Испытано в США. Истребитель МиГ-15

Испытано в США. Истребитель МиГ-15

Интересная винтажная статья, которая, думаю, заинтересует коллег.

МиГ-15. Первое подробное исследование современного русского истребителя

Британские и американские летчики-истребители обычно летают на лучших самолетах, чем их противники. Это утверждение было справедливым так долго, что теперь оно воспринимается как естественный порядок вещей, не задумываясь о том, что требуется для создания таких условий. Но иногда вражеской стране удается собрать такую же талантливую команду конструкторов, как наша, и вот уже год как наши пилоты встречаются в небе с истребителями, которые составляют серьезную конкуренцию нашим машинам. В какой-то степени это произошло на Дальнем Востоке в конце 1941 года, когда устаревшие истребители союзников столкнулись с высокоманевренными флотскими истребителями компании Mitsubishi, которые позднее стали известны как Zeke или Zero. Затем спустя несколько недель в небе над Северной Францией самолеты союзников стали атаковать немецкие истребители Fw 190. И вот сейчас, хотя Россия не является вражеской страной, истребители Mig-15 (МиГ-15) в больших количествах появляются в небе Кореи, чтобы «смешаться» с лучшими истребителями, которые может предъявить западный мир, и оказаться достойным противником в руках опытных летчиков.

Много месяцев назад первый истребитель типа Mig-15 был извлечен из моря у берегов Северной Кореи Королевским флотом. Этот самолет, не получивший невосстановимых повреждений, на корабле был доставлен в Соединенные Штаты, где был тщательно осмотрен инженерами ВВС США на знаменитой авиабазе Райт-Паттерсон, Дейтон, штат Огайо. Также к изучению истребителя были привлечены сотрудники Корнеллской авиационной лаборатории (Cornell Aeronautical Laboratory), Буффало, и специалисты компании Pratt and Whitney Aircraft, Ист-Хартфорд. В данной статье мы приводим краткое изложение собранной информации.

Изученный американскими специалистами Mig-15 является одним из более ранних подтипов, построенных в 1948 году куйбышевским заводом №1 (в тексте статьи Zabod 1) [1]. Конструктивно и аэродинамически он мало чем отличается от большинства находящихся в настоящее время на вооружении истребителей Mig-15, хотя более новые самолеты несут довольно большой вес несъемного оборудования, включающего в свой состав радиолокационный прицел и вспомогательные средства для слепой посадки. Также существует двухместный вариант, который, как полагают, получил обозначение Mig-15F. Этот самолет оснащен бортовой РЛС и может использоваться в качестве полноценного ночного и всепогодного истребителя [2].

самолет, который, как полагают, получил обозначение Mig-15F, является всепогодной версией, оснащенной крупной бортовой РЛС, установленной над лобовым воздухозаборником. На этом чертеже также изображен подфюзеляжный контейнер. В таком виде истребитель приближается к истребителю-перехватчику F-86D (одноместный, всепогодный); также имеется двухместная разработка с увеличенным размахом крыла с закругленными законцовками

Эскизное проектирование истребителя Mig-15 было начато в 1946 году. Коллектив конструкторов, возглавляемый Михаилом Гуревичем и включающий в свой состав немецких специалистов, прежде чем выбрать нынешнюю конфигурацию рассматривал возможность использования крыльев прямой и обратной стреловидности. Разумеется, новая машина совершенно не походила на все самолеты, которые до этого были созданы в России, и поэтому несмотря на значительную помощь в виде результатов работ, выполненных немецкими специалистами в годы войны, пришлось провести большой объем фундаментальных исследований. Несмотря на то, что перед тем как получить свой окончательный облик конструкция самолета претерпела много значительных изменений, первый прототип поднялся в воздух уже 2 июля 1947 года.

В начале 1947 года из Англии прибыл первый двигатель Rolls-Royce Nene. Вполне естественно, что сразу же было решено использовать этот двигатель для установки на истребитель Mig-15, поскольку тяга 5000 фунтов (2268 кгс) была намного больше, чем у любого другого доступного на тот момент двигателя, обладающего такой же степенью надежности. Это решение вызвало дальнейшие изменения в фюзеляже «мига», что привело к снижению максимального внутреннего запаса топлива. Тем не менее, нет никаких сомнений в том, что двигатели Nene сыграли важную роль в том, что программа создания истребителя Mig-15 дала результаты в столь ранние сроки.

В СССР сразу же была начата подготовка серийного производства двигателей Nene, и первый серийный RD-45 (РД-45; как стало известно) был поставлен в начале 1948 года. К тому времени, когда истребитель Mig-15 был готов к эксплуатации, двигатель был значительно модифицирован. Впрочем о двигателе мы поговорим позже.

Планер «мига» представляет собой «очевидную» компоновку, обеспечивающую разумные объемы для размещения вооружения и запасов топлива, прямоточный поток газов, короткое выходное сопло и, наконец, дешевизну и простоту в производстве. Качество производства изученного самолета было очень высоким; материалы, из которых изготовлен самолет, по своим техническим характеристикам ни в коей мере не уступали американским, и, в частности, согласно сообщениям обшивка истребителя Mig-15 была хорошей.

Фюзеляж представляет собой обычный полумонокок, с используемой повсеместно усиленной обшивкой (необычно тонкой для современного истребителя). Его структура разделена на переднюю и центральные секции, которые соединяются с образованием переднего узла, и на заднюю секцию. Разделение переднего узла и задней секции проходит за задним лонжероном крыла примерно на 70 процентах длины хорды; соединения секций производится с помощью болтов, расположенных в кронштейнах у корневых частей крыла.

Все секции фюзеляжа изготовлены из алюминиевых сплавов и представляют собой штампованные шпангоуты, соединенные с прессованными стрингерами и с продольными элементами, имеющими швеллерное или L-образное поперечное сечение. Носовая секция начинается с раздвоенного воздухозаборника большого диаметра. Воздух с двух сторон обходит кабину пилота после чего разделяются за ней на четыре канала в четверть круга с целью прохода выше и ниже переднего лонжерона крыла. Между лонжеронами крыла эти четыре воздуховода проходят через противопожарную перегородку двигателя и попадают в камеру статического давления.

Прочная нижняя часть передней секции фюзеляжа несет узлы крепление носовой стойки шасси и пушек; боеприпасы находятся в нижней части передней секции фюзеляжа рядом с пушками. Позади и выше боеприпасов между воздуховодами двигателя находятся основные топливные баки. В конструкцию одного из шпангоутов передней части фюзеляжа включены узлы крепления переднего лонжерона крыла. Хотя этот шпангоут усилен, он не несет основных нагрузок на крыло; эти нагрузки переносятся на фюзеляж задним лонжероном. Задний лонжерон крепится к стальной центральной несущей балке, проходящей вокруг камеры статического давления. Данная конструкция представляет собой силовой шпангоут I-образного поперечного сечения; штампованные стальные насадки соединяются алюминиевыми пластинами, каждая сторона которых приклепана и скреплена болтами.

Задний лонжерон, задняя секция фюзеляжа и двигатель крепятся к этой конструкции. Консоли крыла с помощью двухштифтовых креплений, а задняя часть фюзеляжа – быстроразъемными болтами, которые позволяют снять всю заднюю часть самолета для капитального ремонта двигателя.

Консоли крыла представляют собой простые конструкции с работающей обшивкой, которые собраны в виде отдельных блоков и прикреплены непосредственно к фюзеляжу. Обшивка крыла имеет большую толщину, чем обшивка фюзеляжа, а вырезы обшивки на верхней и нижней поверхностях консолей у внешних оконечностей закрылков допускают значительный изгиб крыла. В консолях крыла на участках между законцовками и нишами основных стоек шасси передний и задний лонжероны находятся примерно на расстояниях 20 и 60 процентов длин хорд. Задний лонжерон соединяется с фюзеляжем под прямым углом, в то время как передний соединяется с фюзеляжем под острым углом на расстоянии 12 процентов длины хорды. Передний лонжерон служит местом крепления шарнира основной стойки шасси и одновременно является передней стенкой ниши основной стойки. Лонжероны крыла изготовлены из легких сплавов и имеют плоские стенки и штампованные полки, которые в сборе образуют I-образное поперечное сечение.

В конструкции крыла имеется также третий лонжерон, идущий перпендикулярно центральной линии фюзеляжа от точки на переднем лонжероне, находящейся непосредственно за нишей основной стойки шасси. Этот лонжерон также изготовлен из легких сплавов и имеет I-образное поперечное сечение, но с более широкими полками для передачи изгибающих нагрузок крыла.

Закрылки щелевые типа Фаулер. Изменение положения закрылков осуществляется с помощью гидравлического привода. В каждой консоли крыла размещено по одному цилиндру, который управляет своим закрылком с помощью толкающе-тянущих тяг и коленчатых рычагов. Для увеличения эффективной площади крыла закрылки движутся по направляющим при помощи роликов. Элероны имеют работающую обшивку, внутренние весовую и аэродинамическую компенсацию. Использование такого баланса перепада давлений позволяет максимально эффективно управлять площадью, но ограничивает максимальное движение поверхности. Управление элеронами осуществляется с помощью толкающе-тянущих тяг, которые входят в крыло по передней кромке элеронов; система управления элеронами не оснащена бустерами.

Ранние «миги» имели предкрылки на передних кромках своих крыльев, но затем, очевидно, от них отказались. С другой стороны, на каждой консоли крыла были установлены по два аэродинамических гребня высотой 4 дюйма (102 мм), образованные путем склепывания двух листов тонкого алюминия. Данные гребни приклепаны к верхним поверхностям крыла параллельно линии полета. Критическая частота флаттера предотвращается парой грузов массой по 60 фунтов (27 кг) каждый. Данные грузы имеют форму, которая позволяет их разместить внутри передней кромки у законцовок крыла, и приклепываются к посадочным местам без возможности демонтажа.

Конструкция хвостового оперения во много аналогична конструкции крыла. Очень крупный киль имеет двухложеронную структуру, в которой основные нагрузки воспринимает задний лонжерон. Эти нагрузки передаются прочным стальным шпангоутом, который встроен в фюзеляж вокруг выходного сопла под тем же углом наклона, что и задний лонжерон киля. Оба лонжерона представляют собой двутавровые балки с фланцевыми отверстиями для уменьшения массы. Задний лонжерон выполнен из стали. Нервюры и стрингеры, изготовленные штамповкой из легких сплавов, дополняют силовой набор, к которому приклепывается впотай обшивка.

В конструкции стабилизатора имеется только один лонжерон, расположенный на расстоянии 25 процентов длины хорды. Лонжерон стабилизатора – массивный стальной элемент I-образного поперечного сечения, который был подвергнут ковке и обработке. Лонжерон переносит сдвиговые и изгибающие нагрузки на стальную несущую конструкцию киля, скручивающие нагрузки разделялись лонжероном и передним узлом крепления киля. Этот узел крепления имеет в своем составе диск с насеченной поверхностью, которая входит в зацепление с фиксирующими зубьями для обеспечения регулировки на земле угла атаки стабилизатора. Какое-либо оборудование для изменения угла установки стабилизатора в воздухе отсутствует. Каждая из половинок стабилизатора прикреплена к своей стороне киля с помощью шарниров и взаимно соединены между собой швеллерами, через которые проходят толкающе-тянущие тяги для управления рулями высоты.

Рули высоты и верхний и нижний рули направления представляют собой легкие конструкции с работающей обшивкой и управляются расположенной внутри киля комбинированной сборкой карданных валов и толкающе-тянущих тяг. В нижней части нижнего руля направления размещена стальная пластина, использующаяся для весовой компенсации, в то время как верхний руль направления имеет компенсацию в виде груза, расположенного в обтекателе у верхней части киля. Рули высоты не соединены между собой, левая поверхность оснащена электрически управляемым триммером.

Основные стойки шасси являются рычажно-подвесными устройствами. Цилиндры гидропневматических амортизаторов своими верхними оконечностями шарнирно прикреплены к крылу, а колеса установлены на рычагах, прикрепленных к кронштейнам на нижних оконечностях цилиндров. Основные стойки шасси убираются внутрь крыла при помощи гидравлического привода, рабочие цилиндры которого снабжены шариковыми замками для фиксации ходовой части в убранном положении. Замок убранного положения шасси является механическим и включает в себя небольшой выпускной цилиндр для разблокировки стойки с помощью небольшого гидравлического домкрата. Большие внутренние створки ниш шарнирно прикреплены к корневым частя консолей крыла и приводятся в действие своими собственными гидравлическими домкратами, соединенными с системой уборки колеса.

Размеры шин основных колес составляет 26 × 6,6 дюймов (660 × 167 мм), и их внутренние камеры изготовлены из смеси натурального и синтетического каучука. Тормоза двухколодочного типа, и каждая колодка приводилась в действие своим собственным цилиндром. Носовая стойка шасси убирается в нишу, расположенную в пространстве между внутренними стенками воздуховодов двигателя, поворотом вперед без разворота колеса.

Для работы закрылков и ходовой части предусмотрена аварийная пневматическая система, питаемая от предварительно заряженных баллонов со сжатым воздухом. По-видимому, это система «однократного» действия.

Двигатель RD-45, который в настоящий момент является силовой установкой истребителя Mig-15, представляет собой значительный прогресс по сравнению с двигателем Rolls-Royce Nene образца 1947 года, и самостоятельная работа русских двигателестроителей демонстрирует интересное сравнение с аналогичными разработками, выполненными на базе двигателя «Нин» специалистами компаний Rolls-Royce, Pratt and Whitney и Hispano Suiza.

Как сообщается, материалы, используемые в RD-45, хорошего качества. Сплавы Нимоник 80 и 75, применяемые в лопатках турбин и камерах сгорания соответственно, по-видимому изготовлены в России. Во многих частях двигателя, особенно вокруг топливных форсунок, используется стабилизированная титаном нержавеющая сталь.

Компрессор представляет собой обычный двусторонний центробежный агрегат диаметром 28,8 дюймов (732 мм) с 29 подвергнутыми обработке радиальными лопатками. Для компрессора и для направляющих лопаток, имеющих диаметр 17,7 дюймов (450 мм), используются алюминиевые сплавы. Компрессор размещен в типичном для двигателя Nene кожухе, который изготовлен из легких сплавов и который прикреплен болтами к каждой стороне диффузора. Каждая из девяти камер сгорания состоит из литой крышки, изготовленной из легкого сплава, камеры, изготовленной из стали с напылением алюминия, и жаровой трубы из сплава Нимоник 75. По сравнению с оригинальным Nene улучшениями являются введение дополнительного ряда перфораций в первичную смешивающую часть жаровой трубы, усиления этой секции сварными кольцами, использование более толстого сортамента металла и, что наиболее важно, увеличение площади поперечного сечения на 15 процентов и использование новой модели двухканальной форсунки.

Чтобы приспособиться к увеличенному массовому расходу, лопатки турбины и направляющие лопатки двигателя RD-45 стали на полдюйма длиннее (12,7 мм) и на четверть дюйма (6,35 мм) шире чем соответствующие элементы у двигателя Nene, а площадь выхлопного сопла увеличена примерно на 30 процентов. Масса двигателя увеличилась примерно до 2000 фунтов (907 кг; на 285 фунтов [129 кг]), хотя общий диаметр был удержан на стандартном уровне 49,5 дюймов (1257 мм).

Увеличение тяги

На стандартном «миге» отсутствует камера дожигания топлива, хотя при необходимости задняя часть фюзеляжа позволяет установить короткую форсажную камеру. Однако в качестве стандартного оборудования в двигателе имеется система впрыска топлива. С её помощью RD-45 развивает тягу 6750 фунтов (3062 кгс), бесфорсажная тяга двигателя RD-45 – 6000 фунтов (2722 кгс), что на 1000 фунтов (454 кгс) больше тяги двигателя Nene.

Двигатель RD-45 потребляет керосин и имеет удельный расход топлива 1,14 фунт/(час × фунт тяги) (1,091 кг/[кгс×ч]). Органы управления двигателем аналогичны тем, которые используются на британских самолетах с двигателем Nene. Интересно отметить, что сектор газа позволяет перевести управляемый кулачком микропереключатель в положении полной мощности, но во время испытаний самолета этот режим не применялся. Вспомогательная аппаратура двигателя включает в себя двухтопливные насосы, тахометр, генератор, маслосборник и масляные фильтры, барометрический топливный клапан, вспомогательный редуктор и электрический стартер. Два воспламенителя используют HT-штекеры.

Топливо размещается в одном, двух или трех баках, расположенных в центральной части фюзеляжа и имеющих общую емкость 330 галлонов (1500 л). Большая часть истребителей Mig-15 оснащена подкрыльевыми сбрасываемыми топливными баками, которые по форме похожи на баки, которые использовали «москито»; емкость каждого из таких баков составляет 160 американских галлонов (606 л). В основных фюзеляжных баках размещены поплавковые уровнемеры, которые приводят в действие скользящие контакты потенциометра.

Стандартное вооружение Mig-15 состоит из двух 23-мм пушек NS (НС-23), расположенных в левой нижней стороне носовой части фюзеляжа, и 37-мм пушки N (Н-37), установленной на правой стороне. Обе пушки идентичны по общей компоновке, монтажу и подаче боеприпасов.

23-мм пушки с их электропневматическими клапанами для управления зарядным и подающим цилиндрами весям по 87,5 фунтов (40 кг). Общая длина этих пушек составляет 78,25 дюймов (1988 мм). Боеприпас воспламеняется ударным капсюлем центрального боя. Казенные части пушек блокируются в момент выстрела поворотом головки болта на четверть оборота по изогнутым направляющим в корпусе. Работа осуществляется с помощью отдачи и гидравлических буферов, а также используется пневматической подачи. Выстрел осуществляется электрическим соленоидом.

В системе боепитания использовались ленты с открытым звеном (которые начали использоваться с люфтваффе в 1944-45 годах), причем звенья были разорваны до того, как снаряды попадут в линию подачи пушки. Крепление пушки состоит из передней цапфы и регулируемого заднего крепления, состоящего из блока и сборки шпилек, крепится к шпангоуту со снабженной резьбой горизонтальной стойкой. Регулировка осуществляется путем перемещения стойки в вертикальной плоскости и завинчивания блока в горизонтальной плоскости.

Снарядные ящики для пушек обоих калибров сварены из листового металла и оснащены кожаными ручками. Ящики для 23-мм снарядов имеют размеры 20 × 10½ × 8 дюймов (508 × 266,7 × 203,2 мм) и массу 9 фунтов 2 унции (4,14 кг). В каждый из таких ящиков можно разместить 80 снарядов. Гильзы и звенья выбрасываются через отдельные желоба, расположенные под казенной частью и каналом подачи каждой из пушек.

Давление в кабине пилота поддерживается за счет отвода, идущего от камеры сгорания №1 двигателя. Максимальный перепад давления составляет около 4 фунтов на кв. дюйм (0,28 кг/см²), и он, вероятно, уменьшается перед началом воздушного боя. Кислородная система кабины пилота содержи в себе баллоны с давлением 2000 фунтов на кв. дюйм (140,6 кг/см²).

Состав аппаратуры в кабине пилота соответствует требованиям. Перемещения двойного гальванометра используются для индикации напряжения и силы тока, а строенный агрегат обеспечивает давление масла, а также давление масла и температуру масла. Основной блок радиокомпаса установлен в пяти футах (1,5 м) от правой законцовки крыла. На левой стороне кабины пилота установлена колонка управления, на котором расположены: рычаги управления двигателем, закрылками и тормозами, панель автоматического выключателя для систем пуска и зажигания, средства управления пожаротушением, регуляторы громкости и настройки приемника радиосвязи.

На передней панели этой колонки установлена небольшая панель, на которой расположена единственная лампочка пожарной сигнализации (приводится в действие рядом чувствительных элементов в различных точках планера) и две нажимные кнопки, управляющие системой пожаротушения с двумя очередями срабатывания. На правой стороне кабины, несущей большую часть органов управления радиооборудованием, установлена небольшая консоль и пневматические клапаны для аварийной работы шасси и закрылков.

Поскольку это описание относится к довольно раннему Mig-15, поэтому ни радар, ни система опознавания «свой-чужой» не упоминаются. Однако в остальном «миг» обильно оснащен радиооборудованием, которое описывается как очень высококачественное как по конструкции, так и в изготовлении. Связной радиоприемник обозначен как RSI-6MI (РСИ-6МИ). Это обычный восьмиканальный супергетеродин, запитывающийся от 24-вольтовой основной электрической системы самолета. Антенна стационарного типа прикреплена к наклонной мачте в задней части купола кабины пилота. Она управляется дистанционным блоком настройки, непрерывный диапазон частот от 3,75 до 5,00 МГц.

Радиоприемник, известный как RPKO-10M (РКПО-10М), является девятиканальным супергетеродином, работающим в диапазоне от 270 до 740 килоциклов в секунду и с чувствительностью равной 5 микровольт. Источником питания служит динамотор типа RU-11A (РУ-11А), а связанная с радиоприемником антенна представляет собой обтекаемую плоскую петлю с железным сердечником.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ MIG-15

Размеры;

• Размах крыла 33 фута 1½ дюйма (10,10 м);
• длина 36 футов 4 дюйма (11,08 м);
• высота 11 футов 2 дюйма (3,40 м).
• Крыло: общая площадь 255 кв. футов (23,7 м²);
• относительная толщина крыла 11 процентов;
• стреловидность передней кромки 42 градуса;
• угол поперечного V минус 3 градуса.
• Хвостовое оперение: размах стабилизатора 14 футов 10 дюймов (4,52 м);
• стреловидность передней кромки (передняя кромка всех поверхностей) 42 градуса;
• относительная толщина (все поверхности) 8 процентов.
• Предельное число Маха планера: 0,89.
• Масса: пустого 8320 фунтов (3774 кг);
• топлива 2380 фунтов (1080 кг);
• масла 18 фунтов (8,2 кг);
• пилота 198 фунтов (90 кг);
• боеприпасы 352 фунта (160 кг);
• боевая масса 11268 фунтов (5111 кг).

Внешняя нагрузка:

• сбрасываемые баки и топливо 1870 фунтов (848 кг);
• ракеты или бомбы 1100 фунтов (499 кг);
• максимальная общая 14238 фунтов (6459 кг).

Летные характеристики:

• максимальная скорость 584 узла (672 миль в час [1082 км/ч]);
• скорость сваливания 95 узлов (109 миль в час [176 км/ч]);
• начальная скорость набора высоты 10400 футов в минуту (3170 м/мин);
• практический потолок 51000 футов (15545 м).

[1] авиационный завод №1 (бывший «Дукс») находился в Москве и в 1941 году был эвакуирован в Куйбышев

[2] МиГ-15П УТИ — учебно-тренировочный вариант, оборудованный радиолокационной станцией РП-1. Выпускался малой серией

источники:

• • текст – «МиГ-15 A First Detailed Examination of a Modern Russian Fighter» «FLIGHT» 25 July 1952, стр.102-104
  • комментарии – https://ru.wikipedia.org/wiki/МиГ-15