным воздушным винтом АВ-5л-22Б,
разработанным в ОКБ, руководимом К. И. Ждановым. В. К. Коккинаки
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 выполняла устойчиво, без рысканий,
пикировала устойчиво, хорошо "доворачивалась" на цель. Вывод из
пикирования и посадки были просты, тенденций к сваливанию при высоком
выравнивании самолет 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 системы охлаждения и смазки
двигателя, такая же, как и на Ил-10, более обтекаемый и аэродинамически
чистый бронекорпус, улучшенная форма фонаря кабины пилота и
значительно меньший, чем на первом опытном самолете, мидель обтекателей
шасси — позволили получить на втором опытном самолете Ил-8 более
высокие летно-технические данные. С нормальной полетной массой 7610 кг
на нем была достигнута максимальная скорость горизонтального полета
509 км/ч на высоте 2800 м (рис. 8.3). Испытатели отмечали хорошую
устойчивость и управляемость, большую грузоподъемность, мощное
вооружение, значительные дальность и скорость, удобство и простоту в
эксплуатации нового штурмовика, но одновременно
подчеркивали, что по максимальной
скорости, скороподъемности, маневренности,
длине разбега при взлете и пробега после
посадки штурмовик Ил-8 уступает серийному са-
Рис. 8.3.
Максимальные горизонтальные скорости
самолетов Ил-8:
1 — первый опытный самолет Ил-8 (1943 г.);
2 - второй опытный самолет Ил-8 (1944 г.);
U00 Ь50 500 V^km/ч 3 - серийный штурмовик Ил-10 (1944 г.)
132

Компоновка штурмовика МШ:
1 установка пушек; 2 — вал от двигателя к воздушному винту; 3 - бензобак;
4 - двигатель АМ-38Ф; 5 - масляный и водяной радиаторы
молету Ил-10. Учитывая окончание войны и наличие в серийном
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 испытаний
второго опытного самолета Ил-8 СВ. Ильюшин вновь продолжил работу
над тяжелым бронированным штурмовиком с поршневым двигателем.
Опыт Великой Отечественной войны показал, что все без исключения
типы участвовавших в боевых действиях одномоторных штурмовиков и
ближних бомбардировщиков имели существенный недостаток,
заключавшийся в весьма ограниченном обзоре передней нижней четверти сферы.
Это затрудняло выполнение с одномоторных самолетов прицельного
бомбометания, особенно бомбометания при горизонтальном полете, когда
цель в момент сбрасывания бомб была закрыта носовой частью фюзеляжа.
Самолеты Ил-2 бомбометание при горизонтальном полете выполняли с
помощью временного механизма штурмовика ВМШ-2, который
автоматически 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 точности бомбометания при горизонтальном полете
уже в конце войны был разработан специальный прибор — перископ
штурмовика (ПШ), представлявший собой зрительную трубу, выполненную 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 распространения он не получил.
Работал над этой проблемой и коллектив, возглавляемый СВ.
Ильюшиным. Еще в 1942 г. им был разработан проект одноместного
бронированного штурмовика МШ (рис. 8.4) с одним двигателем АМ-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 помощью 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-артиллерийско-
го вооружения, которое состояло из одной несинхронной крупнокалибер-
133

ной пушки НС-37 (со стволом, пропущенным через редуктор и полый вал
втулки воздушного винта), двух синхронных пушек ШВАК и двух
синхронных пулеметов ШКАС. Все оружие находилось в плоскости прицеливания и
благодаря большой кучности огня обеспечивало надежное поражение
бронетанковой техники и живой силы противника. Стрелково-артиллерийское
вооружение самолета было дополнено бомбами 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 эксплуатационных 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 общую силовую
схему конструкции самолета. Все это в конечном счете привело к
значительному повышению массы пустого самолета и снижению его летно-тех-
нических 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
прекращено.
В конце 1947 г. конструкторское бюро С. В. Ильюшина завершило
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 однодвигатель-
ного двухместного цельнометаллического низкоплана с убирающимся в
крыло главным шасси и однокилевым вертикальным оперением (рис. 8.5).
Компоновка его фюзеляжа была весьма необычной и ранее не встречалась
в истории мировой авиапии. Кабина летчика самолета Ил-20 размещалась
134

Компоновка тяжелого штурмовика Ил-20:
1 - пилот; 2 - бензобак; 3 - стрелок-радист; 4 - верхняя подвижная стрелковая
установка; 5 — неподвижные наклонные пушки; 6 - масляный и водяной радиаторы;
7 - всасывающий патрубок карбюратора двигателя; 8 - двигатель
над двигателем жидкостного 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 пикировании под углом 40—45° он мог
видеть цели, находящиеся непосредственно под самолетом. Сразу за
кабиной летчика был установлен бак для бензина, а за ним находилась кабина
стрелка, дистанционно управлявшего огнем 23-миллиметровой пушки в
подвижной установке с гидравлическими приводом и контурным
механизмом для обвода ствола пушки по контуру фюзеляжа и оперения,
защищавшего эти части самолета от прострела своим же оружием.
Подвижная установка была спроектирована в ОКБ под
непосредственным руководством С. В. Ильюшина. По сравнению с ранее
применявшимися на штурмовиках подвижными установками Ил-ВУ-11 обеспечивала очень
большие углы обстрела задней полусферы - 80° вверх и по 90° вправо и
влево, что являлось следствием отделения пушечной установки от кабины
стрелка, которую к тому же удалось полностью забронировать
металлической и прозрачной броней. Максимальные скорости перемещения оружия в
подвижной установке составляли 40—45 градус/с (рис. 8.6). Эскизным
проектом был предусмотрен второй вариант оборонительного вооружения
самолета Ил-20, в котором вместо верхней пушечной установки применяли
кормовую пушечную подвижную установку, расположенную за оперением
самолета. Эта установка обеспечивала лучшую защиту самолета от атак
истребителей противника со всех направлений задней полусферы.
Дополнительно к пушечному оборонительному вооружению самолет Ил-20 должен
был иметь также десять авиационных гранат АГ-2.
Все важные части самолета, такие как кабины пилота и стрелка,
топливный бак, двигатель, все агрегаты питания двигателя, систему его
охлаждения и смазки размещали в бронекорпусе, толщину листов которого
подбирали в зависимости от условий и последствий их поражения огнем
наземного и воздушного противника. При подборе толщины броневых листов
учитывали большой опыт боевой работы штурмовиков Ил-2 и Ил-10 на
фронтах Великой Отечественной войны. Передняя нижняя часть бронекорпуса
с двигателем имела две плоскости разъема — по полу кабины пилота и по
заднему торцевому шпангоуту. Это позволяло при необходимости быстро
135

_^^JH
Рис. 8.7.
Схема атаки наземной цели самолетами Ил-10 и Ил-20:
/ Ил-20; 2 -Ил-10
отстыковать неисправный или поврежденный двигатель вместе с бронека-
потом и заменить его новым исправным двигателем, заранее
установленным в такой же взаимозаменяемый бронекапот.
Предусматривалось несколько вариантов наступательного
артиллерийского вооружения самолета Ил-20. По основному из них предполагалось
установить на этом штурмовике четыре пушки в фюзеляже,
смонтировав их наклонно стволами вниз. Максимальный 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 СВ. Ильюшина других типов,
бомбы в эти отсеки могли загружаться прямо на бомболюки. Наружные
держатели 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 тактические
преимущества при атаке наземных целей по сравнению с классическими
штурмовиками, например, с Ил-10. Обычно штурмовики 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
построение повторных заходов значительно снижали эффективность
штурмовки: противник укрывался или рассредоточивался на местности.
Хороший обзор позволял летчику штурмовика Ил-20 открывать прицельный
пушечный огонь из крыльевых установок в горизонтальном полете еще при
подходе к цели, вне зоны действия ее противовоздушной обороны. При
атаке с пикирования, например 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. 8.7).
Заключавший в себе много новых идей эскизный проект штурмовика
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 нецелесообразной: в атаке она использовалась
относительно непродолжительное время, а прицельность огня из нее все же была
136

невысокой. Опытный самолет имел четыре подвижные крыльевые пушки
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 самолета Ил-20 при атаке наземных целей по
сравнению с обычными штурмовиками типа Ил-10 сохранялись. Снятие
фюзеляжных пушек 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, противообледенительнои системы, источником тепла для
которой служили бензиновые подогреватели. Нагретый в них наружный
воздух поступал в носки крыла и стабилизатора. Противообледенительная
система и комплекс совершенного пилотажно-навигационного и
радиосвязного оборудования обеспечивали использование штурмовика в сложных
погодных условиях.
Первый полет Ил-20 с двигателем М-47 состоялся в начале декабря
1948 г. под управлением летчика-испытателя В. К. Коккинаки. 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, переход авиации на реактивные двигатели требовал
создания самолета с 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 времени эта машина обладала
очень высокими летно-тактическими данными, и сам СВ. Ильюшин оценил
создание Ил-40 как значительный качественный скачок [30].
Справедливость его оценки подтвердило последующее развитие военной авиации.
Основные принципиальные особенности конструкции бронированных
штурмовиков С. В. Ильюшина и опыт их боевого применения оказали
существенное влияние на последующее развитие штурмовой авиации.

Часть
2
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 коллектива, руководимого
С. В. Ильюшиным, ставшее со временем одним из основных, — создание
пассажирских самолетов.
К началу Великой Отечественной войны основным типом
пассажирского самолета советского ГВФ являлся самолет ПС-84. Обстоятельства его
внедрения в эксплуатацию несколько необычны.
В середине тридцатых годов самолетный парк Аэрофлота был
разнотипен, в эксплуатации находилось около 30 типов машин. Но основу парка
составляло довольно большое число спроектированных для работы на
гражданских воздушных линиях пассажирских восьми- и девятиместных
самолетов К-5 и ПС-9 конструкции К. А. Калинина и А. Н. Туполева,
четырех- и шестиместных самолетов Сталь-2 и Сталь-3, разработанных под
руководством А. И. Путилова, а также трехместных самолетов АИР-6
А. С. Яковлева. Использовались также снятые с вооружения и
переоборудованные для перевозки пассажиров бомбардировщики 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 масштабы ее
деятельности требовали создания новых, более производительных и
высокоэкономичных пассажирских самолетов.
В связи с этим в 1934 г. Главное управление ГВФ совместно с
существовавшим тогда Авиационным научно-инженерным обществом организуют
открытый конкурс, основной задачей которого являлась разработка
проектов скоростных, с максимальной скоростью 400—450 км/ч пяти- и
двенадцатиместных пассажирских самолетов. К ним впервые в Советском Союзе
были разработаны технические требования, которые регламентировали как
летно-технические и эксплуатационные характеристики создаваемых
самолетов, так и параметры их пассажирских кабин, состав необходимого
оборудования.
В 1936 г. начались летные испытания первых советских скоростных
пассажирских самолетов. Ими были десятиместный ПС-35, созданный в
конструкторском бюро А. Н. Туполева под руководством А. А.
Архангельского, и двенадцатиместный Сталь-7 Р. Л. Бартини. Несколько позже
состоялся первый полет шестиместного ОКО-1 конструкции В. К. Таирова.
138

Параметры этих самолетов выбирали прежде всего из условия обеспечения
заданной, 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, предельно 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 небольшой
серии скоростных самолетов ПС-35 показали, что проектирование
пассажирского самолета только по критерию максимальной скорости не
обеспечивает получение параметров и летных данных, позволяющих достичь
оптимального соотношения между противоречивыми требованиями
безопасности полета и экономичности эксплуатации, высоким уровнем
комфорта и большой крейсерской скоростью, наименьшим расходом топлива.
Требовалось продолжить теоретические и опытно-конструкторские
работы в этом направлении. Однако из-за загрузки всех основных опытно-
конструкторских организаций оборонной тематикой в связи со сложной
международной обстановкой было принято решение о покупке лицензии
на производство пассажирского самолета Дуглас DC-3, созданного в США
в 1935 г. Выполненный по схеме двухмоторного свободнонесущего низко-
плана с убирающимся 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 промышленности 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.
В этом решении вновь проявилась дальновидность С. В. Ильюшина:
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 становилась очевидной только некоторое время спустя.
В этот период в создании новых пассажирских самолетов
складываются два основных направления. Сторонники первого направления (среди
них многие зарубежные самолетостроительные фирмы) стремились создать
новые пассажирские самолеты, переделывая хорошо зарекомендовавшие
себя в эксплуатации средние и тяжелые бомбардировщики (Боинг Б-29,
Конвер Б-24 "Либерейтор", Авро "Ланкастер" и др.). Создание
пассажирского самолета на основе конструкции самолета-бомбардировщика
позволяло сократить время и стоимость его разработки, но опыт послевоенной
эксплуатации таких пассажирских самолетов показал их относительно
низкую экономическую эффективность, и в первые же послевоенные годы
эти машины были сняты с производства.
139

Другой путь выбрал СВ. Ильюшин. Приступая к проектированию
своего первого пассажирского самолета, он ставил перед коллективом не
просто очередную, хотя и весьма важную и сложную техническую проблему
создания нового самолета большей грузоподъемности, скорости и дальности
полета: весь процесс проектирования Ил-12 был подчинен прежде всего
решению практической задачи оснащения народного хозяйства страны
наиболее современным и совершенным средством транспорта, рассчитанным
на широкое применение в течение длительного времени, безопасным и
высокоэкономичным, совместимым с имеющимися аэропортами и
средствами наземного обслуживания.
Такой подход требовал создания специального пассажирского
самолета с параметрами, оптимизированными для выполнения определенной
транспортной работы, и конструкцией, воплощающей в себе новейшие
достижения в области аэродинамики, двигателестроения, авиационных
систем и оборудования, материаловедения, технологии, т. е. всего того, что
определяет уровень технического совершенства пассажирского самолета,
его транспортную и эксплуатационную эффективность. Это направление,
как показал последующий опыт, и стало главным при создании новых
пассажирских самолетов.
Одной из основных особенностей проектирования пассажирского
самолета Ил-12 было отсутствие технических требований к нему. Конструкторы
стремились обеспечить максимальную безопасность полета, комфорт
пассажирам и высокую экономическую эффективность самолета, но они не
имели таких основных эксплуатационных показателей, определяющих
облик новой машины, как пассажировместимость, дальность и крейсерская
скорость полета, длина и прочность покрытия взлетно-посадочных полос.
Эти показатели формировались в конструкторском бюро в процессе
работы над проектом самолета и по мере их уточнения в первоначальные
варианты проекта вносились довольно существенные изменения.
СВ. Ильюшин считал, что послевоенное развитие народного хозяйства
СССР будет сопровождаться неуклонным ростом объема пассажирских и
грузовых авиаперевозок. Соответственно пассажировместимость будущего
самолета, его грузоподъемность, крейсерская скорость и особенно
дальность полета должны были быть больше, чем у самолета Ли-2, при
сохранении возможности эксплуатации нового самолета с тех же аэродромов,
которые обслуживали 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
выполнять самые разнообразные транспортные задачи. Для практической
реализации таких летно-технических данных в проект самолета был заложен
целый ряд оригинальных конструкторских решений.
Прежде всего первый вариант проекта самолета Ил-12 предусматривал
создание высотного, субстратосферного самолета с крейсерской высотой
полета 6000-7000 м. На этой высоте плотность воздуха, а следовательно,
и лобовое сопротивление самолета значительно меньше, чем у земли, и при
условии сохранения на большой высоте необходимой мощности двигате-
140

Рис. 9.1. а) 5)
Схема поперечного сечения цилиндрической части фюзеляжа самолета Ил-12:
а три кресла в ряду; 2 - четыре кресла в ряду
лей скорость самолета и его дальность соответственно увеличиваются.
Повышаются безопасность и регулярность полетов такого пассажирского
самолета: полет на больших высотах происходит, как правило, в более
благоприятных метеорологических условиях, при меньшей опасности
обледенения.
На первом варианте самолета Ил-12 предполагалось установить четыре
высотных двигателя М-88В, являвшихся дальнейшим развитием 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,
экономичного, 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 работы двигателя М-88В
повышалась и тем, что на нем для сохранения необходимой мощности на
большой высоте применялась не нуждавшаяся в длительной доводке турбоком-
прессорная установка, а новый, отработанный на опытном двигателе М-89,
приводной центробежный нагнетатель с увеличенной окружной скоростью
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 самолета Ил-12 имел круглое
сечение диаметром 2,8 м, сохранявшееся 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 правого борта и два
с левого). Десятый ряд состоял только из двух кресел, размещавшихся по
левому борту фюзеляжа напротив входной двери, располагавшейся, в
соответствии с требованиями того времени, на правом борту. По уровню
комфорта, предоставляемого пассажирам, и шагу установки кресла самолета
Ил-12 соответствовали современным пассажирским креслам первого
класса, а более узкие кресла туристского класса могли быть установлены по
четыре в ряду.

Внешние обводы 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 позволяло правильно представить работу
различных конструктивных элементов, точно их рассчитать и обеспечить
тем самым при минимальной массе требуемую прочность и надежность
конструкции в эксплуатации. Выполненная в виде сферы с вписанным в ее
поверхность остеклением фонаря кабины экипажа носовая часть фюзеляжа
имела форму, наиболее выгодную для восприятия нагрузок от
избыточного давления в герметической кабине, благодаря чему практически все
силовые элементы конструкции и прежде всего обшивка носовой части
фюзеляжа работали на растяжение и легко поддавались детальному прочностному
расчету. Перегородка такой же сферической формы замыкала
герметическую 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 передней опорой, в то
время весьма редкой на самолетах такого класса и в Советском Союзе
реализованной незадолго до начала проектирования 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 внутренних двигателей М-88В. Для
предотвращения 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 ответственных
этапов полета, как взлет и посадка, особенно в усложненных
метеорологических условиях. Из-за горизонтального положения фюзеляжа она
предоставляла также и большие удобства 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 неполностью, так как при ее загрузке
возможно сильное смещение назад центра масс самолета, ухудшение в
связи с этим характеристик его продольной статической устойчивости,
снижение уровня безопасности полетов.
Проект четырехдвигательного варианта самолета Ил-12 С. В. Ильюшин
утвердил 4 января 1944 г. Как вспоминает А. С. Яковлев (в то время за-
Рис. 9.2.
Первый вариант проекта самолета Ил-12 с четырьмя двигателями М-88В
142

Схема самолета Ил-12 с двумя двигателями АЧ-31
меститель 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 [40].
В своем дальнейшем развитии проект самолета претерпел
существенные изменения. Уже в конце января начались проработки двухдвигательно-
го варианта самолета с новыми дизельными двигателями АЧ-31
жидкостного охлаждения и с двухфазным процессом смесеобразования, который, как
показали летные испытания опытного бомбардировщика Ил-6, значительно
повышал надежность работы дизельных двигателей. Каждый из двигателей
имел номинальную мощность на расчетной высоте, равную 1103 кВт
(1500 л.с), и размещался в гондоле минимального миделя, причем
водяной радиатор его системы охлаждения располагался 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 некоторых ранее
принятых проектных решений. Трудности с отбором большого количества
воздуха для герметической кабины от дизельных двигателей, требовавших
для своей нормальной работы даже на относительно небольших высотах
наличия весьма мощных турбокомпрессоров и центробежных нагнетателей,
привели к тому, что двухдвигательный вариант самолета стал
рассматриваться уже не как высотный, а как обычный пассажирский самолет средних
высо'т. Значительный удельный вес новых двигателей, почти в полтора раза
больший, чем у бензиновых двигателей М-88В, меньшая суммарная
мощность силовой установки на расчетной высоте, а также снижение
крейсерской высоты полета определили уменьшение скорости и сокращение, даже
несмотря на более высокую экономичность дизельных двигателей,
дальности полета двухдвигательного варианта самолета по сравнению с
первоначальным проектом.
Изменилось и число пассажирских кресел, устанавливаемых в кабине
143

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. СВ. Ильюшин всегда уделял очень большое внимание
проектированию кабины экипажа, справедливо полагая, что огромная
ответственность по обеспечению безопасности полета пассажирского самолета
требует предоставления экипажу просторных и удобных рабочих мест с
отличным обзором окружающего самолет пространства, всех пилотажных и
контрольных приборов. Стремление обеспечить 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 просторной 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 проектирования, весь ход
которого был подчинен стремлению создать высоконадежный и безопасный
пассажирский самолет. При этом особое внимание уделялось отработке
совместно с ЦАГИ аэродинамической компоновки крыла, принятию мер по
обеспечению длительного полета самолета с одним отказавшим двигателем
и простоты управления им, созданию эффективных противообледенитель-
ных и противопожарных систем.
Основой безопасности полета пассажирского самолета является
высокое аэродинамическое совершенство его крыла. Оно характеризуется не
только величиной максимального аэродинамического качества, достижение
которого само по себе является одной из труднейших задач
проектирования, но также и особенностями обтекания 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. Резкий срыв потока
с концевых частей крыла при полете на больших углах атаки может
привести к потере поперечной управляемости из-за падения эффективности
элеронов, работающих в сорванном потоке. Если же концевые срывы По
каким-либо причинам, например, из-за недостаточно точного
производственного выполнения заданных теоретических контуров, развиваются
несимметрично, 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 эксплуатационных режимах
полета, в ЦАГИ и ОКБ были проведены обширные теоретические и
экспериментальные исследования различных аэродинамических компоновок
крыльев, и на их основе создано крыло большого удлинения и умеренного
сужения с безотрывным обтеканием концевых частей.
Несущая поверхность этого крыла образована двумя
аэродинамическими профилями — центральная часть крыла составлена из относительно
малонесущих профилей Кларк YH, а на его консоли применили сильнонесущий
профиль ЦАГИ К-4, обеспечивший более позднее по сравнению с
центральной частью крыла возникновение срыва потока на концах крыла и тем
самым значительно улучшавший поперечную управляемость и безопасность
144

Рис. 9.4.
Поляра самолета Ил-12:
1 режим максимальной скорости при а = 1,5°;
2 - режим крейсерской скорости при а = 2,5°
полета самолета на околокритических углах
атаки. В сочетании с большим геометрическим
удлинением крыла (равным 9,75), которое
позволяло уменьшить индуктивное
сопротивление в эксплуатационном диапазоне ско- I
ростей, аэродинамическая компоновка крыла *+-
обеспечивала самолету также и хорошее ^ I
аэродинамическое качество (17,5). у
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 крейсерской 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 подъемной силы, а соответственно и аэродинамическое качество на
крейсерском режиме полета оказывались почти на 40% большими, чем при
полете с максимальной скоростью. В сочетании со специально
подобранными воздушными винтами, максимальный КПД которых соответствовал
режиму крейсерской скорости, эта аэродинамическая особенность самолета
обеспечивала ему получение большой рейсовой скорости и хорошую
экономическую эффективность.
Достижение высокого аэродинамического совершенства самолета при
проектировании еще не решило полностью проблему безопасности его
полета. Добиться нужно было и того, чтобы самолет 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
нормальной управляемости самолетом в критических условиях — при
отказе двигателя на взлете, т. е. при минимальной скорости полета.
Сохранению управляемости самолета при отказе одного двигателя в
значительной степени способствовала также установка на руле направления
сервотриммера, который мог быть использован 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 отклонении руля направления автоматически поворачивался в
противоположную сторону и этим уменьшал нагрузку на педали управления
10—Зак. 731 лас

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 длительное время держать отклоненным, сервотрим-
мер 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 самолет может лететь
не только горизонтально, но и с набором высоты, особенно при отказе
двигателя на взлете. Наличие на самолете Ил-12 взлетно-посадочных
щитков и закрылков, крыла большого удлинения, значительно снижавшего
индуктивное сопротивление самолета на малых скоростях полета, а также
большая тяговооруженность и быстрое (за 8—10 с) флюгирование
лопастей воздушного винта отказавшего двигателя позволили выполнить и это
требование.
Проектировщики понимали, что безопасность полета с одним
отказавшим двигателем самолета не может быть полной без надежной 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 скорости полета становилась особенно сложной в полете с
набором высоты при одном работающем двигателе. Температурный режим
двигателя самолета Ил-12 в о дно двигательном полете поддерживался 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°С.
Перечисленные качества все же не гарантировали бы полностью
безопасность полета самолета при одном работающем двигателе, если бы в
процессе проектирования не были приняты меры по выполнению требования
безотказной работы в этих условиях всех основных систем, пилотажно-
навигационного и радиосвязного оборудования самолета.
Безопасность и регулярность полетов, а следовательно, и
экономическая эффективность пассажирского самолета средних высот, 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,
стабилизатора 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 искажет их теоретические обводы,
снижает подъемную силу крыла, увеличивает массу самолета и его
сопротивление, ухудшает устойчивость и управляемость, делает невозможным
нормальный полет. Поэтому необходимо было разработать надежные
средства защиты от 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 противообледенитель, разработанный
146

американской фирмой "Гудрич". Широко применявшийся на самолетах
ПС-84, DC-3 и С-47, он представлял 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,
отбираемый от компрессоров, установленных на двигателях самолета.
В результате расширения надуваемых воздушных камер лед на передних
кромках камер ломался и сбрасывался с крыла встречным потоком
воздуха. Опыт эксплуатации самолетов с механическими
противообледенителями описанного типа показал, что наклеенные, но не работающие
резиновые протекторы, хотя и незначительно, 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 натяжения протекторов
проколы и трещины быстро увеличиваются в размерах, снижая эффективность
действия противообледенителя, ухудшая аэродинамику самолета из-за
проникновения набегающего потока в воздушные камеры протекторов.
Указанные недостатки исключали применение механической противообледени-
тельной системы на скоростных пассажирских самолетах.
В этот период на самолетах различного назначения, главным образом
на скоростных дальних бомбардировщиках, начали применять тепловые
противообледенительные системы с использованием в качестве источников
тепла выхлопных газов двигателей или специальных автономных
подогревателей так называемых бензиновых печей. Выхлопные газы или теплый
воздух от подогревателей системой распределительных каналов
подводились к защищаемым от обледенения частям самолета, преимущественно к
обшивке передних кромок крыла, стабилизатора, киля, и нагревали 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
использованием бензиновых подогревателей. Однако и они обладали
существенными недостатками: наличие значительного числа подогревателей на одном
самолете (например, на бомбардировщике Боинг Б-29 устанавливалось
восемь бензиновых печей) приводило к увеличению массы противообле-
денительной системы, большому расходу горючего, возрастанию
вероятности возникновения пожара. Усложнялось и обслуживание такой противооб-
леденительной системы в эксплуатации.
СВ. Ильюшин принял неожиданное для многих решение сосредоточить
основные усилия на создании для самолета Ил-12 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. Ильюшина убеждал и опыт
нескольких, проведенных еще в 1942 г., испытательных полетов самолета
Ил-4 с различными типами тепловых противообледенительных систем. Они
показали, что газовый противообледенитель хорошо справляется со
сбрасыванием льда, образовавшегося на носке крыла, прост конструктивно,
значительно более пожаробезопасен по сравнению с бензиновыми
подогревателями.

