Авиация и Космонавтика 2016 07 - Страница 14

Форсажный режим работы двигателя включался не на всех эксплуатационных скоростях и высотах полета. Топливо в форсажной камере не загоралось: «на высотах 3000 м и выше - на скоростях полета по прибору до 350 км/ч при включении форсажа с оборотов малого газа, на высотах ниже 7500 м - на скоростях по прибору до 480 км/ч при включении форсажа со всех режимов работы двигателей».

Отметили летчики и чрезмерно заднюю эксплуатационную центровку Ил-40-1 равную 36-38% САХ. В сочетании с небольшой базой шасси это приводило к продольной раскачке самолета при движении по неровному грунту полевых аэродромов, усложняло руление, взлет и посадку. Так, «на рулении по грунту при задней эксплуатационной центровке (в конце полета) самолет раскачивается в продольном отношении, так что иногда даже может хвостовой частью фюзеляжа коснуться земли».

Летчики жаловались на большие усилия на ручке управления при создании угловой скорости крена (более 22 кг/рад/с), высокий уровень шума в кабинах (выше нормы на 4-8 дБ), загрязненность воздуха в кабине продуктами пиролиза ГСМ (0,005 при норме не более 0,002 мг/л) и окисью углерода (0,06 при норме 0,02 мг/л), холод в кабинах (у летчика - -13°С, у стрелка - -30°С, вместо +18°С по заданию).

При длительных полетах на высотах 5000 м и более происходило обмерзание стекол подвижной части фонаря летчика изнутри и интенсивное обледенение стекла неподвижной части фонаря снаружи. При этом установленная система электрообогрева не справлялась с такой нагрузкой.

Сброс подвесных топливных баков в прямолинейном полете на скоростях 350 и 780 км/ч (по прибору) сопровождался повреждением обшивки фюзеляжа и кронштейна антенны радиовысотомера малых высот РВ-2 отделяющимися баками и их арматурой.

Характеристика проходимости Ил-40-1 по грунту, определяемая отношением его тяговооруженности к удельному нагружению колес (для веса 16260 кг) составляла 0,156, что не соответствовало требованиям ВВС по условиям базирования и эксплуатации (у самолета Ил-10 этот показатель равнялся 0,210).

Катапультные установки самолета Ил-40-1 летным испытаниям не подвергались ни на заводе №240, ни в ГК НИИ ВВС. Между тем по расчетам катапультная установка летчика обеспечивала безопасное покидание самолета в горизонтальном полете при положительных температурах порохового заряда пиропатрона лишь до скорости 760 км/ч по прибору.

Предельная скорость катапультирования по перелету катапультного сиденья со стрелком через вертикальное оперение не определялась из-за отсутствия материалов по экспериментальным данным аналогичных катапультных установок.

Безопасность катапультирования летчика через закрытый фонарь не проверялась и требовала специальной проверки.

Усилия, потребные для производства катапультирования летчику и стрелку, превышали допустимые значения и составляли 25-36 кг (вместо 10 кг).

В ходе испытаний были проведены воздушные бои Ил-40-1 с самолетами МиГ -15бис и МиГ -17 на средних и малых высотах и на высоте бреющего полета. Было установлено, что выполнение атак истребителем МиГ-17 и МиГ-15бис с ведением сопроводительной стрельбы по маневрирующему штурмовику Ил-40 затруднено ввиду больших горизонтальных и вертикальных скоростей, большего их диапазона и наличия эффективных воздушных тормозов. Повторные атаки истребителя по самолету Ил-40-1, летящему на скорости 400-600 км/ч, были возможны «без значительного отрыва истребителя от атакуемого штурмовика через 1,5-2 минуты». Прицеливание стрелком-радистом по истребителю на дистанции 300-400 м, также как и по целям с бреющего полета, практически было невозможно «из-за недостатка времени для слежения маркой прицела (СПБ-40 - Прим, авт.) за целью, вследствие больших угловых скоростей цели, и из-за размытия сетки от ударов гироскопа об ограничитель при резких перемещениях прицельной станции». При маневре самолета Ил-40 с перегрузкой 2,5 единицы и выше прицельный огонь из оборонительной установки был невозможен «ввиду ухода сетки» прицела.

