"ПРОСТАЯ" ИСТОРИЯ САМОЛЕТА Ил-8

(Окончание, начало в № 2-4/2008 г.)

ОЛЕГ РАСТРЕНИН

(фото из архива Г.Ф. Петрова)

Ил-8 № J Ам-42 но Fосудорственных испытаниях, I945г.

Судя по переписке, А. К. Репин, получив Акт по государственным испытаниям Ил-8 № 1, очень осторожно подошел к принятию решения по нему. Прежде чем подписать Акт он решил опереться на коллегиальное мнение специалистов других военных организаций.

В частности, помимо стандартного списка рассылки, Акт был выслан для заключения начальнику Управления штурманской службы штаба ВВС КА генерал-майору Ищенко, начальнику Главного управления формирования и обучения генерал-полковнику А. В. Никитину, начальнику Главного управления боевой подготовки фронтовой авиации генерал-лейтенанту Н.А. Журавлеву.

Как и ожидалось, все без исключения ответы были отрицательными. Например, генерал Ищенко со всей прямотой указывал: "Ознакомившись с ТТД Ил-8 по результатом испытаний, считаю доводку и запуск самолето в серию нецелесообразным по следующим причинам:

1. Меткое бомбометание летчиком с донного самолето не обеспечено вследствие неудовлетворительного качества прицельного устройство.

2. Крайне ограниченный обзор из второй кабины почти исключает возможность бомбометания штурманом даже при установке на самолет хорошего бомбардировочного прицела..,

3. Ограниченный обзор из передней и задней кабин крайне затрудняет использование самолета в качестве разведчика и корректировщика.

4. Самолет не может быть использован для полетов на полный радиус, вследствие трудности ведения ориентировки летчиком без наличия на борту штурмана".

Генерал-полковник Никитин был более дипломатичен. В своем заключении от 3 августа генерал писал: "Ознакомившись с данными самолета Ил-8, я считал бы целесообразным продолжить строить Ил-10, как тип самолета этого класса с лучшими качествами по сравнению с Ил-8".

"Главный боевик" ВВС генерал-лейтенант Журавлев в своем заключении от 4 августа отмечал:

%„ 1. Этот самолет в качестве разведчика-корректировщика использовать трудно, потому что обзор у него мол, а фотоустановка к тому же забрызгивается маслом.

2. В качестве бомбардировщика его использовать трудно, так как не имеет хорошего прицела.

3. В качестве штурмовика нет преимуществ по сравнению с И л-10, а Ил-16 уступает во всех отношениях.

Вывод: Запуск в серийное производство Ил-8 нецелесообразно *

В конечном итоге в аппарате главного инженера ВВС было подготовлено отрицательное заключение по испытаниям самолета Ил-8 № 1, которое затем ушло в адрес командующего ВВС КА.

В сопроводительном письме заместитель главного инженера ВВС генерал-лейтенант А. А. Лапин писал: "…Преимущество же самолета Ил-8 в бомбовой нагрузке и дальности полета не могут окупить меньшие максимальные скорости и худшие взлетно-посадочные свойства по сравнению с самолетом Ил-10 при практически равной их бронезащите. Кроме того, считаю, что вводить на вооружение ВВС КА большую разнотипность штурмовиков (Ил-2, И л-10, Ил-16) ~ нецелесообразно. Прошу Вас отчет утвердить со следующим замечанием: При наличии в серийном производстве Ил-10, обладающего лучшими скоростями, взлетно-посадочными свойствами и практически равной бронезащитой - продолжать работы по дальнейшей доводке самолета Ил-8 нецелесообразно".

Получив из аппарата главного инженера Акт и заключения по нему генералов Никитина и Журавлева, первый заместитель командующего ВВС КА маршал авиации Г. А. Ворожейкин начертал 14 августа 1945 г. на Акте: "…При наличии на вооружении Ил-10 запускать в серию нецелесообразно". В истории самолета Ил-8 была поставлена точка. Вопрос о принятии на вооружение ВВС самолета Ил-8 ни НКАП, ни ОКБ Ильюшина больше не поднимался.

Техническое описание самолета Ил-АМ-42 экз. № 1 Ил-АМ-42 экз. № 1 представлял собой двухместный моноплан смешанной конструкции с нижним расположением крыла. Планер самолета состоял из передней (капот), средней (бронекорпус и кабины пилота и штурмана-стрелка) и хвостовой части фюзеляжа с оперением, центроплана с зализами и двух отъемных частей крыла - консолей.

По нормам прочности 1941 г. самолет относится к классу "Б" с разрушающей перегрузкой 7,5 единицы при полетном весе 7250 кг. Максимальная эксплуатационная перегрузка устанавливалась на уровне 4,96 единицы.

Фюзеляж самолета состоял из бронекорпуса и хвостовой части. В бронекорпусе размещались все основные агрегаты мотоустановки, элементы управления, кабины пилота и штурмана-стрелка. Штурман-стрелок сидел сразу же за бронеспинкой кресла пилота, лицом назад по полету.

Броневой корпус выполнялся из гомогенной броневой стали АБ-2 толщиной от 4 до 12 мм. Общий вес брони на самолете составлял 1180 кг, включая узлы крепления.

Мотор с агрегатами, водяной и масляный радиатор прикрывались броней толщиной 4 мм. Снизу бро-некапот имел 5-мм броню. Для защиты агрегатов винта спереди устанавливался 6-мм бронещиток. Верхняя часть бронекорпуса, имевшая поверхность двойной кривизны, выполнялась из броневых листов толщиной от 4 мм.

Кабина пилота с боков и снизу бронировалась листами толщиной 4, 5 и 6 мм. Спереди перед приборной доской устанавливался вертикальный бронещиток толщиной 7 мм. Козырек фонаря пилота выполнялся из 64-мм прозрачной брони с металлической окантовкой. Боковые крышки фонаря выполнялись из металлической брони (толщиной 6 мм) и плексигласа. Сбоку фонаря имелись сдвижные форточки. Сверху над головой пилота устанавливалась бронеплита толщиной 6 мм, а сзади за головой пилота -12 мм.

Штурман-стрелок с боков защищался бронелистами толщиной 5 и 6 мм, снизу - 6 мм, а со стороны задней полусферы - 12-мм бронеплитой.

Хвостовая часть представляло собой тело, уширенное к верху овального сечения плавно переходящее к хвосту в киль и хвостовой кок. Каркас фюзеляжа состоял из набора рам бульбообразного сечения, сосновых стрингеров трапециевидного сечения и обшивки из березового шпона (0,5 мм) толщиной от 4 до 11 слоев. В задней части фюзеляжа имелся вырез под хвостовое колесо. При уборке оно наполовину входило внутрь фюзеляжа. Фюзеляж заканчивался хвостовым коком. Хвостовое колесо имеет стопорящий механизм в нейтральное положение, управляемый из кабины пилота.

Стыковка хвостовой части с передней производилась дюралюми-новой лентой толщиной 4 мм на заклепках. На передней части фюзеляжа лента приклепана стальными заклепками диаметром 6 мм в два ряда, а на хвостовой части -дюралюминовыми заклепками диаметром 5 мм в четыре ряда.

Крыло самолета цельнометаллическое, двухлонже-ронное. Оно состояло из центроплана и двух отъемных консолей. Центроплан монтировался снизу в среднюю часть фюзеляжа. Над лонжеронами центроплана был сделан пол кабины пилота. Плавный переход от центроплана к бронекорпу-су достигался установкой зализов. Лонжероны центроплана - клепанные, балочной конструкции с катанными хроман си левыми поясами таврового сечения. Остальной набор крыла и обшивка - дюралюминиевые. Профиль крыла - Clark-YH (14% у корня и 10% на конце).

Элероны типа "Фрайз" имели 100% весовую балансировку в виде грузов, помещаемых в носке, и аэродинамическую компенсацию, составляющую 29% от площади. Носок элерона до лонжерона обшивался дюралюминиевым листом, после чего весь элерон поверху обтягивался полотном.

