Истребитель-перехватчик см-12.

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1957 г.

Узнаваемый во всем мире самолет МиГ-19 стал первым серийным сверхзвуковым истребителем. На нем было решено множество неприятностей, которые связаны с полетами на сверхзвуке. Но уже во второй половине 50-х годов встал вопрос об улучшении его главных летных черт.

В соответствии с приказом МАП № 607 от 12 декабря 1956 года, а также в развитие приказа МАП № 481 от 6 сентября 1956 года коллективу ОКБ-155 было поручено провести работы по улучшению летно-тактических данных самолета МиГ-19С.

Увеличение его черт планировалось провести в основном за счет улучшения аэродинамических установки и качеств самолёта на нем форсированных двигателей РД-9БФ-2 и РД-9БФ-2 с впрыском воды. Новую модификацию истребителя МиГ-19С требовалось предъявить на летные опробования в июле 1957 года.

К исполнению этого задания ОКБ-155 приступило в ноябре 1956 года и уже к 1 января 1957 года задел рабочих чертежей по новой машине, взявшей заводское обозначение СМ-12, был доведен до 75% технической готовности. С целью проведения умелых работ заводу № 155 передали серийный истребитель МиГ-19СВ № 61210404. На самолете установили новый носовой кок с управляемым конусом.

Аэродинамику самолета кроме этого облагородили поставив обтекатели на щитках шасси, звеньесборниках и фюзеляжном гребне.

Для увеличения живучести при возросших температурных режимах по советы ЦАГИ на самолете поменяли схему продува хвостовой части, и добавили новые патрубки обдува на фюзеляже и установили новый хвостовой кок.

Кроме этого на СМ-12 установили доработанный прицел АСП-4, радиодальномер СРД-1М «Конус», триммер на руле направления, и разместили на крыле две трубки ПВД-4.

Но из-за задержки поставки РД-9БФ-2 на самолете СМ-12 вначале установили двигатели РД-9БФ и 19 апреля 1957 г. его послали на заводские летные опробования, каковые вследствие этого проводились по двум программам. По первой программе с двигателями РД-9БФ (до получения РД-9БФ-2) было выполнено 15 полетов, по второй программе с РД-9БФ-2 15 полетов. Кроме этого была выполнена программа опробований на штопор (5 полетов).

Помимо этого, в соответствии с вышеупомянутым приказом МАП № 607, и письмом МАП № М-38/151 от 10 января 1957 года ОКБ-155 начало работы по переоборудованию серийного самолета МиГ-19С № 61210408, принадлежащего ВВС, под двигатели РД-9ФБ-2 с совокупностью впрыска жидкости. В мае 1957 года были выпущены все рабочие чертежи, а к Январю самолет, взявший заводское обозначение СМ-12/2, был уже в окончательной сборке (техническая готовность на 1 января 1958 года составляла 86%).

1 апреля 1958 года самолет передали на заводские летные опробования, действительно, с некондиционными двигателями. В связи с долгим отсутствием кондиционных РД-9БФ-2 на самолет СМ-12/2 в июне были установлены новые двигатели РЗ-26В (модификация двигателя РД-9Б). Действительно, скоро на основании Распоряжения СМ № 608-293 от 4 приказа 1958 и июня года ГКАТ № 211 от 17 июня 1958 года работы по данной теме были прекращены на стадии подготовки самолета к проведению летно-исследовательских работ.

Тем временем, опробования СМ-12 с двигателями РД-9БФ-2 длились недолго, поскольку скоро в соответствии с письмом Главнокому ВВС от 28 августа 1957 года и замыслом работ ОКБ № 3/1134, утвержденным Министром Авиационной Индустрии 30 августа 1957 года, в целях предстоящего улучшения летно-тактических данных МиГ-19С, коллектив ОКБ-155 переоборудовал СМ-12 под новые двигатели РЗ-26.

Двигатель РЗ-26 с увеличенной тягой на форсаже (3800 кгс) на громадных высотах полета, созданный в ОКБ-26, являлся модификацией двигателя РД-9Б. На нем были совершены конструктивные улучшения с целью увеличения надежности включения форсажа на громадных высотах и увеличения устойчивости работы на переменных режимах.

Кроме самолета СМ-12, под двигатель РЗ-26 переоборудовались еще две автомобили, помимо этого на завод № 153 была направлена техдокументация для подготовки серийного производства.

Первый экземпляр, взявший обозначение СМ-12/1, делавший ранее программу опробований с двигателями РД-9БФ и РД-9БФ-2, был оснащен новыми двигателями и послан на заводские летные опробования 21 октября 1957 года. Второй экземпляр, выстроенный на базе МиГ-19С № 0915331 и взявший обозначение СМ-12/3, был переоборудован под двигатели РЗ-26 в сентябре-октябре 1957 года.

Самолет СМ-12/3 являлся эталоном для серийного производства и исходя из этого на нем выполнили полный количество всех конструктивных трансформаций. Аэродинамика самолета была улучшена, как и на СМ-12/1, за счет применения сверхзвукового диффузора с машинально управляемым двухпозиционным конусом на входе в канал воздухозаборника, в связи с чем носовая часть фюзеляжа была удлинена на 670 мм.

Установка двигателей РЗ-26 настойчиво попросила кроме этого усилить продув хвостовой части фюзеляжа для предотвращения ее прогара из-за возросших температурных режимов.

С целью уменьшения шарнирного момента на валу стабилизатора его задняя кромка была выполнена отогнутой вверх на 3°. Установка электромеханизма аварийного привода стабилизатора АПС-4МД, вместо АПС-4, разрешила расширить скорость перекладки стабилизатора с 4°/с до 9°/с и улучшить условия пилотирования на электроуправлении на протяжении посадки. Движущий момент на валу стабилизатора возрос в 2,3 раза.

На самолете кроме этого установили гидроусилители с полусвязанными золотниками БУ-14МСК и БУ-13МК вместо БУ-14МС и БУ-13М, а для увеличения надежности совершили доработку гидросистемы бустерного управления — исключили не продублированные участки гидросистем к бустерам и все резиновые шланги заменили металлическими бесшланговыми соединениями.

Помимо этого, СМ-12/3 оснастили радиодальномером СРД-5 «База-6» вместо СРД-1М. Другое его агрегаты и оборудование самолёта остались такими же, как и на серийном МиГ-19С.

Все перечисленные выше доработки конечно стали причиной повышению веса самолета, почему конструкторам было нужно оставить на самолете лишь две крыльевые пушки НР-30 с боезапасом по 73 патрона, а удлинение носовой части фюзеляжа разрешило кроме этого снять с них локализаторы. Для сохранения центровки самолета СМ-12/3 на нем поменяли установку балок для подвески блоков ОРО-57К, каковые разместили в передней части крыла с целью смещения центра тяжести самолета вперед.

Взлетный вес самолета СМ-12/3 в следствии совершённых конструктивных трансформаций, кроме того при снятой фюзеляжной пушке, увеличился если сравнивать с взлетным весом серийного МиГ-19С на 84 кг. Наряду с этим центр тяжести СМ-12 все же сместился назад на 3,1% САХ.

В ноябре-декабре 1957 года на обоих самолетах была выполнена широкая программа по отработке умелых двигателей РЗ-26, и программа заводских летных опробований. Помимо этого, до проведения национальных опробований на самолете СМ-12/1 были совершены контрольные опробования двигателей РЗ-26 (27 полетов). За время заводских опробований пушечное и реактивное оружие самолета не проверялось.

Для переоборудования в третий экземпляр — СМ-12/4, истребитель МиГ-19С № 0915334 был поставлен на завод № 155 в начале Октября 1957 года. На нем, в соответствии с принятым ответом ВВС и МАП, выполнялись дополнительные работы по устранению недочётов распознанных на протяжении заводских летных опробований самолетов СМ-12/1 и СМ-12/3. К Январю самолет пребывал в стадии окончательной сборки (техническая готовность на 1 января 1958 года составила 82%).

Действительно, в будущем самолет переоборудованием закончен не был, поскольку в связи с довольно успешным прохождением национальных летных опробований первыми экземплярами надобность в третьем отпала. Но на этом его будущее не закончилась, но об этом чуть позднее.

19 декабря 1957 года СМ-12/3 и СМ-12/1 были предъявлены в ГК НИИ ВВС на национальные летные опробования с целью снятия главных летно-технических данных и определение возможности принятия самолета СМ-12 на вооружение ВВС. В соответствии с приказом Главнокомандующего ВВС, ГК НИИ ВВС 15 апреля 1958 года представил предварительное заключение о возможности запуска самолета СМ-12 в серийное производство.

Национальные опробования самолетов СМ-12/3 и СМ-12/1 проводились по приказу Главнокому ВВС № 0048 от 20 марта 1958 года во время с 17 марта по 27 августа 1958 года. Важными за их проведения прописали ведущего инженера К.М.Осипова, летчиков-испытателей Л.М.Кувшинова, С.А.Микояна и B.C.Котлова.

В качестве главного самолета на госиспытания ОКБ-155 предъявило истребитель CM-12/3, так как на нем был выполнен целый комплекс конструктивных трансформаций. Самолет СМ-12/1 передали в ГК НИИ ВВС для определения и испытаний двигателей отдельных летных черт в целях сокращения количества опробований СМ-12/3.

На СМ-12/1 не были установлены радиодальномер и прицел, не дорабатывалась подвеска ОРО-57К, установлены ответчик «Барий-М» (вместо «Хрома») и серийные бустеры БУ-14МС и БУ-13М, помимо этого, на нем было введено ограничение по времени работы двигателя на форсаже (2 мин) при полетах на числах М более 1,5. Вследствие этого на самолете СМ-12/1 по программе национальных опробований не выполнялись полеты на отстрел оружия, на управляемости и проверку устойчивости, на максимальные скорости и ряд других полетов.

За время национальных опробований на самолете СМ-12/3 было выполнено 112 полетов и на СМ-12/1 -40 полетов. На протяжении опробований на истребитель СМ-12/3 установили двигатели РЗ-26 с клапанами сброса горючего для предотвращения самовыключения двигателей при стрельбе реактивными боеприпасами, и совершены доработки хвостовой части фюзеляжа по улучшению температурных условий ее работы.

В ходе опробований СМ-12 продемонстрировал хорошие скоростные, разгонные и высотные характеристики. Большая скорость горизонтального полета при работе двигателей на форсаже на высоте 12500 м составила 1926 км/час, что на 526 км/час больше большой скорости серийного МиГ-19С на данной же высоте (на высоте 10000 м преимущество в скорости составило 480 км/час).

Самолет СМ-12 продемонстрировал лучшие характеристики разгона, чем у МиГ-19С — за одно и также время СМ-12 развивал намного большую скорость, чем самолет МиГ-19С. Время разгона на высоте 14000 м со скорости, соответствующей числу М=0,90, до скорости 0,95 от большой равнялось 6,0 мин (расход горючего 1165 кг), а время разгона на данной же высоте до 0,95 большой скорости горизонтального полета самолета МиГ-19С было вдвое меньше и составило 1,5 мин вместо 3,0 мин у МиГ-19С. Расход горючего в этом случае на самолете СМ-12 — 680 кг, а на МиГ-19С — 690 кг.

При разгоне в горизонтальном полете с подвесными топливными баками емкостью по 760 л, на высоте 12000 м достигалось число М=1,31-1,32, что фактически соответствовало большой скорости самолета МиГ-19С без баков. Поведение самолета СМ-12 наряду с этим было обычное. Действительно, при разгоне самолета на высотах ниже 10000 м при работе двигателей на форсаже, нарушалась очередность выработки горючего из баков, что имело возможность привести к полной выработке горючего из первого бака при наличии горючего в четвёртом баках и третьем со всеми вытекающими последствиями.

Практический потолок СМ-12 на форсаже при режиме комплекта высоты на дозвуковой скорости (М=0,98) составил 17500 м, что на 300 м превысило практический потолок серийного самолета МиГ-19С на этом же режиме комплекта. Наряду с этим расход топлива и время набора СМ-12 остались фактически такие же, как и на МиГ-19С. Но на практическом потолке на дозвуковом режиме полета на самолете СМ-12, как и на МиГ-19С, вероятен был лишь горизонтальный полет.

Исполнение кроме того малого маневрирования вело к утрата скорости либо высоты.

