Фронтовой истребитель миг-15бис.

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1949 г.

В начале 1949 года прошел госиспытания двигатель ВК-1, предстоящее развитие РД-45Ф, имевший при фактически тех же массе и габаритах практически на 20% громадную тягу, что разрешало без особенных неприятностей установить его на самолеты, оснащенные РД-45Ф, тем самым существенно улучшив их летные характеристики. 14 мая 1949 года Совет Министров СССР выпустил распоряжение № 1887-697 о запуске в серию двигателя ВК-1 со 100-часовым ресурсом.

Это сразу же поделило реактивные фронтовые истребители второго поколения на «перспективные» и «неперспективные». В число первых попал МиГ-15, ко вторым отнесли Ла-15, оснащенный не взявшим предстоящего развития РД-500. Помимо этого, в то время самолетный парк отечественных ВВС был очень «разношерстным», включая множество типов как поршневых, так и реактивных автомобилей, что приводило к большим трудностям в материально-техническом снабжении ВВС.

Появилась заманчивая концепция «единого истребителя», сулившая большую экономическую пользу. Она перекликалась с концепцией «единого фронтового бомбардировщика», т.к. ВК-1 планировалось установить и на Ил-28. В следствии, 14 мая 1949 года распоряжением Совета Министров № 1839-699 было издано постановление о серийном производстве лишь МиГ-15.

Фабрики, строившие Ла-15 и Як-23, должны были свернуть их производство и с июня 1950 года всецело перейти на выпуск МиГов с ВК-1. Помимо этого, уже 17 мая Правительство своим распоряжением № 1903-708 обязало Главного конструктора В.Я.Климова провести в течение года работы по повышению ресурса двигателя ВК-1 до 250 часов, считая первым этапом увеличение ресурса во второй половине 40-ых годов XX века до 200 ч. Потом по окончании проведения опробований двигатель под обозначением ВК-1А выпускался первоначально с 150-часовым, а с 6 серии — с 200-часовым ресурсом.

В соответствии с названным выше распоряжением № 1889-699, и приказом МАП № 386 от 20 мая 1949 года ОКБ-155 была совершена работа по модификации серийного истребителя МиГ-15 под двигатель ВК-1. Самолет должен был быть предъявлен на национальные опробования 1 июля 1949 года. Но, в связи с задержкой получения серийного МиГ-15 № 105015, переоборудование его закончилось лишь в последних числах Июля, а на госиспытания самолет предъявили 13 сентября.

Кроме установки двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, что повлекло трансформации в хвостовой части фюзеляжа, поскольку ВК-1 имел удлинительную трубу и реактивный насадок большего диаметра, чем у РД-45Ф, на самолете был установлен гидроусилитель БУ-1 для уменьшения упрочнений на ручке управления элеронов, увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты до 22%, носки руля направления и руля высоты утолщены. Установка ВК-1 повлекла за собой кроме этого уменьшение высоты 2-го топливного бака, что стало причиной утрата 60 л топлива, и изменение размещения некоторых лючков подхода к оборудованию и двигателю.

Носовая часть фюзеляжа кроме этого претерпела маленькие трансформации, вызванные установкой пушек НР-23, стволы которых были смещены ближе к оси самолета, что разрешило пара улучшить параметры рассеивания при стрельбе. Установленные на МиГе пушки НР-23 все еще не были доработаны, но Основной конструктор А.И.Микоян в собственном письме от 19 сентября на имя Главы ГК НИИ ВВС обязался предъявить доведенное пушечное оружие по окончании опробования самолета.

Крыло отличалось от серийного лишь местом крепления элеронов — их площадь мало увеличили, переместив наряду с этим вперед ось вращения. На самолете кроме этого была поменяна форма и увеличена площадь тормозных щитков до 0,5 м2, а их ось вращения установили под углом 22° к вертикали для уменьшения кабрирующего момента при их открытии. Помимо этого, прочность самолета была приведена в соответствие «Нормам прочности самолетов 1947 года.».

В ГК НИИ ВВС будущий МиГ-15бис, взявший заводское обозначение СД и первоначально именовавшийся МиГ-17, поступил через 6 дней по окончании предъявления, но из-за наличия помпажа на боевом режиме (на высотах более 8000 м) и «зуда» (высокочастотной тряски) двигателя начавшиеся было опробования скоро было нужно прекратить. Самолет возвратили ОКБ для устранения распознанных недочётов.

На самолет был установлен новый двигатель ВК-1 № 94-29 и по окончании исполнения совместной с ЛИИ особой программы опробований двигателя 21 октября СД вторично предъявили в ГК НИИ ВВС. Не обращая внимания на то, что недостатки двигателя всецело устранены не были, распоряжением Главного инженера ВВС машину приняли на национальные опробования. Но всецело выполнить программу опробований не удалось, двигатель так же, как и прежде преследовали «зуд» и помпаж и 15 января 1950 года по окончании исполнения 38 полетов Помощник Главнокомандующего ВВС по умелому постройке, военной приёмке и заказам приказал прекратить опробования.

