Текст книги "Авиация и Космонавтика 2016 07"

Автор книги: авторов Коллектив

сообщить о нарушении

Текущая страница: 3 (всего у книги 7 страниц)

Уже 11 января П.В. Дементьев направляет докладную записку Заместителю председателя Совета Министров СССР тов. Малышеву В.А., в которой уточнял ранее сделанное предложение, а именно: «Вместо подвижной пушечной батареи на 2-й экз. самолета Ил-40 установить неподвижную пушечную батарею, состоящую из 4-х пушек калибра 23 мм Афанасьева-Макарова. /.../ Для улучшения ЛТД установить на 2-й экз. самолета Ил-40 двигатели АМ-9 вместо АМ-5ф и предъявить этот самолет на госиспытания в июле 1954 г.». Одновременно Ильюшин и завод №240 обязывались в течение 1954 г. «провести конструкторскую проработку установки подвижной пушечной батареи на самолете-штурмовике и дать предложение по практической реализации данного вопроса».

Очевидно, все эти предложения были сделаны П.В. Дементьевым по согласованию с Ильюшиным.

Здесь следует сказать, что к этому времени в ОКБ-240 по подвижной пушечной установке на втором экземпляре Ил-40-2 практически ничего сделано не было.

По этому поводу на заседании Бюро по промышленности и военным вопросам при Совете Министров СССР 13 января 1954 г. отмечалось: «МАП и главный конструктор Ильюшин не выполнили ПСМ от 16.12.52 г. о предъявлении в декабре 1953 г. на государственные испытания штурмовика Ил-40 с подвижной пушечной установкой. /.../ МАП не были приняты необходимые меры к привлечению научно-исследовательских организаций и ОКБ для оказания соответствующей помощи в решении главным конструктором самолета проблемных вопросов, связанных с созданием самолета-штурмовика с подвижной пушечной установкой».

Своим решением Бюро потребовало от МАП и Ильюшина «в 10-дневный срок дополнительно рассмотреть совместно с ВВС вопрос о состоянии работ по оборудованию самолета Ил-40 подвижной пушечной установкой и выработать мероприятия по ускорению этих работ», а также «рассмотреть вопрос о двигателе АМ-9». Минавиапром, ВВС и Ильюшин должны были дать предварительное заключение о возможности запуска Ил-40 в серийное производство с АМ-9, а также подготовить предложение по привлечению высококвалифицированных специалистов, как работающих в системе МАП, так и других министерств.

Отметим, что в это время готовилось решение о запуске в серийное производство сверхзвукового истребителя МиГ-19 и двигателей АМ-9 к нему. По этой причине весьма важным представлялся вопрос о перспективах производства Ил-40 с этими двигателями.

С учетом принятых на Бюро решений, по приказу главкома ВВС маршала Жигарева в период с 22 по 30 января 1954 г. летчиками ГК НИИ ВВС срочно был произведен облет самолета (14 полетов с налетом 12 ч 42 мин) с целью подготовки предварительной качественной оценки самолета. Помимо ведущего летчика по Ил-40-1 майора В.С. Кипелкина и ведущего стрелка-радиста старшего лейтенанта А.А. Яблонского, самолет облетали: полковники Ю.А. Антипов, И.М. Дзюба и В.А. Иванов, подполковник В.Г. Иванов, стрелки-радисты: капитан Голубев, старший лейтенант Новичков. На основании результатов облета и заводских испытаний был сделан вывод, «что самолет Ил-40 может быть запущен в серийное производство и, что вопрос о недостатках, выявленных в облете, а также тех, которые могут быть обнаружены при государственных испытаниях, решить после государственных испытаний». Результаты облета были незамедлительно доложены Жигаревым в Совет Министров СССР.

Краткое техническое описание самолета Ил-40-1

Основной силовой частью конструкции самолета являлся бронекорпус. К нему крепились центроплан с двигателями, хвостовая часть фюзеляжа с оперением и газовая камера с передней пушечной установкой, служившая одновременно и носовой частью самолета.

В бронекорпусе размещались кабины летчика и стрелка-радиста, шесть топливных баков общей емкостью 4285 л, часть агрегатов электро– и радиооборудования, а в хвостовой части фюзеляжа – кормовая пушечная установка и агрегаты спецоборудования.

Толщина брони бронекорпуса изменялась от 4 до 16 мм в зависимости от условий вероятного поражения пулеметно-пушечным огнем с земли и истребителей. Защита летчика спереди обеспечивалась 10-мм бронелистом спереди кабины и прозрачной броней толщиной 124 мм в лобовой и 65 мм в боковой части неподвижного козырька фонаря кабины. От огня сверху и сзади летчик прикрывался бронелистами толщиной 8 мм, установленными на сдвижной части фонаря сверху и по бокам, 16-мм бронезаголовником, 6-мм бронеспинкой и чашкой сиденья. Стрелок защищался металлической броней толщиной 4-10 мм. Сиденье стрелка имело бронезаголовник и дюралевую 6-мм чашку. Двигатели с внешних сторон и снизу защищались броней толщиной 4 мм. Везде использовалась гомогенная броня типа КВК-2. Общий вес металлической и прозрачной брони на самолете с деталями крепления равнялся 1918 кг.

Кабины летчика и стрелка-радиста негерметические, оборудовались катапультируемыми сиденьями: летчик катапультировался вверх-назад под углом 16° а стрелок – вверх-вперед под углом 9°.

Крыло самолета – двухлонжеронное, включало центроплан, в котором вблизи фюзеляжа располагались двигатели АМ-5ф, и две консоли. Центроплан имел отклоняемый посадочный щиток, а консоли снабжались выдвижными закрылками.

По бокам и снизу хвостовой части фюзеляжа имелись три тормозных щитка (решетки), которые могли открываться на угол до 50° Причем боковые щитки открывались против воздушного потока, а нижний – по потоку.

Носовое колесо шасси (660x285 мм) убиралось в фюзеляж по направлению полета. Уборка основных колес шасси (1100x400 мм) выполнялась против полета с поворотом колеса на 90° вокруг оси стойки. Колеса укладывались в нишу в межлонжеронном пространстве крыла. Створки ниши шасси были всегда закрыты. Открывались только на время уборки и выпуска шасси. Выпуск и уборка шасси осуществлялись от гидросистемы, а при ее отказе – от аварийной воздушной системы.

Гидросистема использовалась также для торможения колес, управления автоматом торможения, выпуска и уборки тормозных щитков, закрывания створок бомбоотсеков.

При помощи воздушной системы осуществлялась перезарядка оружия и подзарядка гидравлических аккумуляторов. Кроме этого, в аварийных случаях она обеспечивала торможение колес, открывание тормозных щитков, кабин летчика и стрелка-радиста.

С целью повышения боевой живучести вся проводка гидравлической и воздушной систем прокладывалась по разным бортам фюзеляжа.

На самолете устанавливались воздушно-тепловые противообледенители на носках крыла, стабилизатора, киля и воздухозаборников двигателей. Горячий воздух отбирался от компрессоров двигателей. Лобовое стекло фонаря кабины летчика имело электрообогрев и гидравлический стеклоочиститель.

Противопожарное оборудование самолета состояло из системы тушения пожара на двигателях и систем заполнения топливных баков и топливных отсеков нейтральным газом (СО_г).

В носовой части самолета размещались четыре пушки ТКБ-495 калибра 23 мм с боекомплектом по 225 снарядов на каждую пушку.

Такая же пушка с боезапасом 200 снарядов устанавливалась в кормовой дистанционно управляемой подвижной установке Ил-К-10.

Бомбардировочное вооружение самолета включало четыре наружных балочных держателя и четыре отсека для внутренней загрузки. На наружные держатели допускалась подвеска бомб калибром от 50 до 500 кг. Во внутренние отсеки могли загружаться бомбы калибром от 1 кг до 100 кг. Нормальная бомбовая нагрузка составляла 400 кг, в перегрузку – 1000 кг.

