Ил-28 - реактивный фронтовой бомбардировщик, цельнометаллический свободнонесущий моноплан. В экипаж входили три человека: летчик, штурман и стрелок-радист.
Фюзеляж - типа полумонокок, круглого сечения. Его каркас состоял из 47 штампованных шпангоутов, установленных на расстоянии 150 - 550 мм друг от друга, двух лонжеронов, проходящих по краям грузового отсека, и 38 стрингеров, изготовленных из прессованных профилей. Обшивка была выполнена из листов алюминиевого сплава Д16 толщиной от 1 до 2 мм.
Длина фюзеляжа - 17,65 м, высота с фонарем кабины летчика - 2,18 м. Максимальная ширина - 1,8 м, это сечение находилось на расстоянии около трети длины фюзеляжа от его носовой части.
Технологически он делился на переднюю часть (до 11-го шп.), среднюю (до 38-го шп.), хвостовую (до 42-го шп.) и кормовую части. На самолетах выпуска завода № 64 третья и четвертая секции представляли собой единое целое. Носовой отсек, где располагались кабины штурмана и летчика (до шп. 11а), и кормовая кабина стрелка герметизировались уплотнительными пленками между склепываемыми листами. Все вводы в кабины (трубопроводов, тросовых проводок и тяг) также имели уплотнения. Стенки кабин выполнялись с тепловой и звуковой изоляцией из материалов АТИМ-1 и АНЗМ.
В самом носу находилось рабочее место штурмана. В походном положении он сидел в катапультируемом кресле, а для работы с приборами и прицелом перемещался на откидное сиденье, расположенное впереди у правого борта. Остекление кабины асимметричное - справа оно больше, чем слева. Нижнее переднее окно - из триплекса, остальные из оргстекла, два слоя которого разделялись воздушным промежутком. Штурман попадал на свое место через верхний люк с откидывающейся влево крышкой. Этот люк был немного смещен вправо относительно оси самолета. При покидании штурманом машины крышка сбрасывалась.
В носовой части фюзеляжа также располагались отсек для уборки передней стойки шасси и две неподвижные пушки (снизу по правому и левому бортам) со своими патронными ящиками.. Кабина пилота занимала пространство от 6-го до 11-го шп. Она закрывалась фонарем, состоящим из неподвижного козырька и откидывающейся вправо по полету секции. Лобовое стекло козырька первоначально выполнялось из триплекса, склеенного из силикатных стекол, а боковые - из двух слоев плексигласа толщиной по 10 мм с просветом между ними. Позднее боковые стекла сделали однослойными, толщиной 18 мм. Остекление откидной части - цельное, из двух слоев плексигласа с зазором между ними. Для предотвращения запотевания стекол предусматривались шесть сили-кагелевых патронов, поглощавших влагу. Для этой же цели служила круглая форточка, открывающаяся внутрь кабины. На ранних сериях бомбардировщиков она находилась на откидной части фонаря, затем ее перенесли на левое боковое стекло козырька. При необходимости откидная секция фонаря могла сбрасываться.
Сразу за кабиной летчика располагались передние топливные баки и отсек с РЛС ПСБН-М, а за ними, под центропланом между 18-м и 29-м шп. - грузовой (бомбовый) отсек. Обтекатель антенны РЛС выполнялся из полистирола. Управление створками грузового отсека осуществлялось с помощью пневматических приводов. На случай отказа основной системы открытия была предусмотрена аварийная, с воздушным баллоном емкостью 4 л и рабочим давлением до 150 кг/см2.
В хвостовом отсеке размещались задние топливные баки.
В кормовой части фюзеляжа между 42-м и 47-м шп. находилась кабина стрелка-радиста, крепившаяся к хвостовому отсеку 36 болтами. В нижней части кабины между 42-м и 45-м шп. имелся входной люк, створка которого открывалась против потока набегающего воздуха и опускалась на угол 75°. Задние боковые и торцевое стекла кабины были изготовлены из прозрачной брони, передние - двойные, из оргстекла. Фюзеляж заканчивался кормовой пушечной установкой Ил-Кб.
Крыло - свободнонесущее, имело прямую переднюю кромку и было установлено под углом 3°, постоянным по всему размаху. Угол поперечного V центроплана - 0°, консолей - 1° 12' по линии хвостиков. Крыло набрано из тонких профилей СР-5С (П11-1) относительной толщиной 12%. По конструкции - двух-лонжеронное моноблочное. Его набор (включая полки лонжеронов) был выполнен из дюралюминиевых прессованных профилей.