По договоренности Главного конструктора с Главкомом ВВС на самолете 28 января установили третий по счету двигатель — ВК-1 № В-94-104, имеющий последовательность конструктивных трансформаций, направленных на устранение помпажа. 3 февраля начались повторные госиспытания, в ходе которых установили уже доработанное оружие, а его диагностику включили в неспециализированную программу опробований самолета. Но 15 марта опробования было нужно опять прекратить, сделав всего 16 полетов.

Обстоятельство все та же — «зуд» и помпаж как и у ранее снятого двигателя. За это время армейские успели совершить лишь отстрел работы вооружения и проверку двигателя.

В соответствии с распоряжением Главнокомандующего ВВС на машину установили новый двигатель ВК-1 № Ф-0143, четвертый В первую очередь опробований. Полеты возобновились 18 марта и до успешного окончания опробований самолет поднимался в атмосферу еще 35 раз, не обращая внимания на то, что и данный движок продолжал, не смотря на то, что и менее выражено, «зудеть» и помпировать.

Опробования продемонстрировали, что если сравнивать с серийными МиГ-15 с РД-45Ф установка нового двигателя и выполненный комплекс доработок стали причиной большому улучшению фактически всех черт. Летные эти значительно возросли, за исключением дальности, которая уменьшилась на 180 км ввиду увеличения запаса и уменьшения топлива удельных затрат горючего двигателем ВК-1. Большая скорость, которую достиг самолет с двигателем ВК-1 № 94-29, составила 1076 км/ч.

Управляемость самолетом улучшилась по всем трем осям. Упрочнения на РУС от элеронов пришли в соответствие с требованиями ВВС, упрочнения от направления и рулей высоты кроме этого существенно снизились, и, не смотря на то, что пара превышали норму, по оценкам летчиков стали удовлетворительными. Кроме этого удовлетворительным стало изменение упрочнений на РУС при открытии тормозных щитков.

К тому же, эффективность элеронов, не обращая внимания на повышение их площади, изменилась мало и так же, как и прежде была ниже требуемой более чем в полтора раза. Остались не устраненными «валежка» и обратная реакция по крену, каковые с повышением большой скорости полета стали еще более выражены если сравнивать с первыми проявлениями на МиГ-15 с РД-45Ф.

Особенное недовольство армейских позвала совокупность регулирования ВК-1, не разрешавшая нормально эксплуатировать самолет на высотах более 6000 м. Она не снабжала постоянство оборотов турбины при неизменном положении РУДа и скорости и изменении высоты; не поддерживала минимально допустимый режим работы двигателя при его дросселировании; не допускала нужную в воздушном бою усердную работу РУДом без опасности появления помпажа, «температуры» и заброса оборотов за турбиной, влекущих за собой самопроизвольную остановку двигателя. Главному конструктору ВК-1 В.Я.Климову было рекомендовано отработать автомат приемистости для исключения возможности самопроизвольной остановки двигателя на всех высотах и скоростях полета. Помимо этого, Главному конструктору А.И.Микояну предписывалось установить на МиГе совокупность независимого запуска двигателя для исключения зависимости самолета от аэродромных пусковых агрегатов.

Новое оружие принципиальных недочётов не имело, рассеивание снарядов пушек НР-23 укладывалось в нормы ТУВС-46, правда при воздушной стрельбе с выпущенными воздушными тормозами гильзы и звенья били их обшивку. Повышение темпа стрельбы 23-мм пушек при том же боекомплекте стало причиной уменьшению времени ведения огня с 9 до 6 секунд, и армейские высказали пожелание удвоить боекомплект.

Залповая и раздельная по калибрам стрельба в воздухе на всех скоростях и высотах полета не оказывала влияния на работу силовой установки. Но при стрельбе остатки пыжей много попадали во всасывающие каналы двигателя и оседали, по большей части, на сетке заднего воздушного заборника компрессора, правда без нежелательных последствий.

Список недочётов был достаточно объемным, но преимуществ у нового самолета имелось намного больше и в заключении акта по итогам Госиспытаний было отмечено: «Умелый фронтовой истребитель с двигателем ВК-1 … выстроенный … на базе серийного самолета МИГ-15, национальные опробования прошел удовлетворительно и рекомендуется для принятия на вооружение и серийную постройку». Потом высказывались требования устранить снова найденные, и существовавшие ранее и до сих пор не устраненные недостатки, доработки внедрить в серийное производство и предъявить МиГ-15 с ВК-1 как эталон на 1951 год на контрольные опробования в ГК НИИ ВВС к 1 июля 1950 года. Акт по итогам госиспытаний был утвержден 10 июня 1950 года распоряжением Совета Министров № 2475-975, этим же распоряжением самолет запустили в серию, заменяя на конвейере МиГ-15 с РД-45Ф.

Не обращая внимания на то, что «бисы» были официально запущены в серию летом 1950 года, их совершенствование началось еще зимний период, поскольку подготовка серийного производства на фабриках МАП уже шла полным ходом с июля 1949 года.

В первой половине 50-ых годов двадцатого века во целый рост поднялась неприятность «валежки» (непроизвольного кренения самолета на громадных числах и приборных скоростях М). В первый раз с этим явлением столкнулись еще при опробованиях С-3, где оно проявлялось следующим образом: на приборной скорости 925 км/ч появлялся большой кренящий момент, скоро нараставший по мере повышения скорости, в то время, когда последняя достигала 960 км/ч по прибору, упрочнения на ручке управления самолетом для парирования крена достигали 18,5 кг, что превышало физические возможности пилота. Из-за «валежки» не удалось разогнать самолет до большой скорости на высотах менее 1600 м.

Происхождению «валежки» содействовали как конструктивные обстоятельства (малая жесткость крыла, ослабленного в корневой части вырезом под нишу шасси и не хорошо трудящегося на кручение), так и технологические (разброс черт различных партий материалов, не хватает правильное выдерживание теоретических обводов крыла при его изготовлении, неточности при нивелировке и сборке самолета).

По ярким обстоятельствам происхождения «валежку» возможно поделить на два типа. Первый тип, «маловысотная валежка», появлялась на высотах менее 3000 м. При громадных приборных скоростях, а следовательно и скоростных напорах, не хватает твёрдые консоли крыла закручивались, причем из-за различных жесткостей утлы закрутки консолей, а следовательно и их углы атаки, были не однообразны. В следствии подъемная сила на одной из консолей становилась больше, чем на другой, и появлялся кренящий момент.

На громадных высотах, где при громадных подлинных скоростях скоростные напоры относительно малы, но существенно возрастают числа М, перестает сказываться жесткостная асимметрия и начинает играть роль асимметрия геометрическая. Неравномерное развитие «волнового кризиса» на правой и левой консолях кроме этого влекло за собой различие их подъемных сил и появление кренящего момента. Так появлялась «высотная валежка».

С повышением скорости кренящий момент возрастал, а эффективность элеронов МиГ-15 и без того низкая, существенно падала, в один момент росли упрочнения на ручке от элеронов, с определенной скорости парировать крен становилось нереально и самолет неудержимо заваливался «на пояснице». Для МиГ-15бис, имевшего скорость громадную, чем МиГ-15 с РД-45Ф, и фактически то же крыло, неприятность «валежки» существенно обострилась. У первых серийных «бисов» кренение на скоростях полета 960-980 км/ч, а у отдельных автомобилей и при 850-950 км/ч, становилось таким сильным, что у летчика не хватало сил для его парирования, наряду с этим отклонение элеронов достигало предельных значений. Этим исключалась возможность применения больших скоростей полета на высотах до 3000 м.

По причине кренения самолетов МиГ-15бис на больших скоростях, выявившегося в июле 1950 года, завод № 1 в этом месяце не выполнил программу производства. Самолеты были облетаны, но не оформлялись ВВС под оплату до августа-сентября, в то время, когда произошло ответ Правительства об ограничении большой скорости МиГ-15бис. Приказом Главнокомандующего ВВС от 11 сентября 1950 года до устранения «валежки» Главным конструктором большую скорость МиГ-15бис на высотах до 2500 м ограничили 1040 км/ч.

До внедрения в серию крыльев с увеличенной жесткостью разрешалось ликвидировать «валежку» отгибом регулировочных «ножей» на задней кромке крыла. Наряду с этим парировать крен позволялось отклонением РУС не более чем на 1/3 хода.

«Валежке» самолетов не сходу удалось отыскать верное объяснение и потребовалось большое время для изыскания и всестороннего исследования действенных средств борьбы с ней.

С целью обнаружения изюминок поведения МиГ-15бис, способные привести к катастрофам и авариям, в ГК НИИ ВВС в первый раз были совершены особые летные изучения по определению пилотажных изюминок самолета и отработке соответствующих методических указаний для строевых частей ВВС. Опробования проводились в соответствии с приказу Главнокомандующего ВВС № 0402 от 9 августа 1950 года на трех самолетах № 53210345, № 53210346, № 53210347 производства завода № 21.

Для исполнения программы с количеством 240 полетов был установлен срок в 40 летных дней с облачностью не более 5 баллов. Но летные изучения, начатые еще 4 августа на самолете № 53210345, а на двух вторых самолетах по окончании устранения недостатков бустеров — 16 августа, были прекращены по указанию Главы ГК НИИ ВВС 29 сентября, поскольку главная задача была выполнена.

Помимо этого, 16 сентября опробования на МиГ-15бис № 53210346 были прекращены по окончании выхода из строя двигателя и возобновлены 23 сентября на поменявшем его самолете № 53210434. За это время применяли 15 летных дней, в течение которых на всех самолетах выполнили 100 полетов неспециализированной длительностью 66 ч. 20 мин. По итогам изучений была переработана и дополнена «Инструкция летчику по эксплуатации и технике пилотирования самолета МиГ-15 с двигателями РД-45Ф и ВК-1».