Отмечалось, что обзор летчику и стрелку-радисту для успешного ведения воздушного боя с истребителями неудовлетворительный.

Вперед и вверх обзор летчику ограничивался широкими переплетами фонаря, наличием прицела ПБП-6 и переднего бронестекла с электрообогревом; вниз и вперед - носовой частью фюзеляжа, а назад исключался боковыми бронеплитами подвижной части фонаря. Как следствие, в значительной степени затруднялось «своевременное обнаружение противника и выполнение правильного противоистребительного маневра без сигналов стрелка».

Обзор из кабины стрелка-радиста в верхней части задней полусферы затенялся контурами хвостового оперения и переплетами фонаря кабины, а в нижней части задней полусферы - высокими бортами кабины и фюзеляжем. В результате, «если истребитель летит с принижением на 200-400 м», то отразить атаку истребителя снизу, слева и справа было нельзя.

Несмотря на многочисленный перечень выявленных в ходе испытаний дефектов и недостатков, общее впечатление военных летчиков и технического состава о самолете Ил-40-1 в целом было положительным.

Считалось, что Ил-40 имеет значительно лучшие боевые свойства за счет более высокой скорости полета, диапазона скоростей и скороподъемности, мощного пушечного, бомбардировочного и ракетного вооружения и бронирования. Эти качества, а также простота техники пилотирования, позволяет на Ил-40 «затрачивать меньше времени для выхода на цель и наносить более мощные и внезапные штурмовые удары, успешнее вести бой с истребителями противника и боевое маневрирование в районе цели в зоне действительного огня наземных средств противодействия авиации».

Пилотажно-навигационное и радиосвязное оборудование, установленное на Ил-40, по составу было шире, чем у самолета Ил-ЮМ. Это улучшало условия самолетовождения и позволяло выполнять боевые задачи в сложных метеоусловиях днем и ночью.

Точность бомбометания Ил-40 с пикирования при использовании воздушных тормозов оказалось выше точности бомбометания с самолета Ил-10М, что «позволяет выполнять бомбометание по целям, расположенным в непосредственной близости от своих войск (на удалении 2000-1500 м)».

При доработке Ил-40 предлагалось установить перископ летчику для обзора задней полусферы по типу МиГ-17, довести максимальный вес бомбовой нагрузки до 1400 кг, обеспечить ведение прицельного огня из кормовой установки с перегрузками до 4 единиц и при атаках истребителя снизу-сзади, а также «летчиком /.../ в случае выхода из строя стрелка».

Требовалось доработать катапультные установки летчика и стрелка-радиста и системы аварийных выходов, после чего предъявить их на летные испытания на специально оборудованном для этого самолете.

С целью повышения эффективности реактивного вооружения рекомендовалось в серии использовать реактивную систему ТРС-132 (два блока по 4 орудия).

Кроме этого, считалось необходимым отработать установку на Ил-40 авиационной реактивной системы АС-1 (ТРС-212) «в качестве варианта реактивного вооружения самолета», а также «исследовать возможность размещения на самолете большого количества снарядов ТРС-82 (60-80 шт.) и ТРС-132 (25-30 шт.) внутри фюзеляжа или в подвесных гондолах».

В заключительной части акта по испытаниям указывалось, что «самолет может быть рекомендован для принятия на вооружение ВВС только при условии устранения /.../ недостатка», который заключается в нарушении нормальной работы двигателей (выключение двигателей или значительное снижение оборотов с одновременным повышением температуры газов) при стрельбе из передних пушек на некоторых режимах полета. Вопрос об устранении остальных дефектов предлагалось решить по согласованию между ВВС и МАП.

Акт от 5 апреля 1954 г. подписали: генерал-майор М.Г. Скляров, полковник И.М. Дзюба, подполковник Вавилов, подполковник А.К. Рогатнев, инженер- майор В.В. Узденников.