Wundefwaffe

Техническое описание

 

Ил-10 представлял собой двухмест­ный цельнометаллический моноплан с нижним расположением крыла.

Фюзеляж самолета включал бронекорпус и хвостовую часть. В бронекорпусе размещались все основные агрега­ты мотоустановки, элементы управле­ния, кабины пилота и стрелка. Стрелок сидел сразу же за бронеспинкой кресла пилота, лицом назад по полету. Броне­вой корпус серийного Ил-10 выполнял­ся из листов гомогенной броневой стали АБ-2 толщиной от 4 до 8 мм. Боковые листы и крышки капота двигателя имели толщину 4 мм, диск винта и броня бен­зобака— 6 мм. Нижние боковые стенки капота — лист 4, 6 и 8 мм, а боковые стенки кабины — 4 и 5 мм. У капота вни­зу с боков толщина брони доходила до 6 мм. Из таких же листов изготовлялся и пол кабин.

От огня со стороны задней полусфе­ры воздушного стрелка защищала пере­городка, образованная двумя 8-мм пли­тами, с промежутком между ними. Эта перегородка одновременно являлась и силовым шпангоутом стыка бронекорпуса с хвостовой частью фюзеляжа. Зад­няя бронестенка и подголовник пилота также состояли из двух 8-мм листов с просветом между ними. Такая схема бро­нирования эффективно защищала стрелка и пилота от поражения 20-мм снарядами немецких авиапушек.

Переднее остекление фонаря пило­та — прозрачная броня толщиной 64 мм с металлической окантовкой. Прозрач­ная броня выполнялась двухслойной: сырое силикатное стекло наклеивалось на плексигласовую подушку. Откидыва­ющиеся боковые крышки фонаря выпол­нялись из металлической брони толщиной 6 мм и плексигласа. Раздельное открытие крышек позволяло летчику вылезти из кабины при капотировании самолета. Сбоку имелись сдвижные форточки. Сверху голова пилота прикры­валась установленной на фонаре 6-мм броней.

Броневые листы соединялись с помо­щью толстых дюралюминиевых лент на стальных заклепках и частично на анкер­ных гайках и болтах.

Верхняя передняя часть бронекорпуса, имевшая поверхность двойной кри­визны (за счет этого обеспечивался небольшой угол встречи снаряда с обшивкой) выполнялась из дюралюминиевых листов толщиной от 1,5 до 6,0 мм. Общий вес брони серийного самолета равнялся 914 кг (без креплений).

Система охлаждения двигателя была полностью убрана в бронекорпус. Охлаждение водяных и масляных радиато­ров осуществлялось наружным возду­хом, поступавшим по двум тоннелям: справа и слева от мотора. Левый тон­нель, имевший два рукава, подводил воздух к водяному и маслорадиатору, а правый — только к водяному. Вход в каждый тоннель был образован вырезом в носке центроплана и углублением в бо­ковине капота. Тоннели изготавливались из материала АМЦН толщиной 1,5 мм. Входные тоннели были несъемными и приклепывались к капоту, носку и про­филям центроплана. Съемные выход­ные тоннели крепились на винтах. Вы­рез в переднем лонжероне для прохода тоннелей тщательно герметизировался чехлом из прорезиненной ткани. Снизу тоннели прикрывались 6-мм броней, с боков — 4-мм, а со стороны заднего лон­жерона— 8-мм. На выходе из тоннелей устанавливались управляемые бронезаслонки толщиной 5 и 6 мм.

Хвостовая часть фюзеляжа, имевшая овальное сечение, выполнялась цельно­металлической, из алюминиевых спла­вов. Каркас фюзеляжа состоял из набо­ра рам из профилей уголкового сечения (кроме нескольких рам коробчатого се­чения), дюралюминиевых стрингеров z-образного сечения и обшивки из дюра­люминия ДЗ толщиной 0,8 мм. Листы обшивки в направлении вдоль фюзеля­жа стыковались внахлест с подсечкой и крепились к стрингерам и силовым ра­мам заклепками с потайной головкой.

Хвостовая часть соединялась с бронекорпусом посредством дюралюмини­евого угольника толщиной 4 мм, прикле­панного к хвостовой части. Угольник кре­пился к задней плите бронекорпуса на болтах.

В задней части фюзеляжа имелся вырез под хвостовое колесо. При убор­ке оно наполовину входило внутрь фю­зеляжа. Вырез прикрывался сверху сфе­рическим щитком, выколоченным из ли­ста. Фюзеляж заканчивался хвостовым коком, который изготавливался из набо­ра легких прессованных профилей и об­шивки толщиной 0,6 мм. Крепился он с помощью сварной трубчатой пирамиды. Чтобы его снять, достаточно было отвер­нуть гайку под хвостовым аэронавигаци­онным огнем.

Крыло самолета — цельнометалли­ческое, двухлонжеронное, трапециевид­ной формы в плане, с закругленными концами. 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 бронекорпусу достигался установкой не­больших зализов. Каждая консоль соеди­нялась с центропланом четырьмя бол­тами. Щель по разъему перекрывалась дюралюминиевой лентой. Полки лонже­ронов стальные, остальной набор кры­ла и обшивка — дюралюминиевые.

Крыло Ил-10 компоновалось из ско­ростных аэродинамических профилей: у корня NACA-0018, далее у разъемов NACA-230 и на концах NACA-4410.

Элероны типа «Фрайз» имели 100%-ную весовую балансировку в виде грузов, помещаемых в носке, и аэроди­намическую компенсацию, составляющую 28% от его площади. Носок элерона до лонжерона обшивался дюралюминие­вым листом толщиной 0,8 мм, после чего весь элерон поверху обтягивался полот­ном АСТ-100. Для гашения момента от вращения винта на правом элероне кре­пилась металлическая пластина.

Взлетно-посадочные щитки типа «Шренк» состояли из трех секций, подве­шенных на кронштейнах к консолям кры­ла и центроплану. Секции соединялись между собой и управлялись из кабины пилота краном, размещенным у левого борта. Подъем и отклонение щитков про­изводилось подъемником, установлен­ным за стенкой кабины стрелка. Щиток мог быть отклонен на полный угол 45° (при посадке) и на угол 17° (на взлете).

Хвостовое оперение самолета — свободнонесущее. Стабилизатор — метал­лический. Руль высоты и руль направ­ления имели металлический каркас, об­тянутый полотном.

Вертикальное оперение состояло из киля и руля направления. Киль являлся неотъемлемой частью фюзеляжа. Его каркас был образован профилированны­ми верхними частями шпангоутов, не­рвюрами, штампованными из листа тол­щиной 0,8 мм, и передним лонжероном из 1-мм листа. Толщина обшивки киля — 0,8 мм.

Рули имели трубчатые лонжероны, штампованные нервюры и полотняную обшивку. Руль направления отличался роговой компенсацией. На конце компен­сатора размещался балансировочный груз. Руль направления имел триммер-флетнер, а руль высоты — триммер. Уп­равление триммерами осуществлялось из кабины пилота: триммер руля высо­ты— тросовой проводкой, руля поворо­та— электрическим переключателем.

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. Установочный угол последнего в полете не регулиро­вался — его можно было менять толь­ко на земле в пределах ±2°, для чего на раме № 11 фюзеляжа ставилась гре­бенка.

За кабиной летчика находилась каби­на стрелка, в которой была смонтирова­на стрелковая установка ВУ-8 под пуле­мет УБК. Для жесткости конструкции сверху по вырезу кабины вклепывались профили, на них ставилось полутурельное кольцо стрелковой установки. Фо­нарь стрелка состоял из сварного труб­чатого каркаса с остеклением из плек­сигласа.

Место стрелка оборудовалось дву­мя сиденьями: одним брезентовым подвесным, как на Ил-2, укрепленным с помощью лямок к бортам, а другим жестким, представлявшим собой дюра­люминиевую чашку, откидывающуюся к задней спинке (на опытном Ил-10, проходившем госиспытания, жесткого сиденья не было). В рабочем положе­нии второе сиденье опиралось на пре­дохранительный кожух тросов и тяги управления.

В случае пожара стрелка и пилота защищала передняя герметичная рама с бензобаком, покрытым асбестом, двой­ной пол у пилота и двойная задняя дю­ралевая перегородка от пола до задне­го лонжерона (на опытном Ил-10 она отсутствовала).

Для охлаждения и очищения воздуха в кабинах служила вентиляция: воздух поступал в кабину через два патрубка, установленных перед педалями управ­ления. Ее включение производилось по­воротом рукоятки, расположенной на дополнительной панели приборной дос­ки. На опытном Ил-10 вентиляция кабин отсутствовала.

Мотор АМ-42 своими приливами кре­пился болтами к продольным прессован­ным дюралюминиевым профилям Г-образного сечения, связывавшим между собой две поперечные дюралюминие­вые полурамы, приклепанные 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. На само­лете применялась система запуска ВС-50Б с пусковым насосом ПН-1. Управ­ление нормальным газом, форсажем и пожарным краном выполнялось гибкой проводкой (жесткий трос в трубке). Мотор вращал винт АВ-5Л-24 диаметром 3,6 м.

Горючее хранилось в двух баках — верхнем емкостью 440 л и нижнем на 290 л. Верхний бак располагался за дви­гателем перед кабиной пилота в верхней части корпуса, а нижний — под полом кабины впереди заднего лонжерона цен­троплана. Оба они соединялись между собой трубопроводом. Заборная трубка помещалась в нижнем бензобаке. На каждом баке устанавливался датчик бензиномера СБЭ-1080.

Питание мотора маслом осуществля­лось из двух баков емкостью по 47 л каж­дый, расположенных у блоков мотора.

Для охлаждения масла в специальном тоннеле устанавливался маслорадиатор.

Мотор АМ-42 охлаждался дистиллиро­ванной водой под давлением. Система водяного охлаждения включала расшири­тельный бачок, устанавливавшийся над редуктором, и трубчато-пластинчатый радиатор.

Температуры воды и масла регулиро­вались открытием бронезаслонок на выходе из воздушных тоннелей. Заслон­ки управлялись с помощью электроме­ханизмов УР-6 и УР-2 из кабины пилота.

Шасси самолета в полете убиралось пневматической системой. Основные стойки монтировались на концах цент­роплана. Стойка крепилась на стальном узле к переднему лонжерону. Амортиза­ция воздушно-масляная. Сзади к стойке присоединялся складывающийся под­кос, связанный с подъемником шасси. Колеса основных стоек — двухтормозные, с покрышками 800x260 мм. Тормо­за пневматические.

Шасси складывалось назад по поле­ту в межлонжеронное пространство цен­троплана с поворотом колес на 86°. В вы­пущенном положении шасси удержива­лось замком, поставленным в середине складывающегося подкоса, а в полет­ном — верхним замком, установленным на крыле.

Хвостовое колесо размером 400x150 мм убиралось в люк одновременно с основ­ными стойками. Оно закреплялось на стальной ферме, снабженной воздушно-масляным амортизатором.

Питание всех систем сжатым 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 с помо­щью концевых выключателей, установ­ленных на замках шасси, и сигнальных лампочек на доске приборов пилота; механическая — указателями на крыле (по типу Ил-2).

На случай отказа основной системы выпуска шасси на самолете имелась ава­рийная, состоящая из сварного рычага, установленного на верхнем узле склады­вающегося подкоса, тросовой проводки и лебедки, помещенной у правого борта кабины пилота. Аварийный выпуск хвос­тового колеса при этом не предусматри­вался.

Управление самолетом в целом было выполнено по образцу Ил-2. Проводка управления элеронами — смешанная (тросовая петля на участке бронекорпуса и жесткие тяги по крылу); рулями вы­соты— жесткая; рулем направления, триммерами руля высоты и стопором хвостового колеса — тросовая; тримме­ром руля направления — электрическая.

Кабины летчика и стрелка были свя­заны переговорным устройством СПУ-2ММ и трехцветной световой сигнализа­цией. Для связи и вождения самолета устанавливалась радиостанция РСИ-4 с дистанционным управлением и радиопо­лукомпас РПКО-10М.

Электрическая сеть выполнялась по однопроводной схеме. Для уменьшения помех радиоприему осуществили пол­ную металлизацию частей.

Для контроля за результатами бомбо­метания, а также для проведения маршрутной аэрофотосъемки в хвостовой ча­сти фюзеляжа устанавливался фотоап­парат АФА-ИМ.

Стрелково-пушечное вооружение самолета состояло из двух пушек ВЯ-23 калибра 23 мм с общим боезапасом 300 патронов и двух пулеметов ШКАС калиб­ра 7,82 мм (1500 патронов) в крыле и одного пулемета УБК (150 патронов) смонтированного в задней подвижной установке ВУ-8. Пушки устанавливались » консолях на двух съемных узлах ана­логично установке их на Ил-2. Узлы кре­пились к профилям крыла болтами. Пулеметы располагались между нервюра­ми № 1 и № 2 и присоединялись к профилям крыла в трех точках. Все воо­ружение в крыле находилось за преде­лами диска ометания винта.

Питание пулеметов осуществлялось коробок, расположенных рядом с ними. Патроны к пушкам подавались по жестким рукавам из специально обору­дованных под патронные ящики отсеков крыла. Питание пушек - односторонее, поэтому правый и левый рукава соединяющие ящики с пушками, по своей конфигурации были разными. Грани­чащая с пушечной установкой нервюра № 3 в средней части имела вырез по ширине ящика, окантованный дюралю­миниевыми профилями, на которых ус­танавливались кронштейны крепления жесткого рукава и направляющего роли­ка. Ящик имел две крышки, прикреплен­ные к крылу спереди на двух крючках и сзади на двух замках каждая. Профиль крышек выдерживался по верхнему кон­туру крыла.

Звенья и гильзы выбрасывались на­ружу. Гильзоотводы пушек закрывались :низу пружинными крышками, предохра­няющими пушки от грязи во время рулежки по аэродрому и уменьшающими 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 кнопки, помещенной на ручке управления самолетом и двух выключателей на электрощитке в кабине пилота. При стрельбе надо было предварительно включить тумблер пуле­метов или пушек, а затем вести стрель­бу, нажимая кнопку. При одновременной стрельбе из обоих видов оружия было необходимо включить оба тумблера

Огонь из пушек открывали пневмоэлектроспуском ПЭС-1, а из пулеметов электроспуском М-10. На пулеме­тах за крючок спуска дополнительно зак­реплялся трос с кольцом для ручного спуска пулемета. Этим тросом пользо­вались при зарядке пулемета на земле перезарядка пулеметов и пушек в крыле — электропневматическая Пуск воздуха в цилиндры перезарядки производился через электропневмоклапаны ЭК-1, управляемые четырьмя кнопками из кабины пилота. Кнопки размещались на общей колодке у переднего стекла фонаря пилота. Система перезарядки питалась воздухом от системы шасси и запуска мотора. Кнопка для включения клапанов размещалась слева над при­борной доской. Перезарядка турельного пулемета — пневматическая, с помощью цилиндра перезарядки, закрепленного слева от оружия на каркасе обтекателя. Такое решение объяснялось лишь тем, что усилие перезарядки было очень боль­шим — 120 кг при ходе 211 мм. Для при­целивание при стрельбе из пушек и пу­леметов служил коллиматорный прицел ПБП-16.

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. Последняя обеспечивала следующие углы обстрела задней полу­сферы: вверх — 50°, вниз— 18°, вправо от стрелка — 45° и влево — 55°. Прице­ливание— с помощью коллиматорного прицела К8-Т с электроподсветом.

Для учебных целей и для контроля боевого применения на лафете пулеме­та УБК справа, а также на консолях кры­ла предусматривалась установка кино-фотопулемета ПАУ-22. Управление им на ВУ-8 производилось кнопкой, поме­щенной на затыльнике лафета у рычага спуска. При нажатии на гашетку рычаг давил на кнопку и включал механизм съемки. Установка на консолях крыла срабатывала при стрельбе из пушек, поскольку подключалась в цепь электро­спуска.

На самолетах поздних серий предус­матривалась установка четырех балок (по две под каждой консолью) для реак­тивных снарядов трех типов — РС-132, РОФС-132 и РС-82. Кроме того, имелась возможность подвески химических при­боров УХАП-250 на наружных бомбодер­жателях. Реактивные снаряды и химприборы самолет нес в счет бомбовой на­грузки.

Осколочные и зажигательные бомбы калибром от 1 до 25 кг включительно и ампулы АЖ-2 загружались в два бомбоотсека (вместо четырех на Ил-2), обра­зованных стенками нервюр центропла­на по обе стороны от бронекорпуса, как в бункер. Бомбы укладывались непос­редственно на нижние створки люков горизонтально, вперед взрывателями, которые при этом не контрились. Проти­вотанковые кумулятивные ПТАБ-2,5-1,5 укладывали головной частью назад (это делалось для того, чтобы как можно дольше удержать контровочное приспо­собление на бомбе при выпадении ее из отсека) по длине отсека в три ряда. Меж­ду рядами крепились перегородки. Взры­ватели ПТАБ контрились.

Створки люков удерживались цепны­ми тягами, соединенными с замками Дер-21. При их открывании происходил сброс бомб. После сбрасывания створ­ки закрывались лебедкой при помощи штурвала.

В бомбоотсеки Ил-10 при нормальной нагрузке помещалось 144 ПТАБ-2,5-1,5 — 230 кг, или 136 АО-2,5сч — 400 кг, или 182 АО-2,5-2 —400 кг, или 56 АО-8М4 (коротких) — 400 кг, или 40 АО-10сч — 392 кг. В перегрузочном вариан­те самолет мог взять две ФАБ-250 — 500 кг, или 176 АО-2,5сч — 520 кг, или 200 АО-2,5-2 — 440 кг, или 80 АО-8М4 — 570 кг, или 80 АО-10-6,5бис —552 кг. Макси­мальная бомбовая нагрузка 600 кг дос­тигалась при подвеске двух ХАБ-250-200 и двух ХАБ-100. Химических ампул АЖ-2 (диаметр 125 мм, вес 1,5 кг) штурмовик мог взять 166 штук в обоих отсеках, что обеспечивало нагрузку 250 кг. Бом­бы весом 50 и 100 кг подвешивались внутри отсеков на замки Дер-21. Управ­ление замками — электрическое и меха­ническое, точно такое же, как и при за­грузке отсеков мелкими бомбами.

На наружные замки ДЗ-42, располо­женные на нервюрах центроплана, под­вешивались бомбы калибром от 100 до 250 кг. Предусматривалась подвеска бомб типов ФАБ-100, ФАБ-250, БРАБ-220, ХАБ-100 и химического прибора УХАП-250 на тросовых поясах под бом­бовыми отсеками. Бомбы от 50 до 250 кг поднимались лебедкой БЛ-4.

Управление бомбодержателями — электрическое, с механическим дубли­рованием, а ракетными орудиями (РО) и химическими приборами — только элек­трическое. Сбрасывались бомбы нажати­ем боевой кнопки, расположенной на руч­ке управления самолетом. Она включа­ла электробомбосбрасыватель ЭСБР-3П, установленный на правом борту кабины пилота, или временной механизм штур­мовика ВМШ-10, размещенный на правой стороне доски приборов. Последний по­зволял сбрасывать бомбы с горизонталь­ного полета и с низких высот в том слу­чае, когда цель закрывал капот мотора.

Снятие механизмов сбрасывания с предохранителя и дублирование элект­рического сбрасывания производилось с помощью аварийного сбрасывателя АСШ, находившегося справа от сиденья пилота. Управление прибором УХАП-250 было только электрическим, от кнопки второго сбрасывателя ЭСБР-3П, уста­новленного на правом борту кабины пи­лота впереди такого же ЭСБР-3П, кото­рый использовался для бомбометания. Углы установки РО в вертикальной и горизонтальной плоскостях к оптической оси прицела ПБП-16 выбирались исхо­дя из расчета стрельбы на дистанцию 800 м (2,5° для РО-132 и 2° для РО-82). Стрельба PC была возможна как по од­ному снаряду, так и залпом — по два и по четыре снаряда. При одиночной стрельбе сначала сходил снаряд с само­го крайнего орудия левой консоли, затем с симметричного ему РО правой, после этого с ближнего к фюзеляжу РО левой консоли и следом — с РО правой. При стрельбе по два снаряда сначала сходи­ли два крайних PC, затем два с внутрен­них РО и т.д.

Стрельбой из РО управляли от ЭСБР-3П, нажимая на боевую кнопку, установ­ленную на ручке управления самолетом. Подвеска четырех РС-82 увеличивала вес боевой нагрузки на 28 кг, а четырех РС-132 — на 92 кг.

ЭСБР-3П и ВМШ-10 имели электро­обогрев, для включения которого в ка­бине летчика на приборной доске имел­ся один общий тумблер.

На самолете устанавливалась сигна­лизация, связанная с работой ВМШ-10 и состоящая из двух ламп (красной и зеле­ной), расположенных у летчика над дос­кой приборов. Зеленая лампочка сигнали­зировала летчику о необходимости изме­нения угла планирования (точка маневра) при бомбометании с планирования, а крас­ная указывала на сброс (момент подачи тока на ЭСБР-3П). Кроме этого, на штур­мовике имелась сигнализация о наличии бомб на замках ДЕР-21 и ДЗ-42, а также об открытом положении створок бомболюков и выпадении мелких бомб.

В хвостовой части фюзеляжа устанав­ливалась кассета ДАГ-10 с 10 авиацион­ными гранатами АГ-2. Она представля­ла собой узкий прямоугольный ящик, внутри которого имелись два тоннеля для гранат, посередине — колонка с ку­лачковым валиком, вверху — электро­магнит с храповиком и детали сигнали­зации. Устанавливалась кассета в хвос­товой части фюзеляжа по правому борту и легко снималась. К профилям фюзе­ляжа она крепилась на трех кронштейнах. Обшивка фюзеляжа имела вырез по габаритам торца кассеты. Управление кассетой — электромагнитное. Для этой цели в кабинах пилота и стрелка уста­навливались небольшие щитки с тумб­лерами, кнопкой сбрасывания и сигналь­ной лампой.

Прицеливание при бомбометании осу­ществлялось с помощью прицельных ли­ний и штырей на капоте и перекрестий на переднем стекле фонаря, а при стрельбе реактивными снарядами — с помощью ПБП-16.

 

Летно-технические характеристики Ил-10 (по результатам испытаний в НИИ ВВС)

 

Размах крыла................................................................13,4 м

Длина самолета.............................................................11,2 м

Высота в линии полета................................................4,18 м

Площадь крыла...........................................................30,0 м2

Вес пустого...................................................................4680 кг

Полетный вес

нормальный..............................................................6335 кг

перегрузочный..........................................................6525 кг

Максимальная скорость у земли.............................507 км/ч

Максимальная скорость на высоте 2800 м............551 км/ч

Набор высоты

1000 м....................................................................... 1,6 мин

3000 м.......................................................................5,0 мин

Практический потолок.................................................7480 м

Дальность полета.........................................................800 км

Разбег..............................................................................475 м

Пробег.............................................................................460 м

Посадочная скорость................................................148 км/ч