Фронтовые истребители

Фронтовые истребители

В 1949 году из сборочного цеха опытного завода выкатили новый самолет МиГ-15бис-45 или И-330 с увеличенным на 10 градусов углом стреловидности крыла, ставшего прототипом будущего МиГ-17. Самолет имел еще одно обозначение «СИ».

Свой первый полет «СИ» совершил 14 января 1949 г. пилотируемый И.Т. Иващенко, а 20 марта опытный самолет потерпел катастрофу, унеся с собой жизнь летчика-испытателя. Причины катастрофы стали проясняться во время заводских испытаний второго экземпляра самолета построенного на опытном заводе № 155 в Москве, но, видимо, в варианте перехватчика СП-2. Испытания самолета начал Г.А. Седов впоследствии заслуженный летчик-испытатель, Герой Советского Союза. Григорий Александрович в это время еще числился летчиком-испытателем НИИ ВВС, но был прикомандирован к ОКБ А.И. Микояна. В одном из полетов он попал в условия близкие к тем, в которых оказался И. Иващенко в том трагическом полете. И это была не случайность, летчик готовился к полету на режиме, соответствовавшем скорости 1020–1044 км/ч заранее. Мгновенно начавшийся флаттер стабилизатора практически разрушил рули высоты, осталось лишь около 40 % от их площади.

Работая над рукописью, я посчитал, что все происшедшее в том полете было довольно неожиданным для летчика, и выйти победителем в сложившейся ситуации помогла ему мгновенная реакция на происшедшее, но ошибся. «Нет, это была не неожиданность – рассказывал Григорий Александрович – я готовился к этому режиму заранее, так как мы знали, что разрушение горизонтального оперения на первой опытной машине произошло на скорости полета в диапазоне 1020–1044 км/ч. Быстрая реакция летчика здесь ни при чем. Когда все это произошло, самолет находился в нормальном положении и даже стал немного «задирать нос». Попробовал рули высоты – машина подчиняется, правда при заходе на посадку, когда упала скорость, была опасность, что площади оставшихся рулей не хватит, но все обошлось, и опытная машина была спасена».

Во время заводских испытаний самолета «СИ» Григорий Александрович столкнулся с реверсом элеронов вследствие недостаточной жесткости крыла. После доработок в апреле 1951 года самолет СИ-01 горьковского завода передали на государственные испытания в НИИ ВВС.

75 раз летчики института Л.М. Кувшинов, Ю.А. Антипов, В.С. Котлов и другие поднимали в воздух опытный истребитель. Из акта по результатам первого этапа государственных испытаний следовало, что заявленные главным конструктором характеристики подтвердились и самолет, в целом, соответствует предъявленным к нему требованиям. Но были и недоработки. В частности, машину нельзя было эксплуатировать с подвесными баками из-за их интерференции с приемником воздушного давления первоначально размещенного как у МиГ-15 почти на середине крыла и приводившей к искажению показаний указателя скорости.

От своего предшественника новый самолет унаследовал артиллерийскую установку на опускаемом лафете с пушками НР-23 и Н-37Д с локализатором, вместо НС-23 и Н-37 у МиГ-15. Артиллерийская установка, созданная под руководством начальника бригады ОКБ Н.И. Волкова, оказалась очень удобной в эксплуатации и требовала минимум времени для подготовки самолета к повторному вылету. Такая мощная артиллерийская установка предназначалась, прежде всего, для борьбы с тяжелыми бомбардировщиками – носителями атомного оружия типа В-29 компании «Боинг». В этом качестве, как показал опыт войны в Корее, МиГ-15 не имел равных.

Опытный самолет «СИ» – первый прототип истребителя МиГ-17

Недостатки, выявленные в ходе первого этапа государственных испытаний, были довольно быстро устранены и в июле 1951 года, уже на третьем экземпляре самолета, испытания завершились с заключением о принятии его на вооружение. Одним из серьезных дефектов, выявленных в ходе государственных испытаний, было большое рассеивание снарядов при стрельбе из 23-мм пушек. Предположив, что это связано с возросшим усилием отдачи, в пушку ввели гидробуфер, снизивший их вдвое, до 26 кН. Однако истинная причина обнаружилась позже и заключалась в недостаточной жесткости крепления пушки.

При всей своей кажущейся схожести с МиГ-15 самолет «СИ» стал новой машиной. Прежде всего было создано новое крыло c углом стреловидности по линии фокусов 45 градусов и увеличенной до 22,6 м² площадью. Отличалось оно и новыми скоростными профилями, и меньшей относительной толщиной. Для предотвращения негативных явлений, связанных с перетеканием потока воздуха вдоль размаха крыла установили еще одну аэродинамическую перегородку высотой около 100 мм. Возросла площадь щитков-закрылков.

Существенные изменения коснулись и оперения. Незначительно возросла площадь тормозных щитков в хвостовой части фюзеляжа, и предназначенных, прежде всего, для бомбометания с пикирования. В воздушном бою, как свидетельствуют летчики, воевавшие в Корее на МиГ-15 и МиГ-15бис, тормозные щитки были малоэффективны. Впоследствии площадь тормозных щитков возросла до 0,88 м². Правда, внутренний объем топлива уменьшился до 1412 литров.

В результате всех изменений максимальное аэродинамическое качество самолета, при полете на дозвуковых скоростях, снизилось с 13,9 у МиГ-15 до 13,6. Непосвященный читатель может сказать: «Подумаешь, какая мелочь!», а эта мелочь снижала дальность полета, при одинаковой с МиГ-15бис заправке топливом, на 35 км. В горизонтальном же полете максимальное аэродинамическое качество не превышало 13,1 и мало изменялось в диапазоне высот от 0 до 10 км при скоростях полета, соответствующих числам М=0,4–0,5. С целью увеличения дальности и продолжительности полета на самолете могли устанавливаться два подвесных топливных бака емкостью по 400 литров каждый. В этом случае максимальная продолжительность пребывания самолета в воздухе возрастала с 1 часа 54 минут до 3 часов 8 минут.

Состав приборного и радиооборудования на опытных машинах оставался прежний, но уже в серии он был дополнен и обновлен.

В ходе испытаний, завершившихся в 1951 г., выяснилось, что при почти одинаковой с МиГ-15бис скороподъемности горизонтальная скорость МиГ-17 возросла и достигла 1114 км/ч. Максимальное число М полета дошло до 0,97 на высоте 11 000 метров, что на 0,059 превышало аналогичное значение у МиГ-15 и на 0,051 – у МиГ-15бис. В то же время это достижение считалось довольно высоким. Характеристики устойчивости и управляемости незначительно отличались от МиГ-15бис, в частности, при приборной скорости 720–750 км/ч самолет имел небольшие колебания вокруг вертикальной и продольной осей. Однако ухудшились маневренность в горизонтальной плоскости и взлетно-посадочные характеристики. Но этому, похоже, не придали особого значения, все-таки скорость возросла, а самолет мог эксплуатироваться на тех же аэродромах, что и МиГ-15.

Такой же вывод был сделан и в отношении характеристик штопора, испытания на который в полном объеме выполнил Л.М. Кувшинов в НИИ ВВС. Поведение МиГ-17 в штопоре на высотах до 12 км имело сходство с самолетом УТИМиГ-15. При неравномерном штопоре время одного витка около 4 секунд, потеря высоты при этом составляла 400–450 метров. При равномерном штопоре время одного витка около 3 с, и самолет снижается на 300–350 метров. Самолет может переходить в перевернутый штопор или перевернутую спираль только при грубых ошибках летчиков в технике пилотирования. Минимальная скорость, при которой самолет теряет устойчивость в полете с убранными шасси, закрылками и работе двигателя на режиме «малый газ» находится в пределах 200–220 км/ч.

Забегая вперед отметим, что исследования, проведенные во второй половине 1950-х годов, показали, что штопор на высотах 12 000–18 500 метров характеризуется значительно большей неравномерность и неустойчивостью, протекает с весьма большими колебаниями угловых скоростей, углов наклона самолета и перегрузок, происходящими в виде периодически повторяющихся биений, при этом у самолета имеется тенденция к переходу в перевернутый штопор, самолет периодически оказывается «на спине» или в близком к нему положении, часто движение самолета в процессе штопора происходит по типу «падение листом», совершаемое по спиралеобразной траектории. Правый штопор на указанных высотах оказывается значительно более неустойчивым, чем левый. Потеря высоты на виток на 14 км составляет в среднем 400 метров, а на 18 500 метрах – 800 метров. Среднее время выполнения одного витка составляет на этих высотах 5–6,5 секунды.

В январе 1951 года новый истребитель запустили в массовое производство. Первоначально планировалось серийное производство МиГ-17 в Саратове на заводе № 292, но первыми его начали осваивать на заводах № 1, в Куйбышеве, затем – в Нижнем Новгороде, Новосибирске и Комсомольске-на-Амуре. В 1953 году к ним присоединился завод в Тбилиси. Эталоном для серии стал МиГ-17 горьковского авиазавода.

Войсковые испытания МиГ-17 проходили в полку, дислоцировавшемся на аэродроме Джанкой (Крым). Летчики-испытатели отмечали, что по пилотажным характеристикам МиГ-17 близок к МиГ-15бис. Одними из первых в ВВС начали переучивать на МиГ-17 личный состав истребительного авиаполка дислоцировавшегося на аэродромах Холмогоры и Васьково под Архангельском (командир П. Гнидо).

Истребитель, оказавшийся довольно простым как в эксплуатации на земле, так и в технике пилотирования, получил довольно высокую оценку личного состава ВВС. К тому же в 1952 году ресурс двигателя ВК-1 увеличили до 250 часов.

Последующий опыт эксплуатации МиГ-17 полностью подтвердил правильность постановления о принятии самолета на вооружение.

МиГ-17 впервые продемонстрировали общественности 20 июня 1953 года на традиционном воздушном параде в Тушино, а военные специалисты стран НАТО быстро оценили новую машину и присвоили ее свое имя «Фреско».

За годы серийной постройки выпустили около 11 000 МиГ-17 различных модификаций, из них в СССР – 8085 машин. По данным журнала «Интеравиа» на началу 1979 года в мире эксплуатировалось свыше 4000 МиГ-17Ф разных модификаций.

В итоге советские серийные авиационные заводы построили 5497 истребителей МиГ-17, 1702 – МиГ-17Ф, 178 – МиГ-17П и 668 – МиГ-17ПФ.

В 1949 году в ЦИАМе совместно с ОКБ А.И. Микояна, при непосредственном участии А.И. Комиссарова и Г.Е. Лозино-Лозинского начались исследования по установке форсажной камеры на двигатель ВК-1, завершившиеся стендовыми испытаниями летом 1951 года. На земле двигатель развивал максимальную тягу 3380 кгс. Одновременно с этим еще не доведенный двигатель, получивший обозначение ВК-1Ф, установили на МиГ-17. Первый полет самолета «СФ» с новым двигателем выполнил летчик-испытатель ОКБ А. Чернобуров 29 сентября 1951 года, а с 16 февраля следующего года начались его государственные испытания. В состав испытательной бригады вошли ведущий инженер Н.Н. Борисов и ведущий летчик А.Г. Солодовников.

СИ-01 —первый серийный МиГ-17

Представляют интерес впечатления, полученные заслуженным летчиком-испытателем Солодовниковым, от первых полетов на «СФ»: «Через одну-две секунды после перевода рычага управления двигателем на форсаж в задней части фюзеляжа возникал глухой хлопок, наблюдалось кратковременное колебание температуры выходящих газов, а затем ощущался энергичный толчок в спину летчика с последующим нарастанием скорости полета. Чем меньше высота или скорость полета, тем энергичнее толчок в спину и интенсивнее разгон. Включение форсажа возможно только на максимальном режиме работы двигателя. Любопытная, хотя и несущественная деталь, – работа двигателя на этом режиме сопровождалась незначительным «бурлящим» звуком».

Летные характеристики самолета, получившего после принятия на вооружение индекс МиГ-17Ф, превзошли все ожидания. Особенно возросли горизонтальная и вертикальная скорости, максимальные значения которых достигалось на высоте 3000 метров и составили 1145 км/ч и 75,8 м/с соответственно, оставив далеко позади один из лучших истребителей мира F-86F «Сейбр». Максимальное число М достигло 0,994 на высоте 11 км, вплотную приблизившись к скорости звука. Улучшились маневренные характеристики в вертикальной плоскости. Для иллюстрации приведу пример. Боевой разворот с высоты 5400 метров, при работе двигателя без форсажа летчик мог выполнить за 45 секунд, и выйти в горизонтальный полет на высоте 11 100 метров. При работе двигателя на форсаже этот же маневр летчик может выполнить на семь секунд быстрее.

Уже в первых полетах, с небольшим снижением летчики-испытатели А.Г. Солодовников и Л.М. Кувшинов неоднократно выходили на сверхзвуковую скорость, при этом максимальные значения числа М доходили до 1,03. Но это стоило им неимоверных усилий. Из технического описания самолета следует, что при полете на высоте 11 км и скорости, соответствующей числу М=0,98, усилия на ручке управления самолетом составляли около 5 кг, а на высоте 5000 метров они достигали 35 кг. Из приведенных в техническом описании графиков видно, что дальнейшее увеличение скорости полета связано с резким ростом усилий на ручке. Интересно высказывание по этому поводу А. Солодовникова: «У самолета МиГ-17Ф сохранение режима максимальной горизонтальной скорости удавалось только на высотах более 7000–8000 м. На меньших высотах самолет в горизонтальном полете удержать было невозможно: с полностью отклоненной от себя ручкой управления, упиравшейся в приборную доску, машина на скорости, соответствующей числу М=1,01–1,02, задирала нос и переходила в набор высоты. Усилия на ручке управления от себя, зафиксированные самописцем, достигали 90 кг. Самолет никак не хотел выходить на сверхзвуковую скорость ни в горизонтальном полете, ни со снижением».

В итоге, максимальная скорость полета на самолетах МиГ-17 всех модификаций была ограничена числом М=1,03.

В 1954 году в ЛИИ проводились исследования на самолете с дополнительным гидроусилителем в продольном канале, включенном по необратимой схеме, что позволило снизить усилия на ручке управления при скорости полета, соответствующей числу М=1,2, в шесть раз.

В 1955 году А. Солодовников, в качестве ведущего летчика провел летные испытания МиГ-17 с целью снижения диапазона эксплуатационных ограничений. В результате было подтверждено, что как в горизонтальном полете, так и на любых углах пикирования возникающий кабрирующий момент выводит самолет на скорость, меньшую существовавшего ограничения, и ограничения отменили.

Во время государственных испытаний была достигнута высота 16 600 метров. Однако этот рубеж не являлся практическим потолком, так как при этом вертикальная скорость составила 3,6 м/с. Практический потолок, как правило, определяется при вертикальной скорости 0,5 м/с. На большую высоту, из-за отсутствия скафандра летчика, самолет просто не поднимался.

Опытный перехватчик СП-2

Слабость конструкции форсажных камер двигателей ВК-1Ф первых серий доставила немало неприятностей в ходе летных испытаний.

«Государственные испытания самолета «СФ» подходили к концу, – рассказывал А.Г. Солодовников, – оставались только полеты для проверки прочностных характеристик. Согласно заданию, в одном из полетов требовалось разогнать самолет до максимальной скорости и затем резко перевести двигатель на режим малого газа. Пролетая над центром аэродрома на высоте 1000 м со скоростью около 1150 км/ч, отключаю форсаж и убираю РУД на себя. Почти сразу же в хвостовой части фюзеляжа возник дребезжащий звук, похожий на лязг, встряхиваемого металлического листа. Температура истекающих газов быстро поднялась, и в кабине запахло сгоревшим керосином. Энергично разворачиваю машину с набором высоты, запас которой при неисправном двигателе никогда не бывает лишним. Тем не менее пробую плавно увеличить обороты двигателя, но вслед за этим стрелка указателя температуры газов резко уходит за допустимые пределы. Посадку пришлось делать с задросселированным двигателем. Уже на земле выяснилось, что стенки форсажной камеры и удлинительной трубы двигателя прогнулись внутрь, заметно уменьшив выходное сечение его канала. Через образовавшиеся в швах форсажной камеры трещины, выходящие из двигателя раскаленные газы просачивались по магистрали наддува в кабину. Лишь после третьей доработки удалось избавиться от данного дефекта.

Вскоре после этого были проведены исследования по включению форсажа на взлете, однако из-за недостаточного охлаждения форсажной камеры и сопла от этой идеи вынуждены были отказаться, и вернулись к ней после выпуска усиленных форсажных камер».

Внешне самолет практически не отличался от своего предшественника, разве что уменьшилась длина фюзеляжа за счет укороченной хвостовой части, при неизменной длине самолета. На первых сериях самолетов выпуска 1952 года сократили площадь тормозных щитков, однако после специально проведенных исследований в НИИ ВВС (летчики-испытатели А. Солодовников, В. Котлов, Г. Береговой) существенно увеличили. Исследования по определению оптимальных формы и площади тормозных щитков проводились в 1953 году на режимах максимальных скоростей полета и глубоких отвесных пикирований с высоты практического потолка. Работа проводилась широким фронтом, сразу на двух машинах, что позволило довольно быстро решить поставленную задачу. Для иллюстрации эффективности тормозных щитков приведу пример. Время торможения самолета со скорости 900 км/ч до 600 км/ч на высоте 1000 метров за счет уменьшения оборотов двигателя до малого газа без выпуска тормозных щитков составляет 45, а с тормозными щитками – 18 секунд. На высоте 5000 метров это время составляет 57 и 26 секунд соответственно.

МиГ-17Ф был принят на вооружение на основании постановления Совета Министров СССР от 15 июля 1953 года, когда в небе Кореи шла ожесточенная война, но ему, как, впрочем, и МиГ-17, так и не довелось сразиться с самым сильным противником.

Опытный истребитель «СФ» с двигателем ВК-1Ф

В 1953 году на аэродроме Крымская были проведены войсковые испытания МиГ-17Ф. Это был период весенней распутицы. «Средняя часть взлетно-посадочной полосы, – рассказывал А. Солодовников, – была бетонная, а в концах – наращена металлическими перфорированными плитами еще американского изготовления. Приземление на железную полосу сопровождалось «фонтанами» из жидкой грязи, вылетавшей струями через отверстия в плитах и бившей по крылу и низу фюзеляжа. После посадки самолеты становились грязные «как черти» и почти каждый раз приходилось ополаскивать их из брандспойта пожарной машины. Войсковые испытания завершились успешно. Сильное впечатление у летчиков полка оставил форсаж».

В 1953 году, как свидетельствует в своих воспоминаниях И.И. Шелест, летчик-испытатель П. Казьмин исследовал устойчивость и управляемость МиГ-17 на сверхзвуковых скоростях. В отчете по результатам проведенных исследований говорилось, в частности: «Самолет при полете в области больших величин «М» уподобляется жесткой пружине, которую трудно отклонить в любую сторону…

Самолет настолько «плотно сидит в воздухе», что отклонить его по всем трем осям трудно. Это может служить большим препятствием для выполнения эволюций в боевых условиях… Для выполнения маневрирования на сверхзвуковой скорости необходимо применение каких-либо дополнительных средств в управлении».

Любопытна судьба этого самолета. После завершения исследований его передали в Военно-воздушную академию им. Ю.А. Гагарина, где был препарирован и долгие годы использовался в качестве учебного пособия. Затем самолет передали в музей ВВС, где он с символическим бортовым номером 01 экспонируется и по сей день. Правую половину планера самолета довольно примитивно обшили дюралевым листом, но на левой консоли крыла внимательный посетитель музея может обнаружить следы дренажных отверстий, предназначавшихся для исследования распределения воздушного давления на его поверхности.

Таким образом, эти исследования позволили прогнозировать возможные «болезни» будущих сверхзвуковых самолетов, начиная с СМ-2.

Постановлением Правительства от 1 сентября 1953 года на вооружение был принят МиГ-17 с радиолокационным дальномером «Радаль» с углом обзора от +14 до -14 градусов и оптическим прицелом АСП-4Н. Это позволило расширить диапазон дальности прицельной стрельбы с 200 до 1500 метров. Ошибка же в определении дальности стрельбы не превышала 25 метров.

В 1952 году на вооружение ВВС была принята противосамолетная авиабомба ПРОСАБ-250 для поражения бомбардировщиков противника, летевших в плотных боевых порядках. Ее эффективность проверили на беспилотных мишенях, переоборудованных ленд-лизовских транспортных самолетах С-47 и рекомендовали, в частности, для применения с МиГ-17. Но мне не довелось встретить ни одного упоминания о комплектовании истребителей этим изделием

На самолеты МиГ-17Ф последних выпусков устанавливались катапультные кресла со шторкой и необратимые гидроусилители БУ-1М в системе управления рулем высоты и элеронами, что позволило улучшить продольную управляемость на больших скоростях, особенно на больших высотах и незначительно управляемость по крену. На самолетах оборудованных гидроусилителем в канале элеронов, бачком с клапаном отрицательных перегрузок и гидронасосом (изделие 623) допускалось выполнение перевернутого полета продолжительностью до 15 секунд.

Самолеты МиГ-17 всех модификаций рассчитывались на эксплуатацию с восьмикратной перегрузкой без внешних подвесок. С заправленными подвесными баками эксплуатационная перегрузка не превышала 4,5, а с пустыми подвесными баками – не более 6,5 единицы. Следует отметить, что максимальную перегрузку, равную восьми единицам, из-за аэродинамических особенностей самолета можно было достичь лишь при полете на высотах не выше 5000 метров.

В 1960-х годах некоторые МиГ-17Ф, поставлявшиеся на экспорт, были вооружены самонаводящимися ракетами Р-3С (К-13А) класса «воздух – воздух».

Данный текст является ознакомительным фрагментом.