Элероны типа 'Фрайз' имели 100% весовую балансировку в виде грузов, помещаемых в носке, и аэродинамическую компенсацию, составляющую 29% от площади. Носок элерона до лонжерона обшивался дюралюминиевым листом, после чего весь элерон поверху обтягивался полотном.
Закрылки металлические, обшитые полотном. Закрылки могли быть отклонены на полный угол 45° (при посадке) и на угол 17° (на взлете). Управление закрылками пневматическое.
Двухлонжеронный стабилизатор состоял их двух частей. Лонжероны крепились к фюзеляжу с помощью регулируемых стальных узлов. Переход к фюзеляжу закрывался обтекателем, крепившимся винтами к фюзеляжу и к обшивке стабилизатора.
Хвостовое оперение самолета - свободнонесущее однокилевое. Стабилизатор - двухлонжеронный металлический. Руль высоты и руль направления имели металлический каркас, обтянутый полотном. Руль высоты снабжался триммер-флетне-ром, а руль поворота - флетне-ром.
Вертикальное оперение состояло из киля и руля направления. Киль являлся неотъемлемой частью фюзеляжа. Его каркас был образован профилированными верхними частями шпангоутов, нервюрами. Рули имели трубчатые лонжероны, штампованные нервюры и полотняную обшивку.
Управление элеронами, рулем высоты, направления и триммерами тросовое. На участках, не защищенных броней, в крыле и хвостовой части фюзеляжа управление дублировалось второй тросовой проводкой.
За кабиной летчика располагалась кабина штурмана-стрелка, в которой монтировалась стрелковая установка ВУ-8 под пулемет УБК. Для жесткости конструкции сверху по вырезу кабины вклепывались профили, на которые ставилось по-лутурельное кольцо стрелковой установки. Фонарь штурмана состоял из сварного трубчатого каркаса с остеклением из плексигласа. У штурмана имелось жесткое сидение, откидывающееся к задней спинке.
Фонарь кабины пилота состоял из неподвижной и подвижной части, сдвигающейся назад на роликах по бортовым рельсам. Посадка в кабину штурмана-стрелка происходила через нижний люк. Крышка выполнялась из бронелиста толщиной 6 мм. При необходимости крышка люка могла быть сброшена с самолета.
Мотор АМ-42 своими приливами крепился болтами к продольным прессованным дюралюминовым профилям Г-образного сечения, которые связывали между собой две поперечные дюралюминовые полурамы, приклепанные, в свою очередь, непосредственно к бронекорпусу. Продольные профили крепились к задней полураме стальным углом, к которому подходил трубчатый подкос, второй конец соединялся с рамой фюзеляжа. Получалась легкая и прочная конструкция.
Ил-8 №1 Ам~42 на Государственных испытаниях, 1945г. (фото из архива ГФ. Петрова)
Мотор вращал винт АВ-5л-18Б диаметром 3,8 м. Управление винтом - тросовое. Регулятор постоянных оборотов Р-7ф.
Всасывающий патрубок мотора располагался на левой стороне капота мотора и снабжался внутренней заслонкой, связанной с системой шасси, снабжен сеткой-фильтром.
Питание мотора горючим осуществлялось из двух баков - верхнего и основного, общей емкостью 880 л. Баки выполнены из сплава АМЦ, протектированы и полностью защищены броней. Верхний бак располагался за мотором перед кабиной пилота в верхней части корпуса, а основной, имевший Г-об-разный вид - за кабиной пилота и под полом кабины. Оба бака соединялись между собой трубопроводом. Дренаж выведен наружу.
Помимо основной бензосисте-мы, самолет имел бензопроводку для использования одного подвесного бензобака на 150 кг горючего.
Система наполнения бензобаков нейтральным газом, хотя и была смонтирована на самолете, но вследствие недоведенности конструкции на испытания не предъявлялась.
Питание мотора маслом осуществлялось из двух баков емкостью по 47 л, расположенных у блоков мотора внутри бронекорпуса. Маслобаки не протектировались. Для охлаждения масла в специальном тоннеле устанавливался сотовый маслорадиатор, который устанавливался рядом с водорадиатором. В системе имелся шунтовый масляный кран для перепуска масла из мотора в бак при прогреве мотора.
