Авиация и Космонавтика 2016 07

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).