На самолет можно было подвесить: снаружи – 4 ФАБ-100 или 4 ФАБ-250 или 2 ФАБ-500 внутри – 4 ФАБ-100 или 4 ФАБ-50 или 16-24 осколочных бомб калибра 25 кг или ПТАБ всех калибров от 320 до 730 кг.

В счет перегрузки предусматривалась установка восьми реактивных орудий ОРО-132 (в двух блоках по четыре орудия) или 12 орудий ОРО-82 (в двух блоках по шесть орудий).

Постановлением Совета Министров СССР от 17 февраля 1954 г. разворачивался серийный выпуск МиГ-19 и двигателей АМ-9. Планировалось, что первый опытный экземпляр МиГ-19 будет передан на государственные испытания уже в апреле 1954 г. Однако в ходе заводских летных испытаний опытного МиГ-19 выявились серьезные дефекты двигателей АМ-9: поломки лопаток компрессора, повышение температуры газов перед турбиной, неустойчивая работа форсажной камеры по причине «самопроизвольного загасания». Стало ясно, что доводка двигателя потребует значительного времени.

В этой связи министр авиапрома СССР П.В. Дементьев 26 апреля довел до сведения заместителя председателя Совета Министров СССР В.А. Малышева, что МАП считает целесообразным организовать серийный выпуск самолета Ил-40 с двигателем АМ-5ф, «по образцу самолета, проходившего испытания, с последующей установкой на самолете двигателей АМ-9».

К этому времени в ГК НИИ ВВС завершились полеты опытного экземпляра самолета Ил-40-1 с 2АМ-5ф по программе государственных испытаний. Всего за период с 22 января по 15 марта был выполнен 121 полет с общим налетом 98 ч. Основные результаты сводились к следующему.

При полетном весе 16200 кг (400 кг бомб и боекомплект к пушкам) диапазон рабочих скоростей на высоте 1000 м составил 275-910 км/ч. Время набора высоты 1000 и 3000 м не превышало 1,7 и 3,8 мин. Разбег равнялся 750 м (880 м в перегрузку).

Тактический радиус действия одиночного самолета при полете к цели на режиме скоростной дальности (0,9V_max) и возвращении на режиме максимальной дальности при полете на высоте 1000 м составил 165 км – без ПТБ и 190 км – с ПТБ, а на высоте 3000 м – 200 и 270 км, соответственно.

Были определены ограничения для летной эксплуатации самолета в строевых частях: максимальная скорость – 910 км/ч без ПТБ и 780 км/ч с ПТБ, максимальное число Маха – 0,9 без ПТБ и 0,68 с ПТБ, максимальная эксплуатационная перегрузка – 5,54.

Эффективность воздушных тормозов характеризовалась следующими цифрами: при их выпуске скорость самолета на высоте 1000 м уменьшалась от максимальной до половины ее значения за одну минуту.

Пилотажно-навигационное оборудование, установленное на Ил-40, по составу и качеству обеспечивало уверенное самолетовождение и выполнение боевых задач в сложных метеоусловиях днем и ночью одиночно и в составе группы.

Взлетно-посадочные характеристики позволяли эксплуатировать самолет на аэродромах с длиной взлетно-посадочной полосы не менее 1300-1400 м.

Констатировалось, что по длине разбега с нормальным и с перегрузочным полетным весом самолет не соответствовал требованиям – должно быть 650 и 750 м, соответственно. Длина пробега без бомб и с 50% запасом топлива достигала 910 м вместо 750 м по тактикотехническим требованиям ВВС.

Военные летчики сделали вывод, что новый штурмовик Ил-40 вполне доступен для освоения летным составом строевых частей ВВС, летающих на реактивных самолетах типа МиГ-17 и Ил-28. Для летчиков, не летающих на реактивных самолетах, требовалась специальная подготовка.

Устойчивость и управляемость самолета оценивались как удовлетворительные, за исключением диапазона малых скоростей полета (менее 335 км/ч), где запас продольной устойчивости был недостаточным, малы были отклонения руля высоты и усилия от него, особенно при посадке и взлете. Запас продольной устойчивости по перегрузке с освобожденным управлением при предельно-задней центровке на скоростях менее 500 км/ч (по прибору) не превышал 4% САХ (при скорости 300 км/ч – всего 2,2% САХ), что было хуже требований ВВС. Эти особенности могли привести к касанию хвостовой части фюзеляжа о землю. При выпуске посадочных щитков нагрузки на руль высоты резко возрастали, что негативно влияло на технику пилотирования.

На больших приборных скоростях (до 910 км/ч) и числах М (до 0,89) каких– либо особенностей, затрудняющих пилотирование самолетом, не отмечалось.

Самолет допускал выполнение фигур простого пилотажа. При выходе на большие углы атаки возникала предупредительная тряска. Характер тряски такой же, как и на истребителях со стреловидным крылом. Причем на высотах до 3000 м максимальная эксплуатационная перегрузка могла быть получена без выхода самолета на режим тряски.

Считалось, что тактический радиус действия и спецоборудование Ил-40-1 позволит без перебазирования использовать самолет для непосредственной поддержки войск на глубине до 250 км в зависимости от режима полета, а также выполнять задачи тактической визуальной и фоторазведки в интересах авиационного и общевойскового командования. При этом скорость и дальность полета Ил-40 допускают выполнение боевых действий способом непосредственного сопровождения истребителями МиГ-17 на полный радиус действия с пребыванием над целью: с ПТБ на МиГ-17 – 15 мин, без ПТБ – от 5 до 10 мин в зависимости от высоты полета.

Вывод самолета летчиком на заданный курс для выхода в район цели на всем диапазоне скоростей и высот боевого применения Ил-40-1 трудностей не представлял.

Обзор из кабины летчика позволял вести визуальную ориентировку по наземным целям: вперед-вниз через нос самолета – до 12° вперед и в стороны – (под углом 90°) до 25° вниз, назад и в стороны – (под углом 150°) до 25° вниз.

Пушечное вооружение Ил-40-1 по калибру, типу снарядов и мощности огневого залпа «удовлетворяет современным тактическим требованиям, предъявленным к штурмовикам». Стрельбы велись при различных маневрах на высотах до 7000 м и скоростях полета до 800 км/ч с убранными и выпущенными воздушными тормозами. Отмечалось, что наведение на цель легкое, уверенное, при пикировании самолет устойчив. Одновременный огонь из всех пушек не влиял на пилотирование самолета, отдача при стрельбе была небольшой. Плотность огня и меткость стрельбы хорошие. Отказов по вине оружия не было.

Самолет испытывался при бомбометании с пикирования под углами 30– 50°, а также с горизонтального полета с высоты 300 м и при скорости полета 700 км/ч.

При пикировании под углом 40° с высоты 3000 м до высоты 1000 м с убранными и выпущенными воздушными тормозами, с убранным газом и при вводе в пикирование на всех скоростях горизонтального полета до максимальной, соответствующей номинальному режиму работы двигателей, скорость Ил-40 не превышала заданных ВВС ограничений. Скорость с тормозами и без тормозов и потеря высоты при выводе из пикирования достигали, соответственно, 755 и 855 км/ч, 500 и 665 м. Продолжительность прямолинейного участка при этом составляла 4,5 и 6,5 с.

Минимальной высотой ввода Ил-40 в пикирование являлась высота 1200 м (угол пикирования 40°), а вывода из пикирования – 500-600 м. Выход самолета в горизонтальный полет в этом случае выполнялся на высоте 150-200 м.

Указывалось, что: «Открытие воздушных тормозов приводит к созданию кабрирующего момента во время выпуска, но при полном открытии их момент значительно уменьшается. /.../ При полностью открытых воздушных тормозах возникает небольшая тряска самолета». Это несколько затрудняло летчику прицеливание при стрельбе и бомбометании, но не считалось принципиальным недостатком, препятствующим боевому применению.

Между тем конструктивная особенность прицела ПБП-6, как выяснилось, «не обеспечивает применение бомбардировочного и артиллерийского вооружения в одной атаке и по условиям технической эксплуатации ограничивает маневрирование самолета над целью».

Действительно, перед началом бомбометания для подготовки прицела к работе необходимо было выдерживать установившийся горизонтальный полет в течение 2-3 мин, «что снижает маневренные возможности самолета в зоне действительного огня зенитной артиллерии и противодействия истребителям противника». Выход на боевой курс осуществлялся от вспомогательного курса, расположенного под углом 30-90° к боевому курсу. Минимальное время нахождения самолета на вспомогательном курсе составляло 15-20 с «из-за необходимости согласования работы прицела с компасом».

При бомбометании с горизонтального полета возможности прицела ПБП-6 были сильно ограничены «из-за недостаточного угла обзора вперед-вниз из кабины летчика (высота сбрасывания не более 500 м)». Точность бомбометания при помощи ПБП-6 с горизонтального полета была близка к точности с прицелом ПБП-16 в этих же условиях.

В ходе испытаний обнаружилось, что несмотря на установку газоотводной камеры, на некоторых режимах полета, используемых штурмовиками при боевых действиях, стрельба из пушек носовой установки Ил-40-1 нарушает работу двигателей – «происходит выключение двигателей или значительное снижение оборотов (на 3000-5000 об/мин – Прим, авт.) с одновременным чрезмерным повышением температуры газов». Этот дефект проявлялся «в большом диапазоне высот и скоростей». Причем, чем меньше была скорость, больше высота полета, длиннее очередь и выше обороты, «тем вероятнее указанные ненормальности в работе двигателей». При наличии скольжения «вероятность выключения или перегрева двигателя, противоположного направлению скольжения, увеличивается».

По заявлению летчиков, наличие такого недостатка «значительно снижает боевые возможности самолета при действии по наземным целям и исключает возможность ведения стрельбы по воздушным целям». Даже ставилась под сомнение возможность «использовать установленное на самолете переднее пушечное вооружение для решения боевых задач».

Кроме того, сама пушечная батарея не обеспечивала безопасную стрельбу по причине «задевания снарядов за перегородки труб газовой камеры и надульники пушек», а также из-за «отсутствия надежного аварийного автоматического открытия створок газовой камеры».

Система управления стрельбой при испытаниях дважды давала сбой по причине «отказов /.../ в работе концевых выключателей КВ2-140А-1 системы управления створками газовой камеры, включенных в цепь управления стрельбой».

При подготовке пушек носовой батареи к вылету или для проведения технического обслуживания пушек и их установок необходимо было задействовать бригаду из 4-5 специалистов по вооружению, чтобы вручную сначала снять, а затем поставить на место газовую камеру весом более 100 кг. Снаряженные патронные ящики весили также около 100 кг. Их нужно было подтаскивать под самолет и устанавливать в пушечном отсеке вручную. Между тем ручки для переноски патронных ящиков не предусматривались. Отсутствовало приспособление для быстрого снятия и постановки газовой камеры. Работу на пушках верхнего ряда батареи нельзя было производить, предварительно не сняв нижние пушки. Сама газовая камера и пушечный отсек сильно загрязнялись пороховыми газами. Это приводило «к быстрой порче технического обмундирования обслуживающего персонала». Специалистам по самолету, авиавооружению и спецоборудованию (в «процессе подготовки вооружения» участвовали все, кто был под рукой) все эти «особенности» нового штурмовика очень и очень не понравились, особенно при сравнении с самолетами МиГ-15 и МиГ-17, на которых вопросы эксплуатации вооружения были решены куда как удобнее.

На подготовку всего вооружения в перегрузочном варианте загрузки (подвеска 8 ФАБ-100, подготовка и снаряжение пушек всех установок) два техника и шесть механиков по вооружению затрачивали минимум 45 мин.

Углы обстрела кормовой пушечной установки Ил-К-10 не в полном объеме отвечали предъявляемым требованиям и составляли: вправо и влево – по 75°, вверх – 48° (при бортовых углах 0-47°) и 19° (при бортовых углах 48-75°), и вниз – 40°.