Согласно мнению армейских, главными пилотажными изюминками истребителя МиГ-15, создающими предпосылки для катастроф и аварий, явились интенсивное кренение самолета, появляющееся при полетах на громадных скоростях и быстро нарастающее кроме того при маленьком повышении скорости либо при создании перегрузок, и обратная реакция по крену на дачу ноги при солидных значениях числа М. Последнее явление было в том, что при отклонении руля направления при числах М, громадных 0,87, самолет кренился не в сторону отклонения руля, как это имеет место для устойчивого в поперечном отношении самолета, а в противоположную сторону. Указанные изюминки существенно усложняли пилотирование самолета на солидных числах М и имели возможность привести к попаданию на такие режимы полета, выход из которых затруднен и требует от летчика необыкновенных действий рулями.

Помимо этого, при повышении скорости полета происходило понижение эффективности элеронов, резкое повышение упрочнений, нужных для перегрузки при числах М более 0,86, и оказался пикирующий момент. Это, не смотря на то, что и было признано не страшным для полета, существенно ухудшало управление самолетом.

В штопор же МиГ-15бис срывался лишь при неотёсанных неточностях в технике пилотирования и при верном выводе самолет надежно выходил из него с запаздыванием не более одного витка.

самая опасной была признана «маловысотная валежка», как, но, и любое второе нарушение управляемости самолета вблизи почвы. Ее высотная разновидность аналогичной опасности не воображала, да и появлялась она, в большинстве случаев, при М»0,92, т.е. за пределами ограничений Главного конструктора. Сталкиваться с ней приходилось, по большей части, отечественным пилотам в Корее, где не придавали значения установленным ограничениям и выжимали из самолета все, что он может дать.

Исходя из этого главным соперником для конструкторов стала «валежка», появляющаяся на малых высотах.

Для проверки эффективности мероприятий, совершённых для устранения «валежки», в сентябре 1950 года в ГК НИИ ВВС были предъявлены на особые летные опробования три самолета МиГ-15бис: № 122040 и № 122067 производства завода № 1, на которых по чертежам Главного конструктора выполнили доработки по повышению жесткости крыла и установили «ножи» на задней кромке крыла, и № 53210434 производства завода № 21, что являлся вариантом для доработок в частях и имел лишь «ножи» на ветхом крыле.

В следствии опробований, проходивших с 26 сентября по 9 октября 1950 года, было обнаружено, что на всех трех самолетах совершённые мероприятия не обеспечили решения проблемы, поскольку исполнение полетов без «валежки» на допустимой скорости на всех высотах было неосуществимым. Парирование «валежки» на самолете № 53210434 отклонением ручки, не превышающим 1/3 хода, происходило на скоростях до 993-1020 км/ч (по прибору) на высотах 2000-700 м. Подлинная скорость 1040 км/ч, установленная приказом Главнокомандующего от 11 сентября, была взята только при полном отклонении РУС, а не на 1/3 хода, как предписывал данный приказ.

Доработки самолетов №№ 122040, 122067 существенно улучшили характеристики кренения на громадных скоростях. У № 122067 скорость, при которой «валежка» парировалась отклонением РУС на 1/3 хода, на 30-60 км/ч превышала соответствующие размеры у самолетов без доработок. Но приборные скорости парирования крена при полном отклонении РУС на самолетах №№ 122040, 122067 были на 35 и 10 км/ч соответственно меньше, чем скорости, на которых, поданным завода № 1, «валежки» не было по большому счету (1065 км/ч по прибору на высоте 700 м).

В прямолинейном полете без скольжения на высотах, громадных 3000-4000 м, на всех трех самолетах «валежки» не было до М = 0,92. На высоте 9000-10000 м у №№ 122067 и 53210434 «валежка» в прямолинейном полете без скольжения фактически отсутствовала до М = 0,95.

С целью полного устранения непроизвольного кренения МиГ-15бис впредь до скоростей, соответствующих установленным для самолета ограничениям (скоростной напор 5500 кг/см2 и М = 0,92), в ГК НИИ ВВС был предъявлен самолет № 122058 с новым вариантом ужестченного крыла, продемонстрировавший на заводских опробованиях прекрасные результаты.

Повышение жесткости крыла самолета № 122058 было достигнуто методом неспециализированного утолщения верхней обшивки и обшивки носка крыла, и постановки нижнего и повышения верхнего фестонов под обшивкой между нервюрой и главной балкой № 10. А повышение жесткости крыльев самолетов № 122040 и № 122067 достигалось введением под обшивку фестонов громадных размеров (верхнего — от продольной балки до нервюры № 15 и нижнего — от основной балки до нервюры № 16), и усилением заднего № 9 стрингера и нервюры крыла.

Толщина обшивки оставалась такой же, как на серийных МиГах. Исходя из этого крыло самолета № 121058 «потяжелело» на 47 кг, а крылья №№ 122040 и 122067 — на 30. Остальные доработки по повышению жесткости у обоих вариантов крыльев сводились к пара различающимся по конструктивному выполнению подкреплениям обшивки в разных местах крыла.

Крыло самолета № 122058 на задней кромке от нервюры № 7 до нервюры № 14 кроме этого имело доводочные «ножи» шириною 40 мм, предназначенные для балансировки самолета довольно продольной оси.

Опробования, совершённые с 11 по 28 ноября 1950 года, продемонстрировали, что МиГ-15бис № 122058 отличается в лучшую сторону если сравнивать с ранее испытанными самолетами и в пределах установленных ограничений по числу и скоростному напору М кренения не имеет, среди них и при маневрировании на предельных скоростях с перегрузкой до 4 д. Но осталась обратная реакция по крену на М = 0,86-0,885 и недостаточная эффективность элеронов. Исходя из этого во время с 7 по 20 декабря на том же № 121058 были совершены опробования по определению эффективности устойчивости элеронов и характеристик самолёта, на протяжении которых имел место паузу с 8 по 16 декабря, который связан с отправкой правой консоли крыла в ЦАГИ для определения жесткостных черт.

Эти опробования продемонстрировали, что повышение жесткости крыла не улучшило эффективности элеронов и не предотвратило появление обратной реакции по крену на дачу ноги. Вследствие этого ОКБ было предложено ускорить проведение работ по одновременному устранению всех главных недочётов самолета МиГ-15.

Помимо этого, было отмечено, что «валежка» самолета может являться результатом не только недостаточной жесткости, но и балансировки точности и недостаточной нивелировки, и неодинаковости жесткости консолей крыла, исходя из этого полученные результаты опробований МиГ-15бис № 122058 не дают оснований утверждать, что кренения на серийных самолетах с крыльями, имеющими ужесточение по примеру данного самолета, не будет. Для подтверждения взятых результатов было рекомендовано изготовить и предъявить в январе 1951 года на контрольные опробования три МиГа с подобными крыльями. Однако, этот вариант крыла был запущен в серию еще в октябре 1950 года.

Потом, на МиГ-15бис последних серий была введена дополнительная, кроме отгиба «ножей», регулировка производственной асимметрии крыльев, кроме этого воздействующей на кренение самолета. В узлах стыковки консолей крыла к фюзеляжу показались регулируемые опоры — эксцентричные втулки, благодаря которым возможно было изменять установочные утлы консолей и тем самым парировать «валежку».

Фактически на протяжении всех опробований к создателям МиГ-15 предъявлялись претензии по поводу отсутствия на самолете совокупности независимого запуска, разрешающей существенно повысить не только эксплуатационные, но и тактические характеристики истребителя.

Вследствие этого и в соответствии с распоряжением СМ № 3169рс от 16 февраля 1952 года относительно оборудования самолета МиГ-15бис совокупностью независимого запуска, в ОКБ Микояна и в ГК НИИ ВВС были совершены экспериментальные работы с применением умелой аккумуляторной батареи 12-САМ-25, созданной в НИАИ МПСС.

В следствии проведения госиспытаний заводских и батареи опробований самолета МиГ-15бис была установлена возможность создания совокупности независимого запуска без больших трансформаций в оборудовании самолета. После этого ОКБ оборудовало самолет МиГ-15бис № 1115341 с ВК-1 № 136136, имеющим передаточное число к стартеpy 1:2,8, с целью проведения национальных опробований совокупности независимого запуска.

При дооборудовании самолета электростартер СТ-2 заменили на СТ-2-48, используемый для запуска ВК-1 на Ил-28, а вместо серийной батареи 12-А-ЗО установили умелую 12-САМ-25. Помимо этого, произвели кое-какие трансформации в пусковой панели и электропроводке ПС-2. Причем последовательность запуска двигателя никак не изменилась если сравнивать с существующей на серийных автомобилях и сохранилась возможность запуска от аэродромных пусковых тележек.

Вес же установленного оборудования составил не более семи килограмм, в основном за счет повышения сечения проводов.

Летные опробования продемонстрировали, что при длительности полетов 30-40 мин любой с большой нагрузкой на электрическая сеть, совокупность независимого запуска с применением одной батареи 12-САМ-25 снабжает не меньше 10 вылетов при 10 запусках двигателя ВК-1 без снятия ее на подзарядку. Результаты полетов по кругу по 3-5 мин. любой продемонстрировали, что совокупность с всецело заряженной батареей снабжает не меньше 5 полетов без применения аэродромных средств запуска.

В следствии же опробования совокупности с серийной батареей 12-А-ЗО было получено лишь 4 уверенных запуска, причем раскрутка турбины проходила «вяло», о чем свидетельствовали повышенная температура газа за турбиной и пониженные обороты стартера в момент отключения. Однако, до освоения в серийном производстве батареи 12-САМ-25 была признана возможность применения 12-А-ЗО на переоборудованных самолетах для обеспечения боевых вылетов.

Госиспытания проходили в периоде 5 марта по 10 марта 1952 года и закончились с хорошей оценкой. В связи с чем, приказом МАП № 685 от 17 июня, совокупность независимого запуска с октября месяца внедрялась в серийное производство. Помимо этого, на протяжении опробований было совершено улучшение совокупности независимого запуска методом применения облегченной пусковой аппаратуры ПС-48 и защиты и схемы блокировки аккумуляторной батареи посредством релейной коробки РПА-200А.

По окончании опробования улучшения его советовали для применения при предстоящем серийном производстве самолетов МиГ-15бис и МиГ-17.