Закрылки металлические, обшитые полотном. Закрылки могли быть отклонены на полный угол 45° (при посадке) и на угол 17° (на взлете). Управление закрылками пневматическое.

Двухлонжеронный стабилизатор состоял их двух частей. Лонжероны крепились к фюзеляжу с помощью регулируемых стальных узлов. Переход к фюзеляжу закрывался обтекателем, крепившимся винтами к фюзеляжу и к обшивке стабилизатора.

Хвостовое оперение самолета - свободнонесущее однокилевое. Стабилизатор - двухлонжеронный металлический. Руль высоты и руль направления имели металлический каркас, обтянутый полотном. Руль высоты снабжался триммер-флетне-ром, а руль поворота - флетне-ром.

Вертикальное оперение состояло из киля и руля направления. Киль являлся неотъемлемой частью фюзеляжа. Его каркас был образован профилированными верхними частями шпангоутов, нервюрами. Рули имели трубчатые лонжероны, штампованные нервюры и полотняную обшивку.

Управление элеронами, рулем высоты, направления и триммерами тросовое. На участках, не защищенных броней, в крыле и хвостовой части фюзеляжа управление дублировалось второй тросовой проводкой.

За кабиной летчика располагалась кабина штурмана-стрелка, в которой монтировалась стрелковая установка ВУ-8 под пулемет УБК. Для жесткости конструкции сверху по вырезу кабины вклепывались профили, на которые ставилось по-лутурельное кольцо стрелковой установки. Фонарь штурмана состоял из сварного трубчатого каркаса с остеклением из плексигласа. У штурмана имелось жесткое сидение, откидывающееся к задней спинке.

Фонарь кабины пилота состоял из неподвижной и подвижной части, сдвигающейся назад на роликах по бортовым рельсам. Посадка в кабину штурмана-стрелка происходила через нижний люк. Крышка выполнялась из бронелиста толщиной 6 мм. При необходимости крышка люка могла быть сброшена с самолета.

Мотор АМ-42 своими приливами крепился болтами к продольным прессованным дюралюминовым профилям Г-образного сечения, которые связывали между собой две поперечные дюралюминовые полурамы, приклепанные, в свою очередь, непосредственно к бронекорпусу. Продольные профили крепились к задней полураме стальным углом, к которому подходил трубчатый подкос, второй конец соединялся с рамой фюзеляжа. Получалась легкая и прочная конструкция.

Ил-8 №1 Ам~42 на Государственных испытаниях, 1945г. (фото из архива ГФ. Петрова)

Мотор вращал винт АВ-5л-18Б диаметром 3,8 м. Управление винтом - тросовое. Регулятор постоянных оборотов Р-7ф.

Всасывающий патрубок мотора располагался на левой стороне капота мотора и снабжался внутренней заслонкой, связанной с системой шасси, снабжен сеткой-фильтром.

Питание мотора горючим осуществлялось из двух баков - верхнего и основного, общей емкостью 880 л. Баки выполнены из сплава АМЦ, протектированы и полностью защищены броней. Верхний бак располагался за мотором перед кабиной пилота в верхней части корпуса, а основной, имевший Г-об-разный вид - за кабиной пилота и под полом кабины. Оба бака соединялись между собой трубопроводом. Дренаж выведен наружу.

Помимо основной бензосисте-мы, самолет имел бензопроводку для использования одного подвесного бензобака на 150 кг горючего.

Система наполнения бензобаков нейтральным газом, хотя и была смонтирована на самолете, но вследствие недоведенности конструкции на испытания не предъявлялась.

Питание мотора маслом осуществлялось из двух баков емкостью по 47 л, расположенных у блоков мотора внутри бронекорпуса. Маслобаки не протектировались. Для охлаждения масла в специальном тоннеле устанавливался сотовый маслорадиатор, который устанавливался рядом с водорадиатором. В системе имелся шунтовый масляный кран для перепуска масла из мотора в бак при прогреве мотора.

Мотор АМ-42 охлаждался дистиллированной водой под давлением (1,4-1,5 атм). Система водяного охлаждения включала расширительный бачок, устанавливавшийся над редуктором мотора и сотовый радиатор, расположенный в специальном тоннеле. Емкость во-досистемы 82 л.

Охлаждение водо- и маслора-диаторов осуществлялось наружным воздухом, поступавшим по тоннелю над мотором. Вход в тоннель образовывался вырезом и углублением в верхней части капота мотора.

Температуры воды и масла регулировались открытием бронезас-лонок (толщина брони 6 мм) на выходе из воздушного тоннеля. Заслонки управлялись с помощью электромеханизмов УР-6 из кабины пилота. Тоннели прикрывались снизу 6-мм броней, с боков - 5-мм броневым корпусом, а со стороны заднего лонжерона - 6-мм броней.

Шасси двухстоечное убирающееся в полете от пневматической системы. Монтировалось на концах центроплана. В полете шасси складывалось назад и убиралось в крыло. В убранном положении выступающая из крыла часть шасси закрывалась специальными обтекателями. В верхнем положении шасси удерживались замками. Амортизаторы воздушно-масляные. Тормоза пневматические. На случай отказа основной системы выпуска шасси на самолете имелась аварийная механическая система (как на Ил-2), состоящая из сварного рычага, установленного на верхнем узле складывающегося подкоса, тросовой проводки и лебедки, помещенной в кабине пилота. Аварийный выпуск хвостового колеса при этом не предусматривался.

Питание всех систем воздухом производилось от компрессора АК-50, установленного под редуктором мотора, и от воздушных баллонов, расположенных в хвосте фюзеляжа.

На пульте в кабине пилота размещались ручки управления шасси и щитками. Сигнализация положения шасси электромеханическая. Электрическая сигнализация осуществлялась при помощи концевых выключателей, установленных на замках шасси и сигнальных лампочек на доске приборов пилота, механическая - при помощи указателей на крыле ("солдатиков").

Кабина летчика и кабина стрелка были связаны переговорным устройством СПУ-2ф и трехцветной световой сигнализацией. Для связи и вождения самолета устанавливалась радиостанция РСБ-Збис и радиополукомпас РПКО-10 ("Чае-нок").

Аэрофотосъемка обеспечивалась двумя плановыми фотоаппаратами: АФА-Зс, установленного в хвостовой части фюзеляжа с дистанционным управлением из кабины штурмана-стрелка, и АЩАФА-2, расположенного в кабине штурмана-стрелка, который предназначался для непрерывной плановой фотосъемки в плохих метеоусловиях, в сумерки и с малых высот.

Стрелково-пушечное вооружение самолета состояло из двух пушек ВЯ-23 (300 снарядов) и двух пулеметов ШКАС (1500 патронов) в крыле и одного пулемета УБК (150 патронов в трех магазинах), смонтированного в задней подвижной установке ВУ-8.

Все вооружение в крыле располагалось за пределами диска ометания винта. Питание пулеметов осуществлялось из коробок, расположенных рядом с ними. Патроны к пушкам подавались по жестким рукавам из специально оборудованных под патронные ящики отсеков крыла. Питание пушек одностороннее. Поэтому правый и левый рукава, соединяющие ящики с пушками, по своей конфигурации были разными. Патронный ящик имел две крышки, прикрепленные к крылу спереди на двух крючках и сзади на двух замках каждая. Профиль крышек выдерживался по верхнему контуру крыло.

Звенья и гильзы пушек выбрасывались наружу, а ШКАС - собирались в носке крыла непосредственно у пулеметов. Гильзоотво-ды пушек закрывались снизу пружинными крышками, предохраняющими пушки от грязи во время рулежки по аэродрому и уменьшающих вредное сопротивление в полете. При стрельбе они открывались выходящей гильзой, а в закрытом положении - удерживались пружинами.

Управление огнем крыльевых пулеметов и пушек электрическое, осуществлялось с помощью двух кнопок на ручке управления самолетом: правая кнопка - для стрельбы из пушек, левая - из пулеметов.

Стрельбой из пушек управляли при помощи пневмоэлектроспус-ка ПЭС-1, а из пулеметов - электроспуска М-10, установленного непосредственно на пулемете. На пулеметах дополнительно за крючок спуска закреплялся трос с кольцом для ручного спуска пулемета. Этим тросом пользовались при зарядке пулемета на земле.

Прицеливание при стрельбе из пушек и пулеметов осуществлялось при помощи коллиматорного прицела ПБП-16. Прицел устанавливался на легкосъемном кронштейне и в аварийной ситуации легко снимался во избежание ушиба летчика при посадке с убранным шасси.

Пулемет УБК на установке ВУ-8 питался из съемных магазинных коробок (150 патронов в трех магазинах, по 50 штук в каждом). Стреляные гильзы и звенья направлялись по брезентовому рукаву под установку на пол кабины. ВУ-8 обеспечивала следующие углы обстрела задней полусферы: вверх -48°, вниз - 13°, вправо от стрелка - 60° и влево - 50°. Прицеливание производилось при помощи прицела РМП-5 с коллиматором К8-Т с электроподсветом. Перезарядка УБК пневматическая. Воздух для перезарядки подавался от общей пневмосистемы самолета. Гашетка перезарядки устанавливалась на подвижной каретке установки ВУ-8, спуск механический.

Осколочные и зажигательные бомбы калибром от 1 до 25 кг включительно и ампулы АЖ-2 загружались в четыре бомбоотсека, образованных стенками нервюр центроплана, как в бункер, и запирались специальными замочными тягами. Бомбы укладывались непосредственно на нижние створки люков горизонтально.

Авиабомбы калибра 50 и 100 кг подвешивались внутри бомбоотсе-ков на замках Дер-21. Створки бомболюков удерживались цепными тягами, соединенными с Дер-21. При их открывании происходил сброс бомб. После сбрасывания створки люков закрывались штурвалом при помощи троса. Управление замками электрическое и механическое, точно такое же, как и при загрузке бомбоотсеков мелкими бомбами.

На два наружных замка МДЗ-40, расположенных на нервюрах центроплана, подвешивались бомбы калибром от 100 до 250 кг типов ФАБ-100, ФАБ-250, БРАБ-220, ХАБ-100, ВАП-250 и УХАП-250 на тросовых поясах.

Управление бомбодержателями - электрическое с механическим дублированием. Сбрасывание авиабомб осуществлялось с помощью боевой кнопки, расположенной на ручке управления самолетом, электробомбосбрасывателя ЭСБР-ЗП и временного механизма штурмовика BMLU-2. Временной механизм позволял сбрасывать бомбы с горизонтального полета в том случае, когда цель закрывалась капотом мотора. Снятие механизмов сбрасывания с предохранителя и дублирование электрического сбрасывания производилось с помощью аварийного сбрасывателя АСШ-141.

На самолете имелась сигнализация о наличии бомб на замках Дер-21 и МДЗ-40, а также об открытом положении створок бомболюков.

Для предохранения от сброса внутренних авиабомб на не сброшенные наружные бомбы установки снабжены электроблокировкой. Для проверки исправности электропроводки бомбардировочных установок, в кабине летчика установлена контрольная лампочка.

Ракетное вооружение на самолете не устанавливалось. На самолете отсутствовала электропроводка управления РО и соответствующая боевая кнопка на ручке управления.

Прицеливание при бомбометании летчиком осуществлялось с помощью прицельных линий и штырей на капоте и перекрестий на переднем стекле фонаря. Для бомбометания с горизонтального полета в кабине штурмана устанавливался бомбардировочный прицел ОПБ-lp. Примерно по середине крышки люка кабины штурмана-стрелка имелся вырез под установку пятки прицела.

Для фиксирования результатов стрельбы в левом обтекателе шасси устанавливался фотокинопуле-мет ПАУ-22, синхронно связанный с работой стрелково-пушечного вооружения. В правом обтекателе шасси располагался киноаппарат КС-5, предназначенный для съемки результатов штурмового налета и разведки с малых высот.

Летно-технические характеристики штурмовиков ВВС КА