Из истории советской авиации: Самолеты ОКБ имени С. В. Ильюшина стр.49
Двигатель АЧ-ЗОБ развивал взлетную мощность 1103 кВт (1500 л. с). На расчетной высоте 6000 м благодаря наличию комбинированного наддува от приводного центробежного нагнетателя и двух турбокомпрессоров (по одному ТК на каждый блок из шести Цилиндров) он имел номинальную мощность 919 кВт (1250 л. с.) и крейсерский расход топлива 110...125 г/кВт (150...165 г/л. с.) в час вместо 195...206 г/кВт (265...280 г/л. с.) в час у лучших бензиновых двигателей того времени. Однако удельная масса Дизельного двигателя АЧ-ЗОБ, равная 0,632 кг/кВт (0,86 кг/л. с), существенно превышала удельную массу бензиновых двигателей, которая достигала 0,41 кг/кВт (0,6 кг/л. с). Проектные размеры
Рис. 2.2. Схема самолета Ил-6
самолета Ил-6 выбирали под разрабатывавшийся вариант дизель ного двигателя АЧ-ЗОБФ с форсированной взлетной мощностью 1397 кВт (1900 л. с.) и более высоким уровнем надежности работы.
Самолет Ил-6 был создан по схеме двухдвигательного низко-плана(с обычным однокилевым вертикальным оперением, и его основные размеры, такие, как площадь крыла и длина фюзеляжа, были выбраны практически одинаковыми с размерами самолета ДБ-4. Однако аэродинамическая компоновка крыла самолета Ил-6 и такие относительные параметры крыла, как удлинение и сужение, были на этом самолете другие.
Стремление обеспечить высокий уровень безопасности полетов, который во многом зависел от характера развития срыва потока на верхней поверхности крыла, и определило в соответствии с теоретическими воззрениями того времени выбор для Ил-6 крыла с одним, постоянным по всему размаху аэродинамическим профилем, с положительной стреловидностью передней кромки при виде в плане и с большим сужением (рис. 2.2). Такое крыло отличалось ранним появлением срывов потока в концевых сечениях, и вследствие этого предотвращалась возможность возникновения одностороннего срыва, сваливания самолета на крыло и перехода его в штопор. Возросшая до 220 кг/м2 нагрузка на площадь крыла и увеличение крейсерского угла атаки привели к возрастанию доли индуктивного сопротивления, и для его снижения удлинение крыла самолета Ил-6 пришлось увеличить до X = 8.
Возврат к однокилевой схеме вертикального оперения на самолете Ил-6 основывался на опыте проектирования и летных испытаний самолета ДБ-4, который показал, что выгоды разнесенного вертикального оперения менее существенны, чем его недостатки.
связанные, главным образом, с трудностью обеспечения необходимой путевой устойчивости самолета на различных режимах полета, особенно при выходе из строя одного двигателя. Отметим, что отказ от разнесенного вертикального оперения, начавшийся в середине войны, стал всеобщим явлением в мировом самолетостроении и послевоенные годы.
Дизельные двигатели на самолете Ил-6 устанавливались в двух гондолах, плавность форм которых нарушалась только обтекателями масляных радиаторов. Водяные радиаторы системы охлаждения двигателей располагались в крыльевых туннелях с входом охлаждающего воздуха через носок крыла. Выход из туннеля находился под крылом и регулировался заслонкой с электроуправлением из кабины пилотов.