[К списку] [САМОЛЕТ Ил-12, ч.2.]


САМОЛЕТ Ил-12

Из истории советской авиации.Самолеты ОКБ имени С.В. Ильюшина/ Г.В. Новожилов, Д.В. Лещинер, В.М. Шейнин и др.; Под ред. Г.В. Новожилова. М.-: Машиностроение, 1990- глава из книги.

В 1943 г., в самый разгар боев на фронтах Великой Отечественной войны, начинает формироваться новое направление в творческой деятельности конструкторского коллектива, руководимого С. В. Ильюшиным, ставшее со временем одним из основных, — создание пассажирских самолетов.

К началу Великой Отечественной войны основным типом пассажирского самолета советского ГВФ являлся самолет ПС-84. Обстоятельства его внедрения в эксплуатацию несколько необычны.

В середине тридцатых годов самолетный парк Аэрофлота был разнотипен, в эксплуатации находилось около 30 типов машин. Но основу парка составляло довольно большое число спроектированных для работы на гражданских воздушных линиях пассажирских восьми- и девятиместных самолетов К-5 и ПС-9 конструкции К. А. Калинина и А. Н. Туполева, четырех- и шестиместных самолетов «Сталь-2» и «Сталь-3»., разработанных под руководством А. И. Путилова, а также трехместных самолетов АИР-6 А. С. Яковлева. Использовались также снятые с вооружения и переоборудованные для перевозки пассажиров бомбардировщики ТБ-3, разведчики Р-6 и Р-6. Для различных целей широко использовался самолет У-2 Н. Н. Поликарпова. Все эти машины (кроме бипланов Р-5 и У-2), выполненные по схеме подкосных и свободнонесущих монопланов с полотняной или гофрированной металлической обшивкой имели неубирающееся шасси, и их крейсерская скорость, как правило, не превышала 200 км/ч.

Развитие советской гражданской авиации, возрастающие масштабы ее деятельности требовали создания новых, более производительных и высокоэкономичных пассажирских самолетов.

В связи с этим в 1934 г. Главное управление ГВФ совместно с существовавшим тогда Авиационным научно-инженерным обществом организуют открытый конкурс, основной задачей которого являлась разработка проектов скоростных, с максимальной скоростью 400 ... 450 км/ч пяти- и двенадцатиместных пассажирских самолетов. К ним впервые в Советском Союзе были разработаны технические требования, которые регламентировали как летно-технические и эксплуатационные характеристики создаваемых самолетов, так и параметры их пассажирских кабин, состав необходимого оборудования.

В 1936 г. начались летные испытания первых советских скоростных пассажирских самолетов. Ими были десятиместный ПС-35, созданный в конструкторском бюро А. Н. Туполева под руководством А. А. Архангельского, и двенадцатиместный «Сталь-7» Р. Л. Бартини. Несколько позже состоялся первый полет шестиместного ОКО-1 и конструкции В. К. Таирова. Параметры этих самолетов выбирали прежде всего из условия обеспечения заданной, высокой по тем временам, максимальной скорости полета, которая при имевшихся тогда двигателях могла быть достигнута только ценой значительного ухудшения комфорта. Действительно, особенностью перечисленных самолетов была минимальная, предельно обжатая площадь поперечного сечения фюзеляжа с малой (меньше среднего человеческого роста) высотой пассажирской кабины. Экономичность новых самолетов также оставляла желать лучшего.

Результаты испытаний, а затем и опытной эксплуатации небольшой серии скоростных самолетов ПС-35 показали, что проектирование пассажирского самолета только по критерию максимальной скорости не обеспечивает получение параметров и летных Данных, позволяющих достичь оптимального соотношения между противоречивыми требованиями безопасности полета и экономичности эксплуатации, высоким уровнем комфорта и большой крейсерской скоростью, наименьшим расходом топлива.

Требовалось продолжить теоретические и опытно-конструкторские работы в этом направлении. Однако из-за загрузки всех основных опытно-конструкторских организаций оборонной тематикой в связи со сложной международной обстановкой было принято решение о покупке лицензии на производство пассажирского самолета Дуглас DC-3, созданного в США в 1935 г. Выполненный по схеме двухмоторного свободнонесущего низкоплана с убирающимся шасси этот самолет при той же, что и у ПС-35, мощности двигателей перевозил, хотя и с меньшей скоростью, вдвое больший коммерческий груз.