Рис. 9.5.
Противообледенительная система крыла самолета Ил-12:
а - с использованием смеси из выхлопных газов двигателя и наружного воздуха; б -
с использованием только наружного воздуха, подогретого выхлопными газами
двигателя в теплообменнике; 1 - выхлопная труба двигателя; 2 - заборник наружного
воздуха; 3 - заслонка перепуска выхлопных газов в крыло (для схемы б - в
теплообменник) или в атмосферу; 4 - заслонка пуска наружного воздуха в крыло; 5 -
распределительный короб; 6 - противообледенительные камеры в носке крыла;
7 теплообменник
Спроектированная для самолета Ил-12 противообледенительная
система предусматривала непосредственный обогрев обшивки носовой части
крыла выхлопными газами в смеси с наружным воздухом (рис. 9.5,а).
Внутри носка крыла перед его передним лонжероном 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
выхлопных газов и наружного воздуха. Температура газовоздушной смеси
зависела только от количества газов, пропускаемых через выхлопную трубу
двигателя.
Из короба, через отверстия в его передней стенке, газовоздушная смесь
проникала в полость, образованную наружной поверхностью обшивки
короба и внутренней поверхностью обшивки носовой части крыла. Пройдя
через полость и отдав часть своего тепла обшивке носка крыла,
газовоздушная смесь через вытяжные отверстия в верхней части обшивки крыла
выходила наружу.
Для создания надежной противообледенительной системы необходимо
было знать, достаточно ли эффективно охлаждаются выхлопные газы на
входе 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 эксплуатация системы на самолете.
148

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 обледенения предохранялись и стекла фонаря кабины
пилотов. Они смачивались спиртом и имели механические
стеклоочистители. Противообледенительная система воздушных винтов использовала
обычный 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.
Предполагавшееся применение на самолете дизельных двигателей с
керосином в качестве основного топлива потребовало от проектировщиков
особенно внимательного отношения к вопросам герметизации 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 проектирования и эксплуатации бомбардировщика Ил-6 с
дизельными двигателями, на котором впервые в практике ОКБ были отработаны
новые приемы герметизации трубопроводов керосиновой топливной
системы, помог справиться и с этой проблемой. Кроме профилактических мер,
на самолете Ил-12 предусматривалась установка различных огнетушащих
средств для быстрой ликвидации пожара как в гондолах двигателей, так
и в пассажирской кабине.
Высокая безопасность полетов самолета достигалась реализацией не
только указанных проектировочных решений, но также рядом других мер
по обеспечению надежной работы систем самолета и его оборудования в
самых различных условиях полета.
К осени 1944 г. эскизное проектирование самолета было завершено.
Состоявшаяся неофициальная макетная комиссия, в работе которой
активное участие приняли сотрудники научно-исследовательского института ГВФ,
высоко оценила технические данные, конструктивные и эксплуатационные
особенности самолета. Некоторые замечания специалистов ГВФ, например
предожение о замене воздушной системы подъема и выпуска шасси
гидравлической системой, были приняты, а затем и реализованы при создании
опытного самолета, постройка которого была завершена 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 объему 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 завершения
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 решение -
заменить, пусть даже в ущерб некоторым летно-техническим данным
самолета, прежде всего дальности его полета, дизельные двигатели на более
надежные и доведенные, обладающие значительно большим ресурсом, бензи-
149

новые двигатели. Считая, 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 бомбардировщиках,
двигателе воздушного охлаждения АШ-82ФН с взлетной мощностью 1360 кВт
(1850 л.с), характеристики которого по надежности, ресурсу и
экономичности могли быть быстро доведены до уровня требований,
предъявлявшихся к пассажирским самолетам. Из-за отсутствия жидкостного охлаждения
новые двигатели позволяли существенно упростить обслуживание самолета
в эксплуатации и сократить время его подготовки к вылету, особенно в
зимних условиях.
Сравнительный анализ показывал также, что теоретические обводы
гондолы с двигателем АШ-82ФН могут обеспечить получение миделя
поперечного сечения, практически одинакового с миделем гондолы под двигатель
АЧ-31, а больший вынос двигателя вперед относительно передней кромки
крыла и изменение направления уборки основных опор шасси позволяли
значительно уменьшить площадь омываемой поверхности новой гондолы
двигателя (рис. 9.6). Целесообразность принятого решения подтвердили
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 характеристики самолета.
Испытательные полеты опытного самолета были прекращены, и за
очень короткий срок в его конструкцию были внесены изменения,
связанные с установкой новых двигателей, доработкой основных опор самолета
и взлетно-посадочных щитков. Шасси дорабатывалось для улучшения
проходимости самолета по грунтовым аэродромам. На основных опорах
одинарные колеса большого размера были заменены парными колесами
значительно меньшего диаметра. Изменилось и направление уборки основных
опор самолета: они стали убираться в гондолы двигателей по полету, что
значительно повысило надежность их аварийного выпуска: при открытии
замков убранного положения опоры выходили из отсека шасси под
действием собственного веса, а встречный поток воздуха дожимал их до
закрытия замков выпущенного положения. Новые гондолы двигателей
позволили устранить имевшийся ранее разрыв в механизации задней кромки крыла
и увеличить размах взлетно-посадочных щитков до начала закрылков. Этим
существенно повышались несущие способности крыла самолета при малых
скоростях полета.
9 января 1946 г. летчики-испытатели В. К. Коккинаки и К. К. Коккина-
ки впервые подняли в воздух опытный самолет Ил-12 с двигателями
АШ-82ФН. В первых полетах испытателям много неприятностей доставила
Обводы гондол самолета Ил-12:
1-е двигателем АЧ-31; 2-е двигателем АШ-82ФН
150

сильная тряска новых воздушных винтов, созданных специально для этого
самолета. Тряска возникала из-за недостаточной жесткости лопастей
винтов, и потребовалось провести летные- испытания трех вариантов
воздушных винтов, прежде чем она была устранена. Заводские летные испытания
показали, что создан отличный скоростной пассажирский самолет с летно-
техническими данными, характеристиками устойчивости и управляемости,
значительно превосходящими аналогичные показатели самолетов Ли-2
иС-47.
Высокая оценка заводскими летчиками-испытателями нового самолета
способствовала принятию решения о запуске Ил-12 в серию еще до начала
государственных испытаний. Самолет должен был строиться на
первоклассном серийном заводе, коллектив которого во главе с директором П. А.
Ворониным в результате упорного и сплоченного труда в исключительно
короткие сроки переключился с производства штурмовиков на изготовление
пассажирского самолета. Перестройка цехов и подготовка технологической
оснастки шли столь быстрыми темпами, что к началу государственных
испытаний самолета его серийное производство было развернуто по всему
заводскому фронту. Такое нарушение обычно принятого порядка (когда
самолет внедряется 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 авиации (рис. 9.7).
Государственные испытания опытного самолета Ил-12 с двумя
двигателями АШ-82ФН начались 1 июля 1946 г. Они проводились комиссией специа-
151

Н,м
WOO
3000
2000
1000
О
I \
>j
s
VJ,|
//
и.
\
\
-?
Xl
3000
2000
1000
350
WO К км/ч
500 1000 1500 2000 2500 LyKM
250 300
Рис. 9.8.
Горизонтальные скорости по высотам пассажирских самолетов Ил-12 и Ли-2:
1 - максимальные (Ил-12); 2 - крейсерские (Ил-12); 3 - максимальные (Ли-2)
Рис. 9.9.
Зависимость массы коммерческой нагрузки от дальности полета для различных
вариантов самолетов Ил-12:
/ - самолет Ил-12 с двигателями АЧ-31 и взлетной массой 16 000 кг; 2 - самолет
Ил-12 с двигателями АШ-82ФН и взлетной массой 17 250 кг; 3 - самолет Ил-12 с
двигателями АШ-82ФН и взлетной массой 16 100 кг; 4 - самолет Ли-2 со взлетной массой
11000 кг
листов ГВФ под председательством начальника НИИ ГВФ
генерал-лейтенанта авиации И. Ф. Петрова.
Самолет был предъявлен на государственные испытания в варианте
компоновки на 27 пассажирских мест с нормальной полетной 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 протяженности. 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 летчики НИИ
ГВФ Г. А. Таран и А. И. Восканов, были успешно завершены 16 сентября
1946 г. Результаты испытаний и опыт полетов Ил-12 по трассам Аэрофлота
показали, что есть возможность дальнейшего увеличения взлетной массы
самолета и соответственно увеличения массы его коммерческой нагрузки,
дальности полета, повышения экономической эффективности в
эксплуатации.
Ил-12 становится основным магистральным самолетом ГВФ. Для
повышения дальности его полета главный конструктор утвердил полетную
массу 16 800 кг для нормального варианта и 17 500 кг — для перегрузочного.
По результатам дополнительных государственных испытаний самолета
Ил-12 с увеличенной полетной массой, которые проводились осенью 1946 г.,
было отмечено, что опытный пассажирский самолет Ил-12 значительно
превосходит находящиеся в эксплуатации пассажирские самолеты Ли-2 и С-47.
Крейсерская скорость самолета Ил-12 на 100 км/ч превышала крейсерскую
скорость самолета Ли-2.
С полной полетной массой 16 800 кг самолет Ил-12 мог совершать
длительный полет с одним работающим двигателем, имея необходимый запас
мощности для набора высоты до 2500 м на одном 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 крейсерскую
скорость, самолет Ил-12 обеспечивал более низкую себестоимость
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
класса. Длительные рейсовые полеты, произведенные по различным трассам
ГВФ, выявили возможность эксплуатации этого самолета на всех
аэродромах магистральных воздушных линий. Беспосадочный полет Москва -
Ташкент протяженностью 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 самолета Ил-12.
Превосходство Ил-12 над основным пассажирским самолетом
советского гражданского воздушного флота того периода Ли-2 по скорости и
транспортным возможностям наглядно характеризуются данными,
приведенными на рис. 9.8 и 9.9. Значительно большая крейсерская скорость
самолета Ил-12 во многом являлась следствием его высокого
аэродинамического совершенства - при сравнительной оценке этих двух машин в
одинаковых 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-2.
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
облачность 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 особенности полета с одним отказавшим двигателем на
самолете Ил-12. 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
экспериментальной целью совершал отдельные полеты с массой 18 200 кг. Летчики
отмечали, что в этом случае сложны только взлет в промежутке 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 рекомендации 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 пасса-
153

жирами на борту по основным воздушным линиям Аэрофлота, а к концу
года эти самолеты эксплуатировались уже многими территориальными
управлениями ГВФ на внутренних и международных авиалиниях,
использовались в Полярной авиации Главсевморпути. С 1956 г. самолет Ил-12 начали
применять в Антарктиде. 24 октября 1958 г., пилотируемый экипажем
В. Петрова, Ил-12 первым из советских самолетов пролетел над Южным
географическим полюсом. К середине 50-х годов 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 двигателями
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 посадок. Это было выдающимся
достижением. Таких темпов внедрения в эксплуатацию нового
пассажирского самолета советская гражданская авиация еще не знала.
Поступившие в эксплуатацию самолеты в зависимости от дальности их
полета имели несколько вариантов компоновки пассажирской кабины
(рис. 9.10). Основным являлся вариант на 27 пассажирских мест, но
выпускались также самолеты меньшей дальности, рассчитанные на размещение
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; / - кабина пилотов; 2 - кабины штурмана и
радиста; 3 - пассажирские кресла; 4 - входная дверь; 5 - буфет; 6 - туалет; 7 -
заднее багажно-грузовое помещение; 8 - гардероб; 9 - переднее багажно-грузовое
помещение
154

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 двухстворчатая
грузовая дверь с "калиткой" в задней створке. Через "калитку",
открывавшуюся внутрь кабины, сбрасывались с парашютом различные мелкие грузы.
Транспортно-десантный вариант 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 соответствующему уменьшению коммерческого
груза, и самолеты Ил-12 начали летать с основным вариантом компоновки
пассажирской кабины, рассчитанным на 18 пассажирских мест.
Образовавшееся в передней части кабины свободное пространство стали использовать
в качестве багажно-грузового помещения. Последующая эксплуатация
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 воздушных линиях более совершенного
пассажирского самолета Ил-14, а затем и самолетов с газотурбинными двигателями,
самолеты Ил-12 стали использовать на местных воздушных линиях
относительно небольшой протяженности в вариантах компоновки с максимальной
пассажировместимостью, что способствовало резкому повышению
рентабельности и экономической эффективности их эксплуатации.
Опыт эксплуатации самолетов Ил-12 в самых различных условиях,
тщательно изучавшийся проектными и конструкторскими подразделениями
ОКБ, выявил три основные проблемы, которые нужно было решить при
дальнейшем совершенствовании самолета: 1) повышение надежности
работы противообледенительной системы; 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 траектории.
Эксплуатация теплового противообледенителя крыла с
непосредственным 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 газовоздушную смесь по размаху крыла. При
этом выхлопным газам открывался 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 использованием для
обогрева носка крыла только наружного воздуха, подогреваемого в специальных
теплообменниках выхлопными газами двигателей. Проходя через
теплообменник, выхлопные газы нагревали гофрированную поверхность его секций
и выходили в атмосферу, не попадая во внутреннюю полость крыла.
Наружный воздух поступал в теплообменник через заборник в носке центроплана.
Нагретый в теплообменнике, он проходил в распределительный короб, а из
него попадал в носок крыла, разделенный перегородками на ряд
изолированных одна от другой воздушных камер. Из них горячий воздух
направлялся в щелевые камеры-полости, образованные обшивками воздушных
155

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, регулировалась
изменением количества выхлопных газов, проходивших через
теплообменник. В крейсерском полете теплообменник обеспечивал нормальный нагрев
воздуха до 80-100°С, а при полном перепуске выхлопных газов через
теплообменник температура воздуха, входящего в крыло, достигала 160°С.
Это позволяло не только предохранять передние кромки крыльев от
нарастания льда, но и сбрасывать лед, если он уже образовался в результате
запоздалого включения противообледенительного устройства.
Существенным недостатком новой противообледенительной системы
являлась громоздкость ее теплообменников. Они выступали в воздушный
поток и заметно снижали крейсерскую скорость полета. Однако надежно
работающий тепловой противообледенитель был, наконец, сделан, и с
1948 г. новую противообледенительную систему крыла и новую, более
надежную противообледенительную систему защиты передней кромки
стабилизатора стали устанавливать на серийных самолетах Ил-12.
В апреле 1950 г. по инициативе СВ. Ильюшина на одном из серийных
самолетов был установлен новый руль направления с пружинным
сервокомпенсатором.
В отличие от обычного сервокомпенсатора-флетнера, отклонение
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 отклонения 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 сервокомпенсатора
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 пилотировании, так
как в этом случае резко ухудшается управляемость самолетом: усилие на
педаль с рулем направления старой конструкции достигает 80-85 даН, и
для уменьшения давления на ногу приходилось создавать крен в сторону
работающего двигателя. Одновременно снижалась скороподъемность
самолета, и если при этом летчик допускал ошибку в пилотировании
(значительное 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 результате самолет мог войти в неуправляемое скольжение.
Применение форкиля и руля направления с пружинным
сервокомпенсатором практически исключало "забегание" руля на самолете Ил-12.
Благодаря пружинному сервокомпенсатору удалось более чем в два раза
уменьшить усилие на ногу пилота при отказе двигателя на взлете (рис. 9.11)
и соответственно снизить вероятность 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.
156

Рис. 9.11. рн,дан
Изменение усилий на ногу пилота по
времени в полете с одним работающим
двигателем у самолетов Ил-12: gg
1 - руль направления с триммер-флетне-
ром; 2 - руль направления, имеющий
триммер с пружинным сервокомпенса- 60
тором
Хорошие характеристики
продольной и путевой устойчивости и
управляемости, которыми .самолет ?0
Ил-12 обладал в нормальном
крейсерском полете с двумя работающими 0
двигателями при рекомендованных
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
особенности управления самолетом Ил-12 с рулем направления, имеющим
сервокомпенсатор-флетнер. При полете в неспокойной атмосфере
отклонение такого руля направления для парирования возмущения приводило к
колебаниям самолета в течение 25—30 с. Оказалось, что после
первоначального отклонения руля направления летчиком последующие колебания руля
и, как следствие, рыскание самолета возбуждались самопроизвольным
отклонением сервокомпенсатора-флетнера. Установка руля направления с
пружинным сервокомпенсатором позволила практически полностью
устранить и это явление — после отклонения руля направления летчиком самолет
стал успокаиваться через 8—10 с после двух-трех колебаний.
Таким образом, такое простое конструктивное улучшение как замена
обычного сервокомпенсатора руля направления на пружинный позволило
значительно упростить управление самолетом при отказе одного двигателя
на взлете, улучшить путевую устойчивость 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 сороковых годов все двухдвигательные 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% 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 разработана
обширная программа летных исследований взлета самолета Ил-12 с одним
работающим двигателем в различных метеорологических и климатических
условиях, выполнение которой позволило наметить основные пути
сокращения времени прохождения самолетом опасной зоны на взлете.
Одним из наиболее эффективных конструктивных средств,
позволившим более чем вдвое сократить время нахождения самолета в опасной зоне
/
/
1 /
/
\'/^
V у
\ /
Ч 2
-~
157

при отказе двигателя на взлете, стал пружинный 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
взлетном 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 повысило
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, кинематически 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,
выполнялся с работающим пылефильтром, и забор воздуха через него
приводил к потере мощности на самом напряженном участке взлета. Кроме
того, такая схема управления пылефильтром исключала 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 заслонками всасывающих патрубков двигателей было
сделано независимым от положения шасси (его вынесли в кабину пилотов),
и только благодаря этому энерговооруженность самолета на взлете с
бетонированных полос повысилась почти на 5 %.
Улучшению взлетных характеристик самолета Ил-12 способствовал
также ряд других конструктивных решений.
Летными испытаниями было установлено, что выпущенные шасси и
закрылки более чем в два раза увеличивают на взлете лобовое
сопротивление самолета по сравнению с его крейсерской конфигурацией. Большая
доля этого увеличения лобового сопротивления оказалась связанной с
сопротивлением колес, стоек и открытых отсеков шасси.
На первых серийных самолетах Ил-12 устанавливали гидросистему,
работающую от двух помп с приводом от двигателей самолета. При
работе обоих двигателей она обеспечивала подъем шасси примерно за 40—50 с,
при работе одного двигателя — за 60—70 с. Применение новой, работающей
от четырех помп, гидросистемы позволило резко сократить время уборки
шасси и довести его до 10—11с. Одновременно принимались меры по
158

уменьшению сопротивления открытых отсеков шасси. Была создана новая
кинематическая схема управления створками отсеков, и они стали
закрываться 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 надежность 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 работающего воздушного винта давлением
масла поворачивались на большой 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 работающего воздушного винта устанавливается на малый шаг
давлением масла, а на большой шаг — центробежной силой с помощью
специальных противовесов. Воздушные винты АВ-9В позволили сохранить тягу
винта при отказе его флюгерной системы на взлете и тем самым повысили
безопасность полетов.
Так постепенно, 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, характеризуемый возможностью выполнения
взлета при отказе одного двигателя в любой точке взлетной траектории.
Однако полностью эта проблема, особенно трудная для двухдвигательных
пассажирских 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
государственных 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
одного двигателя 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 эксплуатации 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 продолжать взлет, так как прекращение взлета оказывалось
уже практически невозможным или даже значительно более опасным, чем
его продолжение. Потребность в пассажирском самолете, могущем обеспе-
159

чить 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 экономической 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 экипаж во
всех случаях должен был прекращать взлет при отказе двигателя, а после
ее превышения — продолжать взлет, зависело не только от летно-техничес-
ких 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
самолета, требовало применения на нем значительно более мощных, чем
раньше, двигателей, установка которых в свою очередь отрицательно
сказывалась на весовой и экономической эффективности самолета.
По своей схеме, аэродинамическим и компоновочным особенностям
первый вариант нового пассажирского самолета Ил-14 повторял самолет
Ил-12, отличаясь от него только несколько большими 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 (2400л.с). Возросшая энерговооруженность нового самолета
обеспечивала ему возможность продолжения взлета при отказе двигателя
на скорости, превышавшей критическую, а увеличение до 48 мест пассажи-
ровместимости делало экономическую эффективность этого варианта
Ил-14 сравнимой с эффективностью Ил-12.
Утвержденный С. В. Ильюшиным весной 1947 г. проект самолета Ил-14
с двумя двигателями АШ-73 не был реализован. Но опыт работы над
проектом показал, что простое увеличение энерговооруженности самолета еще не
решает окончательно проблемы продолженного взлета с одним
работающим двигателем. Наличие большой энерговооруженности сильно усложняет
путевую балансировку самолета при отказе двигателя на взлете. При
появлении значительного разворачивающего момента киль, руль направления,
а также элероны самолета должны быть достаточно эффективными 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 программы по
совершенствованию конструкции, повышению безопасности полета и лет-
но-эксплуатационных качеств самолета Ил-12, который к этому времени
стал основным магистральным пассажирским самолетом Аэрофлота. Они
проводились сотрудниками ОКБ совместно с НИИ ГВФ, ЦАГИ и ЛИИ.
160

Схемы крыла самолетов Ил-12 и Ил-14:
а - крыло самолета Ил-12; б - крыло самолета Ил-14 с профилем СР-5 по всему
размаху; 1 - зона профиля Кларк YH; 2 - зона переходного профиля (от Кларк YH к
ЦАГИ КА); 3 - зона профиля ЦАГИ КА
Опытно-конструкторские проработки и результаты летных
исследований Ил-12 позволили сделать вывод, что проблема продолженного 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
аэродинамических характеристик самолета, его путевой и поперечной
устойчивости и управляемости.
Аэродинамические характеристики самолета Ил-12 на взлете могли
быть улучшены благодаря новому крылу, работа над которым велась
совместно с ЦАГИ, и уменьшению сопротивления самолета в результате
внедрения различных конструктивных доработок.
Новое крыло сохранило прежний размах, но его площадь уменьшилась
на 3 м2 благодаря ликвидации наплывов по передней кромке крыла на
участке между бортами фюзеляжа и гондолами двигателей (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
безопасность самолета. Кроме того, это увеличение относительной толщины крыла
улучшило также его несущие свойства и уменьшило массу конструкции.
Однако главная особенность крыла самолета Ил-14 заключалась 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 сопротивление которого было значительно
меньшим, чем у профилей Кларк YH и ЦАГИ К-4, примененных на
самолете Ил-12, а несущие свойства практически такими же. Для улучшения срыв-
ных характеристик 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 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, благодаря чему высокая эффективность элеронов, работавших в
несорванном 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.
11—Зак. 731 [51

Изменилась и взлетно-посадочная механизация крыла самолета. На
крыле устанавливали только закрылки, и его аэродинамическое качество
с выпущенными закрылками в диапазоне от скорости 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 самолету быстрее оторваться от земли, набрать
необходимую скорость и высоту.
Закрытые отсеки передней и основных опор самолета уменьшили
лобовое сопротивление самолета Ил-14 в полете с выпущенным шасси.
Дополнительному уменьшению лобового сопротивления нового самолета на взлете,
особенно в критической зоне взлетной траектории с одним отказавшим
двигателем, а также увеличению 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
(110кгс/см2) и с уменьшенными гидравлическими потерями в системе
подъема и выпуска шасси позволило более чем в 2 раза сократить время
уборки шасси и довести его до 5 с. Вредное сопротивление
незафиксированного воздушного винта отказавшего двигателя снижалось установкой
усовершенствованного воздушного 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
использования центробежных сил. Перевод лопастей во флюгерное положение, 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 быстрее, чем у воздушных винтов АВ-9В,
использовавшихся на самолетах Ил-12.
Уменьшая лобовое сопротивление самолета на взлете, эти
конструктивные мероприятия одновременно как бы увеличивали его
энерговооруженность. Расчеты показали, что новый самолет сможет надежно взлетать с
одним отказавшим двигателем во всех возможных условиях эксплуатации
при незначительном, всего лишь на 37 кВт (50 л.с.), повышении мощности
серийных двигателей АШ-82ФН. ОКБ А. Д. Швецова форсировало доводку
двигателей АШ-82ФН по частоте вращения и наддуву, улучшило охлаждение
головок его цилиндров. Взлетная мощность этого двигателя, получившего
обозначение АШ-82Т, стала равной 1397 кВт (1900 л.с.), и она сохранялась
до высоты 400—500 м, что позволяло 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 характеристики
крейсерского расхода топлива: работая в диапазоне крейсерских
мощностей от 60 до 45% номинальной мощности, двигатель АШ-82Т имел на 15%
меньший часовой расход топлива 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 полета, так и для экономической
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, перво-
162

начально предполагалось улучшить только установкой на руле направления
пружинного сервокомпенсатора.
Сохраняя принципиальные компоновочные особенности пассажирской
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 увеличена
на 6% вследствие увеличения площади руля высоты. Более передняя
центровка улучшила устойчивость нового самолета на земле. Большой запас
устойчивости на земле (самолет опрокидывался на хвост лишь при
центровке более 35 % средней аэродинамической хорды) позволил отказаться
от установки хвостовой опорной штанги, применявшейся на самолетах Ил-12.
Кроме мероприятий, обеспечивающих продолженный взлет с одним
отказавшим двигателем, большое внимание уделялось повышению
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
противообледенительной системы самолета Ил-12 завершилась созданием комплексной
воздушно-тепловой противообледенительной и отопительной системы,
использующей в качестве тепла выхлопные газы двигателей. Выхлопная система
двигателей нового самолета состояла из выхлопных коллекторов,
выполненных в виде двух несообщающихся между собой полуколец, каждое из
которых соединялось 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 радиаторов. Такое размещение
теплообменников хотя несколько увеличивало 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 направлялся
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 горячим воздухом, поступающим из
теплообменников на выхлопных патрубках, и, подогретый в радиаторе, по трубам
системы отопления попадал в кабины экипажа и пассажирский салон. Обе
системы (противообледенительная и отопления) имели краны кольцевания,
которые в случае отказа одного из двигателей обеспечивали нормальное
функционирование систем с помощью работающего двигателя. Отказ от
бензиновых обогревателей и переход на комплексную Воздушно-тепловую систему
позволил, в совокупности с другими конструктивными мероприятиями,
резко повысить противопожарную 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 значительно
способствовали дополнительное оборудование и радиосредства, в том числе система

Принципиальная схема противообледенительной системы самолета Ил-14П:
/ - забор наружного воздуха; 2 - выхлопные патрубки двигателей; 3 -
газовоздушные теплообменники; 4 - подача воздуха в противоо бледенительную 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 противоо бледенительную систему горизонтального оперения; 10 — подача воздуха
в противообледенительную систему киля; 11 — подача воздуха в систему отопления
и вентиляции кабины
слепой посадки. Эксплуатационная эффективность самолета, его удобство
в эксплуатации обеспечивались хорошими подходами к точкам
обслуживания и легкосъемностью 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 особенностей взлета с одним
работающим двигателем и проверка в полете конструктивных решений,
связанных с установкой двигателей AIU-S2T, более мощной гидросистемы,
усовершенствованного механизма открытия и закрытия створок отсеков шасси,
комплексной 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 полет был
прекращен из-за высокой температуры в теплообменниках
противообледенительной системы. После обмотки трубопроводов асбестовым полотном
испытательная программа выполнялась без осложнений, но по оценке
летчиков воздушно-тепловая противообледенительная система крыльев и
хвостового оперения работала недостаточно эффективно. В связи с этим для
второго опытного самолета, постройка которого уже была начата,
спроектировали новые выхлопную и воздушно-тепловую системы (рис. 10.2).
164

Каждый из двух выхлопных коллекторов был соединен с выхлопной
трубой, проложенной над крылом и отводившей газы к задней кромке
крыла, где они выходили в атмосферу. На выхлопные 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 действием 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 избыточного воздуха закрывалась
съемным обтекателем. Такое конструктивное решение позволило значительно
улучшить внешние обводы гондол двигателей. Агрегаты противообледени-
тельной системы уже не создавали большого лобового сопротивления.
Продувки показывали, что в сочетании с этой гондолой двигателя новое крыло
позволяет самолету иметь максимальное аэродинамическое 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 увеличена 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 путевая 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 горизонтальном полете с одним работающим двигателем.
Постройка второго опытного самолёта с новым крылом и увеличенным
вертикальным оперением, а также с усовершенствованными комплексной
воздушно-тепловой противообледенительной и отопительной системами,
который получил обозначение Ил-14П, была завершена через два с
половиной месяца после начала испытаний опытного самолета Ил-14, 1 октября
1950 г. экипаж летчика-испытателя В. К. Коккинаки выполнил на Ил-14Ц
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 стрррцы улучшилря.
Благодаря отличной путевой устойчивости и хорошо подобранной
аэродинамической компенсации руля направления самолет мог, выполнять,
координированные развороты с креном до 30° только ^дав^о^цью Элеронов
при снятых с педалей ногах летчика. Руль направления в эт(?м 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,незначительно изменялись,
что не Требовали Пользования триммерами.
При остановке одного из двигателей у самолета постепенно появлялась
165

тенденция разворота в сторону остановившегося двигателя, которая легко
парировалась отклонением руля раправления без применения триммера.
Взлетно-посадочные качества самолета 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. Комплексные испытания такого рода
проводились впервые в СССР и, начиная с Ил-14П, они стали обязательной
составной частью программ летных испытаний всех без исключения
советских много двигательных пассажирских самолетов. Результаты этих
испытаний подтвердили эффективность всех основных проектно-конструкторских
решений, заложенных в Ил-14П.
Заводские летные испытания Ил-14П показали также, что воздушно-
тепловая противообледенительная система крыльев и хвостового оперения
работает эффективно и обеспечивает потребный перепад температур на всех
режимах работы двигателей и на всех скоростях как в нормальном полете,
так и в полете с одним работающим 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 климатических условиях. По итогам этих
продолжительных испытаний Ил-14П зарекомендовал себя как
высоконадежный, безопасный, простой в управлении и в обслуживании, способный
166

Рис. 10.4.
Горизонтальные скорости по высотам:
/ - самолет Ил-14П; 2 - самолет Ил-12
Н,м
ЬООО
3000
2000
1000
\
-V
>А
V-
350
Ш К, км/ч
взлетать и садиться на небольших аэродромах
с грунтовым покрытием, экономичный в
эксплуатации самолет (рис. 10.3).
По сравнению с Ил-12 в результате
увеличения аэродинамического 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
скороподъемности. Вертикальные скорости обоих самолетов оказались практически
одинаковыми.
Характеристики взлета Ил-14П обеспечивали при отказе одного
двигателя надежный взлет при полной полетной массе самолета на номинальном
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 направления
способствовали значительному улучшению боковой устойчивости и управляемости
самолета. Летчики отмечали, что на всех режимах установившегося скольжения
при полном отклонении руля направления самолет сохраняет боковую
устойчивость, не 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 предельно 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",
эффективность 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.
3000
2000
Рис. 10.5.
Зависимость коммерческой нагрузки от дальности
полета для различных вариантов самолета Ил-14:
/ - Ил-14М; 2 - Ил-14П; 3 - Ил-12; 4 - Ли-2
1000
вОО W00 1500 (_,км
167

По результатам эксплуатационных испытаний опытного самолета
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-эксплуатационными характеристиками, которые
обеспечивают более высокую степень безопасности полетов и снижают
себестоимость перевозок.
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 дополнительные
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 климата 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 производства.
После того как самолет Ил-14П выполнил полностью объем сложных и
длительных испытаний и зарекомендовал себя как машина, на которой
можно с высокой степенью безопасности осуществлять массовые и
экономически эффективные перевозки пассажиров 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 начались 30
ноября 1954 г. В этот же период самолеты широко использовали 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
полетов, 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 самолета Ил-12. Эти
ограничения распространялись и на новый самолет. Поэтому первоначально
самолеты Ил-14П использовали на воздушных линиях Аэрофлота в варианте
компоновки пассажирской 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 н# взлетную массу некоторые 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. Эксплуатационный
диапазон центровок этого варианта самолета расширился и стал равным
168

Варианты компоновки пассажирской кабины самолетов Ил-14:
а - Ил-14П на 18 пассажиров; б - Ил-14П на 32 пассажира; в - Ил-14М на 24
пассажира; г - Ил-14М на 36 пассажиров; / - кабина пилотов; 2 - кабины штурмана и
радиста; 3 - буфет; 4 - пассажирские кресла; 5 - входная дверь; 6 - туалет; 7 -
заднее багажно-грузовое помещение; 8 — гардероб; 9 - переднее багажно-грузоное
помещение; 10 — служебные отсеки
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 50-х годов стал основным магистральным самолетом Аэрофлота
и эксплуатировался на весьма протяженных воздушных линиях. В этих
условиях 24-местные самолеты не обеспечивали наличия достаточных
свободных объемов багажных отсеков как для размещения багажа пассажиров,
так и для попутных грузов. Эта проблема была решена в 1955 г. созданием
модифицированного самолета Ил-14М, длина носовой части фюзеляжа
которого была увеличена на 1 м. Кроме того, были усилены нервюры 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 пассажирской кабине самолета первоначально
устанавливали 24 кресла первого класса так же, как и на некоторых самолетах Ил-14П.
Эксплуатационный диапазон центровок Ил-14М находился в пределах
13—18%САХ, он обеспечивал наилучшие характеристики 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
169

Ил-14П: максимальная скорость уменьшилась примерно на 15 км/ч,
скороподъемность — на 0,5 м/с, незначительно возросла длина разбега и пробега.
Но способность безопасно продолжить взлет после отказа двигателя была
сохранена.
Самолеты Ил-14П на 18 пассажирских мест и Ил-14М на 24
пассажирских места до начала 60-х годов являлись основными типами советских
пассажирских самолетов на магистральных внутренних и международных
воздушных линиях. Только после массового внедрения на основных
авиалиниях страны новейших газотурбинных пассажирских самолетов, Ил-14
различных модификаций стали использоваться на местных воздушных
линиях относительно 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 буфера, а на некоторых машинах и ликвидацией
радиоотсека по левому борту фюзеляжа (его аппаратура была перенесена в
кабины штурмана и радиста).
Увеличение коммерческой нагрузки самолетов Ил-14 способствовало
повышению их экономической эффективности при эксплуатации 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 потребности Советского
Союза и зарубежных заказчиков был создан ряд специальных вариантов
самолета: высококомфортабельные самолеты Ил-14С, Ил-14ПС, Ил-14СИ,
Ил-14СО с компоновкой пассажирской кабины по типу салон или
полусалон; грузовые самолеты Ил-14Г с грузовой дверью без калитки на правом
борту и с усиленным полом, рассчитанные на перевозку 3500 кг;
транспортные самолеты Ил-14Т, имевшие на левом борту большую
двухстворчатую грузовую дверь с калиткой и узлы под центропланом для наружной
подвески грузов в удобообтекаемой таре; транспортно-десантные самолеты
Ил-14-ЗОД и ряд других. В Чехословакии небольшой серией строились
самолеты АВИА-1442 "Супер", рассчитанные на 42 пассажирских места.
Особенно следует отметить созданные в 1957 г. по заказу Главного
управления геодезии и картографии СССР варианты самолетов 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 назначения, оснащенные совершенной
аэрофотоаппаратурой и специальным пилотажно-навигационным оборудованием.
Самолеты имели по три аэрофотоаппарата, которые управлялись двумя
операторами. В фюзеляже самолетов были сделаны фотолюки, а на потолке кабины
установлен монорельс с лебедкой для подъема аэрофотоаппаратов.
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, автоматическую
стабилизацию барометрической высоты полета, автоматический полет с точ-
170

ным выдерживанием курса, выполнение координированных разворотов и
доворотов. Предусматривалась возможность переоборудования Ил-14ФКМ
в пассажирский вариант на 26 мест. Самолеты этого типа сыграли
значительную роль в освоении отдаленных районов нашей страны, изучении ее
природных ресурсов. Только в 1958 г. аэрофотосъемочные подразделения
гражданской авиации, оснащенные самолетами Ил-МФК 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
дополнительными топливными баками, узлами для подвески под фюзеляжем
ракетного ускорителя взлета, имеют бортовой вспомогательный движок
для отопления и освещения кабин при стоянке самолета, газовую плиту
для приготовления пищи. Арктические варианты самолета Ил-14
неоднократно модифицировались, приспосабливались к суровым условиям
эксплуатации и особенностям выполняемой работы. На самолетах,
используемых в качестве ледовых разведчиков, устанавливалась бортовая
радиолокационная 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 антарктическими научными станциями, порой
удаленными одна от другой на расстояние до 4000 км. В 1962 г. был испытан
арктический вариант самолета Ил-14П с убирающимся лыжным шасси.
Способность совершать длительные полеты в труднейших метеорологических
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 70-х годов самолеты Ил-14 Полярной авиации активно участвовали в
обеспечении 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 модификаций
в течение столь продолжительного времени подтверждает его высокие лет-
но-технические и эксплуатационные данные, ставит этот самолет в ряд
выдающихся образцов мировой авиационной техники.
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 международных 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
способствовал и более высокий по сравнению с Ли-2 уровень регулярности
полетов самолетов Ил-12 и Ил-14, более совершенная радионавигационная
аппаратура, которая совместно с созданием комплекса наземных
радиотехнических средств позволила летчикам Аэрофлота быстро освоить регуляр-
171

ные 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
оснащенность аэропортов, потребовало создания системы
профилактического обслуживания самолетов по заранее разработанным документам,
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 пассажирского транспорта, что
и было достигнуто после внедрения в регулярную массовую эксплуатацию
парка пассажирских самолетов 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. Ча-
ромского.
Новый самолет должен был обеспечивать перевозку 60—65 пассажиров
на расстояние до 5000 км с крейсерской скоростью 450 км/ч на высоте
7500 м и эксплуатироваться совместно с парком самолетов 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 совершать беспосадочные полеты по наиболее
протяженным внутренним и зарубежным воздушным линиям, например, по таким
авиамагистралям как Москва — Закавказье, Москва — среднеазиатские
республики, Москва — промышленные районы Урала — Дальний Восток.
По этим маршрутам в то время велось основное движение авиапассажиров^
почты и грузов дальнего следования. Такой комплексный подход к
формированию перспективного парка пассажирских самолетов ГВФ
осуществлялся fr Советском Союзе впервые.
Йо своему внешнему виду и многим конструктивным решениям новая
машина напоминала первый вариант проекта высотного четырехдвигатель-
ного самолета Ил-12, но имела по сравнению с ним значительно большие
геометрические размеры и массу.
Как и на Ил-12, аэродинамическая компоновка крыла обеспечивала
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 большим, ранее не применявшимся на самолетах
ОКБ, геометрическим удлинением, равным 12, и с довольно высокой в то
время для самолетов 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 щелевых зак-
172

Схема самолета Ил-18 с четырьмя двигателями АШ-73
рыл ков 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 скороподъемности закрывались сразу же после
выпуска шасси.
Экипаж и пассажиры самолета Ил-18 размещались в герметическом
фюзеляже, оборудованном вентиляционной системой с отбором 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 изготовления
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
пассажирской 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 большинству требований, что
был использован еще раз, уже в середине 50-х годов на новом самолете
Ил-18 с турбовинтовыми двигателями, получившем всемирную известность).
Проектированию герметического фюзеляжа самолета Ил-18, имевшего
объем около 130 м3,(^целялось особое внимание. При его создании
впервые в СоветскичСсп6зе были решены многие принципиальные вопросы
проектирования герметических фюзеляжей большого объема, определены
173

Рис. 11.2.
Схема поперечного сечения
цилиндрической части фюзеляжа самолета Ил-18
наивыгоднейшие 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
конструкции герметического
фюзеляжа самолета. Применение носовой части фюзеляжа сферической формы,
наиболее выгодной для восприятия нагрузок от избыточного давления в
герметичной кабине, а также применение герметичной перегородки такой
же сферической формы в конце кабины и в отсеке передней опоры
самолета определили характерный его внешний вид. Внимание
проектировщиков 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 пассажирской кабины имели простую,
хорошо освоенную в производстве прямоугольную форму, то в
компоновочных чертежах самолета Ил-18 им была придана форма
горизонтального овала. Однако при разработке рабочих чертежей было
установлено, что при такой форме отверстий напряжения по их краю значительно
возрастают, иногда до значений, превышающих напряжения, установленные
для материала обшивки. Тогда по краю таких отверстий начинают
образовываться трещины, которые 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 значительно
более низким уровнем напряжений в обшивке, окружающей вырез. Уже
после завершения испытаний самолета Ил-18 с поршневыми двигателями в
результате неправильного выбора формы выреза в герметической кабине
произошло (в начале 50-х годов) несколько тяжелых катастроф
английских пассажирских самолетов "Комета" 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 компонов-
174

Рис. 11.3.
Компоновка пассажирской кабины самолета Ил-18 на 66 пассажирских мест:
/ - передний герметичный багажно-грузовой отсек; 2 — люки багажно-грузовых помещений; 3 — задний герметичный
багажно-грузовой отсек; 4 — задний негерметичный багажно-грузовой отсек; 5 — туалет; 6 — гардероб; 7 - входные.двери; 8 - кабина пилотов;
9 - кабина радиста и бортмеханика; 10 — пассажирские кресла первого класса; 11 - буфет-кухня

ки кабины являлась 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 отношению к
направлению полета, устройства купе. Интерьер пассажирской 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. Кроме основного были разработаны вариант пассажирской кабины на
40 высококомфортабельных 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 габаритов) 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 воздушного охлаждения АШ-73ТК
с турбокомпрессорами ТК-19. Новые двигатели уже внедрялись в серийное
производство под руководством А. Д. Швецова и имели взлетную
мощность 1765 кВт (2400 л.с.) каждый. Двигатели приводили во вращение че-
тырехлопастные автоматические воздушные винты АВ-16НМ-95 двойного
действия.
Оборудование, устанавливавшееся на самолете Ил-18, позволяло
эксплуатировать его днем и ночью в сложных метеоусловиях. Безопасность
полетов в сложных метеорологических условиях обеспечивалась комплексом
радионавигационных средств и защитой от обледенения стекол фонаря
кабины пилотов, лопастей воздушных 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, стабилизатора и киля
секций токопроводящей резины, нагревать которую предполагалось от
четырех электрогенераторов, установленных на двигателях. Одновременно
для этого самолета была спроектирована воздушно-тепловая противообле-
денительная система, аналогичная 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 турбокомпрессоров, с двигателями, имевшими
высотность всего лишь 2000 м.
17 августа 1946 г. экипаж во главе с ведущим летчиком-испытателем
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
176

сбалансированный самолет шел по прямой с брошенным управлением на
скоростях от 250 км/ч до максимальной. Управление продольное по
нагрузкам 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 обеспечивала 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 безопасность 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 36000 кг полет в горизонтальном режиме при двух
работающих двигателях.
3 августа 1947 г. во главе колонны пассажирских самолетов Ил-12
опытный самолет Ил-18 был продемонстирован на воздушном параде в
Тушине. Затем Ил-18 участвовал в различных испытательных программах.
В 1948—1949 гг., оборудованный специальным приспособлением, он
использовался как буксировщик тяжелого транспортно-десантного планера
Ил-32. Эпизодические полеты самолета продолжались до начала 50-х годов.
Опыт создания, постройки и испытаний самолета Ил-18 с поршневыми
двигателями спустя почти десять лет оказал значительное влияние на
проектирование турбовинтового самолета Ил-18, который хотя и сохранил
название своего предшественника, но по существу являлся совершенно новым,
выполненным на значительно более высоком техническом уровне
пассажирским самолетом.
Создание пассажирских самолетов марки "Ил" с поршневыми
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
безопасности, немедленно устранить выявленные недостатки, возможно полнее
учесть опыт эксплуатации при дальнейшем совершенствовании самолета.
Работа над пассажирскими самолетами с поршневыми двигателями,
особенно над Ил-14, впервые ярко продемонстрировала и еще одну
особенность творческой деятельности С. В. Ильюшина, которую сейчас принято
называть системным подходом к процессу создания пассажирского
самолета. Рассматривая пассажирский самолет как сложную систему, в которой
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
12-Зак. 73J
177

данными, легкого и простого в пилотировании, обладающего высоким
уровнем безопасности, надежности, комфорта, экономической
эффективности, совместимого с существующим комплексом наземного
обслуживания.
Указанные особенности творческой деятельности СВ. Ильюшина стали
главными принципами,на основе которых формировалась система
проектирования пассажирского самолета, обеспечивающая 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,
конструкторскими и эксплуатирующими организациями на основе тщательного
изучения прогнозов роста объема авиаперевозок, обобщения опыта
эксплуатации отечественных и зарубежных пассажирских самолетов, выявления
основных тенденций в развитии гражданской авиации, определения путей
дальнейшего совершенствования конструкции самолетов, их двигателей,
систем и оборудования. После выбора наивыгоднейших основных
параметров самолета, учитывающих все его, в том числе и противоречивые,
свойства, на последующих этапах создания самолета проводятся теоретические,
экспериментальные и опытно-конструкторские работы, связанные с
достижением требуемого аэродинамического совершенства, весовой
эффективности и прочности самолета, надежности его систем и оборудования,
анализируется возможность применения новых конструктивных решений,
материалов и технологических 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 продолжала развиваться,
совершенствоваться и дополняться новыми элементами по мере накопления
опыта ^проектирования новых типов пассажирских самолетов. Уровень ее
совершенства оказал значительное влияние на высокую эксплуатационную
эффективность последующих пассажирских самолетов с газотурбинными
двигателями, созданных в ОКБ им. С. В. Ильюшина.
12. ТУРБОВИНТОВОЙ
САМОЛЕТ ИЛ-18
К середине пятидесятых годов стало ясно, что
самолеты с поршневыми двигателями не удовлетворяют бурному росту
пассажирских перевозок. Появилась потребность в самолетах с большей пассажиро-
вместимостью и с большей скоростью полета, чем располагали поршневые
самолеты, т. е. с большей производительностью. К этому времени появилась
и техническая возможность. Были созданы и освоены принципиально новые
газотурбинные двигатели (ГТД), имевшие тогда две разновидности —
турбовинтовые (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, позволявшие 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.), который
был успешно переделан из бомбардировщика Ту-16 в пассажирский само-
178

лет с ТРД, позволившим значительно повысить скорость полета и пассажи-
ровместимость. Однако экономичность самолета была на низком уровне, и
он не мог в полной мере удовлетворить 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 отстаивал идею специализированного пассажирского
самолета с присущей ему классической схемой, позволяющей создать
высокоэффективную экономичную машину, полагая, что летные и
эксплуатационные 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 определяющую роль играет
появление двигателей новых типов. Так, Ил-18 с четырьмя турбовинтовыми
двигателями АИ-20 является представителем первого поколения
пассажирских самолетов с газотурбинными двигателями. Межконтинентальный
Ил-62, созданный в 1961 — 1965 гг., представляет второе поколение
пассажирских самолетов с ТРД умеренной двухконтурности, обеспечившими
значительное снижение удельного расхода топлива по сравнению с
реактивными самолетами первого поколения. И, наконец, широкофюзеляжный
самолет Ил-86 (1976—1980 гг.) представляет третье поколение
пассажирских самолетов, отличающихся лучшей топливной эффективностью.
В результате работы над созданием первого поколения пассажирских
самолетов с газотрубинными 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 двигателями, воплотивший
в себе все основные черты современного пассажирского самолета,
спроектирован в 1954—1956 гг. Он был построен и совершил свой первый полет в
1957 г. После успешных государственных эксплуатационных испытаний
самолет был запущен 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 международных
авиалиний Аэрофлота и массовому авиаэкспорту. При продаже самолетов
этой марки во многие страны мира накопился богатый опыт не только
торговых сделок, но и соответствующего оформления технической
документации на основе международных стандартов.
За создание Ил-18 группе конструкторов во главе с Генеральным
конструктором СВ. Ильюшиным в 1960 г. была присуждена Ленинская премия.
Самолет Ил-18 представляет собой цельнометаллический моноплан с
12*
179

низкорасположенным крылом, на котором размещены четыре
турбовинтовых двигателя АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко, и оперением палубной
схемы.
Аэродинамическая компоновка выполнена с учетом обеспечения
максимально возможной безопасности полета, а также необходимости
достижения высоких экономических показателей. Особое внимание уделено
аэродинамической компоновке крыла.
Крыло не стреловидное с удлинением 10 и сужением 3.
Аэродинамическая компоновка крыла обеспечила высокие для того времени скоростные
характеристики самолета и хорошие характеристики 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 характеристики (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
четырехколесными тележками.
Выбор ТВД для самолета Ил-18 в то время, когда создавались
самолеты с турбореактивными двигателями, был тщательно обоснован высокой
экономичностью, что было подтверждено длительной эксплуатацией
самолета.
Установка ТВД требовала тщательной отработки ее на самолете.
Отличие их от ПД, предшественников ТВД, в том, что изменение тяги ПД
достигается вследствие "дачи газа", т. е. увеличения частоты вращения, которая
Схема самолета Ил-18
180

10
2
Рис. 12.2.
Зависимость массы коммерческой нагрузки от
дальности полета:
/ - самолет Ил-18 (1957 г.; Н = 9000 м; V =
= 650 км/ч); 2 - самолет Ил-18 (1946 г.; Н =
= 7000 м; V = 450 км/ч)
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 незапланиро- ° 2000 ^00° L^KM
ванному 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 снижения 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 дальности полета. Для автоматического и
принудительного (от летчика) электромеханического флюгирования винта на всех
режимах полета, чтобы исключить возможность возникновения
отрицательной тяги на винте неисправного двигателя, были разработаны
специальные устройства. Уход на второй круг при заходе на посадку возможен с
любой высоты при четырех работающих двигателях 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 эксплуатационные испытания
проведены с обоими двигателями, в результате был принят двигатель АИ-20
как более надежный.
Отличительной особенностью самолета Ил-18 является применение
герметичного фюзеляжа с системами кондиционирования и наддува воздуха от
компрессора двигателя, обеспечившими нормальные 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 внимательно, так как расследование катастрофы
английского самолета "Комета" доказали, что причиной гибели было
усталостное разрушение обшивки фюзеляжа, вызвавшее мгновенную
разгерметизацию.
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 осуществлен 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 гондол способствует хорошему отводу
тепла. Кроме того, разработана мощная система огнетушения с
применением высокоэффективного огнегасящего состава;
181

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,
предупреждающий о встречающихся препятствиях (горы, высотные здания и пр.) ,
встречных самолетах и грозовых фронтах. При помощи этого локатора можно
решать также некоторые навигационные задачи;
г) самолет оснащен пилотажно-навигационными системами,
позволяющими выполнение полетов и посадки в условиях плохой видимости и в
сложных метеоусловиях. Ил-18 — первый отечественный самолет, на
котором была отработана система автоматического захода на посадку,
созданная на базе директорной системы и адтопилота, обеспечившая дальнейшее
повышение безопасности полета и способствующая появлению бортовой
системы автоматического управления, которой в дальнейшем были
оснащены и другие 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 многоканальная
система энергоузла и четырехканальное двухстороннее подсоединение к
распределительным шинам. При этом сохранена работоспособность
электрооборудования до выхода из строя последнего действующего источника
электроэнергии;
е) надежная и эффективная электротепловая противообледенительная
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. Сравнительно невысокое давление в шинах
колес шасси обеспечивает самолету хорошую проходимость на
подготовленных соответствующим образом грунтовых аэродромах.
Высокие экономические показатели самолета Ил-18 были
подтверждены 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 совершенных методов расчета и конструирования.
В результате прямые эксплуатационные расходы на Ил-18 ниже, чем у
аналогичных 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 стоимость самолета,
его ремонта и обслуживания.
Несмотря на то, что самолет Ил-18 был первым в ОКБ самолетом с
герметичным фюзеляжем, спроектированным в 50-х годах, условия для
пассажиров в нем были созданы на уровне, сравнимом с комфортом
современных самолетов. Система кондиционирования воздуха внутри пассажирских
салонов создает искусственный климат с температуройп воздуха во время
полета на любой высоте и в любое время года около ,20°С и до высоты
5200 м давление в салонах равно давлению на земле, на высоте 8000 м —
182

давлению на высоте 1500 м над уровнем моря, а на высоте 10 000 м —
давлению на высоте 2400 м. Полный обмен воздуха производится в салонах
менее чем за 2 мин. Пассажир имеет возможность воспользоваться
индивидуальной вентиляцией, лампочкой для индивидуального пользования, когда
в ночное время общее освещение выключается. Пассажирские места
оборудованы удобными креслами с отклоняющимися спинками. На спинке
кресла в кармане хранится съемный полированный столик, который может
быть установлен на подлокотниках.
В полете пассажир получает питание по установленным международным
нормам. Для этого в самолете оборудован буфет-кухня. К услугам
пассажиров гардеробы, багажные помещения и хорошо оборудованные туалетные
комнаты. В интерьере салонов для отделки используются отечественные
материалы с хорошо подобранной расцветкой. Обеспечена звукотеплоизо-
ляция.
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 модификации увеличивалось число
пассажирских мест, повышался комфорт, повышались надежность и
безопасность пассажирских перевозок, увеличивалась дальность полета и тем
самым повышалась рентабельность самолета.
"Первый опытный самолет Ил-18 (производства 1957 г.) был рассчитан
на 75 пассажирских мест или 12 т коммерческого груза и имел два салона
на 10 и 65 мест соответственно, разделенных буфетом с выходными
дверями в начале первого и в конце второго салонов. Первые серийные самолеты
уже представляли собой модификацию Ил-18А (1958 г.). При летных
эксплуатационных испытаниях 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 помещений, где во
время полета пассажиры совсем не бывают или 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 теплозвукоизоляции
(рис. 12.3).
Самолет Ил-18Б (1958-1959 гг.) отличается от Ил-18А увеличением
максимального коммерческого груза с 12 до 14 т и максимальной
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 пассажирские
салоны и перенесены входные двери в вестибюли, разделяющие
пассажирскую кабину на три салона с числом мест 20, 55 и 14 соответственно. В
переднем вестибюле в зоне винтов размещены гардеробъ1! 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 от11л-18В, число
пассажирских мест увеличено до 120 с максимальной плотностью компоновки
и дальнейшим улучшением комфорта: модернизированы туалеты,
гардеробы и буфет, улучшена отделка салонов, установлены более
комфортабельные кресла.
Самолет Ил-18Д (1965—1969 гг.) отличается увеличенной
максимальной дальностью полета (до 6500 км), полученной вследствие размещения
183

ви^^вввввввввввва
«i
^жттттШпЩ
ВВВ[_В—ЕВВВВВВВВВБ°Р |ВВЫ
<у
ft/ 2
Рис. 12.3.
Компоновка самолетов Ил-18:
а - Ил-18А и Ил-18Б; б - Ил-18В; в
бюль; 2 - гардероб; 3 - буфет; 4
Ил-18Д
- Ил-18Д и Ил-18Е; 1 - входная дверь и вести-
туалет; 5 - дополнительные топливные баки
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 были установлены бортовая система управления заходом на посадку.
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 Восточной 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 кабину) на большей своей части имеет
цилиндрическую форму с круглым 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 пассажирские 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 больших вырезов
(двери и грузовые люки) и в местах крепления крыла по трем его лонжеронам,
184

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,
направленные на обеспечение надежности конструкции фюзеляжа и
безопасности пассажиров, отрабатывались и проверялись при испытаниях
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 расположены выхлопные трубы двигателей,
топливо для безопасности содержится в мягких резиновых баках,
размещаемых в контейнерах между лонжеронами центроплана.
Носок крыла снабжен электрическим противообледенителем.
Закрылки двухщелевые, выдвижные на рельсах.
Конструкция киля и стабилизатора выполнена по моноблочной схеме с
тремя лонжеронами. Рули и элероны представляют цельнометаллические
конструкции однолонжеронной схемы.
Для расширения фронта работ при сборке фюзеляжа, крыла и оперения
и для широкого применения прессовой клепки конструкция агрегатов
предусматривает разбивку их на отдельные панели, включающие обшивку и
стрингеры, а для фюзеляжа даже секции шпангоутов. Все это обеспечило
снижение трудоемкости, а следовательно, и стоимости самолета.
Двигатели АИ-20 снабжены четырехлопастными автоматическими
винтами АВ-68И диаметром 4,5 м.
В системе регулирования двигателя и винта предусмотрен ряд противо-
аварийных устройств: автофлюгирование, флюгирование флюгер-насосом,
воздушно-механическая аварийная система флюгирования, 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, тормозящую 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 подкачивающими насосами, каждый из которых обеспечивает
питание обоих двигателей. Для полной гарантии на самих двигателях
установлены 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 по выпуску и уборке шасси
автоматизированы: 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 ком-
185

пенсации рулей и элеронов, установке сервокомпенсатора и загрузочных
пружин на руле направления. В управление включены рулевые машины
автопилота. Управление жесткое, для изготовления тяг использованы трубы
из алюминиевого; сплава.
'• Гидросистема обеспечивает выпуск и уборку шасси, торможение колес,
поворот передней опоры, включение механизмов флюгирования винтов и
работу стеклоочистителей.
Самолет Ил-18, находясь в эксплуатации более 20 лет, с успехом
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
достижения 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 четырьмя двух-
контурными турбореактивными двигателями НК-8 принадлежит ко
второму поколению отечественных реактивных самолетов. Самолет создан с
учетом потребностей развития гражданской авиации, которое в 50-е годы
характеризовалось интенсивным ростом пассажирских перевозок. В СССР
с 1950 по 1959 г. перевозки возросли примерно в 10 раз. При этом на
основных направлениях перевозилось более 5о% пассажиров дальнего
следования.
Эти годы явились качественно новым периодом в развитии
гражданской авиации: был осуществлен переход к массовой эксплуатации
пассажирских самолетов с турбореактивными двигателями.
В Советском Союзе в это время началась эксплуатация турбовинтовых
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 способствовали также следующие
обстоятельства:
1) достигнуты успехи в разработке аэродинамики самолета,
обеспечившие полеты на больших крейсерских скоростях, при высоких значениях
числа М;
2) разработана конструкция прочного и герметичного кессонного
крыла, с бакамиютсеками для топлива с применением прессованных профилей
и длинномерной обшивки из высокопрочных алюминиевых сплавов;
3) созданы более мощные и экономичные турбовинтовые и
турбореактивные двигатели, обеспечивающие значительный прирост тяги и, как
следствие этого, увеличение крейсерских скоростей пассажирских самолетов.
Двигатели оказались более простыми и надежными в эксплуатации,
обладающими большим ресурсом работы;
4) достигнуты большие успехи в разработке радиосвязного и пилотаж-
но-навигационного оборудования, обеспечившие надежное самолетовожде-
186

ние днем и ночью в различных климатических условиях и на различных
географических широтах;
5) построены и введены в эксплуатацию первоклассные аэродромы с
прочными бетонированными ВПП, позволившие производить 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 поставили задачи обеспечения
наибольшей безопасности полетов, максимального 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 аэродинамического
качества на крейсерском режиме полета и при больших значениях числа М,
а также устройство эффективной механизации крыла, гарантирующей
хорошие взлетно-посадочные характеристики самолета;
6) 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, способствует 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 близости расположения
двигателей к оси фюзеляжа;
в) по конструкции планера: опасности возникновения усталостных
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. 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 воспламенения топлива в случае
возникновения пожара в гондолах двигателей.
Высокое расположение двигателей за крылом значительно уменьшает
возможность попадания с 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 опасность 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 убранным шасси
187

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 задней части фюзеляжа имело и
недостатки:
из-за отсутствия двигателей на крыле уменьшается разгрузка
конструкции в полете от действия изгибающего момента, что требует повышения их
жесткости 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 двигателями и
другие, расположенные вдоль фюзеляжа;
из-за попадания выходящих газов на горизонтальное оперение нельзя
применить реверс тяги на внутренних двигателях, он возможет только на
внешних двигателях.
Результаты анализа преимуществ и недостатков схемы самолета 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 необходимых для такого
самолета двигателей не выпускала. В связи с этим возникла необходимость
создания отечественного двухконтурного турбореактивного двигателя.
Такой двигатель НК-8 был создан в конструкторском бюро Генерального
конструктора Н. Д. Кузнецова. Вначале (в условиях MCA, H = 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 преимущество было
достигнуто простотой конструкции двигателя, меньшим числом опор, а
также широким применением титановых сплавов. Двигатель обладал
высокой надежностью, чему способствовала 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. нп
Рис. 13.1.
Гондолы двигателей: °)
а - общий вид; б — схема работы без реверсирования тяги; в - схема работы с
реверсированием тяги
188

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 обеспечивала 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. Расположение 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.
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 оперением мощного кабрирующего момента для отрыва
самолета от земли. На существующих самолетах с двигателями на
кормовой части фюзеляжа шасси устанавливают по обычной схеме, а
необходимый 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 самолета.
Всестороннее исследование этой проблемы при проектировании
самолета Ил-62 позволило найти эффективное решение, исключающее
указанные недостатки.
На самолете Ил-62, в отличие от других аналогичных самолетов,
основные опоры расположены впереди центра масс пустого самолета (рис. 13.2).
Это значительно уменьшило вынос основных опор относительно центра
масс загруженного самолета и избавило от необходимости создания боль-
Ось самолета
30,Ь% С АХ-самолет, ^Х
готобый к былету
Ш
4 4 % С АХ- ней тральная центробка
шшш
Рис. 13.2.
Схема расположения основных опор самолета относительно его центра масс
189

Схема крыла с наплывом по передней кромке:
а - профиль по борту фюзеляжа; б - профиль в начале наплыва; в - профиль на
конце крыла
шого кабрирующего момента для отрыва самолета. Для стоянки и руления
по аэродрому пустого самолета введена специальная убирающаяся
хвостовая опора, наличие которой значительно упрощает погрузку и разрузку
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) ;
уменьшить площадь рулевых поверхностей и выполнить простую и
надежную систему ручного управления без применения специальных бустеров
(на самолете Супер VC-10 установлено 17 бустеров);
расположить все основное оборудование, связанное с источниками
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 недостатков,
присущих другим самолетам с компоновкой двигателей на корме фюзеляжа,
снизить массу конструкции.
Стреловидные крылья наряду с положительными качествами имеют,
как правило, неблагоприятные характеристики продольных моментов.
Устранить этот недостаток нелегко. Для самолета Ил-62 было разработано
стреловидное крыло, имеющее специальную аэродинамическую компоновку,
особенность которой заключалась в придании передней кромке крыла
(рис. 13.3) ступенчатой формы (наплыв в виде "клюва"), что в сочетании
со специальным 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 крейсерских 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.
Продувки моделей в аэродинамических трубах, обширные летные ис-
190

пытания 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 закритичес-
кие 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 самолетах
для получения приемлемых характеристик поведения самолета на больших
углах атаки в систему управления устанавливают сложные устройства
("толкатели" штурвала), что снижает надежность системы и вносит
дополнительные сложности в эксплуатацию.
Некоторые конструктивные решения, повышающие безопасность
полета. Важным конструктивным решением, увеличивающим 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 отклонения требовались значительные
усилия. Для создания приемлемых усилий были проведены исследования
самолета и оперения на моделях и макете в натуральную величину в
аэродинамических трубах ЦАГИ. Проводились исследования с различной
аэродинамической компенсацией и различной формой носков рулей и элеронов. В
результате этих исследований получены минимальные шарнирные моменты
рулей и элеронов. Руль направления и элероны были снабжены
пружинными сервокомпенсаторами и триммерами, а руль высоты — двумя
триммерами.
Продольное управление самолетом осуществлялось отклонением
стабилизатора и руля высоты. Пассажирский самолет Ил-62 является
единственным самолетом в мире среди тяжелых самолетов такого же класса, на
котором осуществлено ручное безбустерное управление. Это является
большим достижением отечественной авиационной техники, так как
значительно повышает безопасность 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 система 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.
Электросистемы переменного трехфазного тока были более легкими
и экономичными, так как передача мощности производилась 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 разработки 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 использованием
переменного трехфазного тока потребовалось много времени, опытные и
первые серийные самолеты Ил-62 выпускались с электрическими
системами постоянного тока. л n t

В дальнейшем вся электрическая система переменного трехфазного
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 принято решение о выполнении на
самолете Ил-62 основных требований 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 дистанции
прерванного взлета либо продолжить взлет, сохраняя необходимый запас высоты
пролета всех препятствий вдоль траектории полета. Для обеспечения этого
требования на самолете применены двигатели, обладающие резервом
мощности и оборудованные 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 длительный
полет 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
неработающим "критическим" двигателем и при соответствующей конфигурации,
уход на второй круг и продолжение полета до такой высоты, с которой
самолет сможет выполнить повторный заход на посадку. Для этого на
самолете создан необходимый резерв мощности и повышены требования к
приемистости двигателя, что в сочетании с их близким расположением к
оси самолета и надежным управлением самолета позволяет уйти на второй
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 пассажирами 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 независимое аварийное освещение; на самолетах,
длительно летающих 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 оборудо-
192

вание, позволяющее выполнять полет в соответствии с заданием на полет
и с требованиями служб воздушного движения, а также обеспечить полет
при выходе из строя одного комплекта оборудования на любом этапе
полета, используя остальное оборудование.
Радиооборудование позволяет в условиях полета по приборам вывести
самолет в точку, из которой можно выполнять визуальную 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,
высокорасположенным (на киле) стреловидным горизонтальным оперением (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 пассажирских 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 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 аппаратурой для
нормальной работы пяти членов экипажа: первого и второго пилотов,
бортинженера, радиста и штурмана;
передний и задний пассажирские салоны в компоновке,
соответствующей требованиям заказчика;
буфет-кухня с оборудованием;
гардероб на 125—130 мест в задней части фюзеляжа для зимней одежды
пассажиров;
Схема самолета Ил-62
13—Зак. 73J ]93

Рис. 13.5.
Компоновка самолета Ил-62 на 168 пассажиров:
1 - кабина экипажа; 2 - туалеты; 3 - передний салон на 66 пассажиров; 4 - задний салон на 102 пассажира; 5 - буфет-кухня; 6 -
гардероб; 7 - двигатель; 8 - закрылки; 9 - интерцепторы; 10 - элерон; 11 - топливные баки; 12 - входные двери; 13 -
служебный отсек

/J *Ю
Рис. 13.6.
Варианты компоновки самолета Ил-62:
а - на 186 пассажирских мест; б - на 168 пассажирских мест; в - на 138
пассажирских 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 плотом и аварийных пакетов; 9 - входы; 10 - запасные
выходы; // - буфет-кухня; 12 - дверь буфета; 13 - туалеты
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 герметичных
багажно-грузовых отделения и одно негерметичное, имеющие суммарный
объем 48 м3.
Пассажирские салоны оборудованы удобными креслами с изменяемым
наклоном спинки и откидными столиками, индивидуальным освещением,
вентиляцией, обогревом теплым воздухом и др.
Для всех членов экипажа (включая бортпроводников) установлено
кислородное оборудование. Для больных и слабых пассажиров
установлены персональные баллоны с кислородом.
Планер состоит из центроплана, двух отъемных частей крыла с
механизацией (элеронами, закрылками, интерцепторами) , фюзеляжа, двух
спаренных гондол с пилонами и оперения. Крыло 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. Фюзеляж
эллиптического сечения типа монокок представляет собой герметичную
конструкцию, состоящую из набора поперечных шпангоутов, продольных
стрингеров из прессованных профилей и обшивки. В конструкцию фюзеля-
13* 195

жа введены монолитные механически обработанные панели из
прессованных заготовок.
В кормовой части фюзеляжа (в зоне крепления двигателей)
установлены две герметичные перегородки. В элементах конструкции, подверженных
действию усталостных напряжений, введены дублирующие силовые
элементы. Гондолы и оперение обычной клепаной конструкции. Конструкция
планера в основном выполнена из алюминиевого сплава Д-16.
Шасси состоит из передней опоры, двух основных опор самолета и
дополнительной хвостовой опоры. Передняя опора — управляемая, на ней
установлены два нетормозных колеса. На каждой основной опоре
смонтирована тележка с четырьмя колесами. Это сделано для уменьшения удельного
давления на бетонное покрытие аэродромов. Колеса снабжены мощными
дисковыми тормозами. Торможение колес осуществляется от основной
гидравлической системы. Имеются дополнительная азотно-гидравлическая
система аварийного торможения и система стояночного торможения.
Гидравлическая часть азотно-гидравлической системы самолета состоит
из основной и вспомогательной сети. Основная гидравлическая сеть
обеспечивает уборку и выпуск шасси, управление поворотом передней опоры,
основную и стояночную систему тормозов, управление интерцепторами и
стеклоочистителями. Рабочее 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 управления
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 исключением
небольшой части проводки управления элеронами и управления
триммерами руля высоты). Для повышения надежности выполнено дублирование
наконечников тяг, болтов. Нормальные усилия на штурвалах и педалях
получены без применения бустеров. В канале управления рулем направления
установлен демпфер рыскания.
Руль направления и элероны имеют пружинные сервокомпенсаторы.
На рулях и элеронах установлено по два триммера. Для получения крутого
планирования и» сокращения пробега помимо закрылков применены интер-
цепторы. 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 исключением
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
196

насоса — для большей надежности). Предрасходный отсек служит для
точного замера резервного остатка топлива на самолете и для обеспечения
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 форсированном режиме.
Трубы слива расположены на концевых обтекателях 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 100000 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 двухкон-
турных реактивных двигателей. Двигатели установлены попарно в двух
сдвоенных гондолах на пилонах, прикрепленных к хвостовой части
фюзеляжа. Двигатели отделены противопожарными перегородками от фюзеляжа
и отсека, где "проложен топливопровод.
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 смонтирована
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 систему воздушно-тепловых противообледенителей крыла и
оперения. 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.
До высоты 7200 м давление в кабинах постоянное и равно земному. На
высоте 13 000 м давление соответствует барометрическому на высоте
2400 м. Наземное кондиционирование воздуха в герметических кабинах
производится либо от бортового турбоагрегата 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 кондиционирования, расположенные в корневой части крыла. Проти-
197

вообледенительные устройства крыла, оперения, воздухозаборников,
направляющих аппаратов и коков двигателей — воздушно-тепловые. Горячий
воздух для обогрева отбирается от последней ступени компрессоров
двигателей. Перепад температур между защищаемой 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
обледенения 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 помощью понижающих
трансформаторов от основной системы трехфазного 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 переменного 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 напряжением 27 В применяют
четыре аккумуляторных 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 - переменного 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. Это было сделано в целях
скорейшей отработки в летных испытаниях 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 двигатели 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 управляемость
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 успешного их завершения 8 сентября 1967 г. были начаты
пассажирские перевозки на воздушных магистралях СССР.
198

Модифицированный пассажирский самолет Ил-62М. В 1969 г. начаты
работы по модификации магистрального пассажирского самолета Ил-62 с
целью дальнейшего улучшения его летно-технических и экономических
характеристик.
На самолете двигатели НК-8-4 заменены более экономичными, двух-
контурными 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 вместимостью 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 изменения
закона управления демпфера рыскания руля направления;
улучшены характеристики продольного управления путем увеличения
углов отклонения стабилизатора и улучшения формы носка руля высоты;
установлены более эффективные двухщелевые закрылки (вместо од-
нощелевых);
использована реверсивная тяга двигателей.
Для улучшения летно-эксплуатационных характеристик проведены
следующие усовершенствования:
введена механизированная загрузка багажа;
доработаны все системы, связанные с установкой новых двигателей
Д-ЗОКУ;
установлено автоматическое управление стабилизатором;
установлены новые штурвалы управления самолетом (для улучшения
обзора пилотам и обеспечения стандартного расположения приборов на
доске пилотов);
установлен усовершенствованный бортовой турбоагрегат запуска
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 эксплуатационные
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 эксплуатации на международных
линиях.
14. ШИРОКОФЮЗЕЛЯЖНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ
САМОЛЕТ ИЛ-86
Характерной особенностью развития гражданской
авиации является быстрый рост объема пассажирских перевозок. Этот рост
был неразрывно связан с общим совершенствованием гражданской
авиации, всех ее служб, и в первую очередь с совершенствованием ее
самолетного парка — с увеличением рейсовой скорости, пассажировместимости,
регулярности отправки в рейс и, как следствие, с повышением
производительности пассажирских самолетов.
К концу 60-х годов быстрый рост объема пассажирских авиаперевозок
199

привел к перегрузке главных аэропортов мира. Для прибывающих
самолетов резко увеличилось время ожидания в воздушной зоне аэропорта;
соответственно сократились интервалы между взлетами и посадками, а также
значительно уменьшилась 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 технического обслуживания пассажирских самолетов на земле, а
также снижала уровень безопасности полетов из-за сложности управления
воздушным движением большого числа скоростных машин в зоне
аэропорта.
Эти проблемы и необходимость обеспечения дальнейшего роста объема
пассажирских перевозок заставили авиационных конструкторов и
эксплуатационников искать новые пути при создании перспективных пассажирских
самолетов.
Проектные разработки, проводившиеся во многих конструкторских
организациях, показали, что основные затруднения гражданской авиации
могли быть решены созданием и введением в эксплуатацию самолетов
большой пассажировместимости, рассчитанных на 250—500 мест, которые
позволили бы снизить число машин, потребных для обеспечения заданного
объема перевозок, 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 обеспечивали 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 постройку необходимого парка машин, но и снизить себестоимость
эксплуатации, а следовательно, в дальнейшем увеличить объем пассажирских
авиаперевозок.
Первыми начали работы по самолетам большой пассажировместимости
самолетостроительные фирмы США, что определялось 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 большим 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
пассажировместимости 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 пассажиров на авиалиниях средней протяженности.
Большая пассажировместимость 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 модифицированный самолет
Ил-62М с "узким" фюзеляжем обычного типа не позволил решить мно-
200

гие проблемы, связанные с его эксплуатацией, и работы по нему были
прекращены.
В процессе проведения дальнейших изысканий совместно с
научно-исследовательскими организациями Министерства гражданской авиации, на
основе большого комплекса различных исследований, по результатам
научного прогнозирования роста объема пассажирских перевозок в СССР и на
основе анализа распределения пассажиропотоков в зависимости от
дальности полета были составлены следующие требования к летно-техническим
характеристикам самолета большой пассажировместимости:
Потребная длина взлетно-посадочной полосы, м 2600
Число пассажиров 350
Практическая дальность 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 аэропортов, где предполагалось
использовать этот самолет. К числу таких специальных требований
относились транспортировка багажа по принципу "багаж при себе плюс
контейнеры", установка на самолете трех входных дверей со встроенными трапами,
исключающими 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 самолета Ил-86. Прежде
всего заданная пассажировместимость самолета 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 показывала, что с ростом
объема пассажирских авиаперевозок увеличивалось и число кресел,
устанавливаемых в поперечном сечении фюзеляжа, — от трех кресел в ряду на
первых вариантах самолетов Ил-12 до шести кресел на Ил-62 и многих
других типах ныне существующих самолетов, условно называемых
узкофюзеляжными. При этом на узкофюзеляжных самолетах основной
количественный показатель комфортных условий — удельный объем пассажирского
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, совершенствованием декоративной отделки салонов и ос-
*Под приведенной одноколесной нагрузкой понимается эквивалентная
одноколесная нагрузка конкретной группы из двух или более колес, сравнительно близко
расположенных друг от друга. Она представляет собой единичную нагрузку, приведенную к
одному колесу, которая действует при давлении в пневматике колеса, равном
давлению во всех колесах опоры самолета, и создает критическое силовое действие в
верхнем поверхностном слое покрытия, в основании, подстилающем слое и грунтовом
основании конкретного аэродромного покрытия, эквивалентное силовому действию,
создаваемому группой колес.
201

вещения, возрастанием технического уровня исполнения бытовых
помещений (кухонь, туалетов, гардеробов и пр.).
Увеличение пассажировместимости узкофюзеляжных самолетов 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 полете. Установка же более шести кресел в ряду при одном
продольном 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 цилиндрической 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 связано 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 кабины при полетах на большой высоте овальное сечение
стремится принять форму окружности. Кроме того, без значительного
изменения 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 контейнеры. Трудно также обеспечить
эвакуацию пассажиров из таких фюзеляжей в соответствии с требованиями
Норм летной годности, особенно при вынужденной аварийной посадке
самолета с двухпалубной 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, регламентируемого Нормами летной годности. В
нижней части такого фюзеляжа 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 круглого фюзеляжа — это
возможность создания в пассажирском салоне нового, более высокого уровня
комфорта, который увеличивает привлекательность широкофюзеляжного
самолета для пассажиров, повышает коэффициент пассажирозагрузки
самолета и его конкурентоспособность.
202

Рис. 14.1. °)
Схемы поперечных сечений фюзеляжей, исследовавшихся при проектировании Ил-86:
а - двухпалубный вариант; б - однопалубный вариант с двумя раздельными
пассажирскими кабинами
5,6Ь
608
6,56 By
Рис. 14.2. У 7
Выбор диаметра фюзеляжа Ил-86 (при постоянной массе коммерческого груза):
а - фюзеляж диаметром 5,64 м; б - фюзеляж диаметром 6,08 м; в - фюзеляж
диаметром 6,58 м
203

Рис. 14.3.
Схема поперечного сечения
цилиндрической части фюзеляжа самолета Ил-86
Размеры поперечного сечения
цилиндрической части фюзеляжа
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
обеспечивать возможно большее число
вариантов размещения кресел в ряду.
При этом следовало учитывать возможность дальнейшего развития Ил-86 -
как увеличения его пассажировместимости, так и превращения в грузовой
вариант с размещением на верхней палубе универсальных авиационных
поддонов и стандартных грузовых контейнеров. На основе комплекса
предварительных исследований для самолета Ил-86 был выбран фюзеляж
диаметром 6,08 м, позволивший установить девять кресел в одном поперечном
ряду с двумя продольными 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, Локхид L-1011 и Дуглас DC-10 продольные проходы между
креслами часто блокировались сервировочными тележками стюардесс. Поэтому
ширина продольных проходов в пассажирских салонах Ил-86 значительно
больше, чем на аналогичных зарубежных самолетах, и она обеспечивает
передвижение пассажира по проходу при наличии в нем сервировочной тележки.
Кроме того, параметры поперечного сечения фюзеляжа Ил-86 определялись
также необходимостью применения на этом самолете новой системы
транспортировки багажа пассажиров и грузов по принципу "багаж при себе плюс
контейнеры4'. Выбранные размеры входных вестибюлей и стеллажей для
багажа, а также помещений буфета-кухни и багажно-грузовых отсеков,
расположенных на нижней палубе самолета, обеспечивали не только свободное
размещение пассажирами своего багажа, загрузку поддонов, контейнеров
типа АБК-1,5 и буфетно-кухонного снаряжения, но и более
комфортабельные, 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 кабины самолета оказали
предполагаемые условия его эксплуатации и прежде всего требование всемерно
упростить процедуры наземного обслуживания пассажиров в аэропортах
реализацией нового подхода к решению проблемы транспортирования багажа
пассажиров и размещения его на самолете. Эта задача решалась в
комплексе с целым рядом других проблем (эксплуатационных, весовых, аэроди-
ьгоо
204

намических). Так, в процессе предварительного проектирования самолета
Ил-86 сравнивались различные варианты размещения багажа. Например,
была проанализирована схема хранения багажа каждым пассажиром
непосредственно при себе, т. е. рядом с креслом, под ним или на багажной полке.
Проработка этого варианта показала, что в данном случае, даже при
двухпалубной компоновке пассажирских салонов, длина фюзеляжа увеличивается
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 пассажирской кабине ведет также к
значительным весовым потерям, оно связано с опасностью повреждения элементов
интерьера и бытового оборудования салонов багажом, а также со
значительными трудностями аварийной эвакуации пассажиров.
Поэтому дальнейшие проработки различных вариантов компоновок
пассажирских салонов самолета Ил-86 проводились уже только на основе
раздельного размещения пассажиров и багажа; в результате был выбран
вариант компоновки, сохранивший сложившуюся традиционную схему
размещения пассажиров, багажа 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 размещается на стеллажах багажно-грузовых отсеков.
С верхней пассажирской палубой эти отсеки связаны внутренними однопро-
летными лестницами, ширина которых обеспечивает двухрядное движение
пассажиров. Все три лестницы равномерно распределены 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
выходов, а размеры багажных отсеков — с пассажировместимостью салонов.
Таким образом, главной особенностью пассажирской кабины самолета
Ил-86 является ее условное разделение (лестницами, блоками буфетных
стоек и поперечными проходами к аварийным выходам) на три отдельных
пассажирских салона, равномерно расположенных по длине фюзеляжа.
Благодаря этому все пассажиры самолета оказались сгруппированными в
относительно небольшие, легко обслуживаемые, а в случае необходимости
быстро организируемые к аварийной эвакуации группы. Наличие двух
продольных проходов ускоряет раздачу питания пассажирам и обеспечивает
свободное перемещение обслуживающего персонала и пассажиров из любой точки
кабины к креслам, туалетам 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-грузовых
отсеков самолета Ил-86 с использованием системы "багаж при себе плюс
контейнеры" обеспечила самолету Ил-86 определенные эксплуатационные
преимущества. В частности, стало возможным начать регулярную
эксплуатацию самолета Ил-86 без реконструкции существующих зданий
аэропортов для увеличения их пропускной способности и без внедрения
специальных автоматизированных систем сортировки и транспортировки большого
количества багажа к местам их погрузки в контейнеры и выдачи
пассажирам после полета (по данным зарубежной печати, для обслуживания широ-
205

Рис. 14.4.
Компоновка самолета Ил-86:
1 - верхняя аварийная дверь (по четыре двери на каждом борту фюзеляжа); 2 - входной вестибюль; 3 - входная дверь; 4 -
лестница для прохода на верхнюю палубу; 5 - задняя буфетная стойка; 6 - стеллаж для багажа "при себе"

кофюзеляжных самолетов с системой транспортирования багажа в
контейнерах стоимость модернизации французского аэропорта Орли обошлась
в 460 млн.долларов). Кроме того, система "багаж при себе плюс
контейнеры" значительно сократила время, затрачиваемое на оформление и
погрузку багажа пассажиров в самолет и его получение после полета, при этом
более чем в два раза уменьшились трудозатраты на обслуживание
пассажиров и сократилась численность обслуживающего персонала. Сокращается и
время оборачиваемости самолета Ил-86, непосредственно влияющее на
экономическую эффективность его эксплуатации, увеличивается реальная
скорость воздушного путешествия пассажиров, обеспечивается лучшая
сохранность багажа, чем при существовавших до внедрения Ил-86 способах его
транспортирования.
Эксплуатационные преимущества, обеспечиваемые системой "багаж
при себе плюс контейнеры", особенно в упрощении процедур сдачи и
получения багажа и сокращении при этом потерь времени пассажирами,
неоднократно отмечались как зарубежными специалистами, так и пассажирами
самолета Ил-86. Высокой эксплуатационной эффективности самолета Ил-86
способствует 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 самолетов Ил-86 показал, что наличие системы "багаж при
себе плюс контейнеры" и встроенных трапов представляет особую ценность
для самолета, эксплуатирующегося на коротких и средних линиях: 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 крылом и четырьмя двигателями
НК-86 с умеренной степенью двухконтурности на пилонах под крылом
(рис. 14.5).
Выбор аэродинамической компоновки самолета Ил-86 производился
на основе комплекса теоретических и экспериментальных исследований,
направленных на получение высокого аэродинамического качества,
потребных несущих свойств крыла для расчетных условий базирования и
нормируемых характеристик устойчивости 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 высоким аэродинамическим
совершенством, обеспечивает высокое аэродинамическое качество самолета на
крейсерских скоростях полета, соответствующих числу М = 0,82, а также
на взлетно-посадочных режимах.
При выборе типа взлетно-посадочной механизации крыла также была
проведена большая конструкторская и экспериментальная 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
207

Схема самолета Ил-86
сравнительно близким к нижней поверхности крыла расположением
двигателей.
В процессе решения этой задачи на аэродинамических моделях
исследовались различные варианты взлетно-посадочной механизации крыла, был
проведен комплекс экспериментов по определению оптимального
взаимного расположения элементов механизации и пилонов гондол двигателей.
Наиболее значительный результат дало небольшое изменение формы пилонов
в месте их стыковки с нижней поверхностью крыла, позволившее
значительно 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 механизация, состоящая
из предкрылков и трехщелевых закрылков с фиксированным
дефлектором и отклоняемым хвостовым элементом без раздвижки звеньев,
позволившая получить Суд max — 2,6 ... 2,7.
При решении технической задачи конструктору всегда приходится
искать оптимальный компромисс между удовлетворением предъявляемых
требований и возможностями, которыми он располагает. Выполнение
специальных, иногда очень специфических, отвечающих определенным
условиям эксплуатации, требований налагает отпечаток на создаваемую
конструкцию. Так, для выполнения заданных условий эксплуатации самолета Ил-86
с бетонированных аэродромов МГА класса "Б" с покрытием по классу
"В" и с максимально допустимой приведенной одноколесной нагрузкой 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,например, самолет Ил-18. При этом не требуется никакой
реконструкции ВПП этих аэродромов.
Высокий уровень безопасности полетов самолетов Ил-86, их
комфортабельность, высокую эксплуатационную эффективность и технологичность
208

в производстве обеспечивают ряд конструктивных решений, новизна
которых подтверждена 130 авторскими свидетельствами.
Надежность и безопасность полетов самолетов Ил-86 обеспечивается:
его рациональной аэродинамической компоновкой; многократным
резервированием основных функциональных систем самолета; использованием
в гидросистеме негорючей жидкости; применением топливной системы с
топливными магистралями, проложенными внутри баков; экономичной,
потребляющей относительно мало электроэнергии, электроимпульсной про-
тивообледенительной системы, удаляющей лед путем создания импульсной
упругой деформации в обшивке защищаемых поверхностей предкрылков
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 географических условиях, в любое
время года и суток.
Высокий уровень комфорта для пассажиров обеспечивается удобством
кресел, архитектурным и декоративно-художественным оформлением
интерьера пассажирских салонов, применением новейшего бытового
оборудования и прогрессивных форм обслуживания 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 бортпроводников.
В конструкции планера самолета Ил-86 также применено много нового:
прессованные и клееклепаные панели, крупногабаритные штампованные
детали, сотовые конструкции, композиционные 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 отдель
ные 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
Рис. 14.6.
Влияние изменения формы пилонов гондол
двигателей в месте их стыковки с нижней поверхностью
крыла на эффективность взлетно-посадочной
механизации:
1 - пилон гондолы с подрезкой; 2 - пилон
гондолы без подрезки
14-Зак. 73J

был показан на 32-м Международном салоне по авиации и космосу в
аэропорту Ле-Бурже, где привлек большое внимание и получил высокую
оценку зарубежных авиационных специалистов.
Заводские испытания самолета Ил-86 были успешно завершены 22
сентября 1978 г., на три месяца раньше срока. В процессе их проведения были
определены летно-технические характеристики самолета и достигнута
скорость полета, эквивалентная числу М = 0,93, оценены характеристики
устойчивости и управляемости 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 важнейший
этап реализации программы создания самолета Ил-86 — его
государственные и эксплуатационные испытания, завершившиеся 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, прочностных,
аэроупругих и динамических характеристик самолета, проведение лабораторных,
стендовых и летных испытаний, выявление 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 всеобемлющим требованиям Норм летной
годности.
Государственные испытания показали, что создан самолет, обладающий
высокой эксплуатационной эффективностью: по сравнению с другими ныне
эксплуатирующимися на авиалиниях средней протяженности
пассажирскими самолетами Ил-86 обеспечивает существенное снижение
эксплуатационных расходов и экономит значительное количество топлива. Поступив на
эксплуатационные испытания, самолеты Ил-86 провели в небе сотни часов
и налетали многие тысячи километров.
Обширная программа сертификационных летных^и эксплуатационных
испытаний самолета Ил-86 выходила за рамки испытаний конкретного типа
самолета. В процессе выполнения этой программы 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 регулярная
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 заслуженного 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
210

..скорость 971 км/ч на замкнутом маршруте протяженностью 2000 км, а с
коммерческим 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.