Системы заполнения нейтральными газами отсеков (НГ-2) самолета Ил-40-1 где размещались топливные баки, и самих топливных баков (НГ-1) не создавали необходимой концентрации углекислого газа – требовалось не менее 23% вместо 12-22%, реально полученных в полетах. Из-за интенсивной продувки воздухом подкапотного пространства двигателей система тушения пожара в гондолах двигателей своего назначения не оправдывала.

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.

Согласующие подписи поставили: начальник ГК НИИ ВВС генерал-лейтенант А.С. Благовещенский и начальник 1-го Управления института инженер– полковник Н.М. Костюк.

Заместитель главкома ВВС по опытному и серийному строительству авиационной техники генерал-лейтенант П.А. Лосюков согласовал Акт 21 апреля, а на следующий день его утвердил главком ВВС маршал П.Ф. Жигарев.

Тем временем опытный экземпляр Ил-40-1 сразу же после завершения 16 марта 1954 г. полетов по программе государственных испытаний был возвращен в ОКБ С.В. Ильюшина для проведения необходимых доработок. Главным образом требовалось срочно устранить выключение одного из двигателей или значительное снижение оборотов с одновременным чрезмерным повышением температуры газов при стрельбе из пушечной батареи.

Как следует из документов, в ОКБ-240 начали проектировать автомат, ограничивающий стрельбу из передних пушек при углах скольжения, превышающих максимально допустимый угол. Однако «проведенные т. Ильюшиным с марта по июль 1954 г. доработки самолета с целью устранения вышеуказанного дефекта до настоящего времени положительных результатов не дали».

В этой связи, учитывая крайнюю необходимость принятия на вооружение ВВС нового реактивного штурмовика, главком ВВС маршал Жигарев 9 июля обратился к заместителю председателя Совета Министров СССР В.А. Малышеву с просьбой дать «указания министру авиапромышленности т. Дементьеву об ускорении работ по устранению влияния стрельбы из передних пушек на работу двигателей на самолете Ил-40 с широким привлечением к этим работам научно-исследовательских организаций МАП (ЦАГИ, ЦИАМ, НИИ-2 и др.), которые в настоящее время активного участия в доработке самолета Ил-40 не принимают».

Уже 12 июля вышел приказ МАП, который обязал ЦАГИ, НИИ-2, ЦИАМ включиться совместно с ОКБ-240 «в работу по устранению влияния стрельбы на работу двигателя», а к 21 июля были сформированы рабочие группы специалистов по направлениям, которые незамедлительно приступили к работе.

В первую очередь попытались увеличить газодинамическую устойчивость двигателей, что делало их нечувствительными к стрельбе из пушек. Но при этом получалось заметное снижение тяговых характеристик двигателей, которые и без того достигались с большим трудом. Теоретически можно было бы решить проблему, отдалив пушки от воздухозаборника самолета. Но для этого потребовалась бы серьезная переделка всей носовой части фюзеляжа и самих воздухозаборников. Тогда стали разрабатывать систему, автоматически уменьшавшую подачу топлива в двигатели при стрельбе. Это позволяло значительно повышать запасы устойчивости работы двигателя на время стрельбы. Однако вскоре С.В. Ильюшин прекратил работы в этом направлении, посчитав, что изменение взаимного расположения воздухозаборников двигателей и пушек, при котором полностью устранялось влияние стрельбы на силовую установку, даст нужный результат в кратчайшие сроки. Предлагалось воздухозаборники двигателей удлинить вперед и заменить одним общим воздухозаборником с двумя расходящимися воздушными каналами. Одновременно пушечная установка переносилась за отсек передней стойки шасси. Защита стволов пушек от попадания посторонних предметов, вылетающих из-под колеса передней стойки шасси при взлете или посадке, обеспечивалась установленными перед стволами пушек специальными щитками, выпуск которых блокировался с системой выпуска и уборки шасси.