Истребитель МиГ-15

МиГ-15бис

В начале 1949 г. прошел госиспытания двигатель ВК-1, дальнейшее развитие РД- 45Ф, имевший при практически тех же габаритах и массе почти на 20% большую тягу, что позволяло без особых проблем установить его на самолеты, оснащенные РД- 45Ф, тем самым значительно улучшив их летные характеристики. 14 мая 1949 г. Совет Министров СССР выпустил постановление № 1887-697 о запуске в серию двигателя ВК-1 со 100-часовым ресурсом. Это сразу же разделило реактивные фронтовые истребители второго поколения на «перспективные» и «неперспективные». В число первых попал МиГ-15, ко вторым отнесли Ла-15, оснащенный не получившим дальнейшего развития РД-500. Кроме того, в то время самолетный парк наших ВВС был весьма «разношерстным», включая множество типов как поршневых, так и реактивных машин, что вызывало большие трудности в материально-техническом снабжении ВВС. Возникла заманчивая концепция «единого истребителя», сулившая значительную экономическую выгоду. Она перекликалась с концепцией «единого фронтового бомбардировщика», т.к. ВК-1 планировалось установить и на Ил-28. В результате, 14 мая 1949 года постановлением Совета Министров № 1889-699 было принято решение о серийном производстве только МиГ-15. Заводы, строившие Ла-15 и Як-23, должны были свернуть их производство и с июня 1950 г. полностью перейти на выпуск МиГов с ВК-1. Кроме того, уже 17 мая Правительство своим постановлением № 1903-708 обязало Главного конструктора В.Я. Климова провести в течение года работы по увеличению ресурса двигателя ВК-1 до 250 ч, считая первым этапом повышение ресурса в 1949 году до 200 ч. Впоследствии после проведения испытаний двигатель под обозначением ВК-1 А выпускался первоначально с 150-часовым, а с 6 серии — с 200-часовым ресурсом.

В соответствии с вышеназванным постановлением № 1889-699, а также приказом МАП №386 от 20 мая 1949 г. ОКБ-155 была проведена работа по модификации серийного истребителя МиГ-15 под двигатель ВК-1. Самолет должен был быть предъявлен на государственные испытания 1 июля 1949 г. Однако, в связи с задержкой получения серийного МиГ-15 № 105015, переоборудование его закончилось только в конце июля, а на госиспытания самолет предъявили 13 сентября.

Помимо установки двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, что повлекло изменения в хвостовой части фюзеляжа, так как ВК-1 имел удлинительную трубу и реактивный насадок большего диаметра, чем у РД-45Ф, на самолете был установлен гидроусилитель БУ-1 для уменьшения усилий на ручке управления элеронов, увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты до 22%, носки руля высоты и руля направления утолщены. Установка ВК-1 повлекла за собой также уменьшение высоты 2-го топливного бака, что привело к потере 60 л топлива, и изменение расположения некоторых лючков подхода к двигателю и оборудованию.

Опытный экземпляр МиГ-15 №1050015 с двигателем ВК-1 на заводских испытаниях. Общий вид самолета был утвержден А.И. Микояном 5 июля 1949 года.

Пушки НР-23, установленные вместо пушек НС-23КМ на МиГ-15 с двигателем ВК -1.

Приборная доска (слева) и тормозной щиток (справа) самолета МиГ-15 с ВК-1.

Носовая часть фюзеляжа также претерпела небольшие изменения, вызванные установкой пушек НР-23, стволы которых были смещены ближе к оси самолета, что позволило несколько улучшить параметры рассеивания при стрельбе. Установленные на МиГе пушки НР-23 все еще не были доработаны, но Главный конструктор А.И. Микоян в своем письме от 19 сентября на имя Начальника ГК НИИ ВВС обязался предъявить доведенное пушечное вооружение после испытания самолета.

Крыло отличалось от серийного только местом крепления элеронов — их площадь немного увеличили, сдвинув при этом вперед ось вращения. На самолете также была изменена форма и увеличена площадь тормозных щитков до 0,5 м , а их ось вращения установили под углом 22° к вертикали для уменьшения кабрирующего момента при их открытии. Кроме того, прочность самолета была приведена в соответствие «Нормам прочности самолетов 1947 г.».

В ГК НИИ ВВС будущий МиГ-15бис, получивший заводское обозначение СД и первоначально именовавшийся МиГ-17, поступил через 6 дней после предъявления, но из-за наличия помпажа на боевом режиме (на высотах более 8000 м) и «зуда» (высокочастотной тряски) двигателя начавшиеся было испытания вскоре пришлось прекратить. Самолет возвратили ОКБ для устранения выявленных недостатков.

На самолет был установлен новый двигатель ВК-1 №94-29 и после выполнения совместной с ЛИИ специальной программы испытаний двигателя 21 октября СД вторично предъявили в ГК НИИ ВВС. Несмотря на то, что дефекты двигателя полностью устранены не были, распоряжением Главного инженера ВВС машину приняли на государственные испытания. Однако полностью выполнить программу испытаний не удалось, двигатель по-прежнему преследовали «зуд» и помпаж, и 15 января 1950 г. после выполнения 38 полетов Заместитель Главкома ВВС по опытному строительству, заказам и военной приемке приказал прекратить испытания.

По договоренности Главного конструктора с Главкомом ВВС на самолете 28 января установили третий по счету двигатель — ВК-1 №В-94-104, имеющий ряд конструктивных изменений, направленных на устранение помпажа. 3 февраля начались повторные госиспытания, в процессе которых установили уже доработанное вооружение, а его проверку включили в общую программу испытаний самолета. Но 15 марта испытания пришлось снова прекратить, выполнив всего 16 полетов. Причина все та ^же — «зуд» и помпаж как и у ранее снятого двигателя. За это время военные успели провести только проверку работы двигателя и отстрел вооружения.

В соответствии с распоряжением Главкома ВВС на машину установили новый двигатель ВК-1 №Ф-0143, четвертый с начала испытаний. Полеты возобновились 18 марта и до успешного окончания испытаний самолет поднимался в воздух еще 35 раз, несмотря на то, что и этот движок продолжал, хотя и менее выражено, «зудеть» и помпировать.

Испытания показали, что по сравнению с серийными МиГ-15 с РД-45Ф установка нового двигателя и выполненный комплекс доработок привели к значительному улучшению практически всех характеристик. Летные данные существенно возросли, за исключением дальности, которая уменьшилась на 180 км ввиду уменьшения запаса топлива и увеличения удельных расходов топлива двигателем ВК-1. Максимальная скорость, которую достиг самолет с двигателем ВК-1 №94-29, составила 1076 км/ч. Управляемость самолетом улучшилась по всем трем осям. Усилия на РУС от элеронов пришли в соответствие с требованиями ВВС, усилия от рулей высоты и направления также значительно снизились, и, хотя несколько превышали норму, по оценкам летчиков стали удовлетворительными. Также удовлетворительным стало изменение усилий на РУС при открытии тормозных щитков. Вместе с тем, эффективность элеронов, несмотря на увеличение их площади, изменилась мало и по-прежнему была ниже требуемой более чем в полтора раза. Остались не устраненными «валежка» и обратная реакция по крену, которые с увеличением максимальной скорости полета стали еще более выражены по сравнению с первыми проявлениями на МиГ-15 с РД-45Ф.

Опытный экземпляр истребителя МиГ-15 с двигателем ВК-1 на государственных испытаниях.

Установка двигателя ВК-1 на самолете МиГ-15 № 105015.

Особое недовольство военных вызвала система регулирования ВК-1, не позволявшая нормально эксплуатировать самолет на высотах более 6000 м. Она не обеспечивала постоянство оборотов турбины при неизменном положении РУДа и изменении высоты и скорости; не поддерживала минимально допустимый режим работы двигателя при его дросселировании; не допускала необходимую в воздушном бою энергичную работу РУДом без опасности появления помпажа, «заброса» оборотов и температуры 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 скоростях и высотах полета. Кроме того, Главному конструктору А.И. Микояну предписывалось установить на МиГе систему автономного запуска двигателя для исключения зависимости самолета от аэродромных пусковых агрегатов.

Новое вооружение принципиальных недостатков не имело, рассеивание снарядов пушек НР-23 укладывалось в нормы ТУВС-46, правда при воздушной стрельбе с выпущенными воздушными тормозами звенья и гильзы били их обшивку. Увеличение темпа стрельбы 23-мм пушек при том же боекомплекте привело к уменьшению времени ведения огня с 9 до 6 секунд, и военные высказали пожелание удвоить боекомплект. Залповая и раздельная по калибрам стрельба в воздухе на всех высотах и скоростях полета не оказывала влияния на работу силовой установки. Однако при стрельбе остатки пыжей в больших количествах попадали во всасывающие каналы двигателя и оседали, в основном, на сетке заднего воздушного заборника компрессора, правда без нежелательных последствий.

Перечень недостатков был достаточно объемным, но достоинств у нового самолета имелось значительно больше и в заключении акта по результатам госиспытаний было отмечено: «Опытный фронтовой истребитель с двигателем ВК-1 ... построенный ...на базе серийного самолета МИГ-15, государственные испытания прошел удовлетворительно и рекомендуется для принятия на вооружение и серийную постройку». Далее высказывались требования устранить вновь обнаруженные, а также существовавшие ранее и до сих пор не устраненные дефекты, доработки внедрить в серийное производство и предъявить МиГ-15 с ВК-1 как эталон на 1951 г. на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС к 1 июля 1950 г. Акт по результатам госиспытаний был утвержден 10 июня 1950 г. постановлением Совета Министров № 2475-975, этим же постановлением самолет запустили в серию, заменяя на конвейере МиГ-15 с РД-45Ф.