Часть
3
Транспортные (грузовые)
самолеты и планеры
15. ТРАНСПОРТНЫЕ (ГРУЗОВЫЕ)
МОДИФИКАЦИИ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ
В первые послевоенные годы (1946—1950) в нашей
стране возросли грузовые перевозки воздушным транспортом. В связи с
этим коллективом ОКБ на базе пассажирского самолета 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 разработки 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 показал необходимость разработки новых
типов транспортных самолетов, одной из главных особенностей которых
являлось максимальное упрощение погрузочно-разгрузочных операций, что
не могло быть достигнуто на транспортных (грузовых) модификациях
пассажирских самолетов и требовало применения новых конструкторских
решений. Это определило переход ОКБ на создание специализированных
транспортных (грузовых) самолетов, которые 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 аэродромов, для аэрофотосъемки,
геологической разведки и для обслуживания 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 примерно 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, на левом борту фюзеляжа позади крыла
установлена большая двухстворчатая грузовая дверь размером 2,4X1,6 м
(рис. 15.1). Пол грузовой кабины заменен усиленным, металлическим.
Входная дверь и дополнительная дверь (0,9X1,4 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 транспортными возможнос-
212

Шп N11
UJnN3B Uln.N39
ШпЫ13
Шп N56 Шп NifO
14л-ПТ
UJn.NII
luuuuuuuuuuuuuuuuuuu
Vinnnnnnnnnnnnnnn /J3QU
ШпИЗб ШпЫ39
ил-пд
Рис. 15.1.
Схемы кабин транспортных (грузовых)
самолетов, созданных на базе Ил-12 и
Ил 14
innnnnnnnnnnn
и л-и-з од
тями, так как его грузовая кабина была на 3,3 м длиннее и несколько
шире, а грузовая дверь имела размеры 2,4X1,65 м (вместо 1,5X1,62 м на
Ли-2Гр). Выполнение погрузочно-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 течение ряда
лет эксплуатировались на гражданских авиалиниях. Самолет использовался
также в Полярной авиации и в ВВС страны.
В табл. 15.1 приведены основные летно-технические данные самолетов
Ил-12ТиЛи-2Гр.
Таблица 15.1
Основные летно-технические данные
Параметр
Ил-12Т
Ли-2Гр
Взлетная мощность, кВт (л.с.)
Максимальная взлетная масса, кг
Максимальная коммерческая нагрузка, кг
Практическая дальность полета с
максимальной коммерческой нагрузкой, км
Крейсерская скорость полета, км/ч
Высота крейсерского полета, км
2X1360
(2X1850)
17 250
3000
900-1000
300-320
3
2X736
(2X1000)
11500
2800
600-700
240-250
1,7-3
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 массой до
3700 кг;
десантный — для транспортировки и сбрасывания на парашютах
различных грузов или 38 парашютистов-десантников;
санитарный — для транспортировки 27 носилочных больных или
раненых с сопровождающим медработником;
213

буксировочный — для буксировки планеров средней грузоподъемности.
На самолете было смонтировано десантно-транспортное оборудование
для всех четырех вариантов, в связи с чем значительно повышалась
эффективность использования и автономность эксплуатации самолета.
Переоборудование самолета из одного варианта в другой могло выполняться
экипажем в аэродромных условиях.
Грузовая кабина самолета Ил-12Д та же, что и на Ил-12Т. В отличие от
Ил-12Т входная дверь по правому борту была увеличена (0,9X1,6 м).
Благодаря наличию на самолете двух дверей выброска
парашютистов-десантников осуществлялась в два потока и занимала минимальное время, что
обеспечивало высокую кучность в месте приземления.
В средней части грузовой кабины перед центропланом и позади него в
полу были сделаны большие грузовые люки (колодцы) размером 0,8X2,1 м
для сбрасывания десантируемых грузов, которые подвешивались на замках
кассетных держателей, установленных в грузовой кабине над люками.
Снаружи самолета под центропланом были установлены три балочных
держателя для подвески крупногабаритных десантируемых грузов.
В верхней части фюзеляжа над центропланом для обороны самолета
предусматривалась установка турели с пулеметом. Турельный люк
использовался также под установку астрономического купола для
астронавигационных наблюдений.
На левом борту у рабочего места штурмана вместо окна был
установлен прозрачный блистер полусферической формы с прицелом для
сбрасывания десантируемых грузов.
Для контроля результатов сбрасывания десантируемых грузов, а также
для выполнения маршрутной аэрофотосъемки в фюзеляже устанавливался
аэрофотоаппарат, управление которым осуществлялось с рабочего места
штурмана.
В хвостовой части фюзеляжа имелся замок для буксировки планера
с тросовым управлением из кабины пилотов.
Загрузка и разгрузка самолета могла производиться при помощи
наземных погрузочных средств или специальных бортовых (перевозимых на
самолете) погрузочных приспособлений, состоявших из грузовой
площадки, устанавливавшейся у порога грузовой двери, разборного погрузочного
трапа и лебедки. С помощью лебедки 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
необорудованных 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 буксируемыми
грузовыми планерами конструкции П. В. Цыбина Ц-25 поднялись с одного из
подмосковных аэродромов, совершили уникальный перелет к Северному
полюсу, выполнив посадку на льдину первого арктического десанта на
планерах, а затем благополучно завершили обратный длительный
беспосадочный перелет до Красноярска.
Самолет Ил-14-ЗОД (десантный) был создан в 1955 г. на базе
пассажирского самолета Ил-14П и предназначался для транспортировки 30
десантников, а также мелких грузов общей массой до 3000 кг. Самолет строился
серийно.
Ил-14-ЗОД отличался от Ил-14П тем, что его десантная кабина (1,94X2,
67X9,89 м) была переоборудована из пассажирской и удлинена за счет
214

снятия переднего багажного отделения и буфета. Теплоизоляция десантной
кабины и туалета была заменена облегченной, в кабине установлена новая
система отопления и изменено освещение. Загрузочный люк переднего
багажного отделения 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 пассажирского
самолета Ил-14М, но с фюзеляжем Ил-14П. Строили его в небольшом
количестве и использовали в основном для перевозки различных грузов на
гражданских авиалиниях, а также в Полярной авиации.
Грузовой самолет Ил-14Гр имел такую же, как у Ил-14-ЗОД, грузовую
кабину с усиленным металлическим полом и большую грузовую
двустворчатую дверь на левом борту фюзеляжа позади крыла. Вдоль бортов
грузовой кабины размещались грузовые 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 основных вариантах:
грузовом — для транспортировки различных грузов общей массой до
2700 кг;
десантно-транспортном — для транспортировки и сбрасывания на
парашютах различных десантных грузов или 21 парашютиста-десантника;
санитарном — для транспортировки 18 носилочных больных или
раненых с сопровождающим медработником;
буксировочном — для буксировки планера с полетной массой до
7000 кг.
На самолете было смонтировано десантно-транспортное оборудование
для всех четырех вариантов.
Грузовая кабина самолета Ил-14Т удлинена по сравнению с десантной
кабиной Ил-14-ЗОД за счет заднего багажного отделения 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 сделана в передней створке. Входная дверь по правому
борту сдвинута 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 устанавливался конвейер,
состоявший из грузового эскалатора, выводного транспортера и
электромеханического привода. Сбрасывание десантируемых грузов
обеспечивалось через входную дверь. Управление 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 полусферической формы
с прицелом для сбрасывания десантируемых грузов.
В передней части фюзеляжа под полом устанавливался
аэрофотоаппарат для контроля за сбрасыванием грузов, в хвостовой части фюзеляжа -
замок для буксировки планера, управляемый из кабины пилотов.
215

Загрузка и разгрузка самолета могли производиться при помощи
наземных погрузочных средств или перевозимыми на самолете бортовыми
погрузочными приспособлениями, состоявшими из грузовой площадки,
устанавливавшейся у порога грузовой двери, разборного погрузочного
трапа, лебедки и поворотного погрузочного крана с лебедкой. С помощью
поворотного крана, устанавливавшегося в кабине у передней кромки
грузовой двери, грузы массой до 300 кг могли загружаться в кабину
непосредственно 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 Аэрофлота в
грузовых самолетах,часть пассажирских самолетов Ил-18, не выработавших
своего ресурса и замененных на основных авиалиниях страны
современными самолетами, переоборудуют (начиная с 1978 г.) на ремонтных заводах
гражданской авиации для использования в качестве грузовых самолетов.
Это переоборудование выполняется при минимальных доработках
конструкции фюзеляжа и сводится к превращению пассажирской кабины в
грузовую, усилению пола и к установке на потолке кабины рельса с тельфером
и лебедкой для перемещения грузов вдоль кабины. Грузы располагаются
в кабине на поддонах, уложенных на пол, а также загружаются в
багажники. Загрузка и разгрузка грузовой кабины самолета производятся через
входные двери при помощи автотранспортера или автопогрузчика.
Основные летно-технические данные грузового варианта такие же, как базового
пассажирского самолета Ил-18.
16. 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. Цыби-
на. В 1944—1945 гг. П. В. Цыбиным был создан десантный планер Ц-25
грузоподъемностью 2500кг, несколько позже А.С.Яковлевым —
грузовой планер.
Десантно-грузовой планер Ип-32 (рис. 16.1) был спроектирован ОКБ
и построен в 1948 г. по заданию ВВС. Планер Ил-32 по грузоподъемности
и размерам грузовой кабины был значительно 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
цельнометаллической конструкции с высокорасположенным крылом.
Фюзеляж планера прямоугольного сечения 3,2X4,15 м с негерметичной
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
металлическим полом. В начале и в конце грузовой кабины по правому борту
расположены входные двери. Носовая и хвостовая части фюзеляжа были
выполнены откидывающимися в сторону.
Кабина экипажа была рассчитана на размещение в ней двух пилотов.
216

Схема десантно-грузового планера Ил-32
Крыло планера двухлонжеронное, площадью 159,5 м2, удлинением 8,
стреловидностью 3°, относительной толщиной 18% по борту и 10% на
концах крыла, было снабжено простыми поворотными закрылками,
элеронами, а также интерцепторами, расположенными 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 полотняной обшивкой.
Планер снабжен трехопорным шасси, не убирающимся в полете.
Основные опоры шасси телескопической конструкции обеспечивали "приседание"
планера до земли, что в сочетании с откидывающимися в сторону носовой и
хвостовой частями фюзеляжа 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 съезжать своим ходом.
Планер был снабжен необходимым аэронавигационным, радиосвязным
и электрооборудованием.
В 1948 г. для определения летных характеристик планер Ил-32
проходил испытания с самолетом-буксировщиком Ил-12Д. Полетная масса
планера была 8400 кг. В том же году планер буксировался самолетом Ил-18
(постройки 1946 г.). При этом планер имел полетную массу 16000 кг и
груз массой 7000 кг.
На базе десантно-грузового планера Ил-32 в ОКБ прорабатывался
вариант мотопланера Ил-34 с двумя двигателями, расположенными под
крылом, которые предназначались для улучшения взлетно-посадочных и летных
характеристик планера.
17. ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ
ИЛ-76Т
Во второй половине 60-х годов в нашей стране начался
интенсивный рост грузовых воздушных перевозок. В те годы значительное
количество грузов перевозили на самолетах посредством догрузки пасса-
217

жирских 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)
самолета.
К разработке такого самолета коллектив ОКБ приступил в 1966 г.
В 1967 г. по результатам проведенной совместно с ЦАГИ проектно-исследо-
вательской проработки было разработано техническое предложение по
транспортному самолету Ил-76 с турбовентиляторными двигателями
Д-ЗОКП конструкции П. А. Соловьева.
Проектирование транспортного самолета вследствие большого
разнообразия требований, диктуемых универсальностью применения самолета,
является технически трудной задачей. Для самолета 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 повышенной
проходимости.
Для обеспечения сравнительно короткого разбега и пробега
потребовалось применить:
аэродинамическую компоновку крыла умеренной стреловидности с
высокоэффективной механизацией;
повышенную тяговооруженность за счет установки на самолет четырех
двигателей с взлетной тягой по 11 760 даН (12000 кгс), снабженных
реверсивными устройствами тяги для торможения самолета при пробеге;
высокоэффективную тормозную систему колес основных опор
самолета.
Эти особенности выгодно отличают самолет Ил-76 от существующих
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 начале 1971 г.
и 25 марта он совершил первый взлет. В мае 1971 г. самолет был впервые
представлен на 29-м Международном авиационно-космическом салоне в
Париже.
Благодаря большим транспортным возможностям и высокой степени
механизации погрузочно-разгрузочных работ, способности базирования на
бетонированных и грунтовых аэродромах ограниченных размеров,
хорошим летно-техническим и взлетно-посадочным данным, а также
возможности длительной автономной эксплуатации на необорудованных аэродромах
самолет Ил-76, оснащенный специальным оборудованием, нашел
применение в военно-транспортной авиации.
В июле 1975 г. на серийном самолете Ил-76 был установлен ряд миро
вых рекордов. Так, экипаж заслуженного летчика-испытателя А. М. Тюрю-
218

мина в полетах с грузом по замкнутому маршруту 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 замкнутому маршруту протяженностью 5000 км была достигнута
рекордная средняя скорость полета 816 км/ч. Экипаж заслуженного
летчика-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 подготовки
космонавтов для отработки действий экипажей космических 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 эксплуатационные испытания два
самолета Ил-76. В течение нескольких месяцев, одновременно с
проводимыми испытаниями, на этих самолетах 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
перевозки грузов в сухопутно-морских контейнерах для нефтяников Самотлора
и газодобытчиков Надыма.
После успешного завершения эксплуатационных испытаний Аэрофлот
начал регулярную эксплуатацию на внутрисоюзных трассах транспортных
самолетов, которым было присвоено наименование 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, Заполярья и Чукотки.
Этому самолету не нужны особые условия для работы: он надежно
трудится на грунтовых и заснеженных аэродромах 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, туалетами и системой
вентиляции. Модули снабжены съемными (или откидывающимися) колесами для
перемещения их по аэродрому. В грузовой кабине Ил-76Т могут быть
размещены три пассажирских модуля, их загрузка выполняется с земли или
с автотрайлера при помощи четырех грузоподъемных электротельферов
аналогично погрузке сухопутно-морских контейнеров.
В 1979 г. пассажирский модуль на 30 мест демонстрировался с
самолетом Ил-76Т на 33-м Международном авиационно-космическом салоне
в Париже.
219

Основные летно-технические данные Ил-76Т
Взлетная тяга двигателей, даН (кгс) (4X12 000)
Максимальная взлетная масса, т 170
Максимальный коммерческий груз, т 40
Практическая дальность полета с
максимальной коммерческой нагрузкой, км 5000
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 выполнения погрузочно-разгру-
зочных работ. К самолету Ил-76Т как высокоэффективному
транспортному средству был предъявлен ряд специфических требований по
базированию, способам погрузки-выгрузки, возможности сбрасывания грузов на
парашютах и автономной эксплуатации, что также повлияло на выбор его
схемы.
Выбору схемы самолета Ил-76Т (рис. 17.1) предшествовал тщательный
анализ особенностей отечественных транспортных самолетов Ан-12 и Ан-22,
а также зарубежных военно-транспортных 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 — дальность" 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 благоприятный характер
изменения продольного момента самолета в широком диапазоне углов
атаки.
Аэродинамическая компоновка крыла также была подчинена основному
назначению самолета - обеспечению хороших летных и взлетно-посадочных
характеристик. Выбор формы крыла в плане был обусловлен заданной
скоростью крейсерского полета и характеристиками укороченного взлета и
посадки. Крыло имеет умеренную стреловидность 25° по 1/4 хорд,
удлинение 8,5 и относительную толщину 13% по борту и 10% на концах крыла.
Крыло выполнено из набора скоростных профилей ЦАГИ, обладающих
хорошими несущими свойствами при относительно малом лобовом
сопротивлении вплоть до максимальных скоростей полета.
Для эксплуатации самолета с грунтовых площадок ограниченных
размеров необходимо было получить максимально возможный 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 экспериментальных исследований. Были изучены различные
системы увеличения подъемной силы крыла прежде, чем была выбрана
механизация, состоящая из трехщелевых раздвижных закрылков, занимающих
73,2% размаха крыла, и выдвижных предкрылков по всему размаху крыла
без вырезов под пилоны крепления двигателей. Это позволило получить
максимальный коэффициент подъемной силы.
Поперечное управление самолетом обеспечивается элеронами,
размещенными на концах крыла, и трехсекционными интерцепторами на верхней
220

Схема транспортного самолета Ил-76Т
поверхности крыла перед закрылками. Интерцепторы предназначены также
для гашения подъемной силы крыла после касания колесами
взлетно-посадочной полосы с целью сокращения длины пробега при посадке.
Для уменьшения интерференции высокорасположенного крыла с
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. Из-за большего плеча площадь оперения
значительно меньше. Кроме того, меньший по площади стабилизатор
обладает и меньшим лобовым сопротивлением.
Для обслуживания горизонтального оперения и оборудования,
расположенного в оперении, в кессонной части киля вдоль заднего лонжерона
предусмотрен вертикальный лаз с выходом на горизонтальное оперение чер-
рез люк.
Исходя из максимального коммерческого груза, габаритов и
количества перевозимых грузов, а также обеспечения их загрузки в грузовую
кабину и возможности сбрасывания на парашютах, были определены размеры
грузовой 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 аэродинамическими характеристиками при малом коэффициенте
сопротивления.
Установка четырех турбовентиляторных двигателей под крылом
явилась естественным и целесообразным решением при разработке схемы
самолета. Высокое расположение крыла позволило закрепить двигатели на
пилонах под крылом, не опасаясь близости земли, и обеспечить
прохождение струй выхлопных газов двигателей ниже отклоненных закрылков. Для
сохранения высоких критических скоростей флаттера двигатели были уста-
221

новлены на 25,2 и 42,1 % полуразмаха крыла, что позволило также
обеспечить малые разворачивающие моменты в случае отказа одного из
двигателей и одновременно уменьшить площадь вертикального оперения. Схема
расположения двигателей под крылом была выбрана на основании
многолетнего опыта ОКБ.
Высокое расположение крыла привело к необходимости расположения
основных опор шасси по бортам фюзеляжа.
Большая работа коллектива ОКБ над каждым агрегатом сначала 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 уделено
безопасности полета, которая обеспечивается:
установкой четырех двигателей, причем отказ одного из них не
приводит к усложнению условий полета;
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 возможностью
перехода на ручное управление;
установкой новейшего пилотажно-навигационного и радиосвязного
оборудования, позволяющего выполнять полеты в сложных
метеорологических условиях на любых географических широтах.
Безотказность функционирования систем самолета достигается
применением элементов высокой надежности, резервированием, 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 отключение отказавших подсистем.
Самолет, его системы и агрегаты позволяют обеспечить эксплуатацию
в автономных условиях на необорудованных аэродромах в течение
длительного времени благодаря:
наличию на самолете вспомогательной силовой установки,
обеспечивающей запуск двигателей, энергоснабжение постоянным и переменным током,
кондиционирование герметических кабин, а также проверку исправности
систем и оборудования;
выполнению погрузочно-разгрузочных работ при помощи бортовых
средств механизации;
возможности технического обслуживания самолета силами летного
и технического (наземного) экипажей.
Особенности компоновки самолета. Транспортный самолет Ил-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
оборудования.
При проектировании самолета Ил-76Т одной из сложных проблем было
определение оптимальных размеров фюзеляжа, его конфигурации, а также
222

Рис. 17.2.
Сечение фюзеляжа самолета Ил-76Т
Я50
расположения и размеров грузового
люка, которые с наибольшей
эффективностью отвечали бы условиям
эксплуатации самолета.
Выбор размеров грузовой кабины
транспортного самолета представляет
собой сложную задачу из-за большого
разнообразия перевозимых грузов и
техники. Для перевозки на самолете
Ил-76Т крупногабаритных грузов и
техники, вписывающихся в
стандартный железно до рожный габарит 1 В,
обеспечения проходов достаточной ширины вдоль бортов для
выполнения швартовки грузов и техники, поперечное сечение грузовой кабины
было выбрано шириной 3,45 ми высотой 3,4 м со срезанными
верхними углами, а поперечное сечение фюзеляжа круглое диаметром 4,8 м
(рис. 17.2).
Длина грузовой кабины 20 м (без учета рампы) была определена из
условия размещения в ней шести стандартных авиационных контейнеров
2,44X2,44X2,91 м (или трех контейнеров 2,44X2,44X6,06 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 грузовым
наклонным люком стало одной из основных проблем при разработке 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 конфигурация хвостовой части
фюзеляжа, которая обеспечивала свободную 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 фюзеляжа, на которых крепится киль.
Для обеспечения необходимой прочности хвостовой части фюзеляжа
пришлось сделать специальную жесткость (верхний замкнутый контур),
опирающуюся на боковые бимсы — усиленные продольные элементы
коробчатого сечения, ограничивающие вырез люка в хвостовой части
фюзеляжа, закрываемый силовыми грузовыми створками.
Кабина экипажа и грузовая кабина самолета Ил-76Т герметизированы,
имеют наддув до перепада 0,049 МПа (0,5 кгс/см2). Благодаря этому до
223

высоты полета 6700 м в кабинах поддерживается нормальное атмосферное
давление, а на высоте 11 000 м давление в кабинах соответствует высоте
полета 2400 м.
Грузовой люк закрывается рампой и тремя створками: средней,
открывающейся вверх, и двумя боковыми лепесткового типа, открывающимися
наружу. Благодаря разделению створок грузолюка на небольшие по
ширине (среднюю и две боковые), при открытии в полете боковые створки не
оказывают заметного влияния на внешнюю аэродинамику фюзеляжа.
Кроме того, обеспечивается перемещение задних электротельферов за порог
рампы на 5,65 м. Грузовая рампа одновременно служит для закрытия
грузового люка, загрузки грузов из кузова автомашины и сброса грузов в
полете при горизонтальном ее положении, для въезда в грузовую кабину
техники (при опущенном до земли положении рампы).
Грузовая кабина заканчивается вертикальной откидной гермосторкой
у конца рампы, что позволило облегчить герметизацию большого
грузового люка.
Конфигурация носовой части фюзеляжа определилась необходимостью
размещения в ней нижней (обзорной) антенны и обеспечения штурману
хорошего обзора вниз. Кабина экипажа была разделена на верхнюю, в
которой размещаются два пилота, бортинженер 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
местами для отдыха экипажа.
Конструктивно фюзеляж самолета представляет собой
цельнометаллический полумонокок с усиленным продольным и поперечным набором по
границам больших вырезов и в местах крепления к фюзеляжу других
агрегатов. По бортам фюзеляжа расположены обтекатели, в которые убираются
основные опоры самолета.
На Ил-76Т применены четыре основные опоры, колеса которых
размером 1300X480 мм оборудованы высокоэффективными тормозами большой
энергоемкости и расположены по четыре на общей оси каждой опоры.
Такое расположение колес позволило значительно улучшить проходимость
самолета по грунту. Уборка основных 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 позволили исключить возникновение
вредной интерференции воздушного потока от обтекателей.
На передней опоре установлены четыре колеса размером 1100X300 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-30КП обеспечивает
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 унифици-
224

ровать силовую установку самолета Ил-76Т и сделать двигатели с
гондолами взаимозаменяемыми.
Топливная система самолета Ил-76Т отличается высокой надежностью
работы, проста в эксплуатации и обеспечивает бесперебойное 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 автоматически, без
дополнительных переключений баков в процессе выработки топлива.
Одной из основных особенностей системы управления самолетом Ил-76
является возможность перехода с бустерного управления на ручное, что
потребовало при проектировании решения сложных технических задач для
самолета таких больших размеров, обладающего к тому же достаточно
высокой скоростью полета. Такое решение позволило иметь минимальное
резервирование бустерного управления, что обеспечило управление
самолетом 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 возможность повысить надежность системы
управления (благодаря отказу от широкоразветвленной централизованной
гидросистемы для питания бустеров), а также значительно упростить
обслуживание и ремонтоспособность системы в аэродромных условиях.
Механические проводки системы управления (кроме руля
направления) дублированы и выполнены в виде жестких тяг, проложенных по
обоим бортам фюзеляжа с обеспечением их разъединения в случае
заклинивания одной из них.
Бортовое транспортное оборудование. Эффективность транспортного
самолета во многом определяется совершенством и универсальностью
комплекса бортового транспортного оборудования. В связи с этим в ОКБ были
проведены принципиально новые конструкторские проработки по
комплексу бортового транспортного оборудования, в которых основное
внимание уделено перевозкам грузов в авиационных контейнерах и на поддонах,
получающих все большее применение в Аэрофлоте.
Разработанный для Ил-76Т комплекс бортового транспортного
оборудования не только значительно расширил номенклатуру перевозимых
народнохозяйственных грузов, в том числе длинномерной 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
эффективность транспортных перевозок на Ил-76Т, особенно при
эксплуатации самолета на необорудованных аэродромах в отдаленных районах
страны. Комплекс бортового транспортного оборудования, установленного
на самолете, был испытан в реальных условиях 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 электротельферами, по два с каждого борта, что
обеспечило самолету высокую энерговооруженность погрузочными средствами,
15—Зак. 731 225