С 1939 г. самолет DC-3, в конструкцию которого были внесены изменения, связанные с некоторым повышением его прочности, применением отечественных материалов и оборудования, начинает эксплуатироваться в Аэрофлоте под обозначением ПС-84. Самолет ПС-84, которому в 1942 г. было присвоено обозначение Ли-2, широко использовался в Великой Отечественной войне.

И хотя в 1943 г. усилия советской авиационной промышленности были направлены в первую очередь на удовлетворение нужд фронта в боевых самолетах, С. В. Ильюшин по своей инициативе начинает проектировать пассажирский самолет с параметрами и характеристиками, которые, как он считал, будут наиболее полно удовлетворять требованиям послевоенного развития ГВФ.

В этом решении вновь проявилась дальновидность С. В. Ильюшина: умение правильно оценивать перспективу развития того или иного направления отечественной авиационной техники и после тщательного и всестороннего изучения проблемных вопросов решительно и без колебаний направлять усилия коллектива на создание такого нового самолета, необходимость в котором становилась очевидной только некоторое время спустя.

В этот период в создании новых пассажирских самолетов складываются два основных направления. Сторонники первого направления (среди них многие зарубежные самолетостроительные фирмы) стремились создать новые пассажирские самолеты, переделывая хорошо зарекомендовавшие себя в эксплуатации средние и тяжелые бомбардировщики (Боинг Б-29, Конвэр Б-24 «Либерейтор», Авро «Ланкастер» и др.). Создание пассажирского самолета на основе конструкции самолета-бомбардировщика позволяло сократить время и стоимость его разработки, но опыт послевоенной эксплуатации таких пассажирских самолетов показал их относительно низкую экономическую эффективность, и в первые же послевоенные годы эти машины были сняты с производства.

Другой путь выбрал С. В. Ильюшин. Приступая к проектированию своего первого пассажирского самолета, он ставил перед коллективом не просто очередную, хотя и весьма важную и сложную техническую проблему создания нового самолета большей грузоподъемности, скорости и дальности полета: весь процесс проектирования Ил-12 был подчинен прежде всего решению практической задачи оснащения народного хозяйства страны наиболее современным и совершенным средством транспорта, рассчитанным на широкое применение в течение длительного времени, безопасным и высокоэкономичным, совместимым с имеющимися аэропортами и средствами наземного обслуживания.

Такой подход требовал создания специального пассажирского самолета с параметрами, оптимизированными для выполнения определенной транспортной работы, и конструкцией, воплощающей в себе новейшие достижения в области аэродинамики, двигателестроения, авиационных систем и оборудования, материаловедения, технологии, т. е. всего того, что определяет уровень технического совершенства пассажирского самолета, его транспортную и эксплуатационную эффективность. Это направление, как показал последующий опыт, и стало главным при создании новых пассажирских самолетов.

Одной из основных особенностей проектирования пассажирского самолета Ил-12 было отсутствие технических требований к нему. Конструкторы стремились обеспечить максимальную безопасность полета, комфорт пассажирам и высокую экономическую эффективность самолета, но они не имели таких основных эксплуатационных показателей, определяющих облик новой машины, как пассажировместимость, дальность и крейсерская скорость полета, длина и прочность покрытия взлетно-посадочных полос.

Эти показатели формировались в конструкторском бюро в процессе работы над проектом самолета и по мере их уточнения в первоначальные варианты проекта вносились довольно существенные изменения.

С. В. Ильюшин считал, что послевоенное развитие народного хозяйства СССР будет сопровождаться неуклонным ростом объема пассажирских и грузовых авиаперевозок. Соответственно пассажировместимость будущего самолета, его грузоподъемность, крейсерская скорость и особенно дальность полета должны были быть больше, чем у самолета Ли-2, при сохранении возможности эксплуатации нового самолета с тех же аэродромов, которые обслуживали и самолеты Ли-2. Первый вариант проекта самолета Ил-12, работа над которым началась осенью 1943 г., был рассчитан на 29 пассажирских мест. Максимальная техническая дальность полета самолета с уменьшенным вдвое числом пассажиров предполагалась равной 5000 км при крейсерской скорости около 400 км/ч. Эти высокие для того времени летно-технические данные наиболее полно соответствовали особенностям существовавших в то время авиалиний Аэрофлота. Они обеспечивали беспосадочные полеты нового самолета по большинству воздушных трасс, связывающих крупные промышленные и административные центры страны, позволяли совместно с имеющимся парком самолетов Ли-2 выполнять самые разнообразные транспортные задачи. Для практической реализации таких летно-технических данных в проект самолета был заложен целый ряд оригинальных конструкторских решений.

Прежде всего первый вариант проекта самолета Ил-12 предусматривал создание высотного, субстратосферного самолета с крейсерской высотой полета 6000 ... 7000 м. На этой высоте плотность воздуха, а следовательно, и лобовое сопротивление самолета значительно меньше, чем у земли, и при условии сохранения на большой высоте необходимой мощности двигателей скорость самолета и его дальность соответственно увеличиваются. Повышаются безопасность и регулярность полетов такого пассажирского самолета: полет на больших высотах происходит, как правило, в более благоприятных метеорологических условиях, при меньшей опасности обледенения.

На первом варианте самолета Ил-12 предполагалось установить четыре высотных двигателя М-88В, являвшихся дальнейшим развитием надежных, хорошо зарекомендовавших себя в длительных боевых полетах на бомбардировщиках Ил-4 двигателей М-88Б. Силовая установка с использованием двигателя, прошедшего длительный путь усовершенствований и улучшений, экономичного, с большим ресурсом обеспечивала новому пассажирскому самолету не только высокий уровень безопасности полетов (в том числе при отказе одного двигателя на взлете), но и требуемую экономическую эффективность в эксплуатации. Надежность работы двигателя М-88В повышалась и тем, что на нем для 

il-12-1.gif

Рис. 9.1. Схема поперечного сечения цилиндрической части фюзеляжа самолета Ил-12 : а — три кресла в ряду; б - четыре крееяа в ряду 

сохранения необходимой мощности на большой высоте применялась не нуждавшаяся в длительной доводке турбокомпрессорная установка, а новый, отработанный на опытном двигателе М-89, приводной центробежный нагнетатель с увеличенной окружной скоростью рабочего колеса и улучшенной газодинамикой, благодаря которому двигатель М-88В сохранял номинальную мощность 735 кВт (1000 л. с.) до высоты 7300 м.

Экипаж и пассажиры самолета размещались в герметическом фюзеляже вентиляционного типа, наддув которого осуществлялся воздухом, отбираемым от приводных центробежных нагнетателей двигателей М-88В.

Из условия комфортабельного размещения пассажиров о учетом возможности увеличения их числа в будущем, обеспечения высокой прочности и жесткости при минимальной массе конструкции, а также простоты в производстве, фюзеляж первого варианта самолета Ил-12 имел круглое сечение диаметром 2,8 м, сохранявшееся постоянным на большей части длины пассажирской кабины (рис. 9.1,).

В пассажирской кабине устанавливались девять поперечных рядов кресел с одним продольным проходом (одно кресло с правого борта и два с левого). Десятый ряд состоял только из двух кресел, размещавшихся по левому борту фюзеляжа напротив входной двери, располагавшейся, в соответствии о требованиями того времени, на правом борту. По уровню комфорта, представляемого пассажирам, и шагу установки кресла самолета Ил-12 соответствовали современным пассажирским креслам первого класса, а более узкие, кресла туристского класса могли быть установлены по четыре в ряду.

Внешние обводы носовой части фюзеляжа первого варианта проекта самолета Ил-12 были характерны для конструкторского стиля С. В. Ильюшина, который всегда стремился применять в конструкции планера самолета простые силовые схемы, что

il-12-2.gif

Рис. 9.2. Первый вариант проекта самолета Ил-12 с четырьмя двигателями М-88В

позволяло правильно представить работу различных конструктивных элементов, точно их рассчитать и обеспечить тем самым при минимальной массе требуемую прочность и надежность конструкции в эксплуатации. Выполненная в виде сферы с вписанным в ее поверхность остеклением фонаря кабины экипажа носовая часть фюзеляжа имела форму, наиболее выгодную для восприятия нагрузок от избыточного давления в герметической кабине, благодаря чему практически все силовые элементы конструкции и прежде всего обшивка носовой части фюзеляжа работали на растяжение и легко поддавались детальному прочностному расчету. Перегородка такой же сферической формы замыкала герметическую кабину и в хвостовой части фюзеляжа (рис. 9.2).

Еще одной особенностью проекта самолета Ил-12 являлось применение на нем, впервые в практике ОКБ, схемы шасси с передней опорой, в то время весьма редкой на самолетах такого класса и в Советском Союзе реализованной незадолго до начала проектирования самолета Ил-12 только на опытном бомбардировщике ДВБ-102 В. М. Мясищева.

В первом варианте проекта самолета передняя и основные опоры самолета, имевшие по одному колесу довольно большого диаметра, убирались назад по полету соответственно в негерметичный отсек фюзеляжа под полом пассажирской кабины и в гондолы внутренних двигателей М-88В. Во избежание касания задней частью фюзеляжа земли (при грубых посадках) предполагалась установка небольшого, полуутопленного в фюзеляже, хвостового колеса.

Схема шасси с передней опорой обеспечивала самолету Ил-12 более высокий уровень безопасности при выполнении таких ответственных этапов полета, как взлет и посадка, особенно в усложненных метеорологических условиях. Из-за горизонтального положения фюзеляжа она предоставляла также и большие удобства пассажирам при нахождении самолета на земле. Новое шасси позволяло и рациональнее скомпоновать самолет. Перемещение крыла в среднюю часть фюзеляжа давало возможность полнее использовать весь располагаемый объем фюзеляжа, в том числе его заднюю часть, которая на пассажирских самолетах, имеющих шасси с хвостовой опорой, как правило, используется 

il-12-3.gif

Рис. 9.3. Схема самолета Ил-12 с двумя двигателями АЧ-31

неполностью, так как при ее загрузке возможно сильное смещение назад центра масс самолета, ухудшение в связи с этим характеристик его продольной статической устойчивости, снижение уровня безопасности полетов.

Проект четырехдвигательного варианта Ил-12 С. В. Ильюшин утвердил 4 января 1944 г. Как вспоминает А. С. Яковлев (в то время заместитель наркома авиационной промышленности по опытному строительству), в один из январских вечеров о нем доложили И. В. Сталину. Инициатива С. В. Ильюшина была поддержана, создание самолета Ил-12 одобрено.

В своем дальнейшем развитии проект самолета претерпел существенные изменения. Уже в конце января начались проработки двухдвигательного варианта самолета с новыми дизельными двигателями АЧ-31 жидкостного охлаждения и с двухфазным процессом смесеобразования, который, как показали летные испытания опытного бомбардировщика Ил-6, значительно повышал надежность работы дизельных двигателей. Каждый из двигателей имел номинальную мощность на расчетной высоте, равную 1103 кВт (1500 л. с.), и размещался в гондоле минимального миделя, причем водяной радиатор его системы охлаждения располагался в носке центроплана, и в связи с этим крыло обретало характерный для самолетов Ил-12 выступающий вперед наплыв на участке между гондолой и бортом фюзеляжа (рис. 9.3).

Установка новых двигателей заставила отказаться от некоторых ранее принятых проектных решений. Трудности с отбором большого количества воздуха для герметической кабины от дизельных двигателей, требовавших для своей нормальной работы даже на относительно небольших высотах наличия весьма мощных турбокомпрессоров и центробежных нагнетателей, привели к тому, что двухдвигательный вариант самолета стал рассматриваться уже не как высотный, а как обычный пассажирский самолет средних высот. Значительный удельный вес новых двигателей, почти в полтора раза больший, чем у бензиновых двигателей М-88В, меньшая суммарная мощность силовой установки на расчетной высоте, а также снижение крейсерской высоты полета определили уменьшение скорости и сокращение, даже несмотря на более высокую экономичность дизельных двигателей, дальности полета двухдвигательного варианта самолета по сравнению с первоначальным проектом.

Изменилось и число пассажирских кресел, устанавливаемых в кабине двухдвигательного варианта самолета. Их стало 27: девять поперечных рядов по три кресла в каждом ряду. Новыми стали также и внешние обводы носовой части фюзеляжа с фонарем кабины пилотов. Отказ от герметической кабины определил их обычную, классическую для пассажирских самолетов форму. С. В. Ильюшин всегда уделял очень большое внимание проектированию кабины экипажа, справедливо полагая, что огромная ответственность по обеспечению безопасности полета пассажирского самолета требует предоставления экипажу просторных и удобных рабочих мест с отличным обзором окружающего самолет пространства, всех пилотажных и контрольных приборов. Стремление обеспечить экипажу наилучшие условия работы прослеживается на всех пассажирских и транспортных самолетах ОКБ, и впервые оно особенно ярко проявилось при проектировании самолета Ил-12, кабина экипажа которого была выполнена значительно более просторной и удобной, чем на самолетах Ли-2 и С-47.

В марте 1944 г. компоновка и общий вид двухдвигательного варианта самолета Ил-12 с дизельными двигателями АЧ-31 были утверждены С. В. Ильюшиным. Начался этап эскизного проектирования, весь ход которого был подчинен стремлению создать высоконадежный и безопасный пассажирский самолет. При этом особое внимание уделялось отработке совместно с ЦАГИ аэродинамической компоновки крыла, принятию мер по обеспечению длительного полета самолета с одним отказавшим двигателем и простоты управления им, созданию эффективных противообледенительных и противопожарных систем,

Основой безопасности полета пассажирского самолета является высокое аэродинамическое совершенство его крыла. Оно характеризуется не только величиной максимального аэродинамического качества, достижение которого само по себе является одной из труднейших задач проектирования, но также и особенностями обтекания этого крыла на различных режимах полета, прежде всего на так называемых околокритических углах атакиs когда происходит возникновение и развитие срыва потока с поверхности крыла. При этом особенно важное значение для безопасности полета приобретает характер обтекания концевых частей крыла.

il-12-4.gif

Рис. 9.4. Поляра самолета Ил-121

1 — режим максимальной скорости при а = 1,5°; 2 — режим крейсерской скорости при а = 2,5°

Резкий срыв потока о концевых частей крыла при полете на больших углах атаки может привести к потере поперечной управляемости из-за падения эффективности элеронов, работающих в сорванном потоке. Если же концевые срывы по каким-либо причинам, например, из-за недостаточно точного производственного выполнения заданных теоретических контуров, развиваются несимметрично, то на больших углах атаки возникнет поперечная неустойчивость самолета и, следовательно, вероятность его сваливания на крыло с последующим самопроизвольным переходом в штопор, что для пассажирского самолета является совершенно недопустимым.

С целью создания для самолета Ил-12 крыла, обладающего высоким аэродинамическим совершенством на всех эксплуатационных режимах полета, в ЦАГИ и ОКБ были проведены обширные теоретические и экспериментальные исследования различных аэродинамических компоновок крыльев, и на основе их создано крыло большого удлинения и умеренного сужения с безотрывным обтеканием концевых частей.

Несущая поверхность этого крыла образована двумя аэродинамическими профилями — центральная часть крыла составлена из относительно малонесущих профилей Кларк YH, а на его консоли применили сильнонесущий профиль ЦАГИ К-4, обеспечивший более позднее по сравнению с центральной частью крыла возникновение срыва потока на концах крыла и тем самым значительно улучшавший поперечную управляемость и безопасность полета самолета на околокритических углах атаки. В сочетании с большим геометрическим удлинением крыла (равным 9,75), которое позволяло уменьшить индуктивное сопротивление в эксплуатационном диапазоне скоростей, аэродинамическая компоновка крыла обеспечивала самолету также и хорошее аэродинамическое качество (17,5).

Особенность аэродинамической компоновки крыла самолета Ил-12 заключалась и в том, что, в отличие от других пассажирских самолетов того времени, его крыло было спроектировано не для максимальных, а для крейсерских скоростей полета. Его несущие свойства в наибольшей степени реализовывались в полете на крейсерской скорости, который происходил при угле атаки, равном 2,5° (рис. 9.4). Коэффициент сопротивления самолета на этом угле атаки оказывался практически одинаковым с коэффициентом сопротивления при полете на угле атаки, равном 1,5°, характерном Для режима максимальной скорости. Однако коэффициент подъемной силы, а соответственно и аэродинамическое качество на крейсерском режиме полета оказывались почти на 40% большими, чем при полете с максимальной скоростью. В сочетании со специально подобранными воздушными винтами, максимальный КПД которых соответствовал режиму крейсерской скорости, эта аэродинамическая особенность самолета обеспечивала ему получение большой рейсовой скорости и хорошую экономическую эффективность.

Достижение высокого аэродинамического совершенства самолета при проектировании еще не решило полностью проблему безопасности его полета. Добиться нужно было и того, чтобы самолет мог выполнять длительный полет с полной коммерческой нагрузкой при отказе одного двигателя. Эта задача впервые в Советском Союзе была успешно решена при создании самолета Ил-12.

В процессе проектирования самолета Ил-12 главное внимание было уделено достижению возможности быстрого восстановления характеристик управляемости в случае отказа одного двигателя при условии, что экипаж не обладает каким-либо исключительным мастерством пилотирования, не прилагает больших физических усилий при управлении самолетом. Выполнение этого требования обеспечивалось достаточной эффективностью рулей и элеронов, параметры которых были выбраны из условия обеспечения нормальной управляемости самолетом в критических условиях — при отказе двигателя на взлете, т. е. при минимальной скорости полета.

Сохранению управляемости самолета при отказе одного двигателя в значительной степени способствовала также установка на руле направления сервотриммера, который мог быть использован как неуправляемый из кабины экипажа сервокомпенсатор (или «флетнер», по терминологии того времени), либо как триммер, регулируемый пилотами с помощью электромеханизма. Работая в качестве сервокомпенсатора, сервотриммер при любом отклонении руля направления автоматически поворачивался в противоположную сторону и этим уменьшал нагрузку на педали управления рулем направления, т. е. снимал усилие с ноги пилота, что особенно ощутимо сказывалось в момент отказа двигателя. В полете с одним отказавшим двигателем, когда для парирования разворачивающего момента руль направления необходимо длительное время держать отклоненным, сервотриммер должен был снять усилие с ноги пилота, работая в этом случае как триммер. Однако безопасность полета на одном двигателе можно было считать обеспеченной в достаточной степени при условии, что самолет может лететь не только горизонтально, но и с набором высоты, особенно при отказе двигателя на взлете. Наличие на самолете Ил-12 взлетно-посадочных щитков и закрылков, крыла большого удлинения, значительно снижавшего индуктивное сопротивление самолета на малых скоростях полета, а также большая тяговооруженность и быстрое (за 8 ... 10 с) флюгирование лопастей воздушного винта отказавшего двигателя позволили выполнить и это требование.

Проектировщики понимали, что безопасность полета с одним отказавшим двигателем самолета не может быть полной без надежной длительной работы исправного двигателя на повышенных режимах, неизбежных в связи с необходимостью компенсировать потерю части той мощности, которой обладает самолет в обычном крейсерском полете. Прежде всего требовалось решить проблему охлаждения исправного двигателя, которая из-за понижения скорости полета становилась особенно сложной в полете с набором высоты при одном работающем двигателе. Температурный режим двигателя самолета Ил-12 в однодвигательном полете поддерживался в заданных пределах водяными и масляными радиаторами системы охлаждения, размеры и компоновка которых на самолете позволяли исправному двигателю работать продолжительное время на номинальном режиме при скорости полета около 180 км/ч и температуре наружного воздуха 30 ... 35 °С.

Перечисленные качества все же не гарантировали бы полностью безопасность полета самолета при одном работающем двигателе, если бы в процессе проектирования не были приняты меры по выполнению требования безотказной работы в этих условиях всех основных систем, пилотажно-навигационного и радиосвязного оборудования самолета.

Безопасность и регулярность полетов, а следовательно, и экономическая эффективность пассажирского самолета средних высот, каким на этапе эскизного проектирования стал Ил-12, во многом зависят от надежно работающей и простой в эксплуатации противообледенительной системы, предотвращающей образование льда в любых метеорологических условиях полета на жизненно важных частях самолета — на передних кромках крыла, стабилизатора и киля, на лопастях воздушных винтов и стеклах фонаря кабины пилотов. Созданию такой противообледенительной системы при проектировании самолета уделялось огромное внимание.

Опыт полетов самолетов различного назначения в условиях обледенения показал, что особенно сильно на безопасности полета и летных характеристиках самолета сказываются отложения льда на передних кромках крыла и оперения. Нарастающий лед искажает их теоретические обводы, снижает подъемную силу крыла, увеличивает массу самолета и его сопротивление, ухудшает устойчивость и управляемость, делает невозможным нормальный полет. Поэтому необходимо было разработать надежные средства защиты от обледенения передних кромок крыла и оперения.

В 1944 г. основным типом противообледенительного устройства для защиты от обледенения передних, кромок крыла и оперения на пассажирских самолетах был механический противообледенитель, разработанный американской фирмой «Гудрич». Широко применявшийся на самолетах ПС-84, DC-3 и С-47, он представлял собой резиновые протекторы, наклеенные на переднюю кройку крыла и стабилизатора. Внутри протекторов вдоль размаха крыла были расположены воздушные камеры. При обледенении в камеры попеременно поступал, а затем выпускался сжатый воздух, отбираемый от компрессоров, установленных на двигателях самолета. В результате расширения надуваемых воздушных камер лед на передних кромках камер ломался и сбрасывался о крыла встречным потоком воздуха. Опыт эксплуатации самолетов о механическими противообледенителями описанного типа показал, что наклеенные, но не работающие резиновые протекторы, хотя и незначительно, но ухудшают несущие свойства крыла, они часто повреждаются предметами, увлеченными струей от воздушных винтов, разрядами статического электричества. При длительном воздействии солнечных лучей резиновые протекторы становятся хрупкими, и на них появляются трещины. В результате натяжения протекторов проколы и трещины быстро увеличиваются в размерах, снижая эффективность действия противообледенителя, ухудшая аэродинамику самолета из-за проникновения набегающего потока в воздушные камеры протекторов. Указанные недостатки исключали применение механической противообледенительной системы на скоростных пассажирских самолетах.

В этот период на самолетах различного назначения, главным образом на скоростных дальних бомбардировщиках, начали применять тепловые противообледенительные системы с использованием в качестве источников тепла выхлопных газов двигателей или специальных автономных подогревателей так называемых бензиновых печей. Выхлопные газы или теплый воздух от подогревателей системой распределительных каналов подводились к защищаемым от обледенения частям самолета, преимущественно к обшивке передних кромок крыла, стабилизатора, киля, и нагревали их до температуры, обеспечивающей надежный сброс льда. Но очень скоро от обогрева частей самолета выхлопными газами двигателей многим конструкторам самолетов пришлось отказаться из-за больших трудностей, связанных с охлаждением выхлопных газов, устранением их вредного влияния на конструкционные материалы планера самолета. Более широкое и продолжительное применение, вплоть до появления на самолетах газотурбинных двигателей, нашли противообледенительные системы с использованием бензиновых подогревателей. Однако и они обладали существенными недостатками: наличие значительного числа подогревателей на одном самолете (например, на бомбардировщике Боинг Б-29 устанавливалось восемь бензиновых печей) приводило к увеличению массы противообледенительной системы, большому расходу горючего, возрастанию вероятности возникновения пожара. Усложнялось и обслуживание такой противообледенительной системы в эксплуатации.

С. В. Ильюшин принял неожиданное для многих решение сосредоточить основные усилия на создании для самолета Ил-12

il-12-5.gif

Рис. 9.5. Противообледенительная система крыла самолета Ил-12?

а — с использованием смеси из выхлопных газов двигателя и наружного воздуха; 

б — с использованием только наружного воздуха, подогретого выхлопными газами двигателя в теплообменнике; 1 — выхлопная труба двигателя; 2 — заборник наружного воздуха; 3 — заслонка перепуска выхлопных газов в крыло (для схемы б — в теплообменник) или в атмосферу; 4 — заслонка пуска наружного воздуха в крыло; 5 — распредели-а-ельный короб; 6 — противообледенительные камеры в носке крыла; 7 — теплообменник

противообледенительной системы с использованием выхлопных газов двигателей. Он был уверен в правильности идеи создания такого противообледенителя и считал необходимым довести ее до конца. В этом С. В. Ильюшина убеждал и опыт нескольких, проведенных еще в 1942 г., испытательных полетов самолета Ил-4 с различными типами тепловых противообледенительных систем. Они показали, что газовый противообледенитель хорошо справляется со сбрасыванием льда, образовавшегося на носке крыла, прост конструктивно, значительно более пожаробезопасен по сравнению с бензиновыми подогревателями.

Спроектированная для самолета Ил-12 противообледенительная система предусматривала непосредственный обогрев обшивки носовой части крыла выхлопными газами в смеси с наружным воздухом (рис. 9.5, а). Внутри носка крыла перед его передним лонжероном располагали жароупорный, с внутренними нервюрами, стальной короб, который специальным патрубком соединялся с выхлопным коллектором соответствующего правого или левого двигателя. В патрубке устанавливали управляемую из кабины пилотов заслонку, регулирующую поступление в короб выхлопных газов и наружного воздуха. Температура газовоздушной смеси зависела только от количества газов, пропускаемых через выхлопную трубу двигателя.

Из короба, через отверстия в его передней стенке, газовоздушная смесь проникала в полость, образованную наружной поверхностью обшивки короба и внутренней поверхностью обшивки носовой части крыла. Пройдя через полость и отдав часть своего тепла обшивке носка крыла, газовоздушная смесь через вытяжные отверстия в верхней части обшивки крыла выходила наружу. Для создания надежной противообледенительной системы необходимо было знать, достаточно ли эффективно охлаждаются выхлопные газы на выходе в короб, по какому закону изменяется их температура по размаху крыла, как быстро накапливаются на стенках короба продукты сгорания, как ведет себя обшивка крыла при длительном действии на нее выхлопных газов и многое другое. Ответ на все эти вопросы могла дать только практическая эксплуатация системы на самолете.

Предусматривалась защита от обледенения и других частей самолета Ил-12. Носок стабилизатора имел электротермический противообледенитель, лед сбрасывался с него при пропускании электрического тока через приклеенную заподлицо к обшивке носка стабилизатора многослойную ленту. От наружного обледенения предохранялись и стекла фонаря кабины пилотов. Они смачивались спиртом и имели механические стеклоочистители. Противообледенительная система воздушных винтов использовала обычный антифриз или спиртоглицериновую смесь.

Особое внимание при проектировании самолета Ил-12 было уделено его пожарной безопасности. Были приняты все меры по исключению каких бы то ни было течей топлива н масла. С. В. Ильюшин всегда подчеркивал, что когда на самолете работает сухой двигатель и не протекают ни масло, ни топливо, то это является лучшей гарантией его пожарной безопасности. Предполагавшееся применение на самолете дизельных двигателей с керосином в качестве основного топлива потребовало от проектировщиков особенно внимательного отношения к вопросам герметизации топливных трубопроводов. При малейшей течи медленно испаряющийся керосин не только пропитывал все окружающие конструктивные элементы, но и распространялся по самолету, создавая огромную потенциальную угрозу пожара. Опыт проектирования и эксплуатации бомбардировщика Ил-6 с дизельными двигателями, на котором впервые в практике ОКБ были отработаны новые приемы герметизации трубопроводов керосиновой топливной системы, помог справиться и с этой проблемой. Кроме профилактических мер, на самолете Ил-12 предусматривалась установка различных огнетушащих средств для быстрой ликвидации пожара как в гондолах двигателей, так и в пассажирской кабине.

Высокая безопасность полетов самолета достигалась реализацией не только указанных проектировочных решений, но также рядом других мер по обеспечению надежной работы систем самолета н его оборудования в самых различных условиях полета.

К осени 1944 р. эскизное проектирование самолета было завершено. Состоявшаяся неофициальная макетная комиссия, в работе которой активное участие приняли сотрудники научно-исследовательского института ГВФ, высоко оценила технические данные, конструктивные и эксплуатационные особенности самолета. Некоторые замечания специалистов ГВФ, например предложение о замене воздушной системы подъема и выпуска шасси гидравлической системой, были приняты, а затем н реализованы при создании опытного самолета, постройка которого была завершена летом 1945 г.

Первый полет самолета Ил-12 с дизельными двигателями АЧ-31 состоялся 15 августа 1945 г. Несколько полетов летчиков В.К. Коккинаки и К. К. Коккинаки по программе заводских летных испытаний выявили необходимость значительной по объему и продолжительной по времени доводки опытных двигателей АЧ-31 до полного соответствия требованиям, предъявляемым к силовым установкам пассажирских самолетов. Судьба самолета становилась неопределенной: срывались планируемые сроки завершения заводских и государственных испытаний самолета, внедрения его в регулярную эксплуатацию на воздушных линиях страны. Могло оказаться, что все усилия по доводке дизельных двигателей не дадут желаемых результатов, страна не получит нужный ей новый пассажирский самолет.

В сложившейся обстановке С. В. Ильюшин принял важное решение — заменить, пусть даже в ущерб некоторым летно-техническнм данным самолета, прежде всего дальности его полета, дизельные двигатели на более надежные и доведенные, обладающие значительно большим ресурсом, бензиновые двигатели. Считая, что продолжительная безотказная работа двигателя и его агрегатов является одним из важнейших условий безопасности полета, он остановил свой выбор на серийном, в то время широко применявшемся на советских истребителях и скоростных бомбардировщиках, двигателе воздушного охлаждения АШ-82ФН с взлетной мощностью 1360 кВт (1850 л. с.), характеристики которого по надежности, ресурсу и экономичности могли быть быстро доведены до уровня требований, предъявлявшихся к пассажирским самолетам. Из-за отсутствия жидкостного охлаждения новые двигатели позволяли существенно упростить обслуживание самолета в эксплуатации и сократить время его подготовки к вылету, особенно в зимних условиях.

Сравнительный анализ показывал также, что теоретические обводы гондолы с двигателем АШ-82ФН могут обеспечить получение миделя поперечного сечения, практически одинакового с миделем гондолы под двигатель АЧ-31, а больший вынос двигателя вперед относительно передней кромки крыла и изменение направления уборки основных опор шасси позволяли значительно уменьшить площадь омываемой поверхности новой гондолы двигателя (рис. 9.6). Целесообразность принятого решения подтвердили

Рис. 9.6. Обводы гондол самолета Ил-12 с двигателем

1 — АЧ-31; г — АШ-82ФН

результаты продувок модели самолета Ил-12 с новыми двигателями в аэродинамических трубах ЦАГИ. Эти продувки показали, что замена дизельных двигателей на двигатели воздушного охлаждения не вносит существенных изменений в аэродинамические характеристики самолета.


[К списку] [САМОЛЕТ Ил-12, ч.2.]

Авиационный топ. Нижние два числа - хитов всего
            и хитов в среднем за день.

Hosted by uCoz