Ил-2
Шрифт:
Левая часть центроплана и обтекатель шасси. Видна металлическая лепта, закрывавшая место соединения центроплана и отъемной части крыла.
Левая отъемная часть крыла (ОЧК) с элероном типа Фрайз. Видно кольцо для швартовки самолета на земле. Справа: законцовка элерона, имевшего металлический каркас и полотняную обшивку.
| Длина | 11650 мм |
| Размах крыла | 14600 мм |
| Хорда крыла, центроплан | 3200 мм |
| Размах горизонтального оперения | 4900 мм |
| Высота | 4170 мм |
| Углы установки и крутки крыла/ горизонтального оперения, градусов | 0/-1 ±1.40 |
| Поперечное V крыла/горизонтальною оперения, градусов | 3.55/0 |
| Углы отклонения элеронов, градусов | +25 -15 |
| Углы отклонения щитков при взлете/посадке, градусов | – 17/-45 |
| Углы отклонения руля высоты, градусов | +28/-16 |
| Углы отклонения руля направления, градусов | ±27 |
| Площадь крыла | 38.50 м² |
| Площадь элеронов/щитков | 2.84/4.20 м² |
| Площадь горизонтального оперения | 7.50 м² |
| Площадь вертикального оперения | 2.39 м² |
| Масса | |
| пустого - Тип 3 и Тип ЗМ/УИл-2 | 4625/4300 кг |
| нормальная взлетная - Тип 3/Тип 3М/УИл-2 | 6160/5500/5090 кг |
| максимальная взлетная - Тип 3/Тип 3М/УИл-2 | 6355/6160/5355 кг |
| Максимальная скорость | |
| на уровне моря - Тип 3/Тип 3М/УИл-2 | 391/375/396 км/ч |
| на высоте 1500 м - Тип 3/Тип 3М/УИл-2 | 410/390/414 км/ч |
| Крейсерская скорость | 275 км/ч |
| Посадочная скорость - Тин 3/Тип 3М/УИл-2 | 145/136/140 км/ч |
| Время набора высоты | |
| 1000 м | 2.2 - 2.6 мин |
| 3000 м | 7-8 мин |
| 5000 м | 15-20 мин |
| Потолок максимальный/рабочий | 6000/500-5400 м |
| Продолжительность полета | 2.75 ч |
| Дальность с нормальной нагрузкой - Тип З/Тип 3М | 685/665 км |
| Длина/ширина/высота | 2290/875/1080 мм |
| Мощность, нормальная/максимальная | 1410/1720- 1760 л.с. |
| Обороты | 2350 об/мин |
| Масса сухая | 860 кг |
| Тип горючего | 4В-78 или 4Н-74 |
| Объем цилиндров | 46.70 л |
Вид на заднюю кромку крыла снизу, видно расположение посадочных щитков. После введения крыла со «стрелкой» появился треугольный лист обшивки в районе задней кромки внешнего щитка, так как его положение осталось неизменным, как на старом прямом крыле.
Посадочные щитки в открытом положении. Хорошо видна их внутренняя конструкция и шарниры с тягами управления.
Воздух к карбюратору подавался через всасывающий патрубок, располагавшийся в носке центроплана с правой стороны фюзеляжа, который был снабжен противопылевым фильтром, разработанным ЦАГИ. При движении самолета по земле заслонки фильтра были закрыты, и воздух засасывался
только через боковые фильтрующие сетки, где он очищался. При уборке шасси заслонки открывались и воздух поступал в карбюратор уже через переднюю часть патрубка.Водяной радиатор располагался в воздушном канале позади двигателя, а масляный – в бронекорзине под центропланом. Каждый радиатор имел свой собственный выход с управляемой заслонкой. Расширительный бачок системы охлаждения был установлен перед мотором, в то время как маслобаки емкостью 57 и 24 литра располагались по бортам, под выхлопными патрубками.
Топливо размещалось в трех протектированных баках суммарной вместимостью 749 литров – верхнем 175-л бензобаке, нижнем 269-л бензобаке под полом кабины пилота и заднем бензобаке емкостью 305 литров. В случае необходимости баки могли заполняться углекислым газом из двухлитрового баллона, установленного с левой стороны заднего бензобака. Самолет мог также нести два подвесных топливных бака вместимостью по 150 литров каждый.
Пневмосистема использовалась для запуска мотора, выпуска и уборки шасси, управления тормозами и закрылками, а также для перезарядки оружия. Давление обеспечивалось двумя баллонами со сжатым воздухом (50 и 150 атм.). Баллон низкого давления использовался только для запуска мотора, в то время , как баллон высокого давления обслуживал все остальные системы. В полете стартовый баллон подкачивался от приводимого двигателем компрессора АК-50. В аварийной ситуации баллон низкого давления мог использоваться для выпуска шасси и щитков.
Электросистема постоянного тока напряжением 24 вольта, выполненная по однопроводной схеме, запитывалась от генератора типа ГС, установленного на двигателе, или аккумуляторной батареи 12-А-10 емкостью 10 ампер часов. Система обслуживала лампы освещения, посадочную фару, подсветку приборов, оружие, радиооборудование и, в случае Ил-2КР, фотокамеры.
Носовая часть самолета с воздухозаборниками системы охлаждения и трехлопастным винтом AB-5Л-158.Ha коке установлен храповик для аэродромного стартера. Обратите внимание на надпись на лопасти.
Правый борт носовой части. Виден трубчатый откос, задняя часть блока цилиндров и воздуховод радиатора системы охлаждения.
Верхняя панель капота снята. Видны провода системы зажигания, идущие к блокам цилиндров, и трубки систем подачи топлива и охлаждения. Перед мотором располагался расширительный бачок системы охлаждения.
Вид на носовую часть сверху. Виден канал подвода воздуха к заборнику системы охлаждения.
Варианты подвесного вооружения
Ил-2М тип 3
УИл-2
Подвесное вооружение
Передняя часть бронекорпуса (вид с правого борта), сформированная из бронелистов толщиной 4-6 мм. С каждого борта находилось но одному прямоугольному люку, через которые осуществлялся доступ к маслобакам, находившимся по бокам мотора.
Вид с левого борта. Обратите внимание на дополнительную пластину, приклепанную к люку, котория, в закрытом положении, прикрывала отверстие вокруг выхлопных патрубков.
Открытый центральный люк снизу носовой части фюзеляжа. Виден кран для слива масла.
Панель с левого борта, на которой находилась выколотка для выхода воздуха, снята. Видны задняя часть блока цилиндров и выхлопные патрубки.
Вид по полету на левый бюмботсек, поделенный ни две секции.
Передняя стенка и верхняя часть внешней секции левого бомбоотсека, хорошо виден силовой набор.
Внутренняя секция правого бомбоотсека с установленным держателем ДЕР-21. Снимки сделаны до реставрации самолета, когда бомбоотсеки еще имели свою заводскую окраску