Мотор АМ-42 охлаждался дистиллированной водой под давлением (1,4-1,5 атм). Система водяного охлаждения включала расширительный бачок, устанавливавшийся над редуктором мотора и сотовый радиатор, расположенный в специальном тоннеле. Емкость во-досистемы 82 л.
Охлаждение водо- и маслора-диаторов осуществлялось наружным воздухом, поступавшим по тоннелю над мотором. Вход в тоннель образовывался вырезом и углублением в верхней части капота мотора.
Температуры воды и масла регулировались открытием бронезас-лонок (толщина брони 6 мм) на выходе из воздушного тоннеля. Заслонки управлялись с помощью электромеханизмов УР-6 из кабины пилота. Тоннели прикрывались снизу 6-мм броней, с боков - 5-мм броневым корпусом, а со стороны заднего лонжерона - 6-мм броней.
Шасси двухстоечное убирающееся в полете от пневматической системы. Монтировалось на концах центроплана. В полете шасси складывалось назад и убиралось в крыло. В убранном положении выступающая из крыла часть шасси закрывалась специальными обтекателями. В верхнем положении шасси удерживались замками. Амортизаторы воздушно-масляные. Тормоза пневматические. На случай отказа основной системы выпуска шасси на самолете имелась аварийная механическая система (как на Ил-2), состоящая из сварного рычага, установленного на верхнем узле складывающегося подкоса, тросовой проводки и лебедки, помещенной в кабине пилота. Аварийный выпуск хвостового колеса при этом не предусматривался.
Питание всех систем воздухом производилось от компрессора АК-50, установленного под редуктором мотора, и от воздушных баллонов, расположенных в хвосте фюзеляжа.
На пульте в кабине пилота размещались ручки управления шасси и щитками. Сигнализация положения шасси электромеханическая. Электрическая сигнализация осуществлялась при помощи концевых выключателей, установленных на замках шасси и сигнальных лампочек на доске приборов пилота, механическая - при помощи указателей на крыле ('солдатиков').
Кабина летчика и кабина стрелка были связаны переговорным устройством СПУ-2ф и трехцветной световой сигнализацией. Для связи и вождения самолета устанавливалась радиостанция РСБ-Збис и радиополукомпас РПКО-10 ('Чае-нок').
Аэрофотосъемка обеспечивалась двумя плановыми фотоаппаратами: АФА-Зс, установленного в хвостовой части фюзеляжа с дистанционным управлением из кабины штурмана-стрелка, и АЩАФА-2, расположенного в кабине штурмана-стрелка, который предназначался для непрерывной плановой фотосъемки в плохих метеоусловиях, в сумерки и с малых высот.
Стрелково-пушечное вооружение самолета состояло из двух пушек ВЯ-23 (300 снарядов) и двух пулеметов ШКАС (1500 патронов) в крыле и одного пулемета УБК (150 патронов в трех магазинах), смонтированного в задней подвижной установке ВУ-8.
Все вооружение в крыле располагалось за пределами диска ометания винта. Питание пулеметов осуществлялось из коробок, расположенных рядом с ними. Патроны к пушкам подавались по жестким рукавам из специально оборудованных под патронные ящики отсеков крыла. Питание пушек одностороннее. Поэтому правый и левый рукава, соединяющие ящики с пушками, по своей конфигурации были разными. Патронный ящик имел две крышки, прикрепленные к крылу спереди на двух крючках и сзади на двух замках каждая. Профиль крышек выдерживался по верхнему контуру крыло.
Звенья и гильзы пушек выбрасывались наружу, а ШКАС - собирались в носке крыла непосредственно у пулеметов. Гильзоотво-ды пушек закрывались снизу пружинными крышками, предохраняющими пушки от грязи во время рулежки по аэродрому и уменьшающих вредное сопротивление в полете. При стрельбе они открывались выходящей гильзой, а в закрытом положении - удерживались пружинами.
Управление огнем крыльевых пулеметов и пушек электрическое, осуществлялось с помощью двух кнопок на ручке управления самолетом: правая кнопка - для стрельбы из пушек, левая - из пулеметов.
Стрельбой из пушек управляли при помощи пневмоэлектроспус-ка ПЭС-1, а из пулеметов - электроспуска М-10, установленного непосредственно на пулемете. На пулеметах дополнительно за крючок спуска
