«МиГ — 1» — советский скоростной истребитель

«МиГ — 1» — советский скоростной истребитель

МиГ-1 (И-200). Работа по эскизному проектированию самолета И-200 началась 25 ноября 1939 г. Так как он предназначался для использования в качестве скоростного истребителя особое внимание было уделено выбору наилучших аэродинамических форм и обеспечению чистоты отделки внешних поверхностей, что в сочетании с мощным мотором должно было обеспечить довольно высокие летные характеристики: максимальную скорость 670 км/ч на высоте 7000 м; набор высоты 5000 м за 4,6 мин, 7000 м за 6,8 мин; дальность полета 784 км. 

В перегрузочном варианте с бомбами самолет можно было применять как штурмовик, а с подвесными баками — как истребитель сопровождения.

В основу конструкции И-200 было положено четкое разделение самолета на законченные конструктивные и производственные агрегаты. Отъемные консоли, разъемный фюзеляж и одностоечное шасси с весьма простой кинематикой позволяли обеспечить параллельную сборку агрегатов на разных стендах и удобную сборку на конвейере. Небольшое количество весьма простых соединений позволяло легко и быстро заменять неисправные узлы и агрегаты даже в полевых условиях. Кроме того, планировалось максимально упростить производственные процессы путем применения литья, горячей штамповки и работ по плазово-шаблонному методу.

25 декабря 1939 г. был рассмотрен и утвержден макет самолета, а уже на следующий день приступили к разработке и изготовлению рабочих чертежей. Проектирование машины совместили с отработкой на технологичность и подготовкой к производству, благодаря чему удалось сэкономить много времени. Для ускорения процесса подготовки производства к работе конструкторов подключили технологов, производственников и всех других работников, связанных с запуском чертежей в серию. Люди работали с ежедневной отдачей 1,5-2 смен от каждого, даже в выходные дни. Применение плазово-шаблонного метода сократило общее количество чертежей в комплекте до 2500 шт., что позволило завершить всю графическую работу к 10 февраля 1940 г.

Полученные результаты продувки модели давали основания полагать в правильности предварительного аэродинамического расчета и расчета устойчивости. В утвержденном 2 января 1940 г. заключении ЦАГИ по эскизному проекту самолета И-200 отмечалось, что «проект самолета И-200 АМ-37 с точки зрения аэродинамики является, безусловно, полноценным». Однако специалисты ЦАГИ отметили, что летные данные самолета несколько завышены (максимальная скорость, дальность, скороподъемность).

Совместная работа специалистов завода №1 с конструкторским коллективом ОКО по выпуску опытных образцов самолета И-200 с одновременной подготовкой к серийному производству была одобрена 25 февраля 1940 г. на заседании Коллегии НКАП, рассмотревшим ход проектирования и постройки нового истребителя. Постановлением СНК №103 от 4 марта 1940 г. и последовавшим на следующий день приказом НКАП №80 главному конструктору А.И. Микояну и директору завода П.В. Дементьеву официально поручали постройку трех экземпляров истребителя И-200. При этом необходимо было обеспечить машинам максимальную скорость 640 км/ч на высоте 7000 м. Таким образом, было учтено заключение ЦАГИ. Всего в постройку было заложено 5 экземпляров самолета — один для статических испытаний и четыре — для летных.

Первый летный экземпляр истребителя И-200 был закончен в производстве и передан на заводские испытания 31 марта 1940 г. Ответственными за их проведение назначили ведущего инженера по самолету А.Г. Брунова, старейшего летчика-испытателя завода №1 А.Н. Екатова и его дублеров — летчиков полковника М.И. Марцелюка (от военного представительства) и майора М.Н. Якушина (от летной инспекции ВВС).

5 апреля 1940 г. летчик-испытатель А.Н. Екатов впервые поднял И-200 №01 в воздух. Постройку второго опытного экземпляра И-200 №02 закончили 25 апреля и передали на испытания. Первый полет на нем 9 мая совершил М.Н. Якушин. 13 мая на третьей машине начались наземные испытания стрелкового вооружения с работающим мотором и штатными синхронизаторами, однако полностью самолет собрали лишь к 1 июня. И-200 №03 несколько отличался от своих предшественников — он имел металлические консоли, а вместо факелодержателей НГ-12 установили фару ФС-155. 6 июня М.И. Марцелюк совершил на нем первый вылет.

Летные характеристики и взлетно-посадочные свойства И-200, зафиксированные в процессе испытаний, совпадали с аэродинамическим расчетом и соответствовали почти всем предъявляемым тактико-техническим требованиям. Поэтому, не дожидаясь окончания заводских испытаний (не говоря уже о государственных), решением Комитета Обороны №224 от 25 мая и приказом НКАП №245 от 31 мая 1940 г. истребитель И-200 был официально запущен в серийное производство на заводе №1 им. Авиахима. В соответствии с утвержденной программой выпуска на 1940 г. заводу предписывалось сдать 125 самолетов И-200, одновременно прекратив производство ближних бомбардировщиков ББ-22.

В ходе заводских испытаний И-200 показал требуемые скоростные данные. 24 мая 1940 г. на И-200 №01 А.Н. Екатов достиг скорости 648,5 км/ч на высоте 6900 м, причем на номинальном режиме работы мотора, а 5 августа М.Н. Якушин на И-200 №02 развил скорость 651 км/ч на высоте 7000 м, также на номинальной мощности. На максимальном режиме были сняты только две точки — на высоте 2220 м — 579 км/ч и на высоте 3630 м — 605 км/ч. На высоту 5000 м самолет поднялся за 5,1 мин, а еще через 2,05 мин он был уже на 7000 м.

Испытания еще продолжались, но уже полным ходом шло освоение нового истребителя в серии параллельно с внесением изменений в его конструкцию. Так, фонарь, открывающийся на опытных самолетах вбок и принятый макетной комиссией, в эксплуатации оказался неудобным. Форточки не обеспечивали достаточной вентиляции кабины, а открыть фонарь в полете было невозможно. Поэтому на серийных машинах центральную створку сделали сдвигающейся назад. Увеличили плоские грани козырька, так как его сферическая форма вносила большие искажения, затрудняя тем самым управление самолетом. Чтобы уменьшить температуру внутри кабины, предусмотрели дополнительную вентиляцию. Для удобства обслуживания приборную доску сделали с откидным щитком. Также пришлось расширить колодцы для уборки колес, чтобы пневматики не терлись об их стенки.

18 августа 1940 года в Тушине на параде, посвященном Дню авиации, машину впервые показали широкой публике. Показательный полет на И-200 №01 совершил М.Н. Якушин. 29 августа того же года И-200 №02 и И-200 №03 поступили на государственные испытания, завершившиеся 12 сентября с удовлетворительными результатами. В ходе их на высоте 7200 м была достигнута максимальная скорость 628 км/ч.

13 сентября 1940 г. на заседании технического совета при НИИ ВВС во время рассмотрения результатов испытаний ведущий летчик-испытатель С.П.Супрун отметил, что И-200 «является самым доведенным самолетом при поступлении его на государственные испытания, которые опытный самолет прошел хорошо». И-200 был единственным истребителем, прошедшим государственные испытания с первого раза СИ-26 и И-301 сдавали на госиспытания несколько раз). За время заводских и государственных испытаний не было потеряно ни одного самолета и ни одного летчика.

В выводах акта о результатах госиспытаний, утвержденного начальником Главного управления ВВС РККА генерал-лейтенантом авиации П.В.Рычаговым, отмечалось, что «самолет И-200 АМ-35А конструкции инженеров Микояна и Гуревича производства завода №1, по своей скорости, равной 628 км/ч, является лучшим из опытных отечественных самолетов и не уступает однотипным иностранным самолетам на высотах выше 5000 м». К разряду основных недостатков И-200 военные отнесли недостаточную дальность полета, малую продольную и поперечную устойчивость. Также на заседании техсовета при НИИ ВВС конструкторам предложили увеличить мощность стрелкового вооружения истребителя за счет установки еще двух пулеметов БС или ШКАС. Кроме того, учитывая острую необходимость снабжения частей ВВС РККА истребителями типа И-200, необходимо было скорее провести войсковые испытания этих самолетов.

В соответствии с приказом Главному управлению ВВС КА №0309 от 3 декабря 1940 г. в Качинской военной школе летчиков в период с декабря 1940 г. по февраль 1941 г. летному и техническому составу 41-го иап (Зап.ОВО) поручалось провести войсковые испытания самолетов И-200 (МиГ-1)’ головной серии. В связи с этим приказом НКАП №688 от 4 декабря 1940 г. директору завода №1 надлежало подготовить 10 самолетов И-200 (МиГ-1) и доставить их в г. Качу к 15 декабря. Общее руководство испытаниями было возложено на летчика-испытателя С.П. Супруна. Перед этим переучивание летного состава прошло в НИИ ВВС на трех самолетах. После войсковых испытаний все машины в соответствии с приказом Начальника ГУ ВВС передали для переучивания летчиков 146-го иап.

Всего в 1940 г. было построено 100 истребителей МиГ-1. В начале 1941 г. они начали поступать в строевые части. К 22 февраля из числа изготовленных МиГ-1 в части ВВС было отправлено 89 самолетов (74 облетанных и 15 не облетанных). К этому времени на заводе №1 оставалось 11 машин, в том числе: три на летной станции, готовых к отправке, три — облетанных и упакованных в ящики, один — в стадии отделки, один готовили к облету и три — на различных испытаниях. Первыми истребитель МиГ-1 получили 31-й иап (г. Ковно Приб.ОВО) и 41-й иап (г. Белосток Зап.ОВО).

Устранение выявленных на испытаниях И-200 недостатков привело к появлению модифицированного самолета, получившего название МиГ-3 и сменившего в серийном производстве МиГ-1 в декабре 1940 г.

Конструкция самолета.

Фюзеляж смешанной конструкции. Основу носовой части составляла пространственная ферма, сварная из хро-мансилевых труб. Снаружи ферма закрывалась пятью съемными панелями дюралевой обшивки на замках «Дзус». Сзади к ней в четырех точках крепился хвостовой отсек типа монокок, выклеенный заодно с килем из шпона по каркасу из бакелитовой фанеры и сосны. Дополнительно он оклеивался техническим маркизетом №289 на аэролаке.

Крыло прямое, профиль — «Кларк YH» с относительной толщиной 14-8%. Установочный угол крыла +1°. Поперечное V — +5°. Цельнометаллический центроплан, силовой набор которого составляли три лонжерона и десять нервюр, подстыковывался к ферме фюзеляжа на болтах и мог легко сниматься.

Консоли крыла — деревянные. Каркас составляли главный лонжерон (дельта-древесина + сосна), два коробчатых усиленных стрингера и 15 нервюр из сосны. Обшивка — пятислойная бакелитовая фанера (от 2,5 мм до 4 мм), оклеенная маркизетом. Консоли крепились к центроплану в трех точках. Главный узел располагался на лонжероне, а два других — на коробчатых стрингерах. Стыковой разъем закрывался алюминиевой лентой на анкерных гайках.

Щитки-закрылки типа «Шренк» конструктивно выполнены из четырех частей: двух консольных и двух цент-ропланных. Они крепились на петлях и имели максимальный угол отклонения 50°. Площадь щитков-закрылков 2,09 м2.

Элероны типа «Фрайз» с аэродинамической компенсацией. Конструктивно состояли из двух частей, соединенных между собой через средний узел подвески, что позволяло избежать «закусывания» при изгибе крыла. Общая площадь элеронов 1,145 м2. Максимальный угол отклонения — вверх 23°, вниз 18°. На левом элероне установлен пластинчатый нож из стали.

Хвостовое оперение свободнонесущее. Цельнометаллический стабилизатор технологически делился на две несимметричные относительно оси самолета половины, стыковавшиеся по переднему и заднему лонжеронам в районе корневой нервюры правой консоли. Он крепился к фюзеляжу в четырех точках и имел регулировку установочного угла.

Площадь вертикального оперения 1,527 м2. Установочный угол киля 0°. Площадь руля направления 0,913 м2, максимальный угол отклонения — 25°. На руле направления установлен управляемый триммер.

Площадь горизонтального оперения 3,105 м2. Установочный угол стабилизатора -30°. Площадь руля высоты 1,446 м2. Максимальный угол отклонения -вверх 30°, вниз 25°. На правой половине руля высоты установлен управляемый триммер.

Шасси трехстоечное, убираемое в полете. Основные стойки шасси с масляно-пневматическими амортизаторами типа «Юнкере» оснащались тормозными колесами 600×180. Стойки крепились к торцевым нервюрам центроплана и убирались при помощи пневмоцилиндров в направлении оси симметрии самолета. Хвостовая стойка также снабжалась масляно-пневматической амортизацией, на ней устанавливалось цельнолитое колесо (грузошина) 170×90. Колея шасси — 2,80 м, база — 5,08 м.

Силовая установка состояла из двигателя АМ-35А мощностью 1350 л.с. на взлете и 1200 л.с. на высотах от 3000 до 6000 метров. Топливо поступало в мотор из фюзеляжного бака на 110 литров и двух центропланных баков на 151 литр каждый. Подвод воздуха к нагнетателю — через всасывающие патрубки, размещенные в носке центроплана, выхлоп — через сдвоенные реактивные патрубки из жаропрочной стали.

Самолет оснащался трехлопастным автоматическим винтом изменяемого в полете шага ВИШ-22Е диаметром 3 метра. Ширина лопасти 260 мм. Постоянное число оборотов винта обеспечивал регулятор Р-2, имевший привод от мотора. Угол установки лопастей изменялся в пределах 24 -44 .

Капот мотора имел семь панелей. Кроме четырех съемных панелей для подхода к узлам и агрегатам двигателя, снизу под центропланом находились два больших люка на петлях. С левой и правой стороны капота в туннелях с управляемыми заслонками устанавливались два девятидюймовых маслорадиатора ВМС-9. Непосредственно под кабиной пилота стоял сотовый водорадиатор ОП-229, закрывавшийся капотом с регулируемой задней заслонкой.

Вооружение состояло из трех синхронных пулеметов — два пулемета ШКАС калибра 7,62 мм (боезапас 1500 патронов) и один БС калибра 12,7 мм (боезапас 300 патронов). Пулеметы ШКАС устанавливались на блоках цилиндров мотора с помощью специального лафета, БС крепился к ферме фюзеляжа. Управление огнем всех пулеметов — пневматическое от двух гашеток (одна на ШКАСы, другая для БСа), на случай выхода из строя пневмосистемы имелась аварийная — механическая.

В зоне 3-й и 4-й нервюр каждой консоли установлены по две балки бомбодержателей, на которые можно было подвешивать 4 бомбы общей массой до 220 кг или два выливных прибора ВАП-6М, емкостью по 50 литров. Под каждой консолью также могло быть установлено по 4 реактивных орудия РО-82 типа «флейта» для стрельбы реактивными снарядами РОС-822.(2 Для защиты обшивки плоскостей от воздействия горячей струи продуктов горения ракетных зарядов РОС-ов носок и нижнюю часть консолей от 1-й до 6-й нервюры на самолетах головной серии обшивали листовым дюралюмином, укрепленным к полкам нервюр на шурупах. Однако дальнейшие испытания показали отсутствие какого-нибудь серьезного воздействия на крыло при старте снарядов, в связи с чем на самолеты 1-й серии дополнительную защиту крыла не устанавливали).

Щитки-закрылки типа «Шренк» конструктивно выполнены из четырех частей: двух консольных и двух цент-ропланных. Они крепились на петлях и имели максимальный угол отклонения 50°. Площадь щитков-закрылков 2,09 м2.

Элероны типа «Фрайз» с аэродинамической компенсацией. Конструктивно состояли из двух частей, соединенных между собой через средний узел подвески, что позволяло избежать «закусывания» при изгибе крыла. Общая площадь элеронов 1,145 м2. Максимальный угол отклонения — вверх 23°, вниз 18°. На левом элероне установлен пластинчатый нож из стали.

Хвостовое оперение свободнонесущее. Цельнометаллический стабилизатор технологически делился на две несимметричные относительно оси самолета половины, стыковавшиеся по переднему и заднему лонжеронам в районе корневой нервюры правой консоли. Он крепился к фюзеляжу в четырех точках и имел регулировку установочного угла.

Площадь вертикального оперения 1,527 м2. Установочный угол киля 0°. Площадь руля направления 0,913 м2, максимальный угол отклонения — 25°. На руле направления установлен управляемый триммер.

Площадь горизонтального оперения 3,105 м2. Установочный угол стабилизатора -30°. Площадь руля высоты 1,446 м2. Максимальный угол отклонения -вверх 30°, вниз 25°. На правой половине руля высоты установлен управляемый триммер.

Шасси трехстоечное, убираемое в полете. Основные стойки шасси с масляно-пневматическими амортизаторами типа «Юнкере» оснащались тормозными колесами 600×180. Стойки крепились к торцевым нервюрам центроплана и убирались при помощи пневмоцилиндров в направлении оси симметрии самолета. Хвостовая стойка также снабжалась масляно-пневматической амортизацией, на ней устанавливалось цельнолитое колесо (грузошина) 170×90. Колея шасси — 2,80 м, база — 5,08 м.

Силовая установка состояла из двигателя АМ-35А мощностью 1350 л.с. на взлете и 1200 л.с. на высотах от 3000 до 6000 метров. Топливо поступало в мотор из фюзеляжного бака на 110 литров и двух центропланных баков на 151 литр каждый. Подвод воздуха к нагнетателю — через всасывающие патрубки, размещенные в носке центроплана, выхлоп — через сдвоенные реактивные патрубки из жаропрочной стали.

Самолет оснащался трехлопастным автоматическим винтом изменяемого в полете шага ВИШ-22Е диаметром 3 метра. Ширина лопасти 260 мм. Постоянное число оборотов винта обеспечивал регулятор Р-2, имевший привод от мотора. Угол установки лопастей изменялся в пределах 24 -44 .

Капот мотора имел семь панелей. Кроме четырех съемных панелей для подхода к узлам и агрегатам двигателя, снизу под центропланом находились два больших люка на петлях. С левой и правой стороны капота в туннелях с управляемыми заслонками устанавливались два девятидюймовых маслорадиатора ВМС-9. Непосредственно под кабиной пилота стоял сотовый водорадиатор ОП-229, закрывавшийся капотом с регулируемой задней заслонкой.

Вооружение состояло из трех синхронных пулеметов — два пулемета ШКАС калибра 7,62 мм (боезапас 1500 патронов) и один БС калибра 12,7 мм (боезапас 300 патронов). Пулеметы ШКАС устанавливались на блоках цилиндров мотора с помощью специального лафета, БС крепился к ферме фюзеляжа. Управление огнем всех пулеметов — пневматическое от двух гашеток (одна на ШКАСы, другая для БСа), на случай выхода из строя пневмосистемы имелась аварийная — механическая.

В зоне 3-й и 4-й нервюр каждой консоли установлены по две балки бомбодержателей, на которые можно было подвешивать 4 бомбы общей массой до 220 кг или два выливных прибора ВАП-6М, емкостью по 50 литров. Под каждой консолью также могло быть установлено по 4 реактивных орудия РО-82 типа «флейта» для стрельбы реактивными снарядами РОС-822.(2 Для защиты обшивки плоскостей от воздействия горячей струи продуктов горения ракетных зарядов РОС-ов носок и нижнюю часть консолей от 1-й до 6-й нервюры на самолетах головной серии обшивали листовым дюралюмином, укрепленным к полкам нервюр на шурупах. Однако дальнейшие испытания показали отсутствие какого-нибудь серьезного воздействия на крыло при старте снарядов, в связи с чем на самолеты 1-й серии дополнительную защиту крыла не устанавливали).

Бронирование состояло из бронеспинки толщиной 8 мм.

Оборудование включало прицел ПБП-1, радиостанцию РСИ-3, генератор постоянного тока ГС-350 и аккумулятор 12А-5. Полеты на больших высотах (выше 4000 м) обеспечивал кислородный прибор КПА-Збис. Для выполнения учебных полетов на самолете мог устанавливаться фотокинопулемет ПАУ-22

МиГ — 1 с двигателем AM-37.

В конце 1940 г. для доводки мотора АМ-37 в летных условиях им оснастили опытный экземпляр истребителя И-200 №02. Переоборудование под новую силовую установку завершилось 8 декабря 1940 г. Для охлаждения воздуха, поступающего из нагнетателя в карбюратор, на самолете установили воздушно-водяной радиатор, а для охлаждения воды этого радиатора на месте, где раньше стояли маслорадиаторы, установили два серийных девятидюймовых водорадиатора. Вместо последних снизу в передней части мотора разместили один серпообразный маслорадиатор. Также на самолете установили винт ВИШ-61АП. Стрелковое вооружение было демонтировано.

Первый вылет с новым мотором состоялся 6 января 1941 г., самолет пилотировал летчик-испытатель А.И.Жуков3.(3Приказом. НКАП №84 от 29 января 1941 г. для проведения летных испытаний истребителя МиГ-1 с двигателем АМ-37 были утверждены летчик-испытатель А.И.Жуков и ведущий инженер Л. АЛальян.) В ходе заводских испытаний выявилась грубая работа мотора на высотах выше 4000 м и тряска «при уборке» газа на средних режимах. В связи с этим на основании распоряжения зам. наркома П.В.Дементьева самолет 26 апреля 1941 г. передали на завод №24 для отработки мотора. Однако завершить испытания и доводку двигателя АМ-37 на И-200 №02 не удалось, так как 7 мая летчик-испытатель И.Т.Иващенко после выполнения полетного задания на посадке потерпел аварию из-за отказа мотора АМ-37 №313. Самолет был разбит так, что восстановлению не подлежал. Как показало расследование, авария произошла вследствие полной выработки топлива из центропланных баков и несвоевременного переключения летчиком питания на фюзеляжный бак. Дальнейшая отработка винтомоторной группы с двигателем АМ-37 проходила на истребителе МиГ-3.

Основные характеристики МиГ-1*
Экипаж, чел. 1
Геометрия
Длина самолета, м 8,15
Размах крыла, м 10,2
Площадь крыла, м? 17,44
Высота самолета в линии полета, м 3,3
Массы
Масса, кг пустого 2411
взлетная нормальная 3099
взлетная максимальная 3319
Силовая установка
Двигатель AМ-35A
Взлетная мощность, л.с. 1350
Лётные данные
Скорость, км/ч у земли 486
максимальная 628**
на высоте, м 7200
Время набора высоты 5000м, мин 5,5
Практический потолок, м 12000
Практическая дальность на высоте 7000м, км 580

© 2019 "RUSSAVIA.SU | Все права защищены