маневренность при их использовании и автономность при работе на
необорудованных аэродромах.
Перевозка на Ил-76Т сухопутно-морских контейнеров международного
образца, которые не предназначены для транспортировки самолетами,
обеспечивается благодаря наличию на самолете четырех электротельферов,
возможности выдвижения задних электротельферов за порог рампы более
чем на 5 м и большой высоте грузовой кабины, достаточной для подъема
контейнеров электротельферами с полуприцепа-контейнеровоза и
перемещения их внутрь грузовой кабины.
Применение четырех переставляемых по ширине рампы подтрапников
дает возможность обеспечить широкий диапазон образования 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. В этом положении техника
пришвартовывается к рампе, которая поднимается до выравнивания ее с
линией грузового пола кабины. После этого техника расшвартовывается и
продвигается в грузовую кабину. Этот способ успешно применяется на Ил-76Т,
благодаря 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 проезжает в нее с безопасным зазором. Такой способ
погрузки длинномерной техники позволил загружать и перевозить на Ил-76Т
большую номенклатуру длинномерной техники и выполнять операции по
погрузке—выгрузке длинномерной и высокогабаритной техники на
необорудованных аэродромах без применения эстакад, трайлеров и других
наземных средств погрузки.
Кроме того, для самолета Ил-76Т разработано специальное швартовоч-
но-крепежное устройство, состоящее из передней и задней упорных стенок
и нескольких поперечных рам, устанавливаемых по длине грузовой
кабины. Это устройство позволяет перевозить длинномерные грузы типа труб,
листового проката, профилей и различного нефтегазового оборудования,
обеспечивая при этом наиболее полное использование грузоподъемности
самолета.
226

Часть
4
Из истории общего
и весового проектирования
пассажирских самолетов
18. ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ЭФФЕКТИВНОСТЬ
САМОЛЕТОВ МАРКИ "Ил"
Весовая, как и экономическая, эффективность
отражает в своих показателях общий уровень технического совершенства
летательных аппаратов, а также научные и технологические достижения в области
конструкционного материаловедения, радиоэлектроники, двигателестрое-
ния и т. п. В достижении высокой эффективности немалое значение имеют
творческий стиль, школа и опыт конструкторских организаций. Поэтому
анализ исторических тенденций роста эффективности и изменения весовых
характеристик самолета позволяет судить об основных направлениях
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 инженерных сооружений,
приобретают наибольшее значение в авиации. 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 площадь 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.
Известно, что воздушные перевозки приобретают характер воздушной
транспортной системы в структуре народного хозяйства страны лишь тогда, когда они
становятся массовыми, самолеты - экономичными и безопасными, а движение - регулярным.
Первые пассажирские самолеты конструкции ОКБ, руководимого С. В.
Ильюшиным, Ил-12 появились в послевоенный период, отмеченный формированием
воздушной транспортной системы, удовлетворяющей перечисленным выше требованиям.
В довоенный период разрабатывались самолеты только с поршневыми
двигателями, с примерно однотопной аэродинамической компоновкой крыла. Различались они
мощностью и конструкцией двигателей, конструктивными особенностями самолетов
и, главное, их размерами. Увеличение скорости, достигаемое с помощью более
мощных двигателей, и наращивание пассажировместимости (путем увеличения размеров
самолета) приводили к росту располагаемой производительности самолета.
15*
227

В довоенные годы было много типов пассажирских самолетов, в большинстве
своем маломестных (2-4 кресла), а число самолетов каждого типа было ограничено
десятками машин. Исключениями были: самолет связи АИР-6 2- 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 перелет по маршруту Москва - Травемюн-
де - Берлин - Париж - Рим - Марсель - Лондон — Париж - Берлин - Варшава - Москва
протяженностью 9037 км за 53 летных часа со средней скоростью 177 км/ч. Кроме
того, АНТ-9 положил начало туполевскому методу проектирования пассажирских
самолетов на базе ран,ее созданных военных машин. На этом самолете были
использованы крыло и оперение самолета Р-6 военного назначения.
Основным пассажирским самолетом, прослужившим до 1940 г., был самолет К-5.
Самолет К-3 (1927 г.) был первым санитарным самолетом в нашей стране, а под
наименованием К-4 выпускались три модификации: пассажирская, фотосъемочная (для
составления карт) и санитарная. Модификация К-4 отличалась от базового (К-1) не
только двигателем (замена двигателя привела к росту скорости 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 перелет
по маршруту Харьков - Москва - Иркутск - Харьков.
На смену К-5 пришел массовый самолет ПС-84, переименованный (в сентябре
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 поршневых
пассажирских самолетов, зарождением и развитием эры реактивных летательных
аппаратов и, следовательно, разработкой многих принципиально различных моделей
самолетов. Различия в типах двигателей (турбовинтовые, турбореактивные -
одноконтурные, с малой, а затем высокой степенью дв ух контурно ста), аэродинамике
стреловидных крыльев, герметических фюзеляжах различной конфигурации, принципиально
новых системах оборудования и т. п.
Внешне поршневые самолеты послевоенного периода отличались от довоенных
новой трехопорной схемой шасси с передней опорой. Это не только изменило
положение самолета при стоянке на земле, но и повлияло на выполнение пилотирования при
взлете и посадке.
ОКБ С. В. Ильюшина приступило к разработке своего первого пассажирского
самолета Ил-12, имеющего трехопорную схему шасси и ряд других нововведений, почти
за два года до окончания Великой Отечественной войны. С этого времени в течение
сорока лет ильюшинский коллектив разрабатывает гражданские самолеты.
Ильюшинское ОКБ разрабатывало пассажирские самолеты всех моделей,
знаменующих собой появление новых поколений и, кроме того, создало ряд грузовых
модификаций и грузовой самолет.
К таким пассажирским самолетам относятся:
поршневые пассажирские средние магистральные самолеты (CMC) Ил-12, Ил-14
и их модификации;
турбовинтовые самолеты Ил-18 (CMC) первого поколения самолетов с
газотурбинными двигателями;
турбореактивный дальний магистральный самолет (ДМС) второго поколения
Ил-62 и его экономически усовершенствованная модификация Ил-62М, оба с
турбовентиляторными двигателями;
широкофюзеляжный пассажирский самолет (CMC) Ил-86 третьего поколения.
В двадцатые - тридцатые годы грузовой воздушной транспортной системы в
Советском Союзе еще не существовало. В послевоенные годы грузы, как правило,
перевозились в грузовых помещениях пассажирских самолетов. И в настоящее время
достаточно большая доля общего объема грузовых перевозок выполняется путем
догрузки пассажирских самолетов.
Развитие класса грузовых самолетов начиналось путем создания грузовых
модификаций пассажирских самолетов. Затем появились турбовинтовые грузовые самолеты
Ан-12 и др. Схема высокоплана, присущая им, в наибольшей степени отвечает
эксплуатационным требованиям к классу грузовых самолетов. Применяемое крыло
сравнительно малой стреловидности повышает весовую эффективность, 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 турбовентиляторных.
228

В семействе "илов" грузовые самолеты, так же как и пассажирские, представлены
почти на всех этапах развития. Среди них:
грузовые модификации Ил-12Д и Ил-14Гр с поршневыми двигателями, длительное
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 магистральной 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-технических характеристик (ЛТХ)
или изменении конструкции самолета непременно находит свое отражение
в весовых данных. И наоборот, изменение весовых характеристик
отражается на ЛТХ и массе конструкции. Однако влияние их различно не только
количественно, но и качественно. Если конструктивные изменения
отражаются на значениях весовых характеристик непосредственно, то изменения
ЛТХ опосредованы через различные показатели 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
характеристики (или весовые данные) его частей. К весовым характеристикам самолета
(или характерным массам) относятся: взлетная, максимальная и расчетная
посадочные массы, масса самолета без топлива, масса снаряженного
самолета и нагрузки (полезной и полной).
Весовые характеристики самолета и его частей можно представить в
виде многоуровневой иерархической структуры, в которой все показатели
находятся в тесной взаимосвязи между собой. Главной в этой иерархии
является взлетная масса самолета т0, которая складывается из массы
топлива шт и массы самолета без топлива т^т. Последняя вместе с остатком
топлива при посадке составляет посадочную массу самолета тпос, значения
которой лежат в пределах от максимальной массы самолета без топлива до
максимальной взлетной массы самолета. Посадочная масса самолета
устанавливается его разработчиком в зависимости от особенностей
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 тп.сн и массы коммерческой нагрузки тк#н, которая
вместе с массой топлива представляет массу полной нагрузки самолета
шпн. Масса коммерческой нагрузки пассажирского самолета
складывается из массы пассажиров шпас, массы багажа пассажиров mgan массы
грузов Щрр и почты тпочт.
Пустой снаряженный самолет есть самолет, подготовленный к полету,
без нагрузки. Большую часть массы снаряженного самолета составляет
масса пустого самолета шПуСТ, а меньшую — масса снаряжения m^. Масса
снаряжения включает в себя массу полетного экипажа с личным багажом,
несливаемых жидкостей и съемного оборудования, без которого в
принципе можно совершить полет (съемного оборудования салонов и бытовых
помещений, аварийно-спасательного оборудования, оборудования буфета
с продуктами и др.).
229

Рис. 18.1.
Изменение основных
весовых
характеристик пассажирских самолетов марки
*Ил":
I — взлетная масса самолета; 2 — масса
пустого снаряженного самолета; 3 -
масса коммерческой нагрузки
Наиболее явной тенденцией в
развитии ильюшинских пассажирских
самолетов является рост масс, как
взлетной, так и снаряженного
самолета. И это закономерно, поскольку
связано с непрерывным увеличением
размеров самолетов, его пассажиро-
вместимости и грузоподъемности
(рис. 18.1). За 40-летний период
работы над созданием пассажирских
самолетов в ОКБ им. С. В.
Ильюшина пассажировместимость выросла в
II раз, грузоподъемность — в 16 раз,
что повлекло за собой увеличение
100 200 зоо wo взлетной массы самолетов в 12 раз, а
Число пассажирских мест в самолете массы снаряженного самолета почти
в 10 раз. Эти соотношения в изменении основных весовых характеристик
самолетов получены при одновременном значительном увеличении
дальности и скорости полета, при повышении надежности и безопасности, при
росте уровня комфорта и улучшении обслуживания пассажиров.
Увеличение производительности пассажирских самолетов (в
хронологическом разрезе) тесно связано с потребностями развития воздушного
транспорта. Начиная с середины пятидесятых годов происходит бурный
рост объема воздушных перевозок (рис. 18.2), которые невозможно было
реализовать простым увеличением численности парка самолетов [6, 39].
Этот рост связан с общим развитием народного хозяйства.
Именно к этому времени страна уже залечила раны, нанесенные войной,
млрд. т- км
млн..
10
%
&.
§:
I
100
!
50
о I о
пас
I
■two
5
I
§300
I
■%200
I
I
«о
100
Ил-12
Ил-lki
N4
=£
Ил-18
» \>-
Mf
2^
/4
//
fr
ф
f^J
7/ у
' с
/
/
Г /
/
'л-62
Ил-86
J
Рис. 18.2.
Ш5 1950 1955 1960 1965 1970 1975 1980 Годы
Изменение объема перевозок МГА и изменение пассажировместимости самолетов:
1 - общий объем перевозок; 2 - число перевезенных пассажиров; 3 - число
пассажирских мест в самолете (по данным работ [6 и 39])
230

Рис. 18.3.
Весовые соотношения между частями,
составляющими взлетную массу
пассажирских самолетов
Рис. 18.4.
Зависимость критерия размера самолета
от его пассажировместимости:
/ - CMC; 2 - ДМС
SQM/nnaCyM2/nac
10 \-
V.-Ил-12
<Г Ил-1Чп
У И л-Мм
\ I
\ Ил-18 В I
ч£| Ил-62
Ил-18Д\^^^ 1
Ил-86
f*
Ил-12 Ил-Мм Ил-18Д Ил-62М
Ил-Мп Ил-18В Ил-62 Ил-86
О 100 200 300 ппас
началось планомерное развитие производства, росло благосостояние народа.
Это и привело к увеличению объема пассажирских перевозок на воздушных
линиях. Рост пассажировместимости самолетов "Ил" почти отслеживает
изменение объема работы, производимой Аэрофлотом (рис. 18.2).
Некоторое отставание в пассажировместимости от объема перевозок
компенсируется 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 сравнению с Ил-18 - в 1,3 раза.
Возрастание взлетной массы самолетов не вызывает соответствующего
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. 18.3, где видна доля каждой составляющей,
что и характеризует коммерческую и полезную весовую отдачу самолетов.
Характерно изменение площади омываемой поверхности планера SOM =
= 2(SKp + Son) + Бф, приходящейся на одно пассажирское место, в
зависимости от пассажировместимости самолета (рис. 18\4). Несмотря на то, что
площадь омываемой поверхности самолетов марки "Ил" за 40 лет возросла
почти в 4,5 раза (420 м2 на Ил-12 и 1865 м2 на Ил-86), площадь,
приходящаяся на одного пассажира, уменьшилась почти в 2,5 раза. Такое снижение
свидетельствует об эффективности увеличения пассажировместимости
самолетов.
гпп.сн/Sqm , кг/м2 Ил -62М
Степень нагруженности
самолетов может в частном случае
характеризоваться удельной
нагрузкой на крыло р, представляющей
отношение взлетной массы
самолета к площади крыла. С ростом
Рис. 18.5.
Зависимость поверхностной
плотности снаряженного самолета от
удельной нагрузки на крыло
60
50
40
30
20
Ил
-м
<к
in-12
Ил-
18В .
^Ч
Ил-8
4л-18+
f
6i^
Ил-62
Q
0 100 200 300 WO 500 р,кг/м2
231

скорости полета удельная нагрузка на крыло закономерно возрастает
(рис. 18.5) и, следовательно, увеличивается масса самолета, приходящаяся
на единицу площади омываемой поверхности Но в связи с тем, чт'4
поверхностная плотность снаряженного самолета увеличивается менее интенсивно,
чем уменьшается омываемая поверхность, приходящаяся на одно
пассажирское место, то и масса снаряженного самолета, приходящаяся на одного
пассажира, имеет тенденцию к уменьшению при увеличении пассажировмес-
тимости.
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 стреловидности 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 планера, 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 нижнюю палубу
со встроенными трапами и внутрифюзеляжные межпалубные лестницы,
третья основная опора самолета, применена более сложная механизация
крыла) . И, в-третьих, Ил-86 проектировался под ужесточенные, по сравнению с
требованиями времен создания Ил-62, нормы летной годности НЛГС-2 (в
частности, эксплуатационная перегрузка в центре масс самолета возросла
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 занимает масса
основной части самолета — планера, который состоит из четырех агрегатов:
крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. Весовое соотношение частей планера в
процессе развития самолетов изменяется: доля массы крыла в массе
планера снижается вследствие увеличения доли массы фюзеляжа (для CMC).
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
способность, т. е. отношение взлетной массы самолета без массы планера и
топлива к массе планера. Хронологически этот показатель для пассажирских
самолетов марки "Ил" скачкообразно изменяется, что иллюстрирует
непрерывное повышение степени использования прочности конструктивных
материалов. Причинами снижения несущей способности планера
широкофюзеляжных самолетов являются: повышение его массы вследствие
применения фюзеляжа большого диаметра, ужесточение норм летной годности,
снижение расчетных напряжений в конструкции с целью повышения ресур-
232

Рис. 18.6. Чпп
Зависимость поверхностной плотности планера
qnn = Чпп^%и от плош-:^и омынаемой
поверхности
са самолета, применение сложной
механизации крыла, применение (на Ил-86) нижних
входных дверей со встроенными трапами и
межпалубными лестницами, установка мно- 2*°
гоопорного шасси. Аналогичны причины
(за исключением двух последних)
снижения несущей способности планера зарубеж- /,5
ных широкофюзеляжных самолетов по
сравнению с самолетами второго поколения
примерно на 35%.
Весовой характеристикой планера явля- W
ется также его поверхностная плотность, т. е.
масса, приходящаяся на 1 м2 его омываемой /
поверхности. В связи с систематическим увеличением размеров и нагрузки
пассажирских "илов" в их историческом развитии основной тенденцией
является рост значений этой характеристики (рис. 18.6).
Крыло является основным агрегатом планера самолета, им создается
подъемная сила. Доля крыла в массе планера максимальна. Основной его
весовой характеристикой является поверхностная плотность крыла. Она
зависит как от размеров крыла, так и от нагрузок, действующих на него,
от геометрических параметров и от степени сложности взлетно-посадочной
механизации, на ее величину влияют схемные, конструктивные и
технологические решения, характеристики конструкционных материалов и
многое другое.
Масса крыла является очень сложной многопараметрической функцией,
и рассмотрение весовых характеристик в виде однопараметрических
функций очень условно; при таком анализе имеется очень большая вероятность
недостоверности полученных зависимостей. 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 описывается 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
незначительны; 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 фюзеляже 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 поверхности)
возрастает по мере увеличения этой площади. Физический смысл такой
зависимости объясняется увеличением площади омываемой поверхности
вследствие либо увеличения длины фюзеляжа, что ведет к росту
изгибающих моментов, либо увеличения диаметра фюзеляжа, что также
увеличивает поверхностную плотность (в результате роста толщин обшивки и
утяжеления шпангоутов).
Масса оперения также растет в процессе развития самолетов. Рост мас-
233
Ил-18.
1
7
/ И 1:12.
Ип Ь2
И» вЬ

сы оперения вызывается увеличением нагрузок, его относительной
площади, а также увеличением скоростей полета, изменением геометрических
параметров оперения и некоторыми другими объективными факторами.
Но, кроме того, поверхностная плотность оперения во многом зависит от
его схемы: у высокорасположенного (Т-образного) оперения 1 м2 площади
весит значительно 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 одинаковой эффективности (по создаваемым
продольным моментам) примерно 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 лимитируется
весовыми соображениями, схема оперения определяется условиями
устойчивости самолета и его эксплуатационными характеристиками. /
Шасси по своей конструкции резко отличается от остальных агрегатов
планера: если крыло, фюзеляж и оперение — это в принципе тонкостенные
обечаечные конструкции с подкреплениями и вырезами, работающие на
распределенные нагрузки, то шасси представляет собой механизм с
подвижной балочной или ферменной конструкцией, воспринимающей
сосредоточенную, зачастую динамическую нагрузку.
С беспрерывным ростом взлетной и посадочной массы самолетов
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
конструктивные и схемные отличия, в частности, число основных опор шасси: при
одной и той же взлетной массе у многоопорного шасси относительная масса
больше, чем у двухопорного, с увеличением числа опор относительная масса
шасси возрастает.
Тенденции изменения весовых характеристик силовой установки,
оборудования и снаряжения. Самолеты с поршневыми двигателями
характеризуются низкой энерговооруженностью и большой относительной массой
силовой установки (рис. 18.7). У самолетов с ГТД энерговооруженность
стабилизируется на более высоком уровне (по сравнению с самолетами с
поршневыми двигателями), а относительная масса силовой установки снижается
от поколения к поколению самолетов. Подобное явление характеризует
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 менялось мало, хотя
абсолютное значение массы возросло почти в 15 раз. Отношение же массы
оборудования к пассажировместимости самолета имеет устойчивую
тенденцию к снижению при увеличении числа пассажирских мест (рис. 18.8).
Такой же особенностью обладает и масса снаряжения. Подобное
уменьшение массы оборудования и снаряжения, приходящихся на одно
пассажирское место, способствует повышению весовой эффективности самолетов
большой пассажировместимости по сравнению с самолетами малой и
средней пассажировместимости.
Таким образом, потребности эксплуатирующих предприятий в увеличе-
234

1,0
0,5
"СУ
/
/
L/
ч.
л
Ро
л
тсу
-~~
*-J
Рис. 18.7.
Изменение энерговооруженности и относительной
массы силовой установки тс у - т.у/т/
р _|yi/p Ил-12
г0 Г0'LО
Рис. 18.8.
Тенденция изменения относительной массы
оборудования и снаряжения Тп0б.сн = (™об.сн/'ппас)'/
Ил-12 Ил-18В Ил-62 Ил-86
Ил-П Ил-18Д Ил-62М
(»Ъб.сн/ппас)
Ю о6,сн
1,0
0,9
0,8
ЙЛ-14П
0J
1 Ил-1ЧП
Ил-18Д
Ил-62*
Ил-86
/
О
100
200
300
нии пассажировместимости самолетов хорошо согласуются с тенденциями
развития самолетостроения, так как повышение пассажировместимости
ведет к росту эффективности самолетного 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 многопараметрические, и большинство
влияющих на массу параметров не имеет отношения к весовому совершенству.
Отдельно взятые абсолютные 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 некоторых размерах и
геометрических параметрах, схемные и конструктивные отличия, которые ведут
к весовым расхождениям. Найти во всех отношениях сопоставимые
самолеты практически невозможно.
Таким образом, оценка весового совершенства самолета может быть
только относительной (сравнительной), основанной на анализе данных ряда
самолетов с применением правил сопоставимости.
235

"тн У/Мпс,
Ил -8b (nf)tiHc(h'HHhiu )
1940 1945 1950 1955 1960 1965 1970 1975 Годы
Рис. 18.9.
Изменение удельной производительности пассажирских самолетов ОКБ
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 с
данными, полученными расчетом по достоверному расчетному эталону;
метод приведения летно-технических характеристик и схемных
отличий рассматриваемого самолета к данным самолета, принятого за базу
сравнения.
Одной из особенностей параметрического анализа является
невозможность прямого сравнения значений критериев различных самолетов. Все
критерии, используемые в весовом анализе, являются переменными
величинами, зависящими от какого-либо параметра, причем зачастую
нелинейными функциями с разрывами, характерными для каждого этапа развития
авиации. Для самолетов одного поколения значения критериев могут резко
отличаться от значений критериев для самолетов как предыдущего, так и
последующего этапов развития. Примером может служить явление сниже-
РИС. 18.10. и * * о в L,103km
Изменение удельной производительности пассажирских самолетов различных
поколений:
1 — самолеты с ПД; 2 - самолеты с ТВД; 3 - реактивные узкофюзеляжные самолеты
с кормовой установкой двигателей; 4 - широкофюзеляжные самолеты
236

ния несущей способности планера широкофюзеляжных самолетов по
сравнению с узкофюзеляжными самолетами.
Поэтому другим условием параметрического анализа весовой и других
видов эффективности является необходимость сопоставления самолетов
одного поколения. Это справедливо для анализа, имеющего цель
установления степени весового совершенства 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 скорости 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 самолетов
ОКБ им. С. В. Ильюшина представлена на рис. 18.9, из которого видно, что
значение параметра возрастало почти линейно. Наблюдается, следовательно,
постоянное и значительное увеличение весового совершенства
пассажирских самолетов марки "Ил".
Весовая эффективность каждого поколения пассажирских самолетов
марки "Ил" на всех этапах развития послевоенной авиации
соответствовала уровню весового совершенства, достигнутому на зарубежных
самолетах (рис. 18.10). Такой анализ выполнен при условии приведения к равным
требованиям, предъявляемым 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 характеристиками и
параметрами самолета анализ весовой эффективности желательно
проводить в многокритериальной форме. Проанализируем уровень весового
совершенства отечественных самолетов на примере критерия, ОТраЖаЮЩе-
^/7. с* А7?
Рис. 18.11.
Зависимость относительной массы снаряженного самолета от взлетной массы
самолета:
/ - самолеты с ПД; 2 - самолеты с ТВД; 3 - реактивные узкофюзеляжные
самолеты с кормовой установкой двигателей; 4 - широкофюзеляжные самолеты
237

го другую сторону самолета как многосвязной структуры. Таким
критерием весового совершенства 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 критерию (рис. 18.11) не
показывает таких резких скачков, как по критерию удельной
производительности (см. рис. 18.10) при переходе 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 критерии
оценивают различные стороны многообразной сущности самолета. Так, первый
критерий рассматривает самолет как транспортное средство, у которого
от поколения к поколению возрастает производительность и,
следовательно, растет эффективность, а второй — оценивает самолет с позиции
соответствия массы и прочности и учитывает те весовые издержки, которые в
данном случае приносит фюзеляж большого диаметра, не учитывая при
этом значительный рост пассажировместимости широкофюзеляжных
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 самолетов марки "Ил" всех
поколений соответствовала мировому уровню.
19. ЭВОЛЮЦИЯ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТОВ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ И МОДИФИКАЦИИ
Из истории создания первых самолетов с газотурбинными
двигателями. В начале 50-х годов параллельно велась разработка турбовинтовых
самолетов: в Советском Союзе в ОКБ С. В. Ильюшина создавался Ил-18 с четырьмя
двигателями АИ-20 конструкции А. Г. Ивченко; в Англии фирма Виккерс проектировала
самолет "Вэнгард" с четырьмя двигателями Тайн-П Мк-506; в США фирма Локхид
разрабатывала оамолет "Электра" с четырьмя двигателями Аллисон 501-Д13А.
В зарубежной печати в те годы много писали о соревновании "большой тройки".
Время показало, что соревнование выиграл самолет Ил-18, тираж которого составил
многие сотни экземпляров. По меткому выражению одного из западных
журналистов, Ил-18 был рабочей лошадкой всех восточных авиакомпаний. Он широко
эксплуатировался во многих странах. Что касается самолета "Вэнгорд", то число заказов на
него было крайне ограниченно.
Самолет Локхид "Электра" потерпел ряд тяжелых катастроф по конструктивным
причинам (недостаточная прочность). После этого основной гражданский 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 стремилась 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 себестоимость эксплуатации и стоимость билета
до стоимости железнодорожного. В то же время строился самолет Ан-10 конструкции
О. К. Антонова, но это был самолет иного типа: Ан-10 с турбовинтовыми двигателями
был задуман как многоцелевой с использованием в случае необходимости под
перевозку крупногабаритных грузов. Поэтому его фюзеляж был большого диаметра; для
удобства погрузочно-разгрузочных работ самолет имел схему высокоплана и
соответствующие схемы шасси и оперения. Коллектив, создавший этот самолет, тоже
участвовал в упомянутом соревновании.
238

Рис. 19.1.
Изменение основной характеристики самолетов:
1 - проектные данные; 2 — базовые самолеты;
3 - модификации
Эволюция основной характеристики
самолетов марки "Ил" в процессе
проектирования. Стремление конструкторов к
повышению эффективности машин
проявляется во многих направлениях и, в
частности, в повышении производительности
самолета на стадии развития проекта, а в
период эксплуатации — путем разработки
модификаций.
Производительность пассажирского
или грузового самолета и его
экономическую эффективность определяют такие
основные характеристики: скорость
полета, изменение грузоподъемности ил'и
пассажировместимости по дальности
полета. При этом различают часовую
производительность и рейсовую, которая
рассматривается ниже.
При проектировании самолета характеристику грузоподъемности или
пассажировместимости по дальности полета изменяли вследствие
уточнения прогнозов и роста объема перевозок, конкуренции фирм и др.
Известны случаи изменения расчетной дальности полета при сохранении
пассажировместимости. Выполнение прогнозов дело весьма сложное, поскольку
необходимо предвидеть на многие годы вперед. От выбора размеров
самолета до начала эксплуатации проходит немало лет, поэтому выбирать
следует из потребностей не начального периода эксплуатации, а более
отдаленного.
В начале проектирования самолета Ил-18 с четырьмя турбовинтовыми
двигателями были приняты максимальная коммерческая нагрузка 12000 кг,
дальность полета 2000 км (рис. 19.1). Затем коммерческая нагрузка была
увеличена до 13500 кг при дальности 2700 км. При таком развитии проекта
соответственно возрастали значения взлетной массы и массы пустого
самолета, однако производительность росла быстрее, чем масса конструкции,
и весовая отдача самолета увеличивалась.
Аналогичная картина наблюдалась при проектировании Ил-62:
начинали с коммерческой нагрузки 20000 кг при дальности полета
4500 км, а сдали самолет в эксплуатацию с максимальной
коммерческой нагрузкой 23 000 кг и практической дальностью полета 7200 км (см.
рис. 19.1).
В процессе проектирования самолета Ил-86 была увеличена
максимальная коммерческая нагрузка с 40000 до 42000 кг, а дальность полета с
нагрузкой 40000 кг - с 2350 до 3600 км.
Во всех трех случаях возрастала часовая и рейсовая производительность,
а также весовая и экономическая эффективность самолета.
Эволюция основной характеристики самолетов марки "Ил" при их
модификации. Можно выделить четыре вида модификаций: технически
усовершенствованные, экономически усовершенствованные,
специализированные и комплексные (объединяющие два первых вида).
ГПк.Н7Т
0 2000 4000 6000 8000 км
Дальность полета (практическая)
239

125
two
^ g 75
SO
т
о I
I г I
о I
о I
Рис. 19.2.
Изменение пассажировместимости
фикации самолета Ил-18
при моди-
Ил-18А Ил-18В Ил-18Е
Ил-186 Ил-18Д
Одним из традиционных направлений
в развитии всех типов самолетов
конструкции ОКБ им. С. В. Ильюшина
была разработка модификаций. Это
позволило поддерживать длительное время самолеты на хорошем техническом
уровне, повышать эффективность базовых машин и создавать
специализированные модификации.
Родоначальник самолетов ОКБ самолет ЦКБ-26 породил целое
семейство технически усовершенствованных модификаций: ЦКБ-30, ДБ-30,
ДБ-ЗФ (Ил-4). При создании этих модификаций совершенствовалась
аэродинамика самолета (что особенно важно для дальнего
бомбардировщика) , была заново разработана конструкция крыла, претерпела изменение
технология производства, 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
специализированных модификаций: Ил-28У (учебный), Ил-28Р (разведчик), Ил-28Т
(торпедоносец). Многие пассажирские самолеты также имели модификации
названных видов. У самолета Ил-12 - десантно-грузовая Ил-12Д; у Ил-14
были экономически усовершенствованные 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 пассажировмес-
тимостью, технически усовершенствованным комплексом пилотажно-нави-
гационного оборудования, увеличением дальности полета (Ил-18Д). Таким
образом, каждая последующая модификация отличалась повышенной
эффективностью.
Изменение основной характеристики самолета на Ил-18 выражалось
увеличением числа пассажирских кресел, т. е. увеличением плотности
компоновки салонов. Последняя, выраженная через площадь пола,
приходящуюся на одного пассажира, уменьшалась от 0,93 до 0,68 и 0,55
соответственно появлению новых кресел: вслед за первым классом туристских, а
затем экономических. Новая их конструкция позволяла уменьшить шаг
установки кресел и увеличить их число в каждом ряду (табл. 19.1 и
рис. 19.2).
Таблица 19.1
Показатель
Ил-18А
Ил-18Б I Ил-18В
1
Ил-18Д
Ил-18Е
Шаг установки кресел, 1020
840
810
750
750
Число мест в ряду
Число пассажирских
мест на самолете
5
75
5
89
5
100
6
ПО
6
122
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 изменений, проведенных на
предыдущих модификациях.

