Авиация и Космонавтика 2016 07

Основной силовой частью конструкции самолета являлся бронекорпус. К нему крепились центроплан с двигателями, хвостовая часть фюзеляжа с оперением и газовая камера с передней пушечной установкой, служившая одновременно и носовой частью самолета.

В бронекорпусе размещались кабины летчика и стрелка-радиста, шесть топливных баков общей емкостью 4285 л, часть агрегатов электро- и радиооборудования, а в хвостовой части фюзеляжа - кормовая пушечная установка и агрегаты спецоборудования.

Толщина брони бронекорпуса изменялась от 4 до 16 мм в зависимости от условий вероятного поражения пулеметно-пушечным огнем с земли и истребителей. Защита летчика спереди обеспечивалась 10-мм бронелистом спереди кабины и прозрачной броней толщиной 124 мм в лобовой и 65 мм в боковой части неподвижного козырька фонаря кабины. От огня сверху и сзади летчик прикрывался бронелистами толщиной 8 мм, установленными на сдвижной части фонаря сверху и по бокам, 16-мм бронезаголовником, 6-мм бронеспинкой и чашкой сиденья. Стрелок защищался металлической броней толщиной 4-10 мм. Сиденье стрелка имело бронезаголовник и дюралевую 6-мм чашку. Двигатели с внешних сторон и снизу защищались броней толщиной 4 мм. Везде использовалась гомогенная броня типа КВК-2. Общий вес металлической и прозрачной брони на самолете с деталями крепления равнялся 1918 кг.

Кабины летчика и стрелка-радиста негерметические, оборудовались катапультируемыми сиденьями: летчик катапультировался вверх-назад под углом 16° а стрелок - вверх-вперед под углом 9°.

Крыло самолета - двухлонжеронное, включало центроплан, в котором вблизи фюзеляжа располагались двигатели АМ-5ф, и две консоли. Центроплан имел отклоняемый посадочный щиток, а консоли снабжались выдвижными закрылками.

По бокам и снизу хвостовой части фюзеляжа имелись три тормозных щитка (решетки), которые могли открываться на угол до 50° Причем боковые щитки открывались против воздушного потока, а нижний - по потоку.

Носовое колесо шасси (660x285 мм) убиралось в фюзеляж по направлению полета. Уборка основных колес шасси (1100x400 мм) выполнялась против полета с поворотом колеса на 90° вокруг оси стойки. Колеса укладывались в нишу в межлонжеронном пространстве крыла. Створки ниши шасси были всегда закрыты. Открывались только на время уборки и выпуска шасси. Выпуск и уборка шасси осуществлялись от гидросистемы, а при ее отказе - от аварийной воздушной системы.

Гидросистема использовалась также для торможения колес, управления автоматом торможения, выпуска и уборки тормозных щитков, закрывания створок бомбоотсеков.

При помощи воздушной системы осуществлялась перезарядка оружия и подзарядка гидравлических аккумуляторов. Кроме этого, в аварийных случаях она обеспечивала торможение колес, открывание тормозных щитков, кабин летчика и стрелка-радиста.

С целью повышения боевой живучести вся проводка гидравлической и воздушной систем прокладывалась по разным бортам фюзеляжа.

На самолете устанавливались воздушно-тепловые противообледенители на носках крыла, стабилизатора, киля и воздухозаборников двигателей. Горячий воздух отбирался от компрессоров двигателей. Лобовое стекло фонаря кабины летчика имело электрообогрев и гидравлический стеклоочиститель.

Противопожарное оборудование самолета состояло из системы тушения пожара на двигателях и систем заполнения топливных баков и топливных отсеков нейтральным газом (СО_г).

В носовой части самолета размещались четыре пушки ТКБ-495 калибра 23 мм с боекомплектом по 225 снарядов на каждую пушку.

Такая же пушка с боезапасом 200 снарядов устанавливалась в кормовой дистанционно управляемой подвижной установке Ил-К-10.

Бомбардировочное вооружение самолета включало четыре наружных балочных держателя и четыре отсека для внутренней загрузки. На наружные держатели допускалась подвеска бомб калибром от 50 до 500 кг. Во внутренние отсеки могли загружаться бомбы калибром от 1 кг до 100 кг. Нормальная бомбовая нагрузка составляла 400 кг, в перегрузку - 1000 кг.

На самолет можно было подвесить: снаружи - 4 ФАБ-100 или 4 ФАБ-250 или 2 ФАБ-500 внутри - 4 ФАБ-100 или 4 ФАБ-50 или 16-24 осколочных бомб калибра 25 кг или ПТАБ всех калибров от 320 до 730 кг.

В счет перегрузки предусматривалась установка восьми реактивных орудий ОРО-132 (в двух блоках по четыре орудия) или 12 орудий ОРО-82 (в двух блоках по шесть орудий).

Постановлением Совета Министров СССР от 17 февраля 1954 г. разворачивался серийный выпуск МиГ-19 и двигателей АМ-9. Планировалось, что первый опытный экземпляр МиГ-19 будет передан на государственные испытания уже в апреле 1954 г. Однако в ходе заводских летных испытаний опытного МиГ-19 выявились серьезные дефекты двигателей АМ-9: поломки лопаток компрессора, повышение температуры газов перед турбиной, неустойчивая работа форсажной камеры по причине «самопроизвольного загасания». Стало ясно, что доводка двигателя потребует значительного времени.

В этой связи министр авиапрома СССР П.В. Дементьев 26 апреля довел до сведения заместителя председателя Совета Министров СССР В.А. Малышева, что МАП считает целесообразным организовать серийный выпуск самолета Ил-40 с двигателем АМ-5ф, «по образцу самолета, проходившего испытания, с последующей установкой на самолете двигателей АМ-9».

К этому времени в ГК НИИ ВВС завершились полеты опытного экземпляра самолета Ил-40-1 с 2АМ-5ф по программе государственных испытаний. Всего за период с 22 января по 15 марта был выполнен 121 полет с общим налетом 98 ч. Основные результаты сводились к следующему.

При полетном весе 16200 кг (400 кг бомб и боекомплект к пушкам) диапазон рабочих скоростей на высоте 1000 м составил 275-910 км/ч. Время набора высоты 1000 и 3000 м не превышало 1,7 и 3,8 мин. Разбег равнялся 750 м (880 м в перегрузку).

Тактический радиус действия одиночного самолета при полете к цели на режиме скоростной дальности (0,9V_max) и возвращении на режиме максимальной дальности при полете на высоте 1000 м составил 165 км - без ПТБ и 190 км - с ПТБ, а на высоте 3000 м - 200 и 270 км, соответственно.

Были определены ограничения для летной эксплуатации самолета в строевых частях: максимальная скорость - 910 км/ч без ПТБ и 780 км/ч с ПТБ, максимальное число Маха - 0,9 без ПТБ и 0,68 с ПТБ, максимальная эксплуатационная перегрузка - 5,54.

Эффективность воздушных тормозов характеризовалась следующими цифрами: при их выпуске скорость самолета на высоте 1000 м уменьшалась от максимальной до половины ее значения за одну минуту.

Пилотажно-навигационное оборудование, установленное на Ил-40, по составу и качеству обеспечивало уверенное самолетовождение и выполнение боевых задач в сложных метеоусловиях днем и ночью одиночно и в составе группы.

Взлетно-посадочные характеристики позволяли эксплуатировать самолет на аэродромах с длиной взлетно-посадочной полосы не менее 1300-1400 м.

Констатировалось, что по длине разбега с нормальным и с перегрузочным полетным весом самолет не соответствовал требованиям - должно быть 650 и 750 м, соответственно. Длина пробега без бомб и с 50% запасом топлива достигала 910 м вместо 750 м по тактикотехническим требованиям ВВС.

Военные летчики сделали вывод, что новый штурмовик Ил-40 вполне доступен для освоения летным составом строевых частей ВВС, летающих на реактивных самолетах типа МиГ-17 и Ил-28. Для летчиков, не летающих на реактивных самолетах, требовалась специальная подготовка.

Устойчивость и управляемость самолета оценивались как удовлетворительные, за исключением диапазона малых скоростей полета (менее 335 км/ч), где запас продольной устойчивости был недостаточным, малы были отклонения руля высоты и усилия от него, особенно при посадке и взлете. Запас продольной устойчивости по перегрузке с освобожденным управлением при предельно-задней центровке на скоростях менее 500 км/ч (по прибору) не превышал 4% САХ (при скорости 300 км/ч - всего 2,2% САХ), что было хуже требований ВВС. Эти особенности могли привести к касанию хвостовой части фюзеляжа о землю. При выпуске посадочных щитков нагрузки на руль высоты резко возрастали, что негативно влияло на технику пилотирования.