Ил-2 (по кодификации НАТО: Bark) — советский штурмовик времён Второй мировой войны, созданный в ОКБ-240 под руководством авиаконструктора Сергея Ильюшина. Самый массовый боевой самолёт в истории авиации, было выпущено более 36 тысяч штук.
Серийное производство началось в феврале 1941 года (Приказ А. И. Шахурина № 739 от 14.12.1940), Ил-2 серийно производился на авиационных заводах № 18 в Воронеже (основные серийное производство до эвакуации завода в Куйбышев) и № 1 в Куйбышеве , на авиационном заводе № 30 в Москве. Из общего количества Ил-2 (36090) 70,6 % произведено в Куйбышеве — 25472 Некоторое время в течение 1941—1942 гг. самолёт выпускался заводом № 381 в Нижнем Тагиле.
Ил-2 принимал участие в боях на всех театрах военных действий Великой Отечественной войны, а также в Советско-японской войне.
Советские конструкторы называли самолёт «летающим танком». Пилоты-истребители люфтваффе прозвали Ил-2 «бетонным самолётом» (). По утверждению некоторых советских авторов, солдаты вермахта называли его «чумой» (, дословно: «чёрная смерть»).Шахурин А. И. Крылья победы. — 2-е изд. — М.: Политиздат, 1985.
Прототип — «бронированный штурмовик» БШ-2 (заводское наименование ЦКБ-55) совершил первый полёт 2 октября 1939 года (лётчик-испытатель В. К. Коккинаки).
Конструкция
Ил-2 — одномоторный классический моноплан смешанной конструкции с низкорасположенным крылом и убираемым в полёте двухстоечным шасси с хвостовым колесом. В качестве силовой установки был применён V-образный поршневой бензиновый двигатель водяного охлаждения с воздушным винтом изменяемого шага. Самолёт изначально проектировался для действий над полем боя, для непосредственной поддержки наземных войск, и имеет достаточно оригинальные конструктивные решения. За время производства несколько раз подвергался модификациям и целому ряду доработок.При написании раздела использовалась информация из следующей литературы: «Техническое описание самолёта Ил-2 с мотором АМ-38». Военное издательство Народного Комиссариата Обороны Союза ССР, Москва, 1941 год. Утверждено начальником 2 управления ГУВВС РККА бригинженером Винокуровым 18 августа 1941 года. Для служебного пользования; «Краткое описание и инструкция по эксплуатации электрооборудования самолёта Ил-2». Военное издательство Народного Комиссариата Обороны, 1943 год. Для служебного пользования; «Справочник по самолёту Ил-2» издательства Ордена Ленина государственного завода им. Ворошилова, издание второе, 1944 год.
Планер Выпускался в одноместном варианте на ранних этапах производства, затем в двухместном.
Фюзеляж технологически состоит из двух частей.
Носовая часть самолёта представляет собой разборный бронекорпус с эксплуатационными бронированными люками, в котором размещена винто-моторная установка, кабина лётчика и бензобаки. Бронекорпус полностью включался в силовую схему планера самолёта и воспринимал все нагрузки от двигателя, крыла и хвостовой части фюзеляжа.Из истории советской авиации. Самолёты ОКБ имени С. В. Ильюшина. Под редакцией академика Г. В. Новожилова.
Бронекорпус выполнялся из листов гомогенной брони АБ-1 (АБ-2) с переменной толщиной от 4 до 6 мм.
Верхние, боковые и нижние листы и крышки капота мотора имели толщину 4 мм. Боковые стенки, прикрывающие нижний и задний бензобаки, сделаны из 5- и 6-мм брони, а переднего бензобака — 4-мм. Боковые стенки кабины лётчика имели толщину 6 мм. Пол кабины изготавливался из 5-мм листов брони. Со стороны задней полусферы лётчик и задний бензобак защищались 12-мм бронеперегородкой из цементованной брони ХД. Одновременно она являлась и силовым шпангоутом стыка бронекорпуса с хвостовой частью фюзеляжа. Прозрачная броня устанавливалась также и за головой лётчика. Общий вес бронедеталей серийного Ил-2 составил 780 кг.
Хвостовая часть фюзеляжа состоит из деревянного каркаса с 16 рамами (шпангоутами) и 12 стрингерами. Рамы № 1, 11, 14, 15 — усиленные и выполнены из сплошной фанерной переклейки. Все остальные рамы — коробчатого сечения (фанерные стенки и сосновые пояса). Между рамами № 13 и № 14 установлена дюралевая жёсткость.
Стыковка носовой и хвостовой частей фюзеляжа производится на заклёпках с помощью дюралевых лент-накладок. В месте стыка частей фюзеляжа расположено рабочее место второго члена экипажа.
Кабина лётчика расположена в бронекорпусе, также сзади кресла установлена бронеплита из материала марки «ХД» толщиной 12 мм. Фонарь состоит из двух частей: неподвижной и подвижной, сдвигающейся на роликах по бортовым рельсам. При этом боковые передние стёкла подвижной части сдвигались, что давало возможность открывать замок фонаря снаружи. Передние бронестёкла толщиной 64 мм. Кабина стрелка находилась вне бронекорпуса и имела только локальное бронирование — 5-мм бронестенку со стороны задней полусферы. У стрелка было подвесное лямочное сиденье. Кабина стрелка закрывалась плексигласовым колпаком, который в летнее время снимали для лучшего обзора.
Крыло самолёта имеет два разъёма, которые делят его на три части — центроплан, неразъёмно соединённый с фюзеляжем, и две консоли. Силовой каркас крыла состоит из двух лонжеронов, 21 нервюры, стрингеров и обшивки. 22-я нервюра входит в конструкцию законцовки крыла. Лонжероны клёпаные, балочной конструкции, с катанными хромансилевыми термообработанными поясами постоянного таврового сечения и стенками из листового дюраля. С центропланом консоли стыкуются с помощью четырёх стыковочных узлов с конусными болтами.
На каждой плоскости крыла установлен элерон с полной весовой компенсацией, состоящий из двух половин — корневой и концевой. На корневых элеронах установлены флетнеры.
На нижней части центроплана и консолей установлены щитки-закрылки с пневматическим приводом. Каждый щиток состоит из двух частей и отклоняется на взлёте на угол 17°, на посадке — на угол 45°. Щитки приводятся в работу пневмоцилиндром — выключателем механизма, управление из кабины — тросовое. Давление в системе пневмопривода — 50 атм.
Профиль крыла — ClarkYHClark Y airfoil.
Стабилизатор цельнометаллический, с силовым каркасом лонжеронной конструкции. Состоит из двух половин, которые стыкуются между собой с помощью стыковочных гребёнок, установленных на верхних и нижних полках переднего и заднего лонжеронов стабилизатора четырьмя болтами каждая. Угол установки стабилизатора составляет минус 1° ±15′
Руль высоты с полной весовой компенсацией состоит из двух половин, состыкованных между собой. Каркас руля высоты дюралевый, обшивка — из полотна. На задней кромке РВ установлен триммер-флетнер. Полный угол отклонения РВ составляет вверх 28°, вниз — 16°40′.
Киль деревянной конструкции, выполнен заодно с фюзеляжем. К килю на трёх поворотных узлах подвешивается руль направления с флетнером. Полный угол отклонения РН составляет ±27° от нейтрали, угол отклонения флетнера — ±25°30′.
Управление рулём высоты и щитками осуществляется с помощью тяг, управление триммерами — тросовое (диаметром 3,5 мм), управление элеронами — смешанное. На поздних сериях выпуска устанавливался в системе тяг продольного управления механизм повышения устойчивости полёта, состоящий из контрбалансира и пружинного компенсатора, заметно упрощавший пилотирование, предотвращавший продольную раскачку и позволявший лететь до двух минут с брошенной ручкой управления. На строевых самолётах данный механизм устанавливался согласно бюллетеню промышленности № 85ИК.
Шасси самолёта состоит из двух основных стоек и хвостового колеса. Основные стойки имеют по одному тормозному колесу, тормоза пневматические. Уборка и выпуск шасси производится от пневмосистемы с редуцированным давлением 35 атм. Запас сжатого воздуха на самолёте размещается в двух 12-литровых баллонах с давлением зарядки 150 и 50 атм, причём, если первый баллон заряжается воздухом перед полётом от наземного источника, то второй подпитывается в полёте сжатым воздухом от компрессора АК-50, установленного на моторе. В случае израсходования воздуха и отказа воздушной системы шасси можно выпустить аварийно от ручного механизма с тросовым приводом.
Амортизаторы основных стоек имеют полный ход поршня 160 мм, заряжаются сжатым воздухом до давления 29 атм (при поднятой машине и вывешенных стойках) и заправляются амортизационной смесью в объёме 530 см³, состоящей из: глицерина технического — 70 % спирта-ректификата — 25 % воды дистиллированной — 5 %
Хвостовой костыль неубираемый, снабжён пневматиком 400х150. При рулении самоориентирующийся, при взлёте колесо принудительно фиксируется в нейтральном положении. Для гашения ударов установлен газо-масляный амортизатор с полным ходом штока поршня 110 мм. Начальное давление воздуха в амортизаторе костыля — 38 атм. Объём спиртоглицериновой смеси — 355 см³.
Давление накачки колёс шасси: основных стоек — 3,5-3,7 атм, колеса костыля — 3-3,5 атм.
Двигатель
АМ-38Ф — 12-цилиндровый поршневой авиационный двигатель с наддувом, с 60° V-образным развалом цилиндров, форсированный, жидкостного охлаждения, создан как модификация мотора АМ-38. Имел более низкую степень сжатия в цилиндрах (6,0 против 6,8), что позволяло использовать более низкие сорта топлива. Обороты мотора АМ-38Ф с винтом АВ-5Л-158 на взлетном режиме увеличены до 2350 об/мин, при этом мощность увеличилась на 100 л. с. Из-за уменьшения диаметра крыльчатки нагнетателя высотность мотора снизилась с 1650 до 750 метров.
АМ-38Ф устанавливался на истребитель МиГ-3 и на двухместные варианты штурмовика Ил-2. Некоторые характеристики мотора: Рабочий объём двигателя — 46,66 литра. Степень сжатия в цилиндрах — 6+0,1 порядок зажигания в цилиндрах: 1л-6п-5л-2п-3л-4п-6л-1п-2л-5п-4л-3п Система запуска — воздушная ВС-50, от бортового баллона со сжатым воздухом с давлением 35-50 атм. Мощность на взлётном режиме работы (не более 5 мин) при оборотах коленвала 2350±2 — 1700-2 % л. с. Мощность на номинальном режиме работы на расчётной высоте 750 метров, при оборотах коленвала 2050±2 % — 1500±2 % л. с. Мощность мотора на эксплуатационном режиме работы при оборотах коленвала 2050 об/мин — 1350 л. с. Минимально допустимые обороты холостого хода — 450 об/мин Максимально допустимые обороты на пикировании (не более 30 сек) — 2250 об/мин Применяемое топливо — 4Б-78 Уфимское, с октановым числом 95; 4Б-78 Бакинское, с октановым числом не меньше 93; этилированный бензин Б-95. Расход топлива на взлётной мощности, г/л. с. ч — 305—325 Расход топлива на номинальной земной мощности, г/л. с. ч — 285—305 Расход топлива на эксплуатационной мощности, г/л. с. ч — 270—285 Сорт моторного масла — «МС» или «МК-В» летом, «МЗС» — зимой. Охлаждающая жидкость — мягкая вода с добавлением 0,3 % хромпика по весу — 22 кг. Габаритные размеры мотора, Д-Ш-В, мм: 2287х878х1084 Вес мотора сухой — 880±2 кгс маслом в количестве 6 кг.
Агрегаты мотора: бензонасос БНК-10 карбюратор тип К-38, 4 шт. шестерёнчатый маслонасос с давлением нагнетания до 8 кг/см²на земле, на номинальном режиме, при температуре масла 70-80°С центробежная водяная помпа с давлением 1,4-1,8 кг/см² магнето тип БСМ-12Ш, 2 шт (правое и левое) свечи зажигания экранированные ВГ-27 генератор ГС-10-350 или ГС-1000 компрессор воздушный тип АК-50 вакуумпомпа АК-4на самолётах МиГ-3 и Ил-2 не устанавливалась маслопомпа автопилота МК-1
Эксплуатация
Моторы АМ-38 и АМ-38Ф имели огромное количество конструктивно-производственных дефектов и ограничений в эксплуатации и не отличались большой надёжностьюсм. книгу «Справочник по авиационным моторам» издания ГИ НКАП, 1943 год, раздел Д — таблица: «Дефекты моторов АМ-38 и АМ-38Ф с винтомоторной группой самолёта Ил-2, наблюдавшиеся в эксплоатации».
Ресурс мотора был установлен в 100 часов суммарной наработки, из которых на взлётном режиме — не более 3 ч. 20 мин.
Периодичность обслуживания мотора была установлена по наработке — через каждые 30 часов. Замена моторного масла: летом каждые 15 часов, зимой каждые 30 часов. Регулировка свечей зажигания каждые 25-30 часов.
Топливная система