Но, учитывая острую потребность во внедрении независимого запуска на уже выпущенных и эксплуатирующихся в частях ВВС самолетах МиГ-15бис, и, принимая к сведенью, что указанное выше новшество с применением ПС-48 и РПА-200А не может быть совершено в аэродромных условиях, поскольку потребует коренного трансформации монтажей на самолете, было признано вероятным совершить дооборудование по варианту, предложенному ОКБ, что возможно выполнен в поле, с одновременным устранением распознанных в ходе опробований недочётов предъявленной совокупности независимого запуска двигателя ВК-1.

Летные и тактические характеристики любого самолета полностью проявляются на протяжении эксплуатации и, в особенности, во время военных действий, в то время, когда ему приходится трудиться в самые экстремальных условиях. Боевые действия МиГов в Корее кроме этого распознали не только хорошие качества самолета, но и его недочёты. Вследствие этого, в последних числах Декабря 1951 года правительство решило вопрос о увеличении боевых возможностей самолета МиГ-15бис, и уже 3 января 1952 года вышел приказ МАП № 10 «О самолете МиГ-15бис», обязывающий ОКБ-155 и фабрики совершить последовательность доработок истребителя.

С целью улучшения маневренности истребителя МиГ-15бис и обеспечения возможности катапультирования летчика при ранения его в правую руку, ОКБ было поручено создать тормозные щитки (ТЩ) увеличенной площади и дублирующее управление сбросом и катапультированием фонаря для левой руки пилота. Доработанный самолет нужно было представить на опробования уже в марте. Самолет МиГ-15бис № 53210668 предъявили на госиспытания 20 марта 1952 года, каковые он удачно прошел.

С 1 июля в серию запустили дублирующее управление катапульты (приказ МАП № 567 от 20.05.1952 г.), а с 1 сентября — увеличенные ТЩ площадью 0,8 м2 (приказ МАП № 736 от 26.06.1952 г.).

Помимо этого, приказом МАП № 736 устанавливался кроме этого срок предъявления на контрольные опробования в ГК НИИ ВВС самолета МиГ-15бис с тормозными щитками площадью 0,9м2 — 15 сентября 1952 года. Установка новых увеличенных щитков была закончена в августе 1952 года.

Работа проводилась в целях обеспечения возможности маневренности и дальнейшего повышения самолёта вертикального пикирования без превышения допустимой скорости с высоты 12000-13000 м. Заводские опробования установили, что предстоящее повышение площади тормозных щитков, сверх ранее принятого размера (S = 0,8m2), не целесообразно, поскольку повышение площади идет за счет криволинейной поверхности фюзеляжа по отношению к воздушному потоку и потому не действенно. Вследствие этого ОКБ, с согласия ВВС, остановило работы по данной теме.

Для оборудования находящихся в 64 ИАК (соединение, в которое были сведены воюющие в Корее дивизии и советские авиаполки) МиГ-15бис креслами с дублированным управлением катапультой ОКБ было предписано сдать к 25 мая Главному инженеру ВВС 5 комплектов инструкций и 5 комплектов чертежей с целью проведения доработок. Фабрикам № 1 и № 153 поручалось изготовить и сдать ВВС к 20 июня для отправки в 64 ИАК 20 новых сидений (по 10 на завод) и 312 наборов (по 156 на завод) подробностей, нужных для доработки ветхих сидений. Проведение доработки надлежало совершить на всех самолетах Корпуса до 13 августа в ремонтных мастерских соединения силами прикомандированных заводских бригад совместно с техсоставом частей по инструкции и чертежам Главного конструктора.

Не ждя поставки серийных истребителей с новыми ТЩ, было решено по доработке самолетов МиГ-15бис конкретно в 64 ИАК. Для этого фабрикам № 1 и № 153 предписывалось изготовить и сдать ВВС для отправки в Корпус по 160 узлов и комплектов деталей, нужных для установки на МиГ-15бис щитков площадью 0,8 м2 (по 60 наборов до 20.07 и по 100 наборов до 10.08.1952 г.).

Переоборудование всех самолетов требовалось совершить до 19 сентября по инструкции и чертежам завода № 1 силами заводских бригад, для чего в 64 ИАК командировались по одной бригаде в 10 человек с фабрик № 1 и № 153. Как и при с дублирующим управлением, доработка проводилась в реморганах соединения с участием инженерно-технического состава частей.

Не осталось без внимания и уровень качества связи. В целях увеличения надежности управления воздушным боем истребителей МиГ-15бис завод № 153 до 15 февраля 1952 года должен был оборудовать 60 самолетов многоканальной УКВ радиостанцией РСИУ-3 и сдать их ВВС для отправки в этом же месяце в порядке замены в 64 ИАК. В том же направлении направили и новые наземные УКВ радиостанции РАС-УКВ.

Для повышения дальности полета был создан МиГ-15бис, оборудованный совокупностью дозаправки горючим в полете от самолета-заправщика Ту-4. В мае 1952 года на заводе № 153 было переоборудовано два самолета МиГ-15бис, выделенных для данной цели ВВС. Но работы по данной теме затормозились по обстоятельству несвоевременного оборудования самолета-заправщика Ту-4 на заводе № 18, помимо этого, работу тормозили такие организации-разработчики совокупностей, как ОКБ-140, ОКБ-30, завод № 279 и ряд других.

