Первый советский реактивный бомбардировщик
История и описание (26653 символов, короче очень много букв, приятного прочтения...)
18 февраля 1944 г. Государственный комитет обороны, «…придавая исключительно важное значение делу создания реактивной авиации в СССР…», принимает важное решение об организации Научно-исследовательского института реактивной авиации в системе НКАП, считая основной задачей института создание реактивных двигателей. Этим же постановлением разработка реактивных боевых самолетов была признана первоочередной задачей советской авиационной промышленности, и к ее решению привлекли коллективы опытно-конструкторских бюро, возглавляемые А.С.Яковлевым, С.А.Ла-вочкиным, А.И.Микояном, П.О.Сухим.
В короткие сроки в Советском Союзе были развернуты работы по теоретическим, экспериментальным и опытно-конструкторским исследованиям различных направлений развития авиационных реактивных двигателей. Проектировались и строились жидкостные, прямоточные и пульсирующие двигатели, создавалась комбинированная (мотокомпрессорная) силовая установка. Все эти типы двигателей должны были пройти летные испытания на серийных или специально спроектированных опытных самолетах. Велась также разработка турбореактивного двигателя. Практически все работы по авиационным реактивным силовым установкам, проводившиеся в тот период, базировались на научно-техническом заделе, созданном еще в предвоенные и, частично, в военные годы.
Одновременно обобщались результаты теоретических и экспериментальных исследований по изучению особенностей полета на больших скоростях, проводившихся в период с 1939 по 1943 гг. Разрабатывались конкретные рекомендации конструкторам по аэродинамической компоновке новых скоростных самолетов с реактивными двигателями, которые основывались на продувках моделей в аэродинамической трубе больших скоростей Т-106, введенной в эксплуатацию в 1943 г.
Результаты этих работ не замедлили сказаться. Уже через год после принятия постановления ГКО на летные испытания вышли экспериментальные самолеты со смешанными силовыми установками (Ла-7Р, Як-ЗРД, И-250, Су-5), завершилось проектирование опытных самолетов с жидкостными реактивными двигателями (И-270, «4302»), начались работы по легким и тяжелым пушечным истребителям с трофейными турбореактивными двигателями, захваченными в побежденной Германии.
В марте 1945 г. прошел наземные испытания первый советский турбореактивный двигатель С-18 с тягой 1030 кгс, созданный под руководством А.М.Люльки. С-18 являлся экспериментальным стендом, на котором проводились исследования по выявлению и решению основных вопросов, связанных с расчетом, конструированием и доводкой турбореактивного двигателя. Опыт, полученный при разработке и испытаниях С-18, был использован в проекте значительно более мощного турбореактивного двигателя ТР-1 с осевым компрессором и расчетной взлетной тягой 1500 кгс, что значительно превышало характеристики трофейных немецких двигателей BMW 003 и Jumo 004, развивавших тягу 800-900 кгс.
В 1946 г. на вооружение советских ВВС поступили первые реактивные истребители. Быстрое переоснащение советской и зарубежной истребительной авиации на реактивные самолеты определило необходимость внедрения турбореактивных двигателей также и в бомбардировочную авиацию, оснащению ими в первую очередь фронтовых самолетов-бомбардировщиков.
Однако создание полноценного реактивного фронтового бомбардировщика, способного заменить устаревавшие самолеты с поршневыми двигателями, усложнялось большим удельным расходом топлива у первых ТРД, почти в пять раз превышавшим удельный расход топлива поршневых двигателей. Существенное увеличение запаса топлива, его веса и объема требовало проведения расчетных и экспериментальных исследований по выявлению основных геометрических и весовых параметров, созданию схемы и компоновки реактивного бомбардировщика, которые обеспечили бы ему достаточную грузоподъемность при заданных скорости и дальности полета, позволили бы установить мощное оборонительное вооружение и оборудование, с помощью которого самолет мог бы успешно выполнять боевые задачи днем и ночью в условиях противодействия наземных средств противовоздушной обороны и истребителей противника. С целью решения принципиальных вопросов создания многодвигательного реактивного самолета 12 февраля 1946 г. постановлением Совета Министров СССР конструкторским коллективам, возглавлявшимся С.В.Ильюшиным и П.О.Сухим, было дано задание на постройку экспериментальных бомбардировщиков с четырьмя турбореактивными двигателями TP-1.
К началу работ по реактивному самолету, получившему обозначение Ил-22, специалисты ОКБ С.В.Ильюшина имели достаточно полную информацию о первых реактивных самолетах Германии. В зарубежных журналах публиковались сведения о работах над тяжелыми реактивными машинами в США и Великобритании. Но это была лишь информация к размышлению, собственного опыта проектирования, постройки и эксплуатации таких самолетов в СССР не было. Этот опыт и предполагалось получить при создании Ил-22. К разработке эскизного проекта нового самолета были привлечены наиболее опытные конструкторы ОКБ, которые работали под непосредственным руководством С.В.Ильюшина. В январе 1947 г. эскизный проект первого в практике ОКБ реактивного самолета был направлен в Министерство авиационной промышленности, и 31 января 1947 г. экспертная комиссия МАП его одобрила.
Проектирование, разработка рабочих чертежей и постройка самолета Ил-22, несмотря на новизну и сложность задачи, были проведены быстро. Через год после начала работ на заводские летные испытания вышел первый в Советском Союзе четырехдвигательный реактивный бомбардировщик, имевший ряд ранее не встречавшихся в практике отечественного и мирового самолетостроения технических решений.
В соответствии с заданием, самолет Ил-22 с нормальным бомбовым грузом 2000 кг должен был иметь дальность полета 1250 км при крейсерской скорости полета 750 км/ч. В варианте с максимальным полетным весом дальность увеличивалась до 2000 км. Максимальная скорость самолета была установлена равной 800 км/ч на высоте 9000 м, а предельное число М=0,75.
Заданная скорость полета в принципе позволяла выполнить Ил-22 по хорошо изученной схеме свободнонесущего среднепланаб прямым крылом и оперением. Одновременно принимались меры по ослаблению влияния на самолет таких характерных для больших дозвуковых скоростей неблагоприятных явлений, связанных с проявлением сжимаемости воздуха и возникновением волнового сопротивления, как резкий рост лобового сопротивления самолета, изменение несущих свойств крыла, характеристик продольной статической устойчивости. При этом использовался опыт, полученный при создании первых отечественных реактивных истребителей.
Для Ил-22 было спроектировано сравнительно тонкое, с относительной толщиной 12%, прямое крыло с удельной нагрузкой на площадь 310-350 кг/м2. Поверхность крыла образовывалась симметричными скоростными профилями с максимальной толщиной, расположенной примерно на 40% хорды. В корневой части крыла стоял малонесущий профиль ЦАГИ 1А-10, а в концевой части - высоконесущий профиль ЦАГИ 1В-10. Ослабляя неблагоприятные явления, связанные с появлением волнового кризиса, такая аэродинамическая компоновка крыла способствовала также улучшению поперечной устойчивости самолета в полете на больших углах атаки из-за отсутствия концевых срывов.
Во время летных испытаний первых советских реактивных истребителей выявилась склонность некоторых самолетов к «валежке». Из-за малейших производственных отклонений от теоретического контура профиля крыла происходило самопроизвольное затягивание самолета в крен в полете на больших высотах и с большими числами М. На несколько меньших скоростях такие отклонения практически не оказывали влияния на пилотажные характеристики. В связи с этим при проектировании крыла Ил-22 большое внимание было уделено обеспечению точного производственного выполнения теоретического контура профиля, но без резкого повышения трудоемкости сборочных работ. По предложению С.В.Ильюшина, был впервые разработан новый метод изготовления крыла, стабилизатора, киля и, частично, фюзеляжа, при котором за технологическую базу при сборке принималась зафиксированная по теоретическому контуру обшивка агрегата, а не его каркас, как это практиковалось ранее. Это стало возможным благодаря введению в конструкцию крыла и оперения технологического разъема в плоскости линии хорд. Аналогичный технологический разъем в плоскости оси симметрии самолета был в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Это не только обеспечивало точное соответствие поверхностей агрегатов заданным теоретическим обводам, но и при минимальных весовых потерях значительно упрощало их изготовление, расширяло фронт сборочных работ, повышало производительность труда сборщиков и позволяло в кратчайшие сроки завершить постройку опытного самолета.
Особенности полета на больших скоростях определили схему и аэродинамическую компоновку оперения Ил-22. Параметры оперения, выбранные из условия достижения требуемых характеристик устойчивости и управляемости самолета на различных режимах полета, должны были обеспечить возникновение волнового кризиса на оперении при больших значениях числа М, чем на крыле. В связи с этим в горизонтальном и вертикальном оперении самолета применялись более тонкие по сравнению с крылом скоростные симметричные профили с относительной толщиной 9-10%. Горизонтальное оперение было вынесено из скошенного крылом воздушного потока и установлено на киле. Такая аэродинамическая компоновка обеспечивала надежную работу оперения и вывод самолета в нормальной режим полета при попадании в область нарушения характеристик устойчивости и управляемости из-за сжимаемости воздуха.
При проектировании Ил-22 не менее сложным, чем разработка аэродинамической компоновки крыла и оперения, оказалось решение взаимосвязанных вопросов размещения двигателей, выбора параметров фюзеляжа и схемы шасси.
На немногих построенных в то время многодвигательных реактивных самолетах двигатели размещались порой самым неожиданным образом. Их устанавливали на крыле или по одному двигателю в прижатых к нижней поверхности крыла гондолах, или в гондолах в виде горизонтального «пакета», когда два или три двигателя расположены рядом в одной гондоле, также прижатой к крылу. Пакетная компоновка двигателей под крылом несколько уменьшала лобовое сопротивление и сопротивление интерференции. В связи с этим она получила довольно широкое распространение в 1945-1947 гг. на многих зарубежных самолетах, например на немецких реактивных бомбардировщиках Юнкере Ju-287 V-3, Арадо Ar-234 В-2 (1945 г.), а также на американских самолетах Норт Америкен В-45 «Торнадо», Конвер В-46, Мартин В-48, выпущенных на летные испытания в 1947 г. одновременно с Ил-22. По такой же схеме, но не с горизонтальным, а с вертикальным размещением пакета двигателей, проектировались отечественные многодвигательные бомбардировщики - ДСБ-17 (ОКБ В.М.Мясищева) и Су-10 (ОКБ П.О.Сухого). Однако пакетная компоновка имела и недостатки. Малая надежность ТРД того времени повышала вероятность выхода из строя сразу нескольких двигателей самолета. Опыт эксплуатации показывал, что при разрушении или пожаре одного из двигателей пакета из строя выходили и установленные рядом двигатели.
После сравнительной оценки разных вариантов, в том числе и пакетного размещения двух двигателей в одной гондоле, для самолета Ил-22 выбрали оригинальную, до этого не встречавшуюся в практике мирового самолетостроения схему установки четырех реактивных двигателей на коротких крыльевых пилонах в изолированных гондолах, разнесенных по размаху крыла и вынесенных далеко вперед относительно его передней кромки. Двигатели крепились только к пилонам, передававшим нагрузки от них на конструкцию крыла.
Пилонная подвеска двигателей под крылом скоростного самолета оказалась аэродинамически более эффективной, чем пакетная. Кроме того, обеспечивался более удобный подход к двигателю при его наземном обслуживании, возможность быстрой замены выработавших свой ресурс двигателей или установки новых, более совершенных ТРД без сложной переделки конструкции крыла. Последнее было особенно важно для экспериментального Ил-22, одной из целей создания которого являлись отработка и совершенствование на нем первых отечественных турбореактивных двигателей. Достоинства пилонной схемы крепления ТРД под крылом со временем стали общепризнанными, и эту схему начали широко применять на многих зарубежных и отечественных самолетах.
Малые размеры гондол двигателей ТР-1 с осевым компрессором не позволяли разместить в них довольно большие колеса основных опор самолета, размеры которых выбирали из условия базирования самолета на грунтовых аэродромах. Было решено установить основные опоры на фюзеляже, а для увеличения колеи шасси, улучшения устойчивости и маневренности самолета при движении по земле придать поперечному сечению фюзеляжа форму, близкую к форме горизонтального овала. Ось вращения стоек шасси выполнялась наклонной, благодаря этому в выпущенном положении шасси имело максимально возможную ширину колеи. Убираясь вперед по полету, колеса основных опор сближались между собой и полностью размещались в верхней части фюзеляжа перед бомбоотсеком. Сзади имелось небольшое не-убирающееся колесо, защищавшее от повреждения хвостовую часть фюзеляжа в случае ее касания поверхности взлетно-посадочной полосы на взлете и посадке.
Выбранная форма поперечного сечения фюзеляжа способствовала довольно простому решению ряда других компоновочных задач. В частности, большая ширина фюзеляжа обеспечила свободное размещение экипажа из пяти человек. Рабочие места двух рядом сидящих пилотов, штурмана-бомбардира и стрелка-радиста находились в носовой части фюзеляжа, выполненной по типу самолета Боинг В-29, а стрелка кормовой пушечной установки - за хвостовым оперением. Обе кабины были негерметичными и не имели катапультируемых кресел. Аварийное покидание самолета экипажем обеспечивалось через открывавшиеся наружу двери на обоих бортах носовой части фюзеляжа, а кормовой стрелок прыгал через нижний люк своей кабины. Минимальное сопротивление фюзеляжа самолета обусловливалось его формой, не имевшей обычного выступавшего в поток фонаря кабины пилотов, с блистером и башней пушечной установки небольших размеров.
Еще одной особенностью самолета Ил-22 являлось его оборонительное вооружение. Скорость полета Ил-22 значительно увеличилась по сравнению с бомбардировщиками Великой Отечественной войны, и для перемещения подвижного оборонительного оружия реактивного бомбардировщика на этих скоростях требовалось прикладывать усилия, выходящие за пределы физических возможностей человека. В связи с этим в конструкции оборонительных подвижных пушечных установок были установлены механические устройства, обеспечивающие перемещение оружия вслед за движением прицела в кабине стрелка
Схема оборонительного вооружения Ил-22 разрабатывалась как с позиций оценки обеспечения защиты самолета от атак воздушного противника, так и для оценки эффективности различных по конструкции (электрической и гидравлической) систем дистанционного управления оружием.
Для обстрела передней полусферы предназначалась неподвижная пушка НС-23, установленная на правом борту носовой части фюзеляжа. Огонь из нее вел командир самолета через кольцевой прицел, установленный в кабине пилотов. Две спаренные пушки Б-20Э с общим боезапасом 800 снарядов в верхней подвижной башенной установке обеспечивали круговой обстрел верхней полусферы, а их наводка на цель осуществлялась дистанционно стрелком-радистом, размещавшимся в передней кабине. Вращение башенной установки и вертикальная наводка пушек на цель осуществлялись с помощью электродвигателей. Движение башни с оружием было строго синхронизировано с движением прицела в кабине стрелка, а схема управления пушечным огнем имела специальные микровыключатели, которые размыкали цепь управления огнем при наводке пушек на части своего самолета. Поправки на упреждение, параллакс, баллистические данные вводились в прицел автоматически, и при отражении атаки воздушного противника стрелок-радист самолета должен был только следить центральным перекрестием прицела своей прицельной станции за движением цели и в нужный момент открывать огонь.
При дистанционном управлении стал возможным выбор такого оптимального расположения стрелка и оружия, при котором стрелок имел бы наилучший обзор, а оружие - максимальные углы обстрела. Размещение стрелка вне турельной установки позволило существенно уменьшить габариты колпака (экрана) турели и снизить общее сопротивление самолета. Кроме того, дистанционное управление оборонительным оружием значительно повысило точность стрельбы по воздушной цели вследствие более жесткого крепления пушек, отсутствия дрожания прицела при стрельбе и возможности более плавного его перемещения вслед за целью, а также меньшей утомляемости стрелка при ведении огня. Вместе с тем, при дистанционном управлении стрелок воздействовал на оружие через достаточно сложную систему, которая частично искажала передаваемые ею сигналы и поэтому сама по себе являлась источником ошибки. Эта ошибка могла быть оценена и соответственно учтена, но, естественно, она была тем меньше, чем проще схема дистанционной системы управления.
Этому требованию наиболее полно отвечала кормовая пушечная установка с размещением оружия и стрелка в самом конце фюзеляжа, за хвостовым оперением самолета. В этом случае сфера обстрела не затеняется частями собственного самолета, а сама система получается достаточно простой и надежной. Придавая большое значение созданию высокоэффективной оборонительной кормовой установки, С.В.Ильюшин принял решение вести ее разработку непосредственно в ОКБ, а не в специализированных конструкторских организациях, как обычно делалось.
Первоначально для улучшения обтекания хвостовой части фюзеляжа кормовая оборонительная установка Ил-22 разрабатывалась с лежачим положением стрелка, но из-за ограниченных углов обзора, особенно вверх и в стороны, от этого варианта быстро отказались. Была спроектирована кабина, в которой стрелок располагался сидя и имел хороший обзор всей задней полусферы. Эта схема размещения стрелка и оружия сохранилась в последующем на всех реактивных самолетах-бомбардировщиках ОКБ С.В.Ильюшина.
На опытном самолете Ил-22 поставили кормовую оборонительную установку Ил-КУ-3 с пушкой НС-23 и боезапасом 225 снарядов, которая имела углы обстрела по 70" вправо и влево, 35° вверх и 30“ вниз. Управление было дистанционное, с помощью гидропомпы с двигателем мощностью 1,7 кВт и двух гидроагрегатов. Один гидроагрегат обеспечивал горизонтальное, а другой -вертикальное перемещение оружия. Управляя работой гидроагрегатов, стрелок быстро наводил оружие на воздушную цель. Для удобства прицеливания сиденье стрелка могло подниматься и опускаться с помощью специального электродвигателя.
Нормальная бомбовая нагрузка самолета равнялась 2000 кг, перегрузочная — 3000 кг. Размеры бомбоотсека позволяли подвешивать в нем бомбы ФАБ-1500 и ФАБ-3000, однако из-за малого расстояния между поверхностью аэродрома и бомбоотсеком при загрузке таких авиабомб приходилось специальными домкратами приподнимать самолет, чтобы обеспечить свободный проход тележки с бомбой к бомбоотсеку.
Разработка чертежей и постройка Ил-22 шли быстрыми темпами, и в конце июня 1947 г. самолет перевезли из Москвы в ЛИИ, где и проводились его заводские испытания. Ведущим инженером по испытаниям был Я.А.Кутепов. В состав экипажа опытной машины входили летчики-испытатели В.К.Коккинаки и К.К.Кокки-наки, инженер-испытатель А.П.Виноградов (он же штурман-испытатель), бортмеханики И.Б.Кюсс и М.Г.Кирсанов.
24 июля 1947 г. состоялся первый полет Ил-22. Он продолжался 19 минут и завершился весьма неприятным инцидентом - на пробеге лопнули покрышки колес: их резина оказалась непригодной для восприятия нагрузок при посадках тяжелых реактивных машин. В результате были поломаны стойки основных опор шасси и самолет сел на фюзеляж. Но самое неприятное было то, что через 15 дней должен был состояться традиционный воздушный парад, посвященный Дню воздушного флота, на нем должен был присутствовать Сталин, который, естественно, знал всех его участников. Неминуемо мог возникнуть вопрос - а где Ил-22?
На опытном производстве ОКБ приняли все меры, чтобы восстановить самолет к параду. Каждый исполнитель имел почасовой график изготовления деталей взамен поврежденных. За выполнение задания в срок он получал очень высокую по тем временам премию. Заместитель Главного конструктора В.Н.Бугайский три раза в день лично обходил все рабочие места, выяснял проблемы и принимал меры по их устранению. Последствия аварии были устранены, и 1 августа 1947 г. самолет выполнил второй испытательный полет. В четвертом полете, состоявшимся 3 августа 1947 г., самолет Ил-22 был продемонстрирован на воздушном параде в Тушино, на котором он прошел во главе колонны первых советских реактивных самолетов.
Рассчитанный на установку двигателей TP-1 с взлетной тягой по 1500-1600 кгс, самолет должен был иметь нормальный взлетный вес 24000 кг. Однако установленные на самолете ТР-1 развивали значительно меньшую взлетную тягу, равную 1300 кгс, и в связи с этим заводские испытания Ил-22 проводились с пониженным взлетным весом - не более 20000 кг. Велик оказался и расход топлива двигателями ТР-1: 1,27-1,35 кг топлива на килограмм тяги в час. Недостаточная тяговооружен-ность Ил-22 и высокий удельный расход топлива отразились на летно-технических характеристиках. Самолет имел продолжительный по времени разбег, относительно небольшую дальность полета (865 км) и максимальную скорость 718 км/ч на высоте 7000 м. Эти летные данные соответствовали расчетным характеристикам Ил-22, пересчитанным на уменьшенную тягу и увеличенный расход топлива силовой установкой.
Летная оценка пилотажных качеств самолета испытателями, в целом, была высокой. Они отметили, что благодаря хорошей амортизации самолет мягко и спокойно рулит при двух или четырех работающих двигателях, при этом маневренность на рулежке отличная. Взлет был прост, но продолжителен по времени. В горизонтальном полете самолет вел себя нормально. Сбалансированный триммерами, он шел по прямой с брошенным управлением, хотя, по мнению летчиков, поперечную устойчивость самолета следовало улучшить. При боевом развороте самолет набирал высоту 1200-1300 м. Полет не утомлял летчиков, однако они отмечали ограниченный обзор вперед из-за большого количества шпангоутов и стрингеров, перекрывавших переднюю сферу обзора. Кроме того, искривления остекления кабины в местах перегиба по контуру самолета, а также солнечные блики искажали видимые через эти стекла предметы.
При внезапном отказе одного из двигателей, особенно крайнего, происходил резкий разворот самолета в сторону отказавшего двигателя, но после этого с почти незаметным по нагрузке придерживанием педали ногой самолет продолжал нормальный прямолинейный полет. Полет с остановленными крайними двигателями оказался прост и особенностей не имел. Вместе с тем, летчики отмечали плохую приемистость двигателей: требовалось очень медленно, в течение 10-15 с, перемещать сектора газа для перехода с одного режима на другой.
Планировал самолет устойчиво и обеспечивал нормальный подход к земле. Пробег был нормальным, без рыскания.
Испытательные полеты, связанные с оценкой работы силовой установки самолета, его летных и пилотажных качеств, продолжались до 22 сентября 1947 г. К этому времени было выполнено 17 полетов и полностью выработан 20-часовой ресурс двигателей ТР-1.
После замены двигателей, монтажа дистанционного управления пушечным вооружением и внесения небольших изменений в конструкцию системы управления самолетом 1 февраля 1948 г. начался второй этап заводских летных испытаний Ил-22, продолжавшийся до 25 февраля. Тяга двигателей по формулярам должна была быть равной 1300 кгс, но на самолете они были отрегулированы на заниженные обороты и развивали взлетную тягу по 940 кгс.
В полетах второго этапа испытаний оценивались эксплуатационные качества реактивных двигателей в условиях низких температур, проводилось сравнение работы различных типов приводных устройств системы дистанционного управления оборонительным вооружением, выявлялись их достоинства и недостатки.
По мнению испытателей, обе системы дистанционного управления, с электрическим и гидравлическим приводами, соответствовали предъявленным к ним требованиям. Они отмечали, что электродистанционное управление верхней подвижной башенной установки легкое. При резком перемещении прицела на большие углы в горизонтальной и вертикальной плоскостях инерционные забросы башни были незначительны. Гидравлическое дистанционное управление кормовой башней также не требовало больших усилий, но было очень чувствительно, и для быстрого прицеливания необходимы были достаточные навыки. Подчеркивалась более высокая эксплуатационная надежность гидравлической системы дистанционного управления кормовой башней.
На этом этапе заводских испытаний производились взлеты Ил-22 с применением двух стартовых твердотопливных ракет СР-2-1500-15, созданных под руководством Главного конструктора завода № 81 И.И.Картукова, каждая из которых имела расчетную тягу 1500 кгс и время работы 15 с. Ракеты подвешивались симметрично на правом и левом бортах фюзеляжа. 7 февраля 1948 г. летчик-испытатель В.К.Коккинаки выполнил первый взлет с работающими стартовыми ракетами. Такой взлет тяжелого реактивного самолета выполнялся в СССР впервые. Испытания со стартовыми ускорителями, проводившиеся при различном взлетном весе самолета, показали, что их применение значительно улучшает взлетные характеристики: длина разбега Ил-22 сократилась на 38%, а взлетная дистанция уменьшилась на 28%. Испытатели подчеркивали, что эксплуатация самолета со стартовыми ракетами проста, не трудоемкая и, при соблюдении инструкции, опасности не представляет. Они рекомендовали использование стартовых ракет и на других тяжелых реактивных самолетах.
На втором этапе испытаний тягу двигателей ТР-1 так и не удалось довести до расчетной. Двигатели работали удовлетворительно только до высоты 5000 м, на больших высотах происходила раскрутка турбины с резким повышением температуры газов, наблюдалась неудовлетворительная работа автомата дозировки топлива. Из-за неравномерной подачи топлива резко изменялась тяга, что приводило к неприятному дерганью и раскачке самолета в полете. В связи с этим было признано нецелесообразным передавать самолет на государственные испытания. Работы по Ил-22 были прекращены, а самолет выставили в демонстрационном зале существовавшего в те годы Бюро новой техники МАП, где с особенностями его конструкции ознакомились ведущие специалисты конструкторских бюро советской авиационной промышленности.
Опыт проектирования, постройки и испытаний Ил-22 был использован конструкторскими бюро С.В.Ильюшина и А.М.Люльки при создании следующих типов реактивных самолетов и двигателей.
Табличка с ТТХ и ЛТХ Ил-22
| Наименование | Ил-22 |
|---|---|
| Год выпуска | 1947 |
| Тип двигателя | ТР-1 |
| Взлётная тяга, кгс | * |
| Размах крыльев, м | 23.1 |
| Длина, м | 21.1 |
| Площадь крыла, м2 | 74.5 |
| Экипаж | 5 |
| Полётный вес, кг | |
| нормальный | 24000 |
| максимальный | 27300 |
| Масса, кг | |
| пустого | 14590 |
| нормальная взлётная | 24000 |
| максимальная взлётная | 27300 |
| топлива | 9300 |
| Максимальная скорость, км/ч | |
| у земли | 657 |
| на высоте | 718 (7000 м) |
| Время набора высоты 5 км, мин | 8.6 |
| Практический потолок, м | 11100 |
| Дальность, км | 865 |
| на скорости, км/ч | 560 |
| с бомбовой нагрузкой, кг | 2000 |
| Разбег, м | 1144 |
| Оборонительное вооружение, кол-вохкалибр | 2х20; 2х23 |
| Бомбовый груз, кг | |
| нормальный | 2000 |
| максимальный | 3000 |
| *по данным википедии, аирвара и варбука тяга двигателей 940 кгс, по данным книги Ю.А.Егорова “Самолёты ОКБ С.В.Ильюшина” тяга двигателей ТР-1 1300 кгс, по данным страницы википедии непосредственно об этом двигателе тяга составляет уже 1350 кгс |
Источники данных для таблицы
А также:
Уголок неба ¦ Ильюшин Ил-22
https://war-book.ru/ilyushin-il-22-bombardirovshhik/
Ил-22 — Википедия
Галерея
Оборонительное вооружение Ил-22
⬇⬇⬇Кабина пилота⬇⬇⬇
⬇⬇⬇Подвеска бомбы большого калибра. Под основными стойками шасси установлены домкраты.⬇⬇⬇
Варианты окраски
- прокачка
- прем
- БП
- марафон
Добавить предлагаю на БР 7.0-8.0, если в прокачку, то можно перед Ил-28
- За
- Против (с аргументами)
Проголосуйте и в этих темах, пожалуйста:
