Легкий экспериментальный самолет миг-8 «утка».

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1945 г.

Самолет МиГ-8 был создан в ОКБ-155 в инициативном порядке с целью управляемости и проверки устойчивости аэродинамической схемы «Утка» в воздухе, изучения работы крыла громадной стреловидности и отработки трехколесного шасси с передней опорой.

Работы над экспериментальной машиной начали в феврале 1945 года с проработки компоновки. В проектировании «Утки» активное участие принимали Н.И.Андрианов, Н.З.Матюк, К.В.Пеленберг, Я.И.Селецкий и А.А.Чумаченко. Согласно расчетам МиГ-8 должен был иметь большую скорость 240 км/ч, что подтвердила продувка его модели в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ.

Но благодаря неосуществимости получения в трубе Т-102 правильных черт самолета в отношении его поведения на околокритических режимах, эксперты ЦАГИ советовали первые полеты проводить с установленными концевыми фиксированными предкрылками, имеющих размах не меньше размаха элеронов. В заключении о возможности первого вылета (в части аэродинамики), составленным инженером лаборатории № 1 ЦАГИ В.Н.Матвеевым, было отмечено, что выход на критические режимы в ходе опробований самолета направляться избегать, поскольку в отношении штопорных особенностей схема «Утка», согласно его точке зрения, была весьма неблагополучной.

Для определения критической скорости флаттера в ЦАГИ выполнили соответствующий расчет и совершили опробование самолета для определения собственных частот колебаний. Расчет совершённый по итогам частотных опробований дал значение критической скорости равной 328 км/ч, по окончании чего была разрешена эксплуатация самолета МиГ-8 до скорости 270 км/ч по прибору. Статические опробования самолета совершили до эксплуатационной нагрузки, составляющей 67% от разрушающей.

Первый вылет на самолете МиГ-8 «Утка» выполнил 13 августа 1945 года летчик-испытатель А.И.Жуков. Ведущим инженером по опробованиям прописали Е.Ф.Нащепыша. полеты делали летчики-испытатели А.И.Жуков (ОКБ-155) и А.Н.Гринчик (ЛИИ). Первый этап летных опробований, на которых в основном изучали управляемость и устойчивость самолета, проходил в ЛИИ НКАП во время с 28 августа по 11 сентября 1945 года.

Для обеспечения большей надежности на самолете были установлены концевые предкрылки с постоянной щелью.

Совершённые опробования на устойчивость продемонстрировали, что самолет при центровке 28% владеет удовлетворительной продольной устойчивостью, хорошей путевой и избыточной поперечной. По советы ЦАГИ для приведения в соответствие путевой и поперечной устойчивости крылу придали обратное поперечное V в 1°, а концевые шайбы развернули на 10° верхними финишами вовнутрь крыла. Помимо этого, для уравнивания степени устойчивости с фиксированным и свободным рулем в носок руля высоты поставили груз, создающий постоянное упрочнение на ручке пилота около 1 кг.

По итогам первого этапа опробований эксперты ЛИИ кроме этого выдали советы по доработке самолета. Вследствие этого МиГ-8 в конце 1945 года прибыл на завод № 155. Тут кили переставили на середину консолей, руль направления оборудовали компенсаторами, а на руле высоты установили управляемый триммер.

Помимо этого, не передней стойке установили колесо размером 500?150.

14 февраля 1946 года доработанный самолет вывели на заводской аэропорт. По окончании контрольного полета, что состоялся 21 февраля, было найдено, что температура масла мотора из-за снятых обтекателей не поднимается выше 20°С. Вследствие этого на головки цилиндров снова установили обтекатели. Но следующий полет, состоявшийся 28 февраля, распознал, что температура масла превысила допустимую.

Самолет послали на доработку, где улучшили обдув цилиндров.

По окончании отладки температурного режима винтомоторной группы 3 марта 1946 года самолет МиГ-8 перегнали с заводского аэропорта в ЛИИ НКАП для продолжения опробований. В программу второго этапа кроме этого включили изучение штопорных особенностей самолета. В ходе опробований крыло снова подвергли доработке: были установлены законцовки крыла с громадным отрицательным углом поперечного V и сняты предкрылки.

Опасения в отношении штопорных особенностей «Утки» не подтвердились. Самолет входил в преднамеренныи штопор нехотя, и по окончании того как летчик бросал управление «выскакивал» из него «как пробка из воды». Установленный на самолете МиГ-8 толкающий винт разрешил возможность проверить управляемость на малых скоростях при отсутствии обдува крыла винтом.

Помимо этого, опробования разрешили изучить управляемость самолета на земле, и посадки и вопросы взлёта (заход на второй круг) в условиях отсутствия обдува винтом органов управления. Это в будущем разрешило применять полученные результаты при проектировании истребителей с реактивными двигателями Миг-9 и Миг-15. По окончании опробований, программа которых всецело была выполнена в мае 1946 года, МиГ-8 «Утка» употреблялся в качестве транспортного самолёта и связного ОКБ.

За все время эксплуатации самолета не было ни одной аварии либо предпосылки к летному происшествию.

По собственной схеме самолет воображал подкосный высокоплан с трехколесным неубирающимся шасси.

Каркас фюзеляжа был выполнен из сосновых брусков и имел фанерную обшивку. В кабине закрытого типа размещались пилот и два пассажира. Входную дверь находились на левом борту фюзеляжа. Кабина имела хорошее остекление, которое снабжало красивый обзор вперед и в стороны.

Носовая часть фюзеляжа заканчивалась балкой, на которой установили горизонтальное оперение. Хвостовая часть фюзеляжа переходила в моторный отсек, что заканчивался коком винта.

Двухлонжеронное крыло с постоянной относительной толщиной по размаху (12%) имело древесный комплект и полотняную обшивку. Стреловидность крыла в плане 20°, сужение 1, удлинение 6, профиль «Кларк УН». Угол установки крыла 2°. На финишах крыла установили шайбы, каковые являлись вертикальным оперением.

Элероны типа «Фрайз» имели дюралевый каркас и полотняную обшивку.

Площадь вертикального оперения 3 м2. Размах горизонтального оперения 3,5 м, площадь — 2,7 м2, угол установки +2°. Профиль оперения NACA-0012. Кили древесные, рули направления — каркас дюралевый, обшивка полотняная. Стабилизатор древесный. Каркас руля высоты дюралевый, обшивка полотняная.

Управление рулем высоты твёрдое, управление элеронами и рулями направления тросовое.

Мотор воздушного охлаждения М-11ФМ мощностью 110 л.с. с двухлопастным древесным толкающим винтом постоянного шага диаметром 2,35 м, серии 2СМВ-2. Угол установки лопастей винта 24°. Моторама трубчатая сварная. Мотор был полностью закапотирован и имел личные обдувы для каждого цилиндра. Запуск пневматический. Горючее разместили в двух дюралевых бензобаках установленных в корневой части крыла по одному с каждой стороны.

Неспециализированная емкость топливных баков 118 л. Маслобак емкостью 18 л был за пассажирской кабиной.

Стойки шасси железные сварные. Амортизация воздушно-масляная. Носовая стойка имела масляный демпфер.

Колеса главных стоек шасси тормозные размером 500 x 150, носовое колесо — 300 x 150. Колея шасси 2,5 м.

ЛТХ:

Модификация: МиГ-8
Размах крыла, м: 9,50
Протяженность самолета, м: 6,80
Высота самолета, м: 2,475
Площадь крыла, м2: 15,00
Масса, кг
-безлюдного самолета: 746
-обычная взлетная: 1090
-топлива: 140
Тип двигателя: 1 х ПД М-11ФМ
-мощность, л.с.: 1 х 110
Большая скорость, км/ч: 215
Практическая дальность, км: 500
Практический потолок, м: 5200
Экипаж, чел: 2
Нужная нагрузка: 2 пассажира.

Первый вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Самолет МиГ-8 «Утка». Сверху первый вариант самолета.

Второй вариант самолета МиГ-8 «Утка».

Самолет МиГ-8-2 «Утка» в полете.

Создатели у первого варианта самолета МиГ-8 «Утка».

МиГ-8-1. Рисунок.

Проекции МиГ-8-2. Рисунок.

МиГ-8 «Утка». Чертеж 1.

МиГ-8 «Утка». Чертеж 2.

МиГ-8 «Утка». Чертеж 3.

Перечень источников:
В.Б.Шавров. История конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг.
Б.Л.Симаков. Самолеты страны Советов. 1917-1970.
Крылья России. самолёты и История ОКБ «МиГ».

Легкий экспериментальный самолет миг-8 «утка».

миг8.mov

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: