Ил-28 (по кодификации NATO: ) — один из первых серийных советских самолётов с реактивным двигателем, спроектированный в ОКБ-240. Создан как фронтовой бомбардировщик и носитель тактического ядерного оружия. В дальнейшем применялся как разведчик, базовый торпедоносец, самолёт радиоэлектронной борьбы, буксировщик мишеней и др.
В середине 1950-х годов этот самолёт был основной ударной силой фронтовой авиации СССР и стран Варшавского договора. Отличался выдающейся надёжностью и неприхотливостью в эксплуатации. Участвовал во множестве локальных конфликтов.
За создание Ил-28 С. В. Ильюшину и группе конструкторов ОКБ-240 была присуждена Сталинская премия.
История создания и производства В 1947 году в СССР был запущен в серийное производство английский турбореактивный двигатель Rolls-Royce Nene с центробежным компрессором. Партия этих двигателей (40 штук) была закуплена СССР в 1946 году, и в дальнейшем было налажено «пиратское» нелицензионное производство этих двигателей как РД-45 и ВК-1. Компания «Роллс-Ройс» попыталась взыскать с СССР 207 миллионов фунтов стерлингов лицензионных сборов, но безуспешно.
Именно под этот двигатель и было начато проектирование будущего Ил-28.
Постановление Правительства СССР о создании фронтового бомбардировщика с турбореактивными двигателями в ОКБ-240 вышло в июне 1948 года. Первый полёт новой машины с установленными ещё английскими двигателями состоялся 8 июля 1948 года. Госиспытания начались в феврале 1949 года, уже с двигателями отечественной сборки. Во время испытаний в НИИ ВВС было выполнено 84 полёта с общей продолжительностью полётного времени 75 часов. По результатам испытаний было записано 80 конструктивных дефектов, на устранение которых ушло около четырёх месяцев.
Вместе с Ил-28 в испытаниях также участвовали на конкурсной основе трёхдвигательные самолёты проектов «73» и «78» разработки ОКБ-156, которые оснащались многочисленным оборонительным вооружением аналогично поршневому Ту-2. По сравнению с Ил-28 у этих бомбардировщиков был больше экипаж, масса и габариты при аналогичной боевой нагрузке. Впоследствии конструкторским бюро Туполева был представлен самолёт Ту-14, двухдвигательный бомбардировщик с экипажем из 3 человек и одной кормовой пушечной установкой. Ту-14 обладал несколько большей дальностью полёта, но был значительно сложнее в производстве и эксплуатации. В дальнейшем Ту-14 всё-же был выпущен небольшой серией в 89 машин и поступил на вооружение только в морскую авиацию СССР в качестве базового торпедоносца. Впрочем, судьба этого самолёта оказалась неприглядной: он эксплуатировался всего в пяти авиационных полках и очень не долго, уже в 1959 году он был снят с вооружения.
14 мая 1949 года вопрос принятия на вооружение первого реактивного фронтового бомбардировщика обсуждался на специальном заседании у Сталина. На заседании было принято решение о серийном производстве бомбардировщика на заводах № 30 в Москве, № 64 в Воронеже и № 166 в Омске. Одновременно решено увеличить скорость полёта Ил-28 до 900 км/ч за счёт установки более мощных двигателей ВК-1 со взлётной тягой по 2700 кгс.
8 августа 1949 года доработанный самолёт с новыми двигателями ВК-1 вновь вышел на испытания, по результатам которых было рекомендовано принять машину на вооружение и начать серийную постройку. Войсковые испытания самолёта проводились на первых построенных машинах в Московском ВО.
1 мая 1950 года состоялся публичный показ Ил-28 — в воздушном параде над Красной площадью участвовал полк этих самолётов.
В 1950 году был построен первый экземпляр учебного самолёта Ил-28У.
В 1951 году вышел на испытания торпедоносец Ил-28Т.
В 1953 году производство самолётов типа Ил-28 было развёрнуто ещё на авиазаводах № 1 (50 машин) и № 23 (2 машины). Объединённые усилия пяти предприятий позволили довести годовой выпуск Ил-28 до 1558 машин. При этом цена бомбардировщика оказалась ниже, чем у истребителей МиГ-15 или МиГ-17.
В 1954 году поступил на вооружение разведчик Ил-28Р.
Всего с 1949 по 1955 год было выпущено 6635 бомбардировщиков Ил-28 различных модификаций. Стоимость
Описание конструкции Самолёт Ил-28 — цельнометаллический двухмоторный однофюзеляжный среднеплан с однокилевым стреловидным оперением и трехстоечным шасси. Два турбореактивных двигателя расположены в мотогондолах на крыле. В конструкции самолёта широко применялся алюминиевый термообработанный сплав Д16Т.
Планер
Планер состоит из фюзеляжа, хвостового оперения, центроплана, двух отъёмных частей крыла и двух мотогондол. Силовая установка — два турбореактивных двигателя ВК-1.
Фюзеляж — цельнометаллический полумонокок с работающей обшивкой. С целью технологичности производства фюзеляж состоит из 4-х частей: передняя кабина по 11 шпангоут, средняя часть фюзеляжа (шп. № 11-38), хвостовая часть фюзеляжа (шп. № 38-42) и кормовая кабина (от шп. № 42 до конца). Средняя часть фюзеляжа имеет технологический разъём, делящий её повдоль ровно пополам по оси симметрии. Передняя и кормовая часть фюзеляжа герметизированы. Для уплотнения заклёпочных швов применяется матерчатая лента, пропитанная тиоколом. Гермостыки обшивки выполнены двухрядным заклёпочным швом.
Каркас фюзеляжа состоит из 47 шпангоутов, 38 стрингеров и двух лонжеронов по краям бомбоотсека. Обшивка фюзеляжа состоит из оксидированных дюралевых листов толщиной в пределах 1-1,5 мм, приклёпанных к силовому набору. Грунтовка и окраска на обшивке не применяются.
Обе кабины герметичные, с наддувом. Входные люки герметизируются шлангами герметизации, в которые после закрытия подаётся воздух под давлением 3,5 кг/см3. Передняя часть фюзеляжа имеет остекление, состоящее из каркаса и набора выпуклых окон с двойным оргстеклом, кроме нижнего переднего стекла под прицелом, которое сделано из триплекса. В штурманской кабине два сидения — катапультное кресло у шпангоута № 6 и откидное сидение спереди на правом борту, находясь на котором, штурман работает с приборами. Над катапультным креслом находится входной люк. При нормальной эксплуатации входной люк открывается вверх-наружу, при аварийном покидании он сбрасывается целиком. Аварийный сброс сблокирован со стреляющим механизмом кресла.
Рабочее место лётчика закрывается сверху прозрачным фонарём. Фонарь состоит из откидной части, козырька и заголовника. Лобовое стекло из триплекса, боковые стекла выполнены из одинарного штампованного плексигласа. Откидная часть фонаря остеклена двойным плексигласом. Откидная часть фонаря при аварийном покидании сбрасывается, сброс сблокирован с катапультным креслом лётчика.
В кабине стрелка-радиста снизу имеется входной люк, который открывается двумя пневмоцилиндрами. При аварийной посадке на воду нижний люк открыть невозможно, поэтому часть самолётов (например, Ил-28Р) получила в верхней части кабины стрелка-радиста аварийный люк со сбрасываемой крышкой.
Освещение кабин белое лампами накаливания, в полёте — ультрафиолетовое, лампы АРУФОШ-45. В отсеках самолёта для освещения применялись малогабаритные плафоны ПС-39.
Бронирование Ил-28 включало в себя три стальные бронеспинки сидений толщиной 10 мм и бронеднища сидений толщиной 6 мм у штурмана и лётчика; бронещит и бронеплита, прикрывающие стрелка и штурмана. Бронестёкла: стекло К-2 на фонарь лётчика, стекло К-1 на люк штурмана, заднее и два боковых бронестекла у стрелка-радиста. Общий вес брони 454 кг.
Крыло прямое (стреловидность по передней кромке равна нулю), трапециевидное, моноблочное двухлонжеронное, с углом установки 3° и поперечным V=38′, без аэродинамической крутки законцовок. Профиль крыла — СР-5с-12, с относительной толщиной 12 %. Площадь крыла 60,8 м2, размах 21,45 м, удлинение — 7,55
Крыло состоит из центроплана и двух отъёмных частей крыла — консолей.
Механизация крыла — обычные четырехсекционные закрылки с углом отклонения 50° на посадке и 20° — на взлёте. Две внутренние секции расположены между фюзеляжем и мотогондолами, две внешние секции — между мотогондолами и элеронами.
Для управления по крену использовались щелевые элероны типа ЦАГИ с аэродинамической компенсацией. На правом элероне установлен триммер. Углы отклонения элеронов: вверх — 20°, вниз — 15°.
Хвостовое оперение свободнонесущее однокилевое. Киль и стабилизатор стреловидные, симметричного профиля NACA-00. Угол стреловидности киля по линии фокусов — 41°, по передней кромке 45°. Угол стреловидности стабилизатора по линии фокусов — 30°, по передней кромке — 33°. Киль и стабилизатор крепятся к фюзеляжу каждый на 4-х болтах. Руль поворота и рули высоты выполнены с аэродинамической компенсацией. На задних кромках рулей установлены триммеры. Стреловидное оперение обеспечивает высокое значение Мкр, и, соответственно, при возникновении волнового кризиса на прямом крыле, на оперении нет существенных изменений обтекания и самолёт остаётся устойчивым и управляемым.
Управление триммером руля направления и элеронов — электрическое, триммера РВ — механическая тросовая проводка и шестерёнчатые механизмы.
Силовая установка Двигатели ВК-1 (ВК-1А) — турбореактивные, с одноступенчатым центробежным компрессором, одноступенчатой осевой газовой турбиной, нерегулируемым выхлопным соплом. Камеры сгорания индивидуальные, прямоточные, количеством 9 шт.
Двигатели установлены в гондолах под крылом и закрыты легкосъёмными капотами. Управление двигателями — с помощью тросовой проводки. Для запуска двигателей на борту установлена электрическая система ПС-2-48 (или ПС-48).
Первоначально на самолете Ил-28 не было никакой автоматики запуска двигателей и процесс запуска зависел от конкретного экземпляра двигателя (настройки его топливной аппаратуры) и личных способностей человека. Затем запуск двигателей стал полностью автоматизирован и не сложен, применялся программно-временной автомат АВП-3А. Зажигание топлива происходит в двух запальных устройствах (пусковые форсунки) искровыми свечами СД-55. Раскрутка двигателя при запуске от электростартёра СТ-2-48, смонтированного на коробке приводов с левой стороны двигателя. При запуске происходит переключение сети и на стартеры подаётся напряжение 48 вольт. В качестве источника электроэнергии могут использоваться бортовые аккумуляторные батареи либо аэродромный источник питания в режиме 24/48. От момента нажатия на кнопку «Пуск», до автоматического выхода турбины на устойчивые обороты холостого хода 2400—2600 об/мин проходит 40 сек.
Маслосистема каждого двигателя — замкнутого типа под давлением, физически разделена на систему смазки двигателя и систему смазки коробки самолётных агрегатов (КСА). Применялось трансформаторное масло с добавкой 0,05-0.1 % стеариновой кислоты. Заправочная ёмкость маслосистемы двигателя — 6 литров, заправочная емкость КСА — 1,2 литра.
Некоторые ТТХ и ограничения двигателя ВК-1: эквивалентная мощность, развиваемая турбиной — 13550 л. с. тяга на взлётном режиме при n=11560 об/мин — 2700 кг тяга на номинальном режиме при n=11200 об/мин — 2400 кг тяга на крейсерском режиме при n=10870 об/мин — 2160 кг тяга на режиме малого газа при n=2500 об/мин — 75 кг время непрерывной работы двигателя на взлётном режиме — не более 5 минут время непрерывной работы двигателя на номинальном режиме — не более 60 минут время непрерывной работы двигателя на крейсерском режиме — не ограничено время непрерывной работы двигателя на режиме малого газа — 10 минут расход воздуха через двигатель при работе на земле при неподвижном самолёте при n=11560 об/мин — 48,2 кг/сек степень сжатия воздуха — 4,2 удельный расход топлива на взлётном режиме, кг/ч на кг тяги — 1,07 топливо — авиационный керосин марки Т-1 с добавкой 1 % масла МС-20 или МК-22 моторное масло — трансформаторное масло по ГОСТ 982-43 с добавкой 0,05-0,1 % стеариновой кислоты расход масла — не более 0,7 литра на 1 час полёта габариты двигателя: диаметр — 1270 мм, длина — 2640 мм, максимальная высота — 1286 мм сухой вес двигателя — 870 кг
Стартовые ускорители. На с-т Ил-28 можно для сокращения дистанции взлёта подвесить два пороховых ускорителя типа ПСР-1500-15, которые после отработки сбрасываются.
Самолётные системы