Практический потолок самолета СМ-12 на сверхзвуковой скорости полета (М=1,2) кроме этого составил 17500 м, правда наряду с этим расход горючего возрос на 200 л. Но в полете на потолке на сверхзвуковом режиме СМ-12 уже имел возможность делать ограниченное маневрирование в горизонтальной и вертикальной плоскостях с креном не более 15-25°.

Помимо этого, самолет СМ-12 если сравнивать с серийным МиГ-19С, имел более высокие динамические качества благодаря тому, что он имел возможность выходить на громадные скорости полета. Так в полете с разгоном и набором высоты в ходе комплекта до М=1,5 к высоте 15000 м самолет с уменьшением скорости имел возможность краткосрочно выходить на высоту до 20000 м со сверхзвуковой скоростью (М=1,05). Остаток горючего при выходе на высоту 20000 м составлял 680 л.

Конечно, «прожорливость» двигателей РЗ-26 при работе на форсаже и возросшие наряду с этим затраты горючего стали причиной тому, что СМ-12 проиграл самолету МиГ-19С по дальности полета, поскольку запас горючего (2130 литров) остался без трансформации. В следствии большая практическая дальность полета без подвесных баков на высоте 12000 м уменьшилась с 1110 км до 920 км, т.е. на 17%. Два 760-литровых подвесных бака, заправленными по 600 л, хоть и разрешили расширить ее до 1530 км, но и это было на 260 км меньше, чем на серийном самолете МиГ-19С.

Помимо этого, по окончании разгона в горизонтальном полете на высоте 12000-13000 м до большой скорости равной 1900-1930 км/час запас горючего оставался не более 600-700 литров, что снижало возможность применения скоростей, родных к большим.

При исполнении полета на форсаже в сторону от аэропорта с условием посадки на собственный аэропорт с 7% остатком горючего (150 литров) самолет СМ-12 без подвесных баков имел возможность достигать на высоте 14000 м скорости, равной 1840 км/час (меньше большой скорости на данной высоте на 60 км/час), но продолжать предстоящий полет на данной скорости не имел возможности. Наряду с этим самолет уходил от аэропорта вылета на расстояние порядка 200 км.

Вероятная длительность горизонтального полета самолета СМ-12 без подвесных баков на форсаже на практическом потолке при выходе на него со сверхзвуковой скоростью (М=1,2) с условием посадки на собственный аэропорт с 7% остатком горючего составила всего 1 мин.

Так, не смотря на то, что самолет СМ-12 и имел если сравнивать с МиГ-19С намного большую большую скорость, лучшие характеристики разгона и больший потолок, применять эти преимущества из-за малого запаса горючего не представлялось вероятным.

Взлетно-посадочные характеристики (без подвесных баков и с убранными закрылками) также претерпели трансформации не в лучшую сторону. Протяженность взлётной дистанции и разбега (до комплекта высоты 25 м) самолета СМ-12 с включением форсажа на разбеге составили соответственно 720 ми 1185 м, против 515 м и ИЗО м у МиГ-19С, а с включением максимала на разбеге — 965 м и 1645 м у СМ-12 и 650 м и 1525 м у МиГ-19С.

Большие температуры в хвостовой части фюзеляжа от теплового действия двигателей на самолете СМ-12 отрицательно сказались на условиях его эксплуатации. Это приводило к об-горанию и расплавлению дюралевых элементов конструкции, обгоранию лакокрасочного покрытия наружной обшивки хвостовой части фюзеляжа, короблению и появлению трещин, ослаблению и выпадению заклепок на внутреннем металлическом жарозащитном кожухе за реактивными соплами двигателей, разрушению и обгоранию изоляции электропроводов, расположенных в хвостовой нередка фюзеляжа. Помимо этого, при работе двигателей на форсаже температура поверхности нижнего гидроцилиндра управления створками сопла достигала 135°С, что было выше максимально допустимой температуры для гидросмеси на 10°С.

Указанные недостатки были распознаны на протяжении постоянной работы двигателей на форсаже при исполнении разгонов до большой скорости в течение 5-6 мин и при комплекте высоты в течение 12-13 мин.

Конечно, при эксплуатации самолета СМ-12 в условиях жаркого климата и при полетах с непрерывно включенным форсажом в течение 15 мин и более недостатки по прогару элементов конструкции имели возможность проявляться еще в основном.

В связи с высоким температурным режимом в хвостовой части фюзеляжа технический состав, обслуживающий самолет, должен был более шепетильно создавать осмотр хвостовой части фюзеляжа на отсутствие прогаров, короблений и смотреть за наличием равномерных зазоров между экраном фюзеляжа и удлинительной трубой двигателя.

Однако сами двигатели РЗ-26 за целый период опробований показали себя с лучшей стороны. При комплекте высоты, в горизонтальном полете и при планировании они трудились устойчиво во всем рабочем диапазоне скоростей полёта и изменения высот самолета СМ-12, и при исполнении фигур пилотажа, а также при краткосрочном действии отрицательных и родных к нулю вертикальных перегрузок (без показателей масляного голодания).

Запас устойчивости по помпажу на форсажном и большом режимах при опробованиях составил не меньше 12,8-13,6%. Но в связи с применением на двигателях РЗ-26 лопаток 2-5 ступеней компрессора из алюминиевого сплава армейские настойчиво попросили от Главного конструктора ОКБ-26 проведения конструктивных мероприятий по обеспечению стабильности помпажных черт двигателей РЗ-26 по мере выработки ресурса.

Двигатели РЗ-26 кроме этого трудились устойчиво при пробах приемистости от режима малого газа до номинального, большого либо форсажного режимов и при дросселировании с этих режимов до режима малого газа на земле и в полете на высотах до 17000 м при плавных и резких (за 1,5-2,0 сек) перемещениях рычагов управления.

Форсаж двигателей надежно включался до высот 15500 м на скоростях 400 км/час по прибору и более, что расширяло боевые возможности самолета СМ-12 на громадных высотах если сравнивать с самолетом МиГ-19С. Действительно, на громадных высотах полета -до 17000 м — наровне с громадным числом надежных включений все же имели место единичные случаи не включения форсажа.

Наряду с этим главные эксплуатационные параметры работы двигателей в любых ситуациях пребывали в нормах технических условий.

В диапазоне регулирования тяги на форсажном и большом режимах двигатели РЗ-26 на земле и в полете на высотах до 16000 м трудились устойчиво как на установившихся режимах, так и при приемистости при плавных и резких (за 1,5-2,0 сек) перемещениях рычагов управления. Но небольшой диапазон регулирования тяги на форсажном и большом режимах и недостаточная фиксация рычагов управления на режимах частичного максимала и форсажа не исключали возможности непреднамеренного выключения этих режимов при полетах в строю. Вследствие этого ОКБ предписывалось фиксаторы минимальной тяги регулируемого диапазона максимала и форсажа выполнить так, дабы исключить возможность непроизвольного выключения этих режимов в полете.

К работе двигателей у военных не было особенных претензий, что не сообщишь о совокупности их запуска. Так запуск двигателей РЗ-26 на земле был существенно хуже, чем РД-9Б на самолете МиГ-19С. При температурах ниже -10°С запуск был вероятен лишь от аэродромного агрегата АПА-2.

Независимый запуск двигателей при минусовых температурах фактически неосуществим, а запуск двигателей, в особенности запуск второго двигателя при трудящемся первом, от бортовой аккумуляторной батареи 12САМ-28, и от стартовой тележки СТ-2М был ненадежным кроме того при хороших температурах атмосферного воздуха.

Вследствие этого армейские настойчиво попросили от ОКБ-26 и ОКБ-155 совершить мероприятия по увеличению надежности, сокращению и обеспечению автономности времени запуска на земле двигателей РЗ-26.

Запуск двигателей в полете происходил надежно на высоте 8000 м при скорости по прибору более 400 км/ час, а на высоте 9000 м при скорости по прибору более 500 км/час.

На самолете СМ-12 была обеспечена бесперебойная работа двигателей РЗ-26 при стрельбе из пушек НР-30 без локализаторов на высотах до 18000 м и стрельбе реактивными боеприпасами С-5М без применения клапанов сброса горючего на высотах до 16700 м. Для проверки устойчивости работы двигателей РЗ-26 при стрельбе боеприпасами С-5М из блоков ОРО-57К стрельба производилась при всех вероятных условиях полета.

Во всех полетах с серийно-залповой стрельбой боеприпасами С-5М и стрельбой из пушек НР-30 без локализаторов двигатели РЗ-26 с отключенными клапанами сброса горючего работами устойчиво. температура и Число оборотов газов за турбиной двигателей при стрельбе фактически не изменялись. Это говорило о нецелесообразности установки клапанов сброса горючего на двигателях РЗ-26 при применении на самолете СМ-12 реактивных снарядов С-5М из 4-х блоков ОРО-57К.

При стрельбе боеприпасами С-5М двигатели РЗ-26 с включенными клапанами сброса горючего трудились кроме этого устойчиво. При стрельбе на форсажном режиме работы двигателей РЗ-26 по окончании срабатывания клапанов двигатели выходили на большой режим через 12-14 сек. Но в полете на высоте 16500 м при скорости полета по прибору 350 км/час по окончании выхода двигателей на нажатия кнопки и максимальный режим «форсаж» форсажные камеры обоих двигателей не включились.

По окончании сброса оборотов при срабатывании клапанов, самолет заметно терял скорость, что имело возможность ухудшить точность прицеливания.

Полученные результаты кроме этого подтвердили возможность снятия локализаторов на крыльевых пушках НР-30. Действительно, при стрельбе из пушек много копоти попадало на остекление фонаря, что существенно ухудшало его прозрачность. Помимо этого, армейские ожидали сильное ослепление летчика при стрельбе из пушек ночью.

Однако пушечное оружие в ходе стрельбы при исполнении 11 полетов трудилось безотказно. Черта технического рассеивания при стрельбе в тире и устойчивость пристрелки пушечного оружия соответствовали требованиям ВВС, и не превышали двух тысячных дальности.

Но при стрельбе из пушек на числах М=1,7 самолет СМ-12 имел большие колебания по крену и пара меньшие по углу тангажа, парировать каковые отклонением органов управления не представлялось вероятным, поскольку самолет начинал еще больше раскачиваться. Конечно это сказывалось отрицательно на точность стрельбы.

Реактивное оружие в ходе опробований кроме этого трудилось надежно. Сила отдачи при серийно-залповой стрельбе 32 реактивными боеприпасами С-5М (по 4 боеприпаса в каждом залпе) ощущалась намного меньше, чем при стрельбе из пушек НР-30. Но установленный на самолете прицел АСП-5Н-В4 не имел возможности обеспечить нужную точность стрельбы боеприпасами С-5М, что снизило эффективность боевого применения реактивного оружия.

Давность действия радиодальномера СРД-5А не обеспечила применение всего диапазона дальности, отрабатываемого прицелом (до 2000 м). В случае если дальность действия радиодальномера по самолету МиГ-19 при атаках под ракурсом 0/4 составляла 1700-2200 м, то при атаках под ракурсами 1/4 и более лишь 1400-1600 м. Наряду с этим сопровождение по дальности осуществлялось устойчиво. Фальшивых захватов радиодальномером в момент стрельбы из пушек не отмечено. Радиодальномер кроме этого устойчиво срабатывал по земле с высоты 1000 м.

Дальность действия станции защиты хвоста «Сирена-2» при атаке самолетом Як-25М с радиолокационным прицелом РП-6 с задней полусферы с ракурсом 0/4 составила 18 км, что соответствовало требованиям ВВС.

Согласно точки зрения ведущих лётчиков-облёта и лётчиков испытателей истребитель СМ-12 по технике пилотирования во всем диапазоне эксплуатационных высот и скоростей полета, и на посадке и взлёте фактически не отличался от самолета МиГ-19С.

управляемость и Устойчивость самолета СМ-12 в диапазоне эксплуатационных высот и скоростей полета по большей части подобны управляемости и устойчивости самолета МиГ-19С, за исключением более выраженной если сравнивать с МиГ-19С неустойчивости по перегрузке на околозвуковых скоростях полета на громадных углах атаки. Неустойчивость по перегрузке в основном проявлялась при наличии наружных подвесок либо с выпущенными воздушными тормозами.

При создании перегрузки на околозвуковых скоростях на высотах 10000-12000 м по окончании маленькой территории предупредительной тряски неустойчивость по перегрузке на самолете СМ-12 проявляется больше, чем на самолете МиГ-19С. На режиме предупредительной тряски до проявления неустойчивости СМ-12 удерживался легко, но от летчика требовалось повышенное внимание к пилотированию самолета. При запаздывании с отдачей ручки от себя, при проявления неустойчивости, перегрузка имела возможность самопроизвольно увеличиться на 1-2 единицы и самолет в некоторых случаях имел возможность выйти на режим срыва в штопор.

Выход на режим тряски на самолете СМ-12 происходил при меньшем отклонении ручки управления на себя, чем на самолете МиГ-19С. Наряду с этим предстоящее кроме того незначительное перетягивание ручки приводило к забросу перегрузки, а недостаточное и несвоевременное парирование заброса перегрузки кроме этого имело возможность привести к срыву самолета в штопор.

Одной из обстоятельств уменьшения устойчивости по перегрузке являлось большое смещение центра тяжести самолета назад если сравнивать с самолетом МиГ-19С.

Самолет СМ-12 на скоростях, родных к большой, разрешал делать маневр по высоте и курсу, но из-за существенно возросшей скорости полета на нем, как и на его предшественниках Миг-15 и Миг-17, начиналось самопроизвольное кренение на солидных числах М, которое возрастало при создании перегрузки.

Кренение самолета отмечалось на высотах 11000-14000 м в ходе разгона, начиная с числа М=1,2 до М=1,83, которое при М=1,3-1,4 быстро изменялось на противоположное. Наряду с этим упрочнения на ручке управления самолетом (РУС) для парирования кренения не превышали 2-3 кг, а отклонение — 1/4-1/5 хода. В ходе всего разгона неизменно возрастающие давящие упрочнения на ручку летчику приходилось снимать триммерным эффектом, а к моменту успехи большой скорости полета триммер-ный эффект употреблялся им полностью.

По окончании аварийного выключения форсажа на числах М более 1,7 самолет начинал энергично тормозиться, а ввиду того, что триммерный эффект был полностью использован, он очень сильно опускал шнобель, а тянущие упрочнения на ручку наряду с этим возрастали до 12-15 кг. В будущем по снятия уменьшения и меря скорости триммерного результата тянущие упрочнения снимались всецело. Наряду с этим введенное ограничение, не разрешающее выключать форсаж дросселированием двигателей при числах М более 1,7 и советующее выключать форсаж аварийных методом (выключением АЗС «форсаж»), создавало неудобство в пилотировании самолета и отвлекало внимание летчика от наблюдения за целью.

Помимо этого, летчиками на самолете СМ-12 была отмечена невозможность парирования упрочнений от элеронов при отказе гидроусилителей на солидных числах М, что согласно их точке зрения воображало громадную опасность для полета, чем на МиГ-19С, у которого диапазон скоростей меньше чем на самолете СМ-12, на 500 км/час.

В ходе опробований на СМ-12 отмечалось нестабильное сохранение заданного режима полета самолета. Так, при отвлечении внимания летчика от пилотирования самолет начинал изменять курс, скорость и высоту. Одной из обстоятельств этого недочёта являлись повышенные силы трения в совокупностях продольного и, в особенности, поперечного управления, и повышенное, если сравнивать с серийными гидроусилителями, трение золотника в гидроусилителях БУ-13МК и БУ-14МСК (2 кг вместо 1,2).

Установленный на руле направления триммер в полете на солидных числах М был малоэффективен, действительно, ненормальностей в поведении самолета при отклонении триммера на предельных М и скоростном напоре отмечено не было. При полете на числах М=1,1-1,15 отмечалось сильное биение педалей, которое пара увеличилось по окончании установки дополнительных заборников воздуха для охлаждения хвостовой части фюзеляжа.

На самолете СМ-12 выполнялись фигуры несложного, сложного и высшего пилотажа: петли и полупетли, пикирования и перевороты, боевые развороты, бочки, виражи-спирали, торможения и разгоны. Наряду с этим исполнение вертикальных и горизонтальных фигур пилотажа на самолете СМ-12 подобно исполнению их на самолете МиГ-19С. Координированные скольжения вероятно было делать во всем диапазоне чисел и скоростей М, крен наряду с этим на громадных числах и приборных скоростях М не превышал 5-7°.

Полеты для проверки аварийного электрического управлении стабилизатором выполнялись на скоростях по прибору до 1100 км/час на высотах 2000-10000 м и до чисел М=1,6 на высотах 11000-12000 м. Пилотирование самолета наряду с этим, потребовало от летчика более правильных перемещений ручкой управления, в особенности в диапазоне чисел М-1,05-1,08. Неточность перемещения ручкой управления имела возможность привести к раскачке самолета.

Согласно точки зрения летчиков-испытателей учитывая все отмеченные выше преимущества и недочёты самолета СМ-12 если сравнивать с МиГ-19С, было целесообразно советовать его к принятию на вооружение частей ВВС вместо самолета МиГ-19С, при условии устранении распознанных недостатков.

Но в собственном заключении по итогам опробований ГК НИИ ВВС не советовал самолет СМ-12 к принятию на вооружение частей ВВС, вместо самолета МиГ-19С, до устранения распознанных недочётов, и до исполнения мероприятий по устранению недочётов, свойственных самолетам МиГ-19С, таких как:
-недостаточная надежность гидросистемы самолета из-за нередких отказов агрегатов совокупности, разрушения трубопроводов в местах их заделки, перетирания трубопроводов об элементы конструкции самолета вслед ствие неудовлетворительного монтажа;
-перегруженность колес КТ-37 главного шасси при взлете самолета с двумя подвесными баками емкостью по 760 литров (при заправке по 600 литров);
-обгорание и перегрев элементов конструкции хвостовой части электропроводов и фюзеляжа, проложенных в зоне форсажных камер двигателей.

Помимо этого, из-за неосуществимости на самолете СМ-12 продолжать полет на форсаже без подвесных баков после достижения большой скорости на громадных высотах и в связи с ограниченным временем нахождения самолета на практическом потолке при полете на сверхзвуковой скорости в сторону от аэропорта при условии необходимой посадки на собственный аэропорт армейские настойчиво попросили от ОКБ-155 создать для самолета подвесные баки емкостью по 400-500 литров с малым аэродинамическим сопротивлением, разрешающие делать полет с ними до чисел М порядка 1,5-1,6. Наряду с этим требовалось обеспечить первостепенную выработку горючего из подвесных возможность и баков их сброса на всех скоростях впредь до максимально допустимой скорости полета с баками.

Вследствие этого ГК НИИ ВВС просил Председателя Государственного комитета СМ СССР по авиатехнике обязать ОКБ-155 отработать пример самолета СМ-12 для серийного производства и предъявить его на контрольные опробования до запуска в серию, с исполнением на нем нужных доработок.

Так вопрос о запуске в серию и принятию на вооружение самолета СМ-12 был отложен до проведения контрольных опробований СМ-12/3. Но поменять в серии собственного собрата истребителю СМ-12 так и не было нужно, поскольку в связи с успешными опробованиями самолета Е-6, продемонстрировавшего громадные возможности, интерес к самолетам типа СМ-12 пропал.

Однако на этом история истребителей СМ-12 не закончилась. В будущем самолеты СМ-12/3 и СМ-12/4 внесли большой вклад в отработку управляемых ракет К-13, каковые потом продолжительное время пребывали на вооружении истребительной авиации.

В начале 1959 года в ОКБ-155 истребители СМ-12/3 и СМ-12/4 были переоборудованы под совокупность оружия К-13, самолеты взяли заводское обозначение СМ-12/ЗТ и СМ-12/4Т соответственно. Помимо этого предполагалось переоборудовать и СМ-12/2 в модификацию СМ-12/2Т, но работы на нем скоро были свернуты, а целый задел был использован при переоборудовании СМ 12/4.

Первым вышел из ворот цеха и проходил опробования самолет СМ-12/ЗТ, оборудованный совокупностью К-13, которая включала в себя:
-две ракеты К-13, подвешенных под крылом на универсальных балках с АПУ-26 на месте ПТБ;
-умелый пример радиодал

Пентагон возмущен: русский пилот лишил американских шпионов руля и ветрил

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: