Схема и конструкция самолета Ил-28.

Схема Ил-28- высокоплан с трапециевидным крылом и двигателями под ним, со стреловидным однокилевым хвостовым оперением при прямой передней кромке крыла. Бомбовая нагрузка до 3000 кг (нормальная- 1000 кг) в фюзеляже на внутренней подвеске. Стрелковое вооружение: две неподвижные пушки НР-23 внизу носовой части фюзеляжа с 200 снарядами, и две подвижные НР-23 в кормовой установке с 450 снарядами.

Конструкция самолета в основном из дуралюмина Д16-Т. Толщина листов обшивки фюзеляжа- 1,0-1,5 мм, крыла- 2-4 мм. Клепка обшивки потайная. Шпангоуты фюзеляжа (его поперечное сечение- круг)- штампованные из листов, стрингеры- прессованные профили. Каркасы фонарей кабин- литые из магниевого сплава.

Места экипажа бронированы, оба сиденья катапультируемые. Сиденье летчика с 10 мм стальной бронеспинкой, чашка сиденья из 6 мм стали. Сиденье штурмана- с такой же чашкой и бронеспинкой в 10 мм стальной в нижней ее половине, и в 32 мм дуралюминовой в ее верхней половине. Сиденье кормового стрелка (некатапультируемое) защищено 8 мм стальной броней, прикрывающей боезапас спереди и сзади, и смотровыми бронестеклами толщиной 102 мм (заднее) и 68 мм (боковые). Кроме того, под сиденьями штурмана и стрелка- дуралюминовые листы в 10 мм. Масса брони- 454 кг. Лобового бронестекла у летчика не было.

Кабины герметизированы уплотнительными пленками в заклепочных швах. Выводы проводок- через резиновые шарики. Тепло- и звукоизоляция кабин- материалами АТИМ-Х и АНЗМ. Крыло профиля СР-5С 12% толщины, установленное под углом 3°, двухлонжеронное моноблочное. Полки лонжеронов и набор стрингеров- прессованные профили тавровые, корытные (трапециевидные) и углобульбовые. Лонжероны разрезаны по нейтральной оси их стенок. Нервюры состояли из верхних и нижних полок-балочек. Вся эта основная кессоная часть крыла делилась технологически на верхнюю и нижнюю половины, изготовлявшиеся самостоятельно с применением открытой групповой клепки (что было очень удобно и целесообразно) с большой степенью точности и чистоты. Обе половины соединялись болтами через угольники стенок лонжеронов по нейтральной линии. К этому кессону присоединялись на винтах носок и хвостовая нижняя части крыла.

Аналогичной была конструкция стабилизатора и киля. Закрылки и рули также цельнометаллические. Удлинение крыла- 7,55, сужение- 2,08, поперечное V по передней кромке- 0°38'.

Площадь крыла- 60,8 кв.м. Конструкция самолета отличалась технологичностью.

Двигатели подвешены под крылом в гондолах, передние части которых легкосъемные для доступа к двигателям. Пять топливных баков общей емкостью 7908 л в фюзеляже перед и за крылом. Баки мягкие протектированные. Смазка заливается в особые резервуары на двигателях. Управление газом тросовое, запуском- электрическое. Все управление и контрольные приборы- у летчика.

Шасси с воздушно-масляной амортизацией, смесь спиртоглицериновая. Передняя опора убирается назад в фюзеляж, ее колеса спаренные 600*180 мм (позже- 600*155В), ход амортизации- 400 мм. Главные опоры- под гондолами, убираемые вперед, в гондолы, с поворотом на 90° (плашмя), колеса 1150*355В тормозные, ход амортизации- 300 мм. Начальное давление воздуха (без обжатия) в переднем амортизаторе- 7 кгс/кв.см, в главных- 32 кгс/кв.см. Давление в пневматиках передних колес - 4,5 кгс/кв.см, главных- 7-8 кгс/кв.см (при перегрузке). Уборка и выпуск от пневмосистемы под давлением 55 кгс/кв.см. Система торможения и управления закрылками гидравлическая. Воздух от компрессоров АК-150 на двигателях.

Выпуск шасси, торможение и опускание закрылков дублируются независимой системой от аварийного баллона.

Управление самолетом смешанное: элеронами жесткое, рулями высоты и триммерами в основном тросовое, триммерами руля направления и правого элерона электрическое.

Электрооборудование самолета питалось от двух стартер-генераторов ГСР-9000 (потом СТГ-12000) на двигателях и двух аккумуляторов 12-А-30 в фюзеляже.

Радио- и аэронавигационное оборудование обеспечивало возможность полета в сложных метеоусловиях и ночью.

Системы воздухопитания кабин, вентиляции и отопления объединены, воздух поступает от компрессоров двигателей через фильтры. До высоты 2000 м воздух нагнетается в кабины скоростным напором. В кормовой стрелковой установке Ил-К6 управление поворотом оружия дистанционное, с помощью следящей потенциометрической системы, управляющей гидроприводом.

В бомбовый отсек фюзеляжа (под крылом) могут подвешиваться разные бомбы до ФАБ-3000 (в перегрузку). Управление створками бомболюка от самолетной воздушной сети с аварийным баллоном. Применялись два твердотопливных ускорителя взлета ПСР-1500-15 с тягой 1650 кгс в 13 с. Масса одного 132-246 кг (снаряженного).

Площадь компенсации элеронов 25,4%, рулей высоты 26%, руля направления 27,5% их площади.

Масса пустого самолета 12 890 (+0,75%) кг. Нормальная взлетная 18 400 кг, максимальная взлетная 23 200 кг. Масса полной нагрузки 5510-10 310 кг. Центровка 19,8-21,4% САХ.

Летные данные: скорость у земли 786 км/ч, на высоте 5250 м 848 км/ч; на боевом режиме у земли 800 км/ч, на высоте 4500 м 905 км/ч; время набора высоты 5000 м 6,5 мин, 10 000 м 18 мин; скороподъемность у земли 15 м/с, дальность полета до 2400 км на высоте 10 000 м и скорости 700 км/ч. Разбег от 875 до 965 м (с перегрузкой), пробег 920 м (с торможением).

Удельный расход топлива 1,06 кг топлива/кгс тяги в час; 6,34-2,80 л/км; 4750-1615 л/ч.