Опытный фронтовой бомбардировщик Ил-30. СССР
В середине 1948 г., когда еще только завершалась постройка опытного образца самолета Ил-28, ОКБ С. В. Ильюшина приступило к проектированию нового реактивного фронтового бомбардировщика Ил-30. С нормальным бомбовым грузом 2000 кг эта машина должна была иметь дальность полета 3500 км и максимальную скорость не менее 1000 км/ч.
Эскизный проект Ил-30 С. В. Ильюшин утвердил 27 января 1949 г., а в начале марта состоялась представительная макетная комиссия, в состав которой входили известные военные специалисты, летчики и штурманы ГК НИИ ВВС. Одновременно с макетом комиссия осмотрела и строящийся самолет Ил-30, готовность которого в то время уже составляла 85%. Заключение макетной комиссии было положительным.
На новом самолете предполагалось установить два турбореактивных двигателя ТР-3 А. М. Люлька с взлетной тягой по 4600 кгс, которые имели осевой компрессор и кольцевую камеру сгорания.
Для достижения скорости 1000 км/ч по рекомендации ЦАГИ на Ил-30 было решено установить стреловидное крыло с относительной толщиной 12% и углом стреловидности 35° по линии четвертей хорд. Стреловидность способствовала устранению большинства неблагоприятных явлений, связанных с особенностями полета на большой дозвуковой скорости: уменьшалась интенсивность волнового кризиса, достигалось более плавное изменение аэродинамических свойств и обеспечивались требуемые летно-технические данные, хорошие устойчивость и управляемость самолета.
Однако создание самолета со стреловидным крылом усложнялось рядом весьма существенных недостатков такого крыла. При той же взлетно-посадочной механизации крыла оно имело примерно на 20% меньший максимальный коэффициент подъемной силы, чем прямое. Исследования показывали, что одной из причин этого уменьшения была особенность развития пограничного слоя на стреловидном крыле – пограничный слой перетекал от корневого сечения крыла к его концевому сечению. При увеличении угла атаки это приводило к более раннему по сравнению с прямым крылом появлению срывов потока на концах крыла, которые снижали его несущие свойства. Для предотвращения этих срывов в то время применяли два основных средства – малое сужение стреловидного крыла и установку на его верхней поверхности аэродинамических перегородок – «разделителей потока» по терминологии того времени. Оба эти средства были использованы при проектировании крыла самолета Ил-30.
Схемы опытного фронтового бомбардировщика Ил-30
При небольшой относительной толщине крыла Ил-30 его малое сужение вело к уменьшению строительной высоты конструкции корневой части и появлению ряда проблем, связанных с обеспечением требуемой прочности и жесткости крыла в месте его стыка с фюзеляжем. Небольшой внутренний объем корневой части крыла не позволял разместить в нем много топлива, которое было необходимо для достижения заданной максимальной дальности полета. На Ил-30 эта дальность достигалась только с подвесными топливными баками на концах крыла.
На верхней поверхности крыла установили четыре пары аэродинамических перегородок, которые улучшали характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета при полете на больших углах атаки.
Применение стреловидного крыла потребовало от проектировщиков мер по обеспечению удовлетворительных характеристик поперечной и боковой устойчивости самолета. Проблема заключалась в том, что стреловидное крыло значительно увеличило поперечную устойчивость, а это отрицательно сказалось на боковой устойчивости самолета, приводя в некоторых случаях (например при малых скоростях полета) к его колебательной неустойчивости. Поэтому для уменьшения поперечной устойчивости крылу придали отрицательный угол поперечного «V», равный 2°, а площадь вертикального оперения выбрали так, чтобы обеспечивались требуемые соотношения между поперечной и путевой устойчивостью самолета на всех режимах его полета.
Для уменьшения влияния сильного скоса потока за крылом, характерного для стреловидного крыла, и улучшения характеристик продольной устойчивости и управляемости горизонтальное оперение пришлось разместить на киле вертикального оперения.
