Фронтовой бомбардировщик ил-30.

Разработчик: ОКБ Ильюшина
Страна: СССР
Начало опробований: 1949 г.

В середине 1948 года, в то время, когда еще лишь завершалась постройка умелого самолета Ил-28, конструкторский коллектив С.В.Ильюшина приступил к проектированию нового реактивного бомбардировщика, что с обычным бомбовым грузом 2000 кг должен был иметь дальность полета 3500 км и большую скорость не меньше 1000 км/ч.

На новом самолете, взявшем обозначение Ил-30, предполагалось установить два турбореактивных двигателя ТР-3 с взлетной тяглой по 4600 даН, каковые имели осевой компрессор и кольцевую камеру сгорания. Двигатели ТР-3 разрабатывались в ОКБ, руководимом А.М.Люлька, с учетом опыта, взятого при летных опробованиях двигателей ТР-1 на экспериментальном бомбардировщике Ил-22.

Изучения, совершённые в ЦАГИ, продемонстрировали, что при применения на Ил-30 прямого крыла развитие волнового кризиса, связанного с влиянием сжимаемости воздуха, на заданной большой скорости полета сопровождается не только резким ростом лобового сопротивления, но и негативными трансформациями несущих особенностей крыла, выражающимися в нарушении продольной балансировки, управляемости и устойчивости самолета. Вследствие этого на Ил-30 было решено установить стреловидное крыло, с углом стреловидности 12% и относительной толщиной 35° по линии четвертей хорд. Такое крыло содействовало устранению большинства негативных явлений, которые связаны с развитием волнового кризиса на заданной скорости полета: уменьшалась интенсивность волнового кризиса, достигалось более плавное изменение аэродинамических особенностей и обеспечивались при заданной тяге двигателей требуемые летно-технические эти, управляемость самолёта и хорошая устойчивость.

Но создание самолета со стреловидным крылом усложнялось рядом очень значительных недочётов стреловидного крыла. Стреловидное крыло имело приблизительно на 20% меньший большой коэффициент подъемной силы, чем прямое. Изучения показывали, что одной из обстоятельств его уменьшения есть особенность развития пограничного слоя на таком крыле.

Перетекание пограничного слоя на протяжении размаха стреловидного крыла от его корневого сечения к концевому приводит, при повышении угла атаки, к более раннему если сравнивать с прямым крылом образованию срывов потока на финишах стреловидного крыла, каковые и снижают его несущие особенности. Для предотвращения этих срывов потока в то время использовались различные средства, но главными из них были малые сужения стреловидного крыла в плане и установка на его верхней поверхности аэродинамических перегородок — гребней. Оба эти средства были использованы при проектировании крыла самолета Ил-30.

Использование крыла малого сужения связано с повышением хорд в его концевых сечениях и с соответствующим уменьшением хорд в корневых сечениях если сравнивать с крылом громадного сужения такой же площади. При малой относительной толщине крыла самолета Ил-30 малое сужение стало причиной уменьшению строительной высоты нагруженных элементов корневой части крыла и появлению последовательности неприятностей, которые связаны с обеспечением требуемой жёсткости и прочности крыла, ответ которых выяснилось зависящим от повышения массы конструкции.

Малая высота корневой части крыла затруднила разработку неспециализированной компоновки самолета Ил-30. Маленькая нужная емкость корневой части крыла не разрешала разместить в ней часть горючего, которая была нужна с целью достижения заданной большой дальности полета. Эта дальность достигалась самолетом Ил-30 лишь с подвесными топливными баками на финишах крыла.

На верхней поверхности крыла устанавливали четыре пара аэродинамических перегородок, каковые предотвращали перетекание пограничного слоя на протяжении размаха крыла, мешали стремительному распространению срыва, делая его развитие более плавным, и улучшали характеристики управляемости самолёта и продольной устойчивости при полете на громадных углах атаки.

Использование на Ил-30 стреловидного крыла потребовало от проектировщиков принятия мер по обеспечению требуемых черт поперечной и боковой устойчивости самолета. Стреловидное крыло существенно увеличило поперечную устойчивость, но чрезмерно громадная поперечная устойчивость отрицательно сказалась на боковой устойчивости самолета, приводя в некоторых случаях (к примеру, при малых скоростях полета) к его колебательной неустойчивости. Исходя из этого для уменьшения поперечной устойчивости крылу был придан отрицательный угол поперечного V, равный 2°, и выбрана площадь вертикального оперения, снабжающая требуемые соотношения между поперечной и путевой устойчивостью самолета на всех режимах его полета.

Особенности обтекания стреловидного крыла, интенсивность его серединных вихрей выяснили размещение горизонтального оперения самолета, которое для уменьшения влияния сильного скоса потока, характерного для серединных вихрей стреловидного крыла, и для улучшения черт управляемости самолёта и продольной устойчивости было нужно разместить на киле вертикального оперения.

При проектировании Ил-30 громадное внимание уделялось кроме этого обоюдному размещению крыла и фюзеляжа. Продувки продемонстрировали, что при цилиндрической форме центральной части фюзеляжа минимальное интерференционное и волновое сопротивление снабжает компоновка стреловидного крыла с фюзеляжем по схеме среднеплана. Не обращая внимания на трудности оборудования громадного бомбоотсека и размещения топливных баков в фюзеляже, каковые появлялись при таком обоюдном размещении крыла и фюзеляжа, для самолета Ил-30 была принята схема среднеплана.

Среднепланное размещение крыла в сочетании с отрицательным поперечным V крыла усложнили ответ задачи размещения на самолете двигателей и выбор схемы шасси. По окончании рассмотрения нескольких компоновочных схем было признано, что самые целесообразными являются размещение двигателей ТР-3 в вынесенных на большом растоянии вперед гондолах, прижатых к нижней поверхности крыла, и велосипедная схема шасси с двумя опорами, установленными в плоскости оси симметрии самолета и разнесенными 00 длине фюзеляжа на большое расстояние. С целью уменьшения волнового сопротивления гондолы двигателей ТР-3 на виде в плане имели поджатые вовнутрь обвода на участке стыка гондолы о крылом.

Выбор велосипедной схемы шасси был выяснен невозможностью убрать главные опоры простого трехопорного шасси в гондолы двигателя либо крыло. Такая схема снабжала несложную кинематику уборки шасси в фюзеляж, а громадные количества фюзеляжных отсеков шасси разрешали применить на каждой опоре однообразные спаренные колеса громадного диаметра и тем самым повысить проходимость самолета при его эксплуатации на грунтовых фронтовых аэропортах.

Этому содействовал и громадный разнос опор шасси по длине фюзеляжа. Но эта схема шасси существенно усложнила конструкцию фюзеляжа самолета, в особенности его нижней части и без того ослабленной вырезом под бомбоотсек.

Передняя опора самолета Ил-30 была выполнена ориентирующейся. Она управлялась перемещением педалей руля направления в кабине пилота. Заднюю опору устанавливали за фюзеляжным бомбоотсеком, расположенным в центре весов самолета, и из-за громадных нагрузок делали более массивной.

Колеса задней опоры были оборудованы замечательными тормозами. На стоянке и при перемещении по земле на малой скорости кренение самолета на крыло предотвращалось дополнительными легкими опорами, расположенными под каждой гондолой двигателя. Эти опоры испытывали довольно малые нагрузки, имели спаренные колеса малого диаметра и гладко могли быть убраны в маленькие обтекатели на нижней поверхности каждой гондолы.

При повышении скорости перемещения самолета по земле (к примеру, при разбеге) его поперечная устойчивость обеспечивалась без дополнительных опор, действием аэродинамических сил крыла. Велосипедная схема шасси на реактивном бомбардировщике Ил-30 была применена в СССР в первый раз.

Экипаж самолета Ил-30 — четыре человека: пилот, навигатор и два стрелка. Рабочие места всех членов экипажа защищены броней. При необходимости покинуть самолет пилот имел возможность катапультироваться из кабины вверх, а стрелки и штурман выбрасывались из самолета через нижние аварийные люки, створки которых должны были закрывать их от действия воздушного потока в момент отделения от самолета.

Оборонительное оружие Ил-30 — шесть пушек НР-23 калибра 23 мм. Защиту передней полусферы снабжали две неподвижные пушки, установленные в носовой части фюзеляжа. Пламя из этих пушек вел пилот, капитан корабля. Заднюю половину верхней полусферы защищали две подвижные пушки верхней турели Ил-В12, управлявшейся дистанционно стрелком. В хвостовой части самолета монтировалась кормовая турельная установка Ил-К6.

Размеры бомбового отсека разрешали самолет Ил-30 нести большой бомбовый груз 4000 кг.

Для увеличения маневренных качеств самолета на его хвостовой части фюзеляжа устанавливали тормозные щитки.

Ил-30 был оснащен самоё совершенным в то время особым, среди них и радиолокационным, оборудованием. Антенну панорамного радиолокатора, закрывавшуюся полусферическим обтекателем, устанавливали в хвостовой части фюзеляжа. Панорамный радиолокатор, пилотажно-навигационное радиотехническое, и особое оборудование, герметические кабины и противообледенительная система экипажа снабжали действенное боевое использование самолета Ил-30 в произвольных метеорологических условиях днем и ночью.

Постройка умелого самолета Ил-30 была закончена летом 1949 года, а в сентябре летчик-испытатель В.К.Коккинаки выполнил на самолете пара пробежек по взлетно-посадочной полосе аэропорта для оценки новой схемы шасси. Но первый вылет самолета Ил-30 не состоялся.

Высокие расчетные летно-технические эти самолета Ил-30, использование в его конструкции многих новых ответов выяснили появление требований о проведении дополнительных теоретических и наземных экспериментальных изучений, которые связаны с оценкой прочностных и аэроупругих черт узкого стреловидного крыла на скоростях полета около 1000 км/ч. Нуждался в дополнительной доводке и двигатель ТР-3. Помимо этого, в осеннюю пору 1949 года все усилия немногочисленного тогда коллектива ОКБ были переведены на работы, которые связаны с внедрением в серию бомбардировщика Ил-28 с двигателями ВК-1 и созданием вторых разных вариантов этого самолета.

ЛТХ:

Модификация: Ил-30
Площадь крыла, м2: 100.0
Масса, кг
-безлюдного самолета: 22967
-обычная взлетная: 32552
-большая взлетная: 37552
Тип двигателя: 2 х ТРД ТР-3
Тяга, кгс: 2 х 4600
Скорость, км/ч
-большая у почвы: 900
-большая на высоте: 1000
-крейсерская: 850
Дальность полета, км: 3500
Практический потолок, м: 13000
Экипаж, чел: 4
Бомбовая нагрузка: обычная — 2000 кг, большая — 4000 кг
Оружие: 6 х 23 мм НР-23: для защиты передней полусферы две неподвижные пушки, установленные в носовой части фюзеляжа, для защиты задней половины верхней полусферы две подвижные пушки верхней турели Ил-В12, управляемой дистанционно, в хвостовой части кормовая турельная установка Ил-К6.

Фронтовой бомбардировщик Ил-30.

Ил-30. Схема.

Перечень источников:
В.Б.Шавров. История конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг.
Самолеты ОКБ имени С.В.Ильюшина. (под редакцией Г.В.Новожилова).
Сайт «Уголок неба». 2004 страница: «Ильюшин Ил-30».

Фронтовой бомбардировщик Ил 28 // Сделано в СССР

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: