И-250

И-250 (МиГ-13) — первый советский цельнометаллический одноместный скоростной истребитель разработки ОКБ Артема Микояна и Михаила Гуревича. Был оснащён комбинированной силовой установкой, включавшей в себя поршневой и мотокомпрессорный воздушно-реактивный двигатели. Всего было построено 28 самолётов: 2 прототипа, 10 заказаны в июне 1945 для участия в параде 7 ноября и 16 заказаны ВМФ в конце 1946 года. Поставленные в ВМФ самолёты получили обозначение МиГ-13[1].

И-250 (МиГ-13)

Схема И-250
Тип истребитель
Разработчик ОКБ-155
Производитель Авиазавод № 381 (Москва)
Первый полёт 3 марта 1945 года
Начало эксплуатации 1946 год
Конец эксплуатации 1950 год
Статус не эксплуатируется
Эксплуатанты ВВС СССР
Годы производства 19461947
Единиц произведено 28
 Медиафайлы на Викискладе

Задание на разработку

Эскизный проект новой машины был утверждён НКАП 19 сентября 1944 г. одновременно с проектом Су-5 разработки ОКБ П. О. Сухого. По расчётам, при полётной массе 3500 кг истребитель И-250 с использованием ВРДК должен был развивать максимальную скорость 825 км/ч на высоте 7000 м, а высоту 5000 м набирать за 3 минуты 54 секунды. Минимальное время виража с радиусом 253 м должно было быть 19,7 с.

Разработка

К концу Великой Отечественной войны стало ясно, что воздушный винт и поршневой мотор исчерпали свои возможности по увеличению скорости истребителей. Среди средств по решению этой проблемы, кроме ЖРД и ТРД, рассматривались и так называемые мотокомпрессорные двигатели — комбинация поршневого двигателя и воздушно-реактивного двигателя компрессорного типа.[2]

Воздушно-реактивный двигатель (ВРДК) был разработан в ЦИАМе под руководством К. В. Холщевникова. По расчётам конструкторов, этот двигатель должен был служить в качестве дополнительного, обеспечивая прирост скорости около 100 км/ч. Работы по созданию экспериментального истребителя с комбинированной силовой установкой начались в ОКБ Микояна в соответствии с постановлением ГКО от 22 мая 1944 года.[2]

Ведущим инженером на время его проектирования и постройки назначили А. А. Андреева. Самолёт получил рабочее название И-250. Исходя из расчётных характеристик, истребитель И-250 в теории должен был нести оперативную службу по прикрытию наземных частей с воздуха и вести воздушные бои на средних высотах.

Первый И-250

  • 30 ноября рабочий проект самолёта был полностью завершён на предприятии ОКБ-155.
  • В феврале 1945 г. завершилась сборка первого экземпляра истребителя И-250 № 01.
  • 3 марта 1945 г. первый И-250, пилотируемый лётчиком-испытателем А. П. Деевым, впервые поднялся в воздух.

Испытания

Схема двигательной установки И-250
  • «На этой машине в марте 1945 года была достигнута наибольшая для того времени скорость полёта — 825 километров в час». — С. И. Руденко, «Крылья Победы» — М., 1976, — с.399.
  • 8 апреля 1945 г. в третьем полёте на И-250 запустили ВРДК: на пикировании самолёт развил максимальную скорость 710 км/ч по прибору на высоте 5000 м. Однако, несмотря на периодические успехи в испытаниях, с ещё большей периодичностью происходили всякого рода поломки.
  • 13 мая 1945 г. в очередном полёте с включённым ВРДК на высоте 6700 м была достигнута максимальная скорость 809 км/ч, близкая к желаемой по заданию ГКО.
  • 19 мая 1945 г. к испытаниям приступает второй экземпляр И-250 № 02, а И-250 № 01 удалось повторить достижение той же скорости на 7000 м.
  • 3 июля 1945 г. в 24-м полёте И-250 на высоте 6600 м лётчик А. П. Деев на самолёте № 01 развил максимальную скорость 820 км/ч, а 4 июля на высоте 3000 м была достигнута скорость 750 км/ч. Таким образом, в сравнении с лучшими истребителями того времени установка ВРДК дала прирост скорости почти в 100 км/ч.
  • В июле 1945 г. было решено построить опытную серию из 10 машин И-250.

В ходе испытаний расчётные данные конструкторов были подтверждены, комбинированная силовая установка работала безотказно. Доводка и лётная эксплуатация позволили накопить опыт, оказавшимся полезным при освоении турбореактивных двигателей. Однако был выявлен и ряд недостатков. Миг-13 стал первым самолётом с реактивным двигателем ОКБ А. И. Микояна и М. И. Гуревича.[2]

Аварии и катастрофы

  • 5 июля 1945 г. самолёт И-250 № 01 потерпел катастрофу над Центральным аэродромом им. М. В. Фрунзе. Это был 26-й полёт первого экземпляра. По спидобарограмме удалось выяснить, что при снижении с 600 м до 200 м самолёт И-250 № 01 развил скорость 655 км/ч. На высоте 250 метров оторвалась левая половина горизонтального оперения. Самолёт взмыл вверх, потерял скорость и вошёл в штопор. Причиной катастрофы стала большая перегрузка, возникшая при резком отклонении руля высоты при полёте на максимальной скорости на малой высоте. Лётчик А. П. Деев погиб.[2]
  • 18 октября 1945 г. лётчик-испытатель А. Н. Чернобуров совершил вынужденную посадку в районе Кунцево-Фили. Самолёт И-250 № 02 удалось отремонтировать.
  • 12 июля 1946 г. произошёл пожар из-за дефекта в двигателе, в результате чего лётчику пришлось в аварийном порядке садиться на аэродроме в Люберцах. Самолёт И-250 № 02 получил значительные повреждения и не был восстановлен.

Серийное производство

Постройка 10 экземпляров истребителя И-250 была возложена на завод № 381 В. И. Журавлёва. Обеспечивали завод № 381 следующие предприятия: ОКБ-155, завод № 26, завод № 466, ЦИАМ, завод № 150, завод № 124, 12-е ГУ НКАП, 1-е, 3-е, 12-е, 18-е ГУ Главснаба. В декабре 1945 г. был изготовлен первый серийный И-250. На май уже 1946 г. самолёты серии находились в следующем состоянии:

  • № 3810101 — собран 25 декабря 1945 г. с макетным мотором, использовался как эталон для монтажа ВМГ;
  • № 3810102 — собран в январе, мотор подали 6 января. Из-за разрушения лопаток компрессора силовая установка демонтирована и отправлена в ЦИАМ;
  • № 3810103 — собран в феврале, мотор подали 26 января. Обнаружена стружка в маслофильтре, силовая установка демонтирована и отправлена в ЦИАМ;
  • № 3810104 — собран в марте, мотор подали 7 марта, но без компрессора. Мотор ВК-107Р подлежал замене на кондиционный;
  • № 3810105 — собран в марте, мотор подали 8 марта также без компрессора;
  • № 3810106, № 3810107, № 3810108 и № 3810109 — находились в процессе окончательной сборки, приостановленной из-за отсутствия моторов;
  • № 3810110 — находился на стадии агрегатной стапельной сборки.

В итоге 2 машины были переданы в НИИ как опытные образцы, а 30 октября 1946 г. все восемь оставшихся самолётов опытной серии, наконец, сдали представителями ВВС. Самолёты поступили на вооружение ВВС Северного и Балтийского флотов.

Интересные факты

  • Внедрение в производство И-250 шло очень тяжело и медленно в силу множества причин, среди которых были: частые поломки, несогласованные действия звеньев производства, несоответствие существующего и необходимого качества производства, недостаток комплектующих и материалов, нехватка рабочей силы, отключения электричества.
  • Применение ВРДК было возможно не более 10 минут.
  • Многие лётчики негативно относились к самолёту И-250.
  • Вместо продолжения работ по И-250 было решено продолжать разработку И-300 (МиГ-9)
  • Не обнаружено никаких документов, где истребитель именовали бы МиГ-13. Самолёт везде проходил как изделие «Н», И-250, МиГ с ВРД и мотором ВК-107Р или МиГ с ВК-107Р и ВРДК ЦИАМ, или в виде подобных формулировок, включая МиГ-3 с ВРД.

Технические характеристики МиГ-13

МиГ-13 — одноместный скоростной истребитель цельнометаллической конструкции с комбинированной силовой установкой. По аэродинамической схеме это моноплан с низкорасположенный крылом и убирающимся шасси. Размеры самолёта небольшие, площадь крыла всего 15 м². На самолёте всё было сделано для достижения максимально возможной скорости.

Фюзеляж — конструктивно состоял из трёх частей: передняя ферма, средняя часть и хвостовая часть. Передняя ферма — пространственная сварная конструкция из хромансилевых труб. На ней размещался двигатель, а также узлы крепления пушек, патронные коробки и другие агрегаты вооружения.[3]

Каркас средней части фюзеляжа состоял из четырёх лонжеронов из листовой стали, переходящих в дюралевые профили, стрингеров, набора штампованных шпангоутов, пола пилотской кабины и дюралевой обшивки. Конструкция клёпаная. Под полом пилотской кабины проходил воздушный канал, входивший в силовую конструкцию фюзеляжа. Средняя часть фюзеляжа заканчивалась силовым шпангоутом, к которому крепилась камера сгорания ВРДК и хвостовая часть фюзеляжа.[3]

Хвостовая часть фюзеляжа монококовой конструкции. Каркас хвостовой части состоит из набора штампованных дюралевых шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и дюралевой обшивки. Хвостовая часть заканчивалась стальным сварным шпангоутом, на котором крепили сопловую раму камеры сгорания ВРДК.[3]

Кабина пилота закрывалась фонарём. Центральная секция фонаря сдвигалась назад. Остекление фонаря — плексиглас толщиной 6 мм. Бронирование состояло из бронеспинки и прозрачного бронестекла спереди и сзади пилота.[3]

Крыло — прямое, однолонжеронное, трапециевидной формы в плане. Каркас крыла состоит из главного лонжерона, переднего и заднего усиленных стрингеров, нервюр и стрингеров. Главный лонжерон — двутавровая клёпаная балка. Пояса балки — стальной катаный профиль, стенка дюралевая. Усиленные стрингеры изготовлены из листового дюраля и прессованных профилей. Нервюры штампованные из листового дюраля. Нервюра, к которой крепится шасси — стальная клёпаная балка. Обшивка дюралевая.[3]

Механизация крыла состоит из элеронов и щелевых закрылков. Элероны и закрылки цельнометаллической конструкции с каркасом из дюраля и обшивкой из магниевых сплавов. Углы отклонения элеронов +21/-14 градусов. Углы отклонения закрылков 15 градусов на взлёте и 55 градусов на посадке.[3]

Хвостовое оперение — киль с рулём направления и стабилизатор с рулём высоты. Киль и стабилизатор симметричного профиля. Силовой набор оперения дюралевый, обшивка из магниевых сплавов. Киль установлен под углом 20 градусов по отношению к оси симметрии самолёта в правую сторону. Угол отклонения руля направления +/- 25 градусов. Угол отклонения руля высоты +30/-20 градусов. Руль направления и рули высоты имели 16 % осевую аэродинамическую и весовую компенсацию. Руль направления и руль высоты были снабжены триммерами.[3]

Шасси — трёхстоечное с хвостовой опорой. Амортизация воздушно-масляная. Внутренний объём стоек шасси использовался как баллон сжатого воздуха для аварийной сети. При уборке основные опоры шасси входили в ниши между лонжероном и передним стрингером крыла и частично в фюзеляж. Хвостовое колесо было самоориентирующимся и было снабжено стопором, фиксирующим его в полёте. В полёте хвостовое колесо закрывалось щитком, который при выпуске хвостовой опоры убирался внутрь фюзеляжа.[3]

Силовая установка — комбинированная силовая установка Э-30-20 состояла из двигателя ВК-107Р и воздушно-реактивного двигателя с компрессором. Основной двигатель ВК-107Р, мощностью 1650 л. с., был оснащён отводным валом, ведущим на компрессорный воздушно-реактивный двигатель (ВРДК). Этот двигатель находился в тоннеле, расположенном по всей длине фюзеляжа, начиная с воздухозаборника и заканчивая хвостовым соплом.[3]

Мощность, развиваемая двигателем ВК-107 при взлёте и во время полёта без применения ВРДК, целиком передавалась на винт, а компрессор вращался на холостом ходу. Суммарная мощность обоих двигателей достигала 2800 л. с. Для сокращения разбега и увеличения скорости полёта включался привод компрессора, и в камеру сгорания попадало топливо. Продолжительность непрерывной работы ВРДК составляла не более 10 минут, причём только на боевом режиме работы, при этом расход бензина составлял 1200 кг/ч. Воздушный винт трёхлопастный диаметром 3,1 м.[3]

Топливо общей ёмкостью 570 л. размещалось в трёх мягких топливных баках. Два крыльевых бака вмещали по 90 литров каждый, в фюзеляже располагался один бак ёмкостью 390 литров. Подача топлива в двигатель происходила под давлением воздуха, которое обеспечивал воздух, отбираемый от воздушного парубка двигателя за приводом центробежного нагнетателя. После выработки бензина из крыльевых баков воздух поступал в фюзеляжный бак, благодаря чему повышалась высотность бензосистемы. Ёмкость масляного бака составляла 62 л (заливалось 48 л), а ёмкость системы охлаждения — 79 л.[3]

Пневмосистема — состоит из основной и аварийной. Основная система — два баллона объёмом по 7 литров воздуха каждый. Аварийная система с запасом воздуха 6 литров. Рабочее давление в сети 35 атмосфер. Основная система обеспечивала управление следующими агрегатами: шасси, закрылками, щитками основных опор и щитком хвостовой опоры, тормозами, створками сопла и запуском двигателя. В случае отказа основной пневмосистемы выпуск шасси производился от аварийной сети.[3]

Оборудование — приборное оборудование состоит из 16 приборов. Источник электроснабжения на борту самолёта — генератор и аккумулятор. За спинкой пилота располагалась радиостанция с приёмником и передатчиком. Кислородный прибор лёгочного типа, кислородный баллон объёмом 4 литра устанавливался за кабиной пилота.[3]

Вооружение — три пушки Б-20 калибра 20 мм и прицел ПБП-1А, с боезапасом по 100 снарядов на пушку[прояснить]. Одна пушка стреляла через полый вал редуктора, две синхронные пушки устанавливали по бокам носовой части фюзеляжа. Управление стрельбой и перезарядка электропневматические. Патронные ящики располагались в верхней части носового отсека фюзеляжа.[3]

Тактико-технические характеристики

Приведены данные И-250. Источник данных: Gunston B., Gordon Y., 1998.

Технические характеристики

1 × 1214 кВт (взлётная) кВт ( (1 × 1650 л. с.) л. с. ​ )

    • Эквивалентная мощность: 2500 л. с. (1839 кВт) на высоте 7000 м
      • в том числе ВРДК: ~1350 л. с. (993 кВт)
Лётные характеристики
  • Максимальная скорость: 620 км/ч у земли
    • на высоте: 825 км/ч на 7 000 м
  • Посадочная скорость: 150 км/ч
  • Практическая дальность: 920 км
    • без ВРДК: 1380 км
  • Практический потолок: 11 960 м
    • без ВРДК: 10 500 м
  • Время набора высоты:
    • 5 000 м за 3,9 мин
  • Нагрузка на крыло: 245,3 кг/м²
  • Длина разбега: 400 м
  • Длина пробега: 515 м
Вооружение
  • Стрелково-пушечное: 3 × 20 мм пушки Б-20 по 160 патронов на ствол

Примечания

  1. Gunston B., Gordon Y., 1998 year.
  2. Авиационная энциклопедия «Уголок неба». И-250 (МиГ-13).
  3. Шавров В. Б. История конструкций самолётов в СССР 1938—1950 гг.

Литература

  • Беляков Р. А., Мармен Ж. Самолёты «МиГ» 1939—1995. М.: АВИКО ПРЕСС, 1996. — С. 56—72. — ISBN 5-86309-033-2.
  • Шавров, В. Б. История конструкций самолётов в СССР 1938—1950 гг. М.: Машиностроение, 1988. — 568 с. 20 000 экз. — ISBN 5-217-00477-0.
  • Gunston B., Gordon Y. MiG Aircraft since 1937. — London, GB: Putnam, 1998. — P. 45—47. — 288 p. — ISBN 0-85177-884-4.
Статьи
  • Арсеньев Е. В. Первый реактивный «МиГ» // Авиация и Время. — Киів: «АероХобi», 2001. № 3 (48). С. 4—20.
This article is issued from Wikipedia. The text is licensed under Creative Commons - Attribution - Sharealike. Additional terms may apply for the media files.