Следует упомянуть еще об одном виде модификации — о
специализированных 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 заканчивается их летная жизнь. Тогда их переоборудуют в
транспортно-грузовые модификации типа Ил-18Т и продолжают
эксплуатировать с высоким экономическим эффектом.
Своеобразной является модификация Ил-62М с двигателями
конструкции П. М. Соловьева (базовым был самолет Ил-62 с двигателями
конструкции Н. Д. Кузнецова).
Кроме замены двигателей на более экономичные были проведены 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 определенной экономии топлива;
усовершенствование некоторых видов радиотехнического
оборудования;
повышение комфорта устройством "широкофюзеляжного" интерьера.
Изменение основной характеристики самолета Ил-62 при разработке
его модификации приводит к значительному росту эффективности,
который зависит от протяженности линии.
Рассмотрение особенностей данных модификаций позволяет сделать
следующие выводы.
1. У модификаций с заменой двигателей экономичность повышается
вследствие возрастания производительности при увеличении дальности
полета при равной (с базовым самолетом) коммерческой нагрузке, что важно
для эксплуатации такой модификации на линиях с большей протяженностью.
2. Наибольшая эффективность достигается на линиях, доступных и для
базового самолета, вследствие увеличения коммерческой нагрузки на
величину, соответствующую уменьшению расхода топлива.
20. УЧАСТИЕ ОКБ ИМЕНИ СВ. 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 качественно новых
машин, и великолепной школой теоретического роста
высококвалифицированных специалистов. Этими работами в прошлом руководил академик
С. В. Ильюшин, а теперь они выполняются под руководством
члена-корреспондента АН СССР Г. В. Новожилова. Сотрудниками ОКБ
опубликованы десятки книг, сотни статей, прочитано большое число докладов на
теоретических конференциях. Они касаются всех видов проектирования:
аэродинамического, весового, схемно-компоновочного, конструктивно-
силового, автоматизированного и др. Во всех этих направлениях илью-
шинцы сказали свое слово.
16-3ак. 73J
241

В семидесятые годы происходят значительные изменения во всех
областях проектирования, исследования приобретают определяющее значение.
Так, современные исследования потребного типоразмера самолета, а затем
разработка проекта не ограничиваются 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 управления самолетом);
оптимизацию многих проектировочных решений выполняют теперь
на базе энергетического критерия (экономический и весовой критерии
стали играть подчиненную роль);
получила развитие новая теория расчета самолета на прочность — конеч-
ноэлементная идеализация (балочная теория утратила 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 (конечноэлементная идеализация
допускает опережение процесса конструирования; возможность
применения такого метода появилась с внедрением ЭВМ, а результатом является
повышение весовой и, следовательно, топливной эффективности самолета).
Все перечисленные особенности современного проектирования
являются следствием появления и обострения энергетической проблемы.
Появление новых проблем всегда порождает новые идеи разработки авиационной
техники, новые направления проектирования и дальнейшее развитие теории.
Стремление к повышению экономичности воздушного транспорта
расширило область соответствующих исследований, проводимых 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
определенной степени, на решении весовой. Иначе говоря, все то новое, что
характеризует современное проектирование, направлено на значительное снижение
массы конструкции, а следовательно, и размеров самолета. Многие
десятилетия критерием эффективности и оптимизации проектировочных решений
был весовой, позже оптимизацию параметров вели на основе экономическо-
* Жизненный цикл самолета - период с момента разработки идеи до снятия с
эксплуатации базового самолета или его модификации. Этот цикл подразделяют на ряд
стадий: разработка, постройка и испытание опытного самолета, серийное производство
и эксплуатация.
242

го критерия, а теперь — на основе топливного (или энергетического), но
влияние весового фактора не утратило своего значения. В период
обострения энергетической проблемы он приобрел новое качество, поскольку
многие решения топливной проблемы лежат на пути снижения массы
самолета.
В чем кроется столь высокая значимость, а в прошлом живучесть
весового критерия? Дело в том, что масса самолета является одним из
факторов, от которых в наибольшей зависимости находится весь облик самолета.
Последнее объясняется:
чувствительностью всех летных и взлетно-посадочных характеристик
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
трудноопределясмых характеристик самолета и в то же время оказывает
существенное влияние на общую его эффективность. Решение весовой
проблемы в целом непрерывно усложняется, а степень зависимости технико-
экономических характеристик от массы самолета неизменно возрастает.
Именно поэтому методы весового проектирования нуждаются в
постоянном развитии и совершенствовании.
В области весового проектирования не только происходит постепенное
наращивание знаний, но и частично изменяется 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
техники.
Методы проектирования самолетов с развитием авиации изменялись.
Первыми, как известно, были методы копирования и подобия, затем
статистические. Применение первых при зарождении авиации объяснялось
недостатком знаний и опыта, а также ограниченностью исследований. На
более поздней стадии самолетостроения 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
привести к непрерывному отставанию, к потере экономичности
самолета-копии [3]. Самолет-копия рождается уже устаревшим. Экономические
издержки подобного метода на всем парке самолетов за время их эксплуатации
во много раз превосходят экономию, достигнутую при создании
самолета-копии.
Эволюция критериев оптимизации. Исторически критерии оптимизации
видоизменяются. Решение на каждом этапе развития авиации своих
определяющих проблем приводит к появлению своих критериев или к
возрождению забытых. Оптимизация, поиск вечно неуловимого компромисса,
проводится на основе одного критерия. Применение системы критериев
возможно и весьма целесообразно лишь при анализе различных видов
эффективности. Главное достоинство критерия - объективность, поэтому важно,
чтобы математическое выражение его не было случайным, а описывало бы
физическую связь свойств (характеристик или параметров) самолета.
В инженерной практике и некоторых исследованиях иногда применяют
критерии устаревшие, не отражающие современное состояние техники, или
16*
243

совершенно неожиданные, лишенные физического смысла, что приводит к
спорным, порой ошибочным выводам. Так, устаревшим критерием, как
будет показано ниже, является весовая отдача, на основе которой
продолжают вести анализы, забывая, что при снижении величины критерия
топливной эффективности (положительное явление) ухудшается весовая отдача,
но не снижается весовая эффективность. Пример неожиданных критериев —
показатели роста стоимости самолета, выраженные отношением его цены к
массе коммерческой нагрузки, а также к числу пассажиров.
В первом случае критерии, применяемые в анализах одного вида
эффективности, полезно согласовывать с иными критериями, однотипно
оценивающими другие виды эффективности. Во втором случае — критерии должны
учитывать равновлияющие факторы. Например, рост стоимости самолета
целесообразно анализировать на основе критерия, одновременно
учитывающего затраты на топливо, поскольку рост стоимости самолета происходит
вследствие конструктивных решений, направленных на снижение расхода
топлива. Подобный критерий может выражать материальные затраты на
рейс в виде часовой амортизации самолета и стоимости часового расхода
топлива, умноженной на продолжительность рейса и отнесенной к рейсовой
производительности.
Критерием разработки конструкции на стадии рабочего
проектирования остается весовой (на данной стадии может применяться и стоимостной
критерий, поскольку стоимость 1 кг самолета возрастает с каждым новым
поколением реактивных пассажирских самолетов в среднем на 30 9г и
достигает теперь значительной величины).
Весовой критерий исторически видоизменяется. Многие десятилетия
пользовались критерием весовой отдачи во всех ее трех видах: полная тп,
полезная тпол н и коммерческая тк:
тп = 1 ~пЪ.с/то; гйпол.н =(Щ + Шк.нЖ^ тк = П1к.н/то>
где тпс — масса пустого самолета, mr; mK H — масса топлива и
коммерческой нагрузки соответственно; т0 — взлетная масса самолета.
Критерий весовой отдачи использовался не только в анализах
эффективности, но и при оптимизации размеров и параметров самолета. С
появлением многотоннажных самолетов большой дальности полета весовая отдача
уже не может являться исчерпывающим и однозначным критерием весовой
эффективности. Некоторые самолеты, имеющие более высокую весовую
отдачу, могут быть экономически менее эффективными по многим
причинам, например:
самолет с высокой весовой отдачей из-за больших запасов топлива
может быть менее эффективным, чем имеющий более низкую отдачу, но
малый удельный расход топлива двигателями или высокое аэродинамическое
качество самолета;
иногда экономически выгодней утяжелять конструкцию самолета с
целью улучшения его аэродинамики. Это приводит к снижению 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 различном сочетании массы
коммерческой нагрузки и массы топлива. Оказывает также влияние
соотношение массы, приходящейся на число пассажиров и на груз,в общей
сумме коммерческой нагрузки.
244

На смену весовой отдаче пришел критерий, названный удельной
производительностью:
_ ^п.сн
t — - ,
mK.HLTex
где тпсн — масса пустого снаряжения самолета; LTex — техническая
дальность полета.
В последнее время широко пользуются критерием весовой
эффективности, выражающим отношение массы снаряженного самолета к числу
пассажиров. Он справедлив лишь для сравнения самолетов одной дальности
полета, с изменением которой величина критерия значительно изменяется
[36].
Экономический критерий является интегральным, учитывающим
многие факторы, но главным критерием остается весовой. Рассмотрим
математическое выражение экономического критерия, представляющего собой
полную себестоимость эксплуатации а':
^з тк.н ^крейс
где А' - полная стоимость самолето-часа; к3 - коэффициент загрузки;
тк.н _ масса максимальной коммерческой нагрузки: VKpeftc -
крейсерская скорость полета.
Масса самолета оказывает существенное влияние на себестоимость
эксплуатации:
чем тяжелее конструкция, тем больше расход топлива и, следовательно,
больше А':
чем больше масса самолета, тем выше его стоимость и больше А':
с увеличением массы самолета уменьшается коммерческая отдача
(уменьшается тк„ при прочих равных условиях) и возрастает а'.
Топливный (энергетический) критерий был описан еще в 1962 г. [34],
но широкое применение получил лишь во второй половине семидесятых
годов, 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
1 тТ I П1Т
кт э = - или кт э = ,
тк Ц-ех "пас^-гех
где тт — масса полного запаса топлива; ппас — число пассажиров.
Направления развития методов весового расчета. В развитии теории
весовых расчетов обозначились три достаточно четко выраженных
направления, отличающихся принципами вывода формул и разработки методов. Два
из них различаются:
областью предназначения. Исследователи первого направления являют-
245

ся сторонниками вывода многоцелевых формул, а второго —
специализированных;
характером выполнения весовых расчетов. В первом случае
отстаивается целесообразность единичных вычислений массы каждой 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 математических уравнений. Разработка методов
второго направления основана на отрицании реальности постановки такой
задачи и возможности достижения подобной цели;
подходом к нахождению и использованию коэффициентов. В первом
случае повышение точности достигается введением осредненных
поправочных коэффициентов, во втором - развивается идея параллельных расчетов
проектируемого самолета и прототипа с целью нахождения конкретного
значения поправочного коэффициента, а вопрос о перспективном развитии
конструкции решается независимо при разработке проектных предпосылок
и исследовании возможной реализации перспективных нововведений;
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 особенности этих двух
направлений и нового, третьего направления, систематизированы в табл. 20.1.
Третье направление отличается своей теоретической основой и базируется
на конечноэлементной идеализации силовых схем основных частей самолета.
Исторически упомянутые направления появились и развивались в
определенной последовательности, связанной с развитием авиационной техники.
Так, первое направление появилось с первыми формулами и первым
методом - методом пересчета, основанным на теории подобия. Оно
получило отражение в работах П. М. Крейсона в двадцатых—тридцатых годах и
Л. С. Зинина в сороковых-пятидесятых годах.
Наиболее полные теоретические разработки этого направления в
шестидесятых—семидесятых годах принадлежат А. В. Лебедеву. В работах А. А. Ба-
дягина, посвященных общим вопросам проектирования, серьезное
внимание уделено также и методам весовых расчетов. В своих работах В. Н.
Арефьев и В. А. Киселев предложили теоретически обоснованные формулы для
определения массы фюзеляжей пассажирских самолетов.
Второе направление возникло вначале в практике работы ОКБ
им. С. В. Ильюшина в конце сороковых — начале пятидесятых годов, когда
было замечено, что совместное применение весовых формул крыла П. М.
Знаменского и Л. С. Зинина приводит к большей точности более высокой
вероятности, чем каждая из них в отдельности. Идея этого метода,
получившего вначале название метода многократных, а затем множественных
вычислений, была высказана в 1962 г. в работе [34]. Этот метод,
основанный на теории вероятностей, и второе направление в целом получили свое
развитие и подробное изложение в работе [36].
Есть информация о применении в США (в частности при разработке
программы "Аполлон") метода, основанного на тех же принципах, что и
метод множественных вычислений. Его "эффективность состоит в
максимальном приближении прогнозируемой величины . . . путем увеличения
числа наблюдений" [42].
246

Направления развития методов весовых расчетов
Таблица 20.1
Отличительная
особенность
Первое
направление
Второе
направление
Третье
направление
Теоретические
основы
Балочная теория и статистические Балочная теория и теория вероятно- Конечноэлементная идеализа-
зависимости стей ция
Область
применения
Разработка многоцелевых
методов и вывод формул для расчета
массы частей самолетов различных
типов
Разработка специализированных
методов и вывод формул для расчета
массы частей самолета конкретных типов
Разработка метода для расчета
массы силовой конструкции
Характер
методов и формул
Вывод формул для расчета
массы каждой части самолета по одной
предназначенной для этого
формуле (метод единичных вычислений)
Разработка метода множественных
вычислений для расчета массы каждой
части самолета одновременно по
нескольким формулам
Применяемые
коэффициенты
Введение в формулы осреднен-
ных значений поправочных
коэффициентов, найденных по
статистическим данным
Введение в формулы поправочных
"коэффициентов пересчета по
прототипу", значение которых определяется из
параллельного расчета прототипа
Исследование
точности методов
и формул
На основе гистограммы,
графиков погрешности и
среднеквадратичной величины ошибки
На основе теории вероятностей и
плотности диапазона ошибок
На основе сравнения данных,
найденных из контрольных
расчетов, с фактическими

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 частных задач и при подетальном расчете
конструкций.
Методы третьего направления (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 с помощью большого числа
уравнений, среди которых есть одно — основное. В расчетах прочности это
уравнение равновесия сил, в аэродинамических расчетах — уравнение движения
тел, в весовых расчетах — уравнение существования. Математически оно
представляет собой весовой баланс самолета, физически — выражает
известное 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 закономерность, однако многие другие
закономерности также проявляются в процессе проектирования и оказывают влияние
на его результаты.
Формулы, как и методы весовых расчетов, видоизменяются в своем
развитии, однако некоторые "старые" находят применение: используются
или формулы в первозданном виде, или принципы их вывода. Конкретным
формулам и методам свойственна своя область применения, они
соответствуют определенному уровню проектирования самолетов.
В двадцатые — тридцатые годы 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 аккуратности. Затем массу
частей самолета стали вычислять с помощью статистических коэффициентов
и простейших весовых зависимостей. Правда, первая из формул появилась
сравнительно давно. Это была формула для монопланного крыла, в ней
учитывалось влияние разгрузки от собственной массы крыла. Впоследствии
появились все более сложные формулы, их развитие систематически
продолжалось (от простейших статистических до теоретических) с
наращиванием числа учитываемых параметров. Но и хорошо теоретически
обоснованные формулы частично основаны на статистических данных или включают
поправочные коэффициенты, 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 превосходстве, поскольку относительная масса крыла и
фюзеляжа примерно равны, скорее — в разнотипности конструкции фюзеляжа и
большей, следовательно, сложности вывода формул.
Длительное время авторы различных работ выводили и публиковали
формулы для определения массы отдельных частей самолета. 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 развитием 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.
248

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, параметров 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 обоснованными
формулами, учитывающими до 40 и более параметров и расчетных величин, при
наличии самых разнообразных алгоритмов в практике проектирования
находят широкое применение значительно более простые методы пересчета.
С них, собственно, и начинается история весовых расчетов. Методы
пересчета, применявшиеся в начальный период развития весовых расчетов, можно
именовать методами весовых соотношений. Последующие называли
методами удельных измерителей или удельных показателей [ 11 ], а современные
будем именовать методами весовых производных.
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 следует из их названия.
Некоторые отличительные особенности методов пересчета:
ряд из них, в отличие от методов расчета, предполагают выбор
прототипа* (аналога), весовые данные которого служат базой для определения
удельных показателей, коэффициентов пересчета, коэффициентов весовых
производных (в зависимости от применяемых методов пересчета);
некоторые методы пересчета первой группы основаны на показателях,
найденных при обработке статистических данных многих однотипных
самолетов. Основным свойством этих методов является то, что значения
весовых показателей и многих видов коэффициентов пересчета выражаются в
виде функций, а не конечных (постоянных) величин. Графическое
выражение этих функций 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 результатам, не
учитывающим качественных изменений в развитии самолетостроения.
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, продолжают применяться и
совершенствоваться. Рассмотрим методы в хронологическом порядке,
начиная с простейших.
Метод весовых соотношений, в котором коэффициенты выражают
систему относительных масс, широко применялся в двадцатые—тридцатые
годы. Он получил подробное изложение в работах П. М. Крейсона [16].
Метод удельных показателей основан на предполагаемой стабильности
связей (справедливых в определенных пределах) между массой и основны-
* Под прототипом понимают: однотипный, примерно равнотоннажный и равнораз-
мерный самолет, с наибольшим соответствием геометрических данных, основных
параметров, общих схем, уровня технического совершенства.
249

ми 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 заключается в
выполнении двух параллельных расчетов (по расчетным весовым
формулам) проектируемого самолета и прототипа с целью определения
коэффициента пересчета. Описан этот метод в конце семидесятых годов [36].
Предшественником его можно считать расчеты с поправочным коэффициентом.
Отличие между ними заключается в том, что последний отражает
устойчивые физические закономерности, определяемые на основе большого
статистического материала, 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 начальным изменением
массы какого-либо агрегата. В отечественной литературе впервые понятие и
формулы определения этого коэффициента были изложены в работе [34] в
начале шестидесятых годов, затем эта концепция развивалась в ряде работ
В. И. Козловского, а также А. А. Бадягина, В. И. Поликовского [4] и др.
Она получила всестороннее исследование и обобщение в конце семидесятых
годов [36];
метод градиентов, предложенный А. А. Бадягиным [ 3] 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 развивал В. В. Сэлман [ 41], который предложил
алгоритм, основанный на применении метода градиентов и коэффициента роста;
метод, основанный на выводе коэффициентов весовых производных
(разработан М. С. Большаковым в ОКБ им. С. В. Ильюшина).
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 теории 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. СВ.
Ильюшина зародился в шестидесятые годы [35], в семидесятые он получил
дальнейшее развитие [26], а в законченном виде изложен в работе [36]. Этот
метод основан на обработке статистических материалов и сопоставлении
проектных и фактических значений массы пустых самолетов.
Вначале была установлена закономерность неизбежного роста массы в
процессе проектирования, затем выведен средний показатель этого роста,
который для пассажирских самолетов оказался равным 1,06. Эту
закономерность также изучали советские и зарубежные исследователи: В. И.
Толмачев для грузовых самолетов, Р. С. Кристоф для военно-транспортных,
Ж. А. Кинсник для истребителей и бомбардировщиков, С. М. Ямпольский
и Л. В. Эрлих — для двигателей. Результаты их наблюдений и выводы
обобщены в табл. 20.2.
250

Таблица 20.2
Показатели роста массы пустого самолета
в процессе проектирования
Самолет
Число
анализируемых самолетом
Среднее значение
увеличения массы
4
-
18
1
1,08-1,09
1,06
1,086-1,11
1,07
Пассажирский (с диаметром фюзеляжа 47 1,06-1,08
до 4 м)
Пассажирский широкофюзеляжный
Военно-транспортный
Истребитель (реактивный)
Бомбардировщик (реактивный)
Понятие "проектирование с весовым резервом" определяет такой
процесс проектирования, при котором:
1) основные параметры самолета (площадь крыла и тяговооружен-
ность) оптимизируют на основе весовых данных, учитывающих
определенную, заранее установленную величину весового 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 снаряженного самолета
(без учета весового резерва) или даже с некоторым занижением
относительно теоретического значения.
Задачей формирования проектных весовых характеристик является
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 предпосылки (шпр пред),
выражается суммой
тпр.пред = трез + тпрогр.н »
где трез — величина весового резерва, равная т^ сн (кр - 1); тПрОГрН —
весовая оценка намеченных прогрессивных нововведений; тТ н _
теоретическое значение массы снаряженного самолета; кр — коэффициент
весового резерва.
251

?.П :
1 ' » !
m ii
Генеральный конструктор академик Сергей Владимирович Ильюшин
252

С. В. Ильюшин и дважды Герой Советского Союза летчик-испытатель всех самолетов
его конструкции В. К. Коккинаки
253

\
л S
Генеральный конструктор член-корреспондент АН СССР Г. В. Новожилов
254

Г. В. Новожилов и Герой Советского Союза летчик-испытатель Э. И. Кузнсцо i. Слева
от них А. В. Шапошников, справа — Р. П. Папковский и Г. Г. Муравьев
255

7
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. Черников, В. М. Германов
С. В. Ильюшин среди руководящего состава ОКБ (1948 г.) Слева направо: сидят -
В. А. Федоров, Г. М. Литвинович, Е. И. Санков, В. А. Борог, С. В. Ильюшин, В. Н. Бу-
гайский, 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. И. Максимов, Д. И. Коклин,
Д. В. Лещинер, М. И. Никитин
256

V
фм
Г. Т. Ьереговой, С В. Ильюшин, Г. В. Новожилов
С. В. Ильюшин и Г. В. Новожилов среди ксюрамон ОКЬ. (Лева направо: щдш
М. Ф. Астахов, Д. В. Лещинер, В. И. Смирнов, (Л В. Ильюшин. Г. В. Новожилов.
II. II. Столбовой. В. М. Шейнин; стоят - В. Д. bopoi, Л. Я. Левин, I . М. Лип-инович
(1962 г.)
17-За к. 731
257

ч
Лауреаты Ленинской премии, присужденной за создание самолета Ил-18. Слева
направо: К. И. Санков, А. Я. Левин, В. Н. Семенов, С. В. Ильюшин, В. М. Германов, В. А.
Ворог (1960 г.)
258

С\ В. Ильюшин среди конструкторов, удостоенных Ленинской премии ia создание само
jieia Ил-62. Слева направо: В. И. Овчаров, Д. В. Лещинер, В. И. С мирно», С . В. Илмошин,
Я. Д. Kyieiioit. I . В. Новожилов, В. М. Шейнин (1970 г.)
17*
25е)

Самолет ДБ-3
Торпедоносец ДБ-ЗТ
•\
260

Самолет ЦКБ-30 "Москва*'
Поплавковый торпедоносец ДБ-ЗТП
Самолет ДБ-3 с подвесной
десантной кабиной
261

-■ - I
Самолет ДБ-ЗФ (Ил-4)
Торпедоносец Ил-4Т
Высотный самолет Ил-4ТК
262

\
Самолет ДБ-4
Самолет И л-6
263

*»&*
Самолет Ил-22
Самолет Ил-28
264

Самолет Ил-46
Самолет Ил-54
*.
18-Зак. 731 265

Штурмовик ЦКБ-55
Штурмовик ЦКБ-57
»
Штурмовик Ил-2 (серийный)
266

/
Штурмовик Ил-2 с двигателем М-82
Ил-2 с пушками НС-37
ъ
\

Атакуют "илы'
268
*>
- <У
Ил-2 с повреждениями,
вернувшийся на аэродром
t
Ч
Ч

t
Памятники самолетам Ил-2 под Москвой и в Куйбышеве
269

Бронированный истребитель Ил-2И
-л
Бронированный истребитель Ил-1
Штурмовик Ил-1 ОМ
270
-\
\

/
Штурмовик Ил^8 (1943 г.)
Штурмовик Ил-16
Г
Штурмовик Ил-20
Г"?
271

Самолет Ил-12
Самолет Ил-14П
272

Десантно-транспортный Самолет Ил-12Д
\
• • т +
Самолет Ил-18 с двигателями АШ-73
v,
Десантно-грузовой планер Ил-32

J * Ш » О | ..
Самолет Ил-18 с турбовинтовыми двигателями
274

* * * rnr.
^W .
Самолет Ил-62М
275

\s
Транспортный самолет Ил-76Т
276

3^оДО^°т^
(.lUHtf
Самолет Ил-86
277

'V/
i (
\ I
/
e t
41
4
iswi*
278
lei
Интерьеры пассажирских
кабин самолетов с поршневыми
двигателями (сверху вниз)
Ил-12; Ил-НП; Ил-18
(1946 г.)

A / ' L
-t
^ k
Интерьеры пассажирских
кабин самолетов с
газотурбинными двигателями (сверху
вниз) Ил 18 (1957 г.);
Ил^2М; Ил-86
\
279

n
#1 „ - н», -
amiiMtfTtr*feTF»t
Выгрузка из самолета Ил-76Т автобусов "Икарус*1
Пассажирский модуль для самолета Ил-76Т
280

u^s
***
л
Выгрузка из самолета Ил-76Т контейнеров
Интерьер пассажирского модуля для самолета Ил-76Т
i Л i
\ с
19—Зак. 731
281

00
ПРИЛОЖЕНИЯ
Основные технические данные самолетов
марки "Ил"
1. Бомбардировщики с поршневыми двигателями
Параметр
Число членов
экипажа
Число и тип
двигателей
Взлетная
мощность, л. с.
Воздушный
винт
Диаметр
винта, м
Площадь
крыла, м
Перегрузочная
взлетная масса, кг
Нормальная
взлетная масса, кг
Масса пустого
самолета, кг
Наступательное
вооружение
Бомбовая
нагрузка:

нормальная, кг

максимальная, кг
ДБ-3
1936 г.
3
2ХМ-85
2X760
ВФШ
3,4
65,6
9000
7000
4778
1000
2500
ДБ-ЗТ
1937 г.
3
2ХМ-85
2X760
виш-з
3,4
65,6
_
6494
4298
1000
—
ДБ-ЗТП
1938 г.
3
2ХМ-86
2X950
ВИШ-З
3,4
65,6
8600
7550
5630
1000
—
ДБ-3
1939 г.
3
2ХМ-87А
2X950
ВИШ-З
3,4
65,6
9450
7445
5030
1000
2500
ДБ-ЗФ
1939 г.
3
2ХМ-87Б
2X950
ВИШ-З
3,4
66,7
9778
7638
5373
1000
2500
ДБ-ЗФ
1940 г.
3
2ХМ-88
2X1100
ВИШ-23Т
3,4
66,7
10153
8033
5641
1000
2500
ДБ-ЗФ
1941г.
4
2ХМ-88Б
2X1100
ВИШ-23Т
3,4
66,7
11570
9470
7230
1000
2500
Ил-4
1942 г.
4
2ХМ-88Б
2X1100
ДБ-4
1940 г.
4
2ХАМ-37
2X1400
АВ-5Ф-158 ВИШ-65
3,5
67
12 120
10 055
6421
1000
2500
4,0
83
13 006
10 806
7561
1000
3000
Ил-6
1943 г.
5
1944 г.
6
2Х 2Х
ХАЧ-30Б ХАЧ-30БФ
2X1500 2X1900
ВФ-6ШТВФ-61В
4,4
84,8
18 650
15 600
11690
1000
4500
4,1
84,8
19 600
16100
11930
1000
4500


Оборонительное вооружение
Пулеметы:
калибра 3 3 3 3 2
7,62 мм
калибра - - - - -
12,7 мм
Пушки калиб- - _ _ _ _
ра 20 мм
Максимальная
скорость:
у земли, км/ч 327 320 292 345 354
400 395 343 439 445
на высоте:
км/ч 4500 4000 4000 4900 5400"
м
Время набора 15,1 13,0 18,2 12,1 13,6
высоты 5000 м,
мин
Дальность по- 4000 1800 1400 3800 3500
лета, км
с бомбовой 500 1000 1000 1000 1000
нагрузкой, кг
при крейсер- 310-320 280 200-230 320 340
ской
скорости, км/ч
Практический 8400 7800 7570 9600 9000
потолок, м
Длина разбега 170-200 170-200 600 345 390
при взлете, м
Посадочная ско- 120 ПО 135 - 115
рость, км/ч
Длина пробега 300 300 600 450 450
при посадке, м
Стадия освоения Серия Серия Опыта. Серия Опыта
V Y '
Число построен- 1528 1
к> ных самолетов
00
2 3-4
1
350
435
6800
10,5
345
422
6800
14,6
332
398
6000
19,0
415
500
6000
-
382
445
6600
15,7
400
464
6200
28,7
3300 3800 3585 4265 4000 5450 1830 5450
1000 1000 1000 1000 1000 4500 1000
340 272 320 250 375 340 340
10 000
400
120
500
Серия
8900
480
130
500
Серия
V
5256
8300
530
130
575
Серия
j
10 000
-
-
-
Опыта.
2
8000 7000
600 730
135 139
600 650
Опыта.
1 1

2. Бомбардировщики с турбореактивными двигателями
Параметр
Ил-22
1947 г.
Ил-28
1948 г.
1949 г.
Ил-30
1949 г.
Ил-46
1952 г.
Ил-54
1954 г.
1955 г.
Число членов экипажа
Число и тип двигателей
Взлетная тяга:
статическая, даН (кг с)
форсированная, даН (кгс)
Площадь крыла, м2
Перегрузочная взлетная масса, кг
Нормальная взлетная масса, кг
Масса пустого самолета, кг
Бомбовая нагрузка:
нормальная, кг
максимальная, кг
Оборонительное вооружение:
пушки калибра 20 мм, шт.
пушки калибра 23 мм, шт.
Максимальная скорость:
у земли, км/ч
на высоте, км'4
м
Время набора высоты 5000 м, мин
Дальность полета, км
с бомбовой нагрузкой, кг
при крейсерской скорости, км/ч
Практический потолок, м
Длина разбега при взлете, м
Посадочная скорость, км/ч
Длина пробега при посадке, м
Стадия освоения
5
4ХТР-1
4X1300
_
74,5
27 300*
24 000
14 950
2000
3000
2
2
657
718
7000
8,6
865
2000
560
11100
1144
190
—
Опыта.
3
гх^нин" 2хвк-1
2X2270 2X2700
_ _
60,8
19 480 23 200
17 250 18400
11750 12890
1000
3000
4
818 800
833 906
5000 4000
7,2 6,5
2400
1000
700
11300 12 500
875-965
160 185
920
Опытн. Серия
4
2ХТР-3
2X4600
_
100
37 552
32 552
22 967
2000
4000
6
900**
1000
5000
4
3500
2000
850
13 000
_
-
—
Опытн.
3
2ХАЛ-5
2X5000
_
105
52 425
41840
26 300
3000
6000
4
800
928
5000
6,в
4970
3000
700
12 700
1335
202
673
Опытн.
2ХАЛ-7
2X5000
2X8600
38 000
36 820
23 560
1050**
1170
5000
4
2200
13 000
3
2ХАЛ-7Ф
2X6500
2X10000
84,6
41600
40 660
24 000
3000
5000
3
1155**
1250
5000
1,1
2500
3000
910
14 000
1075
243
1150
Опытн.
* Из-за нерасчетной тяги установленных на Ил-22 двигателей ТР-1 взлетная масса на испытаниях была ограничена 20 000 кг.
**Для самолетов Ил-30 и Ил-54 приведены расчетные летные данные.

3. Различные варианты штурмовика Ил-2
Параметр
Число членов экипажа
Тип двигателя
Взлетная мощность, л.с.
Воздушный винт
Диаметр винта, м
Число лопастей
Площадь крыла, м2
Перегрузочная взлетная
масса, кг
Нормальная взлетная
масса, кг
Масса пустого самолета,
кг
Наступательное
вооружение
Бомбовая нагрузка:
нормальная, кг
максимальная, кг
Пушки:
число X калибр,
боезапас, шт.
Пулеметы:
число X калибр,
боезапас, шт.
Ракеты:
число X калибр
ю
00
ЦКБ-55
1939 г.
2
АМ-35
1350
ВИШ-22Т
3,4
3
38,5
-
4725
3615
-
_
4X7,62
3000
ЦКБ-57
1940 г.
1
АМ-38
1626
ВИШ-22Ю
3,4
3
38,5
-
4988
3792
400
600
—
—
4X7,62
3000
Ил-2
1940 г.
1
АМ-38
1665
3,4
3
38,5
5510
5310
3990
400
600
2X20
420
2X7,62
1500
8X132
Ил-2
1942 г.
1
АМ-38
1600
ВИШ-22Т
3,4
3
38,5
5988
5788
4261
400
600
2X20 или 23
500 300
2X7,62
1500
или 8X82
Ил-2
1941 г.
2
М-82
1675
АВ-5В
3,4
3
38,5
5855
5655
3935
400
600
2X20
400
2X7,62
1500
8X132
Ил-2
1942 г.
2
АМ-38
1600
АВ-5л-158
3,6
3,0
38,5
6260
6060
4525
400
600
Ил-2
1943 г.
2
АМ-38Ф
1750
Ил-2У
1943 г.
2
АМ-38Ф
1750
АВ-5л-158
3,6
3
38,f
6360
6160
4625
400
600
2X20 или 2X23 или 2X37
500 :
2X7,62
1500
Ю0 100
2X7,62
1500
4X82
5355
5091
4300
200
-
-
-
2X7,62
1500
2X82

К)
00
ON
Продолжение
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-2У
1943 г.
Оборонительное
вооружение :
пулеметы X калибр
боезапас, шт.
Максимальная скорость
у земли, км/ч
на высоте,
км/ч
Время набора высоты
1000 м, мин
Дальность полета с
нормальной бомбовой
нагрузкой, км
Средняя скорость
полета на максимальную
дальность у земли, км/ч
Практический потолок, м
Длина разбега при
взлете, м
Посадочная скорость,
км/ч
Длина пробега при
посадке, м
Стадия освоения
Число построенных
самолетов
1X7,62
750
362
422
5000
2,3
-
423
437
2800
1,7
618
325
850
380
-
433
450
2460
1,6
638
330
-
380-
-396
414-426
2500
2,2
740
275
1X12,7
300
365
396
2500
1,8
700
369
370
411
1200
2,4
1X12,7
150
375-391
390-405
1200
2,2
685
275
—
396
414
1500
2,0
9000
340
140
270
Опытн.
8500
250
140
260
Опытн.
450
400
Опытн.
6200
420
140
400
Сери:
524
147
515
Опытн.
6000-6920
400 370
145
500
136
500
Серия
—V
36163
385
140
600

4. Бронированные истребители
Параметр
Число членов экипажа
Тип двигателя
Взлетная мощность, кВт
л.с.
Воздушный винт
Диаметр винта, м
Число лопастей
Площадь крыла, м2
Нормальная полетная масса, кг
Масса пустого самолета, кг
Наступательное вооружение:
пушки
число X калибр
боезапас, шт.
Бомбы (наружная подвеска), кг
Оборонительное вооружение:
гранаты АГ-2, шт.
Максимальная скорость
у земли, км/ч
на высоте, км'4
м
Время набора высоты 1000 м, мин
Практический потолок, м
Длина разбега при взлете, м
Стадия освоения
Число построенных самолетов
Ил-2И
1943 г.
1
Ам-38Ф
1287
1750
АВ-5л-158В
3,4
3
38,5
5383
4397
2X23
300
200
Ил-1
1944 г.
1
АМ-42
1471
2000
АВ-5л-24
3,6
3
30
5320
4285
2X23
300
200
10
401
415
1300
2
6500
275
Опытн.
1
525
580
3260
1,6
8600
Опытн
1
5. Скоростные и маневренные штурмовики
Параметр
Ил-10
1944 г.
Ил-ЮМ
1951 г.
Ил-16
1945 г.
Число членов экипажа
Тип двигателя
Взлетная мощность, л.с.
Воздушный винт
Диаметр винта, м
Число лопастей
Площадь крыла* м2
Перегрузочная взлетная масса, кг
Нормальная взлетная масса, кг
Масса пустого самолета, кг
Наступательное вооружение
Бомбовая нагрузка:
нормальная, кг
максимальная, кг
Пушки:
число X калибр
боезапас, шт.
Пулеметы:
число X калибр
боезапас, шт.
Ракеты:
число X калибр
2
АМ-42
2000
АВ-5л-24
3,6
3
30
6500
6300
4650
400
600
2X23 или 4X23
300 600
2X7,62 -
1500 -
2
АМ-42
2000
АВ-5л-24
3,6
3
33
7320
7100
5570
400
600
4X23
600
_
-
2
АМ-43НВ
2300
АВ-9л-70
3,4
4
24
5980
5780
4315
400
500
2X23
280
2X7,62
1400
4X132
4X132
4X132
287

Продолжение
Параметр
Ил-10
1944 г.
Оборонительное вооружение
пулеметы число X калибр
боезапас, шт.
пушки: число X калибр
боезапас, шт.
авиагранаты АГ-2, шт.
Максимальная скорость
у земли, км/ч
км/ч
на высоте,
м
Время набора высоты 1000 м, мин
Дальность полета с нормальной
бомбовой нагрузкой, км
Средняя скорость полета на
максимальную дальность у земли, км/ч
Практический потолок, м
Длина разбега при взлете, м
Посадочная скорость, км/ч
Длина пробега при посадке, м
Стадия освоения
Число построенных самолетов
Ил-ЮМ
1951г.
Ил-16
1945 г.
Х12,7
150
1X20
150
10 10
507
551
2300
1,6
800
310-325
7250
475
148
460
Серия
4966
-
—
1X20
150
10
476
512
255(Г
2,1
1070
283
7000
440
500
Серия
-
—
1X20
150
10
529*
576*
2700
-
800
375
400
175
Опытн
1
* Получены при сниженных мощности и высотности двигателя
6. Тяжелые штурмовики
Параметр
Ил-8
1943 г.
Ил-8
1944 г.
Ил-20
1948 г.
Число членов экипажа
Тип двигателя
Взлетная мощность, кВт
л. с.
Воздушный винт
Диаметр винта
Площадь крыла, м2
Перегрузочная взлетная масса, кг
Нормальная взлетная масса, кг
Масса пустого самолета, кг
Наступательное вооружение
Бомбовая нагруз ка:
нормальная, кг
максимальная, кг
пушки:
число X калибр
боезапас, шт.
пулеметы:
число X калибр
боезапас, шт.
ракеты:
число X калибр
Оборонительное вооружение:
пулеметы:
число X калибр
боезапас, шт.
пушки:
число X калибр
боезапас, шт.
авиагранаты АГ-2, шт.
2
АМ-42
1471
2000
АВ-5л-18Б
3,8
39
7650
7250
5245
600
1000
2X23
300
2X7,62
1500
2
АМ-42
1471
2000
АВ-9л-22Б
3,8
39
7830
7610
5110
1000
-
2X23
300
2X7,62
1500
2
М-47
2206
3000
АВ-30А
4,2
44
9820
9500
7535
1190
-
4X23
900
_
-
1X12,7
150
1X20
150
10
4X132
1X23
200
10
^8

Продолжение
Параметр
Ил-8
1943 г.
Ил-8
1944 г.
Ил-20
1948 г.
Максимальная скорость:
у земли, км/ч
на высоте,
км/ч
Время набора высоты 1000 м, мин
Дальность полета с нормальным
бомбой км грузом, км
Средняя скорость полета на
максимальную дальность у земли, км/ч
Практический потолок, м
Длина разбега при взлете, м
Посадочная скорость, км/ч
Длина пробега, м
Стадия освоения
435
470
2240
1,97
1180
300
6800
318
132
Опытн.
461
509
2800
2,6
1140
290
6900
520
138
595
Опытн.
450
515
2800
1180
300
7750
500
150
Опьп
7. Различные варианты пассажирскрго самолета Ил-12
Параметр
Тип двигателя
Число двигателей
Взлетная мощность
двигателя, кВт
л. с.
Тип воздушного винта
Диаметр винта, м
Число лопастей винта
Площадь крыла, м2
Взлетная масса, кг
Масса пустого
самолета, кг
Число членов экипажа
Число пассажиров
Коммерческая
нагрузка, кг
Практическая дальность
полета с коммерческой наг
рузкой, км
Максимальная скорость
на высоте. -££2i—
Ил-12
1945 г.
АЧ-31
2
1397
1900
АВ-7Е
4,4
3
16 000
11600
27
2900
1500
445
Ил-12
1946
г.
АШ-82ФН
2
1360
1850
АВ-9Е
4,1
4
16 380
11280
27
2565
960
407
103
17250
11000
5
27
2565
1150
Ил-12
1947 г.
АШ-82ФН
2
1360
1850
АВ-9Е
4,1
4
17500
11 350
32
3040
1250
Ил-12
1950 г.
АШ-82ФН
2
1360
1850
АВ-9Е
4,1
4
16100
11300
18
1740
1500
398
м
Крейсерская скорость,
км/ч
Длина разбега на
взлете, м
Длина пробега при
посадке, м
Стадия освоения
5000
325
365
450
Опытн.
2060
350
475
563
347
500
700
344
615
700
Серия
663 самолета
2050
330
460
600
289

8. Различные варианты пассажирского самолета Ил-14
Параметр
Тип двигателя
Число двигателей
Взлетная мощность
двигателя, кВт
л.с.
Тип воздушного винта
Число лопастей винта
Площадь крыла, м2
Взлетная масса, кг
Масса пустого
самолета, кг
Число членов экипажа
Число пассажиров
Максимальная
коммерческая нагрузка, кг
Практическая
дальность полета:
с максимальной ком
мерческой нагрузкой, км
с коммерческой
нагрузкой 2000-2100 кг, км
Максимальная скорость
. « „ ~~ км/ч
на высоте, '-—
м
Крейсерская скорость.
км/ч
Длина разбега на
взлете, м
Длина пробега при
посадке, м
Стадия освоения
Ил-14
1950 г.
103
16 500
11730
18
Ил-14П
1950 г.
Йл-14П \
Ил-14М
1953-1955 гг.
АШ-82Т
2
1397
1900
АВ-50
4
100
16500
11650
100
16 500-17 500
12 080-12 500
5
18
3000
-
—
410
2430
—
—
428
2430
350
450
630
370
500
Опытн.
18-32
3050
600
1500
431
ТШ~
358
470-500
430-500
>—
Серия
100
17 250-17500
12 500-12 900
24-42
3400
500
1600
416
2000
350
485-550
445-500
9. Пассажирский самолет Ил-18 выпуска 1946 г.
Тип двигателя АШ-73ТК
Число двигателей 4
Взлетная мощность двигателя,
кВт 1765
л.с 2400
Тип воздушного винта АВ-16НМ-95
Диаметр винта:
на внутренних двигателях, м 4,8
на внешних двигателях, м 5,055
Число лопастей винта 4
Площадь крыла, м2 140
Перегрузочная взлетная масса, кг 47 500
Нормальная взлетная масса, кг 42 500
Масса пустого самолета, кг 28 490
Число членов экипажа 5-6
Число пассажиром 60-66
Коммерческая нагрузка при перегрузочной взлетной
массе, кг 7600
Коммерчее кая нагрузка при нормальной взлетной
массе, кг 5760
Практическая дальность с коммерческой нагрузкой:
при перегрузочной взлетной массе, км 4000
при нормальной взлетной массе, км 2800
290

Максимальная скорость на высоте
Крейсерская скорость на высоте,
км/ч
м
км/ч
565
9000
450
м 7000
Длина разбега на взлете, м 746
Стадия освоения Опытн.
10. Основные модификации пассажирского самолета Ил-18
Параметр
Тип двигателя
Число двигателей
Взлетная мощность двигателя,
кВт
л.с.
Тип воздушного винта
Число лопастей винта
Площадь крыла, м2
Взлетная масса, т
Масса пустого самолета, т
Число членов экипажа
Число пассажиров
Максимальная коммерческая
нагрузка, кг
Практическая дальность полета:
с максимальной коммерческой
нагрузкой, км
максимальная дальность, км
с коммерческой нагрузкой, кг
Максимальная скорость на высоте
8000 м, км/ч
Крейсерская скорость, км/ч
Длина разбега на взлете, м
Длина пробега при посадке, м
Стадия освоения
Ил-18В
АИ-20К
4
2950
4000
АВ-68И
4
140
61,2
32,25
5
89-100
13 500
3300
5400
8600
Серия
Ил-181<
АИ-20К
4
2950
4000
АВ-68И
4
140
61,4
33
5
100
13 500
3300
5400
8600
685
650
1000
800
Серия
Ил-18Д
АИ-20М
4
3130
4250
АВ-68И
4
140
64
33,76
5
100
13 500
43 00
7100
6500
Серия
11. Основные модификации пассажирского самолета Ил-62
Параметр
Ил-62
Ил-62
Ил-62М
Тип двигателя
Число двигателей
Взлетная тяга двигателя, даН
Сухая масса двигателя, без реверса, кг
Площадь крыла, м2
Взлетная масса, кг
Число членов экипажа
Число пассажиров
Максимальная коммерческая
нагрузка, кг
Техническая дальность полета:
максимальная (до полного
выгорания топлива), км
с максимальной коммерческой
нагрузкой, км
Крейсерская скорость, км/ч
Посадочная скорость, км/ч
Длина разбега (при стандартных
условиях) , м
Длина пробега (при стандартных
условиях) , м
Стадия освоения
НК-8
4
9500
-
279,55
160 000
5
23 000
9750
-
850
285
НК-8-4
4
10500
2200
279,55
161 600
5
168-186
23 000
10 000
7550
850
265
2930
1000
Серия
Д-30КУ
4
11000
2300
279,55
165 000
5
23 000
11 050
8300
870
265
2250
291

12. Транспортные (грузовые) самолеты и грузовой планер
Параметр
Ил-12Т
1947 г.
Ил-12Д
1948 г.
Ил-14-ЗОД
1955 г.
Ил-14Гр
1956 г.
Ил-14Т
1956 г.
Ил-32
1948 г.
Ил-76Т
1971 г.
Двигатели:
число и тип
взлетная мощность, кВт (л.с.)
взлетная тяга, даН(кгс)
Площадь крыла (трапеция), м2
Максимальная взлетная масса, т
Масса снаряженного самолета,
(планера), т
Максимальная коммерческая
нагрузка, т
Практическая дальность полета
с максимальной коммерческой
нагрузкой, км
Крейсерская скорость полета, км/ч
Высота крейсерского полета, км
Число членов экипажа
2ХАШ-82ФН
2X1360(2X1850)
103
17,25 17,37-18,50
12,5 12,56
3 2,7-3,85
Ю-1000 1100-1200
300-320
3
5
2ХАШ-82Т
2X1400(2X1900)
100
17,0-17,5 17,5
12,44 12,85
3
800-1000
4
3,55
500-600
320-350
3
4-5
13,44
зд
450-550
5
159,5
16,6
9,6
7
-
4
2
4ХД-30КП
4X12 0000
300
170
40
5000
750-800
9-12
5-6

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Авиация и космонавтика СССР. М.: Воениздат, 1968. 599 с.
2. Асташенков П. Конструктор легендарных "илов". М.: Политиздат, 1970. 120 с.
3. Бадягин А. А., Егер С. М. и др. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение,
1972.516с.
4. Бадягин А. А., Поликовский В. И. О коэффициенте увеличения стартового веса
летательных аппаратов. - Изв. вузов. Авиационная техника, 1966, с. 161.
5. Беликов В. На планерах - к Северному полюсу. - Известия, 1983, 15 февр.
6. Бугаев Б. П. К новым высотам. М.: Знание, 1976. 64 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. Попова. 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 за 20 лет. Весовые характеристики самолетов. М.:
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. Новиков А. А. В небе Ленинграда. М.: Наука, 1970. 308 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 И. Против танков. - Авиация и космонавтика, 1979, № 4, с. 10-11.
23. Развитие авиационной науки и техники в СССР. М.: Наука, 1980. 496 с.
24. Сверхзвуковые самолеты. / Под ред. Н. И. Листвина. М.: ИЛ, 1958. 233 с.
25. Симаков Б. Советская авиация в годы иностранной интервенции и гражданской
войны. - Вестник воздушного флота, 1952, № 7.
26. Теория и практика проектирования пассажирских самолетов. М.: Наука, 1976.
439 с.
27. Тимохович И. В. Оперативное искусство советских ВВС в Великой
Отечественной войне. М.: Воениздат, 1976. 343 с.
28.Трубицин И., Шсрель В. Торпедное оружие. - Техника молодежи, 1972, № 7,
с. 56-58.
29. Туркин К. Самолет-штурмовик. - Вестник воздушного флота, 1951, № 5.
30. Ученый и конструктор С. В. Ильюшин. М.: Наука, 1978. 207 с.
31. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г. М.:
Машиностроение, 1969. 606 с.
32. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР (1938-1950 гг.) . М.:
Машиностроение, 1978. 440 с.
33. Шауров Н. И. Развитие военных типов сухопутных самолетов. М.: Воениздат,
1939. 103 с.
34. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских самолеюв.
М.: Оборонгиз, 1962. 364 с.
35. Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажирских
самолетов. М.: Машиностроение, 1972. 308 с.
36. Шейнин В. М., Козловский В. И. Весовое проектирование и эффективность
пассажирских самолетов. М.: Машиностроение, 1977. Т. 1. 344 с; Т. 2. 208 с.
37. Шейнин В. М., Макаров В. М. Роль модификаций в развитии авиационной
техники. М.: Наука, 1982. 225 с.
38. Шэнли Ф. Р. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.: Оборонгиз,
1957.406 с.
39. Экономика гражданской авиации. / Мирошников А. В. и др. М.: Транспорт,
1975. 304 с.
40. Яковлев А. С. Цель жизни. М.: Политиздат, 1972. 608 с.
41. Saelman В. В. The growth factor concept SAWF, Paper N 952, 1973.
42. Forecasts ant Appraisals for Management evaluation Prepared by Apollo offce, NASA,
Wachington, 1968, p. 268.
* Автором книги "История воздухоплавания и авиации в СССР" является П. Д. Дузь
(примеч. издательства^.
293

СОДЕРЖАНИЕ
Предисловие 5
Г. В. Новожилов, Творчество конструкторского коллектива . . 7
В. М. Шейнин
БОМБАРДИРОВЩИКИ И ШТУРМОВИКИ ... 25
Ю.А.Егоров, 1. Дальние бомбардировщики ДБ-3, Ил-4 и
Д. В. Лещинер их модификации 25
2. Опытные бомбардировщики ДБ-4 и Ил-6 . 47
3. Экспериментальный бомбардировщик
Ил-22 54
4. Бомбардировщик Ил-28 и его
модификации 63
5. Опытные реактивные бомбардировщики
Ил-30, Ил46, Ил-54 78
Ю. А. Егоров 6. Штурмовик Ил-2 и его модификации .... gg
7. Скоростные и маневренные штурмовики
Ил-10 и Ил-16 115
8. Тяжелые штурмовики Ил-8 и Ил-20 128
Часть 2.
ПАССАЖИРСКИЕ САМОЛЕТЫ 138
Ю. А. Егоров 9. Самолет Ил-12 138
10. Самолет Ил-14 159
11. Самолет Ил-18 с поршневыми
двигателями 172
С. И. Дмитриев 12. Турбовинтовой самолет Ил-18 178
Д. В. Лещинер, 13. Турбореактивный самолет Ил-62 186
Н. С. Терехов
Ю. А. Егоров 14. Широкофюзеляжный турбореактивный са-
Д. В. Лещинер молет Ил-86 199
Чя г*тт» ^
ТРАНСПОРТНЫЕ (ГРУЗОВЫЕ) САМОЛЕТЫ
И ПЛАНЕРЫ . , 212
Д. В. Лещинер, 15. Транспортные (грузовые) модификации
Ю. И. Юдин пассажирских самолетов 212
16. Десантно-грузовой планер Ил-32 216
17. Транспортный самолет Ил-76Т 217

Чярть 4
ИЗ ИСТОРИИ ОБЩЕГО И ВЕСОВОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ 227
М. С. Большаков, 18. Весовые характеристики и эффективность
В. М. Шейнин самолетов марки "Ил" 227
В. М. Шейнин 19. Эволюция характеристик самолетов
марки "Ил" при проектировании и
модификации 4 238
20. Участие ОКБ имени С. В. Ильюшина в
развитии методов весового проектирования
пассажирских самолетов 241
СИ. Дмитриев, Приложения. Основные технические данные
Ю. А. Егоров, самолетов марки "Ил" 282
Н. С. Терехов,
Ю. И. Юдин
ОЧЕРКИ ПО ИСТОРИИ
КОНСТРУКЦИЙ И СИСТЕМ САМОЛЕТОВ
ОКБ ИМЕНИ С. В. ИЛЬЮШИНА
Книга 1
Самолеты марки "Ил"
Редактору. Я. Черные
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор Г. Г. Семенова
Корректор Ю. Н. Рыбакова
Операторы Л. В. Данилова, И. В. Наумова, Л. А. Яковлева
Текст набран на наборно-печатающих автоматах
Сдано в набор 29.05.83 Подписано в печать 31.08.83 Т - 11763
Формат 60X90 1/16 Бумага мелованная Гарнитура Пресс Роман Печать офсетная
Усл. печ. л. 18,5 Усл. кр.-отт. 20,5 Уч.-изд. л. 24,64
Тираж 2000 экз. Заказ 73 \ Цена 2 р. 50 к.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство "Машиностроение"
107076, Москва, ГСП-6, Стромынский пер., д. 4
Московская типография № 6 Союзполиграфпрома при Государственном
комитете СССР по делам издательств, полиграфии и книжной торговли,
109088, Москва, Ж-88, Южнопортовая ул., 24