Однако, в первой половине 50-ых годов XX века опробования совокупности дозаправки «Конус» все же начались. Активное участие в ее доводке и испытаниях принимали инженеры В.Я.Молочаев и С.Н.Рыбаков, и летчики-испытатели П.И.Казьмин, С.Ф.Машковский и Л.В.Чистяков.

При испытаниях и создании совокупности был решен последовательность вопросов, которые связаны с устойчивостью совокупности «шланг-конус» в потоке и выбором ее параметров, и отработана методика пилотирования истребителя МиГ-15бис при заправке и контактировании. Дозаправка осуществлялась при помощи двух шлангов с конусами, производимых из законцовок крыла самолета-заправщика Ту-4, и заправочной штанги, установленной в верхней части кольца воздухозаборника истребителя МиГ-15бис. В будущем МиГ-15бис передал эстафету по совершенствованию совокупности «Конус» истребителю МиГ-19.

Кроме этого на самолетах МиГ-15бис и Як-15 проходила опробования «крыльевая» совокупность дозаправки от бомбардировщика Ту-2, которая, не обращая внимания на предстоящую отработку на самолетах МиГ-19 и Ту-16, развития не взяла, поскольку не разрешала создавать, в отличие от совокупности «Конус», одновременную дозаправку двух истребителей.

В рамках программы МиГ-15бис была создана совокупность «Бурлаки». МиГ-15бис «Бурлаки» — истребитель оборудованный совокупностью «Гарпун», разрешающей за счет подцепки и буксировки в полете бомбардировщиком Ту-4 расширить дальность полета. Разработку совокупности выполнило ОКБ А.С.Яковлева.

Ведущий инженер Ч.Г.Гадзаов.

Совокупность буксировки складывалась из лебедки с приёмником и тросом-конусом, установленной на самолете Ту-4 в хвостовой части фюзеляжа, и «гарпуна», установленного в носовой части самолета МиГ-15бис. Буксировочный трос с конусом выпускался на 80 м. Управление работой совокупности осуществлялось с главного пульта, расположенного на левом борту в задней гермокабине кормового стрелка Ту-4.

Установка лебедки и связанные с этим доработки бомбардировщика Ту-4 № 221001 произведены ОКБ-30 по техническим условиям завода № 115. Доработка истребителя МиГ-15бис № 53210408 под установку гарпуна выполнена заводом № 115.

Гарпун воображал собой пневматический цилиндр, шток которого вместе с замком, снабжающим расцепку и сцепку под действием сжатого воздуха, имел возможность перемещаться. Полная протяженность гарпуна — 1372 мм, протяженность выступающей части — 945 мм. Перед началом сцепки шток с замком выдвигался из цилиндра.

При входе замка гарпуна в гнездо приемника-конуса происходило автоматическое сцепление, по окончании чего шток убирался вовнутрь цилиндра.

В связи с установкой «оборудования» и гарпуна для сцепки с самолета МиГ-15бис сняли фотокинопулемет С-13. В отсеке носового кока дополнительно установили: второй аккумулятор 12А-30 и воздушный 4-х литровый баллон, включенный в сеть главной воздушной совокупности.

По окончании проведения заводских опробований (02.02. — 26.04.1951 г.) совокупность дозаправки была передана в ГК НИИ ВВС на госиспытания. Госиспытания проходили с 28 июля по 24 августа 1951 года и завершились хорошими результатами. Совокупность буксировки продемонстрировала расцепку самолётов и надёжную сцепку в воздухе как днем так и ночью и была признана новой перспективной работой, воображающей интерес для ВВС, как одно из вероятных ответов задачи сопровождения бомбардировщиков.

Было рекомендовано оборудовать 5 серийных истребителей МиГ-15бис и 5 бомбардировщиков Ту-4 совокупностью буксировки для отработки системы наведения и тактического применения.

В январе 1952 года на заводе № 153 была выстроена войсковая серия из 5 истребителей МиГ-15бис оснащенных «гарпунами». Переоборудовано 5 самолетов-буксировщиков Ту-4 завода № 18 с целью проведения войсковых опробований. Опробования проходили в 50-й Воздушной Армии Дальней Авиации с 9 июля по 8 сентября 1952 года на аэропорте Зябровка.

Совокупность буксировки снабжала расцепку и многократную сцепку МиГ-15бис с Ту-4 и буксировку истребителей за бомбардировщиками с трудящимися и неработающими двигателями в составе эскадрильи и отряда «воздушных поездов» в установленных для самолетов Ту-4 боевых порядках как днем, так и ночью. Истребители, пребывав на буксире, маневр бомбардировщиков не ограничивали.

В составе эскадрильи и отряда «воздушных поездов» вероятно создавать горизонтальный полет, комплект высоты, понижение со скоростью до семи метров/с и развороты с креном до 10-15° Ввиду того, что Ту-4 являлся устаревшим бомбардировщиком, было рекомендовано отработать совокупность буксировки на самолетах Ту-16 и Ту-95. В развитие совокупности буксировки ОКБ-115 создало совокупность дозаправки истребителя МиГ-15бис от бомбардировщика Ту-4 при автосцепке.