Самолет МиГ-15 №3810102 с ВК-1, оснащенный аппаратурой слепого расчета на посадку по приборам ОСП-48, УКВ радиостанцией РСИУ-3 и системой госопознавания «Барий-М».

Не смотря на то, что «бисы» были официально запущены в серию летом 1950 г., их совершенствование началось еще зимой, так как подготовка серийного производства на заводах МАП уже шла полным ходом с июля 1949 г.

С целью обеспечения возможности выполнения полетов днем и ночью .как в простых, так и в сложных метеорологических условиях в соответствии с Постановлением СМ №230-68 от 16 января 1950 г. и приказом МАП №55 от 24 января два самолета, получившие заводское обозначение СА-1 и СА-2, были оснащены приборами обеспечения слепой посадки ОСП-48. К имеющемуся на самолетах оборудованию на них установили автоматический радиокомпас АРК-5 «Амур» (вместо радиополукомпаса РПКО-10М), маркерный радиоприемник МРП-48 «Дятел», радиовысотомер малых высот РВ-2 «Кристалл» и гиромагнитный компас ЭДГМК-3 сдатчиком ПДК-48 взамен дистанционного компаса ПДК-45 (однако в серии остался ПДК-45).

Размещение нового оборудования повлекло за собой и некоторые изменения в конструкции самолетов. Задний керосиновый бак был заменен новым, состоящим из двух отдельных половин, между которыми на крышке силового люка установили агрегаты и антенны МРП-48 и АРК-5. Сняли фотоаппарат АФА-ИМ вместе со щитком управления и электромотором открывания створок фотолючка для размещения на их месте приемника АРК-5 и приемопередатчика РВ-2. Помимо этого на самолете СА-1 (серийный МиГ-15 №38 10 102 завода №381) был выполнен большой объем доработок, связанных с установкой двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, размещением оборудования и улучшением конструкции, которые были впоследствии рекомендованы в серийное производство.

Заводские испытания, проходившие с 4 февраля по 10 марта 1950 г., показали, что установленная на самолете СА-1 аппаратура расчета на посадку по приборам ОСП-48 работает нормально, но требует дополнительной отработки размещения приборов в кабине пилота. Эти же результаты были получены и в ходе предварительных госиспытаний, проведенных в ГК НИИ ВВС с 29 по 31 марта. Самолет СА-2 на госиспытания не передавался.

Перекомпоновка приборов на приборной доске, произведенная силами ГК НИИ ВВС, показала, что при существующей конструкции доски удовлетворительное размещение приборов обеспечить невозможно. По рекомендации НИИ ВВС в ходе испытаний ОКБ была отработана новая приборная доска с улучшенным размещением приборов, которую после проведения контрольных полетов рекомендовали для установки на самолетах МиГ-15, оборудованных ОСП-48, до утверждения приборной доски стандартной кабины.

В основном же, по заключению ведущего летчика-испытателя Я.Ф. Богданова, полеты, выполненные в различных метеоусловиях как днем, так и ночью, показали, что оборудование ОСП-48 полностью обеспечивает выполнение слепого расчета на посадку по приборам с достаточной для этого точностью. АРК-5 осуществлял привод самолета в район аэродрома и обеспечивал слепой расчет на посадку, РВ-2 отслеживал изменение истинной высоты полета в пределах от 0 до 1200 м, а МРП-48 фиксировал момент пролета над маркерными радиомаяками. В качестве ненаправленной антенны радиокомпаса была применена антенна в виде лучей из медной проволоки, закрепленной на стеклах сдвижной части фонаря. Передающая антенна высотомера размещалась около левого тормозного щитка, а приемная — на правом борту между шпангоутами №8 и №9.

Помимо всего прочего, на СА-1 были установлены ответчик автономной системы опознавания «Барий-М» и ультракоротковолновая радиостанция РСИУ-3 для обеспечения четырехканальной радиосвязи между самолетом и землей и командной радиосвязи с другими самолетами в воздухе, которые прошли испытания вполне удовлетворительно и соответствовали требованиям ВВС. Дальность опознавания и обнаружения самолета на высоте 1000 м составили 64 км и 80 км соответственно, а дальность уверенной двухсторонней связи — 120 км.

Испытания, прекращенные 31 марта по причине необходимости проведения на двигателе 25-часовых регламентных работ и замене не соответствующей ТУ удлинительной трубы на новую, возобновились 6-го и завершились 19 апреля. За время испытаний было проведено 24 полета, из них — 3 ночных. Однако, несмотря на положительные результаты испытаний оборудования ОСП-48, самолет СА-1 не был рекомендован в качестве образца для переоборудования по причине недостаточного аварийного запаса электроэнергии, ненадежной работы несерийного датчика компаса и отсутствия компаса КИ-11 для использования его в аварийных случаях, а также обнаружения ряда других недостатков. Тем не менее, решение о запуске в серийное производство с 1 июня 1950 г. установки приборов слепой посадки было принято одновременно с выдачей задания на ее отработку. Главному конструктору же было рекомендовано устранить выявленные дефекты и предъявить на испытания уже серийный самолет.

Вскоре в ОКБ оборудовали еще две машины СА-3 и СА-4, предназначенные для дальнейшей отработки системы ОСП-48. Все самолеты СА отличались, в основном, различным размещением оборудования и его составом. Так, например, на СА-3 в качестве ненаправленной антенны АРК-5 использовалась лучевая антенна радиостанции РСИ-6 в связи с тем, что фонарная антенна в процессе госиспытаний показала меньшую эффективность и еще нуждалась в доработке. Кроме того, в целях ускорения проведения войсковых испытаний, по договору с ВВС, системой ОСП-48 было оборудовано 16 самолетов, которые прошли войсковые испытания с положительной оценкой.

МиГ-15 №3810203 с РД-45Ф, на котором летчик-испытатель А.М.Тютерев во время исследований в ЛИИ поведения серийных самолетов на числах М >0,92 достиг на пикировании скорости М = 1,01 на высоте 11750 м. Самолет оборудован ПВД типа ЛИИ.

В дальнейшем антенны РВ-2 «путешествовали» по самолету в поисках наилучшего места, обеспечивающего уверенную работу высотомера, особенно во втором диапазоне высот от 120 до 1200 м. Летом 1950 г. передающая антенна «перекочевала» с фюзеляжа на нижнюю обшивку левого крыла в район между 17-й и 20-й нервюрами, а приемная, для предохранения от повреждений звеньями при стрельбе, сместилась вперед к шпангоуту №6. В окончательном варианте, с 1 января 1951 г. приемная антенна стала устанавливаться на правом крыле между нервюрами №2 и №3.

В 1950 г. во весь рост встала проблема «валежки» (непроизвольного кренения самолета на больших приборных скоростях и числах М). Впервые с этим явлением столкнулись еще при испытаниях С-3, где оно проявлялось следующим образом: на приборной скорости 925 км/ч возникал значительный кренящий момент, быстро нараставший по мере увеличения скорости, когда последняя достигала 960 км/ч по прибору, усилия на ручке управления самолетом для парирования крена достигали 18,5 кг, что превышало физические возможности пилота. Из-за «валежки» не удалось разогнать самолет до максимальной скорости на высотах менее 1600 м.

Возникновению «валежки» способствовали как конструктивные причины (малая жесткость крыла, ослабленного в корневой части вырезом под нишу шасси и плохо работающего на кручение), так и технологические (разброс характеристик разных партий материалов, недостаточно точное выдерживание теоретических обводов крыла при его изготовлении, неточности при сборке и нивелировке самолета).

По непосредственным причинам возникновения «валежку» можно разделить на два типа. Первый тип, «маловысотная валежка», возникала на высотах менее 3000 м. При больших приборных скоростях, а следовательно и скоростных напорах, недостаточно жесткие консоли крыла закручивались, причем из-за разных жесткостей углы закрутки консолей, а следовательно и их углы атаки, были не одинаковы. В результате подъемная сила на одной из консолей становилась больше, чем на другой, и возникал кренящий момент. На больших высотах, где при больших истинных скоростях скоростные напоры сравнительно невелики, но значительно возрастают числа М, перестает сказываться жесткостная асимметрия и начинает играть роль асимметрия геометрическая. Неравномерное развитие «волнового кризиса» на правой и левой консолях также влекло за собой различие их подъемных сил и появление кренящего момента. Так возникала «высотная валежка».

С увеличением скорости кренящий момент возрастал, а эффективность элеронов МиГ-15, и без того невысокая, значительно падала, одновременно росли усилия на ручке от элеронов, с определенной скорости парировать крен становилось невозможно и самолет неудержимо заваливался «на спину». Для МиГ-15бис, имевшего скорость большую, чем МиГ-15 с РД-45Ф, и практически то же крыло, проблема «валежки» значительно обострилась. У первых серийных «бисов» кренение на скоростях полета 960-980 км/ч, а у отдельных машин и при 850-950 км/ч, становилось настолько сильным, что у летчика не хватало сил для его парирования, при этом отклонение элеронов достигало предельных значений. Этим исключалась возможность использования максимальных скоростей полета на высотах до 3000 м.

По причине кренения самолетов МиГ-15бис на максимальных скоростях, выявившегося в июле 1950 г., завод №1 в этом месяце не выполнил программу производства. Самолеты были облетаны, но не оформлялись ВВС под оплату до августа- сентября, когда состоялось решение Правительства об ограничении максимальной скорости МиГ-15бис. Приказом Главкома ВВС от 11 сентября 1950 г. до устранения «валежки» Главным конструктором максимальную скорость МиГ-15бис на высотах до 2500 м ограничили 1040 км/ч. До внедрения в серию крыльев с увеличенной жесткостью разрешалось устранять «валежку» отгибом регулировочных «ножей» на задней кромке крыла. При этом парировать крен позволялось отклонением РУС не более чем на 1/3 хода.

«Валежке» самолетов не сразу удалось найти правильное объяснение, и потребовалось значительное время для всестороннего исследования и изыскания эффективных средств борьбы с ней.

С целью выявления особенностей поведения МиГ-15бис, которые могут привести к авариям и катастрофам, в ГК НИИ ВВС впервые были проведены специальные летные исследования по определению пилотажных особенностей самолета и отработке соответствующих методических указаний для строевых частей ВВС. Испытания проводились согласно приказу Главкома ВВС №0402 от 9 августа 1950 г. на трех самолетах №53210345, №53210346, №53210347 производства завода №21. Для выполнения программы с объемом 240 полетов был установлен срок в 40 летных дней с облачностью не более 5 баллов. Однако летные исследования, начатые еще 4 августа на самолете №53210345, а на двух других самолетах после устранения дефектов бустеров — 16 августа, были прекращены по указанию Начальника ГК НИИ ВВС 29 сентября, так как основная задача была выполнена. Кроме того, 16 сентября испытания на МиГ- 15бис №53210346 были прекращены после выхода из строя двигателя и возобновлены 23 сентября на сменившем его самолете №53210434. За это время использовали 15 летных дней, в течение которых на всех самолетах выполнили 100 полетов общей продолжительностью 66 ч 20 мин. По результатам исследований была переработана и дополнена «Инструкция летчику по эксплуатации и технике пилотирования самолета МиГ-15 с двигателями РД-45Ф и ВК-1».

По заключению военных, основными пилотажными особенностями истребителя МиГ-15, создающими предпосылки для аварий и катастроф, явились интенсивное кренение самолета, возникающее при полетах на больших скоростях и резко нарастающее даже при небольшом увеличении скорости или при создании перегрузок, а также обратная реакция по крену на дачу ноги при больших значениях числа М. Последнее явление заключалось в том, что при отклонении руля направления при числах М, больших 0,87, самолет кренился не в сторону отклонения руля, как это имеет место для устойчивого в поперечном отношении самолета, а в противоположную сторону. Указанные особенности значительно усложняли пилотирование самолета на больших числах М и могли привести к попаданию на такие режимы полета, выход из которых затруднен и требует от летчика необычных действий рулями.

Кроме того, при увеличении скорости полета происходило снижение эффективности элеронов, резкое увеличение усилий, необходимых для создания перегрузки при числах М более 0,86, и появлялся пикирующий момент. Это, хотя и было признано не опасным для полета, значительно ухудшало управление самолетом.

В штопор же МиГ- 15бис срывался только при грубейших ошибках в технике пилотирования, и при правильном выводе самолет надежно выходил из него с запаздыванием не более одного витка.

Наиболее опасной была признана «маловысотная валежка», как, впрочем, и любое другое нарушение управляемости самолета вблизи земли. Ее высотная разновидность подобной опасности не представляла, да и возникала она, как правило, при М>0,92, т.е. за пределами ограничений Главного конструктора. Сталкиваться с ней приходилось, в основном, нашим пилотам в Корее, где не придавали значения установленным ограничениям и выжимали из самолета все, что он может дать. Поэтому главным противником для конструкторов стала «валежка», возникающая на малых высотах.

Для проверки эффективности мероприятий, проведенных для устранения «валежки», в сентябре 1950 г. в ГК НИИ ВВС были предъявлены на специальные летные испытания три самолета МиГ-15бис: № 122040 и № 122067 производства завода №1, на которых по чертежам Главного конструктора выполнили доработки по увеличению жесткости крыла и установили «ножи» на задней кромке крыла, и № 53210434 производства завода № 21, который являлся вариантом для доработок в частях и имел только «ножи» на старом крыле.

В результате испытаний, проходивших с 26 сентября по 9 октября 1950 г., было установлено, что на всех трех самолетах проведенные мероприятия не обеспечили решения проблемы, так как выполнение полетов без «валежки» на допустимой скорости на всех высотах было невозможным. 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. Истинная скорость 1040 км/ч, установленная приказом Главкома от 11 сентября, была получена лишь при полном отклонении РУС, а не на 1/3 хода, как предписывал данный приказ.

Доработки самолетов №№ 122040, 122067 значительно улучшили характеристики кренения на больших скоростях. У № 122067 скорость, при которой «валежка» парировалась отклонением РУС на 1/3 хода, на 30-60 км/ч превышала соответствующие величины у самолетов без доработок. Однако 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, по данным завода № 1, «валежки» не было вообще (1065 км/ч по прибору на высоте 700 м).

В прямолинейном полете без скольжения на высотах, больших 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 практически отсутствовала до М = 0,95.

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

МиГ-15бис № 53210347 во время специальных летных исследований по определению пилотажных особенностей самолета.

Вверху: пушки НС-23КМ, установленные на самолете МиГ-15 №0615316.

Пушки НР-23, установленные на МиГ-15бис №122035. Для исключения повреждения тормозных щитков звеньями, за выходными отверстиями звеньеотводов установлены отводящие пластины, также на самолете установлен увеличенный экран (в центре справа) для защиты обшивки от силового воздействия пороховых газов.

МиГ-15бис

Истребители МиГ-15 6 и 7 серии на аэродроме завода № 1 .

Ту-85 в сопровождении истребителей МиГ-15 на одном из воздушных парадов.

Для обеспечения летчика необходимым количеством кислорода в условиях высотного полета самолет МиГ-15 оснащался кислородным прибором КП-14 и съемным парашютным прибором КП-15.

Внизу: Перед полетами. Заправка топливом самолета МиГ-15бис.

Истребители МиГ-15бис знаменитой пилотажной группы «Красная пятерка» с авиабазы Кубинка.

Аварийная посадка МиГ-15 №120113 пилотируемого летчиком-испытателем завода №1 М.В. Ермоленко. 24 мая 1950 г. во время контрольного полета отказала система выпуска шасси из-за вырывания гидрошланга тормозных щитков.

Аварийная посадка МиГ-15бис из 39 ГвИАП, г. Васильков, 1953 г. (архив С. Попсуевича).

Авария МиГ-15бис №1003 завода №126. 25 июня 1950 г летчик-испытатель военного представительства Г.Б. Вахмистров из-за остановки двигателя ВК-1 №Ф9129 произвел вынужденную посадку на грунт параллельно ВПП.

Истребитель МиГ-15бис №2104. На заводе №292, в отличие от других, в серийном номере самолетов на первом месте стоял номер машины в серии, а на втором номер серии.

Истребитель МиГ-15бис, оборудованный радиостанцией РСИ-6 и системой радиолокационного опознавания (СРО) «Барий-М». Бортовой номер, кольцо воздухозаборника и «пилотка» на киле окрашены в голубой цвет.

Истребитель МиГ-15бис на аэродроме Черниговского ВАУЛ, 1957 г. Опознавательные знаки нанесены в соответствии с положением об 03 ВВС 1955 г. (архив С. Попсуевича).

Увеличение жесткости крыла самолета № 122058 было достигнуто путем общего утолщения верхней обшивки и обшивки носка крыла, а также постановки нижнего и увеличения верхнего фестонов под обшивкой между главной балкой и нервюрой №10. А увеличение жесткости крыльев самолетов № 122040 и № 122067 достигалось введением под обшивку фестонов больших размеров (верхнего — от продольной балки до нервюры №_»>15 и нижнего — от главной балки до нервюры №16), а также усилением нервюры №9 и заднего стрингера крыла. Толщина обшивки оставалась такой же, как на серийных МиГах. Поэтому крыло самолета № 121058 «потяжелело» на 47 кг, а крылья №№ 122040 и 122067 — на 30. Остальные доработки по увеличению жесткости у обоих вариантов крыльев сводились к несколько различающимся по конструктивному исполнению подкреплениям обшивки в различных местах крыла. Крыло самолета № 122058 на задней кромке от нервюры №7 до нервюры №14 также имело доводочные «ножи» шириною 40 мм, предназначенные для балансировки самолета относительно продольной оси.

Испытания, проведенные с 11 по 28 ноября 1950 г., показали, что МиГ-15бис №122058 отличается в лучшую сторону по сравнению с ранее испытанными самолетами и в пределах установленных ограничений по скоростному напору и числу М кренения не имеет, в том числе и при маневрировании на предельных скоростях с перегрузкой до 4 д. Однако осталась обратная реакция по крену на М = 0,86-0,885 и недостаточная эффективность элеронов. Поэтому в период с 7 по 20 декабря на том же № 121058 были проведены испытания по определению характеристик устойчивости самолета и эффективности элеронов, во время которых имел место перерыв с 8 по 16 декабря, связанный с отправкой правой консоли крыла в ЦАГИ для определения жесткостных характеристик. Данные испытания показали, что увеличение жесткости крыла не улучшило эффективности элеронов и не предотвратило появление обратной реакции по крену на дачу ноги. В связи с этим ОКБ было предложено ускорить проведение работ по одновременному устранению всех основных недостатков самолета МиГ-15.

Кроме того, было отмечено, что «валежка» самолета может являться результатом не только недостаточной жесткости, но и недостаточной точности нивелировки и балансировки, а также неодинаковости жесткости консолей крыла, поэтому полученные результаты испытаний МиГ-15бис № 122058 не дают достаточных оснований утверждать, что кренения на серийных самолетах с крыльями, имеющими ужестчение по образцу данного самолета, не будет. Для подтверждения полученных результатов было рекомендовано изготовить и предъявить в январе 1951 г. на контрольные испытания три МиГа с аналогичными крыльями. Тем не менее, данный вариант крыла был запущен в серию еще в октябре 1950 г.

Впоследствии, на МиГ-15бис последних серий была введена дополнительная, помимо отгиба «ножей», регулировка производственной асимметрии крыльев, также влияющей на кренение самолета. В узлах стыковки консолей крыла к фюзеляжу появились регулируемые опоры — эксцентричные втулки, с помощью которых можно было изменять установочные углы консолей и тем самым парировать «валежку».

Практически во время всех испытаний к создателям МиГ-15 предъявлялись претензии по поводу отсутствия на самолете системы автономного запуска, позволяющей значительно повысить не только эксплуатационные, но и тактические характеристики истребителя.

В связи с этим и в соответствии с распоряжением СМ №3169рс от 16 февраля 1952 г. относительно оборудования самолета МиГ-15бис системой автономного запуска, в ОКБ Микояна и в ГК НИИ ВВС были проведены экспериментальные работы с использованием опытной аккумуляторной батареи 12-САМ-25, разработанной в НИАИ МПСС.

Схема увеличения жесткости крыла самолета МиГ-1 5бис № 122058

Самолет МиГ-15бис № 11 15341 оборудованный системой автономного запуска двигателя ВК-1

В результате проведения госиспытаний батареи и заводских испытаний самолета МиГ-15бис была установлена возможность создания системы автономного запуска без значительных изменений в оборудовании самолета. Затем ОКБ оборудовало самолет МиГ-15бис № 11 15341 с ВК-1 № 136136, имеющим передаточное число к стартеpy 1:2,8, для проведения государственных испытаний системы автономного запуска.

При дооборудовании самолета электростартер СТ-2 заменили на СТ-2-48, применяемый для запуска ВК-1 на Ил-28, а вместо серийной батареи 12-А-ЗО установили опытную 12-САМ-25. Кроме того, произвели некоторые изменения в электропроводке и пусковой панели ПС-2. Причем последовательность запуска двигателя ничуть не изменилась по сравнению с существующей на серийных машинах и сохранилась возможность запуска от аэродромных пусковых тележек. Вес же установленного оборудования составил не более 7 кг, главным образом за счет увеличения сечения проводов.

Летные испытания показали, что при продолжительности полетов 30-40 мин каждый с максимальной нагрузкой на электросеть, система автономного запуска с применением одной батареи 12-САМ-25 обеспечивает не менее 10 вылетов при 10 запусках двигателя ВК-1 без снятия ее на подзарядку. Результаты полетов по кругу по 3-5 мин. каждый показали, что система с полностью заряженной батареей обеспечивает не менее 5 полетов без применения аэродромных средств запуска.

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

Госиспытания проходили в период с 5 марта по 10 марта 1952 г. и закончились с положительной оценкой. В связи с чем, приказом МАП №685 от 17 июня, система автономного запуска с октября месяца внедрилась в серийное производство. Кроме того, во время испытаний было проведено улучшение системы автономного запуска путем применения облегченной пусковой аппаратуры ПС-48 и схемы блокировки и защиты аккумуляторной батареи с помощью релейной коробки РПА-200А. После опробования улучшения его рекомендовали для использования при дальнейшем серийном производстве самолетов МиГ-15бис и МиГ-17.

Но, учитывая острую потребность во внедрении автономного запуска на уже выпущенных и эксплуатирующихся в частях ВВС самолетах МиГ-15бис, а также, принимая во внимание, что указанное выше нововведение с применением ПС-48 и РПА- 200А не может быть проведено в аэродромных условиях, так как потребует коренного изменения монтажей на самолете, было признано возможным провести дооборудование по варианту, предложенному ОКБ, который может быть выполнен в полевых условиях, с одновременным устранением выявленных в процессе испытаний недостатков предъявленной системы автономного запуска двигателя ВК-1.

Тормозные щитки площадью 0,8 м², установленные на самолете МиГ-15бис №53210668

Летные и тактические характеристики любого самолета в полной мере проявляются во время эксплуатации и, особенно, в период боевых действий, когда ему приходится работать в наиболее экстремальных условиях. Боевые действия МиГов в Корее также выявили не только положительные качества самолета, но и его недостатки. В связи с этим, в конце декабря 1951 г. правительство рассмотрело вопрос о повышении боевых возможностей самолета МиГ-15бис, и уже 3 января 1952 г. вышел приказ МАП №10 «О самолете МиГ-15бис», обязывающий ОКБ-155 и заводы провести ряд доработок истребителя.

С целью улучшения маневренности истребителя МиГ-15бис и обеспечения возможности катапультирования летчика в случае ранения его в правую руку, ОКБ было поручено разработать тормозные щитки (ТЩ) увеличенной площади и дублирующее управление катапультированием и сбросом фонаря для левой руки пилота. Доработанный самолет необходимо было представить на испытания уже в марте. Самолет МиГ-15бис №53210668 предъявили на госиспытания 20 марта 1952 г., которые он успешно прошел. С 1 июля в серию запустили дублирующее управление катапульты (приказ МАП №567 от 20.05.52г.), а с 1 сентября — увеличенные ТЩ площадью 0,8 м (приказ МАП №736 от 26.06.52г.).

Кроме того, приказом МАП №736 устанавливался также срок предъявления на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС самолета МиГ-15бис с тормозными щитками площадью 0,9м — 15 сентября 1952 г. Установка новых увеличенных щитков была закончена в августе 1952 г. Работа проводилась в целях дальнейшего повышения маневренности самолета и обеспечения возможности вертикального пикирования без превышения допустимой скорости с высоты 12000-13000 м. Заводские испытания установили, что дальнейшее увеличение площади тормозных щитков, сверх ранее принятого размера (S = 0,8м ), не целесообразно, так как увеличение площади идет за счет криволинейной поверхности фюзеляжа по отношению к воздушному потоку и потому не эффективно. В связи с этим ОКБ, с согласия ВВС, прекратило работы по данной теме.

Для оборудования находящихся в 64 ИАК (соединение, в которое были сведены воюющие в Корее советские авиаполки и дивизии) МиГ-15бис креслами с дублированным управлением катапультой ОКБ было предписано сдать к 25 мая Главному инженеру ВВС 5 комплектов чертежей и 5 комплектов инструкций для проведения доработок. Заводам №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 комплектов (по 156 на завод) деталей, необходимых для доработки старых сидений. Проведение доработки надлежало провести на всех самолетах Корпуса до 13 августа в ремонтных мастерских соединения силами прикомандированных заводских бригад совместно с техсоставом частей по чертежам и инструкции Главного конструктора.

Не дожидаясь поставки серийных истребителей с новыми ТЩ, было принято решение по доработке самолетов МиГ-15бис непосредственно в 64 ИАК. Для этого заводам №1 и №15 3 предписывалось изготовить и сдать ВВС для отправки в Корпус по 160 комплектов деталей и узлов, необходимых для установки на МиГ-15бис щитков площадью 0,8 м (по 60 комплектов до 20.07. и по 100 комплектов до 10 .08.52г.). Переоборудование всех самолетов требовалось провести до 19 сентября по чертежам и инструкции завода №1 силами заводских бригад, для чего в 64 ИАК командировались по одной бригаде в 10 человек с заводов №1 и №153. Как и в случае с дублирующим управлением, доработка проводилась в реморганах соединения с участием инженернотехнического состава частей.

Не осталось без внимания и качество радиосвязи. В целях повышения надежности управления воздушным боем истребителей МиГ-15бис завод №153 до 15 февраля 1952 г. 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. Туда же направили и новые наземные УКВ радиостанции РАС-УКВ.

О других усовершенствованиях конструкции самолета МиГ-15бис в ходе Корейской войны мы продолжим в рассказе о его боевой деятельности.

Истребитель МиГ-15бис с 260-литровыми ПТБ.

МиГ-15бис №53210850 с 300-литровыми металлическими ПТБ улучшенной формы. Впослед ствии этот самолет использовался для отработки двигателя ВК-1Ф.

Истребитель МиГ-15бис, оборудованный УКВ радиостанцией РСИУ-3 и СРО «Барий-М».

МиГ-15бис №2415398 с 300-литровыми фибровыми ПТБ улучшенной формы со стабилизатором. ЛИС завода №153, март 1952 г.

МиГ-15бис №135001 с 400-литровыми унифицированными ПТБ. 1954 г.

Истребитель МиГ-15бис, оборудованный реактивной системой АС-21. Под крылом самолета видно пусковое устройство ПУ-21. Лето 1957 г.

МиГ-15бис с посадочной фарой ЛФСВ-45, установленной взамен фары ФС-155. На самолетах, оборудованных РСИУ-3, тросовая антенна АРК-5 проходила от киля непосредственно на переходной изолятор фюзеляжа, минуя штыревую антенну радиостанции.

Регламентные работы на МиГ-15, пушечное вооружение демонтировано.

Регламентные работы на двигателе ВК-1. 524 ИАП ВВС СФ, аэр. Луастари, 1954 г. (фото С. Попсуевича).

Обслуживание пушечного вооружения самолета МиГ-15бис №5321 1670. 524 ИАП ВВС СФ, аэр. Луастари, 1954 г. (фото С. Попсуевича).