Крыло делилось на центроплан и две консоли.
Центроплан имел продольный и поперечный набор и работающую обшивку. Он собирался из нижней панели с лонжеронами (не имеющими хордового разъема) и верхней с поясами нервюр (бал очками).
Консоли для удобства сборки делились по линии хорд на две панели. Лонжероны были разрезаны вдоль по размаху: верхняя и нижняя половины соединялись между собой болтами. Нервюры состояли из шести штампованных частей - верхние и нижние носки, межлонжеронные части и хвостовики. Все крыло обшивалось листами алюминиевого сплава толщиной от 2 до 4 мм.
В носке крыла была смонтирована тепловая антиобледенительная система. Щели (жабры) выхода теплого воздуха находились в законцовках.
На задней кромке крыла располагались закрылки и элероны. Закрылки общей площадью 7,45 м2 состояли из четырех секций (по две с каждой стороны). Две секции размещались между крылом и мотогондолами, а еще две - между гондолами и элеронами. На взлете закрылки отклонялись на 20°, а при посадке - на 50°; управление ими - гидравлическое. Элероны площадью 3,34 м2 отклонялись в диапазоне от +20° до-15°. Оперение - свободнонесущее, одно-килевое, стреловидное. Профиль дужек вертикального и горизонтального оперения - симметричный, модифицированный NACA-00, относительной толщиной 12% и 11% соответственно. Угол стреловидности киля по передней кромке - 43°, стабилизатора - 33°. Угол поперечного V горизонтального оперения - 7°.
Конструкция оперения аналогична крылу. Киль и стабилизатор имели технологический разъем по линии хорд, собираясь из двух отдельных панелей. К фюзеляжу они крепились на четырех болтах каждый. Рули поворота и высоты имели аэродинамическую осевую компенсацию и весовую балансировку. На их задних кромках размещеались триммеры. Углы отклонения руля поворота от +25° до -25°, руля высоты - от +32° до -13,5°.
Как и на крыле, для защиты хвостового оперения использовалась тепловая противообледенительная система. Ее камеры на киле и стабилизаторе имели внутреннюю и внешнюю обшивки с выходом воздуха через концевые жабры.
Для изготовления фюзеляжа, крыла и оперения в качестве основного материала использовались алюминиевые сплавы Д16Т, Д16А-ТМ, В95А-ТМ и АМЦ. Стыковочные узлы фюзеляжа с центропланом - из алюминиевого сплава АК-4, а оперения - из стали ЗОХГСА, каркасы фонарей и люков кабин - из магниевого сплава МЛ5-ТЧ.
Турбореактивные двигатели ВК-1 (ВК-1 А) размещались под крылом в удобообтекаемых гондолах, прикрепленных к консолям. Легкосъемный капот передней части гондолы обеспечивал хороший доступ к агрегатам двигателей. В обшивках передней части капота и кока выполнялись соответственно четыре и три эксплуатационных лючка. В коке и передней части капота имелись трубы обдува агрегатов двигателя и электрогенераторов, а непосредственно перед двигателями - предохранительные сетки, защищающие их от попадания посторонних предметов.
ВК-1 и ВК-1 А отличались применением центробежного компрессора. Статическая тяга у обоих типов - 2700 кг. Двигатель крепился к гондоле с помощью трех кронштейнов из труб, запускался электростартером СТ-2-48. При питании от бортовой сети можно было сделать не более трех попыток запустить ТРД. За двигателем устанавливалась удлинительная труба, обдуваемая воздухом. Управление дроссельными кранами (газом) и остановом двигателей - тросовое. Все управление двигательной установкой, а также контрольные приборы находились в кабине летчика. Пять топливных баков общей емкостью 7908 л располагались внутри фюзеляжа и разделялись на переднюю и заднюю группы. Все баки - мягкие, многослойные, протестированные, размещались в металлических контейнерах. Для защиты от воспламенения паров топлива при поражении зажигательными снарядами внутрь баков подавался углекислый газ из баллона емкостью 8 л, стоявшего у левого борта между 23-м и 24-м шп. Полость контейнера также заполнялась углекислым газом.
Для взлета самолета с ограниченных площадок предусматривалось использование пороховых стартовых ускорителей ПСР-1500-15 (масса в снаряженном виде - 241-246 кг), устанавливаемых симметрично относительно его продольной оси. Ускорители подвешивались под углом 16° к плоскости симметрии самолета так, чтобы векторы тяги проходили вблизи центра тяжести машины. Запал ускорителей задействовался кнопкой на штурвале летчика. После использования ускорители сбрасывались нажатием кнопки, расположенной на левом борту пилотской кабины. Она включала пиропатрон в замке ДЗ-40. И сами ускорители, и узлы их крепления - одноразовые.
Шасси - трехопорное, с воздушно-масляными амортизаторами, заполняющимися спиртоглицериновой смесью Ил-660. Передняя опора со спаренными колесами размером 600x155 мм убиралась назад по потоку в фюзеляжный отсек, расположенный между 5-м и 12-м шп. Главные опоры с тормозными колесами размером 1150x355 мм находились под крылом по оси двигателей и убирались вперед (по полету) в гондолы ТРД, разворачиваясь при этом на 90°. В полетном положении колеса лежали плашмя. Колея шасси - 7,4 м.
Система управления уборкой и выпуском шасси - воздушная, а тормозами - гидравлическая. В последнюю заливалось около 45 л жидкости МВП, подававшейся гидронасосом, установленным на левом двигателе. Источниками сжатого воздуха служили компрессоры, размещенные на двигателях, и баллоны высокого давления.
Выпуск шасси дублировался независимой системой от отдельного баллона. Передняя стойка в аварийной ситуации выпускалась с помощью пружинного цилиндра. Для аварийного торможения и выпуска закрылков предусмотрена воздушная система. Краны и приборы управления шасси, закрылками и тормозами помещены на левом пульте в кабине летчика.
Управление самолетом - смешанное. К элеронам по крылу были проложены жесткие тяги. Рули высоты и поворота соединялись тягами с промежуточными хвостовыми качалками, на остальных участках проводки - управление тросовое. Триммеры руля высоты имели тросовую проводку и передаточные шестеренчатые механизмы. Управление триммерами руля поворота и элеронов - с помощью электропривода. На земле рули стопорились. В схему управления рулями и элеронами были включены рулевые машинки автопилота АП-5.
Питание электрооборудования бомбардировщика осуществлялось двумя генераторами ГСР-9000, установленными на обоих двигателях, и двумя аккумуляторами 12-А-ЗО, находившимися в хвостовой части фюзеляжа.
Ил-28 имел антиобледенительную систему теплового типа. Теплым воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей, обогревались передние кромки крыла и оперения. Управление системой - автоматизированное.
Бомбардировщик оснащался противопожарным оборудованием, включавшим комплект датчиков и устройства для разбрызгивания жидкой углекислоты в мотогондолах. При загорании красной лампочки на приборной доске летчик был обязан заглушить двигатель и нажать одну из кнопок тушения. Пиропатрон разрывал мембрану, и из распылительного кольца в плоскости турбины ТРД начинала бить углекислота. Последняя содержалась в двух баллонах емкостью по 8 л, установленных в бомбоотсеке.
На самолете имелись командная РСИУ-5 (впоследствии - РСИУ-3 или РСИУ-ЗМ) и связная РСБ-5 радиостанции, автоматический радиокомпас АРК-5, радиовысотомеры РВ-2 малых и РВ-10 больших высот, панорамный радиолокатор ПСБН-М (на некоторых машинах устанавливались станции "Курс" и "Рым-С"), устройство слепой посадки "Материк", ответчик СРО "Барий", а также переговорное устройство СПУ-5, рассчитанное на трех абонентов.
Аэронавигационное оборудование обеспечивало самолетовождение в сложных метеоусловиях и ночью. В его состав входили авиагоризонт АГК-47Б, гирополукомпас ГПК-46, дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-3, компас КИ-11, навигационный визир АБ-52, указатели скорости КУС-1200 и числа "М" МА-0,095, высотомер ВД-17, указатель поворота УП-2, часы АВР-М, АЧХО и другие приборы. Автопилот АП-5 существенно облегчал работу летчика в горизонтальном полете и действия штурмана при бомбометании.
Для маршрутной съемки и контроля бомбометания самолет укомплектовывался аэрофотоаппаратами. АФА-33/75 для плановой съемки устанавливался в передней части бомбоотсека, а АФА-БА для перспективной фотосъемки размещался у левого борта в хвостовой части фюзеляжа.
в задней кабине - на смотровые стекла (это предохраняло их от запотевания), а также под ноги стрелку-радисту. Углекислота и влага, выделяемые при дыхании, удалялись, количество кислорода в воздухе регулировалось. Зимой холодный воздух, прежде чем попасть в кабины, подогревался в теплообменниках горячим продувочным воздухом, поступавшим из кольцевых подогревателей, смонтированных на трубах двигателей.
С конца 1950 г. появилась необходимая при полетах в летнее время на малых высотах система дополнительного продува кабин от специальных воздухозаборных устройств, расположенных на правой нижней стороне передней кабины и на левой верхней части кабины стрелка-радиста. На самолетах, выпущенных в 1954 г., была введена система обогрева кабин на земле, которая отбирала горячий воздух от компрессора правого двигателя с момента его запуска.
У всех членов экипажа имелись кислородные приборы КП-14 и маски. Запас кислорода хранился в 12 шаровых баллонах емкостью по 2 л каждый, размещенных в хвостовой части фюзеляжа. Для зарядки баллоны не снимались, а заполнялись через штуцер, расположенный на борту у 38-го шп. Маски надевались по сигналу от приборов ВС-46, контролировавших состояние воздуха в кабинах.
Экипаж располагался в гермокабинах вентиляционного типа. Для обеспечения необходимых условий на высотах более 2000 м кабины снабжались комплектом высотного оборудования, автоматически поддерживавшего в нужных пределах избыточное давление воздуха и его температуру. Экипажу надлежало лишь периодически контролировать по приборам правильную работу всех агрегатов. Только в крайних случаях летчик мог вмешаться и по желанию изменить давление в кабине или прекратить подачу воздуха. Закон изменения давления воздуха принимался общим для передней и задней кабин: до высоты 2000 м давление в кабинах падало так же, как за бортом. Начиная с этой высоты, система автоматически переходила на наддув кабин воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей, поскольку скоростной напор уже становился недостаточным для обеспечения нормальной жизнедеятельности экипажа. Далее давление в кабинах превышало забортное и с дальнейшим подъемом самолета медленно опускалось. Так, на высоте 12 000 м оно соответствовало атмосферному на 4250 м. Как только самолет начинал разбег, атмосферный воздух под действием скоростного напора поступал в заборники, расположенные на мотогондолах, и по трубопроводам через теплообменник подавался в кабины. В передней кабине воздушный поток направлялся на смотровые стекла фонаря летчика, прицельное стекло штурмана и бортовой визир.
Стрелковое вооружение Ил-28 включало две установки: переднюю и кормовую. В каждой размещалась пара пушек НР-23 калибра 23 мм. Это орудие с двухсторонним ленточным питанием обладало темпом стрельбы 800 - 950 выстр./мин при начальной скорости снаряда 680 м/с. Масса пушки - 39 кг.
Передние пушки монтировались в отсеках по бортам в носовой части фюзеляжа. Боекомплект - 100 патронов на ствол. Патронные ящики находились вне гермокабины и могли выниматься через специальные люки. Управление огнем - электрическое, от кнопки на штурвале летчика. Стреляные гильзы и звенья собирались в специальные отсеки. Перезарядка - электропневматическая, с помощью автомата АП-5. Коллиматорный прицел ПКИ-1 устанавливался на фонаре летчика с правой стороны перед лобовым стеклом козырька. Контроль результатов стрельбы осуществляется фотокинопулеметом С-13, укрепленным на кронштейне на каркасе фонаря штурмана с левой стороны.
На Ил-28 последовательно устанавливались три типа подвижных кормовых установок. Самой первой из них была Ил-Кб образца 1948 г. Боезапас - 450 патронов (по 225 на ствол). Управление поворотом оружия установки осуществлялось стрелком с помощью следящей потенциометрической системы, связанной с гидравлическим приводом. В горизонтальной плоскости Ил-Кб разворачивалась на углы 70° влево и вправо, а в вертикальной - вверх на 60° и вниз - на 40 . Масса установки (без боезапаса) - 340 кг. Стрелок использовал прицел АСП-ЗП. Управление огнем - электрическое, перезарядка пушек - электропневматическая, с помощью автомата АП-5. Звенья и гильзы после стрельбы собирались в бункер. Предусматривалась установка фотопулемета С-13.
На самолетах выпуска с 1951 г. монтировалась усовершенствованная Ил-КбМ (она же Ил-К6-51, образца 1951 г.) массой 375 кг. Она потребляла меньшую электрическую мощность, чем предыдущая, и обеспечивала большую точность прицеливания. Установка Ил-К6-53 (образца 1953 г.) отличалась от Ил-К6-51, в частности, усиленными крышками и обоймами патронного ящика и новым агрегатом гидравлического привода. Вместо агрегата качающихся помп АКП-4 устанавливали АКП-5. Кроме этого, на Ил-К6-51 устанавливался фотопулемет С-13, а на Ил-К6-53 - ФКП-2-2. Новая установка стала легче (346 кг), имела больший ресурс и экономичнее потребляла электроэнергию.
Бомбардировочное вооружение самолета предусматривало внутреннюю подвеску бомб различного калибра вплоть до ФАБ-3000. В грузовом отсеке размещались, например, 12 фугасных авиабомб ФАБ-100, или восемь ФАБ 250, или от двух до четырех ФАБ-500 всех моделей (от М-32 до М-62), или по одной ФАБ-1500 и ФАБ-3000 моделей 1946, 1954 и 1962 г. При этом боеприпасы до 1000 кг подвешивались на кассетных держателях КД-3 по бортам бомбоотсека, а более крупные - на балочном БД-4, установленном по оси самолета. Подвеска на КД-3 производилась с помощью замков ДерЗ-48Б, а на держатель БД-4 - Дер4-47Б. На самолетах, выпущенных до середины 1954 г., сброс бомб осуществлялся от электросбрасывателей ЭСБР-45 (основного) или КВСБ-48 (аварийного), на более поздних машинах -- ЭСБР-49М и КВСБ-48А, путем нажатия соответствующей кнопки. Подъем бомб и выгрузка их из самолета производились с помощью лебедок БЛ-47, устанавливаемых на бортах фюзеляжа между 33-м и 34-м шп. Кроме панорамного радиолокатора ПСБН-М, для бомбометания использовались оптические прицелы ОПБ-6СР или ОПБ-5С(СН). Последний ставился, если на самолете отсутствовал ПСБН-М. Порядок работы с ними был совершенно одинаков, за исключением того, что, применяя ОПБ-6СР, при бомбометании вне визуальной видимости вместо поля зрения оптической трубки штурман пользовался экраном электронно-лучевой трубки радиолокатора.
На Ил-28 была предусмотрена бронезащита для всех членов экипажа. От крупнокалиберных пуль и осколков снарядов летчика и штурмана предохраняли 10-мм бронеспинки и бронечашки кресел. Кабина штурмана прикрывалась с наиболее вероятных направлений обстрела также алюминиевыми листами толщиной от 10 до 32 мм, а нижняя часть перегородки за его креслом - стальная, толщиной 10 мм. Лобовые стекла фонарей летчика и штурмана выполнялись из триплекса толщиной от 13 до 15 мм. За местом пилота стояла перегородка из 10-мм стальной брони.
Кабина стрелка имела надежное прикрытие: с боков - стальные экраны, плита из алюминиевого сплава - снизу и прозрачная броня толщиной от 68 до 106 мм - в остеклении.
На Ил-28 летчик и штурман в аварийной ситуации могли катапультироваться. Перед срабатыванием катапульт сбрасывались фонарь кабины летчика и входной люк кабины штурмана. Обоих выбрасывало вверх-назад, так что они пролетали над оперением самолета. Катапультируемое сиденье состояло из сварного хромансилевого каркаса с чашкой сиденья для парашюта, подголовника, дюралюминиевой спинки с мягкой подушкой, днища с подножками и стреляющего механизма. Ручка для выстрела располагалась на правом поручне сиденья. Кресла летчика отличались углом наклона спинки и длиной направляющего механизма. Стрелок-радист покидал самолет традиционным способом, прикрываемый от набегающего потока, как козырьком, входным люком. При этом он должен был выполнить целую процедуру. Следовало откинуть сиденье, повернуть ручку РД-4 в направлении "Открыто", затем откинуть предохранительный колпачок и повернуть рукоятку крана аварийного открытия люка в направлении "Аварийно". Пневмосистема распахивала люк. После этого стрелок мог выпрыгнуть. В аварийной ситуации летчик (командир экипажа) отдавал команду покинуть самолет штурману и стрелку-радисту одновременно, а сам покидал самолет только после катапультирования штурмана.
