БРОНИРОВАННЫЙ ШТУРМОВИК ИЛ-40
Юрий ЕГОРОВ
В 1949 г. завершились заводские летные испытания бронированного штурмовика Ил-20 с поршневым двигателем. Усилия специалистов ОКБ С.В.Ильюшина теперь были направлены на создание и внедрение в эксплуатацию фронтового бомбардировщика Ил-28. Несмотря на это работы по развитию и совершенствованию самолетов для штурмовой авиации продолжались.
Переход мировой военной авиации на реактивные двигатели, опыт воздушных боев в Корее сделали неизбежным появление отечественного штурмовика с более высокими летно-тактическими данными,чем те, которые могли обеспечить поршневые двигатели.
Проектные исследования, проведенные в 1950-1951 гг. по инициативе и под непосредственным руководством С.В.Ильюшина, показали, что такой самолет можно построить на базе относительно небольших по габаритам, экономичных, очень легких и достаточно мощных турбореактивных двигателей АМ-5 конструкции А.А.Микулина (их также планировали установить на фронтовые истребители МиГ-19 и барражирующие перехватчики Як-25).
В конце 1951 г. было разработано техническое предложение по созданию двухместного бронированного штурмовика Ил-40 с двумя двигателями АМ-5Ф, с мощным артиллерийским, ракетным и бомбовым вооружением. В подготовке материалов активно участвовали С.Н.Черников, В.М.Германов, Н. П.Столбовой, В.М.Шейнин и другие специалисты. Это предложение, направленное в правительство в январе 1952 г., очень быстро рассмотрели, и уже 1 февраля вышло постановление Совета Министров СССР о проектировании и изготовлении опытного самолета Ил-40.
По схеме Ил-40 представлял собой двухдвигательный низкоплан со стреловидным крылом и оперением (угол стреловидности везде 35° по линии 0,25 хорд). Шасси было убирающимся, трехстоечным, с носовым колесом. Экипаж состоял из двух человек - летчика и стрелка-радиста.
Основной силовой частью конструкции самолета являлся бронекорпус, который воспринимал нагрузки от крепившихся к нему двигателей, носовой и хвостовой частей фюзеляжа, крыльев. В нем размещались негерметизированные кабины экипажа, шесть фюзеляжных топливных баков общей емкостью 4285 литров и часть агрегатов электро- и радиооборудования. Выполнялся бронекорпус из стальных листов толщиной от 3 до 8 мм (в зависимости от условий вероятного поражения защищаемых частей машины оружием наземных войск или самолетов-истребителей).
Для защиты летчика от огня спереди кабины устанавливалась 10-мм броне-стенка и 124-мм лобовое стекло в неподвижном козырьке фонаря. Боковые стекла козырька имели толщину 68 мм. От огня сверху и сзади летчика защищали 8-мм бронелист на сдвижной части фонаря и 16-мм бронезаголовник сиденья. Кабина стрелка также имела сильную бронезащиту из стальных листов толщиной 4-10 мм. В кабинах экипажа устанавливались катапультируемые сиденья: летчик катапультировался вверх-назад под углом 16 градусов, а стрелок - вверх-вперед под углом 9 градусов. Фонари кабин имели две независимые системы аварийного открывания - воздушную (действующую от шторки катапультируемого сиденья) и электрическую (срабатывающую от нажатия кнопки на борту кабины).
Над созданием конструкции фюзеляжа, бронекорпуса, фонаря кабины экипажа, установкой катапультируемых кресел работали В.А.Борог, Ю. В. Комм, Е.А.Шушпанов, М.К. Цимбалюк, А.А.Белов, А.С.Артамонов, Г.В.Новожилов, И.Я. Катырев,А.А. Шахнович, С.И.Дмитриев.
По бортам бронекорпуса между лонжеронами центроплана, в непосредственной близости к продольной оси самолета устанавливались двигатели АМ-5Ф с форсажными камерами, каждый из которых имел взлетную тягу без форсажа 2150 кгс, а при форсаже - 2700 кгс. Такое расположение дви гателей упрощало управление самолетом при выходе из строя одного из них. Воздухозаборники несколько выступали за переднюю кромку крыла, а воздухозаборные каналы проходили через передний лонжерон центроплана. Через задний лонжерон были пропущены выхлопные трубы двигателей. В этих местах передний и задний лонжероны центроплана имели кольцеобразную форму. С внешней стороны и снизу двигатели защищались броней толщиной 4 мм. Разработка силовой установки Ил-40 велась под руководством Г.М. Литвиновича.
Общий вес металлической и прозрачной брони на самолете вместе с креплениями был равен 1918 кг.
Носовая часть фюзеляжа крепилась к передней бронестенке бронекорпу-са. В ней размещались шесть пушек НР-23 калибра 23мм конструкции А.Э. Нудельмана и А.А.Рихтера, а также передняя стойка шасси в убранном положении и часть оборудования. Пуш
ки имели темп стрельбы 800 выстрелов в минуту и устанавливались по три с каждого борта. Концы их стволов выступали наружу, боезапас состоял из 900 снарядов - по 150 на пушку.
Хвостовая часть фюзеляжа, крепившаяся к задней бронестенке броне-корпуса, несла вертикальное оперение, на половине высоты которого устанавливалось неподвижное горизонтальное оперение. Кроме того, здесь размещались агрегаты специального оборудования самолета. По бокам и снизу хвостовой части имелись три больших тормозных щитка с перфорированной поверхностью, которые могли открываться в полете на угол до 50 градусов. Боковые щитки делали это традиционно - против потока, а нижний имел особенность -он открывался по потоку. Тормозные щитки улучшали характеристики маневренности самолета надполем боя, облегчая атаку наземных целей с пикирования.
Завершалась хвостовая часть фюзеляжа подвижной кормовой пушечной установкой Ил-К10, дистанционно управляемой из кабины стрелка. Она была предназначена для защиты задней полусферы самолета от атак воздушного противника и для поражения наземных целей после выхода штурмовика из атаки. Установка имела одну пушку НР-23 с боезапасом 200 снарядов, которая с помощью электрогидравлического следящего привода могла отклоняться на 55° вверх, 40° вниз и на 60° вправо и влево. Максимальные угловые скорости вращения оружия составляли 42 град./сек (по горизонтали) и 38 град/ сек (по вертикали). Носовая и кормовая пушечные установки создавались в подразделении В.А.Федорова. Техническую документацию на дистанционное управление кормовой установкой выпускал А.П. Журавленке Трапециевидное в плане крыло площадью 52,3 м2 имело аэродинамическую компоновку из профилей ЦАГИ: CP-10с-12 с относительной толщиной 18,44% у корня и CP-11-12 с относительной толщиной 12,86% на конце.
Оно состояло из центроплана, неразъемно соединенного с бронекорпусом, и двух отъемных частей. На центроплане имелся отклоняемый посадочный щиток, а на отъемных частях устанавливались выдвижные закрылки типа ЦАГИ. Конструкция крыла и взлетно-посадочной механизации разрабатывалась под руководством Е.И.Санкова.
Большая относительная толщина крыла позволила не только убрать туда главные ноги шасси, но и создать там четыре небольших бомбоотсека - для внутренней подвески в каждом бомб массой до 100 кг. Кроме того, под центропланом и отъемными частями крыла устанавливались четыре балочных держателя, на которые могли подвешиваться или две бомбы массой до 500 кг, или реактивные орудия типа ОРО с неуправляемыми снарядами ТРС-132 и ТРС-82, или подвесные топливные баки на держателях под центропланом общей емкостью 1100 литров.
