имело целью повышение боевой живучести самолета во время атаки целей на поле боя.
В письме от 28 января 1940 г. на имя нового наркома авиапромышленности А. И. Шахурина С. В. Ильюшин отмечал, что:
«…Первый опытный самолет бронированный штурмовик (БШ АМ-35) был выпущен в полет 2 октября 1939 года.
На самолете были забронированы все жизненные части, включая и радиаторы водяной и масляный. Эти радиаторы установлены в специальном канале бронированного фюзеляжа. В полете была обнаружена недостаточная эффективность охлаждения в этом канале. Было выполнено несколько вариантов размещения.
Первый вариант, с которым самолет был выпущен — гликолевое охлаждение, второй вариант — маслорадиатор новый был вынесен из фюзеляжа в бронированный туннель под фюзеляж. Жидкостный радиатор был увеличен, отказались от гликоля и перешли на воду под давлением. Вода оказалась в норме. Масло грелось.
Третий вариант — водяной и масляный радиаторы вынесены под фюзеляж. Считаю долгом доложить, что в этом бронированном самолете мы встретились с серьезными трудностями в осуществлении такой системы охлаждения, которая была бы полностью забронирована от пуль и была бы достаточно эффективна. Такая задача решается нами впервые и требует времени для ее решения».
На расширенном совещании в наркомате авиапромышленности в апреле 1940 г. Главный конструктор мотора АМ-35 А. А. Микулин выступил с резкой критикой предложенной ОКБ С. В. Ильюшина схемы размещения мотора в бронекапоте и системы его охлаждения.
В частности, он указывал, что ОКБ Ильюшина для ЦКБ-55 разработало свой радиатор, тогда как в производстве уже есть хорошо отработанные водо — и маслорадиаторы к мотору, с которыми последний работает нормально.
Кроме этого, Микулин особо отметил, что все работы по созданию нового штурмовика ведутся без учета необходимых условий для нормальной работы мотора АМ-35, а рекомендации моторостроителей игнорируются.
«…В этом броневике не сделано ни одной дырки для охлаждения мотора, как же он будет после этого нормально работать…»,
— в сердцах восклицал Александр Александрович.
В конце концов, ОКБ С. В. Ильюшина остановилось на следующем варианте размещения водяного и масляного радиаторов.
Водяной радиатор, с увеличенной поверхностью охлаждения, разместился в воздушном канале фюзеляжа и занял всю его ширину, а масляный радиатор был перенесен под бронекорпус и установлен в прямоугольной бронекорзине, в передней части которой имелась бронезаслонка, полностью закрывавшая входное отверстие масляного радиатора при обстреле с земли во время атаки или при вынужденной посадке с убранными шасси. Для охлаждения свечей системы зажигания двигателя и выхлопных патрубков, а также для продува внутренней полости бронекорпуса его передние боковые и нижняя бронекрышки выполнялись в виде заборников воздуха, которые выходили из бронекорпуса через бронекарманы, установленные за выхлопными патрубками мотора.
Таблица данных штурмовика ЛТ (из приложения к письму Ильюшина)
За весь цикл заводских испытаний на ЦКБ-55 № 2 было выполнено 14 полетов с общим налетом 4 часа 46 минут, из которых только 4 полета были выполнены на определение летных характеристик. Тем не менее, 26 марта 1940 г. ОКБ завершило заводские испытания штурмовика и представило последний на государственные испытания.
Проект несостоявшегося постановления НКО по самолету ЛТ
31 марта, ЦКБ-55 № 2 был официально принят в НИИ ВВС для проведения государственных испытаний, которые начались уже на следующий день и завершились 19 апреля (ведущий инженер — военинженер 1-го ранга Н. С. Куликов, ведущий летчик-испытатель — майор А. К. Долгов и штурман- испытатель — майор И. Д. Соколов). На самолете было выполнено 38 полетов с общим налетом 19 часов 20 минут.
Испытывавшийся в НИИ ВВС ЦКБ-55 № 2 с АМ-35, имел следующие весовые характеристики: вес без нагрузки 3615 кг, вес нагрузки 100,5 кг, полетный вес 4725 кг, нагрузка на крыло 122,5 кг/кв. м, нагрузка на 1 л. с. мотора 35 кг, нагрузка: горючее (бензин Б-78) 315 кг, масло 30 кг, экипаж 180 кг, бомбы (4 ФАБ-100) 400 кг, замки 44 кг, 4 пулемета ШКАС в крыле 42 кг, 3000 патронов 502 кг, ШКАС на турели 10,6 кг, 500 патронов 7 кг, стрелковые прицелы ПАИ-22 и ПМП-14 кг, бомбардировочный прицел ОПБ-1 5,5 кг, центровка самолета: с несъемным оборудованием 38,1% с нормальной нагрузкой 31,5%.
Главной особенностью нового штурмовика являлся обтекаемый бронекорпус из авиационной броневой стали АБ-1, разработанной в ВИАМ под руководством С. Т. Кишкина и Н. М. Склярова, которая позволяла изготавливать броневые листы с поверхностью двойной кривизны путем штамповки на воздухе, с последующим охлаждением в масле и окончательной доводкой их размеров, опять же в штампе.
Бронекорпус БШ-2 защищал мотор, бензобаки, маслобак, водяной и масляный радиаторы, рабочие места летчика и штурмана-стрелка (в связи со смещением акцента в использовании самолета на выполнение бомбардировочных задач в состав экипажа был введен штурман, он же выполнял функции стрелка). Частично были защищены бомболюки.
Бронекорпус практически полностью включался в силовую схему планера самолета — его носовая часть воспринимала все нагрузки от мотора и агрегатов ВМГ, а центральная часть — от узлов крепления крыла, хвостовой части фюзеляжа, экипажа и оборонительной пулеметной турели.
С целью уменьшения общей массы бронекорпуса без снижения его защитных свойств, толщины штампованных броневых листов были выбраны неравномерными — от 4 до 7 мм, исходя как из условия эффективной защиты от осколков и пуль, углы встречи которых с бронекорпусом определялись путем 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 (350–400 км/ч) расчетной скоростью полета штурмовика существенно повышают защитные свойства броневых листов, из-за малых углов встречи с поверхностью листов осколка или пули в задней и, отчасти, в передней полусферах.
Схема бронированного штурмовика БШ-2 АМ-35
Толщина брони была следующая: капот мотора — 4 мм; пол и боковые стенки кабины экипажа — 5 мм; стенки за летчиком и штурманом — по 7 мм. Защита мотора сверху — листовой дюралюминий толщиной 5 мм. Общий вес брони составлял 700 кг. Стыковка и крепление броневых листов выполнялась на 5– и 6- миллиметровых стальных заклепках на дюралюминиевых профилях и полосах каркаса.
Лобовое стекло фонаря кабины летчика выполнялась из плексигласа толщиной 60 мм.
Задняя часть фюзеляжа самолета представляла собой деревянный монокок с работающей обшивкой, выклеенный из березового шпона и фанеры (на прямых участках), и подкрепленный стрингерами.
Шпон представлял собой ленты толщиной в среднем 0,8 мм и шириной до 100 мм. Средняя толщина, стенок монокока — 5 мм (с клеем). Крыло и стабилизатор двухлонжеронные цельнометаллические. Киль вертикального оперения деревянный выполнялся за одно целое с фюзеляжем.
Крыло имело закрылки, отклоняющиеся на 40°. Обшивка плоскостей крыла, элеронов, а также стабилизатора выполнялись из дюралюминия. Рули глубины и направления — металлические с полотняной