При проектировании Ил-30 большое внимание уделялось также взаимному расположению крыла и фюзеляжа. Для обеспечения минимального интерференционного и волнового сопротивления была выбрана схема среднеплан, несмотря на то, что это затрудняло оборудование в фюзеляже большого бомбоотсека и размещение топливных баков.
Среднепланное расположение крыла в сочетании с отрицательным поперечным V крыла усложнили размещение на самолете двигателей и выбор схемы шасси. После рассмотрения нескольких компоновочных схем двигатели решили установить в вынесенных далеко вперед гондолах, прижатых к нижней поверхности крыла, и применить велосипедную схему шасси с двумя опорами, установленными в плоскости оси симметрии самолета и разнесенными по длине фюзеляжа на значительное расстояние.
Выбор велосипедной схемы шасси объясняется трудностями, связанными с уборкой главных опор обычного трехопорного шасси в гондолы двигателей. Велосипедная схема шасси обеспечивала простую кинематику уборки колес в фюзеляж, а большие объемы фюзеляжных отсеков шасси позволяли установить на каждой опоре спаренные колеса большого диаметра и, тем самым, повысить проходимость самолета при его эксплуатации на грунтовых фронтовых аэродромах. В то же время эта схема шасси значительно усложнила конструкцию фюзеляжа, особенно его нижней части, и без того ослабленной большим вырезом под бомбоотсек.
Передняя опора шасси Ил-30 была ориентирующейся. Она управлялась движением педалей руля направления в кабине пилота. Заднюю, «приседающую» опору установили за бомбоотсеком, расположенным в центре тяжести самолета, и из-за больших нагрузок выполнили более массивной. Колеса задней опоры были оборудованы мощными тормозами. На стоянке и при движении по земле на малой скорости кренение самолета на крыло предотвращалось дополнительными легкими опорами под каждой гондолой двигателя. Эти опоры испытывали сравнительно небольшие нагрузки, имели спаренные колеса малого диаметра и без затруднений могли быть убраны в небольшие обтекатели на нижней поверхности гондол. Это был первый в СССР опыт применения велосипедной схема шасси на таком сравнительно тяжелом самолете, каким являлся Ил-30.
Для облегчения взлета с фронтовых аэродромов по бокам фюзеляжа самолета предусматривалась подвеска двух пороховых стартовых ускорителей ПСР с тягой по 2100 кгс в течение 15 секунд.
Экипаж самолета Ил-30 состоял из четырех человек: пилота, штурмана и двух стрелков и размещался в двух гермокабинах – передней и кормовой. В передней гермокабине места штурмана, летчика и стрелка-радиста соединялись между собой проходом. При необходимости покинуть самолет пилот мог катапультироваться из кабины вверх, а штурман и стрелки выбрасывались через нижние входные люки, створки которых должны были прикрывать их от воздействия воздушного потока в момент отделения от самолета.
По настоянию военных оборонительное вооружение Ил-30 было усилено по сравнению с Ил-28 и состояло из шести пушек НР-23 калибра 23 мм. Защиту передней полусферы обеспечивали две неподвижные пушки в носовой части фюзеляжа. Огонь из этих пушек вел пилот, командир корабля. Заднюю половину верхней полусферы защищали две подвижные пушки верхней турели Ил-В-12, дистанционно управлявшейся стрелком. В хвостовой части самолета монтировалась кормовая турельная установка Ил-К6. Рабочие места всех членов экипажа были защищены броней. Для повышения маневренных качеств самолета в воздушном бою на хвостовой части фюзеляжа устанавливались тормозные щитки. Размеры бомбового отсека позволяли Ил-30 нести максимальный бомбовый груз 4000 кг.
Ил-30 был оснащен наиболее совершенным в то время оборудованием. Антенну панорамного радиолокатора, закрывавшуюся полусферическим обтекателем, установили, как и на первом опытном самолете Ил-28, в хвостовой части фюзеляжа. Герметичные кабины экипажа, противообледенительная система, панорамный радиолокатор, пилотажно-навигационное и радиотехническое и другое оборудование должны были обеспечивать боевое применение самолета Ил-30 в любых метеорологических условиях днем и ночью.
Постройку опытного самолета Ил-30 закончили летом 1949 г. В. К. Коккинаки выполнил на нем несколько пробежек по взлетно-посадочной полосе аэродрома для оценки новой схемы шасси. По его оценке, при рулении на малой скорости самолет с трудом выдерживал прямолинейное направление движения. При этом из-за малой колеи опорных стоек он имел тенденцию переваливаться с боку на бок. По мере увеличения скорости, движение самолета по ВПП становилось более устойчивым.
Был подготовлен проект приказа о первом вылете самолета, но полет не состоялся. Одной из причин отмены вылета Ил-30 стало происшествие с опытным самолетом Ту-82, также имевшим стреловидное крыло. Летом 1949 г. во время подготовки к традиционному воздушному параду в Тушино этот самолет, пролетая на малой высоте над Москвой-рекой, попал в зону восходящих потоков различной интенсивности, под действием которых разрушилось крепление одного из двигателей самолета. Этот случай потребовал введения в нормы прочности нового понятия – «циклическая болтанка» – эффекта, возникающего при полете самолета на малой высоте над сложным рельефом местности.
Модель фронтового бомбардировщика Ил-30
Учитывая этот инцидент, а также высокие расчетные летно-технические данные Ил-30, возможность его эксплуатации на малых высотах, ЦАГИ потребовал до начала летных испытаний самолета провести дополнительные теоретические и экспериментальные исследования, связанные с оценкой прочностных и аэроупругих характеристик его тонкого стреловидного крыла. Была срочно спроектирована и изготовлена первая в практике ОКБ упругая динамически подобная модель самолета. На этой модели в начале 1950 г. в аэродинамической трубе Т-104 ЦАГИ провели экспериментальные исследования характеристик флаттера, оценили поведение стреловидного крыла Ил-30 при полете в неспокойном воздухе. Испытания и расчетные исследования подтвердили достаточную прочность крыла, но время было упущено. Осенью 1949 г. все усилия немногочисленного тогда коллектива ОКБ переключились на решение задач, связанных с внедрением в серию бомбардировщика Ил-28 с двигателями ВК-1 и созданием других вариантов этого самолета. Постановлением правительства от 20 августа 1950 г. работы по Ил-30 были прекращены. Опытный самолет, в конструкции которого были реализованы новейшие достижения своего времени, еще долгое время стоял на площадке у сборочного цеха завода и только в начале 1960-х годов, когда началось повальное уничтожение самолетов Ил-28, был разрезан и отправлен в металлический лом.
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Тип: Ил-30
Назначение: фронтовой бомбардировщик
Экипаж: 4 человека
Силовая установка:
тип двигателя 2 × ТР-3
взлетная тяга 4600 кгс
общая взлетная тяга 9200 кгс
Размеры:
размах крыла 16,5 м
длина 18 м
площадь крыла 100 м²
Вес:
пустого 22 967 кг
полетный нормальный 32 552 кг
полетный максимальный 37 552 кг
Летные характеристики:
максимальная скорость
у земли 900 км/ч
на расчетной высоте 5000 метров 1000 км/ч
время набора высоты 5000 метров 4 мин
практический потолок 13 000 м
дальность полета на скорости 850 км/ч с бомбовым грузом 2000 кг – 3500 км
Вооружение:
бомбовое
нормальное 2000 кг
максимальное 4000 кг
стрелковое
носовая часть самолета – 2×23-мм пушки НР-23, неподвижные
верхняя полусфера – 2×23-мм пушки НР-23 в турельной установке Ил-В-12
хвостовая часть самолета – 2×23-мм пушки НР-23 в турельной установке Ил-К6
источник: Ю. А. ЕГОРОВ «САМОЛЕТЫ ОКБ С.В.ИЛЬЮШИНА»
