Авиация и космонавтика 2001 11

Система охлаждения мотора имела расширительный бачок (20 л), устанавливаемый над редуктором мотора и водяной трубчато-пластинчатый радиатор. Емкость системы 76 л. Давление в системе 3 атмосферы.

Снизу в среднюю часть фюзеляжа был вмонтирован центроплан, над лонжеронами которого сделан пол кабины пилота. Под полом впереди заднего лонжерона центроплана устанавливался нижний бензобак емкостью 290 литров, монтируемый снизу.

Сразу же за кабиной летчика располагалась кабина стрелка, в которой монтировалась стрелковая установка ВУ-8 под пулемет УБК. Для жесткости конструкции сверху по вырезу кабины вклепывались профили, на которые ставилось полутурельное кольцо стрелковой установки.

В кабине стрелка имелось два сидения: одно брезентовое подвесное, как на Ил-2, укрепленное с помощью лямок к бортам, а другое, жесткое - дю-ралюминовая чашка, откидывающаяся к задней спинке (на опытном Ил-10, проходившем государственные испытания, дюралюминового сидения не было). В рабочем положении сиденье опиралось на предохранительный кожух тросов и тяги управления. Фонарь стрелка состоял из сварного трубчатого каркаса с обшивкой из плексигласа.

Противопожарной защитой кабин стрелка и пилота служила передняя герметичная рама с бензобаком, покрытым асбестом, двойной пол пилота и двойная задняя дюралевая перегородка от пола до заднего лонжерона (на опытном Ил-10 эта перегородка отсутствовала).

Для устранения потерь на внутреннее сопротивление фюзеляжа встречному потоку воздуха на самолете были герметизированы все отверстия и щели, через которые может перетекать воздух, и поставлены дополнительно перегородки, делящие самолет на отсеки.

Для охлаждения и очищения воздуха в кабинах на самолете имелась вентиляция: воздух поступал в кабину через два патрубка, установленных перед педалями управления. Включение вентиляции производилось поворотом рукоятки, расположенной на дополнительной панели приборной доски. На опытном Ил-10 вентиляция кабин летчика и стрелка отсутствовала.

Хвостовая часть фюзеляжа овального сечения выполнялась полностью металлической. Каркас фюзеляжа состоял из набора рам из профилей уголкового сечения (кроме нескольких рам коробчатого сечения), дюралюминиевых стрингеров z-образного сечения и обшивки из листового дюралюмина марки ДЗ толщиной 0,8 мм.

Листы обшивки в направлении вдоль фюзеляжа стыковались внахлест с подсечкой и крепились к стрингерам и силовым рамам дюралюминиевыми заклепками с потайной головкой.

Хвостовая часть стыковалась с бро-некорпусом посредством дюралюминиевого угольника толщиной 4 мм, приклепанного к хвостовой части дюралюминиевыми же заклепками. К задней бронеплите бронекорпуса угольник хвостовой части крепился при помощи 38 термически обработанных болтов диаметром 8 мм.

В задней части фюзеляжа имелся вырез под хвостовое колесо. При уборке колесо наполовину входило внутрь фюзеляжа. Вырез прикрывался сверху сферическим щитком, выколоченным из дюралюминиевого листа.

Фюзеляж заканчивался хвостовым коком, который изготавливался из набора легких прессованных профилей и дюралюминиевой обшивки толщиной 0,6 мм. Крепился кок к фюзеляжу с помощью сварной трубчатой пирамиды, снимался - отвертыванием гайки под хвостовым аэронавигационным огнем.

Киль самолета являлся неотъемлемой частью фюзеляжа. Его каркас был образован профилированными верхними частями №№ 11-14, нервюрами, выштампованными из дюралюмина толщиной 0,8 мм, и передним лонжероном из дюралюмина толщиной 1 мм. Обшивка киля - дюралюминиевый лист толщиной 0,8 мм.

Крыло самолета - цельнометаллическое, двухлонжеронное, трапециевидной формы в плане с закругленными концами, состояло из центроплана и двух отъемных частей консолей. Плавный переход от центроплана к бронекорпусу достигался постановкой небольших зализов. Каждая консоль соединялась с центропланом четырьмя болтами. Щель по разъему перекрывалась дюралюминиевой лентой, поставленной на винтах с анкерными гайками. Полки лонжеронов стальные, термически обработанные. Набор крыла и обшивка дюралюминиевые (толщиной 0,8 мм, 1 мм, 1,2 мм, 1,5 и 2 мм).

Крыло Ил-10 компоновалось из скоростных аэродинамических профилей: у корня NACA-0018, далее у разъемов NACA-230 и на концах NACA-4410.

Элероны типа "Фрайз" имели 100% весовую балансировку в виде грузов, помещаемых в носке, и аэродинамическую компенсацию, составляющую 28% от площади элерона. Обшивка элерона была полотняная, из авиационного полотна ACT-100. Носок элерона до лонжерона обшивался дюралюминиевым листом толщиной 0,8 мм, после чего весь элерон обтягивался авиационным полотном. Для гашения момента от вращения винта на правом элероне прикреплялась пластина.

Взлетно-посадочные щитки типа "Шренк" состояли из трех секций, подвешенных на кронштейнах к двум консолям крыла к центроплану. Секции щитков соединялись между собой и управлялись из кабины пилота краном, размещенным на пульте у левого борта. Подъем и отклонение щитков производились подъемником щитков, установленным за бронестенкой кабины стрелка. Щиток мог быть отклонен: на полный угол 45° (при посадке) и на угол 17° (на взлете).

Хвостовое оперение самолета - свободнонесущее. Стабилизатор и киль металлические. Руль высоты и руль направления имели металлический каркас, обтянутый полотном.

Вертикальное хвостовое оперение состояло из киля и руля направления, имеющего роговую компенсацию. Киль был выполнен за одно целое с фюзеляжем. Балансировочный груз помещался на конце рогового компенсатора.

Рули имели трубчатые дюралюми-новые лонжероны, дюралюминовые штампованные нервюры и полотняную обшивку.

Руль направления имел триммер-флетнер, а руль высоты - триммер. Управление триммерами осуществлялось из кабины пилота: триммер руля высоты - тросовой проводкой, триммер руля поворота - электрическим переключателем.

Стабилизатор состоял их двух частей. Лонжероны стабилизатора крепились к фюзеляжу посредством регулируемых стальных узлов. Переход от консоли стабилизатора к фюзеляжу закрывался дюралюминиевым обтекателем, крепившимся винтами к фюзеляжу и к обшивке стабилизатора.

Установочный угол стабилизатора в полете не регулировался - его можно было менять только на земле в пределах ±2, для чего на раме № 11 фюзеляжа ставилась гребенка.

Управление самолетом в целом было выполнено по типу Ил-2. Проводка управления элеронами смешанная (тросовая петля на участке бронекорпуса и жесткие тяги по крылу), рулями высоты - жесткая, рулем направления, триммерами руля высоты и стопором хвостового колеса - тросовая, триммером направления - электрическая.

Мотор АМ-42 своими приливами крепился двенадцатью термообработанными болтами (8 болтов диаметром 16 мм и 4 болта диаметром 14 мм) к продольным прессованным дюралюминиевым профилям Г-образного сечения, которые связывали между собой две поперечные дюралюминиевые полурамы, приклепанные, в свою очередь, непосредственно к бронекорпусу самолета. Продольные же профили крепились к задней полураме стальным углом, к которому подходит трубчатый подкос, второй конец которого крепился на раме фюзеляжа. Получалась, таким образом, легкая и прочная конструкция. На самолете применялась система запуска ВС-50Б с пусковым насосом ПН-1. Управление нормальным газом, форсажем и пожарным краном выполнялась гибкой проводкой (жесткий трос в трубке). Управление винтом - тросовое.