Опробования совокупности дозаправки проводились заводом № 115 совместно с ЛИИ во время с 24 сентября 1954 года по 2 марта 1955 года. Ведущий летчик С.Н.Анохин, летчик-испытатель Ф.И.Бурцев, начальник самолета Ту-4 А.А.Ефимов, инженер-оператор А.И.Вершинин. Ведущие инженеры: от завода № 115 — В.И.Степанов и от ЛИИ — В.С.Елкин.

При опробованиях совокупности дозаправки была проверена работа всех агрегатов совокупности, отработана методика дозаправки и произведена эксплуатационная оценка ее работы. Опробования продемонстрировали, что совокупность снабжает дозаправку в полете на высотах до 4000 м.

Доработки, которые связаны с установкой совокупности, фактически не ухудшили Ltd самолетов и не усложнили их пилотирование. Во второй половине 50-ых годов двадцатого века работы по теме «Бурлаки» были прекращены, как попотерявшей актуальность.

Техническое описание истребителя МиГ-15бис поздней серии выпуска.

Одноместный околозвуковой фронтовой истребитель МиГ-15бис является среднеплан со стреловидными хвостовым оперением и крылом. В задней части фюзеляжа установлен турбореактивный двигатель ВК-1А. Планер изготовлен в основном из дюралюминия Д-16 и стали марок 30ХГСА и 20ХГСА.

Фюзеляж.

Фюзеляж полумонококовой конструкции складывается из двух частей, передней и задней.

Передняя часть ограничена шпангоутами № 1 и № 13. Воздухозаборник разделен вертикальной перегородкой, в которой на шпангоуте №1 закреплен фотокинопулемет С-13. Перегородка дробит воздухозаборник на два канала полузллиптического сечения, каковые огибают кабину летчика.

К шпангоуту № 1 крепятся гидроцилиндр уборки носовой опоры шасси и буксировочная петля. В переднем отсеке оборудования (находится в верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 1 и № 4) установлены аккумуляторная батарея, блоки радиостанции РСИУ-3 и ответчика совокупности госопознавания СРО-1, и два баллона с кислородом. Носовая опора шасси крепится к шпангоуту № 4. В верхней части шпангоута № 4 смонтирована бронеплита толщиной 10 мм.

Кабина пилота занимает пространство верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 4 и № 9. Кабина герметизирована и снабжена совокупностью кондиционирования воздуха. Ниже кабины летчика размещается отсек оружия, блоки радиовысотомера РВ-2, автоматического радиокомпаса АРК-5 и усилителя/выпрямителя МА-250.

Компоновка кабины классическая. Приборная доска вместе с прицелом закреплена на шпангоуте № 5, направляющие катапультируемого кресла — на задней стенке кабины, которая, со своей стороны, крепится к шпангоуту № 8. Козырек фонаря кабины складывается из дюралюминиевой рамы, лобового бронестекла толщиной 64 мм, и двух боковых плексигласовых панелей остекления толщиной 8 мм.

Сдвижная часть фонаря кабины кроме этого имеет дюралюминиевый каркас, прозрачная часть изготовлена из плексигласа толщиной 8 мм в передней части и 4 мм — в задней. Помимо этого, фонарь имеет внутренне остекление из плексигласа толщиной 4 мм. В пространство между двумя слоями плексигласа укладывается силикагель (сменный) для поглощения жидкости.

Сдвижная часть фонаря сдвигается назад по трем направляющим, две из которых закреплены на бортах, а одна в верхней части фюзеляжа за шпангоутом № 9. Герметизация фонаря обеспечивается резиновым шлангом-прокладкой, в который в закрытом положении подается сжатый воздушное пространство. Снаружи фонарь возможно открыт при помощи убираемой рукоятки, расположенной по левому борту фюзеляжа ниже каркаса фонаря. Ручка открытия фонаря изнутри находится по левому борту кабины.

При опасности сдвижной сегмент фонаря кабины сбрасывается неудачно, рукоятки аварийного сброса находятся по бокам катапультируемого кресла.

Лебедка подъема/опускания оружия и два блока крепятся к шпангоуту № 5а. В отсеке оружия находится баллон аварийной пневмосистемы. Главный топливный бак расположен между шпангоутами № 9 и № 13 между каналами воздухозаборника двигателя. Лонжероны плоскостей и центроплана крыла крепятся к шпангоутам № 9 и № 13. Тут же находится гидроаккумулятор. Моторама двигателя крепится к шпангоуту № 13. К шпангоуту № 13 в десяти точках кроме этого крепится кроме этого задняя секция фюзеляжа.

В районе шпангоута № 13 два канала воздухозаборника соединяются в один.

Силовой комплект передней секции фюзеляжа включает 13 шпангоутов, 3 вспомогательных шпангоута, четыре передних дюралюминиевых лонжерона (между шпангоутами № 1 и № 9), четыре задних металлических лонжерона (между шпангоутами № 9 и № 13). Между шпангоутами № 11 и № 13 в верхней части фюз

Красный император. МиГ-15

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: