/
Автор: Беляков Р.А. Мармен Ж.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника биологические науки в целом авиация самолеты авиатехника проектирование самолетов
ISBN: 5-86309-033-2
Год: 1996
Текст
Р. А. БЕЛЯКОВ
Ж. МАРМЕН
САМОЛЕТЫ «МИГ»
1939 - 1995
Р. А. Беляков, Ж. Мармен
Самолеты «МИГ»
1939-1995
МОСКВА
АВВЖ© OIFE©©
1996
УДК.629.735.33. (47+57) Самолеты «МИГ» 1939-1995.01/08.
Б 43
Самолеты «МИГ» 1939-1995. -М.: АВИКО ПРЕСС - 1996. 288с. - (Энциклопедия самолетов «МИГ»).
Изложена история создания конструкций самолетов всемирно известного ОКБ им. А. И. Микояна с
1939 года по наши дни.
Впервые описаны варианты, модификации и летающие лаборатории всех самолетов «МИГ», даны
технические описания с приложением схем.
Издание иллюстрировано большим количеством уникальных фотографий, многие из которых ранее
не публиковались.
Для широкого круга читателей, интересующихся историей отечественной авиации.
Серия основана в 1993 году.
Редакционная коллегия:
К. Г. Удалов
В. Н. Гончаров
Н. Т. Гордюков
А. В. Горев
Ю. А. Егоров
Ю. В. Засыпкин
А. В. Лутохин
Г. Ф. Петров
А. М. Плунгян
С. А. Яковлев
Составители:
А. М. Савельев, Л. И. Эгенбург, А. И. Сапрыкин, И. Г. Султанов
Воздушные съемки А. Я. Пенькова
Редактор К. Г. Удалов
Научный редактор В. А. Архипов
Технический редактор Н. Д. Муравьева
Корректор Л. А. Шарапова
Обложка художника В. С. Ветлицкого
„ 3206030000-003 „
Б---------------- 003 - 96
309(04)-96
ISBN 5-86309-033-2
© Р. А. Беляков, Ж. Мармен, 1996
© Издательство «АВИКО ПРЕСС»,
иллюстрации, оформление, 1996
ОТ ИЗДАТЕЛЬСТВА
(Рождение опытного конструкторского бюро)
Интервью, данное Р. Беляковым Жаку Мармену
Господин Генеральный конструк-
тор, недавно ОКБ «МИГ» отпраздно-
вало свой пятидесятипятилетний
юбилей. Сегодня Вы представляете
коллективную память этого замеча-
тельного предприятия, созданного пе-
ред самым началом второй мировой
войны. События послевоенной истории
скрыли обстоятельства рождения
ОКБ. Не могли бы Вы уточнить их для
нас?
В начале 1939 года в Европе усили-
лась угроза войны, и Советский Союз
понимал, что война не пощадит и его.
В связи с ростом военной мощи Герма-
нии партия и правительство приняли
решение принять необходимые меры с
целью усиления армии, важнейшим со-
ставляющим элементом которой были
Военно-Воздушные Силы (ВВС). На-
ходившиеся в это время на вооруже-
нии наших эскадрилий истребители
Поликарпова И-153 и И-16 значитель-
но уступали немецкому истребителю
Ме-109Е. Действовать следовало быст-
ро. Поскольку новое рождается в ре-
зультате соревнования и соперни-
чества, многие конструкторские бюро
получили задание спроектировать и
построить опытные самолеты, лучшие
из которых по своим летным каче-
ствам и боевым возможностям в даль-
нейшем отбирались для серийного
выпуска. Параллельно Народный ко-
миссариат авиационной промышлен-
ности (НКАП) форсировал создание
новых опытных конструкторских бю-
ро (ОКБ), способных привлечь к себе
молодых талантливых специалистов.
Сколько конструкторов приняли
участие в новой программе?
В новой программе приняли учас-
тие следующие конструкторы: Поли-
карпов, Яковлев, Лавочкин (при
участии Горбунова и Гудкова), Сухой,
Боровков и Флоров, Шевченко, Коз-
лов, Яценко, Пашинин. Все эти инже-
неры были обязаны отчитываться за
свои проекты персонально перед Ста-
линым, который самым внимательным
образом следил за программой. Летом
1939 года Главный конструктор Н. Н.
Поликарпов, директор его серийного
завода П. А. Воронин и главный инже-
нер завода П. В. Дементьев были при-
глашены в Кремль. Состоялась бурная
дискуссия: Воронин и Дементьев, под-
держиваемые Сталиным, отдали пред-
почтение моноплану, а Поликарпов по
соображениям маневренности отстаи-
вал схему биплана. В результате внут-
ри ОКБ Поликарпова была сформи-
рована первая рабочая группа для раз-
работки аванпроекта самолета (кодо-
вое наименование «X»). Эта группа
состояла из компоновщика Я. И. Се-
лецкого и двух конструкторов — Н. И.
Андрианова и И. 3. Матюка. По счаст-
ливому стечению обстоятельств эти
три человека живы до сих пор. Селец-
кий сегодня является заместителем
Главного конструктора Г. Е. Лозино-
Лозинского, ответственного за разра-
ботку космического корабля «Буран»,
Андрианов находится на пенсии, а
Матюк в звании Главного конст-
руктора— один из заместителей Гене-
рального конструктора Р. А. Беляко-
ва. Итак, в Кремль были вызваны эти
три человека, где Сталин в отсутствие
Поликарпова (который был в это вре-
мя в командировке в Германии) одоб-
рил их проект.
Вы, наверное, обратили внимание,
что фамилия Микояна еще ни разу не
появлялась и что по вполне понятным
причинам он не был в курсе событий.
И действительно, в это время Артем
Иванович, после выполнения в тече-
ние некоторого времени обязанностей
представителя заказчика (ВВС) у По-
ликарпова, занимался серийным про-
изводством и усовершенствованием
И-153.
Именно Воронину и Дементьеву
первым пришло в голову, что Микоян
является самым подходящим челове-
ком, чтобы стать во главе нового кол-
лектива, и они высказали это Сталину,
который сначала поморщился: «Что?
Брат Анастаса?», однако потом дал се-
бя убедить. «Хорошо. Вам виднее».
Выбор Воронина и Дементьева не был
случайным. В действительности Мико-
ян в их глазах обладал многими пре-
имуществами. Они заметили его энер-
гию и организаторские способности.
По характеру своей деятельности он
был хорошо знаком с ВВС и НКАП,
наконец, он был братом Анастаса
Ивановича Микояна, члена Политбю-
ро с 1935 года и с 1926 года народного
комиссара нескольких экономических
комиссариатов.
Оставалось только убедить Артема
Ивановича Микояна, который внача-
ле удивился, однако в конце концов
принял это неожиданное предложение
при условии, что в качестве заместите-
ля он возьмет опытного конструктора
Гуревича.
К этому времени к новому коллек-
тиву в ноябре 1939 года присоедини-
лись другие инженеры, которые все
были выходцами из ОКБ Поли-
карпова, — В. А. Ромодин, А. Г. Бру-
нов, Д. Н. Кургузов и еще несколько
человек.
Каким образом новый коллектив
приобрел независимость?
Естественно, на основании прави-
тельственного решения. Это событие
имело важное значение, так как Воро-
нин и Дементьев с благословения влас-
тей разделили структуру Поликар-
пова. С одной стороны — ОКБ, с дру -
гой — завод № 1 и новый коллектив,
сформировавшийся в ОКО, т. е. Опыт-
но-конструкторский отдел. Его воз-
главили А. И. Микоян и его по-
мощники М. И. Гуревич и В. А. Ромо-
дин... В ноябре-декабре 1939 года
вновь образованный ОКО энергично
приступил к работе и представил отра-
ботанный проект «X», превративший-
ся затем в И-200, оборудованный
вначале двигателем АМ-37. Аванпро-
ект И-200 был быстро принят Цент-
ральным Комитетом коммунистичес-
кой партии, НКАП и ВВС, и 8 декабря
1939 года рождение ОКО было офици-
ально санкционировано приказом
НКАП.
Не могли бы Вы немного рассказать
об этом человеке, имя которого извес-
тно во всем мире, однако знают о ко-
тором в конце-концов очень мало?
Артем Иванович Микоян родился 5
августа 1905 года в маленькой армянс-
кой деревне Санаин. Его отец был
плотником. Читать и писать от на-
учился в деревенской приходской шко-
ле, затем поступил в лицей в Тбилиси.
В 1923 году его приняли в фабрич-
но-заводское училище завода «Крас-
ный Аксай» в Ростове-на-Дону, а в
следующем году от начал работать
техником в железнодорожных мастерс-
ких того же города.
В 1925 году также в качестве техни-
ка поступил на московский завод «Ди-
намо». В декабре 1928 года призван в
армию. Через два года после демоби-
лизации вернулся в Москву и стал ра-
ботать на заводе «Компрессор», затем
в 1931 году был принят в Академию
ВВС имени Н. Е. Жуковского. Учиться
было сложно^ однако молодой Артем
Иванович не оставил учебу. Он при-
страстился к парашютному спорту и
научился управлять самолетом. В 1935
году, получив небольшой американс-
кий двигатель мощностью в 22 л. с.,
он вместе с двумя товарищами по кур-
су построил маленький самолет «Ок-
тябренок», который, кажется, удачно
летал.
В 1937 году он блестяще закончил
курс в Академии ВВС с дипломом I
степени и был направлен в военное
представительство заказчика завода
№ 1 «Авиахим». На территории этого
предприятия было расположено Опыт-
но-конструкторское бюро Н. Н. Поли-
карпова, серийный завод которого
выпускал истребители «Чайка». Мико-
яну было поручено контролировать
приемку этих самолетов для ВВС, за-
тем он был назначен постоянным
представителем заказчика в ОКБ. Те-
перь, в рамках своих новых обязаннос-
тей, он должен был иметь постоянные
рабочие контакты с руководителем
ОКБ Поликарповым.
Артем Иванович Микоян (1905 - 1970 годы), доктор технических наук (1959 год), академик
Академии наук РФ (1968 год), дважды Герой Социалистического Труда (1956 и 1957 годы), лауреат
Ленинской и Государственных премий
5
Меньше чем через два года, в марте
1939, Поликарпов попросил Микояна
помочь ему в организации серийного
производства и усовершенствовании
«Чайки». Именно тогда его заметили и
оценили Воронин и Дементьев.
Какая была организация ОКО в пер-
вые месяцы его существования?
В первое время все с энтузиазмом
участвовали в проектировании И-200
и постройке трех опытных самолетов.
В декабре 1949 года самолет получил
серийное обозначение МИГ-1. Соб-
ственно выпуск первого самолета
И-200 развернулся в январе 1940 года.
30 марта, меньше чем через 100 дней,
состоялась выкатка первой машины. 5
апреля она взлетела. Первый МИГ
поднялся в воздух! За это время Мико-
ян был назначен Главным конструкто-
ром завода № 1 «Авиахим», а Гу-
ревич — заместителем главного конст-
руктора. С тех пор их служебные карь-
еры развивались в тесном взаимо-
действии. 16 марта 1942 года по поста-
новлению Государственного комитета
обороны ОКО был реорганизован в
отдельный самолетостроительный за-
вод № 155 в Москве. Микоян стал ди-
ректором и Главным конструктором.
Приблизительно через 16 лет, 20 де-
кабря 1958 года, Микоян был назна-
чен Генеральным конструктором и
был им вплоть до 27 мая 1969 года,
когда «вышел из строя» вследствие ин-
фаркта. Гуревич, в свою очередь, был
назначен Главным конструктором и
занимал эту должность до выхода на
пенсию в 1964 году.
Таким образом, после организации
ОКО Гуревич стал человеком номер 2.
Расскажите, пожалуйста, о его ка-
рьере.
Михаил Иосифович Гуревич родил-
ся в 1892 году в Харькове. Его отец ра-
ботал на винокуренном заводе. После
получения среднего образования Гуре-
вич поступил на математический фа-
культет Харьковского университета,
однако был исключен за участие в ре-
волюционном студенческом движении.
В 1913 году выехал во Францию, где
продолжил свое математическое обра-
зование в университете Монпелье.
После Октябрьской революции Гуре-
вич вернулся в Советский Союз и про-
должил свои занятия в Харьковском
технологическим институте. Вместе с
группой студентов он организовал
авиационный кружок, который впос-
ледствии превратился в авиационный
факультет. В 1925 году он окончил ин-
ститут с дипломом этого факультета!
Начиная с 1929 года, проработав
несколько лет в различных отраслях
промышленности и не найдя там свое-
го призвания, он полностью посвятил
себя своей первой любви — авиации,
работая как на заводе, так и в конст-
рукторском бюро. Некоторое время он
проработал в ОКБ, которым руково-
дил П. Е. Ришар — французский инже-
нер, приглашенный советским прави-
тельством для работы в СССР, а затем
в ОКБ С. А. Кочерыгина. В 1937 году
Михаил Иосифович был направлен в
США для переговоров и приобретения
лицензии на постройку пассажирского
самолета «Дуглас» ДС-3. После воз-
вращения в Советский Союз в 1938 го-
ду он принял активное участие в
организации серийного выпуска этого
самолета, который у нас известен под
наименованием ПС-84, или Ли-2, и в
разработке новых технологий произ-
водства самолетов. В конце 1938 года
поступил в ОКБ Поликарпова, где ру-
ководил отделом проектов. Именно
тогда его заметил Микоян и позднее
решил сделать своим заместителем.
Таким образом круг замкнулся и воз-
никло содружество, первые буквы фа-
милий членов которого дали наиме-
нование МИГ.
Похоже, Микоян и Гуревич очень
отличались по характеру, если вообще
не следует говорить о противополож-
ности их характеров. Расскажите, по-
жалуйста, о них как о людях.
Действительно, они были разными
людьми, однако часто дополняли друг
друга. Насколько Микоян был откры-
тым, экспансивным и общительным,
настолько Гуревич был скромным, да-
же незаметным.
Микоян очень следил за своим вне-
шним видом, Гуревича его внешний
вид волновал меньше всего. Микоян
не обладал большим опытом проекти-
рования самолетов, он приобрел его
впоследствии. Благодаря своим об-
ширным знаниям в области общих
проблем он мог быстро оценить про-
ект и даже сделать собственные пред-
Михаил Иосифович Гуревич (1892 1976 годы), доктор технических наук (1964 год), Герой
Социалистического Труда (1957 год), лауреат Ленинской и Государственных премий
ложения, однако прежде всего в
начальный период он был организа-
тором.
Гуревич — эрудит, математик, ин-
теллектуал, очень талантливый чело-
век, благодаря своему практическому
опыту и обширным техническим зна-
ниям, очень подходил для разработки
аванпроектов. Короче, без Гуревича,
вероятно, не было бы Микояна, одна-
ко безусловно и обратное. Гуревич
был привлекательным человеком,
влюбленным в литературу, его всегда
шокировали нечистоплотность, невос-
питанность, грубость. Сам он был не
способен обидеть и муху, никогда не
раздражался и не сердился. Он был
женат, бездетен. Его любили в ОКБ,
где у него со всеми были прекрасные
отношения.
Однако, если в конце его професси-
ональной карьеры о нем было мало
слышно, то это объясняется его назна-
чением ответственным за тематику
«Б». Под этим безобидным наименова-
нием скрывалось одно из наиболее
секретных направлений деятель-
ности — разработка крылатых ракет.
Он ушел из профессиональной жизни в
1964 году и умер в Ленинграде в 1976
году в возрасте 84 лет.
Микоян был женат и имел трех
детей — одного сына и двух дочерей.
Сын Ованес Артемович долго прора-
ботал на фирме «МИГ» в качестве ин-
женера. Он питал пристрастие к
легким самолетам, но в настоящее вре-
мя работает у Лозино-Лозинского.
Многим, знавшим Микояна, запом-
нилась такая черта его характера, как
забота о людях. Однажды во время
войны представительница профсоюз-
ного комитета предприятия рассказа-
ла ему, что инженеры ОКБ находятся в
плохом физическом состоянии (в то
время наедались досыта редко), и он
решил послать их на какое-то время в
деревню. Именно тогда некоторые на-
учились профессионально косить, а
другие — организовать рыбную лов-
лю. Короче говоря, все смогли восста-
новить силы.
Микоян очень любил встречаться
со своими армянскими друзьями —
маршалом Баграмяном и зятем
Анастаса — Туманяном. Он был также
связан дружескими отношениями с
другими Генеральными конструктора-
ми, такими как Туполев, Ильюшин,
Яковлев или двигателист Туманский,
который был очень эрудированным и
интересным человеком.
Микоян страдал сердечной не-
достаточностью — расширением сер-
дечной мышцы, что в конце жизни
причиняло ему немало страданий. В
1968 году он особенно тяжело пережи-
вал неожиданную гибель 36-летнего
космонавта Юрия Гагарина, а в апре-
ле 1969 года — смерть разбившегося
на МИГ-25 командующего авиацией
ПВО, которого хорошо знал. Через
месяц, 27 мая 1969 года, он перенес ин-
фаркт, который заставил его отказать-
ся от всякой активной деятельности.
Он был госпитализирован и 9 декабря
1970 года умер во время операции на
сердце.
В этот день груз ответственности
за смену и обеспечение трудовой преем-
ственности принял другой человек.
Этим человеком были Вы. Поэтому
следовало бы, чтобы Вы немного рас-
сказали о себе.
Говорить о других всегда легче, чем
о себе... Я родился 4 марта 1919 года в
небольшом русском городке Муром,
во Владимирский области, в семье слу-
жащего. После окончания средней
школы, в 1936 году, поступил в
МАИ — Московский авиационный
институт имени Серго Орджоникидзе,
где занимался у таких превосходных
профессоров, как Юрьев, Аржанинов
и Журавченко, и диплом которого по-
лучил в 1941 году. После окончания
был направлен в ОКБ «МИГ» инжене-
ром. Первой моей работой в ОКБ бы-
ла модернизация вооружения МИГ-3
под руководством замечательного
конструктора по оружию Волкова.
Очень скоро я был переведен в брига-
ду шасси и управления. Микоян пред-
ложил мне работать с ним и назначил
ответственным за разработку средств
механизации крыла. В 1955 году я был
назначен начальником бригады проек-
тов, в 1957 году — заместителем глав-
ного конструктора по системам управ-
ления, в 1962 году — первым замести-
телем Генерального конструктора, а в
1972 году, через некоторое время после
смерти Микояна, — Генеральным кон-
структором.
Ростислав Аполлосович Беляков (1919 г. р.), доктор технических наук (1973 год), академик
Академии наук РФ (1981 год), дважды Герой Социалистического Труда (1971 и 1982 годы), Золотая
медаль им. А. Н. Туполева (1988 год)
Так выглядела территория завода в 1943 году
Восстановление одного из зданий
Сборочный цех
Постройка здания для ОКБ
Семейная фотография, ранее не публиковавшаяся. Справа налево: Артем Иванович Микоян, сын
Ованес (на коленях), дочь Светлана, мать А. И. Микояна ТалиДа Отаровна, жена Зоя Ивановна и
старшая дочь Наташа
Каким областям Вы отдавали пред-
почтение как инженер и ученый?
Много времени и сил я посвятил
аэродинамике, аэроупругости, пробле-
мам устойчивости, способам управле-
А. И. Микоян был очень дружен с
авиаконструктором А. Н. Туполевым.
Фотография сделана во время авиационного
праздника в июле 1949 года
ния и системам управления полетом,
созданию авиационно-ракетных сис-
тем, силовым установкам, бортовым
системам, проектированию летатель-
ных аппаратов, материалам и всем
перспективным технологиям самоле-
тостроения. Особое внимание я уде-
ляю вопросам надежности и безо-
пасности полета. В качестве Генераль-
ного конструктора обеспечиваю тех-
ническое руководство и координацию
деятельности различных эксперимен-
тальных бюро и исследовательских
центров, участвующих в разработке
нового опытного самолета.
Нельзя ли ненадолго вернуться в
1971 год? Как была осуществлена смена
руководства и каким образом Вам уда-
лось сохранить дух инициативы, кото-
рый господствовал в ОКБ?
Смена прошла гладко, и у меня не
возникло никаких трудностей. Я фор-
мировался как специалист внутри
ОКБ с 1941 года, работал практически
в каждом подразделении ОКБ, причем
начиная с 1955 года — рядом с Микоя-
ном, занимаясь шасси, системами уп-
равления полетом, разнообразными
системами и схемами, проектами но-
вых самолетов и с 1962 года был его
В день 50-летия Р. А. Белякова (4 марта 1969 года) А. И. Микоян передает сувенир,
символизирующий две страсти юбиляра — авиацию и горные лыжи
первым заместителем. Микоян сказал
мне при назначении: «Можешь прини-
мать любые решения самостоятельно.
Только сохраняй спокойствие и не го-
рячись. При необходимости — сове-
туйся». Если у меня возникало сомне-
ние, я всегда мог постучаться в его ка-
бинет. Принимал участие во всех важ-
ных совещаниях.
Микоян, который страдал частыми
головными болями, избегал затяжных
рабочих совещаний и перебрасывал их
на меня, причем часто в последний мо-
мент. Благодаря своим разнообраз-
ным обязанностям, я был одинаково
хорошо известен во всех министер-
ствах. Как видите, у меня были пре-
красные возможности, чтобы обеспе-
чить преемственность.
Действительно ли в Вашей жизни
была только одна страсть — авиация?
Конечно, нет. Во время учебы в
МАИ я увлекался лыжами, в особен-
ности горными, и прыжками с трамп-
лина. Был рекордсменом СССР по
прыжкам и четыре раза чемпионом
СССР по скоростному спуску, чем
очень горжусь. Вместе с одним из сво-
их профессоров, Журавченко, я уча-
ствовал в продувке в аэродина-
мической трубе макета прыгуна с
трамплина для изучения оптимально-
го положения лыжника в полете. В
1940 году я спустился на лыжах с вос-
точной вершины Эльбруса, высота ко-
торого превышает 5600 метров...
Есть еще одна страсть, если можно
так сказать. Моя жена, Людмила Ни-
колаевна, с которой познакомился в
городе Куйбышеве на Волге, куда
ОКБ было переведено в 1941 году во
время немецкого наступления. Я вер-
нулся в Москву в 1942 году вместе с
инженерами бюро, а моя будущая же-
на немного позже. В 1946 году мы по-
женились.
Во время учебы в МАИ я, есте-
ственно, летал на По-2 Поликарпова и
на УТ-2 Яковлева. Также прыгал с па-
рашютом.
И-200«Х»
В 1939 году руководители ВВС
РККА, авиационной промышленности
и научно-исследовательских организа-
ций сделали выводы из опыта приме-
нения советских военных самолетов во
время войны в Испании и Монголии
(воздушные бои с японскими истреби-
телями на Халхин-Голе).
Выводы были однозначными: на-
ступило время срочно заменять устаре-
вающий или уже устаревший парк
ВВС более совершенной техникой. Со-
ветскому правительству было известно
о подготовке Германии к войне.
Не остались незамеченными и сек-
ретные разведывательные полеты на
очень большой высоте самолетов
Ю-86П-2 специальной группы под-
полковника Теодора Ровеля, хотя они
временно прекратились после подпи-
сания 23 августа 1939 года германо-
советского пакта о дружбе и нена-
падении.
Именно в это время был объявлен
конкурс на создание скоростного пере-
хватчика, обладающего оптимальны-
ми характеристиками на высоте,
большей 6000 м.
Первое исследование проекта было
выполнено в ОКБ Поликарпова в рам-
ках программы, получившей наимено-
вание «X»
.В октябре 1939 года рабочая груп-
па, начинавшая разработку проекта
«X», была реорганизована и 8 декабря
Прототип № 01
1939 года получила официальное на-
звание Опытно-конструкторский от-
дел при заводе № 1 Авиахима (ОКО)
под руководством Артема Ивановича
Микояна.
Новый коллектив продолжил рабо-
ту над проектом «X» с двигателем Ни-
кулина АМ-37, который мог развивать
мощность 1030 кВт (1400 л. с.) на вы-
соте больше 5000 м, однако еще нахо-
дился в процессе испытаний.
К сожалению, доводка этого двига-
теля оказалась значительно более
трудной, чем ожидалось, поэтому раз-
работчики были вынуждены удовлет-
вориться единственным имевшимся в
то время серийным двигателем с над-
дувом — АМ-35А, обеспечивавшим
потребную мощность.
Все усилия инженеров ОКБ сосре-
доточились на проекте истребителя,
получившего наименование И-200.
Программа была настолько сроч-
ной, что, благодаря напряженным уси-
лиям и энтузиазму всего коллектива,
между появлением первых чертежей и
полетом первого опытного самолета 5
апреля 1940 года прошло всего 100
дней. Самолет И-200 сконструирован
из традиционных авиационных мате-
риалов того времени, т. е. мало метал-
ла (советское производство специ-
альных сталей и дюралюминия далеко
не соответствовало потребности) и
много дерева — в основном сосна, бе-
резовый шпон и авиаполотна.
Рассмотрим подробнее этот само-
лет смешанной конструкции, как наи-
самолета И-200
Сборка каркаса хвостовой части
фюзеляжа
Выклейка следующего слоя обшивки
фюзеляжа
Подготовка двигателя к установке
Сборка капота мотора
Приклеивание обшивки к каркасу хвостовой
Монтаж качалки управления в центроплане
самолета
части фюзеляжа
Выклсйка обшивки фюзеляжа
Сборка фюзеляжа с центропланом и шасси
более характерной для советской тех-
нологии и конструкционных материа-
лов того времени.
Крыло однолонжеронное с профи-
лем Кларк YH 14—8%; центральная
секция крыла (центроплан) выполнена
полностью из дюраля и состоит из
главного лонжерона двутаврового се-
чения (с полками-таврами из термооб-
работанной стали ЗОХГСА и стенками
из 2-мм дюралюмина с усиливающими
профилями), 10 нервюр, из которых
две усиленные под бортами фюзеляжа,
двух лонжеронов-стенок (одна пере-
дняя, другая — задняя), пяти дополни-
тельных нервюр под верхней
обшивкой.
Два топливных бака емкостью по
75 л каждый расположены между
главным и задним лонжеронами. Тре-
тий топливный бак (емкостью 110 л)
установлен в фюзеляже между двигате-
лем и кабиной пилота. Бензомер меха-
нический.
Обшивка центроплана выполнена
из дюраля. Консоли крыла деревян-
ные, установленные на центроплане с
поперечным V= +5°. Конструктивно
они выполнены как однолонжерон-
ные, стенка из фанеры, пояса из дель-
тодревесины. Нервюры — полки из
сосны, стенки из фанеры. Обшивка
крыла выклеена из березового шпона
несколькими слоями и прикреплена к
каркасу с помощью клея, шурупов и
гвоздей, оклеена маркизетом с бес-
цветным лаком. Носки крыла между
нервюрами 1—6 обшиты листовым
дюралем и прикреплены к полкам
нервюр шурупами.
Монтаж узла крепления на хвостовой части
фюзеляжа
Отделочные работы на хвостовой части
фюзеляжа
Три проекции самолета И-200(Х). Нижний профиль является профилем МИГ-3
Элероны имеют металлический
каркас с полотняной обшивкой. Щит-
ки-закрылки нижней поверхности
крыла наполовину выполнены из дю-
раля, имеют два угла отклонения (18 и
50°) и управляются пневматически.
Относительное удлинение крыла 5,97.
Фюзеляж, как и крыло, смешанной
конструкции. Передняя часть фюзеля-
жа до задней стенки кабины — свар-
ные фермы из труб 30 ХГСА с
обшивкой из 12 дюралюминиевых па-
нелей на замках «Дзус».
Хвостовая часть с килем — дере-
вянный монокок с четырьмя сосновы-
ми лонжеронами с накладками из
бакелитовой фанеры под узлы, восе-
мью рамами — шпангоутами коробча-
тыми со стенками из бакелитовой
фанеры и со стрингерами — сосновы-
ми рейками.
Обшивка состоит из пяти слоев
0,5-мм шпона с проклейкой внутри
слоем миткаля на нитроклее и
снаружи — коленкором, пропитан-
ным лаком.
18
Фонарь — формованный из плек-
сигласа, без бронестекла. Откидная
часть откидывается вправо.
Конструкция вертикального опере-
ния и большей части горизонтального
выполнена из металла и авиаполотна.
Две стойки основного шасси убира-
ются в центральную часть крыла.
Уборка пневматическая с электроме-
ханическим сигнализатором убранно-
го положения.
Гидравлические амортизационные
стойки выполнены из стали ЗОХГСА
(130—150 кгс/мм2). Рабочая жид-
кость — гидросмесь: 70% глицерина и
30% спирта. Рабочий ход 270—250 мм,
давление 39 ат.
Тормозные колеса оборудованы
пневматиками 600x180 мм. Ниши шас-
си закрываются двумя створками, ус-
тановленными на стойках, две створки
— поворотные, для согласования с хо-
дом амортизатора.
Створка, закрывающая половину
колеса, также поворачивается на 90° в
положении уборки. Хвостовое колесо
(пневматик 170x90 мм) убирается в ни-
шу и закрывается двумя створками.
Приборная доска кабины пилота
имеет очень мало приборов. Оборудо-
вание состоит всего из 3 агрегатов: ге-
нератор ГС-350, аккумулятор 12А-5 и
кислородное оборудование ВПА-Збис.
Рация отсутствует. Управление само-
летом: ножное — тросовое, ручное —
жесткое, триммерами — трос в боуде-
не.
Двигатель АМ-35А вращает через
редуктор трехлопастной винт изменяе-
мого шага ВИШ-22Е диаметром 3 м с
коком из электрона (магниевый сплав)
и установлен на сварной мотораме из
стали ЗОХГСА.
Этот двигатель взлетной мощнос-
тью 1350 л. с., являясь одним из самых
мощных среди двигателей своего вре-
мени, в то же время был очень
тяжелый — 830 кг (!). Его серийный
вариант выпускался не для истребите-
ля, а для тяжелого бомбардировщика
ТБ-7.
Именно поэтому он был оборудо-
ван центробежным компрессором с
наддувом, позволяющим развивать
мощность 883 кВт (1200 л. с.) на высо-
те 6000 м. Радиатор сотовый, емкос-
тью 40 л (для гликоля), расположен в
туннеле с лобовой площадью в 23 дм2
под летчиком, оборудован регулируе-
мой заслонкой.
Экспериментальный самолет обо-
рудован одним маслорадиатором, ус-
тановленным на левой стороне двига-
теля. Воздухозаборники компрессора
расположены в передней кромке кры-
ла, в корневой части. Система запуска
— сжатым воздухом от общей пневмо-
системы самолета. Шесть выхлопных
патрубков (объединяющие по два ци-
линдра) выполнены из нержавеющей
стали ЭЯ 1 -ТЛ1. Самолет И-200 № 1 не
имел вооружения.
30 марта И-200 был переведен с за-
вода на Ходынский аэродром, и после
нескольких испытательных пробежек
и подлетов старший летчик-испыта-
тель А. Н. Екатов в присутствии веду-
щего конструктора по испытаниям и
испытательной бригады 5 апреля 1940
года в первый раз поднял самолет в
воздух. Впоследствии к нему присое-
динялись другие летчики-испытатели:
А. И. Жуков, М. К. Маркелюк и М. Н.
Якушин. Ведущим инженером про-
граммы был А. Г. Брунов, которому
помогал А. Т. Карев.
1 мая 1940 года Екатов пилотиро-
вал И-200 № 1 во время большого во-
енного парада над Красной пло-
щадью.
Вскоре были построены еще два
опытных самолета. И-200 № 2 выпол-
нил первый полет 9 мая 1940 года.
Меньше чем через месяц, 6 июня 1940
года, начаты полеты самолета № 3.
В связи с особой срочностью про-
граммы было принято экстраординар-
ное решение одновременно проводить
летные и государственные испытания
на этих трех машинах. Летчики-испы-
татели и военные инженеры работали
в непосредственном контакте с заводс-
кими специалистами.
Среди военных участников работ
отметим майора С. П. Супруна, стар-
шего лейтенанта А. Г. Кубышкина, на-
чальника НИИ ВВС генерал-майора
В. И. Филина, полковника А. И. Каба-
нова, майора П. М. Стефановского,
капитана А. Г. Прошакова и инженер-
полковника А. Г. Кочеткова. Ответ-
ственным за проведение летных
испытаний был военный инженер 1-го
класса В. И. Никитенко.
Испытания проходили успешно. 24
мая 1940 года Екатов развил скорость
648,5 км/ч на высоте 6900 м, которая
была превышена Супруном, развив-
шим скорость 651 км/ч на высоте 7000
м.
25 августа 1940 года после выпол-
нения 109 полетов с общим налетом 40
часов 49 минут были закончены завод-
ские испытания. Государственные ис-
пытания возобновились 29 августа и
завершились 12 сентября 1940 года, че-
рез девять дней, во время которых бы-
ли выполнены последние полеты, за-
вершившиеся принятием самолета на
вооружение.
Приведем выдержку из документа о
принятии И-200 на вооружение, под-
писанного начальником Главного уп-
равления ВВС РККА генерал-лей-
тенантом П. В. Рычаговым: « ... Само-
лет И-200 (с двигателем АМ-35А) кон-
струкции Микояна и Гуревича про-
изводства завода № 1 НКАП по своей
скорости 628 км/ч является лучшим из
отечественных опытных самолетов и
19
не уступает однотипным иностранным
самолетам на высотах выше 5000 м».
Самолет успешно выдержал госу-
дарственные испытания.
Хотя И-200 был принят к серийной
постройке, уже при летных испытани-
ях он показал себя трудным в пилоти-
ровании, так как обладал недоста-
точно удовлетворительной статичес-
кой продольной устойчивостью, тяже-
ло управлялся на низкой высоте, про-
являл тенденцию к концевому срыву
потока и штопору при больших углах
атаки, из которого плохо выходил.
Кроме того, вследствие заднего распо-
ложения кабины видимость земли бы-
ла недостаточной. Тем не менее была
построена первая партия из 100 серий-
ных самолетов, получивших наимено-
вание МИГ-1.
МИГ-1
Первые серийные МИГи мало от-
личались от опытного самолета.
Вследствие того что летные испытания
и запуск в серию были совмещены,
конструктивные доработки носили ча-
стичный характер:
— справа от двигателя был уста-
новлен второй маслорадиатор, так как
одного оказалось недостаточно. Кон-
струкция радиатора изменена: заслон-
ку перед входом в туннель заменили
заслонкой на выходе из туннеля;
— удлинен туннель водорадиатора
двигателя под фюзеляжем;
— топливные баки протектиро-
ваны;
— створка убирающегося шасси,
закрепленная на уровне оси колеса ос-
новной стойки, перенесена под фю-
зеляж.
Как видно из передня, проведенные
доработки не улучшали управляемос-
ти и летных качеств самолета. Первые
восемь машин имели фонарь с подвиж-
ной крышкой, откидывавшейся впра-
во, которая, однако, в полете не
сбрасывалась.
Начиная с девятого самолета
МИГ-1 оборудовался сдвижным назад
фонарем.
Последний, сотый, МИГ-1 выпу-
щен с завода в декабре 1940 года. Воо-
ружение состояло из одного пулемета
УБС калибра 12,7 мм (300 патронов) и
двух пулеметов ШКАС калибра 7,62
мм (по 375 патронов). Все пулеметы
расположены над двигателем. Две точ-
ки подвески под крылом позволяли не-
сти две бомбы ФАБ-50 по 50 кг или
две бомбы ФАБ-100 по 100 кг. Кабина
была оборудована оптическим колли-
маторным прицелом ПБР-1. Первые
МИГ-1 поступили в части в апреле
1941 года, меньше чем за три месяца
до нападения фашистов на СССР.
МИГ-3
Устранение недостатков И-200, от-
меченных в отчетах по заводским и го-
сударственным испытаниям, потре-
Первый МИГ-1, выпущенный в 1940 г.
М И Г-1. 3/4 сзади
Один из самолетов МИГ-3, построенных в период с декабря 1940 по декабрь 1941 гг.
бовало обширной программы науч-
ных исследований, включая продувки
в натурных аэродинамических трубах
ЦАГИ.
Конструктивные мероприятия не
устраняли все отмеченные недостатки,
однако обеспечивали ряд усовершен-
ствований самолета.
Основные конструктивные отличия
МИГ-3 таковы:
— значительно повышена боковая
устойчивость в полете за счет увеличе-
ния поперечного V крыла на один гра-
дус (было 5°, стало 6°);
— двигатель АМ-35А вынесен впе-
ред на 100 мм для смещения центра
масс вперед;
— в фюзеляже под кабиной пилота
установлен дополнительный бензобак
емкостью 250 л для увеличения даль-
ности полета;
— топливная система защищена
при помощи заполнения бензобаков
инертным газом;
— установлен второй маслобак;
— улучшено охлаждение двигателя;
— установлен винт ВИШ-61Ш с из-
меняемым шагом;
— увеличены размеры колес основ-
ного шасси (650x200 мм) для обеспе-
ния эксплуатации с использованием
грунтовых аэродромов, соответствен-
но изменились и щитки, и обтекатели
стоек шасси;
— усилены тормоза колес;
— значительно расширено заднее
остекление кабины летчика;
— позади задней стенки кресла ус-
тановлена броня толщиной 8 мм (по-
зднее 9 мм);
— вместо прицела ППН-1 установ-
лен прицел ПБП-1А;
— установлена одноканальная ра-
диостанция РСИ-3, а на последующих
РСИ-1;
— увеличена огневая мощь.
На МИГ-3 стала возможной под-
веска на четырех подкрыльевых пило-
нах бомб массой от 8 до 100 кг
(максимально 220 кг), или двух кон-
тейнеров химического оружия
ВАП-6М или ЗАП-6, или восьми ра-
кетных (неуправляемых) снарядов
РС-82.Основной состав вооружения
МИГ-3 усилен по сравнению с МИГ-1
за счет установки дополнительных
подкрыльевых пулеметов БК калибра
12,7 мм. Таким образом, с пятью пуле-
метами огневая мощь МИГ-3 возросла
более чем вдвое: секундный залп с 1,38
кг увеличился до 3,00 кг.
Дополнительное вооружение увели-
чило взлетную массу самолета до
3510 кг и удельную нагрузку на крыло
до 201,26 кг/м2.
На нескольких самолетах МИГ-3
установили два пулемета УБС калибра
12,7 мм. Были также попытки устано-
При снятой обшивке показаны: маслобак, пат-
ронная коробка, один из топливных баков. Ре-
гулируемая створка открыта на минимальный
угол
Под выхлопным коллектором виден маслора-
диатор с регулируемой створкой, открытой на
максимальный угол
вить две 20-мм пушки ШВАК, однако
распространения они не получили. Не-
сколько самолетов МИГ-3 выпустили
вообще без вооружения и использова-
ли их как фронтовые фоторазведчики.
Первые МИГ-3 были построены в
декабре 1940 года на заводе № 1 Авиа-
хима. К концу декабря было построе-
но 11 самолетов.
Серийный выпуск быстро увеличи-
вался, и в январе 1941 года было пост-
роено не меньше 140 самолетов. В
июне, в период подготовки фашиста-
ми плана «Барбаросса», серийный вы-
пуск превысил 25 самолетов в сутки.
4 декабря 1940 года было выделено
десять самолетов для проведения войс-
ковых испытаний. Во время одного из
таких полетов 13 марта 1941 года по-
гиб летчик-испытатель Екатов.
Расследование показало, что при-
чиной катастрофы стало разрушение в
воздухе крыльчатки нагнетателя, ос-
колки которой пробили передний фю-
зеляжный бензобак и бронированные
спинки кресла и смертельно ранили
летчика в кабине.
Эти испытания частично проводи-
лись в Крыму, в городе Каче, так как
там больше солнечных дней, чем в
средней полосе под Москвой.
Первые МИГ-3, как и МИГ-1, по-
ступили в строевые авиаполки (ИАП)
в апреле 1941 года. Из-за напряженной
международной обстановки первые се-
рии современных истребителей (Як-1,
ЛаГГ-3, МИГ-1 и МИГ-3) направля-
лись преимущественно на запад, в час-
тности на аэродромы Каунаса,
Львова, Белостока, Кишинева, Бель-
цов (Молдавия), Евпатории и т. д.
Всего на 1 июня 1941 года, за три
недели до немецкого нападения, в за-
падных приграничных округах было
перевооружено (до штатного состава)
самолетами МИГ-3 13 истребительных
авиаполков и частично еще три.
На день начала войны, 22 июня
1941 года, среди истребителей всех ти-
пов по официальным данным новые
самолеты составляли всего 37 %. Ос-
тальными (63 %) были устаревшие
И-15, И-15бис, И-153 и даже старые
И-5 (в училищах).
Из числа истребителей нового типа
на день начала войны в частях ВВС,
ПВО и авиации ВМФ самолеты
МИГ-3 составляли 89,9 %.
В октябре 1941 года наступление
гитлеровских войск заставило эвакуи-
ровать ОКБ и завод № 1 в Куйбышев.
Однако двигатель АМ-35А самоле-
та МИГ-3, к сожалению, делали на
том же заводе, который выпускал
АМ-38 для штурмовика Ил-2. Приори-
тет же получил Ил-2. И завод прекра-
тил выпуск двигателей АМ-35А, без
которых МИГ-3 был обречен.
В дело вмешался лично Сталин и в
известной телеграмме в жестких выра-
жениях приказал руководству завода
прекратить постройку МИГ-3.
На некотором количестве МИГ-3 дополнительно были установлены два пулемета калибра 12,7 мм
под крыльями
Одна из редких фотографий (1942 г.). Самолет МИГ-3 оборудован пусковыми установками
(снаряды РС-82) — входил в состав 12ИАП ПВО г. Москвы
Правительственная телеграмма
23 декабря 1941 года Куйбышев
директору завода №18 Шенкману
копия: директору завода № 1 Третьякову
Вы подвели нашу страну и нашу Красную Армию тчк Вы не изволи-
те до сих пор выпускать ИЛ-2 тчк Самолеты Ил-2 нужны нашей
Красной Армии теперь как воздух зпт как хлеб тчк
Шенкман дает по одномму ИЛ-2 в день зпт а Третьяков дает
МИГ-3 по одной зпт по две штуки тчк Это насмешка над страной
зпт над Красной Армией тчк Нам нужны не МИГи зпт а Ил-2 тчк
Если 18 завод думает отбрехнуться от страны зпт давая по одно-
му Ил-2 в день зпт то жестоко ошибается и понесет за это кару
тчк Прошу Вас не выводить правительство из терпения и требую
зпт чтобы выпускали побольше ИЛов тчк Предупреждаю последний
раз тчк
№ И 553 СТАЛИН
23 декабря 1941 года серийный вы-
пуск МИГ-2 был полностью прекра-
щен. Собрали только уже готовые эк-
земпляры, которые были переданы
ВВС в начале 1942 года.
Вплоть до снятия с серийного
производства в декабре 1941 года
было выпущено 3100 истребителей
МИГ-3.
После возвращения в апреле 1942
года ОКБ и опытного цеха из эвакуа-
ции из сохранившегося задела деталей
и узлов собрали еще 75 машин, кото-
рые были переданы ПВО Москвы.
Надо сказать, что в начале военных
действий МИГ-3 часто использовался
не в своей области полета.
Этот высотный перехватчик пыта-
лись применять как фронтовой истре-
битель на высотах меньше 5000 м, т. е.
на тех высотах, где он заведомо усту-
пал немецким истребителям.
Однако надо было бросить в бой
все наличные средства, так как внезап-
Передача самолетов МИГ-3 экипажам ВВС в 1942 г. на ремзаводе
24
ное нападение немцев 22 июня 1941 го-
да привело к большим потерям нашей
авиации.
Впоследствии же. когда летчики хо-
рошо освоили МИГ-3, благодаря сво-
ей скорости и исключительно
большому потолку он очень быстро
продемонстрировал свое превосход-
ство над немецкими машинами на вы-
сотах выше 5000 м, однако фашисты
стали избегать боев на больших высо-
тах.
По всем этим причинам большую
часть времени МИГ-3 применялся в
ПВО как истребитель для защиты от
воздушных бомбардировок и уничто-
жения разведчиков.
Использовали его и в качестве ноч-
ного истребителя. Именно на нем
одержал свою первую из 59 побед бу-
дущий маршал авиации А. И. По-
крышкин, сбив Мессершмитт
МЕ-109Е.
На МИГ-3 при выполнении ноч-
ных полетов отличился и будущий ге-
нерал-полковник А. Н. Катрич.
В заключение расскажем, что уже
через неделю после фашистского втор-
жения замечательный испытатель С.
П. Супрун, который летом 1940 года
был ответственным за госиспытания
И-200, предложил сформировать два
истребительных полка из МИГ-1 и
МИГ-3, укомплектованных в основ-
ном летчиками-испытателями ГОС-
НИИ ВВС и авиационной про-
мышленности. В результате сформиро-
вали 401-й И АП (командир Супрун),
направленный на Западный фронт под
Смоленск, и 402-й ИАП (командир —
заслуженный летчик-испытатель П. М.
Стефановский), направленный на Се-
веро-Западный фронт.
МИГ-3
с двигателем АМ-37
Во второй половине 1941 года для
увеличения максимальной скорости на
высоте на одном из серийных МИГ-3
был установлен экспериментальный
двигатель АМ-37, развивавший на вы-
соте 5000 м мощность 1030 кВт
(1400 л. с.) (к моменту оснащения са-
молета испытания двигателя еще не за-
кончились). Монтаж двигателя был
выполнен очень быстро, поскольку
АМ-35А и АМ-37 имели одинаковые
габариты и точки крепления.
Летчик-испытатель А. И. Жуков
выполнил несколько полетов, однако
программа была прекращена, так как
серийное производство мотора АМ-37
оставалось под большим сомнением.
В заводской документации МИГ-3
с мотором АМ-37 иногда называется
МИГ-7.
Самолет МИГ-3 12 ГИАП. Зима 1942 г.
МИГ-3
с двигателем АМ-38
Выше отмечалось, что на малых и
средних высотах МИГ-3 уступал дру-
гим самолетам.
Этот недостаток пытались устра-
нить путем замены двигателя АМ-35А
на АМ-38, что позволяло бы МИГ-3
сравниться с самолетом Мессершмитт
B1-109F, который появился на фронте
в июне 1941 года.
Никакой доработки не требова-
лось, так как масса и характеристики
АМ-38 были практически такими же,
как у АМ-35А.
АМ-38 развивал на взлете мощ-
ность 1178 кВт (1600 л.с.) и максималь-
ную мощность на высоте 2000 м
1141 кВт (1550 л.с.).
Серийный МИГ-3 с новым двигате-
лем также имел несколько модифика-
ций: новая конструкция выхлопных
патрубков, убранные бомбодержатели
и топливные баки с системой нейт-
рального газа.
Самолет был готов в конце июля
1941 года, и летные испытания прово-
дились с начала по 17 августа того же
года.
Первый полет выполнил летчик-ис-
пытатель ЛИИ Ю. К. Станкевич.
В испытаниях участвовали летчики-
испытатели НИИ ВВС А. Г. Кочетков,
А. Г. Кубышкин, А. М. Попельничен-
ко и летчики-испытатели ЛИИ Г. М.
Шиянов и А. В. Юмашев.
Результаты испытаний показали,
что МИГ-3 с АМ-38 не испытывал ни-
каких трудностей при температуре ни-
же 16—20 °C.
Для более высоких температур бы-
ло необходимым доработать систему
охлаждения двигателя. В Отчете о лет-
ных испытаниях было записано:
«До высот 4000 м МИГ-3 с двигате-
лем АМ-38 обладает новыми тактичес-
кими возможностями и может успешно
противостоять вражеским истребите-
лям на низких и средних высотах».
Время виража, в частности, умень-
шилось до 20—21 с.
На основании этой положительной
оценки самолет был рекомендован к
серийной постройке. К сожалению,
снова помешала проблема двигателя
для Ил-2, и серийная постройка не со-
стоялась. Но МИГ-3 был переделан в
ремонтной мастерской под АМ-38.
Небольшое количество МИГ-3 с
новыми двигателями было оборудова-
но двумя синхронными 20-мм пушка-
ми ШВАК с боезапасом по 100
снарядов. Эти самолеты участвовали в
боях в составе ПВО.
Снабжение этой базы самолетов МИГ-3 на Дальнем Севере обеспечивалось и оленьими упряжками
(военные годы)
ПБШ-1
В 30-е годы сформировались новые
военные доктрины по применению
крупных танковых соединений. В свя-
зи с появлением такой опасности в Со-
ветском Союзе начали изучать новый
тип боевого самолета, получившего
наименование «штурмовик».
В СССР над созданием самолета
этого класса в разное время работали
многие известные авиационные конст-
рукторы.
В начале 30-х годов Туполев пред-
ложил два проекта тяжелого штурмо-
вика АНТ-17 и АНТ-18, которые, од-
нако, не были построены; Централь-
ное Конструкторское Бюро (ЦКБ) вы-
пустило самолеты ЛШ, ТШ-1, ТШ-2 и
ШОП Григоровича; в том же ЦКБ
бригада инженера С. А. Кочергина
при участии М. И. Гуревича по такти-
ко-техническому заданию ВВС сконст-
руировала в 1933 году ТЧ-3; Поли-
карпов разработал Р-34.
В результате проведения програм-
мы «Иванов» на основе тактико-тех-
нических требований ВВС, способ-
ствовавшей расцвету строительства
экспериментальных самолетов, в 1936
году появились самолеты Р-10 и
ХАИ-52 победителя конкурса Немана;
одномоторный самолет Поликарпова;
АНТ-51 иШБ Сухого.
Этот перечень является далеко не
полным. Однако настоящим победите-
лем конкурса стал в конце концов аут-
сайдер Ильюшин.
Его экспериментальный самолет
БШ-2, построенный в 1939 году, пре-
вратился в 1941 году в Ил-2, которых
во время войны было выпущено более
40 тысяч единиц.
Микоян и Гуревич начали работу
над самолетами-штурмовиками в 1940
году.
Первый проект ПБШ-1 («Пушеч-
ный Бронированный Штурмовик»)
представлял собой одноместный само-
лет, предназначенный для действий по
наземным целям, против живой силы,
огневых точек и танков противника
непосредственно на линии фронта.
За основу конструкции ПБШ-1 был
принят одноместный низкоплан с кры-
лом «обратная чайка» и мотором
АМ-38 Микулина, развивавшим у зем-
ли мощность 1178 кВт (1600 л. с.).
Уязвимые части самолета — мотор
и кабина пилота — намечалось защи-
тить листами броневой стали.
К сожалению, оказалось, что общая
масса брони составила 1390 кг, т. е.
примерно 30% от нормальной взлет-
ной массы самолета.
Шасси самолета ПБШ-1 было разработано под влиянием самолета И-200
Три проекции истребителя ПБШ-1
Вследствие этого потребовалось пе-
ресмотреть проект и включить броне-
вые листы в силовую конструкцию
самолета. Намечалось вооружить
штурмовик двумя подкрыльевыми
пушками калибра 23 мм с боезапасом
по 96 снарядов и встроенными в кры-
ло пулеметами ШКАС калибра 7,62
мм с боезапасом по 750 патронов на
каждый. Все оружие располагалось
вне плоскости вращения винта (без
синхронизаторов).
В варианте бомбардировщика са-
молет мог нести во внутреннем бомбо-
отсеке 24 бомбы ФАБ-10 (240 кг), 24
бомбы ФАБ-8 (192 кг), 280 бомб
ФАБ-2,5 (700 кг) и 120 бомб ЗАБ-1
(120 кг). Предполагалось, что ПБШ-1
мог с отвесного пикирования приме-
нять бомбы, подвешенные под крылья-
ми, большей массой: две бомбы
ФАБ-250 (500 кг), две бомбы ФАБ-100
(200 кг), две бомбы ФАБ-50 (100 кг) и
две бомбы ФАБ-25 (50 кг).
Эскизный проект штурмовика
ПБШ-1, подготовленный начальни-
ком бригады аэродинамики Н. 3. Ма-
тюком, был утвержден Главным кон-
структором ОКО А. И. Микояном, его
заместителем М. И. Гуревичем и ди-
ректором завода № 1 имени Авиахима
П. В. Дементьевым 24 июля 1940 года.
Осенью 1940 года в ОКО уже присту-
пили к постройке макета ПБШ-1.
Однако после принятия военными
заказчиками решения о серийной пост-
ройке штурмовика Ил-2 Ильюшина
работы по проекту ПБШ-Г закончи-
лись, и специалисты ОКО сразу же
приступили к проектированию нового
штурмовика ПБШ-2.
В некоторых публикациях самолет
по проекту ПБШ-1 назван МИГ-4.
ПБШ-2
В записке к эскизному проекту
штурмовика ПБШ-2 ОКО авиазавода
№ 1 содержалось следующее точное
указание: «Учитывая то обстоятель-
Три проекции самолета ПБШ-2
ство, что полеты на моноплане с боль-
шой нагрузкой на крыло близко у
земли очень сложны, а также то, что
монопланы не прощают грубых оши-
бок пилотов на малых высотах, мы
разработали проект самолета ПБШ-2,
по назначению аналогичный самолету
ПБШ-1, по бипланной схеме.
Самолеты-бипланы в технике пило-
тирования значительно проще. Они
также обладают значительно лучшей
устойчивостью и управляемостью, чем
Самолет ПБШ-2
монопланы». Июль 1940 года. Штур-
мовик ПБШ-2 выполнен по необыч-
ной схеме.
Биплан имеет два крыла различной
площади. Верхнее крыло меньшей пло-
щади с большой обратной стреловид-
ностью не имеет органов поперечного
управления, нижнее крыло с углом по-
перечного V на полуразмахе в не-
сколько градусов оборудовано по
задней кромке двухсекционными щит-
ками и элеронами большой площади.
Крылья соединены двумя свобод-
ными подкосами (без расчалок). На
штурмовике ПБШ-2 предполагалась
установка мотора АМ-38, развиваю-
щего мощность у земли 1178 кВт
(1600 л. с.).
Мотор, кабина и топливные баки
должны быть защищены листами це-
ментированной и гомогенной брони
толщиной от 7,5 до 1,5 мм.
К оригинальным конструктивным
решениям относится боковая броне-
дверь кабины, принудительно сбрасы-
ваемая в воздухе в случае аварии или
боевого поражения, что значительно
облегчало летчику выход из кабины
для прыжка с самолета.
Штатное вооружение такое же, как
и в проекте ПБШ-1: две пушки калиб-
ра 23 мм и четыре пулемета ШКАС ка-
либра 7,62 мм.
В центроплане имелось два внут-
ренних бомбоотсека для бомб различ-
ного калибра от 1 до 10 кг.
Так же, как и в проекте ПБШ-1,
предусматривалась подкрыльевая под-
веска бомб калибром от 25 до 250 кг
для точного бомбометания с пологого
или отвесного пикирования.
В конце 1940 года все работы по
ПБШ были прекращены, так как начи-
налось крупносерийное производство
на нескольких заводах штурмовиков
Ил-2.
ДИС-200Т
В конце 30-х годов советская авиа-
ция располагала целым парком тяже-
лых бомбардировщиков с большим
радиусом действия и средних тактичес-
ких бомбардировщиков, но не имела
истребителей для их сопровождения.
Недавно созданное конструкторс-
кое бюро с 1940 года приступило к со-
зданию истребителя сопровождения с
большим радиусом действия, способ-
ного одновременно выполнять другие
задачи, такие, как скоростную развед-
ку, легкую бомбардировку или тор-
педную атаку водных объектов.
Первые разработки предусматрива-
ли снабдить его дизельными двигате-
лями М-40 или М-30, разработанными
А. Д. Чаромским, для увеличения
дальности полетов, чему способство-
вало небольшое потребление ими топ-
лива.
К сожалению, надежного дизельно-
го двигателя не существовало, и было
решено оснастить прототип (внутрен-
нее обозначение Т) двумя двигателями
с водяным охлаждением АМ-37 Мику-
лина, развивающими у земли мощ-
ность по 1030 кВт (1400 л. с.) с трехло-
пастным винтом изменяемого шага.
Выпускные коллекторы двигателей
находились на верхней поверхности
крыла.
1920 кг горючего было распределе-
но по шести бакам (четыре в центроп-
лане крыла, два позади кабины пи-
лота).
Два маслорадиатора расположены
с одной и с другой стороны от капота
двигателя, как на МИГ-3. Охлаждение
двигателя гликолем обеспечивалось
двумя входными отверстиями, распо-
ложенными по обе стороны капота
двигателя с выходами под задней
кромкой.
Воздухозаборники компрессора
были расположены в передней кром-
ке.«Т» был двухмоторным одномест-
ным самолетом с низкорасположен-
ным крылом с разнесенным вертикаль-
ным оперением смешанной конструк-
ции (много дерева, очень мало дюр-
алюминия по причинам, указанным
нами ранее).
Передняя кромка крыла была затем
оснащена автоматическими предкрыл-
ками, установленными в результате
испытаний.
На задней кромке, кроме щелевых
закрылков, состоящих из двух частей,
подъемная сила была увеличена при
помощи зависания элеронов, опускав-
шихся симметрично на 20°. Это было
Самолет ДИС-200Т
большим новшеством, в настоящее
время носящим название флаперона.
Основное шасси (пневматики
950x300 мм) убиралось в мотогондо-
лы, хвостовое колесо — в фюзеляж с
помощью пневматического управле-
ния.
Кабина летчика была оснащена для
полета по приборам, летчик распола-
гал кислородным оборудованием и ра-
диопередатчиком. ,
Сдвижная крышка фонаря была
сбрасываемой. Внутренняя часть каби-
ны летчика была бронирована лишь
частично.
Внутренняя часть носа самолета
была застеклена и обеспечивала летчи-
ку нижний обзор. Истребительный ва-
риант ДИС-200Т имел мощное воору-
жение: одну пушку ВЯ-23 калибра
23 мм в съемном контейнере в носовой
части фюзеляжа, два пулемета БС 12,7
мм и четыре пулемета ШКЛС 7,62 мм,
объединенные по бокам фюзеляжа в
передней кромке крыла.
Пушку ВЯ-23 можно было заме-
нить контейнером с бомбой или торпе-
дой массой 1000 кг. Самолет был в со-
стоянии выполнять бомбометание с
пикирования, отсюда и наличие воз-
Три проекции самолета ДИС-200Т
душных тормозов на верхней поверх-
ности крыла.
Прототип Т выполнил первые на-
земные испытания 15 мая 1941 года и
свой первый полет в конце того же ме-
сяца. Пилотировал его А. И. Жуков.
Испытания продолжались в течение
всего лета 1941 года на аэродроме Хо-
дынка в Москве (теперь Центральный
аэродром) летчиком-испытателем за-
вода № 1 А. И. Жуковым и летчиком-
испытателем НИИ ВВС В. Н. Савки-
ным. Серийное производство было за-
планировано на заводе № 1, но в это
время началась война. Самолет пере-
гнали в Казань, но испытания продол-
жить не смогли.
В некоторых документах самолет в
истребительном варианте называется
МИГ-5, а в бомбардировочном —
МИГ-2. Однако обозначение МИГ да-
валось лишь самолетам, предназначен-
ным для Военно-Воздушных Сил или
Противовоздушной Обороны.
ДИС представляет собой аббревиа-
туру: Дальний Истребитель Сопро-
вождения. Конструкторское бюро
В. К.. Таирова представило в 1940 го-
ду конкурирующий проект очень схо-
жего чертежа ОКО-ббис (Та-3), сам
ДИС конкурировал с ТИС Поликар-
пова и Гр-1 Грушина.
ДИС-200 ИТ
Так как ни дизели Чаромского, ни
АМ-37 Микулина не были доработа-
ны, второй прототип ДИС оснастили
двумя звездообразными двигателями
М-82Ф.
Двигатель развивал мощнось
1251 кВт (1700 л.с.) при взлете и
957 кВт (1300 л.с.) на высоте 6500 м и
имел кодовое название ИТ.
Самолет построен в Куйбышеве,
куда завод № 1 и ОКБ были эвакуиро-
ваны в 1941 году. Конструкция ИТ бы-
ла сходной с Т.
Единственным отличием, кроме
двигателя, являлось усиленное воору-
Три проекции истребителя ДИС-200ИТ
жение, состоящее на этот раз из четы-
рех пулеметов ШКАС 7,62 мм, двух
пулеметов БС 12,7 мм и двух пушек
ВЯ-23 23 мм (вместо одной).
Варианты пикирующего бомбарди-
ровщика и торпедоносца могли соот-
ветственно принять бомбу массой
1000 кг или торпеду той же массы.
Самолет вышел с завода в январе
1942 года и пилотируемый Г. М. Шия-
новым (ЛИИ) выполнил первый полет
в этом же месяце.
Самолет ДИС-200 ИТ с моторами М-82
Опытный вариант самолета МИГ-3 со звездообразным двигателем
Затем он был перебазирован из
Куйбышева в Казань, где и начались
его испытания. Но опыт войны пока-
зал, что функции эскорта прекрасно
выполнялись истребителями первой
линии, не было больше необходимости
оборудовать их специальными аппара-
тами для выполнения этой миссии. Ис-
пытания ИТ были прекращены.
И-210 (ИХ) МИГ-3
с мотором М-82
К моменту прекращения серийной
постройки МИГ-3 в декабре 1941 года
авиамоторный завод в Перми выпус-
кал большой серией звездообразный
Откидные створки капота двигателя И-210
двигатель воздушного охлаждения
М-82А Швецова.
Взлетная мощность первой моди-
фикации этого двигателя была относи-
тельно большой — 1251 кВт
(1700 л. с.). К сожалению, мощность
быстро падала с высотой и на высоте
6500 м не превышала 979 кВт
(1330 л. с.).
Несмотря на этот недостаток, ОКБ
из-за отсутствия других вариантов на-
чало разработку МИГ-3 с новым дви-
гателем в надежде продолжить серий-
ный выпуск самолета.
Установка двигателя вызвала изме-
нение конструкции передней части
фюзеляжа — сконструировали кок,
при помощи которого надеялись ми-
нимизировать внутренние потери на
обтекание.
Другие модификации отличались
изменением конструкции фонаря, ко-
торый был удлинен и стал более плос-
ким, обеспечив лучший боковой и
нижний обзор, немного увеличена
площадь киля для улучшения боковой
устойчивости, воздухозаборники мас-
лорадиатора сдвинуты под двигатель,
установлены автоматические пред-
крылки.
Вооружение состояло из трех син-
хронных пулеметов 12,7 мм УБС (один
поверх капота, два по бокам).
В ноябре-декабре 1941 года были
построены пять самолетов. Первый
полет выполнил в декабре летчик-ис-
пытатель НИИ ВВС В. Е. Голофастов.
Первые же полеты обнаружили
сильную вибрацию хвостового опере-
ния и плохую управляемость. Лобовое
сопротивление двигателя было боль-
шим, а внутренняя герметизация недо-
статочной, что создавало аэродина-
мические потери.
Несмотря на большую мощность
двигателя М-82А, максимальная ско-
рость самолета уступала МИГ-3 с мо-
тором АМ-35А. Были выполнены про-
дувки в натурной аэродинамической
трубе ЦАГИ, а самолет возвращен в
ОКБ для переделок.
Трубные испытания подтвердили
негативное влияние негерметичности
капота мотора на лобовое сопротив-
ление.
После этих испытаний начались ра-
боты над новым самолетом Е с двига-
телем М-82Ф, который был построен в
конце 1942 года.
Первый прототип И-210 был на-
правлен для боевого испытания на Ка-
лининский фронт.
Его вооружение было усилено дву-
мя синхронными пушками ШКАС. В
некоторых публикациях истребитель
И-210 имеет обозначение МИГ-9
(впервые).
И-230 (Д) МИГ-ЗУ
Задачи этой программы заключа-
лись в улучшении аэродинамики, ма-
невренных характеристик в бою и
технологичности конструкции МИГ-3,
серийное производство которого было
прекращено, но без существенного из-
менения базовой конструкции с целью
обеспечения серийного выпуска его
преемника.
По сравнению с МИГ-3 фюзеляж
И-230 удлинен на 370 мм. Другими су-
щественными изменениями были: мо-
дифицированное шасси (более надеж-
ные и эффективные амортизаторы),
значительно расширенный обзор.
Три проекции самолета И-210 (ИХ)
Прототип №01 самолета И-230
С учетом существовавших в 1942
году затруднений с металлическими
материалами конструкция фюзеляжа,
за исключением рамы мотогондолы,
полностью выполнена из дерева.
С самого начала проектирования
этого самолета было предпринято все
возможное для изготовления И-230 на
том же заводе, где строился МИГ-3,
чтобы исключить переход на другую
Три проекции самолета И-230 (Д). Нижний профиль самолета И-231 (2Д)
Прототип (№ 2) истребителя И-230 (экспериментальный) с увеличенной площадью крыла
технологию и использовать ту же ос-
настку и сборочные линии.
И-230 отличается высоким каче-
ством обработки поверхности и аэро-
динамическим качеством фюзеляжа.
Этот самолет просто красив. Размеры
туннеля маслорадиатора под центро-
планом значительно уменьшены, и
туннель сдвинут вперед.
Экспериментальный И-230 № 2 был
оснащен немного увеличенным кры-
лом (площадь поверхности больше на
0,56 м2), что позволило увеличить по-
толок на 500 м. Однако это было при-
знано недостаточным для установки
нового крыла.
И на этот раз руководители про-
граммы столкнулись с проблемой дви-
гателя.
Пригодный для этой модели АМ-37
не был построен, а мотор АМ-38Ф за-
резервирован для Ил-2 и вообще не яв-
лялся идеальным для истребителя. По-
этому в ожидании другого двигателя
на самолете установили АМ-35А.
Учитывая рекомендации пилотов
МИГ-3, мощность огня была увеличе-
на путем установки над двигателем
двух синхронных 20-мм пушек ШВАК
(СП-20) (боезапас по 150 снарядов).
Таким образом, И-230 стал первым
истребителем МИГ с пушечным воо-
ружением.
После первого полета в августе
1942 года и проведения летных испы-
таний, показавших хорошие результа-
ты, руководство ОКБ в 1943 году
вновь подняло вопрос о серийной по-
стройке самолета.
На заводе ОКБ были построены
опытный и пять предсерийных самоле-
тов, которые затем передали 1-му
гвардейскому истребительному полку
на Калининском фронте для проверки
в бою, где были получены хорошие ре-
зультаты.
Обстоятельства удачно складыва-
лись для серийного выпуска самолета.
К сожалению, он появился в трудный
для авиационного двигателестроения
период (эвакуация серийных заводов,
организация производства на новых
местах, сложности с набором кадров).
В этих условиях выпуск моторов
АМ-35А не мог быть организован, и
И-230, несмотря на свои достоинства,
не заменил МИГ-3.
И-230 иногда называют МИГ-ЗД
или МИГ-ЗУ («улучшенный»).
И-231 (2Д)
ОКБ «МИГ» упорно стремилось со-
здать преемника МИГ-3. Этот момент,
похоже, наступил в 1943 году с появле-
нием нового двигателя АМ-39А Мику-
лина взлетной мощностью 1325 кВт
(1800 л. с.) и 1104 кВт (1500 л. с.) на
высоте 5850 м. ОКБ разместило его
практически в фюзеляже И-230.
Истребитель И-231 был также во-
оружен двумя 20-мм пушками ШВАК
над двигателем (по 160 снарядов каж-
дая).
Самолет был построен в 1943 году
и в том же году совершил первый по-
лет (точные даты неизвестны).
Первый полет и испытания прово-
дил Ю. А. Антипов, которого затем
заменил П. М. Стефановский, разбив-
ший при посадке единственный прото-
тип. Это была случайность, так как
самолет показал прекрасные скорост-
ные характеристики, которые оправ-
дывали его серийный выпуск.
Однако и на этот раз дальнейшему
существованию МИГ-3 помешало от-
сутствие двигателя, так как начатая се-
рийная постройка АМ-39 была пре-
кращена.
Ситуация ухудшилась из-за отсут-
ствия серийного завода для постройки
И-231, так как все они были заняты
выпуском истребителей Яковлева и
Лавочкина.
И-211 (Е)
Эта программа являлась, как отме-
чалось выше, прямым результатом ис-
пытаний И-210 в натурной аэродина-
мической трубе ЦАГИ. Она также от-
вечала насущной потребности про-
длить серийное производство МИГ-3,
не прекращая его совершенствования.
Однако для увеличения горизон-
тальной скорости полета и скорости
набора высоты были необходимы бо-
лее мощный двигатель, чем М-82А, и
И-231 по своим летным характеристикам был конкурентом истребителя Спитфайр (V=707 км/ч)
значительное уменьшение взлетной
массы. Был выбран М-82Ф мощнос-
тью 1362 кВт (1850 л. с.), номинальная
мощность на высоте 5400 м составляла
979 кВт (1330 л. с.).
С точки зрения конструкции И-211
отличался от И-210 расширенным впе-
реди фюзеляжем для большего соот-
ветствия капота двигателя фюзеляжу и
тем, что регулируемые створки капота
двигателя перенесены на кромки фюзе-
ляжа. Кроме того, кабина сдвинута
вперед, а носок киля удлинен, что уве-
личило его площадь.
Воздухозаборники маслорадиатора
установлены в передней кромке цент-
роплана у бортов фюзеляжа.
Особенно тщательно была отрабо-
тана конструкция капота двигателя
для лучшей внутренней герметизации
и соответствия фюзеляжу.
Все эти доработки позволили зна-
чительно увеличить скорость само-
лета.
Технические новинки, использован-
ные в конструкции и герметизации ка-
пота мотора, его компоновка, пред-
крылки И-210 были по приказу Нар-
комавиапрома переданы в 1942 году в
ОКБ С. А. Лавочкина, которое с успе-
хом применило их на истребителе
Ла-5, выпускавшемся в большом коли-
честве.
Вооружение самолета было полнос-
тью обновлено, пулеметы заменены
двумя 20-мм синхронными пушками
ШВАК, установленными в центро-
плане.
Самолет И-211 — вариант опытного самолета со звездообразным двигателем М-82Ф
Три проекции самолета И-211(Б)
Конструирование И-211 началось в
декабре 1942 года и закончилось в ав-
густе 1943 года. Его первым летчиком-
-испытателем был Голофастов. Сна-
чала были построены два прототипа,
затем еще восемь.
Летные испытания проходили ус-
пешно и закончились в августе 1943
года. Были устранены все недостатки
первого И-210 и его двигателя, и
И-211 продемонстрировал, что он зна-
чительно превосходит все современ-
ные советские истребители.
Его горизонтальная скорость пре-
вышала на 40—166 км/ч скорость Ла-5
варианта 1942 года и на 65—73 км/ч —
Як-9 варианта 1942 года.
Для набора высоты 5000 м ему тре-
бовалось 4 мин, что на 2,2 мин мень-
ше, чем Ла-5, и на 0,9—1,5 мин
меньше, чем Як-9.
В результате успешных заводских
испытаний десять предсерийных И-211
были переданы ВВС для испытаний в
бою.
Десять самолетов были успешно ис-
пользованы в воздушных боях на севе-
ро-западе, в районе Калинина.
Военные летчики и летчики-испы-
татели НИИ ВВС высказались в поль-
зу принятия на вооружение истребите-
ля И-211 и его вооружения. Несмотря
на положительные оценки летчиков и
прекрасные летные характеристики са-
молета, ГКО отказался от его серий-
ной постройки. В это время два завода
уже начали выпускать очень большой
серией Ла-5ФН (Ла-5 с двигателем
АИ1-82ФТ).
И-220 (А) МИГ-11
В 1942 году ОКБ приступило к со-
зданию серии опытных перехватчиков
(серия А), предназначенных для борь-
бы с фоторазведчиками Люфтваффе,
которые, обладая очень большим по-
толком, безнаказанно выполняли свои
задачи.
Дело шло фактически о возвраще-
нии к тактико-техническим требовани-
ям МИГ-3.
Первый проект получил условное
обозначение А, затем И-220. Он пред-
ставлял собой одноместный моноплан
с низкорасположенным крылом сме-
шанной конструкции. Впервые в своей
практике инженеры ОКБ отказались
от схемы МИГ-3.
Все описанные выше самолеты име-
ли крыло одинакового размаха и пло-
щади.
И-220А отличался от предыдущих
моделей туннельными водорадиатора-
ми в центральной части крыла (с вы-
ходом на верхнюю поверхность кры-
ла), рычажной подвеской колес, а так-
же огневой мощью вооружения.
Были построены два прототипа. На
И-220 № 01 был установлен мотор
ЛМ-38Ф, который позже заменили
АМ-39. АМ-38Ф имел взлетную мощ-
ность 1251 кВт (1700 л. с.) и 1104 кВт
(1500 л. с.) на высоте, АМ-39 — соот-
ветственно 1325 кВт (1800 л. с.) и
1104 кВт (1500 л. с.).
Экземпляр № 01 очень напоминал
первый МИГ, однако имел две син-
хронные 20-мм пушки ШВАК СП-20
над двигателем с боезапасом по 150
снарядов.
Поскольку летные испытания и до-
водка АМ-39 затягивались, на И-220
№ 02 был установлен несертифициро-
ванный двигатель, который серийно
не выпускался.
Самолет № 02, кроме двигателя, от-
личался от № 01 также вооружением.
Это был первый советский истреби-
тель с четырьмя 20-мм синхронными
пушками ШВАК СП-20 с боезапасом
по 100 снарядов.
И-220 № 01 с двигателем АМ-38Ф
был построен в июне 1943 года. Пер-
вый полет с летчиком А. П. Якимовым
выполнен в июле, и летные испытания
проводились с июля до конца августа
1943 года. В полетах участвовал лет-
чик-испытатель П. А. Журавлев.
И-220 № 01 был оборудован новым
двигателем АМ-39 и в январе 1944 го-
да выполнил первый полет. Летные ис-
пытания проходили в январе — ав-
густе 1944 года.
И-220 № 02 с двигателем АМ-39 по-
строен в августе 1944 года и совершил
первый полет в сентябре. Самолет пи-
лотировал И. И. Шелест.
Одновременно с проектированием
И-220 началось изучение двигателя,
специально приспособленного для вы-
сотного перехватчика ПВО, которое
продолжалось до конца летных испы-
таний в 1944 году.
До появления АМ-39 недостатки
существующих двигателей, не обеспе-
чивавших необходимой мощности на
большой высоте, значительно ослож-
няли доводку И-220. Удельная нагруз-
ка на крыло самолета была относи-
тельно небольшой, что по сравнению с
МИГ-3 существенно улучшало управ-
ляемость и скороподъемность.
Самолет И-220 № I проходил испытания с мотором АМ-38Ф и позже был установлен мотор АМ-39
Самолет И-220 № 1 с мотором АМ-38Ф. Охлаждение маслосистемы через воздухозаборники
в передней кромке крыла
Самолет И-220 № 1 с мотором АМ-39
Самолет И-220 № 2 с мотором АМ-39 вышел для летных испытаний в 1944 году
Три проекции самолета И-220. Второй профиль самолета И-225 (5А)
Однако из-за отсутствия высотного
двигателя ожидаемый потолок — ос-
новная задача этой программы — не
был получен. Наоборот, на низких и
средних высотах И-220 превосходил
фронтовые истребители Як и Ла, вы-
пускавшиеся в 1942—1943 годах. В ис-
пытаниях И-220 № 01 и № 02 показали
скорость у земли выше, чем Як-9 (на
30—70 км/ч в зависимости от вариан-
та).
На высоте 7000 м самолет № 02 раз-
вивал максимальную скорость на
50—95 км/ч больше, чем Ла-5 (в зави-
симости от варианта).
В случае серийной постройки И-220
получил бы обозначение МИГ-11.
И-221 (2А)
Проект второго высотного пере-
хватчика серии А получил условное
наименование 2А и заводское И-221.
Его конструкция практически не отли-
чалась от И-220 за исключением уве-
личения размаха крыла с 11 до 13 м и
дюралюминиевой хвостовой части.
Герметизированная кабина имела
систему кондиционирования (впервые
на советском истребителе).
Теплообменник был установлен
под кабиной и связан с системой кон-
диционирования.
Двигатель АМ-39 взлетной мощно-
стью 1141 кВт (1550 л. с.) имел два тур-
бокомпрессора ТК-2Б, обеспечивав-
ших наддув до высоты 13 000 м. На
высоте 5200 м развиваемая мощность
равнялась 1251 кВт (1700 л.с.).Воору-
жение состояло из двух 2р-мм синх-
ронных пушек ШВАК по сторонам
капота мотора.
Первый полет И-221 состоялся 2 де-
кабря 1943 года. Самолет пилотировал
П. А. Журавлев, затем испытания про-
должил летчик ЛИИ А. П. Якимов.
К сожалению, заводские испытания
не были завершены. Во время одного
Три проекции самолета И-221 (2А). Второй профиль — 222 (ЗА) и третий профиль — 224 (4А)
из первых полетов разрушился шатун
двигателя, что заставило летчика по-
кинуть самолет.
И-222 (ЗА)
Третий перехватчик серии А с ус-
ловным обозначением ЗА и заводским
И-222 мало отличался от И-221.
Кабина герметизированная с систе-
мой кондиционирования. Разъем по
подвижной части фонаря герметизиро-
ван надувным шлангом из каучука.
Значительно улучшен задний обзор.
Конструкция смешанная по типу
МИГ-3, консоли крыла и хвостовая
часть фюзеляжа (полумонокок) дере-
вянные, носовая часть фюзеляжа, цент-
ральная часть крыла, рули направ-
ления и щитки — металлические. Ра-
диаторы — водяной и масляный — ус-
тановлены в центральной части кры-
ла, воздухо-воздушный радиатор — в
туннеле в фюзеляже под задней частью
мотора.
Мягкие топливные баки располо-
жены в центроплане, масляный бак —
в носке крыла. Площадь горизонталь-
ного хвостового оперения (3,34 м2) и
киля (2,01 м2) значительно больше, чем
у И-221. Колеса основного шасси
650x200 мм, хвостового — 350x125 мм.
Двигатель АМ-39И-1 (установлен
при доводке) с одним эксперименталь-
ным турбокомпрессором ТК-ЗООБ, ра-
ботающим от левого выхлопного
коллектора двигателя.
Этот двигатель взлетной мощнос-
тью 1288 кВт (1750 л.с.) обеспечивал
1104 кВт (1500 л.с.) на высоте 5850 м и
1052 кВт (1430 л.с.) на высоте 13 200 м.
Регулируемый четырехлопастный
(вначале трехлопастный) винт типа
АВ-9Л-26 специально разработан для
полетов на большой высоте.
На двигателе установлен привод-
ной центробежный нагнетатель
(ПЦН), что обеспечивало сохранение
Самолет И-222 впоследствии был оборудован четрехлоластным винтом АВ-9Л-26
(сконструированным для полетов на больших высотах)
И-222 (ЗА) и И-224 (4А)
Вначале на двигателе АМ-39Б-1 самолета И-222 был установлен трехлопастный винт
мощности поршневого мотора на вы-
соте. Масса ВМГ (винтомоторной
группы) 1845 кг. Основными элемента-
ми были собственно двигатель (1043
кг), турбокомпрессор (85 кг), винт (190
кг), радиатор с гликолем (128 кг), воз-
духо-воздушный радиатор (80 кг), мас-
лорадиатор с маслом (65 кг), маслобак
(10,5 кг), водопровод (12 кг), коллек-
тор (23 кг), моторама (30 кг).
В кабине летчик защищен бронес-
пинкой сиденья и передними и задни-
ми бронестеклами.
Вооружение состояло из двух синх-
ронных 20-мм пушек ШВАК (боезапас
по 80 снарядов), расположенных по
сторонам капота.
Самолет был выпущен 23 апреля
1944 года, первый полет 7 мая .1944 го-
да выполнил А. И. Жуков.
И с первых полетов И-222 демонст-
рировал выдающиеся скоростные (691
км/ч) и высотные (14 500 м) характери-
стики, рекордные для самолетов этого
класса.
Однако И-222 не имел никакого бу-
дущего, так как в это время немецкие
разведчики прекратили полеты на
очень большой высоте над Москвой и
необходимость в таком перехватчике
для ПВО отпала.
И-224 (4А)
По внешней форме и конструкции
четвертый самолет семейства А прак-
тически не отличался от базового са-
Самолет И-224 с двигателем АМ-39Б (разные ракурсы)
монета И-220, однако объем теп-
лообменника был значительно увели-
чен.
Мотор АМ-39Б с взлетной тягой
1288 кВт (1750 л.с.) и 1050 кВт
(1430 л. с.) на высоте 13 100 м. Он имел
один турбокомпрессор ТК-300Б на
правом выхлопном коллекторе и
приводил четырехлопастный винт
АВ-9Л-22Б диаметром 3,5 м. Этот спе-
циальный высотный винт имел лопас-
ти шириной 400 мм.
На самолете была впервые исполь-
зована кабина с наддувом из сварного
алюминия. Кабина имела систему кон-
диционирования и была герметизиро-
вана по разъему подвижной части
фонаря при помощи надувного шлан-
га из каучука.
Воздух в кабину отбирался от ком-
прессора наддува мотора, избыточное
давление равнялось 0,3 кг/см2. Эта сис-
тема наддува заменила все другие.
На самолете И-224 отвод воздуха
от гликолевого радиатора осуществ-
лялся через четыре щели на верхней
поверхности крыла.
Вооружение состояло из четырех
синхронных 20-мм пушек ШВАК, ус-
тановленных около капота (боезапас
по 100 снарядов).
И-224 выпущен с завода в сентябре
1944 года и выполнил первый полет 20
октября. Самолет пилотировал А. П.
Якимов. Если его скорость на высоте
была хорошей, то расчетной дально-
сти не получили (на 400 км меньше), а
потолок был на 40 м меньше, чем у
И-222.
И-225 (5А)
Последний представитель серии А
И-225 (условное обозначение 5А) был
самым тяжелым и мощным экспе-
риментальным истребителем этого
класса.
Проектирование выполнялось
группой под руководством ведущего
инженера А. Г. Брунова.
И-225 был построен в двух экземп-
лярах, которые по данным источников
имели такие же геометрические разме-
ры и площадь крыла, как у первого са-
молета семейства И-220.
На нем был установлен самый мощ-
ный советский двигатель АМ-42Б
(АМ-42ФБ на И-225 № 02) с взлетной
мощностью 1472 кВт (2000 л. с.), номи-
нальной мощностью 1288 кВт
(1750 л. с.) и мощностью 1288 кВт
(1750 л.с.) на высоте 7500 м. На двига-
теле справа установлен турбокомпрес-
сор ТК-300Б и трехлопастный регу-
лируемый винт АВ-5Ф-22И диаметром
3,60 м.
На самолете устранены недостатки
герметичной кабины самолетов И-222
и И-224, и за двигателем был установ-
лен воздухо-воздушный радиатор.
Летчик был лучше защищен бро-
неспинкой сиденья толщиной 8 мм и
передним и задним бронестеклами
толщиной 64 мм. Кабина имела нави-
гационное оборудование и коротко-
волновый приемопередатчик.
Оба прототипа были вооружены
четырьмя автоматическими синхрон-
ными 20-мм пушками ШВАК СП-20
(боезапас по 100 снарядов), по две
справа и слева от капота. И-225 № 01
был непосредственной модификацией
И-220 и построен в июне 1944 года.
Первый полет А. П. Якимов выпол-
нил 21 июля 1944 года. По расчетным
данным самолет должен был развить
на высоте 8520 м на боевом режиме
двигателя скорость 729 км/ч и 721 км/ч
на номинальном режиме на высоте
8850 м.
7 августа 1944 года Якимов достиг
на номинальном режиме скорости
707 км/ч на высоте 8500 м. Через два
дня во время 15-го полета самолет из-
за отказа двигателя на высоте 15 м
ударился о землю и не был восстанов-
лен.Было принято решение о построй-
ке И-225 № 02, однако его летные
испытания смогли начаться только 14
марта 1945 года, когда весь состав
ОКБ начал срочную проработку И-250
(Н) и его «мотокомпрессора».
В ходе заводских испытаний И-225
№ 02 показал себя вторым по скорости
советским истребителем, достигнув
скорости 720 км/ч, но не сумев побить
рекорд 19 декабря 1944 года значи-
тельно более легкого (2830 кг) Як-3 с
двигателем ВК-108 Климова взлетной
мощностью 1325 кВт (1800 л. с.).
И-225 был последним самолетом се-
мейства МИГ-3, которые в большей
Самолет И-225 № I. Установлен мотор АМ-42Б (с ТК)
или меньшей степени базировались на
общей схеме и конструкции. Все семей-
ство МИГ от И-200 до И-225 стало
жертвой постоянного отсутствия дви-
гателя.
Однако интересно отметить, что за
пять лет, отделяющих эти самолеты
друг от друга, скорость возросла на
80 км/ч.
И-250Н
Самолет был спроектирован и по-
строен на основании Постановления
Государственного Комитета Обороны
(ГКО), который в начале 1944 года
«поручил постройку реактивных само-
летов тт. Яковлеву, Лавочкину, Мико-
яну и Сухому».
На совещании в ОКБ А. И. Микоя-
на по проекту ведущие конструкторы,
учитывая, что в то время еще не было
отечественного реактивного двигате-
ля, решили использовать на новом са-
молете комбинированную мото-
компрессорную силовую установку,
состоящую из двигателя ВК-107А в
1650 л. с. (1214 кВт) и компрессора, со-
зданного в ЦИАМ К. В. Холщевнико-
вым.
Осевой одноступенчатый компрес-
сор приводился от мотора через зубча-
тую двухскоростную специальную
коробку приводов.
Компрессор размещался в тоннеле,
входная часть которого выведена в но-
совую часть самолета. За осевым ком-
Первый экземпляр самолета И-250. Поступил на летные испытания в феврале 1945 г., через
одиннадцать месяцев с начала проектирования. Достиг скорости V=825 км/ч
прессором находилась камера сгора-
ния с фронтовым устройством. Газо-
вый канал замыкался реактивным, ре-
гулируемым на два положения соплом.
Сопло было оборудовано двумя
створками, управляемыми гидроци-
линдрами.
Компрессор ВРДК, кроме того, ис-
пользовался как первая ступень надду-
ва поршневого мотора, что увели-
чивало его высотность.
В описываемой силовой установке
мощность, развиваемая поршневым
двигателем, передавалась сразу двум
потребителям: воздушному винту и
компрессору ВРДК. При взлете и во
время полета без применения ВРДК
основным потребителем мощности яв-
ляется воздушный винт, а компрессор
ВРДК вращается на низшей передаче.
Для сокращения разбега при взлете
и увеличения скорости полета до мак-
симальной включается вторая, выс-
шая, передача привода компрессора, и
в камеру сгорания попадает топливо.
Под эту силовую установку в необыно
короткие сроки был спроектирован и
построен опытный самолет, который
цолучил обозначение И-250Н.
Руководителями работ при созда-
нии самолета были М. И. Гуревич и
ведущий инженер В. Н. Сорокин.
Самолет И-250 № 1 с увеличенной площадью киля
Самолет И-250 № 2. Киль еще несколько изменен, а хвостовое колесо неубирающееся
Заместитель Главного конструкто-
ра М. И. Гуревич писал в газете ОКБ:
«Сейчас мы приступаем к разработке
самолета «Н» — объекта нового типа,
отличающегося от прежних привыч-
ных образцов.
Мы переходим к новым скоростям,
применяем новые материалы и схемы,
должны разработать новые установки,
которые не делали до сих пор.
Нет ни одного сектора и бригады,
которые в этом проекте не встретились
бы с новыми трудностями.
От привычных форм и установок
мы переходим к новым, вступаем на
новый путь, который единственно по-
может нам перейти к цифрам нового
порядка, о достижении которых мы
раньше не могли и мечтать».
Вооружение самолета состояло из
трех пушек Б-20 калибра 20 мм. Одна
из них размещалась в развале двигате-
ля с обеспечением стрельбы через вал
редуктора и две располагались сим-
метрично по бокам двигателя.
Они крепились к передней ферме
фюзеляжа и синхронно стреляли через
плоскость вращения винта.
Патронные ящики (три штуки), по
160 патронов для каждой пушки, уста-
навливались сверху, у задней части
двигателя.
В марте 1945 года начались летные
испытания самолета. Их проводил лет-
Самолет И-250 № 2. Регулируемые створки сопла с гидравлическим управлением
Три проекции самолета И-250 № 1. Нижние профили самолетов И-250 № 2 и МИГ-13
чик-испытатель А. П. Деев. Самолет
И-250Н можно считать прообразом
реактивных самолетов, его скорость в
горизонтальном полете равнялась
825—830 км/ч, превышая на 100—150
км/ч скорости истребителей того вре-
мени. Включение ВРДК на взлете
сокращало дистанцию разбега до
400 м.
И-250Н имел трапециевидное в пла-
не крыло тонкого профиля. Основное
шасси было с рычажной подвеской.
Новинкой (в то время) этого шасси
были щитки, плотно закрывавшие ни-
ши как при убранном, так и при выпу-
щенном положении опор.
Топливная система состояла из трех
мягких протектированных баков об-
щей емкостью 620 л: один бак на 420 л
в фюзеляже перед кабиной и два по
100 л в центроплане.
Одновременно с летными испыта-
ниями опытных самолетов по реше-
нию правительства был начат выпуск
партии самолетов И-250Н на заводе
№381 МАП.
В середине мая 1945 года при вы-
полнении очередного испытательного
полета погиб летчик-испытатель А. П.
Деев.
При возникновении на большой
скорости и малой высоте перегрузки
разрушился стабилизатор. Летчик по-
кинул самолет, но из-за малой высоты
купол парашюта наполнился слишком
поздно, не успев погасить скорость па-
дения пилота.
По результатам испытаний была
увеличена прочность стабилизатора, а
также для повышения путевой устой-
чивости на больших скоростях полета
была значительно увеличена площадь
киля.
В дальнейшем к летным испытани-
ям подключились летчик-испытатель
ЛИИ А. П. Якимов и летчики-испыта-
тели ОКБ А. Н. Чернобуров и И. Т.
Иващенко.
Один из опытных самолетов был
передан в ЦИАМ, где на нем произво-
дились незначительные доработки по
замечаниям, выявленным при летных
52
В нижней части моторной рамы самолета МИГ-13 виден канал воздухозаборника, подающий
воздух в ВРДК
испытаниях, и, кроме того, на этом же
самолете проводились обучение и ин-
структаж летного и технического со-
става, включая гонку двигателя с
включением воздушно-реактивного
контура.
На этом варианте прошли инструк-
таж и летчики истребительного полка
Серийная модификация самолета — И-250Н (называлась МИ Г-13). Изготовлялся малой серией
под командованием гвардии полков-
ника П. Ф. Чупикова.
Перед выпуском летчиков полка в
полеты необходимый инструктаж про-
водили летчики ОКБ И. Т. Иващенко
и А. Н. Чернобуров. Группа этого
полка была подготовлена для участия
в воздушном параде над Красной пло-
щадью 7 ноября 1946 года. Воздушный
парад не состоялся из-за низкой облач-
ности.
Самолеты И-250Н проходили госу-
дарственные испытания в НИИ ВВС, а
также контрольные и тренировочные
испытания в НИИ авиации ВМФ под
г. Ригой. Перегон самолетов в Ригу и
испытательные полеты там произво-
дил летчик института морской авиа-
ции И. Н. Сухомлин.
За время летных испытаний самоле-
тов И-250Н не имевшая аналогов си-
ловая установка в ВРДК работала
безотказно.
Ее доводка и летная эксплуатация
позволили накопить опыт, оказавший-
ся весьма полезным при последующем
освоении турбореактивных двига-
телей.
Летными испытаниями и доводкой
силовой установки самолета И-250Н
руководил ведущий инженер ЦИАМ
А. И. Комиссаров, в будущем ставший
сотрудником ОКБ А. И. Микояна.
Все самолеты, выпущенные заво-
дом № 381, были вскоре направлены в
строевые части для войсковых испыта-
ний. В это время самолет получил обо-
значение МИГ-13. Но учитывая, что к
этому времени появились реактивные
самолеты с турбореактивными двига-
телями (МИГ-9, Як-15), в начале 1948
года все самолеты И-250Н с эксплуата-
ции были сняты.
МИГ-8 «Утка»
Незадолго до окончания второй
мировой войны руководители ОКБ в
преддверии эры реактивной авиации
начали проверять некоторые конст-
руктивные решения будущих самоле-
тов. Для этого было решено построить
экспериментальный самолет необыч-
ной схемы («утка»), у которого гори-
зонтальное оперение располагалось
впереди, а крыло — сзади.
В пояснительной записке (к аванп-
роекту) Микоян и Гуревич следующим
образом обосновали постройку этого
самолета: «Самолет типа «Утка» спро-
ектирован и построен нами как экспе-
риментальный с целью проверки
устойчивости и управляемости машин
данной схемы в воздухе и проверки ра-
боты крыла с большой стреловид-
ностью.
На самолете установлен толкаю-
щий винт, что дает возможность про-
верить управляемость на малых
скоростях, при отсутствии обдува вин-
том. Это представляет особый интерес
Первый вариант самолета МИГ-8 «Утка» был оборудован килями, расположенными на концах
крыла, и предкрылками на передней кромке крыла
Три проекции самолета МИГ-8 «Утка». На двух видах сбоку показано различное расположение
килей
для самолетов с чисто реактивными
двигателями.
Этот самолет позволит изучить
вопросы, связанные с управляемостью,
рулением на земле, и вопросы взлета и
посадки (уход на второй круг) в усло-
виях отсутствия обдува винтом орга-
нов управления».
Проектируя «Утку», конструкторы
ОКБ подразумевали применение на
подобной схеме реактивного двигате-
ля таким образом, чтобы горячие га-
зы, истекающие из сопла, не касались
элементов конструкции. Проектирова-
ние велось совместно с группой уче-
ных ЦАГИ.
Самолет МИГ-8 представлял собой
подкосный высокоплан с неубираю-
щимися основными и носовыми стой-
ками шасси (первая носовая стойка на
самолете ОКБ «МИГ»).
Крыло двухлонжеронной конструк-
ции с полностью деревянным набором
и полотняной обшивкой постоянной
относительной толщины по размаху
(12%). Стреловидность в плане — 20°,
поперечное V крыла —2°. Фюзеляж,
два киля и стабилизатор — деревян-
ные.
В кабине размещались пилот и два
пассажира. Высокое расположение
крыла и отсутствие мотора впереди
обеспечивало из кабины отличный об-
зор вперед и в стороны. Хвостовая
часть фюзеляжа плавно переходила в
мотоотсек.
Управление рулем высоты — жест-
кое (тяги и качалки), рулями поворота
и элеронами — тросовое. Два дюрале-
вых бензобака (общая емкость 195 л)
размещались в центроплане крыла.
Маслобак (18 л) располагался за каби-
ной.
Мотор воздушного охлаждения
М-ПФМ конструкции Швецова мощ-
ностью 81 кВт (110 л. с.) полностью за-
капотирован, за исключением пяти
головок цилиндров. Винт двухлопаст-
ный, деревянный, постоянного шага,
диаметром 2,36 м.
Самолет МИГ-8. Кили перенесены на середину крыла, и предкрылки сняты. Законцовки крыла
выполнены с отрицательным углом поперечного V
Стойки шасси металлические, свар-
ные, с воздушными амортизаторами.
Носовое колесо (первоначально диа-
метром 300x150 мм) имело масляный
демпфер.
Колеса основных стоек (500x150
мм) имели воздушные тормоза. Впос-
ледствии диаметр колес был унифици-
рован (500x150 мм).
Первые полеты в 1945 году выпол-
нил летчик-испытатель А. И. Гринчик,
ведущим инженером по летным испы-
таниям был Е. Ф. Нащекин. Первые
испытательные полеты выполнялись с
двумя вертикальными килями, распо-
ложенными на концах крыла, и с фик-
сированными предкрылками.
Затем кили переставили на середи-
ну консолей, сняли фиксированные
предкрылки, а руль направления обо-
рудовали компенсаторами. Испытыва-
лись также законцовки крыла с
большим отрицательным углом попе-
речного V.
МИГ-8 отличался прекрасной ус-
тойчивостью и нежеланием входить в
штопор даже при полетах с большими
углами атаки. На «Утке» много летали
А. II. Гринчик, А. Н. Чернобуров и ве-
дущий инженер (с летным дипломом)
Е. Ф. Нащекин.
Учитывая хорошие ЛТХ, высокую
надежность и простоту управления, а
также дешевизну изготовления, ОКБ
предприняло попытку предложить
этот самолет Аэрофлоту, однако ниче-
го не получилось. Простоту и высокую
надежность «Утки» продемонст-
рировала многолетняя эксплуатация ее
как ... связного самолета ОКБ.
И-300 «Ф»
В конце второй мировой войны
многие конструкторские бюро, вклю-
чая ОКБ «МИГ», получили правитель-
ственное задание — создать ско-
ростной истребитель с реактивным
двигателем.
В ОКБ «МИГ» уже имелся опыт со-
здания самолета с мотокомпрессорной
установкой И-250.
Однако для скоростей, превышаю-
щих ... 900 км/ч, подобная установка
уже не подходила, а Советский Союз в
это время не имел отечественного ре-
активного двигателя, так как война
прервала все исследовательские рабо-
ты по двигателям этого типа.
Приходилось рассчитывать только
на трофейные немецкие реактивные
двигатели, захваченные в Восточной
Пруссии или в самой Германии. В кон-
це войны был захвачен и один из заво-
дов, где выпускались реактивные
двигатели БМВ-003 и Юнкере
ЮМО-004.
Было решено выпускать их у нас.
Конструкторы ОКБ «МИГ», ознако-
мившись с этими двигателями, выбра-
ли БМВ-003 тягой 784 даН (800 кге) и
решили сделать самолет двухмотор-
Самолет И-300. Прототип самолета МИГ-9. Первый реактивный советский самолет,
поднявшийся в воздух
ним, чтобы получить тягу 1568 даН
(1600 кгс). Ведущим инженером по
проекту нового самолета был назна-
чен А. Г. Брунов.
Схема самолета уже в предвари-
тельной проработке представляла со-
бой моноплан с двумя двигателями,
которые, однако, располагались под
крылом, как у самолетов Мессерш-
митт Ме-262 и Глостер «Метеор». (Та-
кую же схему имел самолет Су-9
Сухого, который также участвовал в
конкурсе. Первый полет Су-9 состоял-
ся в августе 1946 года.)
Один из учеников Микояна, впос-
ледствии крупный авиационный спе-
циалист А. В. Минаев, писал в своей
книге «Самолеты СССР»: «К тому вре-
мени, когда Микоян начал работать
над своим проектом реактивного са-
молета, уже был порядочный задел и
по скоростной аэродинамике, и по
аэродинамической компоновке само-
лета, и по аэроупругости. Чем больше
я изучал этот проект, тем больше
удивлялся, как много удалось сделать
в период войны. Никаких советских
реактивных самолетов в 1946 году не
появилось бы, если бы не эти работы,
которые для нас тем более ценны, что
они были оригинальными и отече-
ственными».
Предварительные проработки за-
кончились новаторским решением
Главного конструктора разместить
оба двигателя рядом друг с другом в
центре фюзеляжа. В такой компоновке
крыло оставалось аэродинамически
«чистым», уменьшалось лобовое со-
противление и улучшалась управляе-
мость, в особенности в случае отказа
одного из двигателей.
В конце осени 1945 года был утвер-
жден рабочий проект и началась пост-
ройка макета и изготовление
агрегатов и узлов.
После утверждения макета Нарко-
мат авиапромышленности (Нарком-
авиапром) издает в январе 1946 года
Приказ № 157, по которому ОКБ
«МИГ» предписывается построить и
испытать самолет.
И-300 (наименование проекта «Ф»)
представлял собой цельнометалличес-
кий одноместный среднеплан с пря-
мым крылом и лобовым возду-
хозаборником на два двигателя. Кры-
ло двухлонжеронное с профилем
ЦАГИ-1 с относительной толщиной
по всему размаху 9 %.
Крыло было снабжено щелевыми
закрылками и элеронами типа
«Фрайз». Внутренняя часть хвоста за-
щищена от горячих газов, вытекаю-
щих из сопла, жаропрочным экраном
(сотовый набор между стальными
листами).
Хвостовое оперение — свободноне-
сущее с высокорасположенным стаби-
лизатором, удаленным от воздействия
горячих газов. Управление традицион-
ное (ручное — жесткое, ножное — тро-
совое). Кабина летчика негер-
метичная.
Топливная система состояла из че-
тырех фюзеляжных и шести крылье-
вых баков. Емкость всех баков 1625 л.
Топливом служил керосин Т-2, приме-
нявшийся для тракторов. Авиацион-
ный керосин тогда еще не выпускался.
На каждом двигателе БМВ-003 имелся
пусковой поршневой стартер «Ри-
дель», который работал на авиабен-
зине.
На опытном экземпляре установи-
ли одну пушку Н-57 калибром 57 мм
(100П) в носовой части фюзеляжа, в
центральной перегородке воздухоза-
борника на входе, и две пушки НС-23
(115П) калибром 23 мм (боезапас по 80
снарядов), размещавшиеся в носовой
части у воздухозаборника.Такая ком-
поновка вооружения, как выяснилось
впоследствии, создавала ряд трудно-
стей, и от пушки Н-57 пришлось отка-
заться, заменив ее на пушку Н-37
калибра 37 мм (боезапас 40 снарядов).
Впервые на советском истребителе
было применено трехколесное шасси,
которое опробовали на «Утке». Ос-
новные стойки убирались в крыло. Пе-
редняя стойка убиралась назад в
фюзеляж и имела гидравлический дем-
пфер, предотвращающий «шимми».
Все стойки имели рычажную подвеску.
6 марта 1946 года опытный самолет
вышел с завода и был предъявлен на
заводские летные испытания. Затем
началась проверка систем, взвешива-
ние пустого и полностью заправленно-
го самолета, гонки двигателей на
земле. Практически реальные возмож-
ности двигателей БМВ-003 были неиз-
вестны, и ему был назначен ори-
ентировочный ресурс 10 часов.
23 марта самолет перевезли на
аэродром Раменское. В это же время
начались статические испытания. Для
определения фактической прочности
нагружение проводилось до разруше-
ния конструкции.
Проведение летных испытаний
И-300 «Ф» было поручено очень опыт-
ному летчику, имевшему также боевой
опыт, — Алексею Николаевичу Грин-
чику, Лехе, как его звали друзья, рабо-
тавшему в ЛИИ. В 1942 году он
выполнил на МИГ-3 62 боевых вылета
(затем летал на ЛАГГ-3), воевал на
Калининском фронте.
В одном из воздушных боев он был
ранен в ногу и посадил самолет без
выпуска шасси. После госпиталя рабо-
тал заместителем начальника летной
части ЛИИ.
Весной 1946 года в СССР имелось
всего 11 летчиков-испытателей перво-
го класса. Из них Гринчик был самым
молодым, но в то же время, безуслов-
но, самым знающим. Перед войной он
закончил МАИ (Московский авиаци-
онный институт), по окончании его
поступил в ЦАГИ для дальнейшего со-
вершенствования своих знаний.
В состав испытательной бригады
входили также ведущий инженер
А. Карев и механики В. В. Пименов и
Г. Бучтинов.
Самолет И-ЗООФ. Бригада испытателей, второй справа — летчик-испытатель А. Гринчик
Три проекции самолета И-ЗООФ (прототип МИГ-9). При виде сбоку справа показаны
И-301 (ФС), И-301Т(ФТ), МИГ-9М (ФР), И-302 (ФЛ)
12 апреля 1946 года Гринчик вы-
полнил первую рулежку, а 15 апреля
— первый подскок (выяснилось, что у
«Ф» очень длинный разбег — больше
900 м).
19 апреля он поднялся на высоту
4 м и 24 апреля наконец выполнил пер-
вый полет продолжительностью 20 ми-
нут. Первый советский реактивный
самолет выполнил свой первый полет.
В этот же день взлетел на том же аэро-
дроме Як-15, однако на три часа по-
зднее.
Это было началом реактивной эры
в СССР.
Параллельно с программой реак-
тивных самолетов с двумя реактивны-
ми двигателями (МИГ-9 и Му-9)
проводилась программа самолетов с
одним двигателем (Як-15 и Ла-150).
7 мая 1946 года — второй полет, 11
мая — третий. На восьмом полете по-
явилась сильная тряска в области дви-
гателей, которую не удалось устранить
и в трех последующих полетах.
5 июня 1946 года. Совещание у Ге-
нерального конструктора с целью ана-
лиза проблемы и способа ее возмож-
ного решения.
Известный ученый М. В. Келдыш,
выслушав летчика и просмотрев мате-
риалы летных испытаний, предложил
отказаться от существующей схемы са-
молета и установить двигатели в кры-
ле или на нем.
Он считал, что тряска является ре-
зультатом реданной схемы, при кото-
рой двигатели расположены в фю-
зеляже.
Однако 7 июля в 12-м полете с уси-
ленным тепловым экраном тряска нео-
жиданно исчезла. Испытания продол-
жались, но 11 июля 1946 года на 19-м
полете при показе руководителям ВВС
произошла катастрофа и Гринчик по-
гиб. Причина — оторвался обтекатель
зализа крыла, который разрушил ста-
билизатор. Этот первый экземпляр
И-300 «Ф-1» налетал всего 6 часов 23
минуты.
На опытном заводе срочно закон-
чили постройку двух других летных
машин (Ф-2 и Ф-3). Два других летчи-
ка-испытателя ЛИИ могли начать на
них испытания.
И вот 9 августа 1946 года М. Л.
Галлай поднял в воздух «Ф-3» и 11 ав-
густа Т. М. Шиянов — «Ф-2». 18 авгу-
ста 1946 года, через неделю после
первого полета,
Шиянов провел И-300 «Ф-2» в па-
радном строю в день Воздушного
Флота над Тушино.
28 октября 1946 года на И-300 по-
очередно вылетали испытатели ГК
НИИ ВВС А. Г. Прошаков, А. М.
Хрипков, А. Г. Кубышкин, Ю. А. Ан-
типов и Г. А. Седов (в настоящее вре-
мя - Главный конструктор ОКБ
«МИГ»).
28 октября 1946 года начались со-
вместные испытания. При проведении
государственных испытаний было вы-
полнено больше 200 фигур высшего
пилотажа.
Двигатель ни разу не заглох. Имен-
но на И-300 впервые был выполнен
штопор на реактивных самолетах.
Выписка из Акта государственных
испытаний:«Пилотажные свойства са-
молета в целом делают его простым,
приятным, неутомительным в пилоти-
ровании и доступным для освоения». В
результате самолет был рекомендован
для серийного производства и затем
запущен. Он был принят на вооруже-
ние ВВС под названием МИГ-9.
И-301 (МИГ-9) ФС
Летом 1945 года было принято ре-
шение показать в воздухе на воздуш-
ном параде 7 ноября 1946 года над
Красной площадью первые десять са-
молетов МИГ-9. Поэтому на их произ-
водство нельзя было терять ни
минуты!
Приказ НКАП от 28 августа 1946
года предписывал: «В целях быстрей-
шего выпуска реактивных самолетов
МИГ-9 и освоения их пилотами Гене-
ральному конструктору А. И. Микоя-
ну и директору серийного завода В. Я.
Литвинову организовать производ-
ство самолетов малой серии (10
штук)».
К 22 октября, через 55 дней после
приказа, все десять самолетов были
построены. Фактически они были по-
строены вручную, без использования
серийной оснастки.
Однако воздушный парад 7 ноября
не состоялся из-за плохой погоды. Эти
первые десять самолетов можно
считать уже предсерийными, по внеш-
нему виду они не отличались от опыт-
ного самолета.
Первые десять заказанных самолетов МИГ-9 должны были быть изготовлены в течение 70 дней.
Из фотографии видно стремление рабочих выдержать установленный срок
Первый серийный МИГ-9 выкатывается на аэродром
Серийный самолет И-301. Видно тормозное устройство в выпущенном положении
Серийный самолет МИГ-9. Оборудован для проведения испытаний с подвесными топливными
баками емкостью 235 л
61
Серийный самолет И-301 имел за-
водское обозначение ФС и военное
МИГ-9. Его основной особенностью
стали реактивные двигатели РД-20, ус-
тановленные вместо БМВ-003.
Фактически РД-20 был стопроцент-
но советским аналогом БМВ-003. Он
также развивал тягу 784 даН (800 кгс),
его выпуск был организован на двига-
телестроительном заводе в Казани под
руководством Д. В. Колосова.
Особенностью МИГ-9 было также
применение колес шасси с высокоэф-
фективным торможением.
В топливной системе применили
мягкие баки, для которых специалис-
ты ВИАМ создали специальную про-
резиненную баковую ткань. При
испытательных полетах первой десят-
ки МИГ-9 ни один из баков не имел
течи.
Мягкие баки позволили существен-
но улучшить использование объемов
самолета под топливо, что было осо-
бенно важно при «прожорливых» ре-
активных двигателях.
Вооружение было аналогично воо-
ружению опытного самолета и состоя-
ло из одной пушки Н-37 калибра 37
мм с боезапасом 40 снарядов и двух
пушек НС-23 калибра 23 мм с боезапа-
сом по 80 снарядов.
Первый серийный самолет построй;-
ли на серийном заводе 13 октября 1946
года, и он выполнил свой первый по-
лет 26 октября того же года. Пилоти-
ровал самолет М. Л. Галлай.
Первые МИГ-9 собирались на се-
рийном заводе и отправлялись по же-
лезной дороге на аэродром ЛИИ, где
их облетывали летчики М. Л. Галлай и
Г. М. Шиянов и испытатели ГК НИИ
ВВС Л. М. Кувшинов, Ю. А. Антипов,
А. В. Прошаков, А. Г. Кочетков и
Д. Г. Пикуленко.
Эти летчики вместе с молодыми во-
енными пилотами готовились проле-
теть в строю над Красной площадью
во время Октябрьского праздника.
Первые полеты на МИГ-9, как и
следовало ожидать, выявили ряд де-
фектов как конструктивных, так и
производственных. Устранение неко-
торых из них не вызвало особых зат-
руднений.
Однако другие вызвали значитель-
ные проблемы, например, при стрель-
бе из пушек одновременно на высоте
более 7500 м оба двигателя останавли-
вались. Позже выяснилось, что это
присуще всем реактивным двигателям.
Во всем мире, в том числе и в СССР,
для решения этой проблемы потребо-
вались годы.
Выяснилось также, что реактивным
самолетам понадобились воздушные
тормоза. Исчезновение воздушных
винтов не прошло даром. С ростом
скоростей выяснилось, что летчик не в
состоянии выбраться из кабины само-
лета, если скорость превышает 500
км/ч. В результате появились ката-
пультные кресла.
Стало также ясно, что нужна герме-
тичная кабина, а также противопо-
жарные средства в двигательном
отсеке. Кроме того, возникла необхо-
димость в учебно-тренировочном
двухместном самолете, область полет-
ных режимов которого соответствова-
ла режимам полета боевого.
Первые реактивные двигатели веси-
ли больше поршневых, а преимуще-
ства отсутствия винта сказывались
лишь на больших скоростях. Этим и
объясняется то, что длина разбега у
МИГ-9 была очень большой (910 м), в
то время как у МИГ-3 разбег состав-
лял всего 234 м. Однако главная зада-
ча — увеличение скорости полета,
благодаря установке реактивных дви-
гателей, была достигнута.
И-301Т, ФТ-1, УТИ МИГ-9
Для обучения летчиков на новых
реактивных самолетах потребовался
двухместный учебно-тренировочный
самолет (УТИ) того же типа и конст-
рукции, что и боевой. Необходимось
УТИ МИГ-9 диктовалась решением о
принятии МИГ-9 на вооружение и от-
сутствием самолета для переучивания
летчиков. Летом 1946 года ОКБ при-
ступило к проектированию двухмест-
ного варианта МИГ-9. 30 октября
1946 года был утвержден эскизный
проект.
Первый вариант учебно-тренировочного двухместного самолета ФТ-1
Вторая кабина располагалась вслед
за первой (по схеме «тандем»), что зас-
тавило ликвидировать первый фю-
зеляжный топливный бак и уменьшить
второй. Всего запас топлива сок-
ратился на 33%. Фонари первой ка-
бины ученика и второй кабины
инструктора раздельные и были снаб-
жены собственными откидными частя-
ми фонаря.
Самолет имел также, естественно,
двойное (сдублированное) управление.
Для переговоров с учлетом инструк-
тор пользовался самолетным перего-
ворным устройством. На этом
опытном самолете стояли первые со-
ветские катапультируемые кресла, из-
готовленные в ОКБ Микояна.
Предусматривался следующий по-
рядок покидания самолета: 1) сброс
переднего фонаря; 2) сброс заднего фо-
наря; 3) катапультирование заднего
летчика; 4) катапультирование пере-
днего летчика.
На самолеты был впервые установ-
лен новый прибор — махметр.
Вооружение двухместного самолета
точно такое же, как и на первой лет-
ной машине: одна пушка Н-37 (высту-
пала из обреза воздухозаборника на
1,16 м) и две пушки НС-23 (выступали
за обрез воздухозаборника на 0,5 м).
4
Первые катапультируемые кресла, разработанные в ОКБ А. И. Микояна, были испытаны
на самолете ФТ-1
И-301Т № 01 (ФТ-1) построен в
июле 1947 года, и первый полет вы-
полнен тогда же; самолет пилотировал
Галлай. А в августе машина уже посту-
пила на государственные испытания,
но была забракована из-за отсутствия
нужного обзора из задней кабины, т.е.
кабины инструктора. Это сделало
невозможным выполнение главной
задачи этого самолета — обучение
летчиков. В дальнейшем он использо-
вался для усовершенствования систем
МИГ-9 и отработки эксплуатации
подвесных подкрыльевых баков.
УТИ МИГ-9 (ФТ-2)
При создании ФТ-2 были учтены
замечания, из-за которых первая лет-
ная машина ФТ-1 не прошла государ-
ственных испытаний.
Второй УТИ МИГ-9, выпущенный
в августе 1947 года, имел следующие
модификации, которые были проведе-
ны в сжатые сроки:
— улучшенный обзор из второй ка-
бины;
— воздушные тормозные щитки;
— фотокинопулемет ФКП С-13;
— трубопроводы, необходимые для
подвески под крылом топливных ба-
ков;
— переднее бронестекло заменено
обычным увеличенного размера (для
улучшения обзора);
— изменена кривизна боковых сте-
кол фонаря (для улучшения обзора);
— снята прозрачная перегородка
между кабинами учлета и инструк-
тора.
Первый полет ФТ-2 состоялся 25
августа 1947 года. На втором этапе ис-
пытаний вторую кабину на самолете
переоборудовали для испытания пер-
вого отечественного катапультного
кресла.
Самолет был облетан и 26 августа
1947 года переведен на аэродром Щел-
ково для проведения государственных
испытаний в ГК НИИ ВВС, которые
продолжались с 4 по 17 сентября 1947
года. Было выполнено 47 полетов об-
щей продолжительностью 15 часов 32
минуты.
Ведущим летчиком-испытателем ле-
тал майор В. Г. Иванов, вторым летчи-
ком был инженер-майор А. С.
Розанов. В испытаниях участвовали
летчики ГК НИИ ВВС Прошаков, Хо-
мяков, Антипов, Кувшинов, Скупчен-
ко, Пикуленко, Супрун, Терентьев,
Седов, Алексеенко и Трофимов.
УТИ МИГ-9 № 02 (ФТ-2) прошел
государственные испытания удовлет-
ворительно, что позволяло использо-
вать его как учебно-тренировочный
самолет.
Воздушные тормоза и подвесные
топливные баки под крылом рекомен-
довалось использовать на всех моди-
фикациях МИГ-9.
Самолет ФТ-2 с модифицированным фонарем был принят на вооружение
и получил наименование МИГ-9 УТИ
Самолеты МИГ-9 летали уже со
скоростью до 900 км/ч без средств спа-
сения. Поэтому по плану опытного
строительства ВВС, утвержденному
Советом Министров СССР 11 марта
1947 года, ОКБ «МИГ» было пору-
чено установить на самолете ФТ-2
катапультное кресло и передать пере-
оборудованный самолет на государ-
ственные испытания.
В 1947 году катапультное кресло
было создано и установлено на само-
лете. В процессе заводских испытаний
произведено катапультирование чело-
века на скоростях до 700 км/ч.
29 сентября 1947 года самолет ФТ-2
с катапультным креслом был пред-
ставлен на госиспытания.
Катапультирование манекена и че-
ловека на первой отечественной ката-
пультной установке производилось на
скоростях 500, затем 600 и 700 км/ч.
Катапультное кресло устанавливалось
в передней кабине с углом 22,5° и в
задней кабине — 18,5°. Масса кресла
составляла 128,5 кг. В первом и вто-
ром полетах на скоростях 596 и 695
км/ч соответственно катапультирова-
лось кресло с манекеном.
В третьем (07.10.1948, скорость 517
км/ч), четвертом (26.10.1948, скорость
612 км/ч), пятом (13.11.1948, скорость
695 км/ч) полетах катапультировались
капитан А. В. Быстров и его дублер
Н. Я. Гладков. Управлял самолетом
майор В. Г. Иванов.
До начала летных испытаний было
выполнено десять катапультирований
на земле с перегрузками 8—15 ед.
И-308 МИГ-9 М (ФР)
При залповой стрельбе из трех пу-
шек двигатели РД-20 стали останавли-
ваться и возникла проблема, как
обеспечить устойчивость работы реак-
тивных двигателей при применении
оружия. Решали ее различными спосо-
бами.
Самым простым решением, как
тогда представлялось, был вынос
пушек из зоны воздухозаборника дви-
гателей.
На самолете ФР все вооружение
было вынесено назад. Пушка Н-37 бы-
ла вынесена за плоскость воздухоза-
борника на правую боковую часть
фюзеляжа, а две пушки НС-23 — на ле-
вую сторону.
Эта перестановка вооружения
потребовала некоторой конструктив-
ной переделки носовой части фюзе-
ляжа.
Вместо двух двигателей РД-20 были
установлены два двигателя РД-21 кон-
струкции ОКБ Д. В. Колесова. РД-21
представлял собой тот же, но форсиро-
ванный РД-20 и развивал тягу 980 даН
(1000 кгс).
Самолет МИГ-9М (ФР) с полной перекомпоновкой вооружения.
Стволы пушек не выступают за кромку воздухозаборника
Левый отсек вооружения самолета МИ1 -9М
На ФР были установлены тормоз-
ные щитки, уже испытанные на УТИ
МИГ-9, и герметичная кабина пилота.
Вместо шести топливных баков,
как у основного самолета, были уста-
новлены только пять; один из них
получил наименование балансировоч-
ный, емкостью в 100 л, но общая ем-
кость топлива не изменилась. Первый
«ФР» построен в июне 1947 года и вы-
полнил первый полет в июле того же
года. Самолет пилотировал В. Н. Юга-
нов? Во время испытаний он оказался
первым МИГом, преодолевшим гра-
ницу М = 0,8.
Прирост горизонтальной скорости
за счет установки форсированных
РД-21 составил 55 км/ч. Увеличение
мощности оказало положительное
влияние также и на скороподъемность.
МИГ-9М достигал высоты 5000 м за
2,7 минуты, т. е. на 1 мин 36 с быстрее
других самолетов этого типа.
Самолет МИГ-9 послужил базовой
моделью для проектов «ФЛ» и
«ФН»— вариантов с двигателями
большей тяги и увеличенной прочнос-
тью планера, которые строились, но не
летали.
МИГ-9 И-302 (ФП)
Целью создания «ФП» стало найти
решение, обеспечивающее уменьшение
или исключение влияния залповой
стрельбы на стабильную работу двига-
телей.
Конструкция «ФП» отличалась от
«ФС» только расположением пушки
Н-37, которая была вынесена из зоны
воздухозаборника двигателей на ле-
вую верхнюю часть фюзеляжа. Выяс-
нилось, что такое расположение
оружия ничего не дало.
Самолет МИГ-9М также оборудован воздушными тормозами
Самолет МИГ-9ФП. Для устранения влияния стрельбы на работу двигателей пушка из центральной
перегородки снята
И-305 «ФЛ»
Конструкторы ОКБ всегда
старались улучшить МИГ-9, применяя
более мощные и совершенные двигате-
ли. Одной из таких попыток и был
фюзеляж МИГ-9, переоборудованный
под один реактивный двигатель ТР-1А
конструкции А. М. Люлька с тягой
1470 даН (1500 кгс).
При сохранении характеристик се-
рийного самолета взлетная масса была
уменьшена примерно на 350 кг.
Для установки одного двигателя
ТР-1А вместо двух БМВ-003 несколь-
ко изменилась задняя часть фюзеляжа
и было необходимо учитывать, что
первый полностью отечественный по
схеме и в изготовлении реактивный
двигатель должен был в ближайшее
время форсироваться и увеличить
свою тягу до 1960—2450 даН
(2000—2500 кгс).
Это придавало модификации И-305
особую важность с точки зрения перс-
пективы развития.
По-другому разместили три пушки.
Все в одной горизонтальной плоско-
сти (одна опытная Н-37 (120 П) с бое-
запасом 45 снарядов — по центру и
две НС-23 (115 П) с боезапасом по 80
снарядов — справа и слева фюзеляжа).
Вариант опытного самолета МИГ-9 с одним двигателем ТР-1М Люльки
Один из вариантов компоновки стрелкового
вооружения на самолете МИГ-9
диостанцию РСИУ-10, радиоответчик
системы опознавания «Барий-1», нави-
гационный индикатор НИ-46 и радио-
пеленгатор «Тон-3». Это должно было
повысить эффективность боевого при-
менения самолета.
Планер И-305 был практически по-
строен в конце 1947 года, но, к сожале-
нию, двигатель ТР-1А постоянно
ломался во время стендовых испыта-
ний. Кроме того, начался первый этап
летных испытаний нового самолета
И-310 («С»), программа которого бы-
ла очень перспективной. Поэтому про-
должение программы «ФЛ» больше не
оправдывало себя.
Предусматривалось оборудовать
И-305 в отличие от серийного'МИГ-9
герметичной кабиной и катапультным
креслом. Предусматривалось модерни-
зировать оборудование и установить
современное радиооборудование: ра-
И-307 «ФФ»
Целью программы стало модерни-
зировать серийный самолет МИГ-9 за
Три проекции самолета И-305 (ФЛ)
Вариант решения проблемы влияния стрельбы на работу двигателя
счет форсирования двигателей и усиле-
ния бронирования кабины.
«фф» имел следующие отличия от
«ФС»:
— установлены два форсированных
двигателя БМВ-003, собранные на за-
воде № 16 в Казани. На основе этой
модификации были созданы двигатели
РД-20 Ф (Ф — форсированный) тягой
980 даН (1000 кгс), названные впослед-
ствии РД-21, которые собирались пол-
ностью из отечественных узлов и
агрегатов;
— новые тормозные колеса;
— в кабине установлены передняя и
задняя бронеплиты толщиной 12 мм и
лобовое бронестекло толщиной 44 мм.
Общий вес бронирования 60 кг.
Вариант «ФФ», который внешне не
отличался от «ФС», был построен в
сентябре 1947 года и выполнил первый
полет в том же месяце. Самолет пило-
тировал И. Т. Иващенко. Летные ис-
пытания проводились в конце 1947
года, и самолет некоторое время вы-
пускался серийно с тем же вооружени-
ем, что и «ФС».
И-307 ФФ с «бабочкой»
Одним из способов борьбы с оста-
новками двигателей в воздухе при зал-
повой стрельбе из трех пушек была
установка большой коробчатой плас-
тины на стволе центральной пушки
Н-37.
Она ставилась вертикально на ство-
ле пушки перед воздухозаборником и
напоминала по внешнему виду ба-
бочку.
Предполагалось, что пороховые га-
зы при стрельбе будут попадать в пе-
реднюю щель короба пластины и
затем отводиться за контур лобового
воздухозаборника вверх и вниз. Благо-
даря этой пластине температурные
неравномерности на входе в воздухо-
заборник, влияющие на нормальную
работу двигателей, будут выравни-
ваться и двигатели перестанут глох-
нуть и останавливаться.
Испытания самолета МИГ-9 с «ба-
бочкой» проводились в конце 1948 го-
да, когда их серийное производство
фактически прекратилось.
Полеты на стрельбу показали ма-
лую эффективность пластины, вызы-
вавшей к тому же дополнительное
сопротивление и уменьшение путевой
устойчивости. Работы поэтому не по-
лучили развития.
И-320 (ФН)
В 1947 году было решено устано-
вить на МИГ-9 вместо двух РД-20
Три проекции самолета И-320 (ФН)
один только что закупленный в Анг-
лии двигатель Роллс-Ройс с «Нин-1»,
развивающий тягу 2185 даН (2230 кгс).
Двигатель «Нин-1» имел центро-
бежный компрессор, девять камер
сгорания и одноступенчатую турбину.
В дальнейшем он выпускался в СССР
под маркой РД-45 и позже РД-45 «Ф»
(тяга 2224 даН = 2270 кгс).
Следует отметить, что на «ФН»
было еще раз изменено месторасполо-
жение вооружения.
Пушка Н-37 перенесена во внутрен-
нюю носовую часть фюзеляжа, ствол
пушки не выступал за плоскость воз-
духозаборника. Две пушки НС-23 бы-
ли установлены в правой и левой
стороне носовой части фюзеляжа, не
выступая за плоскость воздухозабор-
ника.
Самолет «ФН» не был достроен,
так как начиная с 30 декабря 1947 года
уже успешно летал самолет И-310
(«С») — будущий МИГ-15, и в 1948 го-
ду МИГ-9 уже устарел.
МИГ-9 Л (ФК)
На базе серийного МИГ-9 («ФС»)
была создана двухместная летающая
лаборатория для отработки системы
наведения ракет класса «воздух — ко-
рабль» КС-1 «Комета», которые в нор-
мальном варианте запускались с
бомбардировщика Ту-16 (подвешива-
лись по одной под каждым крылом) и
предназначались для поражения морс-
ких целей. Оператор системы наведе-
ния ракеты размещался в задней
кабине, которая не была герметичной.
На МИГ-9 «Л», как и на ракете КС-1,
были установлены две бортовые ра-
диолокационные станции с антеннами:
в носовой части над воздухозабор-
ником — РЛС облучения объекта, от-
раженные сигналы от которых
принимали две антенны, расположен-
ные в передней кромке крыла справа и
слева от кабины пилота;
вторая РЛС (приемо-передающая)
установлена на вершине киля и слу-
Модификация МИ1 '-9 двухместная летающая лаборатория для доводки системы наведения
управляемой ракеты
Ракета класса «воздух земля»
Три проекции самолета МИГ-9 (ФК)
жила для отработки систем наведения
с борта самолета-носителя и системы
наведения ракеты.
На экспериментальном этапе испы-
таний самолетом-носителем был четы-
рехдвигательный бомбардировщик
Ту-4. Эта летающая лаборатория была
переоборудована в 1949 году и приме-
нялась в течение четырех лет для испы-
тания радиолокационной аппаратуры
наведения.
И-270 (Ж)
Переходный период на пути разви-
тия авиационной техники характери-
зуется в первую очередь активным
поиском мощных двигателей. Первые
реактивные двигатели были маломощ-
ными. Например, первый советский
турбореактивный двигатель ТР-1, раз-
работанный и построенный А. М.
Люлькой, развивал тягу всего
1323 даН (1350 кгс) и появился только
в 1947 году.
Немецкие ТРД ЮМО-004 и
БМВ-003 имели тягу 900 и 800 кгс со-
ответственно (882 и 794 даН).
В этот период многие конструкто-
ры, в том числе А. И. Микоян и М. И.
Гуревич, решили проверить эффектив-
ность использования на перехватчике
жидкостно-реактивного двигателя
(ЖРД) для повышения скорости и по-
толка.
В то время для обеспечения этих
требований подходил только ЖРД.
Кроме того, учитывалась характерная
особенность ЖРД — слабая зависи-
мость его тяги от высоты и скорости
полета, высотно-скоростные характе-
ристики в этом случае должны были
определяться только запасом топлива
и окислителя на борту перехватчика.
Примечательной конструктивной
особенностью самолета «Ж» явилось
его Т-образное хвостовое оперение
(стабилизатор вынесен на верх киля).
В записке от 30 мая 1946 года к
аванпроекту самолета И-270, подпи-
санной Микояном и Гуревичем, напи-
Три проекции самолета И-270 (Ж)
сано: «Если уменьшить влияние крыла
на горизонтальное оперение, можно
предположить, что моментные харак-
теристики сохранятся удовлетвори-
тельными до числа М=0,9. Для этих
целей горизонтальное оперение само-
лета поднято вверх от крыла на 1,2
средней аэродинамической хорды».
Примечательно, поднятое хвосто-
вое оперение будет затем применено
на таких околозвуковых самолетах,
как МИГ-15, МИГ-17 и И-320.
Первый вариант самолета И-270 (Ж-1)
Самолет И-270 (Ж-1), вид сзади
И вот проектирование И-270 уже
заканчивается, а ученые ЦАГИ еще не
начинали исследовать стреловидные
крылья. Со своей стороны, у конструк-
торов в 1946 году еще не было научно-
го и экспериментального материала.
Поэтому оба опытных самолета
И-270, построенных в конце 1946 года,
имели прямое крыло площадью 12 м2.
Его стреловидность по передней кром-
ке равнялась 12°. Только горизонталь-
ное оперение осталось стреловидным
(30°), как в аванпроекте.
И-270 представлял собой цельноме-
таллический свободнонесущий средне-
план с фюзеляжем круглого сечения
(полумонокок). Фюзеляж имел разъем
для расстыковки на две части (впервые
на МИГах). Вырез внутри централь-
ной части фюзеляжа служил для уста-
новки крыла, которое представляло
собой неразъемный пятилонжеронный
кессон с толстыми металлическими па-
нелями обшивки.
Ламинарный профиль относитель-
но тонкий. Угол стреловидности в
проекте на 25% линии САХ 20° (как у
МИГ-8). Однако на обоих построен-
ных самолетах стояли трапециевидные
крылья. Основные стойки шасси,
имевшие очень узкую колею — 1,60 м,
убирались в центральную часть фюзе-
Второй вариант самолета И-270 (Ж-2). Электропитание частично обеспечивалось генератором,
приводимым в действие воздушным винтом
И-270 (Ж-2). Вид сзади — видны выходные сопла двух камер сгорания
ляжа, в нишу под крылом. Ниша носо-
вой стойки и обе пушки НС-23
калибра 23 мм с боезапасом по 40 сна-
рядов на каждую расположены под
герметичной кабиной летчика.
Проектом на И-270, кроме того,
предусматривалась подвеска под каж-
дым крылом блоков неуправляемых
ракетных снарядов по четыре РС-82 в
каждом блоке.
Сиденье пилота МИГ было обору-
довано пироустройством для аварий-
ного покидания самолета.
Силовая установка была представ-
лена двухкамерным ЖРД РД-2М-ЗВ
конструкции Л. С. Душкина и В. П.
Глушко.
Две камеры сгорания расположены
в хвостовой части фюзеляжа одна над
другой и развивали суммарную тягу
1421 даН (1450 кгс),т. е. 1029 даН (1050
кгс) во внутренней и 392 даН (400 кгс)
во внешней. ЖРД работал на смеси
азотной кислоты с керосином и
80%-ной перекиси водорода.
Общий запас компонентов горюче-
го 2120 кг. Подача топлива и окисли-
теля — насосная. Привод всех насосов
— от бортовой электросхемы, куда
входили электрогенератор, связанный
с турбонасосным агрегатом ЖРД, и
один генератор с приводом от неболь-
шого двухлопастного винта в носовой
части фюзеляжа, вращающегося от на-
бегающего потока.
Топливная система самолета состо-
яла из трех типов баков: четырех кис-
лотных (1620 кг), одного керосинового
(440 кг) и семи для спирта и воды.
Первый опытный самолет «Ж-1»
без двигателя построен в конце 1946
года и выполнил первый безмоторный
буксировочный полет за самолетом
Ту-2 в декабре. В полете происходили
расцепки и затем безмоторные посад-
ки, как на планере.
Перед первыми полетами на «Ж-1»
летчики тренировались на истребителе
Як-9, нагруженном свинцовыми бол-
ванками для имитации характеристик
продольной и поперечной устойчивос-
ти, сходных с расчетными характерис-
тиками И-270.
Отлаженный двигатель РД-2М-ЗВ
установили на втором самолете «Ж-2»,
и в начале 1947 года летчик-испыта-
тель ОКБ В. Н. Юганов выполнил пер-
вый полет с работающим ЖРД. Затем
к испытаниям подключили военного
летчика ГК НИИ ВВС А. К. Пахомо-
ва. Однако он при одной из посадок
разрушил самолет. Вскоре Юганов
также посадил «Ж-1» на «брюхо» (без
выпущенного шасси), и самолет боль-
ше не восстанавливался.
Работа с двумя И-270 фактически
завершилась проведением единичных
заводских испытаний. С появлением
самолетов МИГ-9, Як-15 и зенитных
ракет роль перехватчиков с ЖРД не
оправдывалась. Это и послужило ос-
нованием для прекращения работ по
И-270 и подобного ему по схеме пере-
хватчика РМ-1 ОКБ А. С. Москалева.
МИГ-15, И-310,
«С» (С-01 и С-02)
К 1947 году ресурсы увеличения тя-
ги двигателей РД-10 и РД-20 были ис-
черпаны. Двигатель ТР-1 еще не был
доведен, и его нельзя было устанавли-
вать на летный образец прототипа ис-
требителя.
Жидкостный реактивный двигатель
(ЖРД), такой, как на И-270 («Ж»), не
подходил к фронтовому истребителю
из-за небольшой продолжительности
работы. Нужен был достаточно мощ-
ный и надежный турбореактивный
двигатель.
В 1946 году в Англии у фирмы
«Роллс-Ройс» были закуплены 60 реак-
тивных двигателей: половина — дви-
гатели «Дервент-V» тягой 1158 даН
(1590 кгс), половина «Нин-I» (тяга
2185 даН = 2230 кгс) и «Нин-П» (тяга
2225 даН = 2270 кгс).
Конструкторы ОКБ Яковлева и Ла-
вочкина выбрали для своих относи-
тельно легких истребителей более
легкий двигатель «Дервент-V» (масса
565 кг).
А. И. Микоян счел для своих проек-
тов целесообразным более мощный,
но более тяжелый (720 кг) «Нин-I», вы-
пускавшийся в дальнейшем в СССР
под индексом РД-45Ф.
Руководили проектными и конст-
рукторскими работами по новому
самолету заместитель главного конст-
руктора А. Г. Брунов и инженер А. А.
Андреев. В предварительных исследо-
ваниях участвовали многие специалис-
ты ЦАГИ, в том числе А. С.
Христианович, Г. П. Свищев, В. В.
Струминский, П. М. Красильщиков.
В аэродинамических трубах ЦАГИ
продувались крылья различных форм
в плане (стреловидные, прямые и даже
с обратной стреловидностью), и надо
отметить, что в то время инженеры не
отдавали предпочтения стреловидным
крыльям на высокоскоростных само-
летах, учитывая опыт полетов в Гер-
мании и Англии в период 1943 —
1946 гг.
В марте 1947 года начались испыта-
ния, которые показали, что стреловид-
ное крыло с аэродинамическими
гребнями, безусловно, решает пробле-
му. Специалисты ЦАГИ научились бо-
роться с недостаточной поперечной
устойчивостью и срывами на стрело-
видном крыле.
Оптимальной расчетной стреловид-
ностью для крыла будущего истреби-
теля была выбрана величина в 35° 1/4
хорд по передней кромке при отрица-
тельном поперечном V, равном (—2°).
На верхней поверхности крыла уста-
новили аэродинамические гребни для
стабилизации срывных вихрей.
Окончательная схема самолета
«С-01» получилась необычной, хотя и
очень простой на вид. С самого начала
Прототип МИГ-15 (С-01). На подвижной части фонаря в середине установлена усиливающая рамка
Самолет МИГ-15 (С-02), оборудованный противоштопорными двигателями при испытательных
полетах
проектировщики старались обеспе-
чить максимально комфортные усло-
вия для летчика. Его кабина была
герметичной, с вентиляцией, обеспечи-
вавшей хороший обзор, и оборудова-
лась катапультным креслом. Система
управления жесткая, со статической и
аэродинамической компенсацией и с
последующим применением гидравли-
ческих сервоусилителей. Самолет стре-
мились сделать простым и удобным в
эксплуатации. В результате тщатель-
ных проработок конструкции самоле-
та и всех его систем компоновка «С»
получилась очень рациональной и це-
лесообразной. Не случайно схема
И-310 («С»), будущего МИГ-15, на
долгие годы стала классической и бы-
ла многократно повторена на отече-
ственных и на зарубежных самолетах
50-х годов. При проектировании ис-
требителя «С» думали и о том, чтобы в
дальнейшем можно было модернизи-
ровать его силовые установки, воору-
жение и оборудование.
И-310, который дал начало боль-
шому семейству серийных и опытных
самолетов, зарекомендовал себя од-
ним из лучших боевых реактивных са-
молетов второго поколения.
Самолет МИГ-15 (С-02), оборудованный для установки подвесных топливных баков различной
емкости
Фонарь кабины летчика самолета С-01
Противоштопорный ракетный двигатель,
применявшийся при испытаниях МИГ-15
Его высокие летные качества
объяснялись оптимальной удельной
нагрузкой на крыло и повышенной тя-
говооруженностью, высокой техноло-
гичностью конструкции, прочным
рычажным шасси и очень надежным
двигателем, его вооружение было лег-
ко обслуживать.
Конструкция самолета И-310 цель-
нометаллическая. Он имел следу-
ющие особенности: стреловидное кры-
ло с углом стреловидности по псре-
Приборная доска самолета И-310
дней кромке 35° с четырьмя аэродина-
мическими гребнями, герметичная ка-
бина вентиляционного типа, катапуль-
тное кресло с предварительным сбро-
сом фонаря вручную и разъемным на
две части фюзеляжем.
Вооружение состояло из трех
пушек—одной Н-37Д и двух НС-23,
размещенных так же, как на самолете
МИГ-9 «ФЛ». Все три пушки размеща-
лись в горизонтальной плоскости в зо-
не воздухозаборника.
Впервые на отечественном истре-
бителе предусматривались бортовые
средства пожаротушения и система
оповещения о пожаре. Также впервые
на истребителе было установлено обо-
рудование слепой посадки ОСП-48. В
его состав входили автоматический
радиокомпас АРК-5 (дальность
200 км), радиовысотомер РВ-2 с двумя
диапазонами (300 и 1600 м) и маркер-
ный радиоприемник МРП-48.
Возможность расстыковки фюзеля-
жа по шпангоуту № 13 оказалась удач-
ным конструктивным решением,
которое позволило легко подходить к
двигателю, его агрегатам и к удлини-
тельной трубе, а также быстро сни-
мать и устанавливать двигатель.
Таким же удачным конструктив-
ным решением оказалась стыковка
болтами консолей крыла с узлами
крепления фюзеляжа, что позволяло
собирать и разбирать самолет в поле-
вых условиях, а также перевозить его
(в разобранном виде) в контейнерах
морским, железнодорожным и воздуш-
ным транспортом.
Но неожиданно самолет С-01 не до-
строили.
К этому времени при стрельбе на
больших высотах на других самолетах
происходили остановки двигателей. И
конструктор Н. И. Волков, занимав-
шийся в ОКБ «МИГ» вопросами воо-
ружения, предложил изменить компо-
новку пушек на самолете. Он сдвинул
все пушки назад и разработал конст-
рукцию лафета оружия, где располага-
Три проекции самолета И-310 (С)
лись три пушки вместе со снарядными
ящиками, гильзоотводами и звеньеот-
водами.
Он размещался снизу носовой части
фюзеляжа, мог опускаться и подниматься
на четырех тросах с помощью небольшой
ручной лебедки, встроенной в фюзеляж.
Идея была настолько интересной, что бы-
ло решено переоборудовать таким обра-
зом И-310. Кроме того, эта система
существенно упрощала эксплуатацию во-
оружения, сокращала время подготовки
самолета к повторному вылету.
Носовая часть фюзеляжа самолета
С-01 была сразу же переделана под
орудийный лафет. Другой новинкой
стали тормозные аэродинамические
щитки в хвостовой части фюзеляжа.
Наконец сборка закончилась, и 27 но-
ября 1947 года С-01 вышел с завода, а
30 декабря летчик-испытатель В. Н.
Юганов поднял машину в воздух.
В первых же полетах по программе
летных испытаний выявились большие
потери тяги, и полеты прекратились.
Тогда специалисты ЦАГИ и ЦИАМ
предложили немного укоротить фюзе-
ляж и соответственно удлинительную
трубу двигателя. Кроме того, немного
изменили элероны.
Вскоре к программе испытаний
подключился второй опытный само-
лет С-02, который выполнил первый
полет 27 мая 1948 года. Он был обору-
дован двигателем Роллс-Ройс «Нин-П»
тягой 2225 даН (2270 кгс). Государ-
ственные испытания С-01 и С-02 про-
водились в ГК НИИ ВВС в два этапа:
с 27 мая по 25 августа и с 4 ноября по 3
декабря 1948 года (контрольные испы-
тания).
В заключении Акта летных испыта-
ний констатировалось, что самолет
И-310 удовлетворительно прошел го-
сударственные испытания, его летно-
технические данные соответствуют
заданным и рекомендуется разрабо-
тать учебный самолет УТИ МИГ-15 в
целях обучения летного состава ВВС.
Все летчики-испытатели положитель-
но оценили взлет, набор высоты, при-
менение воздушных тормозов и
посадку, а также устойчивость, управ-
ляемость и маневренность.
В августе 1948 года Совет Мини-
стров постановил принять И-310 на
вооружение ВВС и запустить в серий-
ное производство под названием
МИГ-15.
МИГ-15, И-310 «С-03»
Опытный самолет С-03 был постро-
ен в марте 1948 года (как и С-02) по
экспериментальной программе. На
нем предполагалось устранить все де-
фекты, проявившиеся на первых ма-
шинах. Ведущим инженером по
проектированию и постройке самоле-
та был назначен А. Г. Брунов, по лет-
ным испытаниям К. П. Ковалевский и
Н. В.Зайкин.
На самолете С-03 стоял тот же дви-
гатель «Нин-П», что и на С-02. Основ-
ные отличия С-03 от С-02:
— установлены тормозные щитки с
гидроуправлением в задней части фю-
зеляжа (для чего в этом месте усилен
каркас);
— для увеличения эффективности
стабилизатор сдвинут назад на 150 мм
в своей плоскости (это потребовало
переделки киля);
— на руле высоты появились весо-
вые балансиры;
— установлен новый механизм
сброса фонаря;
— емкость топливной системы
меньше на 88 л за счет изменения ем-
кости баков № 1 и 3 (общая емкость
уменьшилась с 1538 л до 1450 л);
— установлены два подвесных бака
под крыльями;
— вместо ПТБ можно подвешивать
две бомбы типа ФАБ-100, ФАБ-50 или
АО-25;
— обтекатели стволов пушки вы-
полнены легкосъемными;
— установлены прицел АСП-1Н и
фотокинопулемет.
Но самым трудным оказалось довести
прочность крыла до нормы 1947 года. В
связи с этим в конструкции крыла широ-
ко применили материал В-95 (вместо дю-
раля Д-16) и хромансилевую сталь
ЗОХГСА для полок лонжерона.
Такое усиление конструкции увели-
чило массу крыла на 180 кг. Оно име-
ло уже 23 нервюры вместо 20, а
толщина дюралевой обшивки была
доведена до 1,8 м (вместо 1,5 м). Для
Самолет МИГ-15 (С-03), выбранный ВВС как эталон для поставки партии самолетов
повышения эффективности элеронов
площади увеличили (1,17 м2 вместо
0,96). Щитки-закрылки были немного
уменьшены по размаху, но увеличены
по хорде.
Гидросистема с клапаном холосто-
го хода обеспечивала выпуск и уборку
шасси, закрылков и тормозных щит-
ков. Переключение на холостой ход
автоматическое.
Впервые в практике ОКБ «МИГ»
на С-03 стало возможным использо-
вать щитки-закрылки при взлете. Это
позволило сократить разбег до 695 м
вместо 810 м на С-02. Применение воз-
душных тормозных щитков на посадке
сократило длину пробега всего на
30—35 м.
С-03 был построен в марте 1948 го-
да, первый полет состоялся 17 июня
1948 года, пилотировал самолет И. Т.
Иващенко.
Заводские испытания закончились
15 октября (летали поочередно И. Т.
Иващенко и летчик-испытатель ЛИИ
С. Н. Анохин). Было выполнено 48 по-
летов, при которых последовательно
исправляли все выявленные недостат-
ки и неисправности.
Во время одного такого полета са-
молет достиг значения числа
М = 0,934. 1 ноября 1948 года самолет
Самолет С-03 В хвостовой части видны воздушные тормозные щитки
С-03 был доставлен для контрольных
испытаний в филиал ГК НИИ ВВС в
городе Саки (Крым). Эти испытания
проводили военные летчики Ю. А. Ан-
типов и В. Г. Иванов. Они выполнили
35 полетов с общим налетом 15 часов
21 минута. Контрольные испытания
закончились 2 декабря 1948 года.
А 23 декабря Главнокомандующий
ВВС маршал Вершинин утвердил «Акт
по контрольным испытаниям одномес-
тного фронтового истребителя
МИГ-15». Ниже приведены некоторые
выводы акта:
— рекомендовать принять на воо-
ружение самолет и довести его в про-
цессе серийного производства и
эксплуатации до норм ВВС по всем ха-
рактеристикам;
— самолет может эксплуатировать-
ся с грунтовых аэродромов;
— испытания на воздушный бой не
проводились, однако его большие ма-
невренные возможности позволяют ве-
сти активный воздушный бой;
— возможен перевернутый полет;
— самолет прост в технике пилоти-
рования и доступен летчикам средней
квалификации.
Результаты испытаний И-310 С-03,
как и С-0! и С-02, послужили основой
для правительственного решения о за-
пуске самолета в крупносерийное про-
изводство.
МИГ-15 «СВ»
Фактически это был головной серий-
ный самолет. С-03 приняли за эталон для
серийного производства, однако прежде
чем превратить его в «СВ», необходимо
было провести незначительные конструк-
тивные изменения.
Двигатель «НиН-П» был заменен
на РД-45Ф. Это был фактически тот
же двигатель (по габаритным разме-
рам и тяговым характеристикам), но
изготовлен он был в Москве, на мото-
ростроительном заводе № 45, по кото-
рому и получил обозначение.
Прочность конструкции самолета
была увеличена за счет усиления по-
ясов лонжерона крыла, хвостовых рам
фюзеляжа, жесткости верхней обшив-
ки крыла и тормозных щитков (на ко-
торых дюралевая обшивка была
заменена стальной из материала
ЭИ-1 ООН). На левом элероне появился
триммер, а в крыле установлен допол-
нительный противофлаттерный груз.
Для исключения задержек при
стрельбе изменены звеньеотводы всех
трех пушек.
По сравнению с С-03 серийные са-
молеты МИГ-15 имели следующие от-
личия:
— в кабине установлен пульт авто-
номного запуска, аккумуляторы
12-А-ЗО заменены на 12-САМ-25;
— установлены пушки НР-23 вмес-
то пушек НС-23;
— устранены блики на фонаре;
— повышена эффективность элеро-
нов (впервые на МИГе установлен бу-
стер-гидроусилитель — это был бустер
Б-7 разработки ЦАГИ);
— уменьшены усилия на ручке уп-
равления в кабине от руля высоты и
элеронов;
— устранена вибрация самолета
при стрельбе из пушки Н-37Д;
— устранено кабрирование при вы-
пуске тормозных щитков;
— установлен генератор-стартер
типа ГС-3000;
— крыло оборудовано для установ-
ки подвесных топливных баков емкос-
тью 496 л;
— установлен новый амортизатор
на носовой стойке;
— введен наддув подвесных топлив-
ных баков от компрессора двигателя;
— изменено крепление пушки НР-23
на лафете, сняты гидробуферы пушек;
— установлен новый оптический
прицел АСП-ЗН вместо АСП-1;
— установлен более современный
передатчик системы опознавания госу-
дарственной принадлежности.
В процессе серийного производства
на нескольких авиазаводах самолета
МИГ-15 постоянно совершенствова-
лись конструкция самого самолета, его
вооружение и оборудование. Так, во
время одного контрольного полета
при выполнении перевернутого полета
произошла остановка двигателя.
Аналогичные фигуры высшего пи-
лотажа, например «медленная «боч-
ка», также приводили в каждом случае
к остановке двигателя. Для исключе-
ния этой ситуации конструкторы пред-
ложили установить в топливной сис-
теме небольшой специальный бак, ко-
торый обеспечивал питание топливом
двигателя при любых положениях са-
молета и отрицательных перегрузках.
Этот отсек защиты от перегрузок
имел поворотный топливозаборник,
который ориентировался в зависимос-
ти от перегрузки и обеспечивал на вре-
мя до 15 секунд бесперебойное
питание двигателя вне зависимости от
положения самолета в пространстве и
при нулевых или отрицательных пере-
грузках.
Именно он позволял выполнять все
фигуры высшего пилотажа. После се-
рии специальных испытаний этот от-
сек был установлен на все вы-
пускаемые самолеты МИГ-15, а уже
выпущенные самолеты были дорабо-
таны на аэродромах базирования.
Кренение на больших скоростях
было устранено за счет усиления жест-
кости крыльев и органов управления
на-задней кромке крыла. Удалось из-
бавиться от запотевания и обледене-
ния остекления фонаря кабины.
Новый одностекольный фонарь обду-
вался горячим воздухом от двигателя.
Были разработаны две другие системы
для борьбы с обледенением: электри-
ческая и жидкостная (с применением
спирта). Кроме того:
— эффективность воздушных тор-
мозов повысили за счет увеличения их
площади (с 0,52 до 0,88 м1);
— установлено дублирующее (тро-
совое) управление рулем высоты для
Самолет МИГ-15СВ — головной самолет начавшегося массового серийного производства
Самолет МИ Г-15 (СВ). Закрылки отклонены в посадочное положение
повышения боевой живучести само-
лета;
— для улучшения обзора задней по-
лусферы установлен перископ ТС-27А
на передней части фонаря;
— усилена бронезащита и улучше-
ны средства спасения летчика;
— для оптимизации перегрузок лет-
чика при катапультировании внедре-
ны различные пиропатроны (зимние и
летние модели). На левом подлокотни-
ке кресла установлена дублирующая
рукоятка сброса фонаря и привода ка-
тапультирования для покидания само-
лета в случае ранения правой руки;
— в 1951 году были внедрены в экс-
плуатацию унифицированные под-
весные топливные баки емкостью
300 л (на самолетах МИГ-15бис и
МИГ-15Рбис — емкостью 600 л).
Баки улучшенной формы позволи-
ли летать со скоростью до 900 км/ч
(или М = 0,9) и маневрировать с пере-
грузкой до 5 с полными баками и до
6,5 с пустыми;
— для повышения эксплуатацион-
ной надежности и пожаробезопаснос-
ти дюралевые трубопроводы были
заменены на стальные;
— вместо авиагоризонта АГК-47В
установлен АГИ-51 и дублирующий
авиагоризонт ЭУП-46;
— для выполнения ночных посадок в
разделительной перегородке воздухоза-
борника установлена мощная фара;
— ОКБ В. Я. Климова продолжало
улучшать двигатель РД-45Ф.
В ОКБ «МИГ» заместитель Главно-
го конструктора В. А. Ромодин коор-
динировал все работы по подготовке к
серийному выпуску МИГ-15 на не-
скольких заводах, а также по эксплуа-
тации. 20 мая 1949 года в Совете
Министров состоялось заседание, на
котором было решено принять на воо-
ружение МИГ-15 в качестве фронтово-
го истребителя и запустить его в
серийное производство. В соответ-
ствии с этим на четырех заводах пре-
кращался выпуск самолетов Ла-15,
Як-17, Як-23 и Ли-2 для того, чтобы
освободить производственные мощно-
сти для МИГ-15.
Головной серийный самолет (ли-
дер) МИГ-15 с двигателем РД-45Ф
№ 1-1-3 был построен на заводе № 1.
Он начал проходить государственные
испытания 13 июня 1949 года. 10 авгу-
ста испытания были прерваны из-за
дефектов пушки, затем после их устра-
нения возобновлены 16 октября и за-
кончились 7 января 1950 года.
Летчики-испытатели ГК НИИ ВВС
Кувшинов, Благовещенский, Кочет-
ков, Седов, Дзюба, Иванов, Никулен-
ко выполнили 59 полетов с общим
налетом 40 часов 55 минут. В процессе
этих испытаний было выполнено во-
семь полетов на запуск двигателя в по-
лете.
В начале 1950 года было выделено
несколько самолетов МИГ-15 для ис-
пытаний на прочность, а также для ис-
пытания вооружения и оборудования.
Одновременно в строевых частях про-
ходили войсковые испытания 20 само-
летов МИГ-15 четвертой и пятой
серии, в процессе которых было вы-
полнено 2067 полетов с общим нале-
том 872 часа 47 минут.
После окончания испытаний была
составлена «Инструкция летчику са-
молета МИГ-15 для строевых частей
ВВС и ПВО». «Самолет-солдат» ро-
дился.
Первые МИГ-15 появились в строе-
вых частях зимой 1948—1949 гг. Через
несколько месяцев (25 июня 1950 года)
началась война в Корее, где МИГ-15
произвел настоящую сенсацию.
В 1952 году состоялась конферен-
ция по обмену опытом эксплуатации
этого самолета во всех строевых час-
тях (ВВС и ПВО). Все летчики были
едины в высокой оценке его летных
качеств, многофункциональности (как
многоцелевого самолета), превосход-
стве в воздушных боях на средних и
больших высотах (до 15 000 м) при об-
лачности, ночью и в сложных метеоус-
ловиях. С этой оценкой трудно
спорить.
МИГ-15 стал первым самолетом
МИГ, который выпускался по лицен-
зии в Чехословакии и Польше. Пер-
вый МИГ-15, построенный на
чехословацком заводе «Аэро», впер-
вые поднялся в воздух 13 апреля 1953
года. Всего на этом заводе было выпу-
щено 833 МИГ-15 под названием
S-102. МИГ-15 выпускался также в
Польше начиная с 1954 года под на-
званием ЛИМ-1.
УТИ МИГ-15, И-312 («СТ»)
Напомним, что в акте испытаний
МИГ-15 руководители ГК НИИ ВВС
отмечали необходимость создания его
двухместного учебно-тренировочного
варианта. Для самолета, выпускавше-
гося массовой серией для ВВС, ПВО и
ВМФ, был необходим «летающий
класс» для обучения пилотов, которые
умели летать только на поршневых са-
молетах, пилотированию реактивных
самолетов.
Постановлением Совета Мини-
стров от 6 апреля 1949 года и поста-
новлением МАП от 13 апреля 1949
года ОКБ «МИГ» предписывалось со-
здать УТИ (учебно-тренировочный ис-
требитель) к ... 15 мая 1949 года, т.е.
всего через пять недель после первого
постановления! После испытаний пла-
нировалось построить завод, специ-
ально зарезервированный для серий-
ного производства УТИ МИГ-15.
УТИ МИГ-15 представлял собой
двухместную модификацию истребите-
ля МИГ-15 с двигателем РД-45Ф. В
герметичной кабине впереди распола-
гался учлет, сзади — инструктор. Об-
легченное вооружение размещалось на
легкосъемном лафете и состояло из од-
ного пулемета и одной пушки.
Обе кабины были оборудованы все-
ми нужными приборами и катапульт-
ными креслами первого поколения
(того же типа, что и на МИГ-15). Таб-
ло и остальное оборудование прибор-
ной доски полностью соответствовало
кабине МИГ-15 для того, чтобы при
переходе обучаемого летчика на бое-
вой самолет он был знаком с устрой-
ством кабины.
Спаренное управление позволяло
инструктору контролировать учлета и
исправлять его ошибки. Передняя
часть фонаря откидывалась вправо,
задняя — отодвигалась назад. Оба фо-
наря при катапультировании сбрасы-
ваются. Сбрасывание фонарей и
катапультирование совершались в два
этапа: первым катапультировался лет-
чик задней кабины, летчик передней
кабины — вторым.
Для учебной стрельбы на самолетах
первой серии устанавливались пушка
НР-23 с боезапасом 80 снарядов и
один пулемет УКБ-Э калибра 12,7 мм
с запасом патронов 150 шт.
Начиная с самолетов шестой серии
и после отработки на СТ-2 вместо
пушки на подвижном лафете устанав-
ливалось оборудование слепой посад-
ки ОСП-48.
В кабине учлета устанавливался
стрелковый прицел АСП-1 Н. Для за-
щиты экипажа и оборудования с пере-
Прототип самолета МИГ-15 УТИ И-312 с двигателем РД-45Ф
дней полусферы на четвертом
шпангоуте располагались две бронеп-
литы толщиной 10 мм. Первая защи-
щала кабину, вторая — патронные
ящики оружия и агрегаты, располо-
женные на лафете.
Катапультные кресла имели броне-
заголовники.
Самолет был оборудован двумя
бомбодержателями под крылом для
подвески бомб калибра 50 и 100 кг. На
верхнем выступе (губе) воздухозабор-
ника размещался фотокинопулемет
С-13.
Самолет был оборудован приемо-
передающей радиостанцией РСИ-6,
однако на большинстве самолетов
УТИ МИГ-15 устанавливалась одна
радиостанция СВЧ и одна аппаратура
радиоопознавания «свой — чужой», а
кроме того, один панорамный фотоап-
парат АФА-1М.
Начиная с серийного самолета УТИ
МИГ-15 № 10444 устанавливался толь-
ко пулемет УБК-Э 12,7, прицел
АСП-1Н заменен АСП-ЗН, но управ-
ление огнем и бомбардировочное воо-
ружение оставались такими же, как на
предыдущих самолетах.
На самолетах УТИ МИГ-15 всех се-
рий устанавливались сигнальные раке-
ты с электрическим управлением
каждой из четырех ракет (красной, зе-
леной, белой и желтой).
Самолет СТ был переделан на
опытном заводе ОКБ в марте — мае
1949 года из серийного самолета
МИГ-15, построенного на заводе № 1
в Куйбышеве, и проходил заводские
испытания с 23 мая по 20 августа 1949
года. Полеты проводили И. Т. Ива-
щенко, К. К. Коккинаки и А. Н. Чер-
нобуров. Самолет СТ с 27 августа по
25 сентября 1949 года успешно прошел
государственные испытания на поли-
гоне в ГК НИИ ВВС.
После этого он был рекомендован
для серийного производства. Опыт-
ный самолет на период с октября 1949
по апрель 1950 года отправили в авиа-
ционный полк, базирующийся на аэро-
дроме Кубинка.
После апреля 1950 года самолет
был'возвращен в ОКБ для устранения
выявленных дефектов, а затем с 3 по
15 мая 1950 года проходил конт-
рольные заводские испытания. Поле-
ты проводили летчик ОКБ А. II.
Чернобуров и летчик ЛИИ С. Амет-
Хан. С мая 1949 года по май 1950 года
«СТ» выполнил 601 полет, из которых
33 — заводские испытания, 58 — на
госиспытаниях, 502 — в Кубинке и во-
семь — на контрольных заводских ис-
пытаниях.
Начиная с 1952 года в каждом ис-
требительном полку, имевшем на воо-
ружении МИГ-15, имелось фактически
по четыре УТИ МИГ-15. Они, как пра-
вило, использовались для обучения и
совершенствования летчиков, для раз-
ведки погоды перед началом полетов.
Они также применялись для обуче-
ния летчиков полетам ночью или в
Самолеты МИГ-15 УТИ были вооружены стрелковым оружием
сложных метеоусловиях. Для этого в
передней кабине была установлена
шторка для обучения пилотов полетам
по приборам днем. Самолет был обо-
рудован и для обучения бомбомета-
нию на пикировании или фото-
разведке.
Строевые летчики вначале плохо
воспринимали катапультные кресла.
Некоторые из них боялись травмиро-
ваться в момент катапультирования.
Действительно, при применении ка-
тапультных кресел первого поколения
у земли и при посадке или на предель-
ных для самолета скоростях возникало
немало аварийных ситуаций. Предсто-
яло переломить, этот психологический
барьер. Тогда решили выделить не-
сколько УТИ МИГ-15 для учебного
катапультирования. На них по авиа-
полкам ВВС и ПВО летали военные
инструкторы-парашютисты и демонст-
рировали катапультирование над
аэродромом каждой части.
После этого они предлагали пило-
там добровольно катапультироваться.
Добровольцы были в каждом
авиаполку.
Эти учебные катапультирования
производились на УТИ МИГ-15 из
второй кабины. Пиропатроны в этом
специальном случае снаряжались с ми-
Самолет МИГ-15 УТИ использовался в авиационных полках для учебного катапультирования
нимальным зарядом, однако они обес-
печивали перелет кресла с летчиком
через киль.
УТИ МИГ-15 строились большими
сериями не только у нас, но и в Чехос-
ловакии.
Только в Чехословакии было пост-
роено 2012 самолетов (обозначение
CS 102). Они эксплуатировались более
30 лет и служили для тренировок лет-
чиков, летающих на самолетах
МИГ-15, МИГ-17 и МИГ-19.
В начале 1970-х годов почти все ос-
тавшиеся в строю УТИ МИГ-15 в ВВС
и ПВО были переданы ДОСААФ, и
еще несколько лет на них тренирова-
лись летчики-спортсмены.
УТИ МИГ-15 (СТ-2)
Пилотов надо было учить полетам
ночью и в облаках, что потребовало
некоторых модификаций УТИ
МИГ-15, в частности его оборудовали
системой слепой посадки ОСП-48. Для
ее установки была снята пушка НР-23
и уменьшена емкость первого бака.
На самолете был установлен допол-
нительный компас КИ-11, а в системе
наддува воздуха в кабине установлен
фильтр, а также новый звеньеотвод к
ленте пулемета УБК-Э, который пре-
дотвращал заклинивание. Вместо
стрелкового прицела АСП-1Н на
Самолет МИГ-15 УТИ (СТ-7). Оборудован бортовым радиолокатором. Антенны расположены:
одна - - на верхней губе воздухозаборника, вторая — на разделительной перегородке
воздухозаборника
опытном самолете СТ установлен но-
вый прицел АСП-ЗН с боевого МИГа.
СТ-2 успешно прошел государствен-
ные испытания в ГК НИИ ВВС. Очень
много УТИ МИГ-15 было построено
на двух советских заводах (и на двух
за рубежом) по самолету-эталону
СТ-2.
УТИ МИГ-15П (СТ-7)
ВВС требовался двухместный само-
лет для обучения летчиков работе с ра-
диолокатором РП-1 «Изумруд». Для
этого носовая часть фюзеляжа УТИ
МИГ-15 была переделана по образцу
МИГ-15Пбис (СП-5). На приборной
доске передней кабины (учлета) уста-
новлены такие же приборы, как на од-
номестном перехватчике. Этот
учебный самолет был вооружен одним
простым пулеметом УБК-Э калибра
12,7 мм.
Самолет СТ-7 прошел испытания в
1952 году и строился в малой серии.
Его летные характеристики практи-
чески не отличались от характеристик
УТИ МИГ-15.
МИГ-15 СУ
Со времени появления истребите-
лей, т.е. с первой мировой войны, при-
целивание по воздушным и наземным
целям производилось ориентацией са-
мого самолета, чтобы совместить мар-
ку прицела с целью. Вооружение же
крепилось жестко. Это усложняло при-
целивание, в особенности на больших
скоростях, да и времени на прицелива-
ние и ведение огня оставалось очень
мало.
Поэтому в 1949 году авиаконструк-
торы объединились со специалистами
по авиационному вооружению и реши-
ли разработать опытную пушечную
установку с ограниченной подвижнос-
тью и испытать ее на МИГ-15. Эта бы-
ла одна из первых установок этого
типа в нашей стране.
Вначале на одном МИГ-15бис
(ИШ) на серийном лафете установили
пушки нового типа Шпитального Ш-3
калибра 23 мм.
Они успешно прошли испытания.
Затем по постановлению Совета Ми-
нистров от 14 сентября 1950 года в
распоряжение ОКБ был выделен
МИГ-15 № 109035, выпущенный на за-
воде № 1 в г. Куйбышеве.
На опытном заводе ОКБ его обору-
довали ограниченно-подвижной систе-
мой В-1-25-Ш-3, которая состояла из
двух опытных короткоствольных пу-
шек Ш-3 калибра 23 мм с боезапасом
по 115 снарядов. Обе пушки могли от-
клоняться в вертикальной плоскости
(вверх +11°, вниз —7°) с одновременно
синхронно-следящим движением опти-
ческого прицела в кабине летчика. Уп-
равляли пушками дистанционно,
Самолет Су (МИГ-15), доработанный под установку экспериментальных подвижных пушек
Самолет Су. Показана левая пушка.
Углы отклонения +1 Г; -7°
одной из двух рукояток — на РУД или
на РУС.
Основные летно-технические харак-
теристики СУ практически не отлича-
лись от характеристик серийных
самолетов МИГ-15 с двигателями
РД-45Ф.
Испытания МИГ-15 (СУ) № 109035
провел Ю. А. Антипов, и 20 июня 1951
года самолет перебазировали в НИИ
ВВС для госиспытаний, которые про-
водились с 30 июня по 10 августа.
Летали военные летчики-испытате-
ли Трофимов, Махалин, Дзюба, Лу-
кин, Котлов, Тупицын и Филиппов.
Ими было выполнено 63 полета общей
продолжительностью 42 часа 46 ми-
нут. Агрегаты подвижной пушечной
установки наработали 52 часа, из них
6,5 часа на перемещение пушек.
Летные испытания со стрельбой
выявили технические преимущества
самолета СУ по сравнению с серий-
ным МИГ-15, однако эти преимуще-
ства были ограничены небольшим
диапазоном углов перемещения пушек
и небольшими возможностями серий-
ного прицела АСП-ЗН. На испытани-
ях велись воздушные бои с самолетом
Ил-28 иМИГ-15бис.
Стало ясно, что система В1-25-Ш-3
расширяет возможности лобовых атак
без опасности столкновения. При
дальности 800 м и при одинаковых пе-
регрузках (цели и перехватчика) мож-
но было стрелять с визированием под
курсовым углом на 7... 13° больше, чем
на самолете со штатным оружием.
Кроме того, такая система увеличива-
ла время ведения огня.
Испытания показали, что научить
летчиков правильно применять под-
вижные пушки можно за 15—20 поле-
тов. Эксплуатировать это вооружение
оказалось относительно просто (по
сравнению со штатной установкой с
тремя пушками).
Во время испытаний выявилось
также, что стрельба с максимальными
углами не влияет на скорость полета и
балансировку (на Н=5000 м), но боко-
вая устойчивость немного ухудшается.
Кроме того, от небольших механи-
ческих толчков при переводе руля на-
правления возникали автоколебания с
незатухающей амплитудой относи-
тельно продольной и вертикальной
осей на числе М = 0,845.
Ухудшилась и маневренность на
земле, так как увеличился радиус раз-
ворота самолета. Было установлено,
что механизм ввода дальности в при-
цел срабатывает медленно. Имитиро-
ванные атаки на Ил-28 проводились с
задней полусферы под ракурсами 3/4
и 2/4.
Воздушные бои с МИГ шли на вы-
сотах до 15 000 м. И первые опыты с
ограниченно-подвижной пушечной ус-
тановкой показали, что необходимо
увеличить угол поворота пушек и вве-
сти автоматический прицел.
На опытном МИГ-15 был испытан
подвижный прицел, чтобы выяснить,
удобно ли им пользоваться без связи с
оружием.
И-320 (Р-1, Р-2, Р-3)
В конце 40-х годов начались
работы над перехватчиком, получив-
шим наименование «истребитель
прикрытия», т. е. истребитель, способ-
ный перехватить противника на мак-
симально большой дальности от
объекта в любых метеорологических
условиях.
В программе участвовали конст-
рукторы Сухой, Микоян и Лавочкин,
позднее к ним присоединился Яковлев.
Самолет И-320 (Р-1), оборудованный двумя двигателями РД-45Ф
Так появились Су-15 (первый самолет
с этим наименованием), Ла-200 и
Ла-200В. Микоян со своей стороны
предложил и в начале 1949 года пост-
роил двухдвигательный И-320.
Этот самолет представлял собой
свободнонесущий среднеплан со стре-
ловидным крылом (угол стреловидно-
сти по передней кромке 35°) и с
оперением такой же стреловидности.
Он создавался параллельно с МИГ-15
и МИГ-17, поэтому неудивительно,
что был похож на них, но значитель-
но превосходил их по габаритам и
массе.
Он отличался своей кабиной, для
которой была выбрана двухместная
схема с расположением членов экипа-
жа рядом (летчик и оператор РЛС),
оригинальной компоновкой силовой
установки; два двигателя располага-
лись в фюзеляже по схеме тандем. Диа-
метр фюзеляжа достигал 1,90 м,
площадь миделя 2,83 м2.
Кабина пилота была оборудована
двойным управлением и двумя инди-
каторами РЛС, что облегчало в мо-
мент боя работу летчика, так как
второй член экипажа мог взять на себя
поиск противника и даже пилотирова-
ние при продолжительных полетах на
барражирование. Каждый летчик имел
раздельное питание кислородом, об-
щий запас кислорода был равен 6 л.
Самолет И-320 (Р-1). Вид сзади, видны выхлопные сопла
Самолет И-320 (Р-2). Два двигателя ВК-1 и усиленное вооружение
За кабиной пилота размещались
два топливных бака (емкостью 1670 и
1630 л). Задний бак имел отсек отрица-
тельных перегрузок емкостью в 45 л,
обеспечивающий питание обоих дви-
гателей в перевернутом полете.
Была также предусмотрена уста-
новка под крылом двух подвесных ба-
ков по 750 л. Передний двигатель
находился под кабиной немного впе-
реди с выходом сопла под фюзеляж за
кабиной. Задний — в хвостовой части
корпуса с выходом под оперение.
Воздушные тормоза были располо-
жены в хвостовой части фюзеляжа по
бокам (площадь 1,08 м2, максимальное
отклонение 45°).
На задней кромке крыла были уста-
новлены скользящие закрылки с про-
филем ЦАГИ (размах закрылка 3,18 м,
площадь 3,10 м2, угол отклонения при
взлете 22°, при посадке 56°) и элероны
с внутренней аэродинамической ком-
пенсацией (размах элеронов 2,497 м,
площадь 1,47 м2). НаР-1 и Р-2 на полу-
размахе крыла установлены два аэро-
динамических гребня.
На нижней поверхности крыла Р-1
и Р-2 для устранения обратной реак-
ции от руля направления, которая вы-
зывала поперечную неустойчивость
самолета, установлены интерцепторы
с размахом 900 мм. Они выпускались
электромоторами вниз на 40 мм. От-
клонение осуществлялось автомати-
чески при отклонении руля поворота
больше 2°.
Стабилизатор имел угол стреловид-
ности по передней кромке 40°. Макси-
мальный угол отклонения руля
высоты вверх 33°, вниз 17°. Угол стре-
ловидности киля по передней кромке
59°27'. Максимальный угол отклоне-
ния руля поворота + 24,8°.
Шасси трехколесное с гидравличес-
ким приводом. Основные стойки обо-
рудованы масляно-пневматическими
амортизаторами и колесами с двухко-
лодочными тормозами и пневматика-
ми 900x275. Они убирались в крыло.
Носовая стойка с нетормозным коле-
сом и пневматиком 520x240 убиралась
вперед.
Гидросистема приводит в действие
шасси, щитки шасси, воздушные тор-
моза, закрылки и бустеры элеронов и
руля высоты (объем гидросмеси 35 л).
Гидравлическая система была двойной
и состояла из основной гидросистемы
(управление, тормоза, шасси) и ава-
рийной (управление, шасси, закрылки
и торможение).
Управление огнем электрическое
(кнопка на ручке управления команди-
ра экипажа).
На первом опытном самолете сто-
яли два двигателя РД-45Ф тягой 2225
даН (2270 кгс). На Р-2 и Р-3 (фактичес-
ки модифицированный Р-2) — ВК-1
тягой 2646 даН (2700 кгс).
Общий воздухозаборник имел три
раздельных канала (один к первому,
второй и третий — ко второму двига-
телю). Самолет мог выполнять полет и
Самолет И-320 (Р-2). Изменена конструкция фонаря, он более заглублен
даже взлет на любом из двух двигате-
лей. Полистироловый обтекатель ан-
тенны РЛС «Торий-А» конструкции
А. В Слепушкина находился на верх-
ней кромке воздухозаборника.
Вооружение состояло из двух пу-
шек Н-37, расположенных по бокам в
носовой части фюзеляжа.
Опытный самолет Р-1 был построен
в апреле 1949 года и уже 16 апреля вы-
три проекции самолета И-320 (Р-1). Нижний профиль самолетов Р-2 и Р-3
Самолет И-320 (Р-2). Показан обтекатель бор-
товой РЛС и видны разделительные перегород-
ки канала (к первому и второму двигателю)
полнил первый полет (летчики Я. И.
Верников и С. Амет-Хан).
Заводские испытания проходили с
16 апреля 1949 года до 18 января 1950
года. Проводили их испытатели ОКБ
А. Н. Чернобуров и И. Т. Иващенко,
летчики ЛИИ Я. И. Верников,
С. Амет-Хан, С. Н. Анохин и М. Л.
Галлай, а также летчики потенциаль-
ного заказчика — ПВО.
Один из них — командующий ис-
требительной авиацией ПВО Е. Я. Са-
вицкий составил следующий отзыв о
своих полетах на И-320: «Самолет на
взлете, в воздухе и посадке ведет себя
хорошо. Стремления к рысканию и
раскачке нет. Самолет в управлении
простой и может пилотироваться сред-
ним летчиком».
Акт государственных испытаний
уточняет: «В полете самолет устойчив
по всем трем осям. Размещение баков с
горючим и компоновка самолета тако-
вы, что в пределах от взлета до скоро-
сти 700 км/ч нет необходимости поль-
зоваться триммерами руля высоты.
Уборка и выпуск шасси не меняют
балансировки. На виражах и в боевом
развороте самолет ведет себя нормаль-
но. В полетах перегрузка доводилась
до 5,9 при массе самолета 8530 кг, а за-
тем до 8. Для проверки работоспособ-
ности РЛС проведено 14 полетов, из
них на прицеливание по самолетам
Ту-2, Ли-2, Б-17 и Ту-4 — 9 полетов.
При одном полете на перехват знаме-
нитой «летающей крепости» В-17 са-
молет И-320 попал в спутную струю от
винтов, в результате чего произошел
его резкий бросок». В боевых испыта-
ниях принимали участие летчики Ю.
А. Антипов, М. Л. Галлай, Н. П. Заха-
ров и Г. Т. Береговой.
Самолет Р-1 нс выдержал государ-
ственных испытаний из-за поперечной
неустойчивости на числах М = 0,89...
... 0,9 и «валежки» в диапазоне скорос-
тей 930 ... 940 км/ч.
Самолет И-320 (Р-3). Крыло имеет три верхних гребня для стабилизации обтекания
Установка на опытном самолете
Р-2 двигателя ВК-1 позволила полу-
чить прирост скорости всего на 3%
(1090 км/ч по сравнению с 1040 км/ч
самолета Р-1) из-за больших ограниче-
ний по жесткости тонкого стреловид-
ного крыла с большим удлинением.
Кроме замены двигателей, доработ-
ки Р-2 были немногочисленными. Был
улучшен обзор, более надежным стал
сброс фонарей. В передней кромке
крыла и стабилизатора установлены
антиобледенители, введен электро-
обогрев воздушных каналов к двигате-
лям. Было усилено вооружение: в
передней части и справа установлены
три пушки Н-37, одна слева и две
справа.
В начале испытаний на Р-2 был ус-
тановлен РЛС «Торий-А», который за-
тем заменен на другой, «Коршун»,
также конструкции Слепушкина
«Коршун», как и «Торий-А», не имел
автоматического сопровождения. На
самолете имелись радиовысотомер
РВ-2, радиостанция СВЧ РСИУ-6 и си-
стема опознавания государственной
принадлежности «Барий».
Р-2 вышел с завода в начале 1949
года. В процессе заводских испытаний
с декабря 1949 года по сентябрь 1950
года было выполнено 100 полетов на
штопор, сброс фонаря в воздухе, ката-
пультирование, а также некоторые фи-
гуры, создающие отрицательные
Обтекатель выхлопного сопла и киль самолетов
Р-2 и Р-3 отличались от самолетов Р-1
перегрузки, ночные полеты, сбросы
топливных подвесных баков.
13 марта 1950 года испытания были
прерваны из-за сильного повреждения
носовой части разорвавшимся в пушке
снарядом. И самолет не летал до 30
марта. Простой был использован для
следующих доработок: обратное V
крыла уменьшили с минус 3° до минус
1,5°, длина интерцепторов увеличена
для устранения поперечной неустойчи-
вости на больших числах М; установ-
лен автомат открытия воздушных
тормозов, наконец, на каждой консоли
Самолет И-320 (Р-3). Оборудован подвешиваемыми под крыло топливными баками
был установлен третий аэродинами-
ческий гребень.
Модифицированный и восстанов-
ленный Р-2 превратился в Р-3.
Первый полет новой модификации
состоялся 31 марта. Летчик-испыта-
тель установил, что изменение V-об-
разности ухудшило соотношение попе-
речной и путевой устойчивости. Для
устранения этого недостатка был до-
полнительно установлен подфюзеляж-
ный киль. Кроме того, интерцепторы
были связаны механически с элерона-
ми.
Испытания, прерванные 13 марта,
возобновились 13 апреля и закончи-
лись 23 апреля 1951 года. Во время
государственных испытаний было вы-
полнено 60 полетов с общим налетом
45 часов 55 минут.
Все полеты проводились при следу-
ющих ограничениях: скорость
1000 км/ч, число М=0,95; перегрузка
7,5; скорость с подвесными баками
800 км/ч; перегрузка с подвесными
топливными баками 3,5. Самолет
И-320 Р-3 (бывший Р-2) с ВК-1 все же
не прошел государственных испыта-
ний, как и его конкурент Ла-200 конст-
рукции Лавочкина.
Был выбран третий самолет конст-
рукции Яковлева — Як-25М с РЛС
РП-6 «Сокол», который стал участво-
вать в программе позже, но полностью
это возместил. На вооружение истре-
бительной авиации ПВО был принят
двухместный Як-25М.
Самолеты Р-1 и Р-2 остались толь-
ко опытными, однако долго использо-
вались для испытаний нового
оборудования. Так, например, с 13
июля по 31 августа 1950 года летчик-
испытатель ЛИИ С. Амет-Хан произ-
вел 31 полет по отработке систем инст-
рументальной посадки типа
«Материк» и «Магний-М».
МИГ-15бис СД
В 1946 году моторостроительное
ОКБ В. Я. Климова на базе двигателя
РД-45Ф создало более мощный двига-
тель ВК-1 тягой 2646 даН (2700 кгс).
По габаритным размерам и массе он
был практически таким же, как и
РД-45Ф, что позволяло разместить его
на самолете МИГ-15 с минимальными
переделками, подтвердив тем самым
потенциальные возможности машины.
Отсюда и родилось наименование
МИГ-15бис.
По своему внешнему виду он не от-
личался от МИГ-15, однако имел луч-
шие характеристики. Была усилена
конструкция крыла, увеличена ком-
пенсация рулей высоты до 22%, изме-
нена форма носков хрулей высоты и
поворота, на верхней поверхности
крыла установлена длинная металли-
ТРД ВК-1, установленный на самолет МИГ-15бис, значительно улучшил летно-технические
характеристики
Профили самолетов: МИГ-15бис, УТИ МИГ-15(СТ), МИГ-15бис(СП-1), МИГ-15бис(СЕ),
МИГ-15 (СУ), МИГ-Ибис (СП-5)
97
Измененная подвеска топливных баков
самолета МИ Г-15
ческая вертикальная полоска (полу-
чившая название «нож»), предназ-
наченная для предотвращения от сва-
ливания.
Были перепроектированы тормоз-
ные щитки, управление которыми рас-
положено на РУС. Оригинальной
новинкой явился гидроусилитель
БУ-1, включенный в систему управле-
ния элеронами, который питался от
автономной бустерной гидросистемы.
Управление щитками было дублирова-
но управлением от аварийной пневмо-
системы.
Вооружение самолета СД состояло
из одной пушки Н-37 с боезапасом 40
снарядов и двух пушек НС-23 КМ с
боезапасом по 160 снарядов. Установ-
лен оптический прицел АСП-ЗН. На
самолет можно было подвешивать под
крылом по две бомбы 100 и 50 кг, а
также два подвесных топливных бака
по 250 л (сбрасываемые).
МИГ-15бис позволял испытывать
новые тактические приемы. Именно
поэтому его испытывали как бомбар-
дировщик... против бомбардировщи-
ков противника на высоте 12 000 м со
скоростями до 700 км/ч. В этом случае
применялся МИГ-15бис с бомбами
ОФАБ-ЮОм и ПРОСАБ-ЮО по 100 кг,
взрыватели которых включались по
команде ведущего группы — наводя-
щего самолета.
Была усовершенствована система
наддува кабины и установлена система
обогрева ног летчика, на козырьке фо-
наря кабины было добавлено бронес-
текло толщиной 64 мм.
Существовали две модификации
МИГ-Ибис. Одна из них была обору-
дована системой инструментальной
посадки ОСП-48, вторая не имела та-
кой системы и была задумана как
дневной истребитель.
Первые серийные самолеты
МИГ-15 бис были оборудованы при-
емо-передающей радиостанцией
РСИ-6, которую позднее заменили
РСИУ-3. Сразу же предусматривалось
устанавливать радиоопознавательную
аппаратуру типа СРО.
В 1952 году на некоторых самоле-
тах МИГ-Ибис были тормозные пара-
шюты с куполом площадью 15 м2,
позволяющие использовать небольшие
аэродромы.
Следует отметить, что Генеральный
конструктор определил ограничение
по скорости 1070 км/ч (индикаторная)
или при числе М=0,92 из условий
прочности, управляемости и флаттера.
На МИГ-15бис был впервые при-
менен противоперегрузочный костюм
ППК-1, в котором летчики гораздо
лучше переносили перегрузки в диапа-
зоне от 1,85 до 8 ед.
В 1952 году с целью улучшения об-
зора летчиком задней полусферы в по-
лете, в воздушном бою и при рулении
на аэродроме была добавлена первая
модель перископа.
На серийном же МИГ-15бис № 235
появился перископ ТС-23, разработан-
ный Государственным оптическим ин-
ститутом имени Вавилова, входившим
в систему Министерства обороны.
Угол зрения через ТС-23 составлял
18°. Он состоял из головки на подвиж-
ной части фонаря и зеркала на пере-
плете козырька.
Чтобы избежать запотевания и об-
леденения оптики, предусматривался
электрообогрев защитного стекла. Од-
нако ТС-23 не прошел испытания и
был забракован.
1 июня 1952 года начали испыты-
вать другой перископ — ТС-25, кото-
рый располагался на одностекольном
фонаре с улучшенным обзором и да-
вал возможность видеть самолет, иду-
щий сзади на дистанции визуальной
дальности, вести наблюдение за задней
полусферой, не следя все время за пе-
рископом.
ТС-25 обеспечивал обзор задней
полусферы под углами: в горизонталь-
ной плоскости влево и вправо от оси
самолета до 50—55°, вверх — до 40° и
вниз до 20—25°.
Этот перископ успешно прошел ис-
пытания. В итоге ТС-25 и его модифи-
кация ТС-27 устанавливались на всех
самолетах МИГ-15бис и позднее на
МИГ-17 и всех их модификациях.
МИГ-15бис выпускался по лицен-
зии в Чехословакии (620 самолетов с
обозначением S-103) и в Польше
(LIM-2).
МИГ-15 Сбис (СД-УПБ)и
МИГ-15 Рбис (СР)
Самолеты МИГ-15Сбис и
МИГ-15 Рбис— это модификации се-
рийного самолета МИГ-Ибис. Пер-
вый представлял собой истребитель
сопровождения, второй — фронтовой
фоторазведчик, т. е. самолеты, обеспе-
чивающие дальность действия.
Основное отличие от МИГ-Ибис
(кроме установки на самолете МИГ-15
Рбис фотоаппарата АФА-40) — это
дополнительные подвесные баки по
600 л каждый, подвешенные под
крылом.
В связи с увеличением дальности
полета самолета в носовой части фю-
зеляжа установлен дополнительный
кислородный баллон емкостью 2 л,
увеличивающий запас кислорода до
8 л. Возросла взлетная масса, соответ-
ственно увеличили давление в пневма-
тиках с 7 до 8 кг/см2.
Полеты с такими большими ПТБ
накладывали некоторые ограничения,
а точнее, с заполненными баками про-
сто запрещалось летать с отрицатель-
ными перегрузками, а также длитель-
но скользить, так как не обеспечива-
лась стабильная выработка топлива;
нельзя было долго летать на предель-
ной скорости и садиться с заполненны-
ми баками (в этом случае их нужно
было сбросить).
Летно-технические характеристики
МИГ-15 Сбис и МИГ-15 Рбис не отли-
чались от МИГ-Ибис, и оба самолета
имели одинаковые высотно-скорост-
ные ограничения.
МИГ-15бис «СЕ» ЛЛ
(летающая лаборатория)
В период с 1947-го по 1952-й год в
ЦАГИ, ЛИИ и других научных учреж-
дениях проводились важные исследо-
вания в области аэродинамики сверх-
звукового крыла и его профилей.
Скорость полета серийного
МИГ-15 была ограничена числом М =
0,92. Увеличение максимальной скоро-
сти приводило к ухудшению попереч-
ной управляемости. Инженеры ЛИИ
М. Пашковский и Д. И. Мазурский
предложили в помощь элеронам уве-
личить площадь руля поворота.
На серийном заводе № 1 в г. Куй-
бышеве на основе серийных самолетов
МИГ-15бис СД было построено два
опытных самолета СЕ. Они отлича-
лись от СД рулем поворота, площадь
которого была увеличена за счет уве-
личения его высоты. Переделан был и
киль.
Чертежи по этим доработкам делал
конструктор В. П. Яценко, он же руко-
водил их переделкой.
Сначала киль был расширен по
всем хордам и увеличен по высоте для
обеспечения установки верхнего узла
навески руля поворота. Рабочие черте-
жи вертикального оперения не предус-
матривали изготовления нового киля,
а лишь приспосабливали его под но-
вый руль поворота, что объясняет пе-
релом контура по передней кромке
киля).
Чтобы снизить дивергенцию крыла
на скоростях, близких к максималь-
ным, которые приводили к «валежке»
самолета, в корневых зонах консолей
над нишами шасси были установлены
накладки, усиливающие верхние пане-
ли обшивки крыла.
Была также увеличена площадь эле-
ронов за счет увеличения их размера,
соответственно возросла площадь
крыла. Законцовки крыла стали не
скругленными, а заостренными к зад-
ней кромке при сохранении размаха.
Вначале на «СЕ» еще не было бус-
тера элеронов, однако увеличение пло-
щади руля поворота и ужесточение
крыла позволило ему летать на более
высоких скоростях без потери управ-
ляемости.
Испытательные полеты на самолете
МИГ-15бис «СЕ» проводил в ЛИИ
Д. М. Тютерев.
21 сентября 1949 года он достиг на
высоте 12 000 м скорости, равной чис-
лу М=0,985. Он поднимал свой само-
лет на практический потолок и оттуда
полого пилотировал на максимальном
режиме двигателя.
Как раз в это время, в конце 1949
года, появились первые гидроусилите-
ли (бустеры) БУ-1. Один из них был
установлен на одном из двух «СЕ». 18
октября 1949 года Тютерев на уже
оборудованном СЕ перешел звуковой
барьер. Можно сказать, что испыта-
ния СЕ внесли важный вклад в иссле-
дования сверхзвукового полета в
нашей стране.
Начиная с 1950 года на всех
МИГ-15 и МИГ-15бис начали устанав-
ливать гидроусилители БУ-1 в канале
крена.
Эти испытания очень пригодились
в дальнейшем, когда И. Т. Иващенко в
феврале 1950 года на серийном само-
лете МИГ-17 развил скорость, равную
числу М = 1,03.
МИГ-15бис (СП-1)
Создание всепогодного перехватчи-
ка для ПВО стало необходимостью. В
конце 1940-х годов появились совет-
ские бортовые радиолокационные
станции и решено было установить их
на самолете МИГ-15бис.
Ставилась задача — оценить воз-
можность и эффективность управле-
ния РЛС для выхода в атаку и
прицеливания с ее помощью при от-
сутствии визуальной видимости (но-
чью или в облаках).
Работы по созданию бортовой ра-
диолокационной станции (радиолока-
ционного прицела) и самолета для нее
начались по постановлению Совета
Министров от 7 декабря 1948 года.
Пионер отечественной радиолока-
ционной техники А. Б. Слепушкин со-
здал первую в стране самолетную
радиолокационную станцию — при-
цел «Торий». Эта РЛС обладала одной
особенностью: у нее были совмещены
обе антенны — излучающая и прием-
ная. Они размещались в одном специ-
ально разработанном небольшом
радиопрозрачном обтекателе. Однако
у «Тория» режим сопровождения был
ручным, что осложняло работу летчи-
ка при перехвате.
С самого начала работы инженеры
ОКБ старались на новом самолете со-
хранить эффективность и летные ха-
Самолет МИГ-15П. Установка РЛС «Торий» потребовала конструктивной доработки фюзеляжа
до рамы 8
Самолет МИГ-15бис (сняты две пушки НР-23)
рактеристики МИГ-15бис, несмотря
на добавление РЛС. Базовым стал се-
рийный самолет МИГ-15бис
№ 3810102, построенный заводом № 1,
который доставили на опытный завод
ОКБ, где он был переоборудован и по-
лучил шифр «СП-1».
С самолета были сняты две пушки
НР-23 и оставалась только одна Н-37Д
с боезапасом 45 снарядов.
Оптический коллиматорный при-
цел АСП-ЗН был заменен новой моде-
лью. Фотокинопулемет С-13, обычно
расположенный сверху воздухозабор-
ника, был перенесен на правую сторо-
ну фюзеляжа.
Наконец, в кабине пилота был ус-
тановлен экран радиолокационного
прицела, который позволял летчику
сопровождать цель, наводить на нее
самолет и определять дистанцию перед
открытием огня.
Однако были и другие изменения,
которые относились к конструкции са-
молета:
— носовая часть самолета из-за ус-
тановки РЛС и смены вооружения из-
менена до восьмого шпангоута и
удлинена на 120 мм;
— увеличена площадь тормозных
щитков, изменена их форма и расположе-
ние оси вращения (угол наклона стал 20°);
Отрицательный угол поперечного V крыла самолета МИГ-15Пбис был увеличен и увеличена
площадь воздушных тормозов
— на фонаре кабины введен козы-
рек с бронестеклом толщиной 64 мм.
Для сохранения хорошего обзора лет-
чику из кабины изменены обводы ко-
зырька и фонаря;
— увеличен угол отрицательного V
крыла с —2° до —3°;
— из-за новой компоновки оружия
и для максимального приближения оси
пушки НР-37 к оси симметрии самоле-
та передняя стойка шасси вынесена
вперед на 80 мм. На МИГ-15бис вмес-
то вилки установлена полувилка и
двусторонний щиток заменен одним
односторонним;
— в линии управления рулем высо-
ты установлен гидроусилитель — бус-
тер БУ-1.
Самолет СП-1 был также снабжен
радиокомпасом АРК-5 и маркерным
радиоприемником МРП-48. После за-
водских летных испытаний в декабре
1949 года, на которых летали А. Н.
Чернобуров и Г. А. Седов, самолет
СП-1 предъявлен в ГК НИИ ВВС 31
января 1950 года.
Государственные испытания закон-
чились 20 мая 1950 года. Акт госиспы-
таний констатировал ряд недостатков:
недостаточную продольную устойчи-
вость при посадках, уменьшение по
сравнению с самолетом МИГ-15 (СВ)
запаса динамической устойчивости,
левый крен и скольжение при прямо-
линейном полете на скоростях
940—950 км/ч, неэффективность элеро-
нов, ограничивающую угол крена 5 .
Заключение: самолет СП-1 не мо-
жет быть использован в качестве пере-
хватчика для действий в сложных
метеоусловиях из-за неудовлетвори-
тельной работы радиолокационного
прицела «Торий».
Летали на СП-1 в сложных метеоус-
ловиях с применением РЛС военные
летчики Супрун, Калачев, Пикуленко,
Благовещенский, Антипов, Дзюба и
Иванов.
Прицеливание производилось по
бомбардировщикам Ил-28 и Ту-4. В
итоге СП-1 не прошел испытаний.
Летчику было слишком сложно управ-
лять одновременно самолетом и лока-
тором, к тому же ненадежным.
Конструктор «Тория» А. Б. Сле-
пушкин модернизировал свою РЛС и
под индексом «Торий А» его установи-
ли позднее на МИГ-17 (СП-2), однако
основной недостаток — ручной режим
в режиме «сопровождения» — на «То-
рии А» остался.
На заводе № 1 в 1951 году было по-
строено пять самолетов. 25 ноября
1951 года один из них был передан в
НИИ ВВС на контрольные испытания,
которые также не позволили принять
модифицированный прицел. На само-
лете МИГ-15Пбис (СП-1), как и на
МИГ-Ибис, был установлен двигатель
ВК-1 тягой 2646 даН (2700 кгс).
МИГ-15бис «Бурлаки»
Самолет создавался как экспери-
ментальный для проверки экзотичес-
кой идеи: увеличить дальность на
«небольшом» реактивном истребителе.
В начале 1950-х годов на вооруже-
нии Дальней авиации (ДА) состояли
четырехмоторные бомбардировщики
Ту-4 (реактивных бомбардировщиков
еще не было) и нужны были истребите-
ли сопровождения.
Именно для этого ОКБ А. С. Яков-
лева изучило систему «Бурлаки» для
самолета МИГ-15бис.
Впереди воздухозаборника уста-
навливалась штанга с захватным уст-
ройством «Гарпун» со стальным
тросом. Летчик выстреливал зацепное
устройство при помощи воздушного
цилиндра.
После того как бомбардировщик
взлетал и набирал высоту, подлетал
истребитель и подстраивался к нему.
Пилот истребителя выстреливал
захватное устройство в наконечник,
висящий на тросе за бомбардировщи-
ком (в хвостовой части Ту-4 устанав-
ливалась электролебедка, выпускаю-
щая этот трос со специальным нако-
нечником).
После захвата пилот истребителя
выключал свой двигатель и летел на
буксире за Ту-4 как планер. В случае
необходимости летчик МИГ-15бис за-
пускал двигатель и расцеплялся с бом-
бардировщиком-буксировщиком.Поя-
вилась возможность вступить в воз-
душный бой, затем возвратиться и
снова прицепиться к буксировщику,
МИГ-15бис СД-21. Серийный самолет, оборудованный для испытаний с НУРС С-21
так как зацепное устройство могло
быть использовано несколько раз.
Система «Бурлаки» позволила при-
мерно в два раза увеличить дальность
истребителя сопровождения. Но в про-
цессе заводских испытаний и эксплуа-
тации в одной из частей Дальней
авиации обнаружился следующий не-
достаток системы: после подцепки и
выключения двигателя наддув и обо-
грев кабины истребителя прекра-
щался!
При буксировке на высоте
8000—10 000 м летчик дышал кислоро-
дом из маски, но мало кто мог долго
находиться в разгерметизированной и
холодной кабине. Это было просто
опасно. Неудивительно, что система
не была принята.
Кроме того, Ту-4 вскоре сменили
реактивные Ту-16.
МИГ-15бис, «СД-21»
Опытный самолет «СД-21» имел
дополнительно к штатному вооруже-
нию два подкрыльных пилона для
подвески и пуска неуправляемых ракет
«воздух — земля» «С-21» калибра
210 мм. Тот же самолет испытывался
на перегрузку с двумя ракетами С-21 и
двумя ПТБ емкостью 250 л.
Самолет МИГ-15бис СД-21 оборудован и подвесными топливными баками
МИГ-15бис С Д-57
Этот вариант серийного самолета
МИГ-15бис был предназначен для ис-
пытаний автоматического пуска неуп-
равляемых реактивных снарядов
АРС-57 (12 снарядов АРС-57 в каждом
блоке). Блок подвешивался на месте
баков.
МИГ-15бис ИШ
Данная модификация МИГ-15 была
оборудована двумя пилонами для под-
вески реактивных неуправляемых сна-
рядов большого калибра или блоков
из шести или 12 неуправляемых снаря-
дов класса «воздух - земля». Можно
было также подвешивать ПТБ.
Было выпущено 12 самолетов
МИГ-15бис ИШ, которые проходили
летные испытания в НИИ ВВС.
МИГ-15бис с дозаправкой
в воздухе
Дальность полета самолетов перво-
го и даже второго поколения в течение
продолжительного времени была не-
достаточной. Первые реактивные дви-
гатели имели очень большой расход
топлива.
Подвесные топливные баки различ-
ной емкости решали проблему увели-
чения дальности только частично.
Оптимальной стала дозаправка топли-
вом в воздухе (дальность полета при
этом увеличивалась пропорционально
количеству дозаправок).
Чтобы проверить эту идею, были
доработаны три серийных самолета
МИГ-15бис (реально доработка шла
на пяти машинах).
Оборудование, необходимое для
этих испытаний, как для заправляемо-
го, так и заправщика (бомбардиров-
щик Ту-4) было разработано в ОКБ
Яковлева. Сама дозаправка проходила
следующим образом: самолет-заправ-
щик выпускал из законцовок крыльев
прочный шланг с заправочными кону-
сами на конце. Два МИГ-15бис, обо-
рудованные штангами дозаправки в
левой носовой части фюзеляжа, стыко-
вались с этими конусами. Как только
замки зацеплялись, оператор Ту-4
включал насосную установку и одно-
временно два истребителя заправля-
лись топливом.
Первые летные эксперименты выс-
ветили три проблемы, для решения ко-
торых нужны были:
1) новая аппаратура поиска для
встречи истребителей с заправщиком в
воздушном пространстве;
2) новый тип мотонасоса с более
высокой производительностью для
выполнения дозаправки в минималь-
ное время;
Самолет МИГ-15бис СД-57. Серийный самолет оборудован для испытания НУРС-57
Заправка самолета МИГ-15бис в воздухе
3) более точная процедура стыков-
ки, дозаправки, расцепки и отхода от
самолета-заправщика.
В процессе испытаний возникли и
другие неприятные явления, осложняв-
шие этот процесс. Сразу после расцеп-
ки истребителя со шлангом
самолета-заправщика весь керосин,
находившийся в шланге, моментально
выплескивался в воздухозаборник ис-
требителя и на фонарь. Двигатель, как
правило, не останавливался, так как
ВК-1 имел большие запасы устойчиво-
сти, чем его предшественники.
Однако через систему подлавлива-
ния из двигателя через компрессор па-
Разработана система заправки самолета МИГ-15бис в воздухе
ры керосина попадали в кабину, и
летчику приходилось дышать этими
парами, пока система вновь не провен-
тилируется! Это было совершенно не-
допустимо.
Поэтому на конусе-воронке устано-
вили электромагнитный кран, управ-
ляемый оператором самолета-за-
правщика.
Опытные работы по дозаправке
МИГ-15бис в полете завершились ус-
пешно, но продолжения не получили.
Кроме того, чтобы провести подоб-
ную стыковку в воздухе со шлангом
заправщика, нужно было обладать
очень высокой летной подготовкой.
Испытательные полеты производи-
ли в 1953 году летчики ЛИИ С. Ано-
хин и В. Пронякин.
МИГ-15бис СДК-5,
СДК-7
Для тренировки в условиях боевого
применения летчиков-истребителей
ПВО требовалось большое количество
летающих мишеней, имевших такие же
характеристики, что и у боевых само-
летов, в особенности скоростные.
Тренировка в воздушной стрельбе
из пушек по буксируемым полотняным
или фанерным планерам уже не соот-
ветствовала уровню авиации того вре-
мени.
Нужны были мишени, более при-
способленные для маневрирования по
скорости, высоте и курсу.
И возникла идея использовать вы-
работавшие свой ресурс самолеты
МИГ-15 и МИГ-15бис. С них сняли ка-
тапультируемые кресла и в кабине раз-
местили аппаратуру управления
самолетом по радиокомандам с друго-
го самолета или с земли. Так родился
СДК-5.
В 1955 году в ОКБ «МИГ» на базе
МИГ-15 и МИГ-15бис проходили ис-
пытания беспилотные самолеты
СДК-7 и СДК-5 — настоящие летаю-
щие бомбы, оснащенные аппаратурой
самонаведения для уничтожения на-
земных объектов.
МИГ-15Пбис (СП-5)
Этот МИГ-15бис представлял со-
бой летающую лабораторию для ис-
пытания радиолокационного прицела
РП-1 «Изумруд», созданного В. В. Ти-
хомировым в 1958 году. РЛС имела
две антенны, одна из которых — ска-
нирующая, для поиска цели, другая —
для ее автоматического сопровож-
дения.
В носовой части фюзеляжа над верх-
ней губой воздухозаборника размещалась
поисковая антенна радиолокатора в ра-
диопрозрачном обтекателе.
Самолет МИГ-15бис (СП-5) с РЛС РП-1 «Изумруд», над козырьком установлен
экспериментальный перископ
Самолет МИГ-15бис (СП-5). Две антенны РЛС РП-1: на верхней губе и в центральной части
воздухозаборника
Приемная антенна располагалась
по центру воздухозаборника в разде-
лительной перегородке. Блоки РЛС
были установлены в отсеке приборно-
го оборудования перед кабиной. Уп-
равление РП-1 и захват цели прицел
производил автоматически, однако
определял дистанцию до цели и стре-
лял из пушки уже сам летчик.
Как и СП-1, СП-5 имел только одну
пушку Н-37. Фотокинопулемет, обыч-
но устанавливаемый вверху воздухоза-
борника, был перенесен в правую
носовую часть фюзеляжа. На фонаре
сверху располагался опытный перис-
коп обзора задней полусферы. Опыт-
ный самолет МИГ-15Пбис (СП-5)
почти не отличался по летно-техничес-
ким характеристикам от МИГ-15бис.
Процесс перехвата (поиск цели, зах-
ват, сопровождение) выполнялся на
СП-5 проще, чем на СП-1. Радиолока-
ционный прицел «Изумруд» был на-
дежнее, чем «Торий». Поэтому был
рекомендован для серийного произ-
водства (позже применялся на самоле-
тах МИГ-17 и МИГ-19).
МИГ-15бис СО, СА-1, СА-3,
СА-4
Эти модификации МИГ-15бис от-
личались только составом оборудова-
ния или бортовыми системами,
устанавливаемыми для испытаний.
Внешне они были идентичны серийно-
му самолету.
И-ЗЗО(СИ) МИГ-15бис 45°
СИ-2 (СИ-02, СИ-01)
МИГ-17
Целью создания этого самолета бы-
ло увеличить максимальную скорость
за счет совершенствования только
аэродинамики при той же тяге.
СИ-1 — экземпляр для статиспытаний,
никогда не летал. Внешне и по конст-
рукции СИ-2 (прототип МИГ-17) и его
дублер СИ-3 имели большое сходство
с МИГ-15.
Основные различия заключались в
следующем:
— стреловидность крыла по линии
25 % хорды крыла в корневой части до
полуразмаха была 45° и 42° в конце-
вой части (отсюда обозначение
МИГ-15бис 45°), что соответствовало
углу стреловидности по передней
кромке 49° и 45°30'.
Эта двойная стреловидность объяс-
няется не только балансировкой, но и
тем, что передняя часть нервюры кор-
невой части крыла крепилась на узле,
который был расположен в том же ме-
сте, что на МИГ-15;
— площадь крыла увеличена до
22,6 м2;
МИГ-15бис (СИ-2) - первый самолет со стреловидным крылом 45°
— поперечное V увеличено до —3°
(угол установки +1°);
— каждая консоль крыла имела три
аэродинамических гребня;
— профиль крыла стал несколько
тоньше: профиль корневой части ЦА-
ГИ С-12С с переходом в профиль кон-
цевой ЦАГИ СР-11 (относительное
удлинение крыла 4,08, сужение 1,23,
САХ 2,19 м);
— сопряжение крыла с фюзеляжем
улучшено по задней кромке;
— фюзеляж удлинен на 900 мм про-
порционально увеличению стреловид-
ности крыла;
— увеличена площадь аэродинами-
ческих тормозных щитков (общая пло-
щадь 1,76 м2).
Фюзеляж типа полумонокок состо-
ял из двух частей, разъем находился в
плоскости главных стыковочных уз-
лов крыла для облегчения монтажа и
демонтажа двигателя.
Кабина герметичная вентиляцион-
ного типа. Фонарь состоял из козырь-
ка с бронестеклом (толщина 64 мм) и
сдвижной части.
В нижней части фюзеляжа под каби-
ной располагался люк под лафет пушеч-
ной установки. Кабина была снабжена
катапультным креслом первого поколе-
ния. Катапультирование осуществлялось
нажатием ручек на поручнях кресла.
Крыло с работающей обшивкой од-
нолонжеронное с усилением в корне-
вой части, относительная толщина
профиля 12 %. Каждый элерон с раз-
махом 1,512 м и площадью 0,80 м2
имел внутреннюю аэродинамическую
компенсацию. Правый элерон обору-
дован триммером площадью 0,034 м-.
В системе управления элеронами
установлены гидроусилители. Щитки-
закрылки площадью 2,86 м2 отклоня-
лись на два положения: 20° на взлете и
60° на посадке. Киль имел стреловид-
ность по передней кромке 56° и пло-
щадь 4,26 м2.
Стреловидность стабилизатора по
передней кромке 45° и площадь 3,10 м2
(площадь руля высоты 0,884 м2). Два
резиновых топливных бака, емкостью
1250 и 150 л, расположены в фюзеляже
за кабиной и вставлялись через специ-
альные люки внизу фюзеляжа. Поря-
док выработки топлива не изменял
центровки самолета.
Кроме того, под крыльями подве-
шивались два топливных бака, кото-
рые можно было заменять двумя
бомбами по 100 или 250 кг.
Основное оборудование состояло
из УКВ РСИУ-3 «Клен», приемопере-
датчика опознавания государственной
принадлежности СРО-1 «Барий М» и
системы слепой посадки ОСП-48, в со-
МИГ-15бис (СИ-2). Стреловидность крыла по передней кромке была 45° и 42° в концевой части
став которой входили автоматический
радиокомпас АРК-5 «Амур», маркер-
ное радиоприемное устройство
МРП-48 «Хризантема» и радиовысо-
томер малых высот РВ-2 «Кристалл».
Вооружение такое же, как и на са-
молете МИГ-15: одна пушка Н-37Д с
боезапасом 40 снарядов и две пушки
Н-23 с боезапасом по 80 снарядов на
каждую. Полеты на СИ-2 выполнял
И. Т. Иващенко.
Была начата важная программа
летных исследований, в конце которой
предусматривались наиболее сложные
фигуры высшего пилотажа.
Уже при первых полетах Иващенко
заметил, что максимальная скорость
СИ-2 превысила на 40 км/ч скорость
МИГ-15бис, и 1 февраля 1950 года он
достиг 1114 км/ч на высоте 2200 м. 20
марта 1950 года стало роковым днем
для летчика и самолета.
После выполнения задания на вы-
соте 11 000 м он начал нормальное
снижение, но самолет неожиданно пе-
решел в пикирование и разбился при
ударе о землю. После трагической ги-
бели Иващенко на Си-2 на выявление
ее причин, устранение недостатков и
постройку нового опытного экземпля-
ра СИ-2 ушло более года.
СИ-01 из-за задержки в производ-
стве вышел позже СИ-02. Он стал, та-
ким образом, четвертым опытным
самолетом.
Для продолжения испытаний Гене-
ральный конструктор А. И. Микоян
пригласил военного летчика-испыта-
теля Г. А. Седова. Самолет СИ-02 про-
шел сначала заводские, а затем и
государственные испытания, и ГК
НИИ ВВС рекомендовало его для се-
рийного производства; приказом
МАП № 851 от 1 сентября 1951 года
было предписано начать его серийное
производство не менее чем на шести
заводах (отметим, что МИ Г-15 выпус-
кался на восьми заводах).
МИГ-17 мог выполнять самые
сложные фигуры высшего пилотажа.
Однако приходилось отклонять рули
несколько больше, чем на МИГ-15бис.
Кроме того, несколько улучшился раз-
гон после отрыва от земли при взлете.
Тормозные щитки обеспечивали
выполнение переворота на любой ско-
рости и на любой высоте вплоть до
14 000 м. Начиная с сентября 1952 года
на серийных заводах начали устанав-
ливать тормозные щитки увеличенной
площади.
На больших высотах МИГ-17 был
очень устойчив. Он допускал даже у
практического потолка развороты с
небольшим снижением. Однако его
скорость планирования была выше,
чем на МИГ-15бис, и достигала
270—280 км/ч.
По мере выпуска МИГ-17 серийны-
ми заводами появилось много улучше-
ний как по конструкции, так и по
боевому применению.
Например, на сиденье катапультно-
го кресла закрепили центральный ре-
мень, который «помогал» привязной
системе надежно фиксировать летчика
в кресле.
На левом подлокотнике установили
дублирующее управление, которое по-
зволяло и сбрасывать фонарь, и произ-
водить выстрел катапульты в случае
ранения правой руки (управление ка-
тапультированием установлено на
правом подлокотнике).
С конца 1953 года на всех МИГ-17
устанавливались катапультные кресла
со шторкой, расширяющей диапазон
безопасного применения катапульти-
рований по скорости.
Эти кресла, разработанные в ОКБ,
защищали лицо летчика от встречного
потока, имели стабилизирующие щит-
ки для предохранения от неупорядо-
ченного падения и захваты ног
летчика, предохраняющие их от пере-
ломов. ОКБ разработало также для
МИГ-17 одностекольный фонарь без
задней перегородки.
Он значительно улучшил обзор зад-
ней полусферы, обеспечивая угол об-
зора 24—27° с каждой стороны.
Однако и такой фонарь еще не обеспе-
чивал столь необходимого истребите-
лю полного обзора назад.
Поэтому вскоре появились перис-
копы, обеспечивающие полный обзор
задней полусферы.
Двигатель ВК-1 самолета МИГ-17
развивал тягу, эквивалентную 12 000
л. с., в десять раз больше, чем мощ-
ность поршневого двигателя АМ-35А
на первом МИГе (МИГ-1).
Вскоре на МИГ-17 начали устанав-
ливать двигатели ВК-1 А. Сохранив
прежнюю тягу 2646 даН (2700 кгс),
этот двигатель имел значительно боль-
ший ресурс и технологически был бо-
лее совершенен, чем ВК-1.
Три проекции самолета МИГ-17
Самолет СИ-02. Посадочная фара, установленная на перегородке воздухозаборника,
впоследствии была перенесена
Самолет СИ-02 с выпущенными воздушными тормозами и закрылками
в посадочное положение
Самолет СИ-01 — третий летный экземпляр оборудован подвесными баками
емкостью 400 ли гров
Второй летный самолет СИ-02 и образец для серийного производства самолетов МИГ-17
На МИГ-17 так же, как и на после-
дних сериях МИГ-15бис, была уста-
новлена новая система запуска
двигателя не только от наземных ис-
точников, но и от бортовых аккумуля-
торов, что делало самолет авто-
номным. Однако стартерный цикл ав-
тономного запуска был увеличен с 30
до 44 секунд. Топливная система само-
лета была значительно улучшена за
счет герметизации предохранительных
клапанов в магистрали наддува под-
весных баков, что обеспечивало выра-
ботку топлива из них на всех эксп-
луатационных скоростях полета. Лам-
па-фара была вынесена из воздухоза-
борника (как на МИГ -15) под крыло.
Испытания СИ-02 выявили некото-
рые ошибки в конструкции. Так, в од-
ном из испытательных полетов Седова
возникли сильные вибрации руля вы-
соты. Мгновенно переведя самолет в
набор высоты и снизив обороты дви-
гателя, летчик старался погасить виб-
рацию, однако часть руля высоты
была уже разрушена.
Балансируя на снижении только
оборотами двигателя, Седов сумел по-
садить самолет на аэродром. Причину
вибрации выявили и провели необхо-
димые доработки. В последующие го-
ды летчики отзывались о МИГ-17 как
об особо легкоуправляемом самолете.
Во время испытаний летчики-испы-
татели ЛИИ С. И. Анохин и П. И.
Казьмин достигли скорости, равной
числу М=1,14, однако в эксплуатации
с такими скоростями не летали.
В разное время более 30 стран на
трех континентах (Европа, Азия, Аф-
рика) приняли МИГ-17 на вооружение
своих ВВС: Албания, Афганистан,
Болгария, Камбоджа, Северная Корея,
Куба, Египет, Эфиопия, Финляндия,
Гвинея, Венгрия, Индия, Индонезия,
Ирак, Мали, Марокко, Монголия, Ни-
герия, Уганда, Пакистан, Польша, Ру-
мыния, Сомали, Сирия, Чехословакия,
Югославия и другие страны.
Боевые качества МИГ-17 прошли
неоднократную проверку в реальных
боевых условиях, впервые осенью 1956
года в Египте против французского
истребителя «Мистер IV», а также анг-
лийских истребителей «Вампир» и
«Метеор».
Вторично самолеты МИГ-17 полу-
чили боевое крещение в начале 60-х
годов над Вьетнамом, где они встреча-
лись со сверхзвуковыми американски-
ми самолетами F-105 «Тандерчиф» и
F-4 «Фантом». Универсальность
МИГ-17 позволила ОКБ «МИГ» со-
здать на его базе серию специализиро-
ванных истребителей для выполнения
различных тактических задач.
МИГ-17 также использовался как
летающая лаборатория для доводки
систем перед их установкой на истре-
бителях следующего поколения.
МИГ-17Ф (СФ)
В конце 40-х годов авиаконструк-
торы начали поиск более мощных
реактивных двигателей. Применявши-
еся на самолетах МИГ-15 и МИГ-17
реактивные двигатели не позволяли
повысить тягу. Центробежный комп-
рес- сор с разделением сжатого возду-
ха по индивидуальным камерам
сгорания не давал повысить степень
сжатия. Форсировать же двигатель по
основному контуру не представлялось
возможным — температура лопаток
турбины была уже максимальной. По-
этому вместе с ЦИАМом было решено
форсировать тягу двигателя, повысив
выход- ной импульс за счет дожигания
топлива за турбиной.
В ОКБ «МИГ» была спроектирова-
на и испытана первая отечественная
форсажная камера со стабилизирован-
ным фронтом пламени и принудитель-
ным зажиганием смеси под
руководством инженеров А. И. Комис-
сарова и Г. Е. Лозино-Лозинского, ны-
не руководителя работ по кос-
мическому самолету «Буран».
Отметим, что в это время в мире не
существовало форсажной камеры та-
кого типа.
Она состояла из диффузора, соб-
ственно камеры и двухпозиционного
реактивного сопла (540—624 мм). Ос-
новным узлом камеры являлось уст-
ройство, состоящее из кольцевого
стабилизатора пламени V-образного
сечения и топливных коллекторов с
форсунками. Исследования и доводка
форкамеры на стенде проводились в
ЦИАМе и позволили увеличить тягу
двигателя ВК-1 А на 25 %. Модернизи-
рованный реактивный двигатель полу-
чил название ВК-1Ф. Он имел
максимальную тягу 2548 даН
(2600 кгс), но на форсажном режиме
она превышала 3312 даН (3380 кгс).
Охлаждение форкамеры осуществля-
лось конвективно, принудительно, ча-
стью воздуха, поступающего от
воздухозаборника.
Первый ВК-1Ф был установлен на
серийном самолете МИГ-17 № 850.
Для размещения форкамеры потребо-
вались небольшие переделки в двига-
тельном отсеке.
Кроме того, потребовались дора-
ботки топливной системы, так как при
включении форсажа значительно воз-
растал расход топлива и его прокачка
по всей системе.
Заводские летные испытания само-
лета СФ, будущего МИГ-17Ф, нача-
лись 29 сентября 1951 года и
проводились А. Н. Чернобуровым, ко-
торый совершил первый полет. Кроме
него на СФ летали Г. А. Седов и К. К.
Коккинаки.
Ведущим инженером по летным ис-
пытаниям самолета был А. С. Изотов,
а по двигателю и форсажной камере
(ФК) — ведущий инженер А. И.
Комиссаров. Испытания закончились
Самолет МИГ-17Ф с двигателем, имеющим форсажную камеру
МИ Г-17 (СН) — самолет с подвижной пушечной установкой в носовой части фюзеляжа и боковыми
воздухозаборниками
двухдвигательному Ил-28, специально
модифицированному для этой задачи,
и только три полета по «СН». 13 по-
летов было выполнено по наземным
целям. Из установки СВ-25-МИГ-17
было произведено 15 000 выстрелов.
Однако результаты испытаний не
обрадовали инженера, ответственного
за эту программу в ОКБ «МИГ», —
Н. И. Волкова.
В действительности максимальная
скорость СН по сравнению с серий-
ным МИГ-17 уменьшилась на 60 км/ч.
Время набора высоты (скороподъем-
ность) самолета также ухудшилась
(время подъема на высоту 5000 м уве-
личилось на 0,44 мин и на высоту
10 000 м на 1,5 мин), а потолок снизил-
ся (примерно на 500 м). Ухудшилась,
помимо всего другого, маневренность.
Например, время выполнения предель-
ного виража на высоте 10 000 м увели-
чилось до 77 секунд, т. е. на 15 секунд
больше, чем у серийного МИГ-17.
При стрельбе выявились и другие
неприятные неожиданности. Так,
стрельба очередями всех трех пушек,
отклоненных под положительным или
отрицательным углом к продольной
оси самолета, вызывала изменение
траектории полета в противополож-
ную сторону. Выявилось также, что
прицельная стрельба при отклонении
установки более 10° вверх невозможна
124
без применения специальных уст-
ройств, компенсирующих момент им-
пульса сил отдачи при стрельбе из
пушек.
Неудачные эксперименты с подвиж-
ными пушечными установками на са-
молетах МИГ-15 и МИГ-17 окон-
чательно убедили конструкторов в не-
целесообразности применения подоб-
ных установок, расположенных на
большом расстоянии от центра масс
на одноместных истребителях, и все
исследования в этом направлении бы-
ли прекращены.
МИГ-17 (СИ-10)
Эта опытная модификация испыты-
валась с целью улучшения маневрен-
ных качеств МИГ-17 за счет повы-
шения механизации крыла и установ-
ки управляемого стабилизатора. Про-
грамма проводилась по плану ме-
роприятий Министерства авиацион-
ной промышленности от 26—30 марта
1953 года по устранению недостатков,
выявленных при испытаниях.
СИ-10 построен на основе МИГ-17
№ 216. Он характеризуется следующи-
ми особенностями:
— управляемый стабилизатор, но с
рулем высоты с углом отклонения от
-5° до +3°;
— автоматические предкрылки
длиной в 67 % от размаха крыла, в вы-
пущенном положении они отклоняют-
ся на угол 12°;
— посадочные щитки-закрылки с
отклонением при посадке на 25° и 16°
на взлете;
— интерцепторы (впервые на реак-
тивном МИГе), кинематически связан-
ные с элеронами. Они располагались
снизу крыла перед щитками-закрылка-
ми и имели ход на выпуск 55 мм при
отклонении элеронов больше 6°;
— сняты аэродинамические гребни.
Вероятно, не было тогда другого
истребителя, который имел бы так
много новинок.
Эти модификации привели к значи-
тельному увеличению массы самолета,
а именно:
— за счет стабилизатора на 28 кг,
— за счет интерцепторов на 14 кг,
— за счет предкрылков и закрыл-
ков на 120 кг,
— за счет центровочного груза на
70 кг.
Самолет вышел с завода в конце
1954 года. На нем был установлен дви-
гатель ВК-1 А тягой 2646 даН
(2700 кгс).
Вооружение состояло из одной
пушки Н-37Д и двух пушек НР-23.
Заводские испытания проводились
в начале 1955 года. Летали испытатели
Самолет МИГ-17 (СИ-10) с нововведениями: управляемый стабилизатор, но с рулем высоты,
автоматические предкрылки и интерцепторы
Крыло с отклоненным щитком-закрылком
ОКБ Г. К. Мосолов, Г. А. Седов и
А. Н. Чернобуров.
Государственные испытания прохо-
дили в июне-июле 1955 года. Летали
четыре военных летчика ГК НИИ ВВС
С. А. Микоян, А. П. Молотков, В. Н.
Махалин и Н. А. Коровин. Они вы-
полнили 47 полетов с налетом 32 часа
10 минут.
Испытания показали, что управляе-
мый стабилизатор в системе управле-
ния по тангажу и интерцепторы
существенно улучшали характеристи-
ки маневренности и управляемости са-
молета, особенно на больших
скоростях и высотах. Однако автома-
тические предкрылки, которые увели-
чили массу на 120 кг, не дали больших
преимуществ в маневренности.
Самолет МИГ-17ПФ (СП-10), оборудованный
лафетом с двумя скорострельными пушками
Характеристики СИ-10 были прак-
тически аналогичны характеристикам
МИГ-17 (СИ-02).
МИГ-17 (СДК-5)
Самолет СДК-5 был создан на ос-
нове планера МИГ-17, доработанного
для имитации в воздухе крылатой ра-
кеты «воздух — земля» и обработки
бортовой аппаратуры наведения в сис-
теме ракетоносец — ракета. Пушки с
него были сняты.
Над воздухозаборником размещал-
ся обтекатель с системой наведения са-
молета на цель.
Над килем был установлен второй
обтекатель с антенной для приема сиг-
налов с самолета-носителя для коорди-
нации траектории полета ракеты.
МИГ-17 ПФ (СП-10)
На самолете МИГ-17 ПФ № 627 ле-
том 1955 года были проведены испы-
тания новой двухствольной скоро-
стрельной пушки. Две пушки размеща-
лись на лафете самолета МИГ-17. Их
спускали и поднимали двумя неболь-
шими лебедками. Управление огнем
осуществлялось от нескольких кнопок,
позволяющих выбирать оружие, или
от общей кнопки залповой стрельбы
Самолет СДК-5 — стрелковое вооружение снято
Три проекции самолета И-340 (СМ-1)
ля. Нужен был меньший по габаритам,
но с требуемой тягой. Поэтому Мику-
лин решил разработать двигатель, ко-
торый по схеме, циклу рабочих
процессов и по конструкции был бы
подобен АМ-3, но меньше по разме-
рам в три раза.
30 июня 1950 года министр авиаци-
онной промышленности Хруничев,
авиаконструкторы Микоян, Яковлев и
двигателист Микулин были вызваны в
Кремль для обсуждения проекта реак-
тивного двигателя Микулина, кото-
рый должен был быть одобрен
Советом Министров для применения
на новых истребителях Яковлева и
Микояна.
Двигатель АМ-5 (Александр
Микулин-5) сразу не получился. Пона-
добились многочисленные доводки,
которые можно было сделать гораздо
быстрее на летающей лаборатории,
чем на наземном стенде.
Микоян, заинтересованный в но-
вом двигателе, предложил установить
два АМ-5 рядом в фюзеляже на уже
проверенном МИГ-15. Яковлев решил
установить такие же двигатели в гон-
долах под крылом своего нового ис-
требителя Як-25.
Старый опытный самолет
МИГ-15бис 45°, проложивший дорогу
к созданию МИГ-17, переоборудовали
для установки двух двигателей АМ-5
вместо одного ВК-1. Модификация
проводилась по постановлению Сове-
та Министров от 20 апреля 1951 года.
Этот самолет под названием СМ-1 и
стал летающей лабораторией для до-
водки двигателя АМ-5.
Во время испытаний СМ-1 намеча-
лось улучшить летные характеристики
истребителя МИГ-17 с минимальными
переделками и довести двигатель
АМ-5А до нужного уровня надежнос-
ти и экономичности.
Два двигателя АМ-5А размещались
в фюзеляже вплотную друг к другу в
мотоотсеке, где ранее стоял один дви-
гатель ВК-1.
Выходные сопла самолета СМ-1
Вначале АМ-5А не имел форсажно-
го режима и на максимальном режиме
развивал тягу 1960 даН (2000 кгс) каж-
дый. Суммарная тяга двух двигателей
составляла 3920 даН (4000 кгс) и была
выше, чем на одном форсированном
ВК-1Ф. Кроме того, общая масса двух
АМ-5А была на 88 кг меньше одного
ВК-1Ф.
Однако скоро выяснилось, что тяга
АМ-5А не позволяет получить ожидае-
мые характеристики. Поэтому Мику-
лин решил увеличить мощность за
счет дожигания.
Новый двигатель с максимальной
тягой 2017 даН (2150 кгс) и
форсажной — 2646 даН (2700 кгс) по-
лучил наименование АМ-5Ф.
В фюзеляже были установлены два
бака — емкостью 1220 и 330 л. Вслед-
ствие увеличения расхода воздуха бы-
ли расширены каналы воздухоза-
борников.
Внизу, в хвостовой части фюзеля-
жа, появился отсек для тормозного па-
рашюта площадью 15 м2.
В процессе летной доводки двигате-
ля АМ-5Ф на СМ-1 затем на СМ-2
Микояну, Микулину и другим специа-
листам стало ясно, что тяга этого дви-
гателя была все еще недостаточной
для самолетов следующего поколения.
Поэтому Микулин сразу начал ра-
боты по его форсированию и увеличил
расход воздуха в компрессоре с 37 до
43,3 кг/с. В результате был создан бо-
лее мощный двигатель АМ-9, который
позднее назывался РД-9Б.
Первая ступень компрессора этого
двигателя была уже сверхзвуковой по
окружной скорости. Его тяга была
равна 3185 даН (3250 кгс), и именно
этот двигатель конструкторы ОКБ
«МИГ» выбрали при создании своего
сверхзвукового перехватчика.
Самолет был построен в конце 1951
года. Летные испытания провел К. К.
Коккинаки.
МИГ-17П (СП-7)
Целью программы стало превра-
тить дневной истребитель МИГ-17 во
всепогодный ночной перехватчик. На-
личие на самолете радиолокационного
прицела должно было обеспечить по-
иск цели и ведение огня днем, ночью и
в облаках.
Самолет СП-7 с двигателем ВК-1 А
тягой 2646 даН (2700 кгс) отличался от
самолета МИГ-17 наличием радиоло-
кационного прицела РП-1 «Изумруд»,
разработанного в ОКБ радиопромыш-
ленности под руководством В. В. Ти-
хомирова.
Установка РЛС потребовала конст-
руктивных доработок самолета (на-
пример, изменения обводов головной
части фюзеляжа и козырька кабины
пилота и комплекта бортового воору-
жения). Вместо одной пушки Н-37Д и
двух пушек НР-23 на самолете
МИГ-17 на СП-7 были установлены
три пушки НР-23 с боекомплектом по
100 снарядов на каждую (две пушки
слева и одна справа в носовой части
фюзеляжа). Бронезащита самолета со-
стояла из бронестекла козырька фона-
ря, бронеплиты перед кабиной,
бронезаголовника и бронеспинки.
РЛС РП-1 сопрягалась с оптичес-
ким прицелом АСП-ЗН и имела две
антенны: поисковую, расположенную
в верхней «губе» воздухозаборника, и
прицельную — в центральной перего-
родке воздухозаборника. При сближе-
нии с обнаруженной целью до
дистанции 2 км автоматически вклю-
чалась приемная антенна, позволяв-
шая производить точную наводку.
При хорошей визуальной видимости
локатор отключался, и летчик пользо-
вался прицелом АСП-ЗН.
За исключением системы управле-
ния элеронами, в которой был уста-
новлен гидроусилитель (бустер)
БУ-IV, все остальное оборудование са-
молета было идентично МИГ-17.
Испытания СП-7, первый полет на
котором выполнил Г. А. Седов, закон-
чились летом 1952 года.
Этот самолет под наименованием
МИГ-17П выпускался серийно и со-
стоял на вооружении авиации ПВО и
морской береговой авиации.
Быстрота проведения испытаний и
запуска в серию МИГ-17П объясняет-
ся тем, что РЛС РП-1 была отработана
еще в 1950 году на опытном самолете
МИГ-15бис СП-5, а отработка и про-
верка радиолокационного прицела в
различных климатических и погодных
условиях проходила в 1953 году на са-
молетах СТ-7 (вариант УТИ МИГ-15).
В целом МИГ-17П был предназна-
чен для пилотирования наиболее под-
готовленными летчиками. Он стал
первым в стране массовым легким пе-
рехватчиком с РЛС.
МИГ-17ПФ (СП-7Ф)
Цель этой программы — объеди-
нить боевые возможности самолетов
МИГ-17П и МИГ-17Ф в одном само-
лете, откуда и следует формула:
МИГ-17П + МИГ-17Ф =
= МИГ-17ПФ.
Самолет МИГ-17ПФ, выпущенный
в 1952 году, явился новым этапом в
развитии самолета МИГ-17. На нем
сохранился двигатель ВК-1Ф с фор-
сажной камерой тягой 2597 даН (2650
кгс) без форсажа и 3312 даН (3380 кгс)
с форсажем, который был на самолете
МИГ-17Ф. Вместо двух НР-23 и од-
ной Н-37Д установлены три пушки
НР-23. Радиолокационным прицелом
был РП-1 «Изумруд».
Основными отличиями конструк-
ции и оборудования МИГ-17 ПФ
были:
— в носовой части фюзеляжа изме-
нено размещение оборудования и ору-
жия;
— хвостовая часть фюзеляжа изме-
нена в связи с установкой форсажной
камеры двигателя ВК-1Ф;
— между обшивкой фюзеляжа и
форсажной камерой установлен кожух
обдува для защиты элементов конст-
рукции фюзеляжа от перегрева;
— установлены гидроцилиндры уп-
равления соплом форсажной камеры;
— более совершенный генератор
ГСР-6000;
— впервые установлены радиоло-
кационная станция защиты от облуче-
ния «Сирена-2» и навигационный
штурманский индикатор НИ-50Б.
Летно-технические характеристики
МИГ-17ПФ были практически такими
же, как и у МИГ-17Ф. Несмотря на
возросшую взлетную массу,
МИГ-17ПФ сохранил летные качества
первоначального МИГ-17, за исключе-
нием того, что время виража возросло
до 85 с (62,0 с форсажем), а скороподъ-
емность у земли была ограничена
55 м/с.
После нескольких лет эксплуатации
вооружение большинства самолетов
МИГ-17ПФ в частях авиации ПВО
было полностью изменено. Пушки бы-
ли сняты и заменены четырьмя ракета-
ми с радиолокационным наведением.
Так появился самолет МИГ-17ПФУ.
Самолет МИГ-17ПФ выпускался в
Польше под названием ЛИМ-5П и в
Чехословакии под названием С-104.
119
МИГ-17ПФУ (СП-6)
(МИГ-17Р (СР-2, СР-2С)
Самолет СП-6 был создан на базе
фюзеляжа МИГ-17ПФ, под крылом
которого установлены четыре пуско-
вые балки для подвески четырех уп-
равляемых ракет К-5.
Ракеты К-5 после схода с направля-
ющих наводились бортовой РЛС РП-5
«Изумруд». После принятия на воору-
жение ракета К-5 получила название
РС-2УС.
На опытном самолете СП-6 оста-
лась одна пушка НР-23 на правом
борту.
После испытаний самолет СП-6 под
названием МИГ-17ПФУ был принят
на вооружение авиации ПВО.
Самолет СР-2, построенный на ос-
нове планера самолета МИГ-17Ф, был
предназначен для оценки фронтового
фоторазведчика с новым двигателем
ВК-5Ф. Разработка этого самолета и
двигателя началась по постановлению
Совета Министров № 2817-1338 от
3 августа 1951 года.
Достаточно странно, но летно-тех-
нические характеристики самолета в
тактико-технических требованиях не
были указаны.
Самолет СР-2 с двигателем ВК-5Ф
явился следующим этапом в развитии
самолета МИГ-17. Кроме двигателя
модификации включали новый ору-
Самолет МИГ-17ПФУ (СП-6) — установлены четыре пусковые балки для ракет К-5
Самолет МИГ-17ПФУ оборудован РЛС РП-1 «Изумруд» с подвесными баками емкостью
по 400 литров
дийный пушечный лафет клепаной
конструкции, специальное фотообору-
дование, обеспечивающее перспектив-
ную, плановую и двухмаршрутную
фотосъемку, и звукозаписывающий
прибор. Кроме того, управление рулем
высоты осуществлялось при помощи
гидравлического сервопривода (бусте-
ра) и в кабине появилась новая при-
борная доска.
Двигатель ВК-5Ф развивал тягу
2940 даН (3000 кгс) без форсажа и
3773 даН (3850 кгс) с форсажем. Он
имел более высокие характеристики,
чем ВК-1Ф, за счет повышения темпе-
ратуры газов перед турбиной, приме-
нения более жаропрочных и жаро-
стойких (для термического окисления)
сплавов для лопаток турбины и улуч-
шенного охлаждения.
В результате этих мер форсажная
тяга по сравнению с двигателем
ВК-1Ф возросла на 470 кгс без увели-
чения массы и габаритов двигателя и
его удельного расхода топлива. Это
было, несомненно, большим достиже-
нием ОКБ В. Я. Климова.
Для компенсации по весу фотораз-
ведчика СР-2 была снята одна из трех
пушек — наиболее тяжелая Н-37Д.
Таким образом, вооружение са-
молета состояло из двух пушек НР-23
с боезапасом по 100 снарядов на
каждую.
На самолете был установлен аэро-
фотоаппарат АФА-БФ-21с и один маг-
нитофон МАГ-9. Предполагалось, что
летчик на этом самолете-разведчике
будет наговаривать свои визуальные
наблюдения на магнитофон, и ему не
придется вести записи в полете на кар-
те и запоминать увиденное. Аэрофото-
аппарат устанавливался на плановом
качающемся кронштейне для проведе-
ния одно- или двухмаршрутной плано-
вой фотосъемки, а также для пер-
спективной фотосъемки под углом 30°
к горизонту (слева от траектории по-
лета).
Перед объективом фотоаппарата
на обшивке фюзеляжа имелись штор-
ки, которые автоматически открыва-
лись в момент съемки. На земле, при
рулении, взлете и посадке, они закры-
вали объектив фотоаппарата, защи-
щая его от внешних воздействий
(пыль, камни, грязь и т. п.). Аэрофото-
аппарат АФА-БА-40Р.
На самолете СР-2 установлено што-
рочное катапультное кресло со стаби-
лизирующими щитками.
Самолет был построен в мае 1952
года и выполнил первый полет в июне
1952 года; пилотировал его А. Н. Чер-
нобуров.
Заводские испытания, довольно
продолжительные, проходили с июня
1952 года до января 1954 года. После
них в июле 1954 года начались госу-
дарственные испытания, которые за-
кончились 10 августа 1954 года. На
государственных испытаниях летали
121
военные летчики подполковник С. А.
Микоян и подполковник П. Н. Беляс-
ник.
Приводим выписки из Акта госу-
дарственных испытаний:
«1. Самолет СР-2 с двигателем
ВК-5Ф Государственные испытания
выдержал удовлетворительно.
2. Принятие на вооружение моди-
фицированного МИГ-17Р с двигате-
лем ВК-5Ф нецелесообразно, так как
его ЛТХ практически не отличаются
от ЛТХ МИГ-17Ф с двигателем
ВК-1Ф.
3. Целесообразно рекомендовать
МИГ-17Р с двигателем ВК-1Ф с той же
фотоустановкой».
Таким образом, несмотря на то, что
СР-2 выдержал государственные испы-
тания почти без замечаний, он не был
рекомендован для принятия на воору-
жение.
Самолет СР-2с с таким же фотообо-
рудованием, как у СР-2, и двигателем
ВК-1Ф прошел испытания и был при-
нят на вооружение как фронтовой
дневной фоторазведчик под маркой
МИГ-17Ф.
МИГ-17 (СН)
Этот самолет был создан для про-
должения опытных работ ОКБ и до-
водки подвижных пушечных уста-
новок, перемещающихся в вертикаль-
ной плоскости.
В отличие от первого опытного СУ
(модифицированный МИГ-15) с огра-
ниченно подвижными пушками вслед-
ствие их положения под воздухо-
заборником подвижная пушечная ус-
тановка на самолете СН была установ-
лена в носовой части фюзеляжа.
Такая компоновка потребовала
серьезной модификации носовой части
фюзеляжа, для чего было сделано сле-
дующее:
— центральный лобовой воздухоза-
борник заменили на боковые, и вся но-
совая часть до шпангоута № 13 была
изменена, длина фюзеляжа увеличи-
лась на 1,069 м;
— поставили новые двухколодоч-
ные колеса КТ-23 на основные стойки
шасси, щитки основных стоек перенес-
ли на каналы воздухозаборника;
— фонарь летчика для улучшения
обзора увеличен по габаритам;
— на 50 л увеличена емкость топ-
ливных баков;
— установлена новая приборная
доска и специальное прицельное обо-
рудование.
Теоретически подвижная пушечная
установка СВ-25-МИГ-17 должна бы-
ла обеспечивать преимущество для ис-
требителя. Обычно летчик-истреби-
тель производит прицеливание переме-
щением всего самолета в воздушном
пространстве. На выполнение этого
маневра уходят драгоценные секунды.
Малейшая ошибка летчика или на-
личие более маневренного противника
Вид спереди на самолет МИ Г-17 (СН)
Три проекции самолета СН-2 (И-330)
приводят к срыву атаки. Преследуя
противника, летящего по криволиней-
ной траектории, летчик самолета-ист-
ребителя с неподвижными пушками
должен направить свой самолет в точ-
ку прицеливания, находящуюся впере-
ди противника (упреждение). Однако
для этого может не хватить угловой
скорости своего самолета, и воздуш-
ный бой прекратится. Подвижные
пушки точнее и, главное, могут быть
направлены в заданную точку тогда,
когда сделать это поворотом своего
самолета просто невозможно. Уста-
новка подвижных пушек, казалось бы,
должна была обеспечить прицельное
открытие огня раньше, чем это мог
сделать противник.
Система СВ-25-МИГ-17 включала в
себя три опытные пушки ТКБ-495 ка-
либра 23 мм, смонтированные на под-
вижном лафете. Управление переме-
щением в вертикальной плоскости
(вверх +27°26', вниз -9°28') производи-
лось электродистанционно. Эти опыт-
ные пушки, созданные в Туле ору-
жейниками Афанасьевым и Макаро-
вым, имели скорострельность 1250 вы-
стрелов в минуту. В то время ни одна
одноствольная пушка в мире не имела
такой высокой скорострельности. Об-
щая масса установки (469 кг) распреде-
лялась следующим образом: масса
подвижной установки без оружия, бо-
еприпасов и агрегатов 142,4 кг, боеза-
пас 139,7 кг, масса трех пушек 117 кг.
Опытный самолет СН стал первым
самолетом ОКБ «МИГ» с боковыми
воздухозаборниками. В дальнейшем,
начиная с МИГ-25, эта схема стала
классической для всех самолетов
МИГ.
Заводские летные испытания вы-
полнил в 1953 году Г. К. Мосолов. Го-
сударственные испытания начались
15 февраля 1954 года. На них летали
летчики-испытатели ГК НИИ ВВС
Ю. А. Антипов, А. П. Молотков, Н. П.
Захаров, С. А. Микоян, В. Н. Маха-
лин, А. С. Солодовников и В. Г. Ива-
нов. Эти летчики выполнили в общей
сложности 130 полетов, в основном по
Самолет СДК-5 — две антенны системы наведения (в носовой части фюзеляжа и в верхней
части киля)
на ручке управления самолетом. Эта
опытная пушка не прошла испытаний
и в серию не запускалась.
МИГ-17
Опытные модификации с различ-
ными вариантами оборудования и во-
оружения СП-9, СП-11, СИ-05, СИ-07,
СИ-16, СИ-19, СИ-21, СИ-21М,
СИ-9— самолеты МИГ-17 с различ-
ными вариантами систем неуправляе-
мого ракетного вооружения с различ-
ными пилонами,трубами и блоками.
Так, например, на СИ-16 и СИ-19
проходили огневые испытания блоки
ракетных снарядов с короткими ство-
лами.
На СИ-19 испытывались также не-
управляемые ракеты класса «воз-
дух — земля» большого калибра
ТРС-190 (190 мм), подвешенные под
Самолет МИГ-17 (СИ-16) оборудован для испытания с блоками НУРС калибра 57 мм
крылом на рельсовых направляющих
и в трубах. Испытывались также раз-
личные типы бомбодержателей и изу-
чалось воздействие при стрельбе
НУРС на подвесные топливные баки,
размещенные рядом с ними.
В 1953 году на самолете СП-9 испы-
тывали размещенные на длинном пи-
лоне блоки ракетных снарядов класса
«воздух — воздух».
Автоматическое устройство
ЗП-6-Ш позволяло стрелять отдельны-
ми снарядами. Пушек на этом самоле-
те не было.
В 1953 году на модификации СП-8
самолета МИГ-17 испытывался новый
дальномер-радиолокатор «Град».
Штатный прицел АСП-ЗМ самоле-
та МИГ-17 был заменен на опытный
прицел «Снег» с отображением дан-
ных на лобовом стекле (дальности и
коллиматорной сетки).
Дальномер-радиолокатор «Град»
вследствие трудностей с доводкой не
выпускался серийно и его заменили
другим дальномером-радиолокатором
«Квант», который успешно прошел ис-
пытания и был рекомендован для се-
рии.
Выпускавшиеся самолеты МИГ-17
оборудовались «Квантами» на за-
водах.
Уже выпущенные самолеты дораба-
тывались в строевых частях.
Самолет МИГ-17 (СП-8) оборудован для
испытания с РД «Град»
И-350М
В 1947 году двигателист А. М.
Люлька начал разработку нового ре-
активного двигателя с форсажной ка-
мерой, способного развивать тягу 4410
даН (4500 кгс). Это был ТРД ВРД-5,
позже переименованный в ТР-3.
Этот двигатель с семиступенчатым
осевым компрессором был доведен че-
рез несколько лет и выпускался под
обозначением АЛ-5, а затем АЛ-7. Его
тяга вначале достигала 5096 даН
(5200 кгс).
Самолет МИГ-17 (СИ-19) оборудован для испытания с блоками НУРС калибра 190 мм
Таким образом, в конце 50-х годов
ОКБ «МИГ» для нового проекта ис-
требителя могло рассчитывать только
наТР-ЗА.
Программа И-350 была начата по
постановлению Совета Министров от
10 июня 1950 года, предусматриваю-
щему создание сверхзвукового фрон-
тового истребителя.
И-350 (внутризаводское наименова-
ние «М») представлял собой однодви-
гательный реактивный полностью
металлический самолет со средним
расположением крыла со стреловидно-
стью по задней кромке 60° и с относи-
тельным удлинением 8,6. Это крыло
исследовалось в ЦАГИ под руковод-
ством инженеров В. С. Струминского
и С. Г. Бюшгенса.
На самолете «М» была установлена
РЛС РП-1 «Изумруд», антенны кото-
рой находились в верхней губе возду-
хозаборника и в разделительной
перегородке. Напомним, что эта РЛС
ранее была установлена на МИГ-17П,
МИГ-17ПФ и МИГ-17ПФУ. На верх-
ней поверхности крыла имелись во-
семь аэродинамических перегородок.
В хвостовой части фюзеляжа нахо-
дился небольшой подфюзеляжный
киль. По бокам сопла были располо-
жены два аэродинамических тормоза.
Самолет был оборудован тормоз-
ным парашютом — новшество на ис-
требителе. Вооружение такое же, как
на МИГ-15 и МИГ-17, — одна пушка
Н-37Д и две НР-23 на легкосъемном
лафете.
Летные испытания провел Г. А. Се-
дов, выполнивший первый полет 16
июня 1951 года, который чуть не за-
кончился трагически. Вскоре после
взлета Седов сбросил тягу TP-ЗА, и
двигатель неожиданно заглох, когда
самолет находился на высоте меньше
2000 м. Спасти самолет шансов прак-
тически не оставалось. Остановка дви-
гателя, естественно, привела к
падению давления в гидросистеме, и
перемещать ручки управления стало
Три проекции самолета И-350М
Самолет И-350, разработанный с целью создания новой модели истребителя с двигателем ТР-3
А. М. Люльки
почти невозможно. Седов попытался
выпустить шасси обычным способом
при помощи гидравлики — правая
стойка не выпустилась. Наблюдатели
на земле немедленно предупредили его
по радио, однако самолет уже нахо-
дился на высоте не больше 20—30 м!
Тогда Седов включил аварийную
пневматическую систему выпуска шас-
си. Момент выпуска стойки шасси от
момента касания колесом полосы от-
деляли буквально секунды.
Полет продолжался всего несколь-
ко минут, вероятно, это была первая в
стране посадка сверхзвукового само-
лета с неработающим двигателем.
Если Седов продемонстрировал вы-
сокое профессиональное мастерство,
то двигатель TP-ЗА (АЛ-5) «показал»,
что его рано ставить на однодвига-
тельный реактивный самолет. Было
выполнено десять полетов, после чего
программу закрыли.
Программа И-350 («М»), если бы
она не была закрыта, могла бы приве-
сти к появлению двух модификаций:
М-2 с РЛС «Коршун» и двухместного
МТ с тандемным расположением кре-
сел.
МИГ-19
Первый советский сверхзвуковой
истребитель МИГ-19 взлетел 5 января
1954 года. Управлял им Г. А. Седов,
ныне Главный конструктор ОКБ. На-
до ли еще раз напоминать, что переход
в сверхзвуковую область скоростей
был долог, труден и кровав. На
МИГ-17 погиб Иващенко, были жерт-
вы среди летчиков у авиационных кон-
структоров во всем мире.
Уже были попытки достичь Маха
«единицы» и затем на короткое время
перейти его, однако надо было выдер-
живать эту скорость как можно доль-
ше и в горизонтальном полете.
Предшественник МИГ-19, самолет
СМ-2 имел, казалось, все данные для
достижения этой цели: тонкое крыло с
большой стреловидностью (57°), мини-
мальный мидель и, самое главное, два
новых компактных двигателя АМ-5А с
осевым компрессором с прекрасными
характеристиками. Тем не менее этого
оказалось недостаточно. Кое у кого
опускались руки. Тогда решили доба-
вить к двигателю АМ-5 форсажную
камеру — устройство, позволяющее
дожигать топливо за турбиной основ-
ного контура.
Двигателисту Микулину удалось
реализовать этот форсажный режим,
сохранив устойчивое горение без
уменьшения проточных скоростей га-
зового потока в форсажной камере.
Со своей стороны вооруженец
II. И. Волков предложил перенести две
пушки из трех вместе с боекомплектом
в корни крыла. Таким образом, он за-
нял неиспользуемые в крыле объемы,
131
освободив одновременно в фюзеляже
драгоценное место — для оборудо-
вания.
В то же время заместитель Главно-
го конструктора А. Г. Брунов и на-
чальник отдела Р. А. Беляков
разрабатывали необратимое бустер-
ное управление для самолета с цельно-
поворотным стабилизатором без руля
высоты. На случай отказа основной
системы управление было дублирова-
но, а система управления стабилизато-
ром содержала автомат изменения
усилий на ручке управления и меха-
низм изменения передаточного числа
от ручки к стабилизатору (первый в
мире электрический автомат регулиро-
вания управления — АРУ). Необходи-
мо было также обеспечить спасение
экипажа при катапультировании при
всевозрастающих скоростях.
Полеты СМ-2 не прошли даром.
Были выявлены непреднамеренные
срывы в штопор из-за затенения ста-
билизатора крылом на больших углах
атаки. Пришлось вернуться в аэроди-
намическую трубу, и в результате про-
дувок изменили положение стабили-
затора: его опустили с верхней части
киля на уровень фюзеляжа. Кроме то-
го, на крыле установили аэродинами-
ческие гребни.
Так СМ-2 превратился в СМ-9. Уже
в первых полетах Г. А. Седов вышел
на число М=1,33 (1400 км/ч), устано-
вив неофициальный мировой рекорд
скорости, однако предстояло устра-
нить еще многие недостатки, связан-
ные с доводкой.
Вытяжку лопаток турбин при мак-
симальных скоростях устранили, при-
менив новые жаропрочные сплавы.
Поперечную управляемость улучшили,
добавив интерцепторы к элеронам.
Поставили новую систему загрузки
ручки управления и изменили переда-
точные числа в продольном управле-
нии — исчезла продольная раскачка
на больших скоростях. Удары по педа-
лям на трансзвуке были устранены
введением преднамеренного срыва по-
тока на хвосте.
Все это делалось постепенно, шаг за
шагом.
В то же время Норт-Америкен «Су-
пер Сейбр» F-100 вышел только на
число М = 1,09. И последний рекорд:
через 14 месяцев после первого вылета
СМ-9 два первых серийных МИГ-19
были переданы в ВВС. МИГ-19 выпус-
кался большой серией и состоял на во-
оружении армий многих зарубежных
стран.
И-360 (СМ-2, СМ-2А, СМ-2Б)
Программа предусматривала созда-
ние истребителя, способного летать со
сверхзвуковой скоростью в горизон-
тальном полете. Способами решения
этой задачи были:
— оптимизация компоновки само-
лета за счет миделя с минимальным се-
Самолст СМ-2. Стабилизатор расположен в основании киля
132
Самолет И-360 (СМ-2 № 1)с верхним расположением горизонтального оперения
и с подвесными баками
чением для снижения лобового сопро-
тивления;
— снижение общего лобового со-
противления крыла и хвостового опе-
рения за счет увеличения их стрело-
видности;
— решение ряда сложных техничес-
ких проблем конструкции, как, напри-
мер, создание дублирующих систем
управления, автоматов загрузки и ре-
гулирования передаточных чисел,
сверхзвукового воздухозаборника;
— создание новых средств спасения
экипажа для больших скоростей;
— оптимальное размещение мощ-
ных двигателей и топливной системы
таким образом, чтобы двигатели нор-
мально работали при любых эволюци-
ях самолета и не останавливались во
всем диапазоне высот и скоростей, в
том числе при стрельбе из пушек.
Таким образом, СМ-2 стал опыт-
ным полигоном, на котором проверя-
лись пути достижения сверхзвуковых
скоростей.
Проектирование СМ-2 было вы-
полнено в рекордные сроки под об-
щим руководством А. Г. Брунова.
А. А. Чумаченко обеспечивал решение
вопросов аэродинамики, Р. А. Беляков
занимался проблемами управления и
управляемости. Большую роль в со-
Самолет СМ-2 № 2 с горизонтальным оперением, расположенным на киле
Три проекции самолета И-360 (СМ-2)
здании СМ-2 сыграл конструктор
А. В. Минаев.
Начальник бригады Г. Е. Лозино-
Лозинский занимался силовой уста-
новкой. Расчетами по прочности ру-
ководил Д. Н. Кургузов, работавший
вместе с Н. Н. Поликарповым до
второй мировой войны.
Первый СМ-2 представлял собой
двухдвигательный среднеплан с Т-об-
разным хвостовым оперением. Крыло
по линии фокусов имело стреловид-
на самолете СМ-2 №2. Горизонтальное оперение опущено на уровень фюзеляжа
ность 55° и отрицательное V - 4°30'.
Горизонтальное оперение имело стре-
ловидность по передней кромке 55°,
киль — 56°. Крыло имело такую же
конструкцию, как и крыло И-350 (М),
но с одним аэродинамическим греб-
нем.
Вооружение состояло из двух пу-
шек Н-37Д, расположенных в корне-
вой части крыла.
Самолет вышел с завода в апреле
1952 года и совершил первый полет 24
мая 1952 года. Его поднял в воздух
Г. А. Седов.
После нескольких минут полета
стало ясно, что самолет может выйти
на сверхзвуковую скорость только с
пикированием, хотя и пологим. Мощ-
ность двух первых серийных двигате-
лей АМ-5 3920 даН (4000 кгс) из-за
отсутствия форсажа была недостаточ-
ной. Поэтому их заменили на АМ-5Ф
тягой 2646 даН (2700 кгс) на форсаже,
доводка которого началась на СМ-1.
Кроме того, выявились недостатки в
аэродинамической компоновке и в
топливной автоматике.
Проблема непреднамеренного сры-
ва в штопор была снята, когда стаби-
лизатор опустили и изменили
положение аэродинамических гребней.
Были также решены проблемы заг-
лохания и помпажа двигателей. После
завершения заводских испытаний в на-
чале 1953 года самолет СМ-2 был
предъявлен на государственные испы-
тания.
Самолет СМ-2. Воздушные тормоза отклонены
на максимальный угол
Они продолжались до тех пор, пока
военный летчик-испытатель В. Г. Ива-
нов в марте 1953 года не обнаружил
серьезный дефект: неустойчивость по
тангажу из-за снижения эффективнос-
ти горизонтального оперения на боль-
ших скоростях.
Испытания прервали, и самолет
возвратили на завод для переделки.
Стабилизатор опустили еще ниже, те-
перь он крепился к фюзеляжу. С тех
пор стабилизатор всех будущих МИ-
Гов навсегда «расстался» с килем.
На самолете СМ-2 № 2 увеличены аэродинамические гребни на крыле
Во избежание тряски при выпуске
тормозных щитков их перенесли бли-
же к крылу и опустили относительно
продольной оси фюзеляжа.
Переделанная модификация стала
называться СМ-2А, а в дальнейшем
СМ-2Б. Летом 1953 года доработан-
ный самолет возобновил государ-
ственные испытания.
Было построено два экземпляра
СМ-2. На обоих в процессе летных ис-
пытаний были проведены одинаковые
значительные модификации, в особен-
ности в связи с изменением положения
стабилизатора.
МИГ-19 (СМ-9/1)
После неудачи с самолетом СМ-2
важно было довести сверхзвуковой
истребитель с двумя модифи-
цированными двигателями АМ-5Ф,
оборудованными форсажными каме-
рами. В новом виде двигатель стал на-
зываться АМ-9Б (АМ-9 — обо-
значение в эскизном проекте). Тяга но-
вого двигателя составила 2548 даН
(2600 кгс), с включенным форсажем —
3185 даН (3250 кгс); суммарная тяга
двух двигателей 6370 даН (6500 кгс)
вполне могла удовлетворить конст-
рукторов ОКБ «МИГ». На самолете
СМ-2Б установили два таких двига-
теля.
С двигателями АМ-9Б и после не-
которых доработок фюзеляжа, прове-
денных в основном для размещения
форсажных камер и защиты конструк-
ции от высокой температуры, самолет
СМ-2Б получил название СМ-9/1. Сис-
тема управления полетом имела бус-
терное управление. Стабилизатор не-
подвижный с рулем высоты.
Самолет дорабатывался по поста-
новлению Совета Министров СССР
№ 2181-887 от 15 августа 1953 года.
Стреловидность среднерасположен-
ного крыла по передней кромке 55° по
25 % хорды. Угол стреловидности опе-
рения 55°. Воздухозаборник разделен
вертикальной перегородкой. Кабина
летчика герметичная, вентиляционно-
го типа с наддувом холодным и горя-
чим воздухом от двигателя. Темпе-
ратура в кабине поддерживалась тер-
морегулятором в заданном режиме ав-
томатически. Катапультное кресло
имело шторочный привод для защиты
лица и рук при катапультировании на
больших скоростях. В задней нижней
части фюзеляжа располагался контей-
нер тормозного парашюта.
Вооружение состояло из трех пушек
НР-23, две из которых расположены в
корневой части консолей крыла и одна
в нижней правой части фюзеляжа.
На СМ-9 был назначен экипаж в
составе ведущего летчика-испытателя
Г. А. Седова, ведущего инженера В. А.
Архипова и его помощника В. А. Ми-
СамолетСМ-9/l прототип МИ Г-19
Самолет СМ-9/1 с увеличенными аэродинамическими гребнями и неподвижным стабилизатором
с рулями высоты
кояна. Работу новых двигателей конт-
ролировали представители ОКБ А. А.
Микулина И. И. Гнеушев и В. П. Шав-
риков.
5 января 1954 года Седов совершил
первый полет на самолете СМ-9/1. В
первом полете двигатели работали хо-
рошо, но форсажный режим не приме-
нялся. Летчик после полета оценил
самолет как «легкий в управлении» и
способный превысить скорость звука.
Уже во втором полете с двигателями,
работающими на форсаже, Седов без
труда преодолел скорость звука, в пос-
’ледующих испытательных полетах
СМ-9/1 также много раз переходил
скорость звука. 12 сентября 1954 года
заводские испытания СМ-9/1 были за-
кончены, и 30 сентября начались госу-
дарственные испытания.
Штанга ПВД самолета СМ-9/1 отклоняется для сокращения габарита на земле
Самолет СМ-9/1 со снятыми пушками
Уже первые полеты Седова показа-
ли, что у этой машины большое бу-
дущее.
Такая оценка отчетливо подтверж-
дается выпиской из Акта государ-
ственных испытаний:
«Характеристики СМ-9/1 превосхо-
дят характеристики МИГ-17Ф по мак-
симальной скорости на высоте
10 000 м на 380 км/ч, по практическо-
му потолку — на 900 м».
Этот Акт, утвержденный Главноко-
мандующим ВВС маршалом авиации
Жигаревым, рекомендовал принять
СМ-9 на вооружение и присвоить ему
наименование МИГ-19, и еще до окон-
чания государственных испытаний Со-
вет Министров постановлением
№ 286-133 от 17 февраля 1954 года рас-
порядился начать серийное производ-
ство самолета МИ Г-19 на двух заводах
в Горьком и Новосибирске.
По собственной инициативе (выс-
казанной достаточно резко) Совет
Министров обязал Министерство
авиационной промышленности сдать,
а Министерство обороны принять пер-
вые 50 самолетов и 100 двигателей к
ним по чертежам Генерального конст-
руктора, а не по серийным чертежам,
как это обычно делается. Первые
МИГ-19 начали появляться в строевых
полках с марта 1955 года.
МИГ-19С
(СМ-9/2, СМ-9/3)
Два новых опытных самолета —
СМ-9/2 и СМ-9/3 — разрабатывались
для увеличения маневренности за счет
введения цельноповоротного стабили-
затора.
Хотя в целом результаты испыта-
ния СМ-9/1 были удовлетворительны-
ми. они позволили выявить некоторые
недостатки самолета, в частности сни-
жение продольной перегрузки на
сверхзвуковых режимах. Идеальным
решением должна была стать такая ки-
нематическая схема управления стаби-
лизатором, которая во всем диапазоне
скоростей и высот полета самолета
обеспечивала бы приемлемые усилия
на ручке управления и невозможность
продольной раскачки самолета лет-
чиком.
Испытательные полеты летчиков
Г. А. Седова. К. К. Коккинаки, а
затем В. А Нефедова показали насущ-
ную необходимость такого устройства
в управлении. СМ-9/2 попадал в очень
опасные режимы, когда происходила
раскачка самолета, а действия летчика
цельноповоротным стабилизатором,
если летчик запаздывал, только увели-
чивали амплитуду раскачки. В начале
1954 года были построены один за
другим опытные самолеты СМ-9/2 и
СМ-9/3.
Главным их отличием от СМ-9/1
явился цельноповоротный стабилиза-
тор, но имелись и другие отличия:
— впервые было введено подбрасы-
вание подвижной части фонаря воз-
душными цилиндрами (для надежного
обеспечения аварийного сбрасы-
вания);
— для повышения эффективности
поперечного управления на больших
числах М на нижней поверхности кры-
ла перед закрылками установлены ин-
терцепторы, кинематически связанные
с элеронами;
— в систему управления элеронами,
как и в управление по продольному
каналу, включены по необратимой
схеме гидроусилители — бустеры с пи-
танием от бустерной гидросистемы и с
дублированием от основной гидросис-
темы (переключение на основную гид-
росистему производилось автома-
тически при падении давления ниже
65 кг/см2);
— система продольного управления
(стабилизатором) — жесткая и имела в
качестве основного привода включен-
ный по необратимой схеме бустер с
дублированием от основной гидросис-
темы;
— кроме дублирования от основ-
ной гидросистемы, на самолетах
СМ-9/2 и СМ-9/3 имелось третье до-
полнительное аварийное управление
стабилизатором от электромеханизма,
управляемого летчиком ручкой, или
четвертое от кнопки на ручке (пере-
ключение на электросистему происхо-
дило автоматически при падении дав-
ления ниже 50 кг/см2); летчик также
имел возможность при нарушении ме-
ханической связи управлять стабили-
затором электрической кнопкой на
ручке управления;
— передаточное отношение от руч-
ки к стабилизатору было переменным
по скоростному напору и высоте поле-
та (т. е. по числу М) и осуществлялось
при помощи устройства регулирова-
ния управления АРУ-2А. Загрузка руч-
ки в продольном направлении
осуществлялась загрузочным механиз-
мом через автомат АРУ-2А (аэродина-
мический шарнирный момент
стабилизатора на ручку не передавал-
ся). Этот механизм обеспечивал есте-
ственную для летчика технику пило-
тирования самолета независимо от
скоростного напора и числа М и пол-
ное использование маневренных воз-
можностей самолета;
— АРУ-2 был изобретен, испытан и
внедрен талантливым инженером и ис-
ториком авиации А. В. Минаевым,
внесшим много новинок в системы уп-
равления самолетами и ставшим в
дальнейшем Главным конструктором,
а затем — заместителем министра
авиационной промышленности;
Самолет СМ-9/3 — «эталон» для серийной постройки самолетов МИГ-19С
— для улучшения путевой устойчи-
вости на СМ-9/2 и СМ-9/3 был уста-
новлен подфюзеляжный килевой
гребень площадью 0,54 м2;
— оба самолета были оборудованы
тремя тормозными аэродинамически-
ми щитками в хвостовой части фюзе-
ляжа, по бокам и в средней части
внизу.
Вооружение самолетов СМ-9/2 со-
стояло из трех пушек НР-23: две — у
корневых нервюр крыла, а одна —
внизу справа, в носовой части фюзеля-
жа. Предусматривалась установка ре-
активного вооружения, состоящего
сначала из двух, а затем из четырех
блоков неуправляемых реактивных
снарядов АРС-57.
Радиооборудование включало в се-
бя УКВ-радиостанцию РСИУ-4 «Дуб»,
ответчик госопознавания, РЛС защи-
ты задней полусферы, радиолокацион-
ный дальномер СРД-3 «Град» (или
СРД-1М «Конус»), сопряженный с
прицелом АСП-5М, и аппаратуру сис-
темы инструментальной посадки
ОСП-48.
СМ-9/2 прибыл на аэродром для ис-
пытаний в сентябре 1954 года, а пер-
вый полет на нем был выполнен 16
сентября Г. А. Седовым. Всего по 4
мая 1955 года летчики ОКБ и ГК НИИ
ВВС выполнили 58 полетов, которые
продемонстрировали отличные летные
качества машины, в особенности ско-
рость набора высоты на уровне
моря —180 м/с!
Оценка летчиков-испытателей ОКБ
Г. А. Седова, Г. К. Мосолова, К. К.
Коккинаки, В. А. Нефедова, а также
летчиков ГК НИИ ВВС Благовещенс-
кого, Антипова, Иванова, Молоткова,
Берегового и Коровина была очень
высокой.
Истребитель продемонстрировал
большие потенциальные возможности,
что в дальнейшем подтвердилось.
На государственных испытаниях
СМ-9/2 и СМ-9/3 показали хорошую
дальность для такого класса машин —
Три проекции самолета МИГ-19С (СМ-9/3)
Самолет МИГ-19С, оборудованный цельноповоротным стабилизатором и третьим воздушным
тормозом
1300 км, а выход на сверхзвуковую
скорость выполняли без затруднений.
Благодаря применению АРУ-2,
нельноповоротному стабилизатору и
ряду других новинок, недостатки
СМ-2 были быстро устранены. Совер-
шенствование самолета продолжалось
и в процессе испытаний. Так, напри-
мер, уменьшение расходов ручки уп-
равления самолетом позволило
расширить диапазон эксплуатацион-
ных центровок при взлете и посадке.
В одном из испытательных полетов
на СМ-9/2 Мосолов достиг на пикиро-
вании с высоты 9300 м скорости, соот-
ветствующей числу М = 1,462.
26 августа 1955 года был построен
СМ-9/3, и 27 ноября 1955 года К. К.
Коккинаки выполнил на нем первый
полет. СМ-9/3 несколько отличался от
СМ-9/2. Его вооружение состояло из
трех пушек НР-30 (вместо трех НР-23).
Секундный залп теперь составлял
18 кг по сравнению с секундным зал-
пом СМ-9/2 — 9 кг.
Максимальное число М, на которое
выходил самолет СМ-9/3, достигло
1,46. Этот самолет послужил эталоном
для серийного самолета МИГ-19С, ко-
торый выпускался на двух заводах.
МИГ-19П (СМ-7)
Предстояло построить истреби-
тель-перехватчик на базе СМ-2
(И-360), способный выполнять такти-
ческие задачи днем, ночью и в слож-
ных метеоусловиях. По сравнению с
СМ-9 он имел много отличий:
— установлены РЛС РП-1, сопря-
женная с оптическим прицелом
АСП-5НМ, запросчик и ответчик сис-
темы «свой — чужой» и станция обна-
ружения радиолокационного облу-
чения;
— изменена компоновка радиообо-
рудования, станция РП-1 размещена в
отдельном отсеке для удобства эксплу-
атации;
— вооружение состоит из двух пу-
шек НР-23 в корневых частях крыла,
патронные ленты размещены в рука-
вах в носках крыла (по 120 снарядов
на каждую пушку);
— начиная с первых испытатель-
ных полетов СМ-7 предусматривалась
замена НР-23 на НР-30;
— под каждой консолью крыла на
пилонах подвешивались два блока не-
управляемых ракет РО-57-8 с восемью
снарядами АРС-57, а в случае необхо-
димости два подвесных бака по 760 л;
— в связи с размещением в носовом
отсеке РЛС носовая часть фюзеляжа
до рамы № 9 перепроектирована и уд-
линена на 360 мм;
воздушные каналы двигателей
изменены по контурам и увеличены по
площади поперечного сечения;
— на каждой консоли крыла уста-
новлены по одному приемнику воз-
Самолет СМ-7/1, разработанный на базе СМ-2 и оборудованный РЛС РП-1
душного давления, аэронавигаци-
онные приборы подключены к ПВД на
правом крыле, все остальные при-
боры — к левому ПВД;
— вследствие изменения обводов
носовой части фюзеляжа кабина лет-
чика расширена;
— установлено катапультное крес-
ло со шторкой, регулируемое по высо-
те (три положения с общим ходом
120 мм);
— спинка кресла бронирована бро-
неплитой толщиной 16 мм, располо-
женной сзади направляющих рельсов
катапультного сиденья; они были так-
же защищены, как и головка пироме-
ханизма, от осколков и снарядов;
— тяги управления от ручки управ-
ления самолета выведены под пол ка-
бины;
— улучшен обдув цилиндров уп-
равления створками регулируемого со-
пла двигателей за счет изменения
патрубков обдува;
— радиостанция СВЧ РСИУ-3 и ра-
диокомпас ЛРК-5 имели объединен-
ную антенну на фюзеляже;
— гирокомпас ДГ МК-5 и радио-
компас АРК-5 имели объединенный
указатель в кабине;
— система питания летчика кисло-
родом имела увеличенный до 10 л за-
пас кислорода (пять шаровых бал-
лонов емкостью по 2 л каждый).
Самолет СМ-7/2 — будущий МИГ-19П с тремя выпущенными тормозами
Самолет СМ-7/2 (как и СМ-9/3) оборудован цельноповоротным стабилизатором
Самолет СМ-7/1 (как и СМ-9/1) оборудован неподвижным стабилизатором с рулем высоты
На самолете СМ-7/2 цсльноповоротный стабилизатор полностью отклонен
Самолет СМ-7 с двумя двигателями
Микулина АМ-9Б (РД-9Б) с форсаж-
ной тягой 3185 даН (3250 кгс) постро-
ен в июле 1954 года.
Первый вылет осуществил 28 авгус-
та 1954 года летчик В. А. Нефедов. За-
водские испытания продолжались до
15 декабря 1954 года. За это время бы-
ло выполнено 43 полета с общим нале-
том 25 часов 36 минут. Затем он был
передан в ГК НИИ ВВС, где успешно
прошел государственные испытания.
После их завершения он начал вы-
пускаться серийно с 1955 года и под
названием МИГ-19П поставлялся на
вооружение авиаполкам ВВС, ПВО и
морской авиации.
После появления МИГ-19С с моно-
блочным стабилизатором (с цельнопо-
воротным по нашей терминологии) в
ОКБ в 1955 году был построен один
самолет СМ-7/2 с таким цельнопово-
ротным стабилизатором и таким же
оборудованием, как и СМ-7. Он также
был рекомендован на вооружение и
выпускался серийно.
В постройке СМ-7 и СМ-9/1 актив-
ное участие принимали заместитель
главного конструктора А. Г. Брунов,
ведущие инженеры В. А. Архипов,
Ю. А. Королев, А. Н. Сошин и началь-
ники бригады Г. Е. Лозино-Лозинс-
кий, Р. А. Беляков, К. Н. Розанов,
А. А. Нефедов, Я. И. Селецкий и Н. И.
Андрианов.
МИГ-19, МИГ-19ПМУ
(СМ-7/М, СМ-7/2)
В середине 50-х годов была разра-
ботана и затем доведена до серийного
производства ракета К-5 класса «воз-
дух — воздух».
Поэтому ОКБ приступило к изуче-
нию варианта МИГ-19, на котором
эти управляемые ракеты должны были
стать единственным вооружением.
7 января 1956 года Главный конст-
руктор А. И. Микоян утвердил эскиз-
ный проект самолета МИГ-19ПМ с
вооружением из четырех ракет К-5М.
Самолет получил заводской шифр
СМ-7/М.
Ракеты К-5М наводились на цель
по равносигнальной зоне луча антен-
ны бортовой радиолокационной стан-
ции «Изумруд-2». В связи с установ-
кой РЛС изменены обводы носовой
части фюзеляжа.
Крыло СМ-7/М полностью соот-
ветствовало крылу самолета
МИГ-19П за исключением четырех ба-
лок для подвески ракет К-5М и отсут-
ствия крыльевых пушек.
Фюзеляжная пушка тоже была сня-
та. Хвостовое оперение ничем не отли-
чалось от оперения МИГ-19П, а
стабилизатор был оборудован рулем
высоты. Гидросистема также ничем не
отличалась.
На СМ-7/М были установлены два
двигателя АМ-9Б (РД-9Б) с тягой на
форсажном режиме по 3185 даН
(3250 кгс) каждый.
Аэронавигационное оборудование
аналогично самолету МИГ-19П, лишь
гиромагнитный компас ДГМК-3 заме-
нен гиромагнитным индукционным
компасом ГИК-1. Кроме того, впервые
была реализована схема аварийного
переключения датчиков ПВД с право-
го на левое крыло.
Для стрельбы ракетами К-5М РЛС
«Изумруд-2» (модернизация РП-1
«Изумруд-1») была сопряжена с опти-
ческим стрелковым прицелом
АСП-5Н. «Изумруд-2» обеспечивал
обнаружение целей в передней полу-
сфере и определение их положения от-
носительно истребителя по направ-
лению и дальности (при отсутствии
визуальной видимости цели). Он по-
зволял вывести перехватчик в направ-
лении цели на дистанцию пуска
ракеты и осуществить прицеливание
по выбранной цели с помощью опти-
ческого прицела АСП-5Н, передавая
по основному радиолокационному ка-
налу кодированные импульсы для со-
здания в пространстве кодированной
сетки и определения совместно с аппа-
ратурой опознавания государ-
ственной принадлежности обнаружен-
ного объекта.
«Изумруд-2» позволял обнаружи-
вать цели в передней полусфере в пре-
делах углов ± 60° по азимуту и ± 26 —
14° по углу места относительно про-
дольной оси самолета и выводить свой
самолет на цель по экрану индикатора
в кабине с выбором наиболее выгод-
ного направления для атаки.
На дистанции до цели начиная с
3500—4000 м «Изумруд»-2 обеспечи-
вал автоматический ввод в оптический
прицел АСП-5Н координат дальности,
азимута и угла места (независимо от
условий визуальной видимости).
К балкам прикреплялись пусковые
устройства АПУ-4, служащие для под-
вески и пуска ракет К-5М, так и неуп-
равляемых ракет АРС-160 и
АРС-212М. Управление их пуском
электрическое, осуществлялось из ка-
бины летчика от кнопки управления
стрельбой на ручке управления само-
летом посредством устройства управ-
ления вариантами стрельбы ПУВС-52.
СМ-7/М построен в январе 1956 го-
да. После испытаний и принятия на
вооружение выпускался серийно под
названием МИГ-19ПМ.
Вскоре после постройки СМ-7/М
прошел испытания второй опытный
самолет, который отличался от перво-
го только цельноповоротным стабили-
затором. На государственных и
контрольных испытаниях большую
часть полетов совершил военный лет-
чик ГК НИИ ВВС С. А. Микоян.
Испытательные полеты СМ-7/2М с
ракетами К-5М начались 14 октября и
закончились уже 23 октября 1957 года.
Самолет СМ-7/2М также серийно
строился под названием МИГ-19ПМУ.
МИГ-19СВ (СМ-9В)
1955-й год. Холодная война стала
немного горячее. Систематически на-
рушали воздушные границы СССР
воздушные шары с различной разве-
дывательной аппаратурой, а затем и
разведывательный самолет «Канбер-
ра». Появилась информация о том, что
фирма «Локхид» разрабатывает само-
лет-разведчик У-2, способный летать
на высоте до 25 000 м. Политики
нервничали — в нашей стране в то
время не было ни одного самолета,
способного бороться с подобными ле-
тательными аппаратами.
Срочно была разработана про-
грамма решения этой проблемы. Пре-
дусматривали построить специально
приспособленные перехватчики, а до
этого модифицировать МИГ-19С для
повышения практического потолка.
В ОКБ были проведены следующие
срочные работы:
— площадь крыла увеличена на
2 м2;
— сняты две крыльевые пушки
НР-30 (осталась одна фюзеляжная);
— снята бронеспинка в кабине лет-
чика;
— повышена температура газов пе-
ред турбиной двигателя АМ-9Б до
730° (новый двигатель получил назва-
ние АМ-9БФ);
— обеспечен выпуск закрылков на
высоте 15 000 м на угол в 10° (впервые
в нашей авиации закрылки использо-
вались в полете).
Заводские испытания СМ-9В быст-
ро провели летчики Г. К. Мосолов и
В. А. Нефедов под руководством веду-
щего инженера В. А. Архипова. После
этого самолет был передан военным
летчикам-испытателям.
В связи с полетами на очень боль-
шие высоты было разработано и вне-
дрено специальное кислородное
оборудование ККО-1 с избыточным
давлением в маске. В то же время в од-
ном исследовательском центре был
разработан и испытан специальный
высотный скафандр ВСС-04А, ведь
малейшее нарушение герметичности
кабины на большой высоте (прострел
или простая трещина в фонаре) грози-
ло мгновенной смертью летчику. Ска-
фандр был в равной мере необходим
для катапультирования на больших
высотах и скоростях.
Ведущие конструкторы ОКБ во
главе с Микояном решили, что проект-
ные работы по скафандру для истреби-
теля СМ-9В являются приоритетными.
Испытания ВСС-04А проводили
два летчика ОКБ К. К. Коккинаки и В.
А. Нефедов, сначала в барокамере, а
затем и на самолете. Впервые в стране
они «поднимались» в барокамере до
высоты 25 000 м. Скафандр (или как
его сейчас называют высотно-компен-
сационный костюм) был быстро дора-
ботан и быстро внедрен в жизнь. Через
некоторое время в комплекте летного
снаряжения появился герметичный
шлем ГШ, который в сочетании с вы-
сотно-компенсационным костюмом
обеспечивал работоспособность лет-
чиков до высот 24 000 м. Летчики ОКБ
Г. А. Седов, К. К. Коккинаки, Г. К.
Мосолов и военные летчики С. А. Ми-
коян, В. П. Васин и В. С. Ильюшин
быстро облетали новое высотное сна-
ряжение, и самолет СМ-9В стал выпус-
каться серийно под названием
МИГ-19СВ. 6 декабря 1956 года лет-
чик ГК НИИ ВВС Н. И. Коровушкин,
используя метод динамического брос-
ка, достиг на МИГ-19СВ рекордной
высоты 20 740 м.
В Акте по летным испытаниям са-
молета было записано: «Самолет
МИГ-19СВ практически не отличается
от МИГ-19С по технике пилотирова-
ния, а на малых скоростях полета
(350—380 км/ч) пилотирование упро-
щено и самолет более устойчив, чем
прототип». На многих самолетах
МИГ-19СВ были установлены двига-
тели АМ-9БФ и АМ-9БФ-2 тягой 3234
даН (3300 кгс). Один из самолетов это-
го типа достиг на высоте 10 000 м ско-
рости 1572 км/ч.
МИГ-19П (СМ-12/3)
Программа, в результате которой
появился самолет СМ-12/3, вызвана
потребностью авиации ПВО в высот-
но-скоростных перехватчиках.
Самолеты СМ-12/1 и СМ-12/2, а также СМ-12/3 отличаются оборудованием, а конструкция
воздухозаборника схожа с воздухозаборником будущего МИГ-21
Показаны боковые проекции модификаций МИГ-19: МИГ-19 (СМ-9); СМ-19П (СМ-7), СМ-12/3,
МИГ-19СУ (СМ-50), СМ-12П12, СМ-12ПМУ, МИГ-19РУ (СМ-52)
Самолет CM-12/3 — удлиненная носовая часть, воздухозаборник с двухпозиционным конусом
От своего прототипа МИГ-19
опытный самолет СМ-12/3 отличался
значительно удлиненной носовой час-
тью фюзеляжа и острыми кромками
воздухозаборника. В воздухозаборни-
ке размещалось двухпозиционное
цент- ральное тело (конус), в котором
была установлена бортовая радиоло-
кационная станция. На такой компо-
новке остановились для уменьшения
газо- динамических потерь на входе.
Вместо двигателей АМ-9Б (РД-9Б) бы-
ли установлены их новые модифика-
ции РЗ-26, разработанные в филиале
ОКБ А. А. Микулина под руковод-
ством В. Н. Сорокина.
Замена двигателя потребовала за-
мены эжектора сопла и установки но-
вых тепловых экранов в двигательном
отсеке.
Отметим другие модификации: по-
вышена надежность бустерного управ-
ления цельноповоротным стабилиза-
тором и элеронами (БУ-14МС и
БУ-13М заменены на БУ-14МСК и
БУ-13МК); установлен новый электро-
механизм АПС-4МД, позволивший
увеличить более чем в четыре раза ско-
рость перекладки стабилизатора (по
сравнению с МИГ-19С); увеличена
мощность ракетного вооружения за
счет снятия одной фюзеляжной пушки
НР-30.
Все эти нововведения обеспечили
самолету СМ-12/3 характеристики,
значительно превышающие характе-
ристики МИГ-19С. Максимальная
скорость СМ-12/3 увеличилась с 1430
до 1930 км/ч, а практический потолок
— с 17 500 до 18 000 м. Потолка 18 000
м самолет достигал за 3,2 минуты.
Таким образом, значительное при-
ращение по скорости (500 км/ч) и вы-
соте было достигнуто фактически за
счет введения регулируемого воздухо-
заборника без существенных конст-
руктивных изменений, повышения
массы и значительного увеличения
тяги.
СМ-12ПМ
Этот опытный самолет был постро-
ен в 1957 году и оборудован двумя
двигателями Р-3-26. Воздухозаборник
с двухпозиционным центральным ко-
нусом был значительно больше и внут-
ри него размещалась антенна РЛС
цд-зо.
На самом СМ-12ПМ вооружение
отсутствовало, но под крыльями под-
вешивались две ракеты РС-2У класса
«воздух — воздух».
Самолет развивал максимальную
скорость 1720 км/ч, имел практичес-
кий потолок 17 400 м. Время подъема
на высоту 10 000 м составляло 4 мину-
ты. Дальность полета без подвесных
топливных баков составляла 1700 км.
Самолет СМ-12ПМ с двухгюзиционным конусом. Подвешены две управляемые ракеты РС-2У
СМ-12ПМУ
Эта модификация СМ-12ПМ была
построена в ОКБ в 1958 году и имела
опытные двигатели РЗМ-26 конструк-
ции Сорокина с тягой на форсаже
3724 даН (3800 кгс) одного двигателя и
ускоритель У-19Д с ЖРД РУ-013 кон-
струкции Д. Д. Севрука с тягой
2940 даН (3000 кгс), установленный в
подфюзеляжном контейнере. ЖРД мог
включаться несколько раз в одном по-
лете. В том же контейнере размеща-
лись топливо для ЖРД и окислитель.
Самолет был вооружен двумя ра-
диоуправляемыми ракетами К-5М
(РС-2УС) класса «воздух — воздух».
Максимальная скорость СМ-12ПМУ
была такой же, как у ПМ, и достигала
1720 км/ч (М = 1,69).
В конце 1958 года и в начале 1959
года проходила испытания аппарату-
ра наведения, обеспечивающая прием
и отображение на индикаторах пило-
тажно-навигационных приборов в ка-
бине летчика команд управления,
передаваемых с наземных пунктов на-
ведения.
На этом же самолете отрабатывал-
ся ответчик на дециметровых волнах
СОД и новый радиовысотомер РВ-У
для точного определения истинной вы-
соты полета над землей.
Самолет СМ-12ПМУ с двумя ракетами РС-2УС, оборудован ракетными двигателями
МИГ-19С (СМ-30)
В середине 50-х годов в ОКБ разра-
батывалась идея создания передвиж-
ных стартовых установок для взлета
истребителей в тех местах, где нет
аэродромов. Она получила поддержку,
и в апреле 1955 года появилось реше-
ние Совета Министров о разработке
«системы взлета без разбега» самолета
МИГ-19С и мощного пускового ракет-
ного ускорителя.
Проект включал в себя специально
переделанный МИГ-19С (СМ-30), пус-
ковую мобильную установку ПУ-30 на
базе автотягача ЯАЗ-210 и ускоритель
с твердотопливным пороховым заря-
дом ПРД-22.
Руководил проектом, названным в
ОКБ СМ-30, М. И. Гуревич, ответ-
ственным за испытания был ведущий
инженер А. Г. Агроник.
Транспортировка самолета осуще-
ствлялась на мощной балке, с которой
и производился взлет. Эта рампа-при-
цеп ПУ-30 имела подъемно-поворот-
ный механизм наката самолета на
балку. Ускоритель ПРД-22, развивав-
ший тяговый импульс в 39 200 даН
(40 000 кгс/с), был разработан в ОКБ,
руководимом И. И. Картуковым. Вре-
мя работы ПРД-22 составляло 2,5 се-
кунды.
Катапультное пусковое устройство
ставили в рабочее положение, затем
самолет накатывался в крайнее заднее
положение и крепился на рампе при
помощи специальных кронштейнов.
После этого самолет с убранным шас-
си закреплялся на направляющих та-
рированными на срез болтами. И
наконец направляющие рельсы вместе
с самолетом поднимались на угол 15°.
Установка готова к действию...
Летчик по стремянке поднимался в
кабину, запускал два двигателя само-
лета РД-9Б, выводил их на максималь-
ный режим, включал форсаж и
нажимал кнопку порохового ускори-
теля. Тяга ускорителя, суммируясь с
тягой двигателей, срезает тарирован-
ные болты и разгоняет самолет с пере-
грузки 4,5 ед. Застопоренные на старте
рули высоты и направления через 3 се-
кунды после схода с направляющих
расстопариваются.
Самолет СМ-30 имел некоторые до-
работки, связанные со стартом с на-
правляющих:
— усилены верхняя панель обшив-
ки входного канала воздухозаборни-
ка, рама № 15, нижние люки,
контейнер второго топливного бака,
рамы № 22, 24, 25, 26 и 30; установле-
ны два симметрично расположенных
гребня взамен одного центрального
(из-за установки ускорителя);
Самолет СМ-30 на пусковой установке
— усилены обтекатели стыка крыла
с фюзеляжем вследствие изменения
стыковочных болтов;
— усилено крепление второго и
третьего топливных баков;
— установлены замки стопорения
рулей стабилизатора и руля поворота
на старте, а также механизм аварийно-
го механического расстопаривания
этих рулей по команде из кабины;
— на катапультном кресле летчика
устанавливался специальный заголов-
ник для фиксации головы пилота.
Первый раз самолет стартовал без
пилота и служил для проверки поведе-
ния самолета и всех его систем на взле-
те. Он подтвердил правильность всех
выбранных параметров. Для первых
пилотируемых полетов были выбраны
опытные летчики-испытатели ЛИИ
Г. Шиянов и С. Анохин.
На обычной ВПП было экспери-
ментально подтверждено, что человек
в состоянии переносить значительные
перегрузки при старте с установкой
ПУ-30.
Другие старты позволили конкрет-
но определить стартовые перегрузки,
которые может испытывать летчик.
Они не превышали 5 ед. Первый пило-
тируемый старт произвел 13 апреля
1957 года Шиянов. К моменту конца
работы ускорителя самолет уже летел
со скоростью, большей, чем эволютив-
ная, и скорость полета быстро увели-
чивалась. Небольшой крен летчик
легко парировал, затем управлял са-
молетом как обычно и через некото-
рое время производил посадку на
аэродром.
Всего Шиянов выполнил пять стар-
тов. Шестой взлет с ПУ-30 произвел
Анохин. 3 июня 1957 года Анохин
произвел седьмой старт с полной по-
лезной нагрузкой, состоявшей из двух
подвесных топливных баков по 760 л и
двух блоков НУРС.
После восьмого старта, выполнен-
ного Шияновым, система старта вмес-
те с самолетом СМ-30 была пере-
базирована на аэродром заказчика в
ГК НИИ ВВС.
Летчик-испытатель ГК НИИ ВВС
В. Г. Иванов выполнил шесть стартов
с установки ПУ-30. После него пять
военных летчиков-испытателей выпол-
нили по одному взлету. Этими летчи-
ками были Л. М. Кувшинов, В. С.
Котлов, М. С. Твеленев, А. С. Благове-
щенский и Г. Т. Береговой (будущий
космонавт).
В Акте государственных испытаний
было записано:
« 1. Взлет СМ-30 несложен и досту-
пен летчикам, освоившим полеты на
МИГ-19.
2. При взлете с расстопоренными
рулями пилот чувствует себя уверен-
нее, так как при необходимости он мо-
жет в любой момент вмешаться в
управление. Систему стопорения орга-
нов управления устанавливать нецеле-
сообразно.
3. Для определения возможностей
боевого применения такой установки
целесообразно выпустить малую се-
рию.
4. Необходимо отработать надеж-
ную систему безаэродромной по-
садки (!)».
Требование безаэродромной посад-
ки выполнить было невозможно.
Однако работы по сокращению ди-
станции пробега велись по двум на-
правлениям.
Сначала при посадке большой тор-
мозной парашют выпускался еще на
выравнивании до касания шасси с
ВВП. Затем опробовалась система
торможения самолета аэрофинише-
ром, похожим на установленный на
авианосцах.
Для этого использовался стальной
трос, перетянутый через посадочную
полосу, который был соединен с гид-
равлическими тормозами системой ле-
бедок, а МИГ-19СВ оборудовали
гаком, управление которым выполня-
лось из кабины. Установка позволяла
останавливать МИГ -19 в 120 м от точ-
ки сцепления гака с тросом, при этом
отрицательная перегрузка равнялась
2 ед.
После окончания испытаний систе-
ма СМ-30 демонстрировалась мини-
стру обороны маршалу Г. К. Жукову,
который также рекомендовал создать
систему «безаэродромной посадки».
Однако эта система получила даль-
нейшее развитие только в направле-
нии применения ускорителей при
взлете с ВПП.
Самолет МИГ-19СУ (СМ-50). Силовая установка состоит из трех двигателей
МИГ-19СУ
(СМ-50, СМ-51, СМ-52)
Постоянно увеличивать скорость и
высоту — так можно сформулировать
требования военных как в ВВС, так и
в ПВО. Так же можно сформулировать
тактико-технические требования к са-
молетам СМ-50 и СМ-51 — опытным
скоростным перехватчикам с повы-
шенной высотностью.
На самолете СМ-50 были установ-
лены два двигателя АМ-9БМ, каждый
из которых развивал тягу 3136 даН
(3200 кгс), и контейнер с ускорителем
У-19 с двумя режимами тяги: 1274 даН
(1300 кгс) и 2940 даН (3000 кгс), одна-
ко однократного применения.
На самолете СМ-51 были установ-
лены два опытных двигателя РЗМ-26,
построенные на базе АМ-9БМ в мото-
ростроительном ОКБ В. Н. Сорокина
(г. Уфа) и обладавшие такой же тягой,
и контейнер с ускорителем У-19Д (с
той же тягой, что У-19, но с пятикрат-
ным включением и выключением в по-
лете).
СМ-50 разработан на базе МИГ-19С,
СМ-51 —на базе МИГ-19П.
Контейнер, спроектированный и
созданный в ОКБ под руководством
Самолет СМ-50 — вид спереди
Самолет СМ-50. Нижний гребень заземлен двумя разнесенными
Л. Л. Севрука, представлял собой
сложную систему и подвешивался под
фюзеляжем. Он состоял из жидкостно-
реактивного двигателя РУ-013, бака
топлива ТГ-02, бака окислителя АК-20
и бака концентрированной перекиси
водорода; системы наддува баков; на-
сосов подачи компонентов в камеру
сгорания; системы заправки баков и
системы аварийного слива.
Масса ЖРД РУ-013 составляла
338 кг, топлива — 372 кг, окислите-
ля — 112 кг и перекиси водорода —
74,2 кг.
Ускорители У-19 и У-19Д действо-
вали совершенно автономно и были
связаны с самолетными системами
только системой электроуправления
включением ЖРД и аварийного слива.
Вооружение СМ-50 и СМ-51 состо-
яло из двух пушек НР-30 в корневой
части крыла. На СМ-51 была установ-
лена РЛС «Изумруд». Нормальная
взлетная масса обоих самолетов (с
подвесным контейнером) составляла
9000 кг.
Все полеты на СМ-50 и СМ-51 на
заводских испытаниях выполнял В. А.
Нефедов, ведущим инженером был
Ю. Н. Королев.
На этих машинах были достигнуты
следующие характеристики: макси-
мальная скорость 1800 км/ч, высота
24 000 м, скороподъемность на высоту
20 000 м — 8 минут. Дальность полета,
которая для самолетов этого типа не
является решающей характеристикой,
составила 800 км.
Полеты на государственных испы-
таниях провели летчики ЛИИ М. М.
Котельников и А. А. Щербаков.
На заводе № 21 было построено
пять самолетов СМ-50. Самолет
СМ-52 был идентичен самолету СМ-51
за исключением РЛС «Алмаз».
МИГ-19С (СМ-10)
Программа предусматривала уве-
личение дальности МИГ-19 путем до-
заправки топливом в полете от
бомбардировщика Туполева Ту-16,
модифицированного в самолет-танкер.
Напомним, что в ОКБ ранее уже про-
водились работы по дозаправке в воз-
духе МИГ-15.
В мае 1954 года вышло постановле-
ние Совета Министров, которое обяза-
ло ОКБ спроектировать и построить
самолет МИГ-19 с устройством для
приема топлива, а бомбардировщик
Ту-16 переделать в самолет-заправ-
щик. Постановлением правительства
было открыто финансирование на эти
работы.
Испытания по заправке в воздухе
проводились совместно с ЛИИ.
Для выполнения заправки в полете
летчик самолета-истребителя, уравни-
вая скорость со скоростью самолета-
танкера, накладывал конец левой
Самолет МИГ-19С (СМ-10) оборудован для летных испытаний дозаправки в полете (на конце
левого крыла)
консоли своего самолета на шланг с
самолета-заправщика. Оператор с за-
правщика несколько подтягивал
шланг до контакта с заправочным уз-
лом, и мощные насосы Ту-16 быстро
перекачивали керосин в истребитель
(примерно 1000 л/мин). Заправка про-
водилась на скорости 450—500 км/ч на
высоте полета 9000—10 000 м.
Поворотный узел позволял запра-
ляемому самолету свободнее выдер-
живать строй с заправщиком в
процессе заправки.
После заполнения баков СМ-10 по-
дача топлива автоматически отсека-
лась и самолеты расцеплялись. Опе-
ратор на танкере мог в любой момент
прекратить процесс заправки. Само-
лет-танкер Ту-16 был готов дозаправ-
лять в воздухе также один бомбар-
дировщик Ту-16.
Дозаправку можно было произво-
дить несколько раз в течение одного
полета как днем, так и ночью (при от-
сутствии облачности) с подсветом бор-
тового прожектора. Штатный запас
кислорода на борту самолета
МИГ-19С был увеличен до 18 л.
Полеты на заправку в воздухе
производили летчик-испытатель ОКБ
В. А. Нефедов и летчик-испытатель
ЛИИ В. Н. Пронякин. Руководили ис-
Заправка топливом в полете с самолета Ту-16
пытаниями ведущий инженер А. И.
Комиссаров и инженер ЛИИ И. И.
Шелест.
СМ-10 успешно прошел в 1956 году
заводские и государственные испыта-
ния, однако в серии не строился из-за
ограничений финансирования. В то
время ассигнования на вооруженные
силы в стране значительно сокращали
в интересах финансирования работ на
исследования и постройку ракет клас-
са «земля — земля». Поэтому ВВС бы-
ли вынуждены отказаться от разра-
ботки самолета-заправщика.
К этой концепции вернулись в на-
чале 80-х годов, и сегодня самолеты
МИГ-25 и МИГ-31 оборудованы сис-
темой дозаправки в полете.
МИГ-19С
(СМ-20, СМ-20/П, СМ-К/1,
СМ-К/2)
Эти четыре модифицированных са-
молета МИГ-19С служили для испыта-
ния и отработки системы радиоуп-
равляемых крылатых ракет класса
«воздух — земля».
Для проведения летных испытаний
самолет СМ-20 подвешивался под фю-
зеляжем бомбардировщика Ту-95. Лет-
чик садился в. кабину СМ-20, но дви-
гатель не запускался. При достижении
заданной высоты полета по команде
командира Ту-95 он производил за-
пуск двигателей своего самолета и от-
цеплялся от самолета-носителя. Затем
контролировал работу радиоуправле-
ния своим самолетом по командам с
самолета-носителя, а после выполне-
ния своей задачи совершал посадку на
аэродром.
Первый СМ-20 был построен в 1956
году, и в октябре того же года нача-
лись его летные испытания.
Второй самолет-имитатор СМ-20/П
был построен в начале 1957 года. При
его полетах выявился ряд трудностей,
связанных с запуском двигателей на
больших высотах. Поэтому на нем бы-
ли установлены двигатели с карбюри-
рованным розжигом камеры сгорания.
В остальном он не отличался от
СМ-20. Испытания самолетов СМ-20 и
СМ-20/П проводили летчики ЛИИ
Султан Амет-Хан и НИИ Министер-
ства радиопромышленности В. Г. Пав-
лов. Ведущим инженером на этих
программах был А. И. Вьюшков.
Кроме самолетов СМ-20 и
СМ-20/П, в 1957—1958 годах испыты-
вались также самолеты-имитаторы
СМ-К/1 и СМ-К/2, переделанные из
МИГ-19С для отработки системы ра-
диоуправления и наведения крылатых
ракет.
МИГ-19С (СМ-9/ЗТ)
В 1958 году на основе американс-
кой ракеты «Сайдуиндер», полученной
из ... Китая, была создана управляемая
ракета К-13 класса «воздух — воздух»
и принято решение вооружить ею но-
вые и проектируемые самолеты-истре-
бители.
Для испытаний новых ракет в воз-
духе был переоборудован самолет
МИГ-19 (СМ-9/3). После этого он стал
носить наименование СМ-9/ЗТ. Две
ракеты К-13 подвешивались под кры-
лом на месте подвесных топливных ба-
ков. Каждая ракета К-13 подвеши-
валась на направляющей пускового
устройства АПУ-13, которое, в свою
очередь, крепилось на бомбовый за-
мок универсального пилона. Пусковая
система блокировалась по выпущенно-
му положению шасси.
На самолете СМ-9/ЗТ испытывался
характер схода ракеты с направляю-
щих АПУ-26, определялись харак- те-
ристики ракеты К-13 в начальной
траектории полета и влияние порохо-
вых газов твердотопливного двигате-
ля ракеты на работу двигателей
самолета.
Самолет СМ-9/ЗТ с ракетой К-13
проверялся до числа М= 1,295 на высо-
те 10 800 м и до максимальной скорос-
ти 910 км/ч на высоте 7600 м.
Испытания подтвердили, что подвеска
ракет К-13 не влияет на пилотирова-
ние самолета. Первый полет на
СМ-9/ЗТ выполнил 11 февраля 1959
года А. В. Федотов. Остальные полеты
проводил другой летчик ОКБ П. М.
Остапенко. Эти летные испытания за-
кончились 3 марта 1959 года.
Самолет СМ-9/ЗТ, подготовленный для испытаний с ракетами К-13
Установка ракеты К-13 под крылом самолета МИГ-19С
Самолет МИГ-19С (СМ-21) подготовлен для испытаний с тяжелыми ракетами С-21
МИГ-19ЛЛ
(летающие
лаборатории)
На самолетах МИГ-19 были прове-
дены опытные работы с целью модер-
низации некоторых устройств или
оборудования.
Вместо серийных колес КТ-27 на
основных стойках шасси проходили
испытания колеса КТ-61, у которых
вместо классических барабанных тор-
мозов были установлены дисковые
тормоза, уменьшавшие нагрев колес
при посадке и торможении.
Испытывались также новые шасси
с колесами КТ-87.
Другие МИГ-19 использовались
для огневых испытаний одиночных
или залповых пусков НУРС и ракет с
инфракрасной или радиолокационной
головками наведения.
СМ-11 — на этой модификации
МИГ-19 в 1956 году испытывалась ин-
фракрасная станция «Ястреб-СИВ»,
предназначенная для ночных пере-
хватчиков.
МИГ-19Р — испытывалось различ-
ное фотооборудование для варианта
дневного разведчика МИГ-19Р. Само-
лет строился малой серией.
Подвешены ракеты «воздух — воздух» К-6 и под носовой частью фюзеляжа фотокамера
для регистрации пусков
Самолет МИГ-19 № 420 использовался для испытаний ракетных установок
МИГ-19П (СМ-52П)
На нем, во-первых, испытывалась
аппаратура «Горизонт-1», которая
обеспечивала наведение самолета на
цель и передавала с самолета на пункт
наведения кодированные сигналы ско-
рости, высоты, курса и спецкоманды
через связную радиостанцию; а во-вто-
рых, испытывалась радионавигацион-
ная станция «Свод», обеспечивающая
в сложных метеоусловиях (при отсут-
ствии визуальной видимости) автома-
тическое определение координат
(азимута и дальности) относительно
наземной станции и привод самолета
на радиомаяк «Свод».
На СМ-52П проводили также ис-
пытания радиолокационного прицела
«Алмаз» с дальномером «База-6».
Самолет МИГ-19С № 420 подготовлен для испытаний блоков НУРС
МИГ-19С — испытывался уникаль-
ный астрономический дистанционный
компас БК-65, который служил для оп-
ределения истинного курса и пилоти-
рования самолета по заданному курсу
в северных широтах (от 40 до 90°) и ус-
ловиях видимости солнца при высоте
его над «горизонтом самолета»
(до 70°).
В 1956 году проходил испытания
опытный автоматический радиоком-
пас АРК-54 «Илим» для вождения са-
молетов по приводным станциям и
радиомаякам.
Испытывались также различные
варианты антенн (внутренняя, объеди-
ненная, килевая, внутрифюзеляжная
рамочная, шлейфовая). В 1956 году на
самолете МИГ-19 впервые в отече-
ственной авиации испытывалась сис-
тема посадки РУП-4 со счетно-
решающим устройством, работавшим
совместно с автоматическим радио-
компасом и гирокомпасом для выпол-
нения захода на посадку и полетов
активным методом: на привод и от не-
го. Для серийных МИГ-19 был испы-
тан и затем внедрен новый навига-
ционный индикатор НИ-50ИМ для оп-
ределения положения самолета.
НИ-50ИМ работал по принципу счис-
ления пути. Он мог работать до
20 000 м по высоте и до 2000 км/ч по
скорости.
СМ-21. Серийный самолет
МИГ-19С № 406 применялся для испы-
тательных пусков ракеты С-21 калиб-
ра 210 мм (отсюда ее обозначение).
МИГ-19С (СМ-2Д, СМ-6, СМ-24)
— варианты серийного самолета для
испытания различного бортового обо-
рудования (например, навигационно-
го) или вооружения.
И-370 (И-1, И-2)
В первой половине 50-х годов, в ус-
ловиях наступления на звуковой
барьер, коллектив ОКБ в ходе работ
над самолетом МИГ-19 параллельно
искал другие пути создания сверхзву-
кового самолета.
Таким образом родился самолет
И-370 (И-1 и И-2), представлявший со-
бой новое семейство истребителей на
случай неудачи с двигателями Мику-
лина. Это был некий симбиоз МИГ-17
и МИГ-19 как по конструкции, так и
по аэродинамической схеме.
Самолет И-370 — еще одно направление развития истребителей
Три проекции самолета И-370 (И-3). В центре — вид сверху самолета И-2
При установке одного двигателя
Климова ВК-7, но сохранении лафет-
ного размещения оружия (одна пушка
Н-37 справа, две НР-23 слева) истреби-
тель И-1 заимствовал от МИГ-19 фор-
му и стреловидность (55° по 1/4 хорды)
крыла, а также головную часть фюзе-
ляжа за исключением некоторого из-
менения конструкции, обусловленного
заменой двигателя.
Крыло с узлами стыковки, как у
МИГ-19, было выполнено однолонже-
ронным с внутренним подкосом. Ста-
билизатор поворотный, но с рулем
высоты, поворачивался вокруг оси,
проходящей над форсажной камерой.
В начальной стадии проектирования
горизонтальное оперение было распо-
ложено на вершине киля, однако в ре-
зультате испытаний самолета СМ-2
опущено на фюзеляж.
В связи с меньшим расходом возду-
ха у одного двигателя ВК-7 по сравне-
нию с двумя АМ-9Б был уменьшен по
площади проходного сечения воздухо-
заборник путем удлинения внешних
обводов фюзеляжа вперед. Для ком-
пенсации ухудшившейся путевой ус-
тойчивости под хвостовым оперением
были введены два нижних гребня с
развалом 45° в стороны.
Элероны и щитки-закрылки, как у
МИГ-19. Фонарь кабины одностеколь-
ный с каркасом из легкого магниевого
сплава электрон. Сброс фонаря принуди-
тельный из любого положения.
В козырьке установлено бронестек-
ло с электроподогревом. При натяги-
вании шторки катапультного кресла
на лицо пилота фонарь автоматически
сбрасывался и выпускались тормозные
щитки.
Двигатель ВК-7 № К-733 имел но-
минальную тягу 3455 даН (3525 кгс) и
5130 даН (5235 кгс) на форсаже. В ходе
летных испытаний самолета двигатель
был заменен на более мощный ВК-7
№ К-338, тяга которого на аналогич-
ных режимах была соответственно
4116 даН (4200 кгс) и 6154 даН
(6270 кгс).
Максимальная скорость И-370 дос-
тигала 1452 км/ч (точно соответствует
скорости МИГ-19С), однако после по-
вышения температуры газов перед
турбиной до 800 °C самолет И-370
смог увеличить скорость до
1510—1520 км/ч.
Опытный самолет И-1 был постро-
ен в декабре 1954 года, первый полет
16 февраля 1955 года выполнил летчик
Ф. И. Бурцев.
Летные испытания продолжались
до 2 июня 1955 года. По отзыву летчи-
ка НИИ ВВС, выполнившего на И-1
13 полетов, самолет достигал наиболь-
шего значения М = 1,334 при нормаль-
ной устойчивости, и маневренность на
взлете, наборе высоты, снижении и
при посадке практически не отлича-
лась от маневренности МИГ-19.
По сравнению с ВК-1Ф двигатель
ВК-7 имел худшую приемистость .Три
топливных бака имели суммарную ем-
кость 2025 л. Два первых бака — рези-
новые, третий — сварной из АМЦАМ
(размещался в хвостовой части фюзе-
ляжа). Под крылом можно было под-
вешивать два топливных бака.
В состав системы вооружения вхо-
дили прицел АСП-4Н, сопряженный с
радиодальномером «Радаль-М», СВЧ
РСИУ-3, ответчик-запросчик и прием-
ник инструментальной посадки
ОСП-48.
Установка крыла с углом стрело-
видности по передней кромке 57° на
1/4 хорды не дала ощутимого резуль-
тата. Испытания самолета И-370 с но-
вым крылом (названного И-2) не вы-
явили ожидаемого прироста скорости.
И-3 (И-380)
Самолет И-3 был логическим про-
должением машин И-1, И-2 в ряду ис-
требителей с одним двигателем,
которые разрабатывались параллель-
но с самолетами МИГ-19, уже выпус-
кавшимися серийно.
По схеме и конструкции самолет
проектировался как стандартный
аппарат, принципиально не отличав-
шийся от многих современных ему ис-
требителей: цельнометаллическая кон-
струкция, высокомеханизированное
крыло с большой стреловидностью
(более 50°), тормозные щитки и пара-
шют, мощные ТРД с форсажной каме-
рой, катапультное кресло летчика,
управление автоматом загрузки и пе-
Три проекции самолета И-380 (И-3)
редаточным числом в продольном ка-
нале, многофункциональное бортовое
оборудование и мощное пушечное во-
оружение.
Эскизный проект фронтового ис-
требителя И-3 (И-380) с новым ТРД
ВК-3 конструкции В. Я. Климова был
закончен к марту 1954 года. ВК-3 имел
осевой компрессор, кольцевую камеру
сгорания и форсажную камеру.
Расчетная номинальная тяга двига-
теля 5615 даН (5730 кгс), форсажная
тяга 8271 даН (8440 кгс). Управление
стабилизатором и элеронами бустер-
ное по необратимой схеме. Управле-
ние рулем поворота, напротив, бус-
терное обратимое.
Тормозные щитки площадью 1,2 м2
расположены по бокам фюзеляжа по-
зади крыла и обеспечивают не только
улучшение посадочных данных и гори-
зонтальной маневренности, но и отвес-
ное пикирование с работающим дви-
гателем.
Тормозной парашют ПТ 2165-511
площадью 15 м2. Вооружение состояло
из трех пушек Н-30, расположенных в
корневой части консолей крыла. Кры-
ло имело стреловидность 60° по 1/4
хорд. Кабина была бронирована: бро-
нестекло козырька толщиной 65 мм,
передняя плита 10 мм, бронеспинка
16 мм и бронезаголовник 16 мм.
В связи с задержкой в разработке
двигателя самолет не был оборудован
силовой установкой и позднее переде-
лан в И-ЗУ.
И-ЗУ (И-5, И-410)
Как указано выше, самолет И-ЗУ
представляет собой частично переде-
ланный И-3. Он предназначен для пе-
рехвата и уничтожения самолетов про-
тивника на всех высотах и скоростях в
любых метеоусловиях.
От базового самолета от отличался
системой автоматического управления
полетом и огнем в процессе атаки. В
комплект САУ «Ураган-1» входили
радиолокационная станция «Алмаз»,
Три проекции самолета И-ЗУ/И-5 (И-410)
Фонарь самолета И-ЗУ (И-5) открывался вперед
Самолет И-ЗУ (И-5) с радиолокатором «Алмаз»
вычислитель ОКБ-857 и автопилот
АП-36-118. Дальность обнаружения
РЛС 17 км.
Перехватчик выводился в район це-
ли наземными средствами. В состав
бортового оборудования входят при-
цел АСП-5М, радиокомпас АРК-5,
маркер МРП-48, запросчик-ответчик и
станция оповещения об облучении.
Вооружение состоит из двух пушек
НР-30 с боезапасом по 65 снарядов на
каждую в рукавах, расположенных
внутри лобовой части крыла. Под
крылом можно подвешивать два
ствольных ракетных автомата с восе-
мью снарядами АРС-57.
Самолет И-ЗУ, как и И-3, стал
«жертвой» двигателя. Установленный
на нем двигатель ВК-3 не развивал за-
явленной тяги 5615 даН (5730 кгс) без
форсажа и 8271 даН (8440 кгс) с форса-
жем. Самолетчики так и не дождались
двигателя и И-ЗУ, построенный в 1956
году, остался на земле. Приведенные
характеристики являются поэтому рас-
четными.
И-ЗП (И-420)
Это эскизный проект, который пол-
ностью не был реализован. Самолет
представлял собой вариант перехват-
чика И-3, но в процессе проектирова-
ния он превратился в И-ЗУ с системой
перехвата «Ураган-1».
И-7У
Истребитель-перехватчик И-7У с
системой автоматического управления
полетом и огнем «Ураган-1» был пост-
роен в связи с задержкой двигателя
ВК-3 для самолета И-ЗУ.
Аванпроект И-7У был готов в авгу-
сте 1956 года. По сравнению с
И-3/1-ЗУ конструкция самолета была
разработана заново под мощный дви-
гатель АЛ-7Ф (конструкции А. М.
Люльки), который развивал номи-
нальную тягу 6155 даН (6240 кгс) и
форсажную тягу 9035 даН (9220 кгс).
Все остальное, кроме стандартных
покупных изделий, некоторого обору-
дования и системы «Ураган-1», по
сравнению с И-ЗУ у И-7У было ради-
кально переделано. Все агрегаты были
выполнены в новых теоретических об-
водах и формах. Увеличился диаметр
фюзеляжа, уменьшилась стреловид-
ность крыла (55° по линии 1/4 хорд);
изменилась схема уборки шасси (коле-
са основного шасси укладывались в
фюзеляж, а стойки — между баками-
кессонами и закрылками Фаулера);
широкое применение получили прессо-
ванные панели в конструкции крыла и
оперения. Элероны и рули безнервюр-
ные с заполнителем пространства под
обшивкой.
Вооружение состояло из двух пу-
шек НР-30, встроенных в фюзеляж в
★
Самолет И-7У, новый самолет данной серии. Сходство с И-ЗУ было внешним
зонах бортовых нервюр крыла. В кор-
невой части крыла возможна установ-
ка четырех автоматов (по 16 снарядов
АРС-57М).
16 января и 17 апреля 1957 года вы-
полнили первую рулежку и подлеты.
Первый полет на И-7У выполнил 22
апреля летчик Г. К. Мосолов. С 22 ап-
реля по 21 июня самолет произвел 12
полетов. На 13-м полете в конце про-
бега неожиданно подломилась правая
нога шасси, оказалось повреждено
Три проекции самолета И-7У
Самолет И-7У. Радиодальномер размещен в конусе воздухозаборника
крыло. Самолет был возвращен для
ремонта и после восстановления со-
вершил еще шесть полетов, последний
состоялся 24 января 1958 года. По ука-
занию Генерального конструктора
летные испытания И-7У были прекра-
щены 12 февраля 1958 года, и самолет
отправлен на завод, где после установ-
ки двигателя ЛЛ-7Ф-1 превратился в
И-75Ф.
Испытания выявили хорошие ха-
рактеристики разгона и отличную ско-
роподъемность на максимальном и
форсажном режимах работы двигате-
ля, что выгодно отличало его от дру-
гих самолетов.
Запас хода стабилизатора на посад-
ке достаточный. На числах М =
= 1,6...1,65 самолет проявлял тенден-
цию кренения влево, путевая устойчи-
вость была удовлетворительной.
И-75
Сверхзвуковой перехватчик И-75
представлял собой модификацию са-
молета И-7У под более развитую РЛС
перехвата «Ураган-5». По принципу
работы новая РЛС «Ураган-5Б» ана-
логична «Изумруду» и «Алмазу», за
исключением того, что имеет один из-
лучатель, одну антенну и один индика-
тор, работающие в двух режимах —
обзорном и прицельном.
В состав системы «Ураган-5Б» вхо-
дят автопилот АП-39 («Ураган-5В»),
бортовой вычислитель «Ураган-5Д»,
аппаратура управления РЛС
«Ураган-5Т-1» и две ракеты класса
«воздух — воздух» К-8 массой по
275 кг каждая. (К-8 имеет в США наи-
менование АА-4, в странах НАТО —
«Оул».)
Этот новый самолет был предназ-
начен для автоматического перехвата
на больших высотах сверхзвуковых
бомбардировщиков как днем, так и
ночью в любых метеоусловиях и их
уничтожения на дальних подступах к
обороняемому военному объекту.
Его наибольший тактический ради-
ус действия (с двумя подвесными топ-
ливными баками) составлял 720 км, он
мог атаковать цели, летящие со скоро-
стью 800—1500 км/ч на высотах
10 000—20 000 км. Дальность обнару-
жения цели — 30 км, дальность захва-
та цели — 20 км.
И-75 отличался от И-7У носовой
частью фюзеляжа, в которой распола-
гались агрегаты и блоки системы
«Ураган-5», отсутствием пушек, под-
веской ракет на пилонах под крылом и
измененным вертикальным оперением.
Для увеличения его эффективности
киль был поднят и стреловидность по
передней кромке уменьшена на 2,5°.
В кабине установлено катапультное
кресло, единое для самолетов ОКБ
«МИГ» и изготовленное в ОКБ. Спра-
ва и слева от подфюзеляжного гребня
установлены два контейнера под тор-
мозные парашюты.
Самолет И-75 был вооружен ракегами типа К-8
Носовой конус воздухозаборника
неподвижен, проходное сечение на
входе воздухозаборника и система воз-
душных скачков регулируются наруж-
ным подвижным кольцом-обечайкой.
Система управления полетом жест-
кая (тяги трубчатые, дюралевые). В
продольном канале установлены два
необратимых бустера БУ-44Б и авто-
мат регулирования усилий АРУ-ЗБ;
Три проекции самолета И-75
Объем носового конуса значительно больше,чем у И-7У
элеронный бустер (БУ-44) и бустер ру-
ля поворота (БУ-45) работают также
по необратимой схеме.
На И-75, как и на И-7У, установлен
ТРД АА-7Ф-1 с бесфорсажной тягой
6115 даН (6240 кгс) и форсажной
9030 даН (9215 кгс).
1 марта 1958 года самолет был пе-
ребазирован на испытательную стан-
цию, однако до окончания переделки
системы сброса фонаря полетов не бы-
ло. 28 апреля 1958 года под наблюде-
нием ведущего инженера А. Н. Со-
шина Г. К. Мосолов выполнил первый
полет по кругу, затем до 15 мая были
выполнены еще четыре полета.
В перерывах была проведена дора-
ботка двигателя, установлена РЛС и
отработка системы «Ураган-5Б». Ис-
пытания возобновились 25 декабря
1958 года и закончились 11 мая 1959
года. За этот период прошло 18 поле-
тов для испытаний РЛС.
Е-150
Экспериментальный самолет Е-150
был создан для отработки в полете но-
вого двигателя Микулина и Туманско-
го Р-15-300, разработки системы
самолет-двигатель и подготовки аппа-
рата для создания на его основе следу-
ющего поколения истребителей-пе-
рехватчиков.
Самолет рассчитывался для поле-
тов со скоростью порядка 2800 км/ч на
высотах 20 000—25 000 м. Двигатель
Р-15-300 с самого начала предназна-
чался для испытаний на беспилотном
самолете и имел совсем небольшой ре-
сурс, достаточный лишь для стендо-
вых и наземных отработок с пос-
ледующей установкой на летательный
аппарат для единственного полета.
Этот ТРД, развивавший макси-
мальную тягу 6703 даН (6840 кгс) и
форсажную тягу 9947 даН (10 150 кгс),
имел специальный эжектор, который
позволял развивать суммарное тяговое
усилие 19 404 даН (19 800 кгс) на ско-
ростях полета в диапазоне чисел
М = 2,4...2,5 и существенно уменьшить
донное сопротивление.
Учитывая высокий аэродинамичес-
кий нагрев самолета на больших ско-
ростях, конструкторы применяли для
наиболее теплонапряженных элемен-
тов термостойкие материалы (напри-
мер, вместо традиционного дюралю-
миния — нержавеющую сталь).
Фюзеляж составлен из элементар-
ных тел вращения, удлиненный ци-
линдр диаметром 1600 мм переходит в
хвостовой части в зоне форсажной ка-
меры и эжектора в Цилиндр диаметром
1650 мм. В носовой части внутри воз-
духозаборника установлен неподвиж-
ный трехступенчатый радиопроз-
рачный конус под антенну РЛС
«Ураган-5Б».
Самолет E-l 50 летающая лаборатория с двигателем ТРД Р-15-300
Регулировка проходного сечения
осуществлялась подвижной обечай-
кой, которая имела два фиксирован-
ных положения. При достижении
значения М = 1,65 обечайка автомати-
чески сдвигается. С уменьшением ско-
рости она возвращается в исходное
положение.
Треугольное крыло с углом стрело-
видности по передней кромке 60° тон-
Три проекции самолета Е-150
Самолет Е-150. С кромки эжектора осуществлен отсос пограничного слоя
кого профиля с относительной тол-
щиной 3,5%, имеет выдвижные зак-
рылки Фаулера и элероны с аэродина-
мической компенсацией.
На нижней части крыла предус-
мотрена установка двух пилонов для
подвески ракет. Шасси имеет тради-
ционную схему уборки: передняя стой-
ка — в фюзеляж (вперед), основные
колеса — в фюзеляж, стойки — в кры-
ло. В кабине летчика установлено ка-
тапультное шторочное кресло. Топ-
ливная система включает пять фюзе-
ляжных баков емкостью 3720 л и два
крыльевых бака-кессона по 245 л.
Управление консолями горизон-
тального оперения осуществляли два
бустера БУ-65, элеронами и рулем по-
ворота — два бустера БУ-75. Две авто-
номные гидросистемы — общая и бус-
терная. Общая гидросистема обслужи-
вает шасси, закрылки, тормозные щит-
ки (три внизу фюзеляжа), обечайку
конуса воздухозаборника, противо-
помпажные створки (по бокам фюзе-
ляжа) и дублирует бустерную систему
в случае ее отказа.
Тормозной парашют ПГ 5605-58
площадью 18 м2. Фонарь кабины имел
остекление из 12-миллиметрового
стекла Т2-55, способного выдерживать
температуру аэродинамического на-
грева 170 °C.
Е-150 был построен в декабре 1958
года и выполнил первый полет 8 июля
I960 года. Самолет пилотировал А. В.
Федотов. В четвертом полете 26 июня
обнаружена тряска элеронов на
М = 0,925. Эту проблему удалось быс-
тро решить, введя в систему управле-
ния элеронами демпфер.
После пятого полета летные ис-
пытания были прерваны, так как
разрушилась коробка двигательных
агрегатов. Испытания возобновились
18 января 1961 года с новым двигате-
лем Р-15-300. С 21 января по 30 марта
было выполнено восемь полетов, в ко-
торых получено М = 2,1 и высота по-
лета 21 000 м.
После этого был установлен новый
двигатель, и Е-150 выполнил еще 20
полетов, в которых было получено
М = 2,65 и высота 22 500 м. После за-
мены эжектора и теплоизоляции каби-
ны пилота испытания продолжались с
14 ноября 1961 года по 25 января 1962
года. Всего выполнено 42 полета.
Испытания системы вооружения
«Ураган-5» с двумя ракетами К-9 не
проводились. Позднее они прошли на
самолете Е-152А.
Е-151/1, Е-151/2
В рамках реализации программы
самолета Е-150 в ОКБ проводились
макетные работы по созданию нового
опытного самолета Е-151 с подвижной
двухпушечной установкой, располо-
женной на встроенной в головной час-
ти фюзеляжа конструкции, вращаю-
щейся вокруг оси воздухозаборника.
При небольших углах поворота
30-мм пушки ТКБ-495, ось вращения
которой была перпендикулярна оси
опорного кольца, возникли некоторые
моменты, способные дестабилизиро-
вать полет по всем трем осям (в зави-
симости от положения плоскости
качания пушки) и мешающие вести
прицельную стрельбу.
На варианте Е-151/2 предполага-
лось расположение подвижной пушки
и кольцевой опоры за кабиной летчи-
ка, ближе к центру масс самолета.
Носовая часть фюзеляжа Е-151 бы-
ла длиннее, чем у Е-150, но размеры
канала-воздуховода остались в тех же
габаритах, так как блок боепитания с
лентами подвода патронов был пере-
несен за кабину пилота. Внутренняя
аэродинамика входного удлиненного
канала, как подтвердили продувки,
оказалась более выгодной для работы
ТРД. Поэтому эта схема сохранилась
на всех последующих самолетах этого
семейства, начиная с Е-152А.
Е-152А
Целью этой программы было со-
здать самолет для перехвата целей, ле-
тящих со скоростью 2000 км/ч на
высотах 1000—23 000 м на всгречно-
пересекающихся траекториях. Этот са-
молет с треугольным крылом имел два
ТРД Р-11Ф-300 Микулина с номиналь-
ной тягой одного двигателя 3802 даН
(2880 кгс) и форсажной тягой 5625 даН
(5740 кгс).
Самолет был также предназначен
для отработки РЛС «Ураган-5Б», что
было невозможно сделать на Е-150,
который из-за непоставки двигателя
простоял около 18 месяцев.
Радиопрозрачный конус (так как в
нем была антенна РЛС «УП») -- не-
подвижный. Трехступенчатое регули-
рование служит для дивергенции удар-
ной волны перед воздухозаборником.
Для регулирования характеристик
потока в воздухозаборнике служила
подвижная обечайка, скользившая по
наружной части фюзеляжа и по четы-
рем направляющим при помощи гид-
ропривода. В зависимости от скорости
обечайка фиксировалась в трех поло-
жениях.
Крыло к Е-152А перешло с Е-150 с
изменением корневой части за вторым
лонжероном, вызванным расширением
двигательного отсека на два ТРД с
5,292 до 5,85 м. Консоли стабилизато-
ра были аналогичны консолям Е-150,
поэтому размах горизонтального опе-
рения тоже получился большим.
Для улучшения посадочных харак-
теристик Е-152А имел три хвостовых
тормозных щитка (один под фюзеля-
жем, два по бокам) и один спаренный
Самолет Е-152А (двухдвигательный)
Самолет Е-152А обеспечил проведение испытаний системы «Ураган-5В» с ракетами К-9
тормозной парашют. Топливная систе-
ма (шесть фюзеляжных баков, два
крыльевых и один между створок ос-
новного шасси) имели общую емкость
4400 л. Вооружение должно было со-
стоять из двух самонаводящихся ракет
класса «воздух — воздух» К-9. (Ракета
К-9 была создана в ОКБ «МИГ»
(внутризаводское обозначение К-155).
В странах НАТО она имеет кодовое
Три проекции самолета E-I52A
обозначение «Анаб», в ВВС США —
АА-3.)
Система катапультирования пре-
дусматривала защиту летчика фона-
рем. Основным оборудованием были
СВЧ-радиостанция РСИУ-4В, радио-
компас АРК-54Н, приемопередатчик
системы госопознавания СРО-2 и
станция «Метеор». С радиолокатором
ЦП связано счетно-решающее устрой-
ство СРП и автопилот.
Самолет построен в июне 1959 го-
да, первый полет выполнил 10 июля
1959 года летчик Г. К. Мосолов. Лет-
ные испытания проводились с 10 июня
1959 года по 6 августа 1960 года. Было
выполнено 55 полетов, из них 51 полет
без подвесных пилонов, два — с пило-
нами и два — с ракетами К-9. В ходе
испытаний с пилонами была достигну-
та скорость 1650 км/ч на высоте
13 000 м. Проведено десять запусков
двигателей в воздухе на высотах
6000—10 500 м.
Во всех случаях двигатели запуска-
лись с первой попытки за 15—25 се-
кунд.
Е-152/1, Е-152/2
Е-152 появился в результате синтеза
экспериментальной машины Е-150 для
отработки двигателя Р-15-300 и
Е-152А, на которой были испытаны
система автоматического перехвата
«Ураган-5Б» и созданные в ОКБ Ми-
кояна ракеты К-9.
Представляется удивительным по-
явление этого самолета, так как фак-
тически Е-152 был построен через
несколько лет после Е-152А.
По рекомендации летчиков-испы-
тателей Г. К. Мосолова и А. В. Федо-
това на новой машине была умень-
шена удельная нагрузка на крыло,
улучшена путевая устойчивость, уст-
ранена тряска концов крыла и вибра-
Три проекции самолета Е-152
Самолет Е-152/1 с подфюзеляжным баком и с макетами новых управляемых ракет
ция элеронов, улучшены характерис-
тики рулежки.
Так, было разработано новое кры-
ло увеличенной площади за счет боль-
шей концевой хорды, обеспечивающей
большую жесткость для подвески ра-
кет. Изменение конструкции крыла по-
зволило увеличить колею шасси, что
обеспечило повышение устойчивости
самолета при маневрировании на
земле.
Путевая устойчивость самолета бы-
ла увеличена расширением хорды киля
и большей площадью подфюзеляжно-
го гребня, чтобы повысить эффектив-
ность вертикального оперения.
Этот перехватчик предназначался
для перехвата и уничтожения против-
ника, летящего со скоростями до
1600 км/ч на высоте 10 000 м и со ско-
ростями до 2500 км/ч на высоте
20 000 м и выше на встречно-пересека-
ющихся курсах.
Крыло трапециевидное со стрело-
видностью по передней кромке 53°47' с
тонким профилем (относительная тол-
щина 3,5% у корня и 5% на концах).
Носовой конус трехступенчатый и, как
на Е-150, неподвижный, выполнен из
диэлектрического материала; внутри
конуса располагалась антенна РЛС.
Е-152 имел такую же систему под-
вижной носовой части, как и Е-152А.
На цилиндрическом основании конуса
расположена перфорированная зона
для слива пограничного слоя с целью
повышения коэффициента восстанов-
ления полного давления перед комп-
рессором.
Под фюзеляжем расположен один
тормозной щиток, а в хвостовой
части — контейнер тормозного пара-
шюта ПТ-5605-58 в корне подфюзе-
ляжного гребня.
Все поверхности управления поле-
том имели гидравлическое управление:
в управлении цельноповоротным ста-
билизатором — два бустера БУ-65,
элеронов — но одному БУ-120М на
элерон и один БУ-120М на руль пово-
рота.
Гидросистема на гидросмеси
ЛМГ-10 работала при давлении
210 атм. Общая емкость фюзеляжных
и крыльевых баков составляет 4960 л,
подвесной подфюзеляжный бак вме-
щает 1500 л. Система катапультирова-
ния обеспечивает защиту летчика
фонарем.
ТРД Р-15-300 развивал максималь-
ную тягу 6752 даН (6890 кгс) и фор-
сажную тягу 10 006 даН (10 210 кгс).
Е-152, как и Е-150, был оборудован
«эжектором».
Перехватчик Е-152/1 был доставлен
на испытательный аэродром 16 марта
1961 года. К первому полету в носовой
части установили временный центро-
вочный груз 263 кг. Первый полет 21
апреля совершил Г. К. Мосолов. С 21
апреля 1961 года по 8 апреля 1962 года
и затем с 20 марта по 11 сентября 1962
года было выполнено 67 полетов, из
них 51 полет без ракет, пять полетов с
ракетами и 11 без пусковых установок.
На втором опытном экземпляре
Е-152/2 устранялись недостатки, выяв-
ленные во время летных испытаний
Е-152/1, от которого он отличался дву-
мя особенностями:
— для увеличения запаса продоль-
ной устойчивости изменен порядок
выработки топлива;
— улучшена система отсоса погра-
ничного слоя с перфорированной по-
верхности носового конуса воздухо-
заборника.
В процессе испытаний Е-152/2 пове-
дение самолета было проверено до
скорости 2740 км/ч и до высоты
22 500 м без подвесок и до значения
М=2,28 на высоте 18 000 м с двумя ра-
кетами К-9 на концах крыла. Пилоти-
рование почти не отличалось от
Е-152/1. Программа К-9 была закрыта,
что привело к прекращению полетов
на Е-152/2.
Программа его испытаний была
выполнена на 60 %.
Е-152П, Е-152М
(Е-166)
Е-152М был задуман как база для
разработки истребителя-перехватчика,
оснащенного более совершенной сис-
темой навигации и перехвата.
Он отличался от базового самолета
расположением топливных баков.
Топливная система состояла из шести
фюзеляжных баков общей емкостью
3730 л (первый бак — 550 л, второй —
1100, третий — 1120, четвертый — 120,
пятый — 460 и шестой — 380 л) и че-
тырех крыльевых баков (два передних
перед основным лонжероном по 300 л
и два задних также по 300 л) плюс еще
три бака в гаргроте за кабиной лет-
чика (первый — 750 л, второй — 630,
третий — 380, общая емкость —
1760 л).
Эта общая емкость в 6690 л могла
быть дополнена одним подвесным
подфюзеляжным топливным баком ем-
костью 1500 л, что в целом составляло
6800 кг топлива.
Фюзеляж Е-152М был идентичен
фюзеляжу Е-152 за исключением рас-
положения топливных баков, однако
«эжекторы» были заменены сужающи-
мися-расширяющимися соплами, что
Самолет E-I52P с макетами разрабатываемых ракет
Самолет Е-152М. На базе Е-152М разработан Е-166, установивший новые мировые рекорды
уменьшило их длину на 253 мм. Хвос-
товое оперение было также идентично
хвостовому оперению Е-152. В первом
варианте, получившем наименование
Е-152П, крыло было идентично крылу
самолета Е-152 за исключением не-
большого аэродинамического гребня
на нижней поверхности на полуразма-
хе . и расположения ракет на концах
крыла.
Три проекции самолета E-I52M (концевые пилоны Е-152П)
К сожалению, пуски ракет при этом
размещении были неудовлетворитель-
ными. Из-за недостаточной жесткости
законцовок крыла ракета при пуске с
направляющих сходила с АПУ неста-
бильно, продолжала полет по непредс-
казуемой траектории и в результате
теряла цель.
Этот недостаток попытались устра-
нить установкой концевых пилонов.
Условия схода ракеты улучшились, но
по сравнению с такой же подвеской на
полуразмахе крыла, как это было на
Е-152А, она была хуже. Поэтому ис-
пытания на пуск ракет развития не по-
лучили.
Для снижения нагрузки крыло обо-
рудовали двумя законцовками боль-
шой площади, что увеличило размах
крыла по сравнению с Е-152 на
1507 мм.
Кроме того, в носовой части фюзе-
ляжа было установлено переднее гори-
зонтальное оперение с размахом 3,50
м, которое улучшило продольную ус-
тойчивость при переходе звукового
барьера.
Е-152М никогда не летал с этим ва-
риантом крыла, как и с передним опе-
рением.
Напротив, самолет получил извест-
ность под вымышленным наименова-
нием Е-166, когда он с «коротким»
крылом 7 октября 1961 года побил ми-
ровой рекорд скорости полета на зам-
кнутом маршруте 100 км (летчик А. В.
Федотов), показав скорость 2401 км/ч,
7 июля 1961 года — абсолютный ре-
корд скорости на базе 15—25 км (лет-
чик Г. К. Мосолов), показав скорость
2681 км/ч, а также мировой рекорд вы-
соты 22 670 м, 11 сентября 1962 года —
мировой рекорд скорости на базе
15—25 км (летчик П. М. Остапенко).
По представленным в Международ-
ную авиационную федерацию доку-
ментам на самолете установлен один
ТРД Р166 тягой 10 000 кгс, что было
неверно, так как фактически это был
ТРД Р-15Б-300 форсажной тягой
10 976 даН (11 200 кгс).
Летные испытания Е-152М были
прекращены, и специалисты ОКБ все
усилия сосредоточили на перспектив-
ном новом проекте Е-155, т. е. буду-
щем МИГ-25.
МИГ-21
МИГ-21, без всякого сомнения, —
один из самых знаменитых военных
самолетов в мире.
Его знают как специалисты, так и
широкая публика. Он разделяет эту
честь с очень немногими конкурента-
ми, которых можно перечислить по
пальцам на одной руке: «Спитфайр» в
Англии, «Мираж» во Франции и «Ле-
тающая крепость» в США. Это почти
все. И для этой известности существу-
ют серьезные основания.
Ни один другой самолет в мире не
строился в таком большом количестве
вариантов даже во время второй миро-
вой войны (более 30 модификаций!).
Ни один другой самолет не состоял на
вооружении ВВС большего числа
стран (49 стран!).
Ни один другой самолет не уча-
ствовал в таком большом количестве
военных конфликтов...
МИГ-21 выпускался серийно, в 15
основных модификациях в течение 28
лет (с 1959 по 1987 г.) на трех заводах.
Но он строился также в Чехословакии,
по лицензии в Индии и без лицензии в
КНР. На многих его вариантах (Е-33,
Е-66, Е-66А, Е-66Б, Е-76) было уста-
новлено не меньше 17 мировых рекор-
дов.
На протяжении ряда лет повыше-
ние боевой эффективности самолета
МИГ-21, как и всех самолетов этого
семейства, выпущенных за несколько
десятилетий, было результатом дос-
тижений, реализованных в трех основ-
ных областях:
1. Повышение тяговооруженности
и ЛТХ, которое характеризуется сле-
дующими цифрами:
— увеличение статической тяги
двигателя на форсаже с 5100 до
7100 кгс (+40%);
— увеличение вертикальной скоро-
сти у земли со 130 до 225 м/с;
— сокращение времени разгона у
земли от 600 до 1100 км/ч с 28 до
19,3 с;
— увеличение максимально допус-
тимой перегрузки с 7 до 8,5;
— увеличение максимально допус-
тимой приборной скорости с 1200 до
1300 км/ч;
— увеличение максимального рас-
полагаемого времени полета у земли
на скорости 1 000 км/ч с 28 до 36 мин;
2. Повышение мощности системы
вооружения:
— увеличение количества вариан-
тов вооружения с 20 до 68 за счет уста-
новки дополнительных и многоцеле-
вых точек подвески;
— уменьшение с 1 000 до 200 м ми-
нимальной дистанции поражения за
счет установки встроенных пушек;
3. Повышение надежности и боего-
товности:
— увеличение налета на одно лет-
ное происшествие с 3000 до 39 600 ч;
— увеличение технического ресурса
самолета до 2100 ч;
— сокращение времени на подго-
товку к боевому вылету на 30—40 %.
Когда в 1954 году ОКБ сконцентри-
ровало все свои усилия на разработке
современного истребителя со скорос-
тью полета, превышающей скорость
звука минимум в два раза, его инжене-
ры не имели никакой предварительной
идеи о аэродинамической формуле бу-
дущего самолета. Стреловидное или
треугольное крыло?
Каждая схема имела своих горячих
сторонников. Независимо от принятой
схемы решение этой задачи требовало
также проведения исследований в раз-
личных областях — аэродинамике, си-
ловых установок и систем.
Было очевидно, что основной про-
блемой станет выбор аэродинамичес-
кой схемы. Поэтому было начато
выполнение одновременно нескольких
экспериментальных программ в двух
направлениях: Е-2 и Е-2А со стрело-
видным крылом и Е-4, Е-5 и Е-6 с тре-
угольным. Как известно, была
принята последняя конструктивно-
компоновочная схема, однако необхо-
димо отметить, что речь шла о схеме с
треугольным крылом с хвостовым опе-
рением.
Специалисты всегда утверждали,
что только «классическая» балансиро-
вочная схема в состоянии (в противо-
положность схеме французского са-
молета «Мираж») гарантировать дос-
таточную маневренность на малых
скоростях благодаря тому, что в этой
области полетных режимов самолет
обладает повышенным коэффициен-
том подъемной силы.
В ОКБ приняли также ТРД с осе-
вым компрессором и регулируемый
воздухозаборник (благодаря регулиру-
емому конусу), что позволило решить
проблему восстановления давления на
входе в двигатель в широком диапазо-
не углов атаки и при полете на сверх-
звуковой скорости.
Другими принятыми критериями
были простота конструкции и удоб-
ство эксплуатации, короче говоря, это
был самолет, который не создавал
трудностей ни при техническом обслу-
живании, ни при подготовке самолета
к полету, ни для летного состава. Это
и определило долгую историю самоле-
та МИГ-21...
Е-2 (Х-2)
В первой половине 50-х годов раз-
рабатывался легкий фронтовой истре-
битель со скоростью полета М = 2 и
практическим потолком 20 000 м. В то
время начались испытания и доводка
тонких стреловидных крыльев с углом
стреловидности по передней кромке
55—57°, усовершенствование надеж-
ной системы управления полетом на
трансзвуке и при числах М = 1,5...1,7
исследования многочисленных вари-
антов силовых установок с различны-
ми ТРД и сверхзвуковыми возду-
хозаборниками. На основе этих дости-
жений в 1954 году был сделан аван-
проект легкого истребителя Е-1,
который назывался также Х-1, с двига-
телем АМ-5А.
Этот проект был быстро модифи-
цирован в 1954 году и превратился в
Е-2 с двигателем АМ-9Б с форсажной
камерой, который был разработан в
ОКБ А. А. Микулина и ранее установ-
лен на МИГ-19 — двухдвигательном
истребителе, который строился боль-
шой серией.
Первоначально предполагали ис-
пользовать ТРД АМ-11, однако он
еще не был готов-Для Е-2 конструкто-
ры использовали один двигатель,
имевший номинальную тягу 2548 даН
(2600 кгс), форсажную тягу 3185 даН
(3250 кгс).
Самолет Е-2. Проводились исследования со стреловидным крылом для будущего МИГ-21
Было решено сделать мидель фюзе-
ляжа предельно малым, так как он оп-
ределялся сечением кабины летчика и
диаметром ТРД.
Двухлонжеронное крыло с работа-
ющей обшивкой переменной толщины
имело стреловидность по передней
кромке 55° и относительную толщину
6 %. Щелевые закрылки с гидроприво-
дом.
Двухсекционные элероны связаны с
интерцепторами. На концевых частях
Три проекции самолета Е-2, вторая проекция вида сбоку самолета Е-2А
Самолет Е-2 оборудован закрылками, расположенными на полуразмахе крыла
крыла установлены двухсекционные
предкрылки. Конструкция фонаря и
катапультного сиденья по типу само-
лета И-3 с защитой летчика фонарем.
Обогрев лобового стекла выполнялся
при помощи электрообогрева, встро-
енного в триплексное остекление. Сис-
тема управления жесткая. Управление
рулем направления при помощи тяг,
проходящих в наружном гаргроте за
кабиной.
Поворотное горизонтальное опере-
ние управляется бустером, установлен-
ным в корне киля. Расположенные в
фюзеляже четыре топливных бака изо-
лированы друг от друга специальными
обратными клапанами для повышения
живучести топливной системы.
Двигательный отсек и форсажная
камера охлаждаются продувом возду-
ха между камерой сгорания и обшив-
кой. При повышении скорости про-
дувка осуществляется за счет скорост-
ного напора. На стоянке продувка
осуществляется за счет эжекции. Шас-
си очень компактное.
Основные колеса убираются в фю-
зеляж, а стойки укладываются в ниши
консолей крыла между баком-кессо-
ном и задним лонжероном. Впослед-
ствии эта схема уборки шасси
применялась на многих МИГах, так
как она значительно облегчала конст-
рукцию.
Вооружение состояло из трех пушек
НР-30, установленных в носовой части
фюзеляжа. Боекомплект находился в
кольцевых рукавах, размещенных
между шпангоутами в неиспользуемом
объеме.
Основное оборудование состояло
(обычно) из радиостанции СВЧ
РСИУ-4, радиоприемника системы
«Узел», автоматического радиокомпа-
са АРК-5, системы инструментальной
посадки МРП-48, радиодальномера
«Радаль-М», сопряженного с прице-
лом АСП-5Н, и хвостовой станции об-
наружения облучения.
Самолет Е-2 выполнил первый по-
лет 14 февраля 1955 года. Самолет пи-
лотировал Г. К. Мосолов. Программа
летных испытаний не была выполнена
полностью. Дальнейшие полеты были
продолжены на самолете Е-2А с но-
вым двигателем.
Е-50
Самолет Е-50 был спроектирован в
1954 году. Хотя он принадлежал к се-
мейству Е-2/Е-2А, но значительно от-
личался от них. Основным отличием
была силовая установка, которая со-
стояла из ТРД АМ-9Е Микулина тя-
гой 3724 даН (3800 кгс) и ЖРД С-155
Душкина, работавшего на жидком
проперголевом топливе, тягой
1274 даН (1300 кгс).
Внешние отличия заключались в
удлинении фюзеляжа за счет введения
трех баков для ракетного двигателя
(горючее, кислота «А», перекись водо-
рода «Т») и установке камеры сгора-
ния над хвостовой частью фюзеляжа.
В корне поднятого киля были распо-
ложены агрегаты управления и турбо-
насосы подачи компонентов топлива в
камеру ЖРД.
Срез сопла ТРД размещен в одной
плоскости с разрезом сопла ЖРД. Под
фюзеляжем по обшивке проходили две
трубы с кислотостойким внутренним
покрытием, служащие для аварийного
слива во время воздушного боя. Слив
производился в плоскости сопла ТРД.
Двигатель АМ-9Е отличался от се-
рийного АМ-9Б рядом доработок, рас-
ширяющих диапазон боевого приме-
нения (по высоте и скорости) в связи с
использованием ЖРД.
В остальном носовая часть фюзеля-
жа, крыло, стабилизатор и шасси оста-
лись без изменения, так как они были
хорошо проработаны и освоены на са-
молете Е-2.
Вооружение Е-50 состояло из двух
пушек НР-30. В 1956—1957 гг. были
построены три опытных экземпляра.
Самолет Е-50-1 был выпущен с завода
в декабре 1955 года и совершил пер-
вый полет 9 января 1956 года (в тот же
день, что и Е-5).
Самолет пилотировал летчик-испы-
татель ЛИИ МАП В. Г. Мухин, и 8
июня состоялся первый полет с приме-
нением ЖРД. Заводские испытания
Е-50-1 были прерваны 14 июля, после
18-го полета, — летчик приземлился
перед ВПП, и самолет был разрушен.
Вторая машина Е-50-2 была быстро
подготовлена к испытаниям, которые
поручили летчику-испытателю ЛИИ
МАП В. П. Васину.
Этот самолет отличался от Е-50-1
формой хвостовой части фюзеляжа и
установкой «ножа» на задней кромке
руля поворота для увеличения площа-
ди вертикального оперения.
Было установлено несколько нео-
фициальных рекордов высоты и ско-
рости с работающим ЖРД. Летчик-
испытатель Васин достиг 17 июня 1957
года высоты 25 600 м, а немного позже
скорости 2460 км/ч (число М = 2,33).
Е-50-3, построенный в 1957 году,
отличался увеличенной емкостью ке-
росиновых баков для ТРД за счет уста-
новки одного металлического бака с
перекачивающим насосом вместо мяг-
кого и уменьшение емкости бака с пе-
рекисью водорода.
Кроме того, была удлинена носовая
часть фюзеляжа, кромки воздухоза-
борника стали острыми. Конус возду-
Самолеты Е-2 и Е-50, отличие из-за установки двух двигателей
Три проекции самолета Е-50/1. На проекции вида сверху штрихами обозначен самолет Е-50/2.
Вид сбоку внизу — Е-50/3
Самолет Е-50/3 от двух прототипов отличается хвостовой частью фюзеляжа
с килем меньшей высоты
Самолет Е-50/3 отличается от Е-50/1 и Е-50/2 значительно удлиненной носовой
частью фюзеляжа
хозаборника двухскачковый, а хвос-
товая часть фюзеляжа была еще раз
модифицирована.
В одном из полетов на большой вы-
соте третьего опытного самолета, пи-
лотируемого летчиком из НИИ ВВС
Н. А. Коровиным, прогорела часть
конструкции вертикального оперения.
Ставший неуправляемым, самолет во-
шел в штопор. Летчик катапультиро-
вался.
К несчастью, не сработал механизм
расцепки кресла и фонаря, и летчик
погиб.
Самолет Е-50/1 камера сгорания двигателя ЖРД размещена над фюзеляжем
После анализа многих недостатков
в работе ЖРД и его систем было при-
нято решение прекратить работы по
Е-50, однако продолжить дальнейшие
разработки истребителей будущего
поколения со вспомогательной сило-
вой установкой после основательного
пересмотра заложенных ранее конст-
рукций до постройки такого двига-
теля.
Так, было рекомендовано повысить
надежность системы управления жид-
костных ракетных двигателей и улуч-
шить безопасность работы летного и
наземного персонала на борту самоле-
та или складах горючего для исключе-
ния контакта с активными и ток-
сичными компонентами топлива для
ЖРД.
Е-4, Е-5 Х-5 И-500
МИГ-21
Одноместные фроцтовые истреби-
тели Е-4 и Е-5 были построены в 1955
и 1956 гг. В отличие от самолетов Е-2
и Е-2А, которые создавались парал-
лельно, они имели треугольное крыло
со стреловидностью по передней кром-
ке 57°.
Форма фюзеляжа не изменилась.
Так как из-за этого ниши для уборки
колес основного шасси остались на
том же месте, основные стойки были
модифицированы для уборки в треу-
гольное крыло, что привело к измене-
нию колеи шасси.
Большая степень унификации двух
соперничающих самолетов позволяла
более тщательно выбирать форму для
будущего фронтового истребителя, ко-
торый должен был выпускаться массо-
вой серией. Крыло имело профиль
ЦАГИ-С9с, элероны — осевую ком-
пенсацию, щелевые закрылки были
прямоугольными.
В нижней части фюзеляжа установ-
лены три тормозных щитка: два у кор-
ня крыла, третий — поворотный,
немного сзади у рамы № 28. Топлив-
ная система из трех групп внутрифюзе-
ляжных баков имела общую емкость
1570 л, кроме того, самолет мог нести
Самолет Е-4 — вариант с крылом с аэродинамическими перегородками на нижней поверхности
и с острыми законцовками
один подвесной «сверхзвуковой» топ-
ливный бак емкостью 400 л.
Внутри носовой части фюзеляжа по
бокам установлены две пушки НР-30
(боезапас по 60 снарядов на каждую).
Стреляные гильзы выбрасываются, а
сбор звеньев боепитания осуществля-
ется в объем, ранее занимаемый снаря-
дами в секциях фюзеляжа. На фюзе-
ляжном пилоне подвешивается один
автомат для пуска НУРС (16 АРС-57)
или одна бомба ФАБ-500.
Самолет Е-4 — вариант с крылом с аэродинамическими перегородками на нижней поверхности
и с острыми законцовками
Самолет Е-4 — в процессе исследования количество аэродинамических перегородок менялось
и законцовки срезались
Три проекции самолета Е-4. Вторая проекция вида сбоку относится к Е-5
Самолет Е-5 — с треугольным крылом, но законцовки не срезаны
Прицел ACII-5H сопряжен с радио-
дальномером СРД-1М «Конус». Уп-
равление цельноповоротным стабили-
затором осуществлялось при помощи
бустера БУ-44, управление элерона-
ми — с помощью бустера БУ-45, оба
бустера необратимые.
В систему управления горизонталь-
ного оперения включен автомат заг-
рузки АРУ-ЗВ, изменяющий переда-
точное отношение от ручки пилота к
стабилизатору и усилия на ручке в
зависимости от скорости и высоты
полета.
Катапультное сиденье того же типа,
что и на самолете МИГ-19С (с защит-
ной шторкой лица летчика). Основное
оборудование: СВЧ-радиостанция
РСИУ-4В, автоматический радиоком-
пас АРК-5 и станция защиты хвоста.
Самолет Е-4, представляющий со-
бой последний этап продолжительно-
го развития, который привел к соз-
данию МИГ-21, был оснащен одним
двигателем АМ-9С тягой 3186 даН
(3250 кгс). Это было практически
единственным отличием от Е-5.
Е-4 прибыл на летно-испытатель-
ную станцию в июне 1955 года. После
подготовки к полету (взвешивание, ру-
лежка, подскоки) 16 июня 1955 года
самолет совершил первый полет под
управлением Г. А. Седова и закончил
заводские летные испытания 20 сен-
тября 1956 года.
Эти испытания позволили прове-
рить различные методы изменения об-
текания крыла — как при помощи
трех аэродинамических гребней на
верхней поверхности (два гребня выс-
тупали перед кромкой), так и при по-
мощи двух гребней на нижней
поверхности с увеличением размаха
(заостренные концы крыла). Модифи-
цированный самолет Е-4 был передан
в ЛИИ, где выполнил серию полетов
на больших углах атаки.
Самолет Е-5 с одним ТРД АМ-11,
развивавшим максимальную тягу
3724 даН (3800 кгс) и 4998 даН
(5100 кгс) на форсаже, имел на крыле
три аэродинамических гребня (два вы-
ступали за кромку крыла).
Он поступил на летную станцию 10
декабря 1955 года и выполнил первый
полет 9 января 1956 года под управле-
нием В. А. Нефедова. 20 февраля про-
изошел пожар двигателя при наземной
отработке, и турбина разрушилась.
После восстановительных работ на за-
воде самолет Е-5 с 26 марта по 19 мая
1956 года выполнил восемь полетов.
Испытания снова пришлось прервать,
так как турбина ТРД разрушилась.
Необходимо было заменить двига-
тель, но 18 октября 1956 года последо-
вало временное запрещение полетов с
двигателем АМ-11.27 октября 1956 го-
да самолет отправили на завод для до-
работок в связи с расширением фор-
сажной камеры ТРД, затем 24 ноября
головная часть была отправлена на за-
вод для удлинения на 400 мм с целью
смещения центра масс самолета вперед
и одновременно изменения емкости
топливной системы, которая была уве-
личена до 1810л.
Эти модификации позволили выб-
рать схему Е-2А (стреловидное крыло)
и Е-5 (треугольное крыло) для массо-
вой серии.
Е-5 возобновил полеты 1 апреля
1957 года и по 26 мая выполнил 13 по-
летов с целью определения характери-
стик самолета после доработок дви-
гателя и фюзеляжа. Для заводских ис-
пытаний понадобилось не меньше де-
сяти опытных и один серийный
двигатель АМ-11.
Согласно отзыву летчика-испыта-
теля, кабина пилота самолета Е-5 бы-
ло более просторной, чем у МИГ-19, а
заход на посадку и сама посадка не из-
менились. Выпуск шасси не влиял на
продольную балансировку. В полете
самолет сохранял продольную устой-
чивость во всех диапазонах полетных
режимов, и его пилотирование на
сверхзвуке было более приятно, чем
МИГ-19. Выход конуса перед заборни-
ком автоматически осуществлялся при
достижении М = 1,4.
Самолет МИГ-21 (Е-5) успешно
прошел летные заводские испытания.
Расчетные летно-технические характе-
ристики были подтверждены, кроме
дальности полета из-за увеличенных
расходов топлива двигателя, получив-
шего название Р-11.
Всего было построено семь экземп-
ляров Е-5 (два опытных и пять предсе-
рийных).
Е-2А (МИГ-23)
Обозначение МИГ-23 по разным
причинам присваивалось и другим са-
молетам, однако окончательно оно
закрепилось за истребителем с изменя-
емой стреловидностью крыла 23-11,
который строился в массовой серии.
Этот легкий истребитель построен
на основе не Е-2, что было бы логич-
ным, а Е-5 (МИГ-21), но отличался от
него только крылом и основными
стойками шасси.
Вместо треугольного крыла Е-5 бы-
ло установлено стреловидное, но без
автоматических предкрылков самоле-
та Е-2.
На полуразмахе верхней поверхнос-
ти консолей были установлены аэро-
динамические гребни для образования
вихрей с целью повышения эффектив-
ности элеронов на больших углах
атаки.
188
Еще одной причиной отказа от
аэродинамических предкрылков была
отрицательная реакция на их односто-
ронний выпуск, например при сколь-
жении, когда самолет испытывал
резкие броски, влияющие на устойчи-
вость по тангажу и крену.
Как и на Е-5, на самолете Е-2А был
установлен один двигатель AM-11 с
максимальной тягой 3724 даН
(3800 кгс) и форсажной тягой 4998 даН
(5100 кгс). 22 марта 1956 года Е-2А вы-
полнил первый полет под управлением
Г. К. Мосолова.
Кроме одного опытного были пост-
роены еще только пять других экземп-
ляров («серийных»), имевших обозна-
чение МИГ-23. Завод № 21 в 1956 году
был подготовлен к серийному произ-
водству.
Интересно, что на самолете Е-2А/6
(пятый экземпляр «серии», построен-
ный на заводе № 21) были проведены
заводские летные испытания, на кото-
рых летали Г. К. Мосолов, В. А. Нефе-
дов, Г. А. Седов и другие. Самолет
Е-2А/3 был отправлен в ЛИИ МАП
для специальных летных испытаний, в
особенности посадки с отказавшим
двигателем. Шесть полетов, выполнен-
ных летчиком-испытателем А. П. Бо-
городским, продемонстрировали, что
такой тип посадки не создает особых
проблем. Однако в это время самолет
Е-5 был признан более перспектив-
ным, и все испытания Е-2А прекра-
тились.
Е-50А
Высотный истребитель-перехват-
чик Е-50А был спроектирован в 1956
году. Он был построен на серийном за-
воде в г. Горьком на базе конструкции
планера Е-2А (МИГ-23) после отра-
ботки макета.
Силовая установка, как и на само-
лете Е-50, состояла из одного ТРД (но
в этом случае AM-11) и ЖРД С-155.
Как и на Е-50, ЖРД, его системы и бак
для перекиси водорода установлены
внутри основания киля.
В хвостовой части фюзеляжа добав-
лена рама, а в двигательном отсеке ус-
тановлен эжектор продувки. Крыло,
горизонтальное оперение, фонарь и
шасси были идентичны установлен-
ным на самолете Е-2А. Только колеса
основного шасси модифицированы в
связи с увеличением массы и скорости
отрыва.
Управление внутри фюзеляжа до
20-й рамы аналогично Е-2А, от 20-й
рамы до узлов крепления руля направ-
ления — аналогично с Е-50.
Топливная система не изменена,
кроме снятия 6-го и 7-го керосиновых
баков.
Система питания и управления
ЖРД расположена в длинном легкосъ-
емном обтекателе под фюзеляжем. Аг-
регаты питания и управления ЖРД
идентичны Е-50, но количество баков
под горючее ЖРД меньше.
Самолет Е-50 с двумя двигателями — ТРД АМ-9Е и ЖРД
Три проекции самолета Е-50А
Серийный завод получил заказ на
постройку 20 самолетов Е-50А, но ни
один из них не был построен, так как
ОКБ Л. С. Душкина было закрыто.
МИГ-21
Е-6/1, Е-6/2, Е-6/3(Е-66)
Первые три опытные машины
МИГ-21-Е-6/1, Е-6/2 и Е-6/3 были
построены и прошли летные испыта-
ния в 1957—1958 гг. Они были обору-
дованы новым вариантом двигателя
AM-11 Р-НФ-300 (создан на основе
опытного ТРД Р-37Ф), развивавшим
максимальную тягу 3802 даН
(3880 кгс) и форсажную тягу 5625 даН
(5740 кгс).
По сравнению с Е-5 эти три моди-
фикации отличались более низким
расположением стабилизатора, что за-
ставило изменить положение тормоз-
ных щитков; два подфюзеляжных киля
в хвостовой части самолета были
заменены одним; сопло было удлине-
но; изменена форма задней кромки фо-
наря, а на крыле Е-6/1 сохранились
три аэродинамических гребня, как на
крыле Е-5.
В ходе испытаний на самолете Е-6/1
была очень быстро достигнута макси-
мальная скорость, соответствующая
числу М = 2,05 на высоте 12 050 м.
К несчастью, 28 мая 1958 года, во
время седьмого испытательного поле-
та, произошла катастрофа. В этот день
на высоте около 18 000 м отказал дви-
гатель, и летчик-испытатель В. А. Не-
федов решил любой ценой посадить
самолет, возможно, не только для спа-
сения машины, но и зарегистрирован-
ных полетных данных. Ему удалось
достигнуть начала полосы, однако при
касании о землю самолет перевернулся
и загорелся. Сильно обгоревший Не-
федов скончался в госпитале через не-
сколько часов.
В ходе расследования было уста-
новлено, что при посадке произошел
Первый прототип МИГ-21 — самолет Е-6/1
Второй прототип МИГ-21 — самолет Е-6/2, оборудован экспериментальной установкой подвески
ракетного вооружения
Воздушный тормоз (с контуром обтекателя пушек)
Самолеты МИГ-21 в строевых частях
отказ гидросистемы из-за падения дав-
ления вследствие выхода из строя дви-
гателя. Управление же стабилиза-
тором было гидравлическим. Резерв-
ная электрическая система управления
включилась автоматически, однако в
этом случае она не обеспечила необхо-
димой скорости перекладки стабили-
затора. Поэтому на самолете Е-6/2
гидравлическая система была дубли-
рована аварийным насосом, а электри-
ческая система исключена.
Испытания второго опытного эк-
земпляра проводил К. К. Коккинаки;
на этом самолете были установлены
экспериментальные концевые рельсо-
вые держатели ракет.
Самолет Е-6/3 выполнил первый
полет в декабре 1958 года. Он стал из-
вестен в мире через несколько месяцев
под обозначением Е-66, после того как
на нем были установлены два миро-
вых рекорда:
1) 31 октября 1959 года — рекорд
скорости на базе 15—25 км 2388 км/ч.
Летчик Г. К. Мосолов. Максимальная
достигнутая скорость этого полета
равнялась 2504 км/ч;
2) 16 сентября 1960 года — рекорд
скорости на замкнутом маршруте
100 км 2148,66 км/ч. Летчик К. К. Кок-
кинаки. Максимальная достигнутая
скорость этого полета равнялась
2499 км/ч (М = 2,35).
МИГ-21Ф ( Е-6Т, тип 72)
Построенный в 1958 году
МИГ-21Ф (Е-6Т) стал первой серий-
ной моделью истребителя этого семей-
ства. Треугольное крыло со стре-
ловидностью передней кромки 57°, как
на предыдущих моделях, было оснаще-
но щитками-закрылками типа ЦАГИ.
На самолете установлен один двига-
тель Р-11Ф-300 тягой 5625 даН (5740
кгс) на форсаже.
Система управления конусом воз-
духозаборника обеспечивала его уста-
новку в трех различных положениях.
Обеспечивалось также изменение сече-
ния воздушного канала и направления
ударной волны в зависимости от режи-
ма полета.
«Военное» оборудование оста-
валось еще относительно базовым,
так как ограничивалось прицелом
АСП-СДН, радиодальномером СРД-5
и ответчиком госопознавания. Авто-
пилот отсутствовал.
Катапультное кресло аналогично
устанавливаемому на МИГ-19С с за-
щитой летчика фонарем кабины. Тор-
мозной парашют размещен в
небольшом контейнере в нижней части
хвостового отсека фюзеляжа. Семь
фюзеляжных и четыре крыльевых топ-
ливных бака имели суммарную ем-
кость 2160л.
Самолет МИГ-21Ф, вооруженный управляемыми ракетами К-13
Три проекции самолета МИГ-21Ф
Третий прототип МИГ-21Ф использовался для
изучения переднего горизонтального оперения
Вооружение состояло из двух пу-
шек НР-30 калибра 30 мм с боекомп-
лектом 60 снарядов; подкрыльевые
точки подвески позволяли нести блоки
неуправляемых ракет УБ-16-57У с 16
ракетами «воздух — воздух» С-5М
(АРС-57), или 16 ракет «воздух — по-
верхность» С-5К (КАРС-57), или две
ракеты «воздух — земля» АРС-240,
или две бомбы от 50 до 500 кг.
Третий летный экземпляр Е-6Т/3
использовался для испытания неболь-
шого переднего горизонтального опе-
рения с изменяемым углом установки,
расположенного в носовой части са-
молета.
Этот «дестабилизатор» позднее по-
явился на опытном самолете Е-8.
Е-6Т/3 использовался также для до-
водки системы пуска ракет «воздух —
воздух», которые устанавливались на
последующих модификациях МИГ-21.
Летные испытания МИГ-21Ф за-
вершились в 1958 году, и на Горьковс-
ком авиационном заводе была
запущена серия в 1959—1960 гг.
МИГ-21Ф-13 (тип 74)
МИГ-21Ф-13 был первым вариан-
том истребителя МИГ-21 с ракетами
«воздух воздух», выпускавшимся
крупной серией (МИГ-21Ф представ-
лял собой только переходную модифи-
кацию), и первым вариантом, который
экспортировался за рубеж и строился
по лицензии за пределами СССР (в Че-
хословакии, Индии, КНР). Поэтому
его можно считать базовой моделью
этого семейства.
Вот почему мы приводим более
подробное описание этого самолета.
Необходимо отметить, что оконча-
тельный силуэт самолет приобрел
только начиная с серийного истреби-
теля № 115, когда была уменьшена вы-
сота вертикального оперения, а хорда
увеличена. Приводимое описание от-
носится к последней модификации (ис-
ключения оговариваются).
Крыло треугольной формы, как у
предыдущих модификаций, с удли-
нением 2,22 и стреловидностью по
передней кромке 57°. Относительная
толщина крыла (профиль ЦАГИ С-12)
4,2 % в месте крепления и 5% по конце-
вой нервюре. Угол установки крыла
0°. Угол поперечного V — 2°. Макси-
мальная хорда 5,97. Средняя аэроди-
намическая хорда (САХ) 4,002.
На верхней поверхности консолей
крыла перед элероном установлено по
одному короткому аэродинамическо-
му гребню с высотой, равной 7 %
САХ. В задней части каждой консоли
установлен закрылок однощелевой
площадью 0,935 м! и один элерон, име-
ющий площадь 0,51 мг. Закрылки уп-
равляются гидравлически, управление
по крену от двух бустеров БУ-45.
Конструкция крыла трехлонже-
ронная:
1) передний лонжерон с 25 нервю-
рами, расположенными перпендику-
лярно к передней кромке, и передняя
стенка. Между ними около корневой
части крыла (до нервюры № 13) распо-
ложен передний топливный бак-
кессон;
2) главная балка, расположенная
перпендикулярно к продольной оси
фюзеляжа.
Между передним и главным лонже-
ронами находится ниша уборки основ-
ных стоек шасси, узел крепления
основной стойки расположен в месте
стыка этих лонжеронов;
3) задний лонжерон и десять не-
рвюр крыла, расположенные парал-
лельно оси фюзеляжа; задняя стенка.
Между 1-й и 6-й нервюрами размещен
бак-кессон. Верхние и нижние панели
баков-кессонов изготовлены из листо-
вого сплава «В-95», из этого же сплава
выполнена обшивка консоли, которая
не имеет усиливающих элементов.
Крыло стыкуется с фюзеляжем пя-
тью узлами. Три узла обеспечивают
передачу момента (по переднему, глав-
ному и заднему лонжеронам) и два
узла — вертикальных сил (по передней
и задней стенкам).
Фюзеляж — цельнометаллический
полумонокок, разъемный на две поло-
вины по шпангоутам 28 и 28А (в но-
совой части 28 шпангоутов, в хвос-
товой — 13 шпангоутов). Остальная
часть конструкции состоит из лонже-
ронов, задних стрингеров и относи-
тельно толстой несущей обшивки.
В воздухозаборнике, как на
МИГ-21Ф, расположен конус с 3-пози-
ционной системой управления, авто-
матически изменяющей систему скач-
ков и сечение канала воздухоза-
борника в зависимости от режимов
полета: до скорости, соответствующей
М = 1,5, он находится в заднем по-
ложении, в диапазоне чисел М =
= 1,5...1,9 — в промежуточном и при
числе М, большем 1,9, — в переднем.
Передние тормозные щитки, пово-
рачивающиеся на шпангоуте 11, име-
ют площадь по 0,38 м2 (максимальный
угол отклонения 25°). Подфюзеляж-
ный тормозной щиток имеет площадь
0,47 м2 (максимальный угол отклоне-
ния 40°).
В хвостовой части фюзеляжа уста-
новлен подфюзеляжный гребень высо-
той 0,352 м, в левой части которого
расположен контейнер тормозного па-
рашюта площадью 16 м2, его примене-
ние уменьшает посадочную дистанцию
примерно на 400 м.
Двигательный отсек расположен
между рамами. Кабина летчика герме-
тичная вентиляционного типа (с авто-
матическим поддержанием темпе-
ратуры в кабине в пределах 15 ± 5 °C).
Максимальный диаметр фюзеляжа
1,242 м, площадь — 1,28 м2. Площадь
вертикального оперения 3,8 м2, т. е. на
0,28 м2 меньше, чем у МИГ-21Ф и пер-
вых 134 серийных самолетов
МИГ-21Ф-13. Площадь руля направ-
ления 0,965 м2 (угол отклонения ± 25°).
Стреловидность по передней кромке
60°. Профиль крыла ЦАГИ-11. Отно-
сительная толщина 6 %.
Площадь горизонтального опере-
ния 3,94 м2, стреловидность по пере-
дней кромке 55°, угол поперечного
V=0, размах 3,74 м. Профиль симмет-
Первый серийный самолет МИГ-21Ф-13, вооруженный управляемыми ракетами К-13
Самолет МИГ-21Ф-13 с подфюзеляжным подвесным баком емкостью 490 л
ричный А6А, относительная толщина
6 %х Стабилизатор, естественно, цель-
ноповоротный (+7,57-16,5°).
Шасси трехопорное с носовой стой-
кой и пневматиком 500 х 180, убираю-
щимся вперед в нишу между шпан-
гоутами № 6 и 11. Основные стойки
убираются в крыло, а колеса с пневма-
тиками 660 х 200 разворачиваются от-
носительно стоек на 87° и убираются в
фюзеляж. Управление уборкой и вы-
пуском шасси гидравлическое с дубли-
рующей пневмосистемой, действую-
щей только на выпуск.
В кабине установлено катапультное
кресло СК, в котором для защиты лет-
чика при катапультировании приме-
нен фонарь. В бортовое оборудование
кроме основного входили автопилот
КАП-2К, имеющий ограничения по
крену ±35°, радиостанция СВЧ 3-802В
(РСИУ-5В), маркерный приемник
МРП-56П, автоматический радиоком-
пас АРК-10, радиовысотомер РВ-УМ
(0—600 м), ответчик дециметровых
волн СОД-57М, РЛС предупреждения
облучения «Сирена-2», система опоз-
навания СРО-2.
Двигатель Р-НФ-300 с максималь-
ной тягой 3822 даН (3900 кгс) и регу-
лируемой форсажной тягой 5625 даН
(5740 кгс). Емкость топливных баков
увеличена с 2280 л на первых серий-
ных самолетах до 2550 л. Кроме того,
самолет мог нести под фюзеляжем
один подвесной топливный бак емкос-
тью 490 или 800 л.
Вооружение состояло из одной
пушки НР-30 с боезапасом 30 снарядов
в правой стороне фюзеляжа и двух уп-
равляемых ракет Р-ЗС «воздух — воз-
дух» с тепловыми ГСН (дальность
пуска 1—7 км), или двух блоков НУРС
УБ-32-57У (снаряды С-5), или двух
больших ракет «воздух — земля» С-24,
или двух бомб (максимальной массой
по 500 кг).
Летчик имел прицел АСП-5НД, со-
пряженный с радиолокационным
дальномером СРД-5М «Квант». Для
выполнения ограниченной фотораз-
ведки на самолете можно устанавли-
вать фотоаппарат АФА-39.
МИГ-21Ф-13 серийно строился Горь-
ковским авиационным заводом в
1960—1962 годах для ВВС и заводом
«Знамя Труда» в Москве в 1962—1965
годах на экспорт.
Е-6В
Два планера самолета Тип 74, полу-
чившие название Е-6В/1 и Е-6В/2, бы-
ли доработаны для испытания с
различным расположением контейне-
ров тормозных парашютов, парашю-
тов различных типов, а также
выполнения укороченных взлетов с ис-
пользованием твердотопливных «ус-
корителей».
Поэтому на Е-6В были установле-
ны два парашютных контейнера, один
Самолет Е-6В/1, как и Е-6В/2, проходил испытания с различными средствами для коротких взлета
и посадки. Тормозной парашют установлен в основании киля
Самолет Е-6В/2 с подфюзеляжным баком, ракетами К-13 и «ускорителями» на твердом топливе
19 июля состоялась демонстрация Е-6В/2 взлет с применением стартового ускорителя
из которых был расположен, как на
самолете 74, в левой стороне подфюзе-
ляжного гребня, а второй — в основа-
нии руля направления. Последнее
расположение сохранилось на всех
МИГ-21 начиная с «ПМФ».
На самолете Е-6В/2 были проведе-
ны испытания лыжного шасси. На нем
же 9 июля 1961 года, во время воздуш-
ного парада в Тушино, Федотов про-
демонстрировал короткий взлет при
помощи «ускорителей».
Е-66А
В начале 1961 года в ОКБ была
полностью пересмотрена программа
самолета Е-6Т/1 для установки новой
силовой установки ТРД Р-11Ф2-300 с
форсажной тягой 5998 даН (6120 кгс) и
«ускорителя» У-21, состоявшего из
ЖРД СЗ-20М5А конструкции Душ-
кина и длинных накладных баков
реактивного топлива, расположен-
ных в хвостовой части фюзеляжа.
Суммарная тяга ТРД и ЖРД равня-
лась 11 466—11 828 даН (11 700—
12 070 кгс) — разница в тяге соответ-
ствует диапазону дополнительного
форсирования ТРД.
Применение новой силовой уста-
новки потребовало изменения конст-
рукции планера: вместо одного
подфюзеляжного гребня были уста-
новлены два гребня довольно большо-
го размера, так как их общая площадь
составляла 11,5% площади крыла; пло-
щадь киля увеличена до 4,44 м2, носок
его сделан острым; за фонарем уста-
новлен дополнительный топливный
бак емкостью 170 л.
28 апреля 1961 года Г. К. Мосолов
на этом самолете установил абсолют-
ный мировой рекорд высоты, достиг-
нув в динамическом наборе высоты
34 714 м.
Интересно отметить, что в пред-
ставлении в ФАИ была указана сило-
Три проекции самолета Е-66А
Самолет Е-66А в полете
вая установка самолета: ТРД Р-37Ф
тягой 5880 даН (6000 кгс) и ЖРД У-21
тягой 2940 даН (3000 кгс).
МИГ-21П (Е-7/1, Е-7/2)
Самолеты Е-7/1 и Е-7/2 являются
прямым развитием Е-6Т. Поэтому
МИГ-21П - развитие МИГ-21Ф —
был оборудован тем же двигателем
Р-НФ-300, но за кабиной установлен
дополнительный топливный бак емко-
стью 170 л.
Для эксплуатации самолета на
грунтовых ВПП на стойках шасси ус-
тановлены колеса КТ-50/2 увеличенно-
го диаметра с пневматиками 800 х 200,
а для сокращения взлетной дистанции
в хвостовой части самолета предус-
матривались две точки крепления для
установки твердотопливных «ускори-
телей», которые сбрасывались через 10
секунд после включения. На самолете
Е-7 был установлен автопилот КАП-1,
однако он обеспечивал демпфирова-
ние колебаний только по крену.
МИГ-21 — первый самолет этого
семейства истребителей, из состава во-
оружения которого полностью исклю-
чена пушка.
По существовавшей в те годы кон-
цепции предполагалось, что воздуш-
ные бои будут вестись исключительно
при помощи ракет.
Считали, что при существенном
увеличении скорости полета истреби-
телей ближних воздушных боев не ста-
нет. Но опыт местных военных кон-
фликтов, в том числе во Вьетнаме, по-
казал ошибочность этого предполо-
жения. »
МИГ-21П был также первым само-
летом семейства, оборудованным на-
стоящим комплексом перехвата
МИГ-21П-13, включавшим радиоло-
кационную станцию перехвата
ЦД-ЗОТ (с режимами наблюдения, об-
наружения, сопровождения, управле-
ния огнем), приемник команд системы
наведения, ответчик дециметрового
диапазона СОД-57М, систему наведе-
ния «Воздух»— «Лазурь», систему на-
вигации КСИ, ответчик госопоз-
навания и две ракеты «воздух — воз-
дух» К-13 с ТГС.
МИГ-21П мог нести вместо ракет
неуправляемые реактивные снаряды,
бомбы и даже контейнеры с напалмом.
Для выполнения атаки наземных
целей летчик имел прицел ПКИ-1, ко-
торым мог пользоваться в случае вы-
хода из строя прицела ЦД-ЗОТ.
Катапультное кресло типа «СК». На
самолете был установлен автопилот
КАП-1 (стабилизация по крену).
Опытный самолет Е-7/1 выполнил
первый полет 10 августа 1958 года, а
Е-7/2— 18 января 1960 года.
Конструкторские испытания само-
лета, которые проводили П. М. Оста-
пенко и И. Н. Кравцов, закончились
Самолет Е-7 с новой системой перехвата (ЦД-ЗОТ)
Самолет МИГ-21 ПФ — новая конфигурация гаргрота
8 мая 1960 года, и с 4 июня 1960 года
началось серийное производство.
МИГ-21ПФ (тип 76)
Если МИГ-21П был развитием
МИГ-21Ф, то МИГ-21 ПФ — развити-
ем МИГ-2 !Ф-13, но на нем был уста-
новлен более мощный двигатель
Р-11Ф2-300 максимальной тягой
3870 даН (3950 кгс) и форсажной тягой
5998 даН (6120 кгс).
В связи с установкой РЛС увеличен
конус воздухозаборника, изменение
расхода воздуха для работы нового
двигателя заставило увеличить диа-
метр воздухозаборника с 690 до
870 мм (это пришлось сделать уже на
МИГ-21П).
Установлена новая система плавно-
го регулирования конуса УВД-2М на
всех полетных режимах. На земле ко-
нус выступал за плоскость воздухоза-
борника на 1213 мм. В полете в
зависимости от заданного режима он
мог выпускаться на 200 мм.
МИГ-21 ПФ унаследовал некоторые
модификации конструкции МИГ-21 П.
а именно: увеличенные размеры колес,
точки подвески твердотопливных «ус-
корителей», но силуэт самолета изме-
нился — сняли небольшое окно в зад-
ней части фонаря и ввели новую кон-
струкцию подфюзеляжного гребня.
Это позволило добавить два топ-
ливных бака, доведя тем самым об-
щую емкость топливной системы до
2750 л. Кроме того, штанга ПВД, рас-
положенная на предыдущих модифи-
кациях по оси под воздухозаборни-
ком, перенесена вверх и вправо. ПВД
типа ПВД-5.
На МИГ-21 ПФ установлена новая
РЛС РП-21 «Сапфир». Прицел
АСП-5НД заменен коллиматорным
прицелом ПКИ-1. Из другого обору-
дования отметим автопилот КАП-2
(стабилизация только по крену), при-
емник команд системы наведения и
запросчик-ответчик системы госопоз-
навания.
Как и МИГ-21П, МИГ-21ПФ не
имел пушки. Его вооружение состояло
только из двух УР К-13, вместо кото-
рых можно было подвешивать обыч-
ное штатное вооружение (НУРС,
бомбы и т. п.).
На последних серийных самолетах
ПФ контейнер тормозного парашюта
перенесен в основание руля направле-
ния — это решение было проверено на
самолете Е-6В.
В начале 1962 года МИГ-21 ПФ по
приказу министра обороны был при-
нят на вооружение. Он серийно стро-
ился Горьковским авиационным за-
водом в 1962—1964 годах для ВВС и в
Москве заводом «Знамя Труда» в
1964—1968 годах на экспорт.
На последних сериях самолета МИГ-21 ПФ контейнер тормозного парашюта
в основании киля
На МИГ-21ПФ с новым наимено-
ванием Е-76 в 1966 и 1967 гг. было
установлено несколько мировых женс-
ких рекордов, утвержденных ФАИ. Их
выполнили летчицы М. Соловьева,
Е. Мартова и Л. Зайцева.
МИГ-21 ФЛ (тип 77)
Фронтовой истребитель-перехват-
чик МИГ-21ФЛ представлял собой
модификацию МИГ-21 ПФ, созданную
специально для лицензионной пост-
ройки в Индии, а также для экспорт-
ных поставок. По внешнему виду он
был похож на МИГ-21 ПФ, но обору-
дован двигателем Р-11Ф-300 (установ-
ленным на МИГ-21Ф), а емкость
топливных баков увеличена до 900 л.
Кроме того, вместо РЛС РП-21 уста-
новлена Р-2Л (экспортный вариант с
пониженными характеристиками).
МИГ-21ФЛ выпускался московс-
ким заводом «Знамя Труда» с 1965 по
1968 год и в Индии фирмой «ХАЛ» на-
чиная с 1966 года.
Е-8
Разработка фронтового истребите-
ля-перехватчика началась в 1961 году
по постановлению правительства под
индексом МИГ-23 (второе обозначе-
ние). Он создавался на базе фюзеляжа
МИГ-21 ПФ, который был серьезно
модифицирован, отличаясь новым, бо-
лее мощным двигателем Р-21Ф и но-
вой РЛС «Сапфир-21», установленной
в носовой части фюзеляжа.
Из-за большого диаметра антенны
первого варианта РЛС конструкторы
вынуждены были перенести воздухоза-
борник под кабину летчика. На Е-8
были использованы те же агрегаты,
что и на МИГ-21; это упрощало серий-
ное производство будущего МИГ-23,
который должен был заменить на кон-
вейере МИГ-21 ПФ. Е-8 был предназ-
начен для поражения воздушных целей
в передней полусфере, днем и ночью и
в любых метеоусловиях.
Серийное крыло от самолета
МИГ-21, установленное на двух экзем-
плярах Е-8, не имело системы СПС
(сдува пограничного слоя с закрыл-
ков), серийный стабилизатор был опу-
щен от строительной горизонтали
фюзеляжа на 135 мм.
Однако Е-8 имел и другие нововве-
дения:
1) поворотный подфюзеляжный
киль в хвостовой части, отклоняю-
щийся в горизонтальное положение
только при выпущенном шасси, управ-
ление поворотным килем сблокирова-
но с системой уборки и выпуска
шасси. Впервые примененный на Е-8,
такой киль был позднее установлен на
серийном МИГ-23 (с изменяемой гео-
метрией крыла);
Самолет Е-8/1
Три проекции самолета Е-8
2) носовой дестабилизатор о изме-
няемым углом установки с размахом
2,60 м, установленный в носовой части
непосредственно за обтекателем РЛС.
Этот дестабилизатор не имел системы
управления от летчика. На дозвуковом
режиме он находился во флюгерном
положении. При числе М = 1,15 он ме-
ханически фиксировался в нейтраль-
ном положении относительно оси
самолета, что изменяло положение фо-
куса и уменьшало запас продольной
устойчивости, который был избыточ-
ным на сверхзвуке.
На самолете был установлен опыт-
ный двигатель Р-21Ф, модернизиро-
ванный двигателистом Н. Мецхвари-
швили Р-11Ф, который развивал мак-
симальную тягу 4606 даН (4700 кгс) и
7056 даН (7200 кгс) на форсаже (т. е.
имел очень высокую степень форсиро-
вания — 53 %). По сравнению с Р-11Ф
диаметр Р-21Ф был равен 845 мм вмес-
то 772 мм, диаметр по бандажу фор-
сажной камеры 987 мм вместо 902 мм
и сухая масса 1250 кг вместо 1165 кг.
Подфюзеляжный воздухозаборник
был разделен на два канала, между ни-
ми находился регулируемый трехскач-
ковый клин. Управление клином элек-
трогидравлическое. Передняя нога
шасси убиралась внутрь клина.
Основное шасси, взятое с серийного
самолета Е-7 МИГ-21, позволяет взлет
и посадку на грунт. Система управле-
ния полетом и гидросистемы взяты с
МИГ-21, кроме агрегатов, связанных с
дестабилизатором и подфюзеляжным
килем.
Вооружение Е-8 состояло из двух
К-13, однако ни ракеты, ни РЛС не ус-
танавливались.
Самолет Е-8/1 (с бортовым номе-
ром 81, находившимся на фюзеляже
под кабиной пилота) прибыл на опыт-
ный аэродром 5 марта 1962 года. Уста-
новленный на нем двигатель Р-21Ф
№21-105, предназначенный только
для наземной отработки, был заменен
летным Р-21Ф № 21-106.
Первый полет 17 апреля 1962 года
под управлением Г. К. Мосолова про-
Самолет Е-8/2 с подкрыльсвой подвеской ракет К-13
шел без замечаний. За пять полетов
была опробована и оценена работа
всех систем, работа ТРД, запуск его в
воздухе на высоте 8000 м и характери-
стики устойчивости и управляемости.
Следующие шесть полетов были по-
священы разгонам на различных чис-
лах М и достижению практического
потолка. Одновременно оценивалась
работа дестабилизатора.
После помпажа и остановки двига-
теля в полетах № 21 и 25 двигатель
Р-11 № 106 заменили на Р-11Ф № 108 с
расширенным сопловым аппаратом.
11 сентября 1962 года двигатель в по-
лете на числе М = 1,7 разрушился на
высоте 10 000 м.
Мосолов катапультировался, одна-
ко получил тяжелые повреждения и
оказался в больнице.
Второй опытный экземпляр Е-8/2
(или 82) начал летные испытания 29
июня 1962 года. Между 29 июня и 4
сентября он выполнил 13 полетов под
управлением А. В. Федотова. Однако
после аварии Е-8/1 все работы по са-
молету были прекращены.
Осмотр показал, что причиной ава-
рии было разрушение части диска шес-
той ступени компрессора, которая,
оторвавшись, пробила корпус двигате-
ля и обшивку фюзеляжа. Ударив по
правому крылу в зоне элерона, она
разрушила и его. В конце концов са-
молет вошел в винтовое падение с вы-
соты 10 000 м. Резкое падение тяги
двигателя привело к помпажу комп-
рессора и каналов-воздуховодов воз-
духозаборника.
На торможении возникли боковые
колебания самолета, которые наблю-
дались в предыдущих полетах при тор-
можении с намеренно остановленным
двигателем. Во время винтового сни-
жения самолет был практически неуп-
равляемым.
МИГ-2ШФМ, МИГ-2ШФС
(Е-7СПС, тип 94)
Силуэт МИГ-21 изменился еще раз.
Площадь киля увеличена для повыше-
ния запаса путевой устойчивости са-
молета. Его площадь стала больше на
5,32 м2, площадь руля направления не
изменилась. Гондола тормозного па-
рашюта установлена окончательно у
основания киля. Форма купола пара-
шюта была изменена с круглой на кре-
стообразную.
Однако наиболее важная модифи-
кация заключалась в установке систе-
мы СПС (сдув пограничного слоя).
Отбираемый от компрессора высокого
давления воздух выдувался на верхней
поверхности закрылка, увеличивая
скорость обтекания и тем самым отда-
ляя срыв. Увеличивалась также подъ-
емная сила крыла на взлете (система
СПС действовала только при ее вклю-
чении пилотом).
Самолеты с этой системой отлича-
лись обтекателем привода управления
закрылками, установленного на полу-
размахе закрылка и имевшего доволь-
но большой размер. Площадь зак-
рылка была уменьшена с 0,935 м2 на
предыдущих модификациях до 0,92 м2.
Угол отклонения на взлете 25°, на по-
садке максимум 45°. Двигатель тот же,
что на самолете МИГ-21 ПФ, но в его
обозначении появилась буква «С»,
обозначавшая «сдув». Таким образом
он превратился в Р-11Ф2С-300 (или по
некоторым документам 37Ф2С). Его
тяга на форсаже была равна 6050 даН
(6175 кгс).
Фонарь кабины был сильно моди-
фицирован. Теперь он не открывался
вперед, а был разделен на две части:
неподвижный козырек и подвижный
фонарь, откидывающийся вправо. Эта
модификация связана с установкой но-
вого катапультного кресла третьего
поколения КМ-1 (для защиты летчика
при катапультировании фонарь боль-
ше не был нужен).
Это еще не было катапультное
кресло типа «ноль—ноль», так как его
можно было применять только в диа-
пазоне высот от 0 до 25 000 м и скоро-
стей от 130 до 1200 км/ч. Новая
компоновка кабины пилота привела к
небольшому уменьшению емкости
топливных баков до 2650 л по сравне-
нию с 2750 л на самолете «ПФ».
Для выполнения короткого взлета с
грунтовых ВПП на нижней части фю-
зеляжа установили два твердотоплив-
ных ускорителя СПРД-99, каждый из
которых развивал тягу 2450 даН. Та-
ким образом, самолет был оборудован
системой улучшения характеристик на
взлете (форсаж + ускоритель) и на
посадке (закрылки + СПС + тормоз-
ные щитки + тормозной парашют
ПТ-21УК + тормоза).
Вооружение состояло из двух ра-
диоуправляемых ракет РС-2УС (К-5)
«воздух — воздух», что потребовало
установки усовершенствованной РЛС
РП-21М и доработки электросхемы
борта, и ракет «воздух -— земля» Х-66.
Оно могло быть дополнено контейнер-
ной пушкой ГП-9 (одна двуствольная
пушка ГШ-23 калибра 23 мм), подве-
шивавшейся под центральной частью
фюзеляжа.
Оптический прицел ПКИ
(АСП-ПФ-21). Система сигнализации
об облучении хвоста самолета —
«Сирена-ЗМ», а новый приемопере-
датчик госопознавания имеет наиме-
нование «Хром-Никель». До
МИГ-21ПФМ несколько экземпляров
варианта МИГ-21 ПФС были облета-
ны в истребительном авиаполку. Этот
вариант отличался от ПФМ только
пилотированием самолета на форсаже,
что позволило существенно улучшить
разгонные характеристики.
Расположение гондолы тормозного
парашюта
Самолет МИГ-21 ПМФ. Взлет с применением
ускорителей
Контейнер разведчика первые испытания проходил на самолете МИГ-21 ПФ
МИГ-21ПФМ выпускался серийно
на Горьковском авиационном заводе с
1964 по 1965 год для ВВС и на москов-
ском заводе «Знамя Труда» в
1966—1968 гг. на экспорт.
МИГ-21Р (тип 94Р)
МИГ-21Р представлял собой вари-
ант самолета тактической разведки,
созданный на базе МИГ-21 ПФ, но его
прототип не имел руля направления с
увеличенной хордой. Все разведыва-
тельное оборудование размещено в
длинном контейнере, подвешиваемом
под фюзеляжем, но самолет обладал
возможностями самообороны и был
вооружен двумя ракетами «воздух—
вбздух», подвешиваемыми под
крылом.
Силовая установка — один ТРД
Р-11Ф2С-300 тягой 6050 даН (6175 кгс)
на форсаже. Самолет оборудован сис-
темой СПС. Емкость накладного топ-
ливного бака увеличена до 340 л,
суммарная емкость топливной систе-
мы достигала 2800 л. Так как самолет
больше не мог нести под фюзеляжем
топливный бак, крыло доработали
под топливную систему для подвески
Самоле! МИГ-21 Р с разведывательным контейнером; увеличен гаргрот для размещения
дополнительного топливного бака
двух топливных баков емкостью по
490 л каждый. В доработанном виде
он был похож на МИГ-21С.
Для этой модификации было отра-
ботано много вариантов специальных
контейнеров: дневной, ночной, радио-
технической, лазерной, инфракрасной
и телевизионной разведки, а также
другие. Поэтому бортовые электросхе-
мы были доработаны. Другой важной
модификацией была замена кренового
автопилота КАП-2 на трехканальный
АП-155.
Кроме того, на самолеты были ус-
тановлены система предупреждения об
облучении СПО-3 и бортовая РЛС
ЦД-30.
Вооружение состояло из двух УР
«воздух — воздух» K-I3T (Р-ЗС) с
ТГС, подвешиваемых под крылом,
и/или НУРС УБ-16 и УБ-32, ракет
С-24, бомб. На самолете можно было
подвешивать контейнер с пушкой
ГП-9.
Самолет МИГ-21Р строился серий-
но Горьковским авиационным заво-
дом в 1965—1971 гг. для ВВС и на
экспорт.
МИГ-21С (тип 95, Е-7С)
Эта новая модификация истребите-
ля-перехватчика имела много отличи-
тельных особенностей самолета
МИГ-21Р, в том числе четыре точки
подвески под крылом (две вооружения
и две для топливных баков емкостью
по 490 л), грот под накладной топлив-
ный бак емкостью 490 л, ТРД
Р-11Ф2С-300 и систему СПС, трехка-
нальный автопилот АП-155.
Систему наведения заменили на бо-
лее современную «Лазурь-М». На
МИГ-21С была установлена новая
РЛС РП-22С, и коллиматорный при-
цел ПК1 заменен АСП-ПФ. Вооруже-
ние состояло из двух УР «воздух —
воздух» Р-ЗР (вместо РС-2УС) или
двух подвешиваемых под крылом спе-
циальных бомб и контейнера ГП-9 с
двухствольной пушкой ГШ-23 и бое-
комплектом 200 патронов под фюзе-
ляжем.
МИГ-21С строился Горьковским
авиационным заводом в 1965—1968 гг.
для ВВС.
МИГ-21 СМ (тип 15)
МИГ-21СМ в результате развития
конструкции начиная с Е-6 представ-
лял собой планер самолета МИГ-21С с
двумя существенными модификация-
ми. Вначале на нем был установлен
новый, более мощный ТРД Р-13-300
конструкции ОКБ С. Гаврилова мак-
симальной тягой 3989 даН (4070 кгс) и
6360 даН (6490 кгс) на форсаже. Затем
добавили двуствольную пушку
ГШ-23Л (боезапас 200 патронов), од-
Самолет МИГ-21С с четырьмя блоками НУРС и пушечным контейнером
нако ее не стали размещать в съемном
контейнере, а встроили в нижнюю
часть фюзеляжа.
Опыт боевого применения на Ближ-
нем Востоке принес свои плоды, и от
концепции истребителя только с ра-
кетным вооружением отказались. Лет-
чик получил новый прицел
АСП-ПФД, специально модернизиро-
ванный для маневренного боя, и систе-
му предупреждения об облучении
СПО-Ю.
Бортовая РЛС типа «Сапфир-21»
(С-21), а вооружение состояло из двух
УР «воздух — воздух» К-13Т (Р-ЗС с
тепловой ГСН) или К-13Р (Р-ЗР с РГС)
и/или блоков НУРС УБ-16 и УБ-32,
ракет «воздух — земля», четырех бомб
по 100 кг, контейнеров с напалмом.
Емкость топливной системы 2650 л.
МИГ-21 СМ строился Горьковским
авиационным заводом в 1969—1974 гг.
МИГ-21М (тип 96)
МИГ-21М был экспортным вариан-
том МИГ-21 СМ. Как и все экспортные
варианты отечественных самолетов,
он никогда не поставлялся с после-
дним ТРД или наиболее совершенным
бортовым оборудованием. Соответ-
ственно на МИГ-21М установлен ТРД
Р11Ф2С-300 тягой 6050 даН (6175 кгс).
Вместо РЛС РП-22С установлена РЛС
РП-21МА (вариант станции РП-21М),
сопряженная с прицелом АСП-ПФД, а
вместо ракет Р-ЗР «воздух — воз-
дух»— ракеты РС-2УС. Максималь-
ная масса боевой нагрузки 1300 кг.
МИГ-21М строился серийно на
московском заводе «Знамя Труда» в
1968—1971 гг. исключительно для по-
ставок на экспорт. В 1971 году лицен-
зия на производство этого самолета
была передана Индии, и 14 февраля
1973 года индийские ВВС получили
свой первый истребитель МИГ-21М.
МИГ-21МФ (тип 96Ф)
МИГ-21 МФ являлся модификацией
МИГ-21М с двигателем типа Р-13-300
от самолета МИГ-21СМ, развивавшим
тягу 3989/6360 даН (4070/6490 кгс), и с
его же РЛС РП-22С.
Емкость внутренних топливных ба-
ков 2650 л, но под фюзеляжем самолет
мог нести один топливный бак емкос-
тью 490 л или 800 л и под крылом два
ПТБ по 490 л. Как и на его предше-
ственниках, на МИГ-21 МФ можно бы-
ло устанавливать два стартовых
ускорителя СПРД-99 тягой по
2450 даН (2500 кгс).
Вооружение состояло из встроен-
ной пушки под фюзеляжем Г1П-23Л с
боезапасом 200 патронов и четырех
подвешиваемых под крылом УР «воз-
дух — воздух» (две Р-ЗС с ТГС и две
Р-ЗР с РТС), или четырех блоков
НУРС (96 ракет С-5 калибра 57 мм),
или четырех ракет «воздух — земля»
С-24, или четырех бомб (250 и 500 кг),
или различного сочетания этих четы-
рех типов оружия.
Максимальная масса боевой на-
грузки была равна 1300 кг, однако
МИГ-21МФ мог также нести УР «воз-
дух — воздух» ближнего действия Р-60
или Р-60М для ведения маневренных
воздушных боев.
ПВД-7 имел приемник динамичес-
кого давления с диапазоном давления,
в три раза больше статического, и две
пары флюгарок (одна для измерения
угла атаки, вторая — угла скольже-
ния).
Данные давления вводились в гиро-
вертикаль, от флюгарок — в вычисли-
тель стрельбы.
Следует отметить, что эти флюгар-
ки были сняты с ПВД после МИГ-21Ф.
В нормальном режиме этот ПВД выда-
вал информацию на пульт управления
в кабине пилота.
Короткий приемник ПВД, располо-
женный справа в носовой части фюзе-
ляжа, мог использоваться как ре-
зервный.
Информация летчику выводилась
на ДУС, установленную слева в носо-
вой части фюзеляжа. Автопилот —
АП-155, система предупреждения об
облучении «Сирена-ЗМ», приемоот-
вегчик госопознавания «земля — воз-
дух» СРО-2 и приемоотвегчик
госопознавания «воздух — воздух»
СРЗО-2, передатчик дециметрового
диапазона (для наведения и посадки)
МИ Г-21 МТ стремя подвесными баками и двумя ракетами Р-13
СОД-57М, радиозонд 0—600 м —
PB-VM,7, приемник наземных команд
типа «Лазурь».
В кабине пилота был установлен
новый перископ ТС-27АМШ. Борто-
вая РЛС типа «Сапфир-21» (С-21).
Строился вначале серийно на ММ3
«Знамя Труда» в 1970—1974 гг., а за-
тем на Горьковском авиационном за-
воде в 1975 году.
МИГ-21МТ (тип 96Т)
МИГ-21 МТ, конечно, также моди-
фикация МИГ-21М, но буква «Т» обо-
значает, что емкость внутренних
топливных баков была значительно
увеличена. Она возросла с 2650 до
3250 л. Весь этот дополнительный ке-
росин размещался в накладном топ-
ливном баке, расположенном между
концом кабины пилота и основанием
киля (и вмещал целых 900 л!). Его ем-
кость была впоследствии уменьшена
до 600 л и общая емкость топливной
системы стала 2950 л.
На самолете был установлен моди-
фицированный двигатель Р-13Ф-300
тягой 6360 даН (6490 кгс) на форсаже.
Вооружение и РЛС идентичны самоле-
ту МИГ-21 МФ. Однако это был пере-
ходный самолет, и на ММ3 «Знамя
Труда» в 1971 году были построены
Самолет МИГ-21 МФ
всего 15 экземпляров. Пять самолетов
из этой партии были предназначены
для пилотажной группы ВВС.
Самолет МИГ-21 СМТ строился се-
рийно Горьковским авиационным за-
водом в 1971—1972 гг.
МИГ-21СМТ (тип 50)
Фронтовой истребитель-перехват-
чик МИГ-21 СМТ представлял собой
гибрид МИГ-21 СМ, взяв его планер и
фюзеляж, и МИГ-21 МТ, от которого
он получил двигатель (Р-13Ф-300) и
внутренний запас топлива (3250 л). В
связи с установкой нового двигателя
доработаны топливная и электричес-
кая системы, а также скорректирована
программа управления конусом возду-
хозаборника.
Была усовершенствована связная
радиостанция, работавшая в УКВ-ДВ-
диапазоне.
Огромный накладной топливный
бак емкостью 900 л создавал неудоб-
ства, снижая запас путевой устойчиво-
сти, и его пришлось уменьшить до
600 л, так что общая емкость топлив-
ной системы стала 2950 л.
На самолете СМТ была установле-
на РЛС «Сапфир-21» (С-21), вооруже-
ние состояло из одной встроенной
пушки ГШ-23Л, УР «воздух — воздух»
К-13 (Р-14С и Р-ЗР) или Р-60 и Р-60М
для ведения ближнего боя и/или бло-
ков НУРС УБ-16 и УБ-32, ракет «воз-
дух —земля» С-24, бомб.
МИГ-21бис
(Е-7бис, тип 75)
Опыт боевых действий во Вьетнаме
и на Ближнем Востоке показал, что
для завоевания превосходства в возду-
хе истребитель с турбореактивным
двигателем должен вести не только
ближний бой, но и бой на малой высо-
те. Для этого истребитель должен
иметь мощное вооружение, достаточ-
ный запас топлива и значительную бо-
евую нагрузку. Он должен также быть
устойчивым и управляемым.
Описанные выше модификации
МИГ-21 отличались хорошими летны-
ми характеристиками на средних и
больших высотах. На малых высотах в
силу некоторых особенностей силовой
установки с двигателями Р-11Ф2-300 и
Р-13-300 возможности самолета ис-
пользовались не полностью. Поэтому
в феврале 1971 года было решено по-
строить новую модификацию самоле-
та, обладающую особенно высокой
эффективностью на малых высотах и
больших приборных скоростях.
В результате появился самолет
МИГ-21 бис. На нем был установлен
новый двигатель Р-25-300 максималь-
МИГ-21 бис (был разработан для ведения воздушного боя) с четырьмя ракетами
woo
Три проекции самолета МИГ-21бис
ной тягой 4018 даН (4100 кгс), это был
в целом ТРД Р-13-300, но обладающий
значительно более высоким коэффици-
ентом форсирования и развивающий
на форсаже тягу 6958 даН (7100 кгс).
Кроме того, на скоростях, соответ-
ствующих числу М = 1 или выше, мож-
но было включать специальный режим
форсирования ЧР, который позволял в
течение 3 минут достигать в диапазоне
Установленный на самолете МИГ-21бис двигатель Р-25-300 обеспечивает прекрасные
летно-технические характеристики
высот 0—4000 м максимальной тяги
9702 даН (9900 кгс).
МИГ-21 при необходимости также
оборудовался двумя стартовыми уско-
рителями СПРД-99, каждый из кото-
рых развивал тягу 2450 даН (2500 кгс).
Эти ускорители создавали секундный
импульс до 46 000 кг/м/с в течение
10 ... 17,8 с в зависимости от темпера-
туры. Запас топлива 2880 л. Установка
нового двигателя потребовала дора-
ботки топливной системы с подкачи-
вающим насосом для его форси-
рования.
Появились новая система ближней
навигации (эквивалент системы «Шо-
ран») и система автоматического захо-
да на посадку по приборам. Это новое
оборудование обеспечило большую
точность навигации и снижение усло-
вий метеоминимума. А система авто-
матического контроля самолета и
двигателя позволила значительно быс-
трее проводить техническое обслужи-
вание.
Кроме пушки ГШ-23, для ведения
ближнего воздушного боя на самолете
устанавливались ракеты «воздух —
воздух» Р-55 и К-60М, а также ракета
«воздух — воздух» К-13М, у которой
по сравнению с Р-ЗС была вдвое уве-
личена дальность стрельбы и значи-
тельно повышена перегрузка. РЛС —
«Сапфир-21» (С-21).
МИГ-21 был передан на вооруже-
ние ВВС в феврале 1972 года. Он
серийно строился Горьковским авиа-
ционным заводом в 1972 году, а в 1974
году лицензия на его производство бы-
ла передана Индии.
МИГ-21У (Е-6У, тип 66, Е-33)
МИГ-21 стал первым массовым
сверхзвуковым истребителем. Он су-
щественно отличался от самолетов
предшествующего поколения, что по-
требовало специальной подготовки
летного состава. Поэтому скоро при-
ступили к разработке двухместного
учебного самолета. Решение о начале
его разработки было принято в ноябре
1959 года, от постройки партии
МИГ-21Ф отказались, но планер само-
лета МИГ-21Ф-13 использовали в ка-
честве базы.
Планер был переоборудован в
двухместный самолет с тандемным
расположением кресел, впереди нахо-
дился курсант, за ним — инструктор.
Фонарь состоял из козырька и двух
откидывающихся вправо частей, кото-
рые не использовались для защиты
при катапультировании кресел СК, ус-
тановленных на этой модификации.
Первые МИГ-21 У имели киль после-
дних серийных самолетов МИГ-21Ф-13. В
отличие от МИГ-21Ф-13 штанга ПВД
была вынесена под воздухозаборник.
Самолет Е-6У — прототип самолета МИ Г-21 У
Боковые проекции самолетов МИГ-21Ф-13, МИГ-21У, МИГ-21ПФМ, МИГ-21УМ, МИГ-21бис,
МИГ-21СМТ
Самолет МИГ-21 У. Оба фонаря открывались
вбок
Двигатель - Р-11Ф-300 тягой
5625 даН (5440 кгс) на форсаже. Ем-
кость топливной системы 2350 л. РЛС
и вооружение отсутствовали, но само-
лет мог нести под фюзеляжем в подвес-
ной гондоле пулемет А-12,7. Впервые
самолет был поднят в воздух П. М. Ос-
тапенко 17 октября 1960 года. Строил-
ся Тбилисским авиационным заводом
в 1962—1966 гг. для ВВС и ММ3 «Зна-
мя Труда» в 1964—1968 гг. на экспорт.
На переоборудованном самолете
МИГ-21У, получившем название Е-33,
в 1965 году были установлены два
женских мировых рекорда: 22 мая 1965
года — рекорд высоты 24 336 м (лет-
чик -- Н. Проханова) и 23 июня 1965
года — рекорд высоты в горизонталь-
ном полете 19 020 м (летчик — Л. Зай-
цева).
МИГ-21 УС (тип 68)
Двухместный учебно-боевой само-
лет МИГ-21 УС является развитием
МИГ-21У. Внешне он отличался килем
с увеличенной хордой, а контейнер с
тормозным парашютом был перенесен
в основание киля. Однако наиболее се-
рьезно изменилась внутренняя компо-
новка самолета.
Был установлен ТРД Р-11Ф2С-300
тягой 6050 даН (6175 кгс) на форсаже,
который обеспечивал работу системы
СПС, но так как в конусе воздухоза-
борника РЛС отсутствовала, диаметр
его не был расширен и остался 690 мм.
Емкость топливной системы 2450 л.
Катапультные кресла СК заменены
креслом КМ-1М (СК-3).
МИГ-21УС строился серийно на
Тбилисском авиационном заводе в
1966—1970 гг. для ВВС и на экспорт.
На МИГ-21УС (получившем также
название Е-33) 6 июня 1974 года были
поставлены четыре мировых женских
рекорда:
время подъема на высоту
3000 м 59,1 с; время подъема на вы-
соту 6000 м — 1 мин 20,4 с; время
Самолет МИ Г-21 УС
подъема на высоту 9000 м — 1 мин
46,7 с; время подъема на высоту
12 000 м — 2 мин 31,1 с (летчик —
С. Е. Савицкая).
15 ноября 1974 года на самолете
МИГ-21УС (под наименованием
Е-66Б) та же Савицкая значительно
улучшила эти четыре рекорда со сле-
дующими результатами:
время набора высоты 3000 м —
41,2 с; время набора высоты 6000 м —
1 мин 0,1 с; время набора высоты
9000 м — 1 мин 21 с; время набора вы-
соты 12 000 м — 1 мин 59.3 с.
В заявке ФАИ на регистрацию ре-
кордов было указано, что на Е-66Б в
этом случае был установлен РДМ тя-
гой 6860 даН (7000 кгс) и два ТТРД тя-
гой 2254 даН (2300 кгс). Сейчас поя-
вилась возможность уточнить эти та-
инственные аббревиатуры.
РДМ — это ТРД Р-11Ф2С-300, но
его тяга увеличена с 6052 даН
(6175 кгс) до 6860 даН (7000 кгс) бла-
годаря температуре горения и частоте
вращения двигателя.
Что касается ТТРД, то это были
твердотопливные стартовые ускорите-
ли СПРД-99.
МИГ-21 УМ (тип 69)
Последняя модификация двухмест-
ного самолета МИГ-21 УМ существен-
но отличалась от своего предшествен-
ника модернизированным приборным
оборудованием. Автопилот КАП-2
заменен на АП-155, который раньше
устанавливался на одноместном
МИГ-21 Р; добавлен также АСП-ПДФ.
Приборный отсек оборудован выд-
вижной платформой для удобства экс-
плуатации. Двигатель Р-11Ф2С-300
тягой 6050 даН (6175 кгс) на форсаже.
Емкость топливных баков 2450 л.
МИГ-21 УМ выпускался после
МИГ-21УС на Тбилисском авиацион-
ном заводе в 1971 году (для ВВС и на
экспорт).
МИГ-21И (21-11, «аналог»)
МИГ-21 И представлял собой лета-
ющую лабораторию, специально пост-
роенную для изучения крыла
четырехдвигательного сверхзвукового
пассажирского самолета Ту-144, в осо-
бенности аэродинамических характе-
ристик и всей системы управления
полетом. Такая схема была новой для
МИГ, так как представляла собой
«бесхвостку» с треугольным крылом.
Эта летающая лаборатория была
построена на базе планера МИГ-21 С,
на котором установили крыло пере-
менной стреловидности (78° на одной
трети размаха, 55° — на остальной
части).
Самолет МИГ-21 И — летающая лаборатория (аналог самолета Ту-144)
Три проекции самолета МИГ-21 И
Относительная толщина профиля
варьировалась от 2,3 % в корневой ча-
сти до 2,5 % на конце крыла.
По всему размаху задней кромки
крыла расположены закрылки и элево-
ны. По своей конструкции это крыло
было подобно крылу самолета Ту-144,
поэтому он и получил наименование
«Аналог».
Для проведения программных лет-
ных испытайий потребовалось постро-
ить два экземпляра.
Первый полет на самолете № 1 вы-
полнил О. В. Гудков 18 апреля 1968 го-
да. Полеты продолжались около года,
однако после завершения основной
программы испытаний прототип, к со-
жалению, погиб.
Самолет № 2 летал еще несколько
лет. На МИГ-21 был установлен дви-
гатель Р-13Ф-300 тягой 6360 даН
(6490 кгс) на форсаже. Емкость топ-
ливных баков 3270 л. На этих самоле-
тах прошли подготовку два первых
пилота Ту-144 Э. Елян и М. Козлов.
МИГ-21ПД (Е-7ПД,
23-31,тип 92)
Этот экспериментальный самолет с
подъемными двигателями служил для
исследования возможностей базирова-
ния МИГ-21 на коротких ВПП. Для
этого в фюзеляже самолета
МИГ-21ПФМ размещались один ТРД
Р-13Ф-300 тягой 6360 даН (6490 кгс) и
два подъемных двигателя Колесова
РД-36-35 тягой 2303 даН (2350 кгс) в
районе центра масс самолета, а сопла
немного наклонены назад.
Для установки подъемных двигате-
лей пришлось установить в фюзеляж
вставку длиной 900 мм за кабиной пи-
лота, мидель шпангоута был значи-
тельно увеличен в зоне силовой
установки. Воздух к двигателям под-
водился через поворотные створки с
приводом, открывавшимся на взлете и
посадке. Эти подъемные двигатели ис-
пользовались только для сокращения
Самолет МИГ-21 ПД — экспериментальный самолет с подъемными двигателями
Самолет МИГ-21 ПД — чисто экспериментальный самолет с неубирающимся шасси
Подъемные двигатели использовались для уменьшения длины разбега или пробега самолета
МИГ-21 ПД
Три проекции самолета МИГ-21 ПД
длины взлетно-посадочных дистанций
и в полете не работали, поэтому их
створки закрывались.
Самолет был оснащен неубираю-
щимся трехколесным шасси. Первый
вылет на МИГ-21ПД выполнил 16
июня 1966 года летчик П. М. Остапен-
ко, затем на самолете летал Б. А. Ор-
лов, который завершил программу
заводских испытаний в 1967 году.
Первая публичная демонстрация
МИГ-21ПД 'состоялась на авиацион-
ном параде в Домодедово в июне 1967
года. Преимущества схемы оказались
незначительными, и дальнейшее раз-
витие самолета было прекращено.
МИГ-21Е
В середине 60-х годов ОКБ «МИГ»
вместе с ОКБ КАИ (Казанского авиа-
ционного института) разработало ва-
рианты МИГ-21ПФ и МИГ-21ПФМ,
предназначенные для применения в ка-
честве беспилотных дистанционно уп-
равляемых мишеней для тренировки в
стрельбе летчиков-истребителей ВВС
и ПВО, а также для тренировки зенит-
ных частей ПВО.
Эти самолеты переделывались из
выработавших свой ресурс в строевых
частях. Переделка заключалась в том,
что с машины снимались РЛС и ката-
пультное кресло. РЛС заменялась ба-
лансировочной массой для обеспе-
чения необходимой центровки.
Вместо катапультных кресел КМ-1
или КМ-1М устанавливалась аппара-
тура дистанционного управления и
приводные механизмы, действующие
на органы управления. Дистанционное
управление осуществлялось по радио-
сигналам с наземного пункта или со
специального самолета по специаль-
ным программам. Переделки произ-
водились на АРЗ (авиаремонтных
заводах) ВВС. Летающие мишени
МИГ-21Е, выполняли взлет и эволю-
ции в полете, однако маневрирование
было ограничено дозвуком.
218
МИГ-23
В начале 60-х годов ОКБ начало
проявлять интерес к крыльям с изме-
няемой геометрией. Проведенные ис-
следовательскими бюро многочислен-
ные расчеты показали, что летатель-
ный аппарат с подобным крылом мо-
жет обладать заметными преимуще-
ствами. Была создана полная серия
моделей, испытанная впоследствии в
аэродинамических трубах ЦАГИ при
различных режимах полета: при взле-
те, посадке, на околозвуковых и сверх-
звуковых скоростях. Испытания в
основном подтвердили произведенные
расчеты.
Одной из основных проблем с точ-
ки зрения как конструкции, так и
аэродинамики стало определение по-
ложения оси поворота консолей кры-
льев, их хорды и размаха. Эта проб-
лема связана с оптимальным запасом
статической продольной устойчивости
в зависимости от выбранного положе-
ния крыла, поскольку вид его формы в
плане, когда оно складывается, и по-
ложение средней аэродинамической
хорды существенно зависят от распо-
ложения оси поворота.
Вторым важным моментом явился
выбор неподвижной части крыла' в
плане и ее сопряжение с фюзеляжем.
Здесь трудности возникают из-за осо-
бенностей обтекания крыла и самоле-
та в целом при больших углах атаки в
дозвуковом режиме.
Действительно, форма этой непод-
вижной части и соединение ее пере-
дней кромки с фюзеляжем серьезно
влияют на вихревое обтекание в этих
режимах полета, и, разумеется, вихре-
вое обтекание определяет подъемную
силу и статическую продольную ус-
тойчивость.
И третьей проблемой стала необхо-
димость разработать систему управле-
ния, которая могла бы как изменять
угол стреловидности крыла, так и уп-
равлять стабилизатором, работающим
с дифференциальным отклонением, а
также изменять положение всех
управляемых плоскостей, расположен-
ных на подвижных консолях крыла
(интерцепторов и закрылков по всему
размаху задней кромки).
Интерцепторы обладают очень вы-
сокой эффективностью при минималь-
ных углах среловидности, однако при
большой стреловидности крыла на
дозвуковом режиме их эффективность
резко снижается. На околозвуковых
скоростях из-за отклонения вниз пото-
ка, воздействующего на горизонталь-
ное оперение, при выпуске интер-
цепторов они создают отрицательную
аэродинамическую реакцию.
Вследствие этого управление по
крену имеет два режима. При даче
ручки управления самолетом по крену
выпускаются интерцепторы, создаю-
щие перекрестное взаимодействие с
противоположной консолью диффе-
ренциального стабилизатора.
Угол отклонения интерцепторов
изменяется следующим образом: при
минимальной стреловидности крыла
угол отклонения максимальный, по
мере увеличения стреловидности он
уменьшается и становится нулевым, и
тогда управление по крену полностью
обеспечивается дифференциальным
стабилизатором.
Для обеспечения необходимой бо-
ковой устойчивости во всех диапазо-
нах скоростей, высот и перегрузок
самолет оборудован складывающимся
подфюзеляжным килем (впервые в ми-
ре). МИГ-23 был разработан в рекорд-
но короткое время группой высо-
коквалифицированных и не лишенных
идей инженеров, если судить по числу
заявок на патенты, поданных на ста-
дии доводки опытного самолета.
Постепенно определились аэроди-
намические формы и компоновка бу-
дущего МИГ-23. Первоначально в
ОКБ был создан самолет, полностью
отличающийся по своей концепции: с
треугольным крылом и двумя подъем-
ными ТРД для уменьшения взлетно-
посадочной дистанции.
Маршевый двигатель питался от
боковых воздухозаборников (впервые
запроектированных на сверхзвуковом
самолете с комбинированной тягой),
что позволило установить радиолока-
ционную станцию в носовой части са-
молета. Это был самолет 23-01.
В процессе начавшегося в 1964 году
проектирования инженеры ОКБ очень
быстро поняли, что из-за подъемных
219
двигателей, которые после взлета пре-
вращались в балласт, самолет был не-
экономичным. Одновременно уже в
момент окончания сборки самолета
23-01 Микоян начал серьезно сомне-
ваться в правильности выбора такой
схемы. Сомнения основывались на сле-
дующих фактах:
— даже при короткой — порядка
300—350 м — посадочной дистанции
самолета 23-01 (т. е. в два раза меньше
стандартной) необходимо учитывать
опасность отказа одного из двух
подъемных двигателей и даже обоих,
что является еще более опасным в кон-
це разбега;
— большой компоновочный объем,
необходимый для установки двух ре-
активных двигателей, можно исполь-
зовать более рационально для разме-
щения топливных баков, что позволит
увеличить дальность полета.
Проектирование эксперименталь-
ного самолета 23-01 в известной степе-
ни было данью тому времени. При-
близительно одновременно во Фран-
ции проходил испытания самолет
«Бальзак» фирмы «Дассо» с одним
маршевым и шестью небольшими
подъемными ТРД.
Аналогичные исследования прово-
дились и в других странах, например в
Англии и ФРГ.
Неперспективность этой концепции
подтвердили около 14 испытательных
полетов самолета 23-01 и продолжи-
тельные испытания самолета «Баль-
зак», которые закончились неудачей.
Работа шла и в другом направле-
нии, например разрабатывался лета-
тельный аппарат с реактивным
двигателем с управлением вектором
тяги на взлете, в полете и при посадке.
Это направление представлено анг-
лийским самолетом короткого взлета
и посадки «Харриер» и опытным со-
ветским самолетом Як-36, не считая
палубного самолета Як-38, в котором
объединены оба принципа: ТРД с уп-
равлением вектором тяги в сочетании
с подъемными реактивными двигате-
лями...
Однако вернемся к самолету с изме-
няемой геометрией.
В конечном счете были приняты
следующие параметры крыла: мини-
мальная стреловидность 16°, макси-
мальная стреловидность 72°, пред-
крылки.
Результаты выбора такой аэроди-
намической схемы в общем виде мож-
но охарактеризовать следующим
образом:
1. Аэродинамические характеристи-
ки позволили получить высокое аэро-
динамическое качество как на сверх-
звуковом режиме благодаря большой
стреловидности и небольшой относи-
тельной толщине крыла, так и на доз-
вуковом режиме благодаря небольшой
стреловидности и большому удли-
нению.
Они обеспечили высокий коэффи-
циент подъемной силы на взлете и по-
садке благодаря большому удлинению
и закрылкам по всему размаху на зад-
ней кромке и предкрылкам по всему
размаху передней кромки. Было полу-
чено высокое аэродинамическое каче-
ство и хороший коэффициент подъем-
ной силы на сверхзвуковой скорости и
средней стреловидности крыла.
2. Параметры режимов полета.
Использование каждого положения
крыла изменяемой стреловидности по-
зволило улучшить летные характерис-
тики самолета. Уточним, что пилот
МИГ-23 может использовать любой
угол стреловидности в диапазоне от
16° до 72°, причем каждое положение
обеспечивает преимущество на опреде-
ленном режиме полета. Угол стрело-
видности 45° является средней теоре-
тической величиной, обеспечивающей
преимущество на определенном около-
звуковом режиме. На практике наибо-
лее часто используются три положения
крыла стреловидности: 16°, 45° и 72°.
Установлено, что в 70-е годы само-
лет МИГ-23 вследствие большого рас-
полагаемого диапазона полетных ре-
жимов был одним из лучших фронто-
вых истребителей.
После прекращения разработки са-
молета 23-01 с коротким взлетом и по-
садкой и подъемными двигателями
серьезный приоритет приобретает
программа 23-11 с изменяемой стрело-
видностью крыла, выполнение кото-
рой было ускорено в 1965 году
приказом МАП, определившим ее ос-
новные направления.
Приказ устанавливал следующие
мероприятия: «Поручить ОКБ Микоя-
на разработать и построить второй эк-
земпляр самолета МИГ-23 (Считается,
что первым экземпляром МИГ-23 был
самолет 23-01. — Прим, авт.) с крылом
изменяемой геометрии и значительно
увеличенной подъемной силой за счет
механизации крыла. МКБ «Родина»
(главный конструктор Селиванов) по-
ручается создание механизма поворо-
та крыла». За очень короткий срок, с
января по март 1966 года, был создан
эскизный проект МИГ-23. Техничес-
кое руководство программой было
возложено на инженера А. А. Андрее-
ва.
Еще до окончательного выбора схе-
мы 23-01 или 23-11 специально для
МИГ-23 был разработан реактивный
двигатель Р-27. Поэтому он был испы-
тан и усовершенствовался одновре-
менно на двух самолетах. Двигатель
был разработан в двигателестроитель-
ном ОКБ К. Р. Хачатурова на базе
двухвального ТРД Р-11Ф2С-300, кото-
рый был уже полностью доведен, так
как он устанавливался на большом
числе модификаций МИГ-21 и на всех
модификациях Як-28.
В процессе разработки самолета
много внимания уделялось максималь-
ной автоматизации действий пилота, в
особенности при перехвате. Решаю-
щую роль в доводке этих систем сыг-
рал А. В. Федотов, назначенный в это
время шеф-пилотом ОКБ. 10 июня
1957 года этот летчик-испытатель со-
вершил первый полет, при котором
крыло находилось в положении стре-
ловидности 16°.
На втором полете 12 июня он про-
верил крыло в полном диапазоне изме-
нения угла стреловидности от 16 до
72°. Самолет показал себя легким в уп-
равлении при всех положениях крыла,
что вызвало восторг у Федотова. В его
бортовом журнале мы находим следу-
ющую запись: «Полет при стреловид-
ности от 16 до 72°. Это впервые.
Великолепно!».
Такая эмоциональная запись в бор-
товом журнале летчика-испытателя
встречается очень редко, поэтому сле-
дует полагать, что это был особый
случай. На третьем полете Федотов пе-
решел звуковой барьер и дошел до
скорости, соответствующей числу
М=1,2, при угле стреловидности 72°.
Через несколько недель Федотов про-
демонстрировал МИГ-23 публично. И
стало ясно, что самолет 23-11 станет
головным всего семейства самолетов
этого типа, даже если у пилотов и на-
земного состава возникнут трудности
в его освоении.
Конструктивные особенности само-
лета обусловлены новой концепцией
самолета с крылом изменяемой стрело-
видности. Конструкция фюзеляжа пре-
дусматривала интегральное исполне-
ние топливного бака № 2 и центропла-
на крыла в виде сварных тонких лис-
тов из сплава ВНС-2.
По существу, этот бак представлял
собой основную силовую конструк-
цию всего самолета. Именно в цент-
роплане расположен кессон с пово-
ротными узлами консолей крыла и че-
рез него проходил воздушный канал
воздухозаборника. Таким образом,
этот бак-кессон испытывает значи-
тельные напряжения в течение всего
полета от взлета и до посадки, в осо-
бенности при выполнении фигур выс-
шего пилотажа. Его прочность с
учетом назначения этого истребителя
была рассчитана на максимальную эк-
сплуатационную перегрузку 8.
Во время заводских, государствен-
ных и войсковых испытаний бак № 2
не создавал никаких проблем, тем не
менее 14 марта 1972 года летчик-испы-
татель А. Г. Фастовец получил задание
проверить в полете прочность нового
крыла увеличенной площади (вариант
№ 2), для чего он должен был при вы-
ходе из пикирования дать максималь-
ную перегрузку. На высоте 1000 м при
приборой перегрузке 7,3 ед. бак-кессон
разрушился, что привело к разруше-
нию самолета. К счастью, летчик успел
его покинуть. Расследование показало,
что причиной разрушения конструк-
ции были раковины в стенке бака, об-
разовавшиеся в результате попадания
в материал молекул водорода. Поэто-
му на заводе-поставщике было
необходимо пересмотреть весь техно-
логический и металлургический про-
цесс сварки элементов бака № 2 и
проверить все готовые баки.
Было обнаружено несколько случа-
ев растрескивания шарниров крыла в
результате попадания молекул водоро-
да в сварочные детали и оси вращения.
Эта проблема была решена за счет
ужесточения контроля на всех этапах
производства и усиления конструкции
бака № 2 на строящихся самолетах. На
готовых машинах проводили местный
нагрев узлов для предотвращения диф-
фузии молекул водорода, что позволи-
ло исключить концентрацию напря-
жения в баке № 2. Кроме того, враща-
ющиеся валы поворотного узла были
выполнены из стали другой марки —
хромансилевой.
Выше мы говорили, что были про-
ведены испытания крыла так называе-
мой модификации № 2. Площадь
крыла была увеличена за счет удлине-
ния хорды передней кромки, однако
предкрылки отсутствовали. Это крыло
получило название крыло «с зубом»
по форме выступа его носка. Увеличе-
ние площади (5,25 м2 при угле стрело-
видности 16° и 4,27 м2 лри 72°) обес-
печивается, по существу, за счет увели-
чения углов стреловидности.
Таким образом, три основных по-
ложения крыла с углом стреловиднос-
ти 16, 45 и 72° стали соответствовать
углам 18°40', 47°40' и 74°40', т. е. посто-
янная разность составляет 2°40', одна-
ко для большего удобства было
решено ничего не изменять в «Руко-
водстве по летной эксплуатации» и да-
же на шкале индикатора угла стрело-
видности на приборной доске, которая
показывает теперь ... не совсем строгие
данные! Впоследствии крыло увели-
ченной площади было оборудовано
управляемыми носками и преврати-
лось в модификацию № 3.
Первые МИГ-23 с этим крылом нача-
ли выпускаться в 1973 году, и оно будет
устанавливаться на всех МИГ-23 и
МИГ-27 до окончания их постройки.
Кроме того, интенсивные исследования и
летные испытания позволили разрабо-
тать систему автоматической защиты от
помпажа или остановки двигателя при
пуске ракет и стрельбе из пушки.
По мере совершенствования само-
лета и ввода в эксплуатацию разработ-
чик и заказчик — ВВС СА осознали
необходимость его модернизации. Бы-
ли значительно повышены устойчи-
вость, управляемость и маневренность
самолета. Прочность кессона крыла
при изменении стреловидности во вре-
мя маневрирования позволила увели-
чить максимальный коэффициент
эксплуатационной перегрузки.
Инженеры ОКБ улучшили поведе-
ние самолета на больших углах атаки
и разработали визуальный и тактиль-
ный сигнализатор срыва потока, де-
монстрирующий летчику момент
достижения критического угла атаки,
при котором может возникнуть свали-
вание. Одновременно была усовершен-
ствована прицельная система, и
радиолокационная станция смогла ра-
ботать в режиме «ближнего боя».
Самолет был оборудован устрой-
ством подсветки цели для пуска ракет
(с самонаведением или наведением по
лучу РЛС), были испытаны, а затем
приняты на вооружение для оптимиза-
ции ближнего воздушного боя новые
ракеты класса «воздух—воздух».
В течение 70-х годов на базе плане-
ра МИГ-23 было разработано целое
семейство ударных самолетов. Они
могли нести как бомбы, так и контей-
неры с ракетами, ракеты класса «воз-
дух—земля», а также подфюзеляжную
30-мм встроенную пушку с враща-
ющимися стволами (шесть стволов) и
другие виды оружия, предназначенные
для воздушной поддержки передовых
частей.
Непрерывное совершенствование
модификаций МИГ-23 сопровожда-
лось уменьшением взлетной массы.
Так, взлетная масса МИГ-23М в 1971
году составляла 15 750 кг, а в 1976 го-
ду взлетная масса МИГ-23 МЛ —
14 500 кг. Быстрое развитие электро-
ники и оптроники позволило фунда-
ментально модернизировать средства
обзора воздушного пространства, об-
наружения, госопознавания, определе-
ния координат воздушных и наземных
объектов. Были значительно увеличе-
ны мощность излучения и возможнос-
ти РЛС «Сапфир», а также подавлены
паразитные эхо-сигналы. Это стало
возможным благодаря сочетанию но-
вых режимов работы:
— селекция подвижных целей при
поиске целей в нижней полусфере;
— одновременное сопровождение
нескольких целей;
— обнаружение малоразмерных на-
земных целей.
Установленная на самолете
МИГ-23П система автоматического
траекторного управления (САУ) вклю-
чала цифровой навигационный вычис-
литель.
Самолет МИГ-23 и все его модифи-
кации строились серийно до начала
80-х годов. Они до сих пор находятся
на вооружении нашей истребительной
авиации и истребительной авиации
многих других стран. Несомненно, что
самолет МИГ-23 и все его модифика-
ции составили важный этап в разви-
тии отечественной истребительной и
тактической авиации.
МИГ-23 ПД (23-01)
Эта машина, предназначенная вы-
полнять одну задачу при помощи двух
различных концепций, — первый эле-
мент проекта. Самолет 23-01, или
МИГ-23 ПД (ПД — подъемный двига-
тель. В ОКБ «МИГ» он также офици-
ально назывался МИГ-23 УВП —
укороченный взлет и посадка), как и
проектировавшийся параллельно
23-11, должен был уметь летать на ско-
ростях до числа М = 2 ... 2,3 и в то же
время выполнять укороченные взлет и
посадку.
Эскизный проект был разработан в
1964 году, постройка началась в 1965
году. Ведущим инженером обоих
опытных самолетов был В. А.
Микоян— племянник Генерального
конструктора А. И. Микояна.
Инженеры ОКБ выбрали схему тре-
угольного крыла с хвостовым опере-
нием, как на самолете МИГ-21.
Среднерасположенное крыло пред-
ставляло собой увеличенную копию
крыла с самолета МИГ-21. Стабилиза-
тор цельноповоротный.
Выбранная схема предусматривала
использование подъемных турбореак-
тивных двигателей на взлете и посад-
ке, питание воздухом основного ТРД
осуществлялось только через боковые
полукруглые воздухозаборники, осна-
щенные створками, похожими на
створки самолета «Мираж III». Воз-
душные каналы немного отстояли от
фюзеляжа, образуя перегородку для
слива пограничного слоя, и содержали
каждый вспомогательный воздухоза-
борник у передней кромки крыла.
В середине фюзеляжа вертикально,
но с небольшим углом размещались
два подъемных реактивных двигателя
РД-36-35 конструкции ОКБ П. А. Ко-
лесова тягой по 2303 даН (2350 кгс)
каждый. Они использовались только
на взлете и посадке.
В эти короткие промежутки време-
ни при помощи силового цилиндра от-
крывалась расположенная в верхней
части фюзеляжа поворотная крышка-
Самолет 23-01 — один из вариантов самолета МИГ-23 с подъемным двигателем
Самолет 23-01 с боковыми заборниками
люк с жалюзи, обеспечивая питание
двух подъемных двигателей с макси-
мальным расходом воздуха.
Расположенные под фюзеляжем
выхлопные сопла были оборудованы
поворотными решетками. Они дей-
ствовали как устройства реверса тяги
при посадке, а на взлете, наоборот, по-
зволяли суммировать тягу всех трех
реактивных двигателей.
Три проекции самолета МИГ-23ПД (23-11)
Основным был Р-27-300 максималь-
ной тягой на взлете 5096 даН
(5200 кгс) и форсажной тягой 7644 даН
(7800 кгс). Он был специально разра-
ботан для МИГ-23. Как и большая
часть модификаций МИГ-21, самолет
23-01 имел систему СПС (система сду-
ва пограничного слоя в области зак-
рылков с отбором воздуха за послед-
ней ступенью компрессора двигателя
Р-27-300).
Тормозной парашют с крестообраз-
ным куполом располагался в контей-
нере, установленном в нижней части
киля. Вооружение состояло из одной
двухствольной пушки ГШ-23 под фю-
зеляжем и дйух ракет К-23 под
крылом.
3 апреля 1967 года П. М. Остапенко
впервые поднял в воздух* 23-01. Затем
началась серия комплексных испыта-
ний, которыми руководил инженер
В. М. Тимофеев. Они позволили одно-
временно с полетами Остапенко нако-
пить достаточный опыт
пилотирования к авиационному пара-
ду в Домодедово 9 июля 1967 года, по-
священному 50-летию Октябрьской
революции.
Другой летчик ОКБ А. В. Федотов
также выполнил несколько полетов на
23-01. Этот опытный самолет имел
очень короткую жизнь. После полета
Остапенко в Домодедово летные испы-
тания 23-01 были прекращены в
пользу 23-11 с изменяемой стреловид-
ностью крыла. Таким образом, об-
ласть полетных режимов практически
не была изучена за исключением взлет-
но-посадочных характеристик.
МИГ-23 (23-11/1)
Параллельно с работой над опыт-
ным самолетом с неподвижным кры-
лом 23-01 с одним маршевым и двумя
подъемными двигателями специалис-
ты ОКБ приступили к проверке дру-
гой концепции — самолета 23-11 с
крылом изменяемой стреловидности.
Окончательная цель программ была
одинаковой: создать истребитель, спо-
собный летать со скоростями до М =
= 2 ... 2,5 и выполнять укороченный
взлет и посадку.
Фюзеляж самолета 23-11 имел фор-
му заостренной сигары овального се-
чения, переходящего в области шпан-
гоутов № 18—20 в закругленный пря-
моугольник. Часть конструкции, рас-
положенная между этими силовыми
шпангоутами, имеет особенно важное
значение, так как одновременно явля-
ется центральным кессоном крыла (не-
подвижная часть) и интегральным
баком, пересекаемым воздушными ка-
налами для реактивного двигателя.
На стенке отсека шасси (между
шпангоутами № 20 и 22) установлены
узлы крепления основного шасси и уз-
лы уборки шасси. Фюзеляж разъединя-
ется на головную и хвостовую части
по шпангоуту № 28 для замены двига-
теля.
Силовой шпангоут № 31 в хвосто-
вой части фюзеляжа служит точками
поворота четырех воздушных тормо-
зов и подвески консолей стабилизато-
ра, а также задним узлом крепления
киля. Обшивка выполнена из панелей,
сваренных контактной электросвар-
кой и соединенных заклепками.
Две консоли крыла имеют в плане
трапециевидную форму. Конструкция
кессона состоит из переднего лонжеро-
на, двух силовых стенок и заднего лон-
жерона. В выпущенном положении
консоли имеют угол стреловидности
по передней кромке 16°. Они могут
синхронно поворачиваться назад мак-
симально до 72°.
Поворот консолей крыла осуществ-
ляется гидравлическим приводом
СПК-1, который состоит из двух вин-
товых шариковых преобразователей,
преобразующих вращательное движе-
ние в поступательное.
Эти преобразователи непосред-
ственно подсоединены к рычагам по-
воротных узлов консолей. Ось
вращения консоли расположена в кес-
соне в поперечном направлении на
расстоянии 1500 мм от оси симметрии
фюзеляжа, а в продольном направле-
нии — на расстоянии 128,5 мм впереди
шпангоута № 20.
Выбор положения угла стреловид-
ности 16°, 45° и 72° осуществляется
при помощи специального рычага, ус-
тановленного на левом борту кабины.
Летчик может контролировать поло-
Самолет 23-11 — прототип МИГ-23 с изменяемой стреловидностью крыла (крыло в положении 16°)
жение консолей по индикатору на при-
борной доске.
Каждая консоль имела секционные
предкрылки, закрылки из четырех эле-
ментов по размаху задней кромки
крыла и двухсекционные интерцепто-
ры перед двумя центральными элемен-
тами закрылков. Предкрылки ки-
нематически связаны с закрылками, но
нелинейный механизм в системе управ-
ления предкрылками обеспечивает
разную величину углов отклонения
предкрылков относительно зак-
рылков.
При выпуске закрылков во взлет-
ное положение 25° предкрылки выпус-
каются на 17°, а при выпуске
закрылков в посадочное положение
50° предкрылки выпускаются на 19°
(максимальный угол отклонения). Эта
связь сохраняется только на угле стре-
ловидности крыла 16° — механические
тяги автоматически выходят из зацеп-
ления при угле стреловидности 45 и
72°.
На верхней поверхности каждой
консоли крыла к заднему лонжерону
крепится интерцептор, выполняющий
Самолет 23-11. Пилоны подвески ракет установлены на неподвижной части крыла
Самолет 23-11. Крыло в положении максимальной стреловидности — 72°
роль элерона. При стреловидности 16°
интерцепторы могли отклоняться на
правой или левой консоли максималь-
но на угол 45°.
При достижении стреловидности
72° интерцептор остается в убранном
положении, т.е. выключается из рабо-
ты. В этом случае управление самоле-
том осуществляется только диффе-
ренциальным отклонением половин
стабилизатора. Применение интерцеп-
торов исключало опасность закручи-
вания консолей крыла при отклонении
элеронов на больших скоростях. Их
угол отклонения зависит от угла стре-
ловидности крыла, которую устанав-
ливает летчик.
Управление рулем направления
обеспечивается необратимым серво-
приводом с пружинным механизмом
загрузки (на МИГ-21 сервоуправление
отсутствовало).
На опытном самолете 23-11 был ус-
тановлен двигатель конструкции Ха-
чатурова Р-27Ф-399 (изделие 41)
максимальной тягой 5096 даН
(5200 кгс) и форсажной тягой 7644 даН
(7800 кгс). Эжекторное сопло форсаж-
ной камеры имело регулируемый диа-
метр, который изменялся при помощи
внутренних и внешних створок.
Работа двигателя регулировалась
на всех режимах одним рычагом уп-
равления линейного типа (впервые на
МИГ) и створками клиньев регулируе-
мых боковых воздухозаборников.
С двигателем Р-27Ф-300 самолет
23-11/1 расходовал топлива на один кило-
метр на 25% меньше, чем МИГ-21 С с дви-
гателем Р-11Ф2-300.
Система управления клиньями воз-
духозаборников УВД-23 обеспечивала
максимальную тягу и гарантировала
надежную работу двигателя на всех ре-
жимах полета и режимах работы дви-
гателя.
Боковая панель воздухозаборника
находилась на расстоянии 55 мм от бо-
ковой поверхности фюзеляжа, образуя
щель слива пограничного слоя, кото-
рая предотвращает попадание погра-
ничного слоя в заборник.
Система УВД-23 позволяла регули-
ровать положение клиньев воздухоза-
борника в зависимости от степени
сжатия компрессора. Автоматическое
регулирование клиньев начинало ра-
ботать при достижении скорости
М = 1,5 и имело коррекцию по углам
отклонения стабилизатора.
На самолете 23-11/1 топливо
(4250 л) размещалось в трех фюзеляж-
ных боковых отсеках (1920 л + 820 л +
710 л) и шести крыльевых баковых от-
секах (2 х 62,5 + 2 x137,5 + 2 х 200 л), а
также начиная с первого серийного са-
молета в подвесном баке, установлен-
ном под фюзеляжем. В связи с
9 июля 1967 года во время воздушного парада в Домодедово самолет 23-11 выполнил
показательный полет
изменяемой стреловидностью крыла
соединение топливной и воздушной
магистрали крыла и фюзеляжа осуще-
ствлялось при помощи поворачиваю-
щихся телескопических узлов.
При выпуске шасси подфюзеляж-
ный гребень устанавливался горизон-
тально. Шасси имеет три стойки
рычажного типа (с тормозными коле-
сами).
Стойки основного шасси оборудо-
ваны колесами КТ-144 с пневматиками
830 х 225 мм (на МИГ-27 — пневмати-
ками 830 х 300 мм). Передняя стойка
оборудована спаренными колесами с
пневматиками 520 х 125 мм.
228
Эти колеса имели дисковые тормо-
за с воздушным управлением. Пе-
редняя стойка была оборудована меха-
низмом разворота спаренного колеса
МРК-30 и гидравлической системой
защиты от шимми.
При разработке самолета это шас-
си создавало некоторые проблемы. В
результате изменяемой геометрии
крыла шасси должно было убираться
полностью в фюзеляж. Но его колея не
могла быть слишком узкой. Тормоз-
ной парашют ПТ-10370-65 площадью
21 м2 был расположен в контейнере,
установленном в основании киля. Воо-
ружение самолета 23-11/1 состояло из
четырех ракет К-23 (две — под непод-
вижной частью крыла, две — под фю-
зеляжем), но во время испытаний
осуществлялись также пуски ракет
К-13.
Первый летный самолет
МИГ-23-11/1 был перевезен на летную
станцию 26 мая 1967 года, затем после
проверки систем и взвешиваний на
земле, а также традиционных пробе-
жек и подлетов шеф-пилот ОКБ А. В.
Федотов выполнил 10 июня 1967 года
первый полет.
Первые 12 полетов стали подготов-
кой к авиационному параду в Домоде-
дово, который должен был состояться
9 июня в честь предстоящего 50-летия
Октябрьской революции. Во время
этого парада Федотов, для которого
это был всего 13-й полет, продемонст-
рировал несколько раз изменение в по-
лете положения крыла.
Во время последующих полетов
изучались область полетных режимов
при различных положениях крыла и
характеристики воздухозаборника.
После 45-го полета двигатель
Р-27Ф-300 выработал свой 25-часовой
ресурс. Полеты возобновились в янва-
ре 1968 года после замены двигателя и
установки на самолете трехканального
автопилота АП-155. В начале апреля
самолет был переведен на аэродром,
расположенный недалеко от полигона
для огневых испытаний, чтобы изу-
чить, как влияют пуски ракет К-13 и
К-23 на работу воздухозаборника и
двигателя и поведение самолета при
пусках.
Эти испытания проводились с 8 по
24 апреля 1968 года. Летчики-испыта-
тели ОКБ П. М. Остапенко и М. М.
Комаров выполнили 16 неуправляе-
мых пусков ракет, так как на самолете
не было РЛС. Пуски К-23 не вызывали
помпажа и остановки двигателя в диа-
пазоне высот от 5000 до 17 000 м и ско-
ростей от М = 0,7 до М = 1,8.
Испытания по основной программе
закончились в июле 1968 года после 97
полетов, большая часть которых была
сделана П. М. Остапенко. В Акте за-
водских летных испытаний записано:
«Применение на самолете МИГ-23
крыла изменяемой стреловидности по-
зволило получить:
— существенное уменьшение длины
разбега и пробега (в сравнении со все-
ми существующими типами самоле-
тов),
— простоту пилотирования на всех
режимах полета, особенно на взлете и
посадке,
— большую приборную скорость
полета на малой высоте и на макси-
мальной стреловидности, ограничен-
ные перегрузки при болтанке,
— большую дальность и продолжи-
тельность полета на крейсерском ре-
жиме.
Окончательные данные должны
быть получены с двигателем
Р-27Ф2-300 с требуемой для этого са-
молета повышенной тягой».
6 ноября 1968 года А. И. Микоян
утвердил Акт о заводских испытаниях
самолета 23-11/1. Сегодня эту машину
с бортовым номером 231 на передней
части фюзеляжа можно видеть в Музее
ВВС в Монино, недалеко от Москвы.
МИГ-23С (23-11)
На первой серийной модификации
самолета 23-11 должны были быть
установлены новая РЛС «Сапфир-23»
и более мощный двигатель
Р-27Ф2М-300 максимальной тягой
6762 даН (6900 кгс) и форсажной тягой
9800 даН (10 000 кгс). Двигатель был
готов вовремя, а РЛС, к сожалению,
нет, поэтому было решено оборудо-
вать первые машины РЛС «Сап-
фир-21». Самолет в такой компоновке
мог нести четыре ракеты Р-ЗС или
Р-ЗР.
Это был МИГ-23С. Кроме двигате-
ля и РЛС, МИГ-23С отличался от
опытных самолетов 23-11/1, 23-11/2 и
23-11/3 оборудованием: на нем был оп-
тический прицел АСП-ПФ с совме-
щенной индикацией, теплопеленгатор
ТП-23 и радиокомпас АРК-10. Кроме
того, носовой кок был изготовлен из
нового диэлектрического материала.
Первый МИГ-23С прибыл на лет-
ную станцию 21 мая 1969 года. Первые
восемь дней проводилась центровка,
проверка систем и отработка двигате-
ля, и первый вылет выполнил 28 мая
1969 года А. В. Федотов. 10 июля са-
229
молет перегнали на ракетный полигон
для проверки функционирования дви-
гателя при испытании вооружения.
До 20 августа МИГ-23С выполнил
32 полета. Серийная система вооруже-
ния (т. е. с самолета МИГ-21 С) и РЛС
«Сапфир-21» проходили испытания на
пятом экземпляре. Вся аппаратура ра-
ботала нормально. Прошла проверка
двуствольной пушки ГШ-23Л, уста-
новленной под фюзеляжем. Система
управления САУ-23 проверялась толь-
ко в режиме стабилизации, а затем до-
водилась во время испытаний.
Были отработаны режимы автома-
тического и ручного захода на посад-
ку. Отрабатывалась также система
регистрации аварийных параметров
САРП-12Г. С середины 1969 года до
конца 1970 года были построены 50
самолетов МИГ-23С. Фактически это
была переходная машина.
МИГ-23У (23-51)
Решение о разработке двухместно-
го учебного самолета МИГ-23 было
принято очень быстро, через шесть ме-
сяцев после постройки одноместного
самолета. Однако тактико-техничес-
кие требования Министерства оборо-
ны выходили за рамки простого
учебно-тренировочного самолета и
предусматривали выполнение неко-
торых боевых задач, откуда и пошло
его название УБ (учебно-боевой).
МИГ-23УБ является прямым развити-
ем МИГ-23С с тем же двигателем
Р-27Ф2М-300 и тягой без форсажа
6762 даН (6900 кгс) и 9800 даН (10 000
кгс) на форсаже. Единственное измене-
ние конструкции было связано с раз-
мещением второй кабины вместо
отсека оборудования.
МИГ-23УБ предназначался для вы-
полнения следующих задач:
— тренировки и обучения летного
состава днем и ночью в простых и
сложных метеорологических условиях
взлету, посадке, пилотированию и са-
молетовождению во всем диапазоне
высот и скоростей с различными вари-
антами вооружения и макетами ракет;
— полетов на боевое применение в
пределах возможностей состава воору-
жения для этого самолета: пушки
ГШ-23Л, неуправляемых ракет, бомб,
ракет класса «воздух—земля» для дей-
ствий по визуально видимым целям
(наземным или надводным), ракет
класса «воздух—воздух» Р-ЗС с ТГС
или Х-23 с наведением на цель по лучу.
В последнем случае, так как самолет не
имеет РЛС, аппаратура наведения рас-
положена в небольшом контейнере,
подвешиваемом под наплывом непод-
вижной части крыла.
Вооружение подвешивается на че-
тырех точках — двух подфюзеляжных
и двух под наплывом неподвижной ча-
сти крыла. В кабине учлета находится
оптический прицел АСП-ПФД (без
дальномера). Все органы управления
системой вооружения находятся в пе-
редней кабине. В носовой части само-
лета закреплен груз для компенсации
массы РЛС.
Управление самолетом, двигателем
и другими системами и агрегатами
дублировано с обеспечением приори-
тета инструктору.
Основные отличия МИГ-23УБ от
МИГ-23С следующие.
Во-первых, изменена носовая часть
до шпангоута № 18 для размещения
второй кабины; отсек оборудования и
группа аварийного гидравлического
питания и его ветрянка размещаются
за счет уменьшения объема топливно-
го бака № 1 (нормальный объем
700 л); в хвостовой части фюзеляжа
размещается топливный бак на 470 л;
и во-вторых, изменено оборудова-
ние и установлены: активная система
ограничения угла атаки (СОУА); ука-
затель угла атаки УУА-1, а на самоле-
тах без СОУА — сигнализатор пре-
дельно допустимых углов атаки
СУА-1 и рычажно-импульсная сигна-
лизация (РИС); навигационно-пило-
тажная система «Полет-1И-23» (в
составе аппаратуры ближней навига-
ции и посадки РСБН-6С, системы кур-
совертикали СКВ-2Н2, датчиков
воздушных сигналов ДВ-30 и ДВ-10),
связанная с системой автоматического
управления полетом САУ-23УБ; меха-
низмы триммерного эффекта в систе-
мах продольного, поперечного и
путевого управления; ответчик опоз-
навания государственной принадлеж-
Двухместный учебно-боевой самолет МИГ-23УБ
ности; радиовысотомер; радиостан-
ция; радиокомпас; маркерный радио-
приемник; пульт системы центра-
лизованной сигнализации опасных ре-
жимов СОРЦ; система опознавания
воздушных целей; система предупреж-
дения об облучении своего самолета;
самолетное переговорное устройство
СПУ-9; магнитофон МС-61.
Крыло на МИГ-23УБ так же, как
на одноместном самолете, прошло
эволюцию от 1-й до 3-й редакции, но
минуя 2-ю. На опытном самолете с
крылом 1-й редакции можно было
подвешивать только один подфюзе-
ляжный бак.
На самолете с крылом 3-й редакции
можно было подвешивать три ПТБ
(один под фюзеляжем, два под непод-
вижной частью крыла). Все колеса на
основных и передней стойке — тор-
мозные.
В передней и задней кабинах уста-
новлены катапультные кресла КМ-1 с
централизованной системой покида-
ния при аварии.
На откидной части фонаря задней
кабины инструктора установлен пе-
рископ для улучшения обзора при вы-
полнении руления, взлета, захода на
посадку и посадки из задней кабины.
Самолет МИГ-23 УБ вышел с заво-
да в марте 1969 года и выполнил пер-
вый полет в мае, самолет поднял в
воздух М. М. Комаров. Заводские лет-
ные испытания проводили М. М. Ко-
маров и П. М. Остапенко, государ-
ственные испытания продолжались до
1970 года. В этом году самолет был
принят на вооружение частей ВВС и
ПВО и выпускался на Иркутском
авиационном заводе до 1978 года.
МИГ-23М (23-11),
МИГ-23 МФ, МИГ-23 МС
Эта модификация заменила на сбо-
рочной линии переходный самолет
МИГ-23С, как было сказано выше. Он
был предусмотрен в проекте как се-
рийный самолет, однако выпуск задер-
жался на год из-за отсутствия
бортового оборудования, в частности
РЛС и двигателя, так как мощность
установленного двигателя не обеспе-
чивала ожидаемых характеристик.
МИГ-23М внешне отличался от
своего предшественника прежде всего
крылом с увеличенной хордой, кото-
рое имело характерный «зуб» на пере-
дней кромке, и, естественно, увели-
ченной площадью крыла. Это было
крыло второй редакции, без носков,
однако позднее на МИГ-23М было ус-
тановлено крыло третьей редакции с
4-секционными носками, связанными с
закрылками гидравлически по выпус-
ку и уборке.
Эта машина отличалась также но-
вым двигателем Р-29-300 с максималь-
ной тягой 8134 даН (8300 кгс) и
форсажной тягой 11 956—12 250 даН
(12 200—12 500 кгс).
231
Самолет МИГ-23М. Вооружен двумя ракетами Р-60Р и четырьмя Р-60Т
Наконец, на самолете была обзор-
но-прицельная система С-23Д-Ш в со-
ставе РЛС «Сапфир-23Д-Ш», тепло-
пеленгатора ТП-23 и коллиматорного
прицела АСП-23Д, а также система ав-
томатического управления САУ-23А
2-й серии с автоматом регулирования
загрузки управления АРЗ-1А в про-
дольном канале управления (в зависи-
мости от скорости и высоты полета, а
также от установленной стреловиднос-
ти крыла).
Для выполнения установленных
боевых задач (перехват воздушных це-
лей, ведение воздушного боя, пораже-
ние наземных и надводных целей)
самолет имеет вооружение: встроен-
ную в фюзеляж двухствольную пушку
ГШ-23Л на легко опускаемом лафете и
подвесные на четырех внешних пило-
нах (двух подфюзеляжных и двух под
неподвижной частью крыла) ракеты
класса «воздух—воздух» Р-23Р с го-
ловками радионаведения, Р-23Т (с теп-
Самолст МИГ-23М вооружен одной ракетой Р-23Т иодной Р-23Р. Под фюзеляжем четыре точки
для подвески ракет Р-60Т
Три проекции самолета МИГ-23МС
Самолет МИГ-23М оборудован вторым вариантом крыла с «зубом»
ловыми головками самонаведения),
ракеты Р-13М, учебно-пусковые раке-
ты Р-ЗА, ракеты класса «воздух—зем-
ля» С-8 в блоках Б-8, ракеты С-5 в
блоках УБ-32, авиабомбы различного
типа и калибра, а также бомбовые
контейнеры, ракеты-мишени, под кры-
лом и под фюзеляжем ракеты Р-60 и
ракеты С-24 класса «воздух—земля»,
гондолы с аппаратурой для наведения
радиоуправляемых ракет «воздух—
земля».
Самолет оборудован системой уп-
равления оружием.
Запас внутреннего топлива увели-
чен до 4700 л за счет установки четвер-
того топливного бака в хвостовой
части. На самолете применяются три
подвесных топливных бака емкостью
по 790 л каждый (один подфюзеляж-
ный и два подкрыльевых).
Первый полет выполнил в июне
1972 года А. В. Федотов. Это была мо-
дификация самолета МИГ-23, которая
строилась в самом большом количе-
стве, и на основе ее были созданы два
экспортных варианта — МИГ-23МФ и
МИГ-23МС.
Они отличались в основном соста-
вом оборудования (менее сложным),
вооружением (ракеты класса «воз-
дух — воздух» Р-60 / Р-60-Т), а так-
же ... окраской в зависимости от места
применения. МИГ-23М, МФ и МС
участвовали в свое время в локальных
конфликтах на Ближнем Востоке и в
Афганистане.
МИГ-23МЛ (23-12)
В процессе развития и модерниза-
ции этого семейства самолетов по-
явившийся в 1976 году МИГ-23МЛ
представляет важный этап, так как яв-
ляется глубокой переработкой
МИГ-23М: заменили двигатель, уста-
новили новое оборудование, новые ра-
кеты, улучшили характеристики
бортовой радиолокационной станции.
Вместо двигателя Р-29-300 установ-
лен ТРД конструкции Хачатурова Р-35
первой серии (Р-35-300), развивавший
тягу на максимале 8379 даН (8550 кгс)
и стендовую форсажную тягу 12 446—
12 740 даН (12 700 — 13 000 кгс).
Масса топлива с тремя подвесными
баками по 800 л равнялась 5500 кг.
Кроме двигателя, МИГ-23МЛ по
сравнению с МИГ-23М имел следую-
щие отличия:
— трехсекционные закрылки в виде
поворотного щитка;
— модернизированная система ав-
томатического управления САУ-
23АМ (с перекрестными связями);
— самолет облегчен за счет снятия
четвертого фюзеляжного бака;
— установлена пилотажно-навига-
ционная система «Полет», состоящая
из системы ближней навигации, систе-
мы курсовертикали, датчика высоты и
воздушной скорости. Система «Полет»
связана с САУ и может работать со-
вместно с ней;
Самолет МИГ-23МЛ. Вооружен двумя ракетами Р-23 и четырьмя Р-60
— модернизированная обзорно-
прицельная система С-23 МЛ, в кото-
рую входят бортовая радиолокацион-
ная станция «Сапфир-23МЛ», инфра-
красный теплопеленгатор ТП-23М,
коллиматорный стрелковый прицел
АСП-17МЛ;
— шесть точек подвески (четыре
под фюзеляжем, две под неподвижной
частью крыла) и стандартный комп-
лект ракет класса «воздух—воздух» с
РГС и ТГС (Р-23Р / Р-23Т), а также все
пушечное и ракетное вооружение, при-
менявшееся на МИГ-23М;
— универсальные пушечные кон-
тейнеры УПК-23-250 (с пушками
ГШ-23Л), которые подвешиваются
под крылом (две штуки);
— модернизирована конструкция
киля, задняя кромка которого обреза-
на.
Самолеты МИГ-23МЛ выпуска-
лись серийно с 1976 по 1981 год. В
дальнейшем, по мере поступления в ре-
монт, все они переделывались под
стандарт МЛД.
МИГ-23П (23-14)
МИГ-23П представляет собой ва-
риант МИГ-23МЛ, модифицирован-
ный для применения в качестве
специализированного перехватчика в
частях ПВО. Самолет выводился в
точку перехвата по командам назем-
ных станций наведения.
Эта система наведения через цифро-
вой навигационный вычислитель сис-
темы автоматического управления
задает самолету наиболее выгодную
траекторию полета, информирует лет-
чика, когда нужно включать форсаж,
открыть огонь из пушки или пустить
ракету. Вся информация о ситуации в
воздухе постоянно передается на на-
земные станции наведения. Вооруже-
ние МИГ-23П полностью соответ-
ствует вооружению МИГ-23МЛ.
МИГ-23МЛД (23-18)
На самом деле модификации
МИГ-23МЛД не существует, и речь
идет о МИГ-23МЛ, которые переделы-
вались на авиаремонтных заводах из
поступающих в ремонт самолетов это-
го типа, на которых устанавливалась
дублированная система СОС-3-4 (сис-
тема ограничительной сигнализации).
Речь идет об автоматической систе-
ме, которая в зависимости от положе-
ния самолета в воздухе, скорости и
высоты осуществляет выпуск или
уборку носков при достижении кры-
лом угла стреловидности 33°. Эта ав-
томатика работает только на этом
угле стреловидности. Носки отклоня-
ются на 20° при скорости полета менее
900 км/ч (М = 0,9) и при угле атаки бо-
лее 10°. На скоростях более 900 км/ч
при перекладке крыла в положение
стреловидности 72° носки убираются и
их автоматика отключается.
Доработка включала также уста-
новку дополнительной сигнализации
«выпусти крыло» при угле стреловид-
ности более 16°; системы пассивного
противодействия в форме батарей-пат-
ронов с ложными целями, отстрелива-
емых по специальной программе, и
датчиков системы предупреждения о
радиолокационном облучении (с зем-
ли или самолета).
МИГ-23МЛД стал первым истреби-
телем, оборудованным имитатором
стрельбы, что позволяло летчику тре-
нироваться в ведении огня из стрелко-
вого оружия и управлении траек-
торией одной из ракет класса
«воздух—земля» без ее фактического
запуска. Экономическая выгода этого
оборудования очевидна.
По внешнему виду эта модифика-
ция отличается наплывами на непод-
вижных частях крыла и генераторами
вихрей (небольшие пластины) на
штанге ПВД.
МИГ-23Б, МИГ-23БН,
МИГ-23БМ, МИГ-23БК
(32-24,32-23,32-25,32-26)
В 1969 году ОКБ разработало про-
ект легкого ударного самолета (штур-
мовика), предназначенного для
действий по одиночным или груп-
повым подвижным и неподвижным
235
целям днем и ночью. По замыслу
проектировщиков самолет мог выпол-
нять такие вспомогательные задачи,
как уничтожение военно-транспорт-
ных самолетов и вертолетов и армейс-
кой авиации на малых и средних
высотах.
В это время тактической авиации
был очень нужен массовый и относи-
тельно недорогой самолет, боевые ка-
чества которого не уступали бы
американскому самолету Нортроп
F-5A, англо-французскому «Ягуар»
или итальянскому Фиат G-91Y.
По проекту его хотели сделать доз-
вуковым, однако первоначальная кон-
цепция была быстро изменена. Было
необходимо, чтобы самолет мог на ко-
роткое время выходить на сверхзвуко-
вую скорость для выполнения маневра
при уходе от наземного или воздушно-
го огня противника.
Кроме того, было необходимо, что-
бы такой ударный самолет, имеющий
пушечное вооружение, а также и раке-
ты класса «воздух—воздух» с тепло-
вой головкой самонаведения, мог сам
атаковать противника после примене-
ния или предварительного сброса бое-
вой нагрузки.
Таким образом, первоначально
планировали совершенно новый само-
лет, однако, чтобы рационализиро-
вать серийную постройку, оконча-
тельно было решено разработать его
на базе фюзеляжа МИГ-23. В 1970 го-
ду проект МИГ-23Б (изделие 32-24)
был готов. Этот самолет со своим ши-
роким ассортиментом вооружения и
бортовыми пушками можно отнести к
классу «истребителей-бомбардиров-
щиков». По внешнему виду МИГ-23Б
отличался от МИГ-23С только удли-
ненной носовой частью.
Учитывая основное назначение
самолета — действия по наземным це-
лям, инженеры ОКБ перепроектирова-
ли носовую часть самолета (сняв
РЛС), чтобы улучшить передний и
нижний обзор, это и определило спе-
цифическую форму носовой части са-
молета, по которой летчики прозвали
его «утконос».
МИГ-23Б по сравнению с МИГ-23С
имел следующие основные отличия
— новый двигатель конструкции
Люльки АЛ-21Ф-300, развивавший на
максимале тягу 7840 даН (8000 кгс) и
на форсаже 11 270 даН (11 500 кгс);
— вместо РЛС «Сапфир» в носовой
части самолета установлена прицель-
но-навигационная система ПрНК
«Сокол-23С», позволяющая уничто-
жать наземные цели любого размера.
ПрНК позволяет выполнять точное
бомбометание с горизонтального по-
лета, с пикирования и кабрирования, а
также вести огонь из пушки;
— боковые стенки фюзеляжа в зоне
кабины бронированы для защиты лет-
чика от воздушного или наземного
огня;
Самолет МИГ-23Б. Отличался от самолета МИГ-23М двигателем и носовой частью фюзеляжа
Самолет МИГ-23Б. Установлены пневматики низкого давления, мог нести до 3 тонн бомб
— для исключения взрыва топлив-
ных баков при поражении они по мере
выработки топлива заполнялись нейт-
ральным газом;
— для собственной защиты самолет
был оборудован очень полной систе-
мой радиолокационных активных и
пассивных помех.
Кроме двуствольной встроенной
пушки ГШ-23Л, он мог нести на шести
точках подвески (четыре подфюзеляж-
ные и две под неподвижной частью
крыла) все виды ракет класса
«воздух —земля» (управляемые), неуп-
равляемые ракеты большого калибра
и автоматические блоки ракетных сна-
рядов, а также на нескольких замко-
вых бомбодержателях четыре типа
бомбовой нагрузки: 18 бомб по 18 кг,
или 18 бомб по 100 кг, или восемь по
250 кг, или шесть по 500 кг.
МИГ-23Б первым из отечественных
истребителей-бомбардировщиков мог
нести под неподвижной частью крыла
два универсальных пушечных контей-
нера УПК-23-250 (первая цифра обо-
значает калибр, вторая — боезапас).
Первый полет МИГ-23Б выполнил
20 августа 1970 года под управлением
летчика П. М. Остапенко, ив 1971 го-
ду были закончены государственные
испытания и начался его серийный вы-
пуск. МИГ-23БН (32-23) отличался
двигателем Р-29Б-300 тягой 7840 даН
(8000 кгс) на форсаже и прицельно-на-
вигационной системой «Сокол-23Н»,
однако по внешнему виду оба самоле-
та были идентичны.
МИГ-23БМ отличался от МИГ-23
прицельно-навигационной системой
ПрНК-23, сопряженной с вычислите-
лем, а МИГ-23БК - составом обору-
дования.
Серия МИГ-23Б была небольшой
(24 экземпляра), но его планер, двига-
тель и бортовое оборудование не-
однократно подвергались модерни-
зации.
МИГ-27
Первый истребитель-бомбарди-
ровщик семейства МИГ-23Б не оп-
равдал связанных с ним надежд. Его
основные недостатки были обус-
ловлены двигателем и прицельно-
навигационным оборудованием. По-
этому была начата новая программа с
целью создать самолет, используя пла-
нер МИГ-23Б, в данном случае
МИГ-23БМ (32-25), и применив новый
двигатель Р-29Б-300 тягой 7840 даН
(8000 кгс) и форсажной тягой 11 270
237
Самолет МИГ-27. Носовая часть несколько изменена. Вооружен тремя бомбами и двумя блоками
НУРС
даН (11 500 кгс). МИГ-27 не имел регу-
лируемого воздухозаборника.
Его отличительной особенностью
является сильно уменьшенная площадь
неподвижных щелей, расположенных
на расстоянии 80 мм от поверхности
фюзеляжа и предназначенных для сли-
ва пограничного слоя, однако створки
для дополнительного забора воздуха
при взлете и посадке на малых числах
М остались.
В связи с новыми задачами самоле-
та (бомбардировка, штурмовые дей-
ствия в тактической глубине), которые
могли потребовать значительного из-
менения положения центра масс, ско-
рость перекладки крыла из одной
стреловидности в другую выбрана так,
чтобы при разгоне и торможении
самолета крыло успевало занять поло-
жение, соответствующее скорости по-
лета, разрешенной для данной
стреловидности.
Закрылки по всему размаху пере-
дней кромки крыла выпускаются на
25° на взлете и на 50° при посадке
(только при стреловидности крыла
16°). Нормальный угол касания хвос-
товой части самолета 15° (при необжа-
той амортизации) и может быть равен
10° при обжатой амортизации. На са-
молете установлен тормозной пара-
шют площадью 21 мг.
Из наиболее важного бортового
оборудования отметим навигацион-
но-прицельную систему ПрНК-23, сис-
тему автоматического управления
САУ-1, прибор для установки тепло-
вых помех СПС-141, систему голосо-
вого предупреждения РИ-65 (16 сооб-
щений), индикатор угла атаки СУА-1,
датчик системы предупреждения о ра-
диолокационном облучении СГ-1, на-
вигационный вычислитель КН-23,
запросчик-ответчик СО-69, приемопе-
редатчик системы госопознавания
СРЗО/СРО-1П, радиовысотомер
РВ-5Р/РВ-10, дальномер «Фон».
Особенно важное значение имеет
состав вооружения МИГ-27:
— шестиствольная пушка ГШ/6-30
калибра 30 мм с боезапасом 260 снаря-
дов;
— на семи точках подвески воору-
жения самолет может нести макси-
мальную нагрузку 4000 кг в различных
вариантах;
— две контейнерные пушки
СППУ-22 (с перемещением в верти-
кальной плоскости);
— ракеты класса «воздух — воз-
дух» Р-ЗС и Р-13М;
— ракеты класса «воздух — земля»
Х-23 или Х-29;
— НУРС С-24/С-24Б калибра
240 мм;
— НУРС УБ-32А или М и УБ-16 с
боезапасом калибра 57 мм;
— 22 бомбы массой 50 и 100 кг, или
18 бомб по 100 кг, или девять по
250 кг, или восемь по 500 кг;
— контейнеры с напалмом.
238
Емкость внутренних топливных ба-
ков 5400 л, однако самолет может до-
полнительно нести один, два или три
подвесных топливных бака емкостью
по 790 л.
МИГ-27К
Аналогично тому, как МИГ-27 был
разработан на базе МИГ-23БМ, само-
лет МИГ-27К был разработан на базе
МИГ-23 БК (32-26).
Новая прицельно-навигационная
система ПрНК-23К для одновременно-
го решения навигационных задач,
стрельбы из пушек, пуска управляе-
мых и неуправляемых ракет по сравне-
нию с системой ПрНК-23С самолета
МИГ-23Б обеспечивала новые режи-
мы: ПМС — прицеливание маневром
самолета для бомбометания и стрель-
бы из пушек и неуправляемыми раке-
тами; ПКС — программно-коррек-
тированное слежение за целью, нави-
гационное бомбометание (ночью или
над облаками).
Вместо двуствольной пушки калиб-
ра 23 мм установлена новая скорост-
рельная шестиствольная пушка
ГШ-6-30 с вращающимися стволами
калибра 30 мм. Система управления
вооружением (СУВ) обеспечивает про-
граммирование боевыми и аварийны-
ми пусками УРС и НУРС, сигна-
лизацию о готовности вооружения к
применению, сброс бомб залпом или
одиночно, стрельбу из пушки. СУВ
сигнализирует летчику о сброшенных
подвесках.
Самолет оборудован системой ав-
томатического управления полетом с
автоматическим изменением режимов,
системой обнаружения радиолокаци-
онного облучения самолета (с воздуха
или с земли), станцией активных по-
мех и прибором для установки дымо-
вых завес. Самолет МИГ-27, как
МИГ-23БК, может применять тот же
ассортимент вооружения, что и
МИГ-23Б, однако имеет и другие раке-
ты, управляемые по лазерному лучу.
Самолет выпускался серийно в те-
чение нескольких лет.
Самолет .МИ Г-27 К
МИГ-27 Д (32-27)
МИГ-27 М (32-29)
МИГ-27 Л (32-29Л)
Эти самолеты оказались наиболее
совершенными из всех модификаций
истребителей-бомбардировщиков се-
мейства МИГ-27.
На них установлена модернизиро-
ванная прицельно-навигационная сис-
тема ПрНК-23М, которая значительно
расширила область их применения.
Под самолеты могут подвешивать-
ся различные контейнеры, в том числе
разведывательный контейнер с тремя
фотоаппаратами, пушечные контейне-
ры СППУ-22 с ограниченно-подвиж-
ными двуствольными пушками кали-
бра 23 мм с боезапасом 260 снарядов.
На МИГ-27Д установлен дально-
мер «Клен», более совершенный по
сравнению с «Фоном» самолета
МИГ-27. МИГ-27Л (32-29Л) представ-
лял собой экспортную модификацию
МИГ-27М, который выпускался по ли-
цензии в Индии на заводе HAL под на-
званием «Бахадур».
МИГ-25
Самолет МИГ-25 представляет со-
бой целый этап в развитии отечествен-
ной авиационной техники. Он был со-
здан по начатой в конце 50-х годов
программе: создать средства борьбы с
опасностью, которая могла возник-
нуть в результате реализации амери-
канской программы «Локхид А-11».
(Программа самолета А-11, результа-
том реализации которой стали пере-
хватчик YF-12A и разведчик SR-71A,
была официально объявлена президен-
том Джонсоном 21 февраля 1964 года.
Фактически разработка ее началась
1959 году, и первый самолет совершил
первый полет 26 апреля 1962 года.)
В Советском Союзе стало известно
об этой сверхсекретной программе в
1960 году.
Самолет МИ Г-27М
Боковые проекции самолетов 23-11, МИГ-23М, МИГ-23УБ, МИГ-23МЛД, МИГ-23БМ, МИГ-27,
МИГ-27М
Будущий МИГ-25, называвшийся
внутри ОКБ Е-155, должен был проде-
монстрировать гигантский скачок в
отечественной технологии авиастрое-
ния. Не успели самолеты преодолеть
звуковой барьер, как уже начали гово-
рить о крейсерском полете со скорос-
тью, соответствующей числу М=3! Но
для решения этой задачи необходимо
было преодолеть еще один барьер —
тепловой.
Уже при полете МИГ-19 с числом
М=1,3, при температуре воздуха О °C
воздух в точке контакта с носовыми
частями нагревался до 72 °C. Нагрев
носовой части самолета МИГ-21 при
полете с числом М=2,05 достигал
107 °C , и было известно, что при ско-
рости, соответствующей М=3, можно
ожидать уже температуры 300 °C... по-
мимо того обстоятельства, что приме-
нение основного авиационного
конструкционного материала — алю-
миниевого сплава — ограничено тем-
пературой 130 °C (в то время не было
полупроводников, без которых не су-
ществует бортовая электроника и ко-
торые могли выдержать нагрев
больше 65 °C).
Новый барьер казался непреодоли-
мым. Старинная русская пословица
гласит: «Глаза страшатся, а руки дела-
ют». Представляется, что инженеры
ОКБ не забыли ее. Одни приступили к
расчетам, другие превратились в раз-
работчиков, и очень скоро проект на-
чал приобретать реальные очертания.
Шел уже 1961 год. Начинать надо бы-
ло с двигателя. А. А. Микулин и его
ближайший помощник С. К. Туманс-
кий сразу же предложили решение. Их
двигатель представлял собой развитие
ТРД 15К с осевым компрессором, ко-
торый был разработан для беспилот-
ного летательного аппарата.
Двигателисты быстро доработали
компрессор, камеру сгорания и фор-
сажную камеру. Они увеличили темпе-
ратуру на протяжении всего газового
тракта и разработали затем сопло с ре-
гулируемым проходным сечением. Для
точного регулирования подачи топли-
ва на заданных режимах работы сило-
вой установки вместо гидромеха-
нической топливной автоматики была
применена электронная автоматика.
После создания двигателя можно было
переходить к самолету. Здесь требо-
вался прежде всего летательный аппа-
рат, обладающий нестандартными ре-
жимами полета, в особенности высот-
но-скоростными характеристиками, и
обеспеченный полным комплексом
бортовых систем. После трубных ис-
пытаний моделей в ЦАГИ была при-
нята окончательная схема самолета.
Следующим, не менее ответствен-
ным этапом был выбор конструкцион-
ных материалов. Новый барьер был
грозным. Вынужденный отказ от алю-
миниевых сплавов, казалось, не остав-
лял никакой альтернативы, кроме
титана. (Гитан был выбран в качестве
конструкционного материала фирмой
«Локхид» для самолета А-11.) Есте-
ственно, что фюзеляж и центральная
секция крыла были запроектированы
как бак-конструкция.
В принципе, конструктивно эти ба-
ки можно сделать и из алюминиевого
сплава, так как в них заливается хо-
лодное топливо. Нагреваться до опас-
ного уровня они могли только после
выработки топлива. Однако в этом
случае необходимо было использовать
клепку и обязательно высокотемпера-
турные герметики. Но таких гермети-
ков не существовало, титан сложно
обрабатывать, после сварки он рас-
трескивается. В результате оставалась
сталь...
Одновременно возникли неожидан-
ные трудности, связанные с клепаль-
ными работами. Рабочие неохотно
выполняют эти неблагодарные, непри-
ятные, шумные и монотонные опера-
ции. Применение сварных конструк-
ций из стали позволяло отказаться от
клепки.
В это время выпускалась высокока-
чественная сталь, которая обладала
хорошей свариваемостью, что исклю-
чало проблему герметизации. Кроме
того, в это время во всех странах, в
особенности после второй мировой
войны, начали появляться научные
школы сварки и кадры специалистов.
(В нашей стране начиная с 30-х годов
были разработаны многочисленные
методы сварки. Во время второй ми-
ровой войны применение методов ав-
томатической сварки, созданных ака-
демиком Патоном, позволило пра-
ктически в пять раз увеличить произ-
водство танков.)
Микоян, тщательно взвесив все ар-
гументы «за» и «против», принял соб-
ственное решение: самолет будет
изготовлен из свариваемой стали.
Все принялись за работу: инженеры
исследовательских бюро, научно-ис-
следовательских институтов метал-
лургической промышленности, спе-
циализированных лабораторий созда-
вали высокопрочную нержавеющую
жаропрочную сталь, искали новые ти-
тано-алюминиевые сплавы для приме-
нения в менее температурно-
напряженных местах конструкции, со-
здавали сборочное, литейное, штампо-
вочное и сварочное оборудование,
проводили металлографические иссле-
дования для изучения поведения мате-
риала при сварке, тенденций к
растрескиванию при нагреве и охлаж-
дении, взаимодействия основных и
вспомогательных конструктивных ма-
териалов, законов кристаллизации в
сварной зоне, контролировали процесс
кристаллизации при работе с материа-
лами с различными характеристиками
свариваемости.
По мере последовательного реше-
ния этих проблем переоборудовались
все цеха серийного завода под новую
технологию: точечную, роликовую,
ручную или автоматическую сварку.
Клепальщики переквалифицировались
в сварщиков. Качественная сталь об-
ладает прочностью, в три раза превы-
шающей прочность алюминиевого
сплава, однако она в три раза тяжелее.
Поэтому, чтобы не перетяжелять кон-
струкцию самолета, каждый элемент
должен быть в три раза тоньше, что
требовало нового подхода к пробле-
мам сопротивления, устойчивости,
вибрации и т. п. Это было так же
сложно, как в свое время перейти от
самолета из дерева к самолету из дю-
раля. Шаг за шагом осваивались но-
вые методы сборки панелей и деталей.
Вначале пришлось построить три
варианта конструкции крыла. Две пер-
вые конструкции не прошли очень же-
стких статиспытаний. Пессимисты, а
их было достаточно много, считали,
что сварные баки-кессоны не выдер-
жат испытаний и после каждой посад-
ки в конструкции самолета будет
происходить растрескивание, в резуль-
тате чего самолеты будут выходить из
строя.
Плексиглас в качестве материала
остекления кабины пилота также
больше не годился. При заданных
рабочих температурах он просто пла-
вился! Гидравлическая жидкость раз-
лагалась, пневматики теряли упру-
гость, так же как и все детали из рези-
ны...
Однако постепенно все сложные
проблемы были решены, и приступили
к постройке первого опытного самоле-
та. Технический результат этой рабо-
ты впечатляет.
1. Распределение конструкционных
материалов:
— конструкции из стали — 80 %
массы планера;
— титановые сплавы — 8 %;
— элементы конструкции из жаро-
прочного алюминиевого сплава
Д19— 11%.
2. Распределение методов соеди-
нения:
— точечная и роликовая сварка —
50 % (больше 1 400 000 сварных точек);
— различные методы аргоно-дуго-
вой сварки — 1,5 %;
— дуговая сварка плавлением и
сварка в среде инертного газа — 1,5 %;
— соединение при помощи болтов
и заклепок — 23,5 %.
Цельносварные баки занимали
70 % объема фюзеляжа. Герметичность
конструкции обеспечивалась сварны-
ми швами, надежность которых можно
проиллюстрировать следующими циф-
рами. За один год сварочных работ,
общая длина которых соответствует
расстоянию от Москвы до Нижнего
Новгорода (450 км), обнаружена толь-
ко одна или две небольшие утечки
топлива (незначительная капельная
течь). Ремонт не представлял никаких
трудностей, причем, что имеет прин-
ципиальное значение, его можно было
выполнять при необходимости непос-
редственно на стоянке.
Однако еще не были решены все
проблемы, связанные с нагревом. При-
шлось разработать целый ряд воздухо-
воздушных и воздухо-топливных теп-
лообменников, турбохолодильников и
других систем охлаждения для умень-
шения температуры отбираемого от
компрессора воздуха с + 700 °C до не-
обходимых - 20 °C на входе в отсек
оборудования, а оно, напомним, само
создает тепловыделение, которое необ-
ходимо учитывать.
Если голова летчика была защище-
на потоком свежего воздуха, который
нагнетался через специальные сопла,
то до остекления фонаря, хотя и ох-
лаждаемого, касаться голой рукой бы-
ло нельзя — все равно, что дотро-
нуться до раскаленного железа!
Двигательный отсек отделялся
стальной термозащитной перегород-
кой, поверхность которой имела се-
ребряное покрытие. Госплан выделил
по 5 кг серебра на самолет, и ни грам-
ма больше. Толщина серебряного по-
крытия равнялась 50 мкм при коэф-
фициенте теплопоглощения от 0,03 до
0,05.
В качестве средства теплозащиты
проверялись и другие металлы, в част-
ности золото и родий,однако они ока-
зались слишком дорогими, хотя обла-
дали достаточным коэффициентом
теплоотражения. 5% тепла, поглощае-
мого этим стальным экраном с сереб-
ряным покрытием, поглощались «ма-
тами» из стеклоткани, что дополни-
тельно защищало стенки топливных
баков от нагрева. Проводились даже
испытания по применению базальто-
вого волокна.
Все великие секреты МИГ-25 зак-
лючены в следующем. 16 марта 1965
года мир узнал, что Федотов побил на
каком-то самолете Е-266 мировые ре-
корды, установленные на SR-71. Ин-
декс Е-266 был присвоен самолету при
представлении Международной авиа-
ционной федерации ФАИ результатов
полетов МИГ-25 для регистрации в ка-
честве официальных мировых рекор-
дов. В дальнейшем в ФАИ были еще
21 раз представлены заявки на рекор-
ды, установленные самолетами Е-266 и
Е-266М. На 1991 год девять из этих ре-
кордов, установленных в 1967, 1973,
1975 и 1977 годах, остаются непревзой-
денными.
«Команду» МИГ-25 возглавлял
«сам» М. И. Гуревич. После его ухода
на пенсию его сменил на посту Глав-
ного конструктора Н. 3. Матюк. Веду-
щим инженером по проектированию,
постройке и испытаниям был В. А.
Архипов с помощниками В. А. Степа-
новым и Л. Г. Шенгелая.
МИГ-25П (Е-155П)
МИГ-25 ПД
МИГ-25 ПДС(84)
Программа высотного сверхзвуко-
вого перехватчика Е-155 выполнялась
по постановлению Совета Министров
от февраля 1962 года. Практически
ОКБ работало над эскизным проектом
Самолет Е-155П — прототип МИГ-25П, подвешены ракеты Р-40
Один из семи прсдссрийных самолетов, оборудованных треугольными законцовками на концах
крыла
больше двух лет. В противополож-
ность часто повторяющемуся утверж-
дению, что эта программа была
предназначена для борьбы с угрозой
бомбардировщика ХВ-70 «Валькирия»
со скоростью полета М=3, она была в
действительности ориентирована на
борьбу с самолетом «Локхид А-11».
Для лучшего понимания новизны
будущего МИГ-25 перечислим те
новации, которые были реализованы в
этом проекте:
— создан боевой комплекс, обеспе-
чивающий перехват всех типов воз-
душных целей от низколетящих
крылатых ракет до высотных сверх-
звуковых;
— создана конструкция самолета,
обеспечивающая преодоление «тепло-
вого» барьера, т. е. длительного поле-
та на высокой сверхзвуковой ско-
рости;
— обеспечено высокое аэродинами-
ческое качество, устойчивость и уп-
равляемость в широком диапазоне вы-
сот и скоростей полета;
— отработана новая (для МИГа)
аэродинамическая схема с боковыми
заборниками, высокорасположенным
крылом, двумя килями и двумя под-
фюзеляжными гребнями;
— отработана сварная конструкция
из нержавеющей стали, обеспечи-
вающая высокую весовую отдачу,
Самолет МИГ-25ПД, оборудованный новой РЛС РП-25
ремонтопригодность, высокую техно-
логичность, стабильность производ-
ства за счет автоматизации, высокий
коэффициент использования материа-
лов, дешевизну производства, улучше-
ние условий труда;
— расширено число режимов авто-
матического управления, впервые вве-
ден программный набор высоты,
полет по заданному маршруту, заход
на посадку, приведение к горизонту,
ограничение в автоматическом и полу-
автоматическом режимах, предупреж-
дение о достижении предельной
скорости;
— внедрены новые материалы и по-
луфабрикаты из высокопрочных не-
ржавеющих сталей, титана и тепло-
прочного дюраля;
— широко внедрена система авто-
матического контроля и регистрации
данных в полете;
— внедрены новые технологические
процессы по термообработке без де-
формаций и внутренних напряжений,
методы контроля и ремонта;
— обеспечен высокий ресурс и срок
службы для военных самолетов истре-
бительного класса.
Опытный самолет Е-155П-1 обору-
дован двумя ТРД Р-15Б-300 конструк-
ции Микулина — Туманского тягой на
максимале 7350 даН (7500 кгс) и 10 005
даН (10 210 кгс) на форсаже. Агрегаты
отрабатывались на двигателе Р-15-300,
установленном на опытном самолете
Е-150. К сожалению, его ресурс был
ограничен 150 часами. Самолет имел
значительный объем внутреннего топ-
лива (17 660 л) в интегральных фюзе-
ляжных и крыльевых баках.
Регулирование воздухозаборников
осуществлялось большим прямоуголь-
ным клином, установленным на уров-
не верхней губы, который управлялся
гидроцилиндром. Сквозь подвижной
клин и верхнюю неподвижную часть
заборника организован слив погра-
ничного слоя. Нижняя губа воздухоза-
борника также подвижна и имеет три
положения. Крыло, за исключением
материалов и технологии сборки, име-
ет классическую конструкцию из двух
главных лонжеронов, образующих
кессон (точки крепления расположены
на силовых шпангоутах фюзеляжа № 7
и 9), переднего лонжерона, соединен-
ного с шпангоутом № 6Б, двух задних
лонжеронов, соединенных с силовыми
шпангоутами № 10 и 11, и двухсекци-
онных элеронов (на одной трети зад-
ней кромки и в середине, площадь 2,72
м2). На верхней обшивке расположены
два аэродинамических гребня, один по
всей хорде крыла на уровне границы
закрылков — элерона, другой, более
короткий, на уровне границы секций
элерона. Передняя кромка этого тра-
пецеидальнего крыла имеет сложную
форму: 42°30' в корневой части, немно-
го больше в средней и 41° в концевой.
На опытном самолете Р-1 были ус-
тановлены ласты на концах крыла;
крыло не имело поперечного V. Сило-
вая конструкция — сварная, из нержа-
веющей стали, обшивка крыла
частично из титана (передняя кромка),
частично из дюраля Д-19 (хвостовая
часть).
Основу конструкции фюзеляжа об-
разуют 14 силовых шпангоутов; шпан-
гоут № 1 расположен на уровне ко-
зырька фонаря, на шпангоутах № 13 и
14 расположены оси поворота стаби-
лизатора; большое количество проме-
жуточных шпангоутов и стрингеров.
Два канала воздухозаборников со-
ставляют интегральную часть конст-
рукции планера.
В носовой части из радиопрозрач-
ного материала расположена парабо-
лическая антенна РЛС «Смерч» А,
способная следить, обнаруживать цели
и работать в режиме автоматического
слежения за целью на дальность 50 км.
За носовой частью расположены при-
борный отсек и кабина пилота с ко-
зырьком и откидывающимся вправо
фонарем.
Воздухозаборник отделен от фюзе-
ляжа стенкой, обеспечивающей слив
пограничного слоя. В хвостовой части
расположены два тормозных щитка,
один из которых установлен над со-
плами, непосредственно перед контей-
нером тормозного парашюта, другой
также около сопла, но под фюзеляжем.
Две посадочные фары убираются под
переднюю часть канала воздухозабор-
ника.
Хвостовое оперение состоит из
двух килей, наклоненных наружу на
Самолет МИГ-25ПДС — удлиненная носовая часть для размещения системы заправки топливом
в полете
11°, и цельноповоротного стабилиза-
тора (стреловидность по передней
кромке 50°, площадь 9,81 м2). На опыт-
ном самолете в хвостовой части под
соплами были установлены два под-
фюзеляжных гребня.
Наконец, также на опытном экзем-
пляре по бокам воздушных каналов
воздухозаборника около «крыши»
должно было устанавливаться пере-
днее горизонтальное оперение, кото-
рое играло бы роль «дестабилизатора»
на некоторых режимах полета; это ре-
шение, напомним, было проверено на
самолете Е-8.
Трехколесное шасси состоит из пе-
редней стойки с двумя колесами, уби-
рающимися вперед, и основных стоек с
пневматиками диаметром 1300 мм,
также убирающихся вперед; колеса ос-
новного шасси в сложенном положе-
нии располагаются между боковыми
стенками каналов воздухозаборников.
Хотя Е-155П-1 был спроектирован
раньше разведчика Е-155Р-1, он вы-
полнил свой первый полет после него,
и соответственно на нем были прове-
дены доработки, рекомендованные
заключительным Актом о госиспыта-
ниях. Эти замечания привели к следу-
ющим изменениям конструкции се-
рийного самолета относительно пер-
вого опытного самолета:
— отказались от переднего гори-
зонтального оперения, которое оказа-
лось ненужным;
— площадь каждого киля увеличе-
на до 8 м2;
— соответственно уменьшена высо-
та подфюзеляжных гребней, которые
могли касаться полосы при посадке;
— сняты ласты на концах крыльев,
вместо которых введено отрицатель-
ное поперечное V крыла, равное - 5°
(до этого первые семь предсерийных
экземпляров летали с двумя треуголь-
ными ластами на концах крыла);
— цельноповоротный стабилиза-
тор с дифференциальным управлени-
ем, что обеспечило возможность
управления как по тангажу, так и по
крену на больших скоростях.
Эти мероприятия позволили увели-
чить максимальную индикаторную
скорость полета до 1300 км/ч, и ОКБ,
как это стало правилом применитель-
но ко всем новым самолетам, присту-
пило к улучшению эксплуатационных
характеристик, календарного срока
службы и ресурса.
Первый полет Остапенко выполнил
на самолете Е-155П-1 9 сентября 1964
года, после первого полета Е-155Р-1,
однако завершил государственные ис-
пытания только в 1970 году и войско-
вые в 1973 году, хотя серийное про-
изводство началось в 1969 году и на
вооружение он был принят по поста-
новлению Совета Министров СССР от
13 апреля 1972 года.
Анализ этих дат свидетельствует о
трудном периоде МИГ-25, что не уди-
247
Три проекции самолета МИГ-25П
вительно, учитывая все новации, свя-
занные с этой программой. Сложно
было довести стабилизатор и его диф-
ференциальное управление. Были
трудности с отработкой элеронов.
Возникли проблемы опасной асим-
метрии на больших скоростях при од-
ностороннем пуске ракеты, которые
были устранены только за счет ком-
пенсации дифференциальным стабили-
затором.
Опытный самолет Е-155П-1 был во-
оружен двумя ракетами класса «воз-
дух — воздух» Р-40 (условное обозна-
чение НАТО «Акрид», в США —
АА-6), однако серийный МИГ-25П
мог нести четыре ракеты — две Р-40Т
с ТГС и две Р-40Р с РГС.
Основными бортовыми системами
кроме РЛС «Смерч»А и прицела
К-ЮТ были приемопередатчик и ком-
плекс системы госопознавания
СРО-2М/СРЗМ-2 (земля — воздух/ во-
здух — воздух), антенны которого бы-
ли установлены в правом киле, датчик
системы кругового обзора системы
предупреждения о радиолокационном
облучении «Сирена»-3, антенны кото-
рого расположены в установленных на
концах крыла контейнерах с противо-
флаттерными грузами и на верхней по-
верхности правого киля, радиовы-
сотомер диапазона 0—600 м РВ-УМ
или РВ-4, радиокомпас АРК-10, при-
емник радиомаяка МРК-56П, система
посадки по приборам СП-50, система
ближней радионавигации РСБН-6С,
приемопередатчик УВЧ-СВЧ Р-832М,
приемопередатчик ВЧ «Призма»,
командный приемник «Лазурь», сис-
тема автоматического управления
САУ-155.
Катапультное кресло типа КМ-1
обеспечивает спасение на нулевой вы-
соте и скорости 130 км/ч.
МИГ-25 был оснащен двумя тор-
мозными парашютами с круглым ку-
полом площадью 60 м2 или четырех-
угольным площадью 50 м2.
Опыт эксплуатации в соединениях
и технический прогресс позволили со-
здать и начать выпускать в 1978 году
248
новую модификацию самолета —
МИГ-25ПД.
Он отличался от исходной модифи-
кации новым ТРД Р-15БД-300 с тягой
на максимале 8624 даН (8000 кгс) и на
форсаже 10 976 даН (11 200 кгс) с по-
вышенным общим ресурсом до 1000 ч,
что впечатляло.
Была пересмотрена система ору-
жия, и РЛС «Смерч А» заменена на
РЛС «Сапфир-25» (РП-25), обладав-
шую более эффективным режимом ав-
томатического сопровождения и спо-
собностью обнаружения цели на фоне
земли; на самолете был также установ-
лен теплопеленгатор, расположенный
под носовой частью самолета.
Наконец, была значительно увели-
чена дальность полета благодаря уста-
новке съемного топливного бака ем-
костью 5300 л (разработан для самоле-
та Е-155 Р), расположенного под фю-
зеляжем.
Начиная с 1979 года все находящие-
ся на вооружении МИГ-25 после по-
ступления в ремонтные заводы пере-
оборудовались по стандарту самолета
МИГ-25ПД. Переоборудованная мо-
дификация получила обозначение
МИГ-25ПДС.
Серийный выпуск МИГ-25ПД про-
должался до 1982 года.
ПВО утверждает, что проведенные
модификации системы оружия и зна-
чительное повышение уровня характе-
ристик и сроков эксплуатации и
ресурса планера и двигателя позволят
эксплуатировать самолет даже в нача-
ле следующего тысячелетия.
МИГ-25П экспортировался в Ал-
жир, Ирак, Ливию и Сирию.
Мировые рекорды Е-266
Прежде чем перечислять эти рекор-
ды, необходимо отметить, что под на-
званием, присвоенным самолету для
регистрации в Международной авиа-
ционной федерации ФАИ, скрывался
не один, а три различных самолета, а
именно Е-155Р-1, Е-155Р-3 и Е-155П-1,
являвшиеся в действительности опыт-
ными самолетами семейства МИГ-25,
оборудованными ТРД одного и того
же типа Р-15Б-300 тягой 10 005 даН
(10 210 кгс), который в документации
ФАИ носил название Р-266 и имел тя-
гу 9800 даН (10 000 кгс).
16 марта 1965 года
Скорость на замкнутом маршруте
1000 км без полезной нагрузки —
2319,12 км/ч. Летчик А. В. Федотов.
Скорость на замкнутом маршруте
1000 км с полезной нагрузкой 1000 кг.
Скорость на замкнутом маршруте
1000 км с полезной нагрузкой 2000 кг.
5 октября 1967 года
Скорость на замкнутом маршруте
500 км — 2981,5 км/ч. Летчик М. М.
Комаров. Эти мировые рекорды к мо-
менту выхода в свет книги остаются
недобитыми.
27 октября 1967 года
Скорость на замкнутом маршруте
1000 км без полезной нагрузки —
2920,67 км/ч. Летчик П. М. Остапенко.
Скорость на замкнутом маршруте
1000 км с полезной нагрузкой 1000 кг.
Скорость на замкнутом маршруте
1000 км с полезной нагрузкой 2000 кг.
8 апреля 1973 года
Скорость на замкнутом маршруте
100 км — 2605,1 км/ч. Летчик А. В. Фе-
дотов.
5 октября 1967 года
Рекорд высоты с полезной нагруз-
кой 1000 кг — 29 977 м. Летчик А. В.
Федотов.
Рекорд высоты с полезной нагруз-
кой 2000 кг.
25 июля 1973 года
Рекорд высоты с полезной нагруз-
кой 1000 кг — 35 230 м. Летчик А. В.
Федотов.
Рекорд высоты с полезной нагруз-
кой 2000 кг.
25 июля 1973 года
Рекорд высоты (абсолютный)
36 240 м. Летчик А. В. Федотов.
4 июня 1973 года
Рекорд скорости подъема на высоту
20 000 м — 2 мин 49,8 с. Летчик Б. А.
Орлов.
4 июня 1973 года
Рекорд скорости подъема на высоту
25 000 м — 3 мин 12,6 с. Летчик П. М.
Остапенко.
4 июня 1973 года
Рекорд скорости подъема на высоту
30 000 м — 4 мин 3,86 с. Летчик П. М.
Остапенко.
МИГ-25Р
МИГ-25 РБ
МИГ-25 РБВ
МИГ-25 РБТ (Е-155Р-02)
МИГ-25Р — сверхзвуковой высот-
ный разведчик, созданный на базе
истребителя-перехватчика МИГ-25П.
Он проектировался и строился в
1962—1964 гг. Самолет Е-155Р-1 внеш-
не отличался от Е-155П-1 только носо-
вой частью фюзеляжа (начиная от
рамы № 1), в которой размещалось
разведывательное оборудование, на-
личием топливных баков на концевой
части крыла емкостью 1200 л, которые
не сбрасывались из-за установки на
них законцовок, и более прямоуголь-
ной формой обтекателей килей.
Внутренние доработки включали
изменения в кабине пилота и отсеке
оборудования и установку ряда допол-
нительных антенн.
Для увеличения дальности полета
двигатель имел створки регулируемо-
го сопла большей длины, а количество
топлива увеличено за счет превраще-
ния килей в интегральные топливные
баки (емкостью по 350 л каждый) и
введения специального подвесного
подфюзеляжного бака больших разме-
ров (5300 л).
МИГ-25Р-1 выполнил свой первый
полет 6 марта 1964 года под управле-
нием шеф-пилота ОКБ А. В. Федотова.
Самолет был оборудован двумя
ТРД Р-15Б-300 тягой 7350 даН (7500
кгс) и форсажной тягой 10 005 даН
(10 210 кгс).
Вскоре после начала испытатель-
ных полетов выявилась необходи-
мость в ряде доработок (выполненных
на МИГ-25П), которые проводились
постепенно по мере работ на третьем
экземпляре Е-155Р-3 (с бортовым но-
мером 3155 на носовой части фюзеля-
жа, он был одним из четырех са-
молетов, участвовавших в авиацион-
ном параде в Домодедово в июле 1967
года).
Концевые топливные баки с ласта-
ми были демонтированы и заменены
противофлаттерными грузами.
Хорда крыла увеличена, и двойной
излом передней кромки ликвидирован
(крыло приобрело постоянную стрело-
видность по передней кромке 41°), за-
концовки килей приобрели скошен-
ную форму.
Самолет E-I55P-1 — прототип самолета МИГ-25Р. Крыло без отрицательного поперечного V
Самолет Е-155Р-3 с удлиненным подфюзеляжным топливным баком емкостью 5300 л
Впоследствии была увеличена пло-
щадь килей и уменьшены подфюзеляж-
ные гребни, стабилизатор превращен в
стабилизатор с дифференциальным
управлением и на самолете был окон-
чательно установлен двигатель
ТРД Р-15БД-300 форсажной тягой
10 976 даН (11 200 кгс ). После успеш-
ного завершения заводских, государ-
ственных и войсковых испытаний в
1969 году началась серийная построй-
ка самолетов на Горьковском авиаци-
онном заводе. В 1969 году было
принято решение об оснащении само-
лета бомбардировочным вооружени-
ем, и в 1970 году новая модифика-
ция— МИГ-25РБ прошел испытания
и начал выпускаться серийно.
Одновременно все построенные
МИГ-25Р были доработаны до стан-
дартного варианта разведчика-бом-
бардировщика МИГ-25РБ (начало це-
лой серии специализированных моди-
фикаций МИГ-25РБК и МИГ-25РБС
(1972 год), МИГ-25РБВ и МИГ-25РБТ
(1978 год), отличавшихся только обо-
рудованием электронной разведки или
навигационным оборудованием).
При создании базового самолета
МИГ-25Р (РБ) коллектив ОКБ решил
комплекс сложных технических
проблем:
Самолет Е-155Р-3. Третий самолет МИГ-25Р — имеет отрицательное поперечное V, равное 5°,
и противофлаттерные грузы
251
Самолет Е-155Р-3 с подфюзеляжным топливным баком
— полет на большие дальности на
крейсерской (М=2,35) скорости и ско-
рости М=2,83 с бомбардировочным
вооружением на наружной подвеске;
— неуязвимость самолета от всех
средств ПВО ближайшего десятилетия
(1970—1980 гг.) за счет высотно-ско-
ростных характеристик, противора-
кетных и противоистребительных ма-
невров, аппаратуры РЭБ;
— внедрение системы высокоточно-
го автоматического бомбометания по
целям с известными географическими
координатами на сверхзвуковой ско-
рости с высоты полета более 20 000 м
круглосуточно, в любых метеоусло-
виях;
— создание первой в стране высо-
коточной навигационной системы на
базе инерциальной системы с коррек-
цией от ДИСС (доплеровская инерци-
альная система) и других средств по-
зиционной коррекции; в составе систе-
мы ЦВМ (впервые в СССР) участвова-
ла в контуре автоматического управ-
ления полетом по заданному маршру-
ту, обеспечивала бомбометание и уп-
равление разведывательной аппара-
турой;
— создание трех взаимозаменяемых
«отсеков» с различной фоторазведыва-
тельной аппаратурой, обеспечиваю-
щей ширину захвата съемки до 90 км
при высокой разрешающей способ-
ности;
— внедрение станций радиотехни-
ческой разведки (типа «Элинт»)
СРС-4А (4Б) на МИГ-25Р и СРС-9 на
МИГ-25 РБВ;
— создание наземных станций
обработки бортовых данных;
— повышение характеристик нави-
гационной системы «Пеленг» в про-
цессе создания семейства самолетов
МИГ-25.
МИГ-25Р не имел вооружения (ни
пушечного, ни ракетного) и мог пола-
гаться для защиты исключительно на
скорость полета и высотность. При
выполнении фоторазведки в одной из
трех комплектаций фоторазведыва-
тельной аппаратуры самолет мог не-
сти, например, два ориентируемых
«влево — вправо» аппарата с четырь-
мя маршрутами съемки (с фокусным
расстоянием 650 мм перекрывал поло-
су в пять раз больше высоты полета.
Другая с фокусным расстоянием 1300
мм перекрывала полосу в 2,5 раза
больше высоты полета).
Один короткофокусный фотоаппа-
рат плановой съемки установлен под
кабиной пилота.
МИГ-25РБ мог нести шесть бомб
по 500 кг (четыре под крылом, две под
фюзеляжем). В месте установки бомбо-
держателей конструкция была уси-
лена.
Самолеты МИГ-25РБ, а также
МИГ-25РБК и РБС приняты на воору-
жение постановлением Совета Мини-
стров от 1972 года. Их серийное про-
изводство, как и МИГ-25РБВ и РБТ,
продолжалось до 1982 года. Самолет
Фотография сделана в 1971 году с самолета МИГ-25Р
Самолет МИГ-25РБ бомбардировщик-разведчик, оборудованный системой СРС-4А
МИГ-25 в разведывательном варианте
поставлялся в Болгарию, Алжир, Еги-
пет (временно), Сирию, Ливию, Ин-
дию и Ирак.
Во время ирано-иракской войны са-
молеты МИГ-25Р были на месте доос-
нащены бомбардировочным воору-
жением.
Через несколько месяцев после при-
нятия на вооружение ВВС самолет
МИГ-25Р появился в Египте.
Пять самолетов этого типа были
доставлены в Каир транспортными са-
молетами Ан-22 и с этого аэродрома
выполнили в октябре 1971 года свои
первые разведывательные полеты над
Израилем.
Самолеты выполняли разведыва-
тельные полеты парами, наблюдаемая
площадь включала территорию Изра-
иля и большую часть Синайского по-
луострова при облете на сверхзву-
ковой скорости М=2,35 на высоте
20 000 м. Отметим, что при этом имела
место скорее «аренда», чем экспорт са-
молета.
Самолеты МИГ-25РБ и РБВ полу-
чили высокую оценку в частях разве-
дывательной авиции благодаря своим
исключительным преимуществам:
большие площади, обследуемые за
один вылет, точность изображения,
разведывательное электронное обору-
дование, высокая скорость разведки,
квазинеуловимость по отношению к
современным средствам ПВО. Менее
известно, что самолеты МИГ-25Р ис-
пользовались и гражданскими органи-
зациями, в том числе для определения
районов лесных пожаров, границ
снежных покровов или паводка, что
выполнялось быстрее и дешевле, чем
при получении данных из космоса или
от самолетов топографической развед-
ки (типа Ан-32).
МИГ-25ПД /СЛ
В данном случае имело место осна-
щение МИГ-25 и МИГ-25ПДС сред-
ствами противодействия.
Результаты боевого применения са-
молетов МИГ-25 в варианте перехват-
чика показали возможность их
участия в воздушных боях на средних
и малых высотах и целесообразность
установки с целью снижения потерь в
этих условиях станции активных по-
мех и средств ИК противодействия.
Доработанный самолет получил
наименование МИГ-25ПД/СЛ, однако
дело ограничилось созданием только
одного опытного самолета.
Деловой самолет со скоростью полета, соответствующей М= 2,35
Административный самолет
на базе МИГ-2511
В процессе создания самолета
МИГ-25 велись многочисленные ис-
следования проектов новых вариантов
самолета. Одним из самых интересных
и неожиданных вариантов явился про-
ект делового (точнее, в соответствии с
нашей терминологией «администра-
тивного») самолета, работа над кото-
рым велась в 1963—1965 годах.
Цель заключалась в создании само-
лета для перевозки шести пассажиров
или срочных грузов. ВВС проявили не-
который интерес к проекту, но работы
вели скорее в инициативном порядке.
Одним из основных принципов эс-
кизного проекта была максимальная
унификация будущего сверхзвукового
гражданского самолета с перехватчи-
ком МИГ-25П. Фактически должна
была модифицироваться только носо-
вая часть фюзеляжа.
Эта часть самолета значительно
увеличивалась по длине и боковому
размеру, а кабина экипажа соответ-
ствовала по своему расположению пе-
редней кабине двухместного самолета
МИГ-25ПУ. За ней образовывался на
левой стороне фюзеляжа входной люк
и салон для размещения в один ряд ше-
сти кресел с прямым проходом, салон
мог трансформироваться в грузовой
отсек.
Увеличение миделя позволило так-
же увеличить запас топлива, что долж-
но было обеспечить дальность полета
в 3000—3500 км при полете на крей-
серском режиме с числом М=2,35 (2500
км/ч).
МИГ-25ПУ (22)
МИГ-25РУ (39)
Е-133
В процессе летных испытаний базо-
вых самолетов семейства МИГ-25 —
МИГ-25П и МИГ-25Р летчики-испы-
татели пришли к выводу, что специфи-
ческий уровень летно-технических ха-
рактеристик этих самолетов, в особен-
ности по высоте и скорости, требует
создания учебно-тренировочных вари-
антов для каждой из двух основных за-
дач — разведчика и перехватчика. В
результате появились самолеты
МИГ-25ПУ и РУ. МИГ-25ПУ был по-
строен в 1968 году, МИГ-25РУ в
1972.
Эти две спарки — невооруженные
самолеты и не могут выполнять бое-
вые задачи. При их проектировании
конструкторы ОКБ стремились обес-
печить максимальную унификацию не
Самолет МИГ-25ПУ. В 1975 году под индексом И-133 на самолете установлено много мировых
авиационных рекордов
только между собой, но и между ис-
ходными модификациями.
МИГ-25ПУ отличался от
МИГ-25РУ только наличием
имитатора вооружения. В отличие от
учебно-тренировочной модификации
самолета МИГ-23 кабина инструктора
была расположена впереди. Системы
управления и ряд других систем (воз-
душных сигналов, автоматического
управления, управления двигателем,
жизнеобеспечения, кондиционирова-
ния и т. д.) были модернизированы и
доработаны для имитации отказов.
Система катапультирования также
была усовершенствована, чтобы обес-
печить автоматическое покидание ма-
шины в случае опасности.
Характеристики МИГ-25ПУ и РУ
практически не отличались от харак-
теристик базовых вариантов, за ис-
ключением предельного числа М, ко-
торое в целях безопасности было сни-
жено до 2,65 (вместо 2,83).
На самолете МИГ-25ПУ под наи-
менованием Е-133 за 1975—1978 годы
был установлен ряд мировых женских
рекордов (летчик С. Е. Савицкая):
22 июня 1975 года
Рекорд скорости на базе
15—25 км — 2683,446 км/ч.
31 августа 1977 года
Рекорд высоты в горизонтальном
полете — 21 309,9 м.
21 октября 1977 года
Рекорд скорости на замкнутом мар-
шруте 500 км — 2466,31 км/ч.
12 апреля 1978 года
Рекорд скорости на замкнутом мар-
шруте 1000 км — 2333 км/ч.
МИГ-25 РБК
МИГ-25 РБС/МИГ-25 РБШ
МИГ-25 РБФ (02К, 02С, 02Ф)
Речь идет о вариантах МИГ-25Р с
разведывательным оборудованием но-
вого поколения.
Решение о создании МИГ-25РБК
было принято одновременно с решени-
ем о создании МИГ-25Р. Самолет ус-
пешно прошел совместные испытания
в варианте разведчика-бомбардиров-
щика и был запущен в таком виде в се-
рийное производство, которое про-
должалось в Горьком с 1971 по 1980
год.
Работы по МИГ-25РБС были зада-
ны несколько позднее — в 1965 году.
Самолет также успешно прошел испы-
тания в варианте разведчика-бомбар-
дировщика и выпускался серийно с
1971 по 1977 год. Принятие самолетов
МИГ-25РБК и МИГ-25РБС состоя-
лось одновременно с решением по са-
молету МИГ-25РБ.
В начале 80-х годов началась разра-
ботка более совершенной аппаратуры
для самолета МИГ-25РБС. Самолеты с
ней получили название МИГ-25РБШ
(1981 год) И все МИГ-25РБС были по-
степенно переоборудованы на ремонт-
ных предприятиях в МИГ-25РБШ.
Отличия самолетов МИГ-25РБК,
РБС и РБШ от РБ в основном заклю-
чаются в специальной электронной ап-
паратуре (вместо аэрофотоаппаратов)
и в изменении кабины пилота, системы
электроснабжения и кондиционирова-
ния.
МИГ-25РБФ (1981 год) представля-
ет собой усовершенствованную моди-
фикацию, но отличается некоторым
оборудованием, например панорамны-
ми фотоаппаратами, активными и пас-
сивными системами РЭБ и т. п.
Массовые и летно-технические ха-
рактеристики этих модификаций иден-
тичны с самолетом МИГ-25РБ, более
перспективным, и все испытания Е-2А
прекратились.
Е-155М ( 99), Е-266М
Экспериментальные модификации
Одновременно с принятием на
вооружение самолета МИГ-25РБ по-
становлением Совета Министров
СССР от 1972 года намечались пути
дальнейшей модернизации семейства
МИГ-25. Требования военных заклю-
чались в увеличении дальности полета
на средних и малых высотах, а также в
увеличении высоты и скорости полета.
ОКБ Микулина — Туманского
предложило новый вариант двигателя
Р-15Б-300-Р-15БФ-2-300, обладающего
тягой на форсаже 13 230 даН (13 550
кгс), т. е. больше на 3224 даН (3290
кгс), и приемлемой экономичностью
при сохранении габаритов и присоеди-
нительных разъемов. Работу предпо-
лагалось вести в два этапа. На первом
улучшались дальность полета и скоро-
подъемность без изменения конструк-
ции самолета, по мере замены вы-
работавших свой ресурс серийных
двигателей устанавливались новые. На
втором этапе предстояло пересмотреть
конструкцию самолета, частично ис-
ключив дюралевые детали носовой ча-
сти и некоторые нетермостойкие
элементы крыла, с тем чтобы обеспе-
чить безопасные полеты на числах
больше М=3.
Фактически ограничение по числу
М=2,83 на самолетах МИГ-25 было
лишь теоретическим. На больших ско-
ростях полета уменьшаются степень
боковой устойчивости и ресурс конст-
рукции, однако в некоторых случаях
летчики в большей или меньшей степе-
ни превышали число М=3 без отрица-
тельного влияния на самолет.
Работы по первому этапу были вы-
полнены й получены существенные ре-
зультаты по увеличению дальности и
высоты полета. На Е-155М, как назва-
ли новый самолет, был установлен ряд
мировых рекордов в 1975 и 1977 годах,
однако для представления рекордов в
ФАИ самолету было присвоено обо-
значение Е-266М.
К сожалению, из-за длительной до-
водки двигателя и отсутствия мощнос-
тей серийного производства для изго-
товления новой модификации двигате-
лей на втором этапе работы были ос-
тановлены, и самолет остался на
стадии эксперимента. Результаты вы-
полнения первого этапа были более
чем обнадеживающими (по сравнению
с характеристиками МИГ-25П или Р).
Практический потолок превысил
24 200 м, дальность полета на сверх-
звуке — больше 1920 км (2510 км с
подвесным топливным баком емкос-
тью 5300 л). Другим направлением ра-
бот явилась установка на Е-155М двух
ТРД Д-ЗОФ конструкции Генерально-
го конструктора П. А. Соловьева.
Это был двухконтурный турбореак-
тивный двигатель, созданный на базе
газогенератора Д-30 тягой 6664 даН
(6800 кгс). С 1963 года он стоял на
гражданском двухдвигательном само-
лете Ту-134, у которого не было фор-
сажной камеры, и развивал очень
большую форсажную тягу 15 190 даН
(15 500 кгс). Установка двигателей по-
требовала существенно изменить кон-
струкцию самолета, хотя внешне об-
воды остались такими же и емкость
топливных баков также составля-
ла 19 700 л.
Было построено два экземпляра са-
молета, использовались они в основ-
ном в качестве летающей лаборатории
для доводки нового двигателя (по-
зднее он устанавливался на МИГ-31).
Максимальная взлетная масса этой
модификации равнялась 42 520 кг,
нормальная взлетная — 37 750 кг, мас-
са внутреннего топлива — 16 270 кг.
Благодаря экономичности двухкон-
турного двигателя практическая даль-
ность полета без ПТБ составила 2135
км на сверхзвуке и 3310 км на дозвуке,
практический потолок — 21 900 м.
Мировые рекорды самолета
Е-266 М/1
В документах на утверждение ре-
кордов в ФАИ указано, что на Е-266М
установлены два ТРД тягой
13 720 даН (14 000 кгс). Очевидно, это
Р-15БФ-2-300 тягой 13 230 даН
(13 500 кгс).
17 мая 1975 года
Время подъема на высоту
25 000 м — 2 мин 32,2 с (летчик А. В.
Федотов).
17 мая 1975 года
Время подъема на высоту
30 000 м — 3 мин 9,85 с (летчик П. М.
Остапенко)
17 мая 1975 года
Время подъема на высоту
35 000 м — 4 мин 11,7 с (летчик А. В.
Федотов).
22 июля 1977 года
Рекорд высоты с полезной нагруз-
кой 1000 кг — 37 080 м (летчик А. В.
Федотов).
Рекорд высоты с полезной нагруз-
кой 2000 кг.
31 августа 1977 года
Абсолютный рекорд высоты —
37 650 м (летчик А. В. Федотов).
Эти шесть мировых рекордов (один
из которых абсолютный), установлен-
ные более 15 лет назад, не были поби-
ты к моменту выхода в свет этой
книги.
МИГ-25РБМ (02М)
Задача состояла в том, чтобы на
базе разведчика-бомбардировщика
МИГ-25РБ разработать самолет для
борьбы со средствами ПВО, в частно-
сти, с наземными РЛС.
Самолет проектировался и строил-
ся по постановлению Совета Мини-
стров СССР от 1972 года и оснащался
оружием класса «воздух — РЛС» и
мощными средствами радиопротиво-
действия. Оружие класса «воздух —
РЛС» подвешивалось под крылом на
бомбодержателях самолета РБ. В бо-
лее удлиненной, чем на модификации
РБ, носовой части вместо разведыва-
тельной аппаратуры размещалась ап-
паратура радиопротиводействия. Из-
менены интерьер кабины, системы
электроснабжения и кондиционирова-
ния.
Массовые и летно-технические ха-
рактеристики относительно самолета
МИГ-25РБМ практически не измени-
лись. Самолет успешно прошел испы-
тания и в период с 1982 по 1985 годы
серийно выпускался на Горьковском
авиационном заводе.
МИГ-251IM
МИГ-31 (Е-155ПМ, 83-01)
Тактико-технические требования к
самолету МИГ-31 можно было бы счи-
тать точной копией тактико-техничес-
ких требований к МИГ-25 за одним
исключением.
За десять лет цифровое бортовое
электронное оборудование настолько
улучшилось, что это позволило суще-
ственно расширить боевые задачи са-
молета.
В связи с этим к будущему МИГ-31
предъявлялись требования уничтожать
воздушные цели, летящие на малых и
больших высотах в передней и задней
полусферах в свободном пространстве
и в особенности на фоне земли, в про-
стых и сложных метеоусловиях при
применении противником маневра и
активного противодействия.
Самолет Е-155МП-831 прототип самолета МИГ-31
Вначале опытный самолет будет
носить обозначение МИГ-25МП
(Е-155МП). Цифра 831 на носовой час-
ти означает, что это первый экземпляр
изделия 83 (внутризаводское обозначе-
ние проекта в ОКБ).
Планер этого опытного самолета
очень похож на планер Е-155М. Он
прошел испытания и был прочным,
однако окончательное распределение
конструкционных материалов стало
другим: нержавеющая сталь — 50%,
титан — 16 %, дюраль — 33 %, компо-
зиционные материалы (включая обте-
катель РЛС) составляли незначи-
тельный процент. К новому самолету
не предъявлялось требование превос-
ходить по скорости МИГ-25П/ПД, но
он должен был обладать большей
дальностью. На новом перехватчике,
масса которого почти па десять тонн
превосходила массу МИГ-25П/ПД, ус-
тановили новый двухконтурный тур-
бореактивный двигатель разработки
П. А. Соловьева Д-30Ф тягой
15 190 даН (15 500 кгс), который, как
Самолет приобрел окончательный силуэт. Из внешних особенностей — самолет двухместный,
воздушные тормоза вынесены из зоны воздухозаборника, шасси со спаренными колесами
Самолет МИГ-31 в полете (под крылом видна пушечная гондола)
мы видели, был отработан на самолете
типа 99.
Чем же отличались МИГ-25МП
«Изделие-83» от МИГ-25 «Изде-
лие-99»?
1. Прежде всего, это — двухмест-
ный самолет (с тандемным расположе-
нием кресел).
Как мы увидим позднее из описа-
ния его радиоэлектронного оборудо-
вания, для управления им необходим
второй член экипажа — бортовой ин-
женер-электронщик, что объясняет по-
явление второй кабины.
2. Расположение тормозных щит-
ков. На самолете установлены только
два тормозных щитка, расположенные
перед створками основного шасси по
сторонам воздушных каналов забор-
ников (и немного под ними). Щитки
выпускались диагонально по отноше-
нию к осям самолета.
3. Шасси. Стойки основного шасси
убираются также вперед, но они обо-
рудованы двумя последовательно ус-
тановленными колесами, располо-
женными таким образом, что они име-
ют различную колею. Значительная
масса самолета требует уменьшения
давления на полосу (для исключения
вдавливания) в связи с метеорологи-
ческими условиями эксплуатации в
России (снежный покров зимой,
грязь — весной).
4. В отличие от МИГ-25 щитки и
элероны расположены почти по всему
размаху задней кромки.
В такой конфигурации будущий
МИГ-31, пока под обозначением
Е-155МП, совершил 16 сентября 1975
года свой первый полет под управле-
нием А. В. Федотова. Понадобилось
четыре года интенсивных испытаний,
прежде чем он начал серийно выпус-
каться Горьковским авиационным за-
водом с 1979 года. В результате ис-
пытаний в конструкцию пришлось
внести многочисленные изменения,
прежде чем МИГ-25МП смог превра-
титься в серийный самолет МИГ-31
«Изделие 01».
1. На передней кромке крыла по
всему размаху установлены четырех-
секционные предкрылки.
2. Увеличен наплыв в корневой час-
ти крыла.
3. Установка в левой носовой части
самолета убирающейся штанги позво-
лила дозаправлять МИГ-31 топливом
в полете.
4. Для обеспечения полета на боль-
ших сверхзвуковых скоростях конст-
рукция крыла усилена третьим лон-
жероном.
5. Полностью изменено положение
воздушных тормозов, которые вынесе-
ны из зоны каналов заборника. Тор-
моза начали работать в вертикальной
плоскости.
Все боевые возможности МИГ-31
определяются его системой перехвата,
в состав которой входят:
1. Бортовая радиолокационная
станция «Заслон» с электронным ска-
260
Самолет МИГ-31 — оснащен четырьмя ракетами большой дальности (110 км)
нированием, способная следить за це-
лью на фоне земли и управлять огнем.
2. Убирающийся теплопеленгатор
передней полусферы.
3. Индикатор тактической обста-
новки.
Дальность захвата и сопровожде-
ния целей бортовой радиолокацион-
ной станцией на фоне земли и в
свободном пространстве в передней
полусфере 200/120 км. в задней
полусфере 90/70 км. БРЛС может од-
Три проекции самолета МИГ-31
Конструкция основного шасси
достаточно сложна
Сектор одновременного сопровождения
и обстрела целей ±70° по азимуту
и +70°... — 60° по углу места
повременно сопровождать десять
целей. Зона одновременного сопро-
вождения и обстрела целей ±70° по
азимуту и +70°... - 60° по углу места.
Точность определения географических
координат навигационной системы не
зависит от времени работы системы и
равна 2,0 ... 5,0 км по радионавигаци-
онной системе Омега «Маршрут» и
1,8... 3,6 км на удалении от 2000 до
10 000 км. При применении радиона-
вигационной системы Лоран «Тро-
пик» точность определения геогра-
фических координат равна 0,25... 1,3
км и на максимальном удалении
2000 км —0,13... 1,3 км.
Боевые действия экипажа МИГ-31
осуществляются по информации на-
земной автоматической системы уп-
равления (АСУ), работающей в сле-
дующих режимах:
— дистанционного наведения;
— полуавтономных действий (коор-
динатная поддержка);
— одиночно;
— в составе группы (четыре пере-
хватчика с автоматическим обменом
информацией в составе группы).
Последний пункт требует поясне-
ния и графического изображения (см.
рисунок на стр. 256).
С наземной станцией автоматичес-
кого управления связан только само-
лет-лидер. Он поддерживает связь с
тремя другими самолетами. Самолеты
находятся на удалении друг от друга в
200 км. Таким образом, расстояние
между крайними самолетами равно
600 км, но с учетом угла сканирования
БРЛС (140°) и потребной зоны пере-
крытия секторов обзора патрульное
соединение в состоянии перекрыть зо-
ну обзора шириной 800—900 км.
Мощная аппаратура передачи инфор-
мации АПД-518 позволяет самолету-
лидеру и трем ведомым самолетам
автоматически непрерывно обмени-
ваться информацией.
Задачи наведения, поиска целей и
координация действий группы пере-
хватчиков решаются бортовыми сред-
ствами МИГ-31 на основе автома-
тического обмена информацией о це-
лях между самолетами. Целерас-
пределение, назначение целей на атаку
производит ведущий группы по ин-
формации, отображаемой на индика-
торе тактической обстановки с после-
дующей передачей на борт ведомых
перехватчиков.
Вооружение МИГ-31 разнообраз-
ное. В его состав входят:
1. Ракеты класса «воздух — воз-
дух»: четыре большой дальности
(110 км) с РГС, или четыре большой
дальности с РГС и две средней дально-
сти с ТГС, или четыре ракеты боль-
шой дальности с РГС и четыре малой
дальности с ТГС и два ПТБ емкостью
2500 л.
Новый метод подвески самых боль-
ших ракет под фюзеляжем по две тан-
демом позволил значительно умень-
шить лобовое сопротивление самоле-
та. Ракеты отделяются от самолета
вертикально вниз при помощи тол-
кателей. Запуск двигателя ракеты и
включение головки самонаведения
происходит только после удаления ра-
кет от траектории полета самолета на
большое расстояние. Два крыльевых
пилона могут нести по одной ракете
средней дальности, по две малой или
по одному ПТБ емкостью 2500 л.
2. Неподвижное вооружение: одна
пушка ГШ-6-23 калибра 23 мм с вра-
щающимися стволами (260 снарядов) с
беззвеньевым питанием и темпом
стрельбы 6000 + 500 выстрелов в ми-
нуту, который может быть быстро уве-
личен до 8000. Начальная скорость
снаряда 700 м/с. Пушка установлена
сбоку воздушного канала заборника
непосредственно за основным шасси.
В группу сотрудников Р. А. Беляко-
ва, ответственных за выполнение про-
граммы МИГ-31, входили Г. Е. Лози-
но-Лозинский, В. А. Архипов, К. К.
Васильченко и А. А. Белосвет.
105-11
В рамках космического проекта
«Спираль», главным конструктором
которой 29 июня 1966 года был назна-
чен Г. Е. Лозино-Лозинский, и для ис-
следования полета и отработки спуска
с орбиты и посадки будущего советс-
кого космического самолета ОКБ
«МИГ» получило задание разработать
экспериментальный пилотируемый ор-
битальный самолет «Эпос» — аппарат
треугольной формы с несущим корпу-
сом. Крылья, киль и щитки располо-
жены в хвостовой части фюзеляжа.
Убирающееся шасси имеет четыре
стойки, оборудованные лыжами. Пи-
лот находится в герметичной капсуле.
Несущий фюзеляж стреловидной
формы в плане с углом стреловиднос-
ти 78°. В поперечных сечениях верх
сильно закруглен, но низ практически
плоский. Важное значение имеет носо-
вая часть в критической точке обтека-
ния сферической формы. Задняя часть
фюзеляжа плоская. Выбранная форма
фюзеляжа в сочетании с крыльями и
оперением обеспечивает необходимые
летные характеристики для всех режи-
мов полета и приемлемые темпе-
ратуры поверхности при аэродинами-
ческом нагреве. Фюзеляж обладает до-
статочными внутренними объемами
для размещения оборудования и конт-
рольно-измерительной аппаратуры.
Конструктивно фюзеляж выполнен
тремя основными частями:
1. Наружный лист и подкрепляю-
щие профили термостойкого экрана.
Шарнирно закрепленный экран может
деформироваться во все стороны, не
создавая температурных напряжений
при неравномерном нагреве; внутрен-
няя сторона экрана покрыта термоизо-
лирующим материалом.
2. Конструкция фюзеляжа, выпол-
ненная из труб и профилей, замыкает
на себя все нагрузки. К ней крепятся
экран, кабина летчика, двигательная
установка, крылья, киль, контейнеры с
оборудованием и съемные панели.
3. Съемные панели состоят из
створки аварийного выхода кабины,
люков подхода к оборудованию, ос-
мотра воздушных каналов воздухоза-
борника, ТРД, боковых панелей и
фюзеляжа.
Две консоли крыла (угол стрело-
видности по передней кромке 55°) за-
креплены на конструкции фюзеляжа,
но могут поворачиваться вокруг оси
вращения. В зависимости от режима
полета крылья поворачиваются на
угол от 90° до 60° от вертикали.
Киль (площадь 1,70 м2, угол стрело-
видности по передней кромке 60°) не-
Экспериментальный одноместный самолет прототип высотно-космического самолета «Буран»
подвижно крепится к гроту ТРД и
имеет руль поворота. Аэродинамичес-
кие щитки составляют часть верхней
поверхности хвостовой части фюзеля-
жа и могут отклоняться вверх от нейт-
рального положения.
Система управления полетом руч-
ного типа. Органы управления состоят
из элеронов и руля направления. Ручка
управления и педали обычного само-
летного типа. Управление двигателем
ТРД производится от сектора газа, а
газодинамическое управление — от
специальной ручки с электропередачей
на управляющие клапаны сопел. Руч-
ное управление сочетается с автомати-
ческим от СИЛУ (система навигации и
автоматического управления).
Управление поворотом консолей
крыла осуществляется от электродви-
гателя с передачей вращения на испол-
нительный шариковый червячный ме-
ханизм. Створки воздухозаборника
ТРД управляются при помощи пнев-
матического двухпозиционного ци-
линдра.
Шасси орбитального самолета че-
тырехстоечное, лыжное. Важное значе-
ние имеет угол атаки при посадке. В
начале посадки касается земли задняя
пара лыж, затем самолет перевалива-
ется на переднюю пару. Для ограниче-
ния перегрузок на пробеге преду-
смотрена упругая амортизация. Пере-
дние стойки убираются в боковые па-
нели фюзеляжа выше теплозащитного
экрана. Задние стойки убираются за
задний обрез фюзеляжа. При аморти-
зации ось выпуска является и осью
вращения. Сжатый воздух для выпуска
шасси и управления щитками находит-
ся в полостях стоек переднего шасси.
Кабина пилота состоит из герме-
тичной металлической капсулы, по-
крытой слоем теплоизоляции. Заднее
днище является теплозащитным экра-
ном при аварийном входе кабины в ат-
мосферу. Остекление кабины обес-
печивает достаточный обзор на орби-
те, при заходе на посадку и посадке.
Кабина установлена на двух рель-
сах, закрепленных на фюзеляже, и со-
держит пиромеханизм для отделения.
Она может отделяться от самолета по
желанию летчика в любой момент от
старта до остановки после пробега.
На орбите и при полете в атмосфе-
ре на гиперзвуковых и сверхзвуковых
скоростях применяется газодинамичес-
кое управление (ГДУ). Сопла ГДУ
расположены в хвостовой части фюзе-
ляжа по бокам двумя блоками и зак-
рыты обтекателем. Каждый блок со-
держит три больших сопла тягой по
15,68 даН (16 кгс) и пять малых сопел
тягой по 0,98 даН (1 кгс).
Таким образом, всего имеется
шесть больших и десять малых сопел.
Четыре больших сопла, расположен-
ных вертикально, работают по кана-
лам тангажа и крена (в режиме
элеронов), а два горизонтальных со-
пла по курсу. Для точной стабилиза-
ции на орбите малые сопла разделены
264
по каналам управления и работают че-
тыре по тангажу, четыре по крену и
четыре по курсу. Сопла управляются
при помощи электроклапанов по сиг-
налам от СНАУ и от специальной руч-
ки управления.
ЖРД предназначены для маневров
на орбите и торможения при сходе с
орбиты. Двигатель с турбонасосными
агрегатами (ТНА) развивает тягу 1470
даН (1500 кгс). Он расположен на зад-
нем обрезе фюзеляжа, и его тяга на-
правлена на центр масс самолета. Дви-
гатель имеет две дополнительные ка-
меры тягой до 39,2 даН (40 кгс), обес-
печивающие торможение и сход с ор-
биты в случае отказа основного двига-
теля.
Топливные баки расположены в се-
редине фюзеляжа, в районе центра
масс самолета.
ТРД Колесова РД-36-35К тягой
1960 даН (2000 кгс) предназначен для
привода самолета на аэродром на ско-
ростях до М=0,8 и посадки. Под уста-
новку двигателя по верху хвостовой
части фюзеляжа до руля управления
организован грот. Вход канала возду-
хозаборника закрыт створкой, кото-
рая поднимается цилиндром только
перед запуском ТРД. Керосиновые
топливные баки расположены в сред-
ней части фюзеляжа перед центром
масс самолета.
Все оборудование орбитального са-
молета размещается в двух контейне-
рах, расположенных по бокам хвосто-
вой части фюзеляжа. Подход к обору-
дованию обеспечивается при съеме
контейнеров с самолета. Внутри кон-
тейнеров поддерживаются нормаль-
ные условия для работы аппаратуры
(давление. 760 мм рт. ст., температура
+ 10—50°С).
Для выполнения первого этапа ис-
пытаний, назначенного на 1974 год,
был изготовлен полноразмерный
«аналог», т.е. демонстратор орбиталь-
ного самолета — изделие 105-11. Он
отличался от самолета ЭПОС следую-
щим:
— все оборудование использовано
с серийных самолетов;
— отсутствуют управляющие жид-
костно-реактивные двигатели;
— отсутствует газодинамическое
управление;
— в системе управления вместо
электрического управления установле-
на электрогидравлическая система
АРС-40;
— для отработки пробежек и под-
лета установлено колесное переднее
шасси;
— приборная доска летчика обору-
дована обычными пилотажными при-
борами (компас, высотомер и т. д.).
В 1975 году на стенде в ЦИАМ бы-
ли проведены исследования силовой
установки (отработан запуск двигате-
ля на V = 300 км/ч). Полученные ре-
зультаты позволили перейти к летным
испытаниям.
В период с 1976 по 1978 год были
проведены летные испытания изделия
105-11, выполнено большое количе-
ство пробежек и подлетов, в которых
сняты характеристики устойчивости и
управляемости, а также определено
влияние земли на поведение самолета.
11 октября 1976 года летчиком-ис-
пытателем А. Г. Фастовцом на самоле-
те 105-11 с колесно-лыжным шасси
выполнен перелет с одной полосы на
другую: полет выполнялся на высоте
560 м и дальность перелета равнялась
19 км.
На основании полученных матери-
алов было решено провести основные
исследования по отработке траекто-
рии посадки, заходу на аэродром и по-
садке.
27 ноября 1977 года летчик-испыта-
тель Фастовец выполнил первую от-
цепку самолета 105-11 от самолета-
носителя Ту-95К с высоты 5000 м и
произвел посадку на специально под-
готовленную грунтовую полосу.
Всего в период с ноября 1977 года
по сентябрь 1978 года прошло восемь
полетов, в которых были сняты все не-
обходимые летно-технические харак-
теристики самолета на дозвуковых
скоростях.
После анализа полученных данных
было принято решение о дальнейших
работах.
В настоящее время изделие 105-11
можно видеть в музее ВВС в Монино,
около Москвы.
Самолет 901. Первый прототип самолета МИГ-29
МИГ-29 (9-12)
После программы многоцелевого
истребителя МИГ-23 и программы пе-
рехватчика МИГ-25, которые были
осуществлены в 60-е годы и явились
как одна, так и другая важным этапом
в жизни ОКБ, инженеры проектного
бюро, учитывая уроки различных мес-
тных военных конфликтов, пришли к
пониманию новых тенденций в истре-
бительной авиации и сосредоточили
свои усилия на создании самолета бу-
дущего поколения — очень маневрен-
ного фронтового истребителя,
который являлся бы логическим про-
должением традиций ОКБ — линии
МИГ-15 и МИГ-21.
Этот самолет должен быть резуль-
татом последних достижений науки,
техники и опыта, накопленного в ОКБ
за несколько десятилетий. На приня-
тые решения оказали влияние и вне-
шние факторы. Новый истребитель
должен был явиться противовесом
трем американским истребителям, раз-
работанным в 60-е и 70-е годы (F-15,
F-16, F-18), являвшимся, несомненно,
машинами с очень высоким уровнем
техники. Нет нужды добавлять, что
все инженеры ОКБ задались целью
разработать такой самолет, который
не только бы отвечал запросам ВВС,
но и мог конкурировать на мировом
рынке. Будущее показало, что эта цель
была достигнута.
Самолет 901 — виден защитный щиток на передней стойке, защищающей воздухозаборник от
посторонних предметов
В наплывах крыла установлены кассеты с ИК-патронами (или с диполями)
Программа ЛФИ (легкий фронто-
вой истребитель) была запущена в са-
мом начале 70-х годов. Задачей этой
программы было создание машины,
способной:
уничтожать вражеские истребители
в ходе высокоманевренных воздушных
боев, доказывая тем самым свое воз-
душное превосходство;
уничтожать воздушные средства
нападения противника, угрожающие
войскам и объектам, расположенным
на линии фронта;
уничтожать разведывательные са-
молеты, самолеты наблюдения и конт-
роля воздушной обстановки, а также
самолеты, осуществляющие радиопро-
тиводействие;
сопровождать самолеты, выполня-
ющие другие задачи, и защищать их от
нападения вражеской истребительной
авиации;
противодействовать всем средствам
воздушного наблюдения противника.
Кроме того, самолет должен быть
приспособлен для выполнения разве-
дывательных полетов, а также для
уничтожения маломерных целей, ис-
пользуя для этого самое разнообраз-
ное вооружение: бомбы, реактивные
снаряды, пушки.
В ходе выполнения программы
ЛФИ было перебрано множество ва-
риантов общей компоновки самолета.
По одному варианту предусматрива-
лись боковые воздухозаборники для
Вначале предусматривалась установка одной спаренной пушки (видны отверстия в левом
наплыве крыла) 267
Самолет МИ Г-29 головной партии вооружен двумя ракетами Р-27 и четырьмя ракетами Р-60
питания расположенных в фюзеляже
двух реактивных двигателей, пример-
но так же, как и на МИГ-25, но, как
известно, окончательно самолет вы-
пол- нен в необычной интегральной
схеме, и для отработки аэродинамики,
силовой установки и систем самолета
потребовалось построить 14 экземпля-
ров.
МИГ-29 является самолетом с ин-
тегральной аэродинамической схемой,
без фюзеляжа в том виде, как его по-
нимали до сих пор, имеющим высокие
несущие свойства (в 1,5 раза выше, чем
у истребителей предыдущего поколе-
ния), с широкой областью режимов
полета и возможностью длительно ма-
неврировать с перегрузками до 9 ед.
Высокая тяговооруженность 1,1
обеспечивает прекрасные взлетные и
разгонные характеристики и позволя-
ет выполнять вертикальный подъем с
ускорением.
Рациональная аэродинамическая
компоновка самолета, тяговооружен-
ность, превышающая единицу, надеж-
Один из первых самолетов (№ 917) с подфюзеляжными килями (позже были сняты)
268
Самолет МИГ-29 — показала чистота аэродинамической формы самолета, разработанная
в соответствии с концепцией интегральной аэродинамики
ная автоматизированная система
управления обеспечивают МИГ-29 за-
мечательные маневренные характерис-
тики. Все эти качества обязаны своим
происхождением ближайшим соратни-
кам Р. А. Белякова — А. А. Чумачен-
ко, В. А. Лаврову, М. Р. Вальденбергу,
В. А. Микояну.
Крыло самолета имеет среднюю
стреловидность 42° по носку и удлине-
ние 3,5. Высокие несущие характерис-
тики данного крыла объясняются
сочетанием различных средств механи-
зации — крутка профилей крыла по
размаху, управляемые в полете по уг-
лам атаки носки крыла, закрылки.
Аэродинамическая схема самолета
в целом в значительной мере способ-
ствовала разгрузке консолей крыльев,
так как почти 40 % действующей
подъемной силы обеспечивается цент-
ральной частью корпуса самолета.
Центральный корпус, так как речь
идет больше о несущем корпусе, чем о
фюзеляже, включает в себя: радарный
отсек, кабину летчика, задний прибор-
Сборка прототипа самолета МИГ-29 в варианте с гаргротом
ный отсек, баки № 1, 2 и 3, отсеки ре-
активных двигателей и бак № ЗА. В
задней части самолета, между соплами
двигателей, расположен контейнер с
тормозным парашютом, помещенный
между створками двух воздушных тор-
мозов, управление которыми осуще-
ствляется с помощью гидравлических
силовых цилиндров, один из которых
открывается вверх, а второй вниз.
Общая емкость баков-отсеков со-
ставляет 4365 л. Центральный бак —
№3 — стальной, свариваемый автома-
тической дуговой сваркой. Вертикаль-
ное оперение (кили) укреплено под
внешним углом в 6° на двух балках,
расположенных вдоль гондол двигате-
лей. В продолжение килей вперед раз-
мещены контейнеры постановки теп-
ловых помех. По сравнению с прото-
типами и первыми серийными маши-
нами площадь руля направления была
увеличена за счет увеличения его
хорды.’
На первых самолетах МИГ-29 уста-
навливались хвостовые отклоняемые
нижние гребни. После испытаний на
штопор от них отказались. Цельнопо-
воротные стабилизаторы шарнирно
соединены с хвостовыми балками, ко-
торые несут вертикальное оперение.
Диапазон углов установки стабилиза-
тора от +15 до -35° (симметрично).
Размах горизонтального оперения со-
ставляет 7,78 м.
Шасси убирающееся, трехопорного
типа. Передняя опора со спаренными
колесами (размер шин 530x100 мм) и
передним подкосом убирается назад
между воздухозаборниками. На про-
тотипе № 9 передняя стойка была шар-
нирно укреплена в более переднем
положении, чем впоследствии, и имела
противогрязевой щиток, как на
МИГ-23, который затем был заменен
на специальный решетчатый щиток.
Стойки основного шасси складыва-
ются вперед и укладываются в корне-
вой части крыла после того, как они
повернутся на угол 90° за счет косой
оси поворота и уложатся в плоском
положении в нишах шасси. Привод
Три проекции самолета МИГ-29. При виде сбоку показаны: МИГ-29 (6-01), МИГ-29УБ и МИГ-29
В настоящее время в серийном производстве в
основании приемника воздушного давления
МИГ-29 установлен генератор вихрей
шасси гидравлический с возможнос-
тью аварийного выпуска шасси сжа-
тым воздухом. Размер пневматиков
770 х 200 мм.
Двигательная группа состоит из
двухконтурных реактивных двигате-
лей, созданных ОКБ В. Я. Климова.
Каждый двигатель развивает макси-
мальную тягу в 4940 даН (5040 кгс),
8134 даН (8300 кгс) в режиме форсажа.
Воздухозаборники воздушных кана-
лов МИГ-29 имеют ряд особенностей.
Для обеспечения устойчивой рабо-
ты силовой установки на всех режимах
полета, включая М=2,3 и приборную
скорость 1500 км/ч, воздухозаборники
имеют подвижные панели (переднюю
и заднюю), которые позволяют при
помощи автоматической системы ре-
гулирования АРВ-29 изменять проход-
ное сечение каналов в зависимости от
условий полета.
Истребитель МИГ-29 предназначен
также для базирования на фронтовых
аэродромах, а так как воздухозабор-
ники расположены в нижней части
корпуса, то для исключения попадания
В серийном производстве МИГ-29 защитный
щиток на передней стойке заменен
пластиной
посторонних предметов со взлетной
полосы сделана система защиты: перед
запуском двигателя на земле передняя
подвижная панель воздухозаборника
полностью перекрывает основной
вход, поворачиваясь вокруг верхней
оси, при этом воздух попадает в двига-
тель через верхний вход, выполненный
в виде жалюзи (створок).
При разбеге, по достижении скоро-
сти 200 км/ч, происходит открытие пе-
реднего входа, а верхний работает во
флюгерном режиме. При посадке про-
исходит обратное явление.
Воздухозаборники на самолете
МИГ-29 обеспечивают устойчивую ра-
боту двигателей на всех режимах поле-
та, включая максимальные углы атаки
и скольжения во всем диапазоне высот
и скоростей, при пусках ракетного
оружия и на режиме штопора.
Необычное решение было также
принято при создании силовой уста-
новки. На самолете имеется выносная
коробка самолетных агрегатов (КСА),
приводимая в движение от двух двига-
телей с помощью вращающихся рес-
271
сор. Для осуществления запуска дви-
гателей используется один турбостар-
тер мощностью 70 л. с., запускающий
поочередно автоматически оба двига-
теля. Также предусмотрен режим, при
котором он вращает только коробку с
находящимися в ней агрегатами, обес-
печивая работу самолетных систем на
земле при проверках. Заправка топли-
вом централизованная через одну гор-
ловину под давлением в течение 6 мин.
Предусмотрена и ручная заправка
пистолетом через заливные горлови-
ны, находящиеся на верхней поверхно-
сти баков.
Системы. Система управления са-
молетом чрезвычайно комфортна на
всех режимах полета. Система управ-
ления механического типа с гидравли-
ческими усилителями очень эффектив-
на и позволяет быстро достигнуть не-
обходимого угла атаки или перегруз-
ки, что играет первостепенную роль
для истребителя. Кроме того, ее аэро-
дромное обслуживание чрезвычайно
просто. Данная система управления
снабжена ограничителем угла атаки
(отрегулированного на 26°), который
не дает самолету сваливаться на нос
или войти в режим авторотации и по-
зволяет сохранять поперечную и про-
дольную ориентацию.
При выполнении симметричных
эволюций (не накреняя самолет на
крыло) можно, при сохранении безо-
Справа, впереди козырька, на МИГ-29 в
«Шаре» расположен тсплопслснгатор с
лазерным дальномером
пасных условий полета, довести угол
атаки до более чем 30°.
При показе полетов МИГ-29 в Фар-
нборо в 1988 году специалисты обра-
тили внимание на некоторые его уста-
новившиеся виражи в 360° без потери
высоты: вираж радиусом в 350 м на
скорости 800 км/ч и вираж радиусом в
225 м на скорости более 400 км/ч (ко-
эффициент перегрузки 3,8).
Но если для истребителя крутизна
разворота имеет большое значение, то
линейное ускорение имеет еще боль-
шее значение. Линейное ускорение
МИГ-29 при М=0,85 на уровне моря
составляет 11 м/с2, иначе говоря, ему
надо 13 секунд, чтобы скорость воз-
росла с 600 до 1100 км/ч.
На МИГ-29 установлено катапуль-
тируемое кресло К-36ДМ, которое
обеспечивает также покидание самоле-
та с нулевой высоты и при нулевой
скорости.
Система вооружения. Одной из наи-
более совершенных особенностей са-
молета является его комплексная сис-
тема управления вооружением (СУВ).
Впервые в мире была применена систе-
ма управления огнем, использующая
три цепи обнаружения и сопровожде-
ния цели: импульсно-доплеровский ра-
дар, сопряженный с лазерным даль-
номером, тепловой канал, который
обеспечивает обнаружение и сопро-
вождение цели, и устройство целеука-
зания, установленное на шлеме пи-
лота.
Все эти независимые системы могут
работать одновременно благодаря
бортовым ЭВМ.
Система управления огнем являет-
ся, таким образом, автоматической,
что обеспечивает эффективность,
скрытность атаки и увеличивает воз-
можности самолета в борьбе с воздуш-
ными целями в условиях электронного
противодействия.
Тепловой канал способен измерять
с высокой точностью координаты це-
ли, поэтому при стрельбе из пушки
цель поражается с первых выстрелов.
Импульсно-доплеровский радар по-
зволяет обнаружить противника на
расстоянии до 100 км от истребителя и
обеспечивает сопровождение с рассто-
яния в 70 км. Кроме того, радар может
Этот МИГ-29 с рулями первого варианта вооружен двумя ракетами Р-27 и четырьмя
ракетами Р-60
сопровождать одновременно до 10 це-
лей.
Стандартное вооружение состоит
из шести ракет ближнего боя Р-60 с
инфракрасной головкой самонаведе-
ния или из четырех ракет Р-60 и двух
ракет Р-27 средней дальности с радио-
наведением. Ракеты размещаются на
шести пилонах под плоскостью.
Самолет может быть вооружен ра-
кетами ближнего действия Р-73, при
этом обеспечено их применение при
перегрузке 9.
Головки самонаведения ракет за-
щищены от средств радиопротиводей-
ствия противника.
Пушка ГШ-301 калибра 30 мм с за-
пасом 150 снарядов размещена спере-
ди на левой стороне (на прототипе
9-01 была установлена двухствольная
пушка).
Боевая нагрузка (максимальная
4000 кг) может включать также бомбы,
контейнеры с 57- или 80-мм реактив-
ными снарядами, а также 240-мм раке-
ты С-24.
Первый полет на МИГ-29 был вы-
полнен 6 октября 1977 года летчиком
А. В. Федотовым. Машина была при-
нята на вооружение в 1984 году, но ее
серийное производство было начато с
1982 года.
273
Контейнер тормозного парашюта
С начала своей карьеры машина
постоянно улучшалась, и нет сомне-
ний, что ей предстоит долгая жизнь.
Кроме четырех модификаций, опи-
санных ниже, укажем также на суще-
ствование варианта, на котором сече-
ние центральной части корпуса само-
лета, расположенного за кабиной лет-
чика, имеет более округлую форму,
что позволило получить объемы для
размещения дополнительного обору-
дования. В серийном производстве бы-
ло изготовлено МИГ-29 всех моди-
фикаций 1338 самолетов.
МИГ-29М (9-15)
МИГ-29М внешне очень похож на
истребитель МИГ-29, но имеет суще-
ственные отличия в конструкции, со-
ставе оборудования и вооружения и
решает значительно более широкий
круг задач.
В перечень задач, решаемых само-
летом МИГ-29М, наряду с завоевани-
ем превосходства в воздухе, входит по-
ражение наземных и морских целей
применением высокоточного управля-
емого оружия, а также подавление
средств ПВО противника. Он может
работать по воздушным, наземным и
морским целям в любое время суток,
при любых погодных условиях без
поддержки самолетов других типов.
Эффективность МИГ-29М в воз-
душном бою существенно выше, чем у
МИГ-29, за счет установки систем об-
наружения и целеуказания с более вы-
сокими характеристиками и увеличе-
ния точек подвески ракет «воздух —
воздух» до восьми.
Улучшены также характеристики
маневренности за счет введения элект-
родистанционной системы управления
самолетом. Бомбовая нагрузка увели-
чена до 4,5 тонн; новая РЛС имеет ре-
жим картографирования земной по-
верхности, что дает возможность по-
ражать наземные цели с большой точ-
ностью как телевизионными и лазер-
ными ракетами, так и бомбами.
При сохранении в целом преем-
ственности по планеру в конструкцию
МИГ-29М внесен ряд усовершенство-
ваний. Конструкция кабины и топлив-
ных баков № 1 и 2 выполнена из алю-
миниево-литиевого сплава, что позво-
лило сделать их сварными и значи-
тельно уменьшить вес конструкции.
Тормозной щиток имеет увеличен-
ную площадь и расположен сверху
корпуса. Кабрирующий момент от вы-
пуска парируется системой дистанци-
онного управления.
Внесены изменения и в защиту дви-
гателя от попадания посторонних
предметов. Вместо верхних входов
воздуха в двигатель в канале каждого
двигателя установлены защитные ре-
шетки, убирающиеся в полете. Это по-
зволило высвободить внутренние
объемы для топлива. В итоге всей пе-
рекомпоновки запас внутреннего топ-
лива в МИГ-29М увеличен примерно
на 1500 л по сравнению с МИГ-29.
Система дистанционного управле-
ния самолетом в продольном канале
имеет четырехкратное резервирование
по электропитанию. Максимальный
угол атаки при маневрировании уве-
личен до 35° вместо 26° на МИГ-29.
Ограничитель предельного угла атаки
освобождает летчика от необходимос-
ти контролировать его при маневре.
На самолете установлен двигатель
РД-ЗЗК, имеющий стартовую тягу
8800 кг вместо 8300 на МИГ-29 на
форсажном режиме. Двигатели имеют
цифровую электронную систему регу-
лирования на всех режимах работы.
Она же обеспечивает управление кли-
ньями воздухозаборников, регулирую-
щими поступление воздуха в двига-
тели по режимам полета.
Большие изменения внесены в каби-
ну пилота. Для обеспечения выполне-
ния всех прицельных и навигационных
задач, кроме индикации на лобовом
стекле, установлены два электронных
индикатора, на которые выводится
многочисленная информация, необхо-
димая летчику во время выполнения
задания, включая карту местности.
Обычные пилотажные навигацион-
ные приборы заменены на малогаба-
ритные, что позволило освободить
место для электронных индикаторов.
Все оперативные органы управле-
ния оружием расположены на рычаге
управления двигателем и ручке управ-
ления самолетом.
На самолете МИГ-29М предусмот-
рена заправка топливом в полете.
В конструкции МИГ-29М широко
применены композиционные материа-
лы из углепластика. Наряду с килями
аналогично МИГ-29 из углепластика
на МИГ-29М выполнены капоты и ка-
налы воздухозаборников двигателя.
Первый вылет самолета МИГ-29М
совершил шеф-пилот фирмы летчик-
испытатель В. Е. Меницкий 25 апреля
1986 года. Для испытаний МИГ-29М
было построено шесть экземпляров са-
молета.
МИГ-29К (9-31)
На базе самолета МИГ-29М по за-
данию ВМФ СССР для оснащения
авианесущих крейсеров в середине
80-х годов был спроектирован и по-
строен самолет МИГ-29К. Основные
отличия этого самолета связаны с из-
менением в конструкции крыла и шас-
Самолет МИГ-29М в полете
Самолет МИГ-29К в положении посадки на палубу
си, с оборудованием посадочным тор-
мозным гаком, а также с обеспечением
антикоррозийности, имея в виду морс-
кие условия базирования.
Для обеспечения условий посадки
на палубу с большими вертикальными
скоростями длина шасси была увели-
чена для установки амортизатора,
обеспечивающего «мягкую» посадку.
Чтобы уложить шасси при уборке в то
же место, кинематика выполнена так,
что при уборке шасси подтягивается,
сокращаясь в длине.
Элементы шасси выполнены уси-
ленными по сравнению с МИГ-29М.
Усиление коснулось и топливного ба-
Самолет МИГ-29К. Ось шарнира крыла проходит между закрылками и элеронами (доработки
конструкции были минимальными)
Взлет самолета МИГ-29К с палубы-трамплина без применения катапульты
ка № 3, к которому крепятся стойки
шасси.
Для уменьшения габаритов самоле-
та при парковке на палубе корабля на
МИГ-29К крылья выполнены склад-
ными. Ось складывания проходит по
границе элерона и закрылка. Закры-
лок двухщелевой выдвижной. Склады-
вающаяся консоль поворачивается
двумя гидроцилиндрами, а в разверну-
том положении фиксируется в пяти
точках штырями.
Центральная часть крыла выполне-
на из стали в отличие от дюралевой на
МИГ-29М. Крыло имеет большую
площадь, равную 42 м2.
Для зацепления при посадке на па-
лубу за один из четырех тросов на са-
молете смонтирован посадочный гак с
профилированным башмаком на кон-
це для зацепа за трос. Посадочный гак
управляется гидроцилиндром и имеет
демпферы как в горизонтальной, так и
в вертикальной плоскости. Нагрузка
при зацепе передается на хвост самоле-
та, в связи с чем конструкция хвоста
усилена.
Самолет имеет штатную заправку
топливом в полете и оборудован сис-
темами посадки, обеспечивающими
навигацию и точное прицеливание при
посадке на троса, расстояние у кото-
рых между первым и четвертым со-
ставляет всего сорок метров.
Для базирования на корабле само-
лет имеет специальные узлы швартов-
ки для страхования при качке корабля.
Первый полет МИГ-29К (9-31) вы-
полнил летчик-испытатель Т. О. Ауба-
киров 23 июня 1988 года.
После нескольких полетов для оп-
ределения характеристик устойчивос-
ти и управляемости самолет был
перебазирован на специальный трени-
ровочный комплекс в г. Саки в Кры-
му. Комплекс представлял собой как
бы палубу авианосца с полной имита-
цией систем корабля. Имелся трамп-
лин для взлета и посадочная полоса,
оборудованная штатной тормозной
системой с четырьмя тросами. Навига-
ционная система обеспечения посадки
была идентична системе, установлен-
ной на корабль. На комплексе прохо-
дили все отработки методик взлета с
трамплина и посадки на троса.
1 ноября 1989 года была выполнена
первая посадка на авианесущий крей-
сер «Адмирал Кузнецов». Посадку вы-
полнил летчик-испытатель ОКБ
«МИГ» Т. О. Аубакиров. В тот же
день он выполнил и первый в СССР
взлет с палубы, оборудованной в кон-
це трамплином (рампой). Взлет произ-
водился на полном форсаже с
задерживающих устройств.
МИГ-29УБ (9-51)
Для обучения летчиков частей, воо-
руженных истребителем четвертого
поколения, которым является МИГ-29,
ОКБ параллельно разработало двух-
Самолет МИГ-29УБ не имеет РЛС системы управления оружием, но боевая эффективность его
высока
местный вариант — МИГ-29УБ. Этот
учебный самолет хотя и лишен радара,
но сохранил свою пушку, оптоэлект-
ронику теплового канала и лазерного
прицела, а также узлы подвески под
плоскостью одноместного варианта,
сохранив таким образом высокую бо-
еспособность.
Длина спарки составляет 17,42 м,
что на 100 мм больше, чем у одномест-
ного варианта.
Единый для двух кабин фонарь от-
кидывается назад и вверх. Задняя ка-
бина оборудована перископом, что
обеспечивает хорошую видимость в
пределах широких углов обзора. Обе
кабины оборудованы катапультируе-
мыми креслами типа К-36ДМ.
Первый полет МИГ-29УБ состоял-
ся 29 апреля 1981 года, за штурвалом
был летчик А. В. Федотов. Со следую-
щего года самолет был запущен в се-
Фонарь самолета МИГ-29УБ на две кабины, открывается назад
рийное производство для удовлетворе-
ния как внутренних нужд, так и по-
требностей внешнего рынка.
101М
Этот легкий двухдвигательный
многофункциональный самолет пред-
назначен для перевозки людей и гру-
зов и может выполнять полеты с ма-
лоподготовленных аэродромов дли-
ной 400 м с прочностью грунта больше
5 кг/см2. Самолет спроектирован для
всепогодного круглосуточного приме-
нения. Бортовая вспомогательная си-
ловая установка обеспечивает элек-
троэнергией средства погрузки и раз-
грузки. Силовая установка состоит из
двух турбовинтовых двигателей
ТВ7-117 мощностью 1840 кВт (2500
л. с.) каждый, конструкция двигателей
и топливной системы в ограниченных
пре- делах допускает применение не-
авиационного (дизельного) топлива.
Винты с регулируемым шагом. В зави-
симости от географических условий
применения самолет может быть уста-
новлен на поплавки или лыжи.
Для обеспечения максимального
удобства подхода к хвостовой части
фюзеляжа (хвостовая часть отклоняет-
ся вверх, открывая отсек длиной
4000 мм, шириной 1480 мм, высотой
1600 мм и объемом ~ Юм3) была выб-
рана двухбалочная схема с высокорас-
положенным горизонтальным опере-
нием. Высота пола грузового отсека
над землей 1500 мм и позволяет зака-
тывать груз с автомашины. Все другие
операции загрузки могут выполняться
при помощи электролебедки, установ-
ленной на потолке отсека. Самолет
предназначен для выполнения пяти ос-
новных задач:
— доставки быстроразворачивае-
мых госпиталей в районы чрезвычай-
ных ситуаций (стихийные бедствия,
природные или социальные катастро-
фы, эпидемии и т. п.) и эвакуации из
этих районов пострадавших и боль-
ных;
— доставки в районы чрезвычай-
ных ситуаций продуктов питания, ме-
дикаментов, групп спасателей;
Самолет МИГ-29УБ перископ в сложенном
положении
— доставки геологических и других
экспедиций в труднодоступные рай-
оны;
— обеспечения работы полярных
станций и экспедиций, в том числе на
дрейфующих льдинах;
— тушения лесных пожаров.
На этой машине можно перевозить
грузы трех типов:
1) полевой госпиталь для доставки
на место катастрофы в восьми подвес-
ных контейнерах, устанавливаемых на
четырех внешних узлах, и 10—12 меди-
цинских работников. Общая масса со-
ставляет 2000 кг;
2) эвакуация 8—12 пострадавших и
больных на носилках с одним сопро-
вождающим. Общая масса 1000 кг;
3) различные грузы (жидкие или
твердые).
Для варианта 1 предусмотрен сле-
дующий график подготовки к полету:
— 30 минут для подвески контейне-
ров;
15 минут для подготовки самоле-
та к повторному взлету;
— 10 минут для переоборудования
самолета к перевозке грузов;
— 15 минут для погрузки восьми
пострадавших на носилках.
В случае выхода из строя одного из
двух двигателей самолет в состоянии
продолжать полет на одном двигателе.
Воздушный госпиталь, специально
спроектированный для этого самоле-
та, комплектуется следующим обору-
дованием:
— четыре надувные палатки с пло-
щадью пола 50 кгкаждая;
— медицинские приборы, в том
числе четыре электронных монитора,
инструменты, баллоны с кислородом и
т. п.;
— автономные электроустановки,
работающие на керосине (авиацион-
ном), вырабатывающие сжатый воздух
для наддува каркаса палаток, конди-
ционирования воздуха и приводящие в
действие генераторы для освещения и
обеспечения электроприборов;
— снаряжение для эвакуации пост-
радавших: комплект носилок (8—12),
мониторов с подключением к носил-
кам, средства для анестезии и реанима-
ции.
Палатки, медицинское и спасатель-
ное снаряжение (кроме мониторов и
коек) находятся в восьми стандартных
маркированных контейнерах, подве-
Три проекции самолета 101М
шиваемых попарно на четырех узлах
подвески. Контейнеры можно перево-
зить вручную или на встроенных коле-
сах. Масса госпиталя с комплек-
тующим оборудованием 1200 кг общей
площадью 200 м2.
Для установки первой палатки не-
обходимо 15 мин, время развертыва-
ния всего госпиталя 1 ч 30 мин.
Внутренняя температура может
поддерживаться на уровне 22 + 5 °C.
Госпиталь имеет автономность функ-
ционирования 5—6 дней с медперсона-
лом в 6—8 человек и четырьмя тех-
ническими работниками.
101Н
Проект 101Н предназначен в основ-
ном для перевозки пассажиров и пред-
ставляет собой двухдвигательный
двухбалочный самолет, однако вместо
короткого прямоугольного крыла са-
молета 101М на нем установлено тра-
пециевидное крыло большого удли-
нения, а силовая установка состоит из
двух турбовинтовых двигателей
ТВД-1500 мощностью по 957 кВт
(1300 л. с.).
101Н — транспортный самолет
местных авиалиний для перевозки 19
пассажиров, однако его можно приме-
нять как грузопассажирский, грузовой
(1700 кг груза), учебно-тренировочный
для училищ гражданской авиации, са-
нитарный, десантный или самолет по
обслуживанию экспедиций различного
назначения.
Он может быть оснащен специаль-
ным бортовым оборудованием, вклю-
чающим радиолокатор кругового об-
зора, ИК и УФ сканирующий пеленга-
тор, телевизор, устройство документи-
рования кадров, позволяющее вы-
полнять различные задачи, в том чис-
ле всепогодное и круглосуточное пат-
рулирование с целью контроля
200-мильной и прибрежной зон, круг-
Три проекции самолета 101Н
Макет самолета МИ Г-АТ
Макет самолета МИГ-110
лосуточные поисковые и спасательные
работы на море со сбросом спасатель-
ных средств, разведку рыбных запасов
и лесных пожаров, экологический кон-
троль.
Самолет может эксплуатироваться
в сложных метеоусловиях и в аркти-
ческих районах. Он в состоянии бази-
роваться на быстроподготовленных
аэродромах с прочностью грунта бо-
лее 6 кг/см2.
На этих машинах установлена
вспомогательная силовая установка,
обеспечивающая запуск двигателей,
электропитание некоторого оборудо-
вания самолета, средства погрузки (и
разгрузки), а также обогрев пилотской
кабины на земле.
В случае необходимости самолет
оборудуется поплавками или лыжами.
СВБ
Высокогорный самолет
Этот проект представляет собой
двухдвигательный самолет местных
авиалиний, предназначенный для пе-
ревозки 50 пассажиров или грузов в
горных районах. Самолет может при-
меняться в условиях жаркого климата
(до 40 °C) с высокогорных аэродро-
мов, расположенных на высотах до
4000 м над уровнем моря.
Дальность полета с полезной на-
грузкой 5000 кг составляет не менее
1500 км.
Силовая установка с высокораспо-
ложенным свободнонесущим крылом
состоит из двух турбовинтовых двига-
телей ТВ7-117 мощностью 1840 кВт
(2500 л. с.) каждый, приводящих мало-
шумные шестилопастные винты
СВ-34.
В фюзеляже постоянного сечения от
хвостового отсека до кабины экипажа
размещена гермокабина, размеры ко-
торой позволяют разместить десять
рядов по пять кресел (блоки из трех и
двух кресел разделены проходом
400 мм) с шагом 780 мм.
Ширина кабины 2,96 м, высота под
потолком 2 м. Экипаж состоит из пи-
лота и второго летчика. Обслуживаю-
щий персонал—две стюардессы.
В транспортном варианте самолет
способен нести нагрузку до 5000 кг. В
хвостовой части расположена большая
рампа для погрузки транспортных
средств. Грузовая кабина оснащена
электрической кран-балкой, движу-
щейся по направляющим на потолке
кабины. Цифровая навигационная си-
стема и комплекс средств связи позво-
ляют обеспечить всепогодное круг-
лосуточное применение самолета.
Конструкторы двигателей
самолетов МИГ
Владимир Яковлевич Климов
1892—1962
Академик, Герой Социалистическо-
го Труда, лауреат Государственной
премии СССР, генерал-майор техни-
ческой службы ВВС.
Климов специализировался в лабо-
ратории автомобильных двигателей
академика Е. А. Чудакова. После со-
здания ЦИАМ он заведовал отделом
бензиновых двигателей, стал профес-
сором. Одновременно читал лекции в
Академии имени Жуковского. Его ко-
мандировали во Францию для закупки
Владимир Яковлевич Климов
лицензии на постройку 12-цилиндро-
вого двигателя фирмы «Испано-Сюи-
за», который превратился в нашей
стране в М-100 мощностью 750 л. с.
Модификации этого двигателя
ВК-103, ВК-105ПФ, ВК-107А установ-
лены на всех истребителях Яковлева и
бомбардировщиках Пе-2 Петлякова. В
конце войны Климов работал над дви-
гателем ВК-18, который серийно не
выпускался.
На одном из первых послевоенных
авиационных салонов в Париже вмес-
те с Микояном они увидели английс-
кие реактивные двигатели с цен-
тробежным компрессором. И Климов
отправляется в Лондон для закупки
нескольких экземпляров «Нин».
На базе этого двигателя в СССР
был создан РД-45, установленный на
МИГ-15, ВК-1 тягой 2646 даН
(2700 кгс) для МИГ-17 и ВК-1 Ф с фор-
сажной камерой для МИГ-17Ф.
Позже Климов создал опытные
ВК-5 и ВК-7, а затем работал над од-
ним из первых двухконтурных реак-
тивных двигателей ВК-3 тягой
8271 даН (8440 кгс) вместе с одним из
своих заместителей Сергеем Петрови-
чем Изотовым.
Поэтому неудивительно, что после
смерти В. Е. Климова в 1962 году
именно Изотов возглавил ОКБ. Он на-
чал работать в ОКБ после окончания
Ленинградского политехнического ин-
ститута в 1941 году.
Александр Александрович Микулин
Сергей Константинович Туманский
Известность он приобрел, создавая
в течение более двух десятилетий газо-
турбинные двигатели и редукторы для
ОКБ Миля и Камова.
Среди его первых разработок ука-
жем ГТД-350 с редуктором ВР-2 для
вертолета Ми-2 и ТА-2-117 с редукто-
ром ВР-8 для Ми-8. Параллельно он
много трудился над газотурбинным
двигателем для танков. Наконец, Изо-
тову принадлежит честь создания пре-
восходного двухконтурного двигателя
РД-33 для истребителя МИГ-29.
Александр Александрович Микулин
1895—1985
Член ^.Н СССР, генерал-майор, ин-
женер, Герой Социалистического Тру-
да, лауреат Государственной премии
СССР.
В 30-х годах под его руководством
был создан первый полностью отече-
ственный двигатель АМ-34, его АМ-35
был установлен на первом истребителе
МИГ.
Он разработал также эксперимен-
тальные высотные двигатели АМ-39 и
АМ-42Б с турбокомпрессорами. Его
АМ-38 и АМ-42 были установлены на
десятках тысяч штурмовиков Ил-2 и
Ил-10.После войны Микулин создал
турбореактивный двигатель АМ-3 для
нашего первого пассажирского само-
лета Ту-104. Его военные реактивные
двигатели установлены на выпускав-
шихся крупными сериями истребите-
лях МИГ-19, МИГ-21 и МИГ-25.
Заслугой Микулина стало и умение ок-
ружить себя такими талантливыми со-
трудниками, как Б. Стечкин, Г. Лив-
шиц, С. Туманский, Н. Метцхвариш-
вили, В. Гаврилов, К. Хачатуров.
Сергей Константинович Туманский
1901 — 1973
Академик, Герой Социалистическо-
го Труда, лауреат Ленинской-премии,
лауреат Государственной премии. По-
сле окончания института и работы в
Ленинградском военном училище. Во-
енно-воздушной Академии имени Жу-
ковского и ЦИАМе Туманский создал
в 1938 году свой первый двигатель
М-88 для бомбардировщика Ил-4. В
начале 1940-х годов он поступил к Ми-
кулину. В 1956 году руководил разра-
боткой ТРД с двухроторным
компрессором Р-11Ф-300 для самолета
МИГ-21. Он сохранил концепцию
двухроторного компрессора на ТРД
Р-11Ф2-300 тягой 6120 кгс и Р-13-300
тягой 6360 даН (6490 кгс). Затем им
был создан первый вариант ТРД Р-27
тягой 7644 даН (7800 кгс) для МИГ-23
и первый вариант Р-15Б-30 тягой
9996 даН (10 200 кгс) для МИГ-25.
285
Павел Александрович Соловьев
Павел Александрович Соловьев
Главный конструктор, член-коррес-
пондент АН СССР, доктор техничес-
ких наук, профессор П. А. Соловьев
родился в 1917 году. После окончания
авиационного института в Рыбинске
он поступил в 1939 году в конструк-
торское бюро, возглавляемое А. Д.
Швецовым. В начале 1941 года он уча-
ствовал в организации запуска в се-
рийное производство звездообразно-
го двигателя АШ-82, а позже его моди-
фикации АШ-82ФН и АШ-82Т, один
из которых устанавливался на истре-
бителях Ла-5 и Ла-7, а другой — на
двухмоторных гражданских и военных
самолетах Ил-12 и Ил-14.
Двигатель АШ-82 был установлен в
1942 году на опытном самолете МИГ
ДИС-200(ИТ).
Соловьев участвовал в доводке и
установке на самолет этого двигателя
и в дальнейшем работал со Швецовым
над самым мощным поршневым дви-
гателем своего времени АШ-2К мощ-
ностью 3459 кВт (4700 л. с.).
С начала 1953 года П. А. Соловьев
стал преемником Швецова, возглавив
опытное конструкторское бюро, и в
1954 году начал работу над двухкон-
турными реактивными двигателями,
первым из которых стал Д-20 для са-
молета Ту-124.
Одновременно продолжая трудить-
ся над двухконтурными двигателями,
он создал с 1964 по 1966 год ТРД Д-30
тягой 6800 кгс для самолета Ту-134.
Это был первый отечественный
двигатель, получивший международ-
ный сертификат летной годности.
Вслед за этим на его основе создан
двухконтурный двигатель с форсаж-
ной камерой тягой больше 14 700 даН
(15 000 кгс) для перехватчика МИГ-31.
В настоящее время конструкторс-
кое бюро работает над созданием дви-
гателя ПС-90А тягой 15 680 даН
(16 000 кгс) для самолетов Ту-204 и
Ил-96-300.
Содержание
От издательства 3
И-200«Х» 14
МИГ-1 20
МИ Г-3 20
МИГ-3 с двигателем АМ-37 25
МИГ-3 с двигателем АМ-38 26
ПБШ-1 27
ПБШ-2 28
ДИС-200 Т 30
ДИС-200 ИТ 32
И-210 (ИХ) МИГ-3 с мотором М-82 (Д) 34
И-230 (Д) МИГ-ЗУ 35
И-231 (2Д) 37
И-211 (Е) 38
И-220 (А) МИГ-11 40
И-221 (2А) 43
И-222 (ЗА) 44
И-224 (4А) 45
И-225 (5А) 48
И-250Н 49
МИГ-8 «Утка» 54
И-300 «Ф» 56
И-301 (МИГ-9) ФС 60
И-301Т, ФТ-1, УТИ МИГ-9 62
УТИ МИГ-9 (ФТ-2) 64
И-308 МИГ-9 М (ФР) 65
МИГ-9 И-302 (ФП) 66
И-305 «ФЛ» 67
И-307 «ФФ» 68
И-307 ФФ с «бабочкой» 69
И-320 (ФН) 69
МИГ-9 Л (ФК) 70
И-270 (Ж) 72
МИГ-15, И-310,
«С» (С-01 и С-02) 76
МИГ-15, И-310 «С-03» 80
МИГ-15 «СВ» 82
УТИ МИГ-15, И-312 («СТ») 85
УТИ МИ Г-15 (СТ-2) 88
УТИ МИГ-15П (СТ-7) 89
МИГ-15 СУ 89
И-320 (Р-1, Р-2, Р-3) 90
МИГ-15бисСД 96
МИГ-15Сбис (СД-УПБ)
и МИГ-15Рбис (СР) 99
МИГ-15бис «СЕ» ЛЛ (летающая
лаборатория) 99
МИГ-15бис (СП-1) 100
МИ Г-15бис «Бурлаки» 102
МИГ-15бис, «СД-21» 103
МИГ-15бис СД-57 104
МИГ-15бис ИШ 104
МИГ-15бис с дозаправкой в воздухе 104
МИГ-15бис СДК-5, СДК-7 106
МИГ-15Пбис (СП-5) 106
МИГ-15бис СО, СА-1, СА-3, СА-4 107
И-ЗЗО(СИ) МИГ-15бис 45°
СИ-2( СИ-02, СИ-01) МИГ-17 107
МИГ-17Ф (СФ) ИЗ
МИГ-17Ф (СП-2) 115
МИГ-17 (И-340, СМ-1) 116
МИГ-17П (СП-7) 118
МИГ-17ПФ (СП-7Ф) 119
Миг-17ПФУ (СП-6) 120
МИГ-17Р (СР-2, СР-2С) 120
МИГ-17(СН) 122
МИГ-17 (СИ-10) 125
МИГ-17 (СДК-5) 126
МИГ-17ПФ (СП-10) 126
МИГ-17 128
И-350М 129
МИГ-19 131
И-360 (СМ-2, СМ-2А, СМ-2Б) 132
МИГ-19 (СМ-9/1) 136
МИГ-19С (СМ-9/2, СМ-9/3) 138
МИГ-19П (СМ-7) 141
МИГ-19, МИГ-19ПМУ (СМ-7/М, СМ-7/2) 144
МИГ-19СВ (СМ-9В) 145
МИГ-19П (СМ-12/3) 146
СМ-12ПМ 148
СМ-12ПМУ 149
МИГ-19С (СМ-30) 150
МИГ-19СУ
(СМ-50, СМ-51, СМ-52) 152
МИГ-19С (СМ-10) 153
МИГ-19С
(СМ-20, СМ-20/П, СМ-К/1, СМ-К/2) 155
МИГ-19С (СМ-9/ЗТ) 155
М И Г-19 Л Л (летающие лаборатории) 157
МИГ-19П (СМ-52П) 158
И-370 (И-1, И-2) 159
И-3 (И-380) 161
И-ЗУ (И-5, И-410) 162
И-ЗП (И-420) 164
И-7У 164
И-75 166
Е-150 168
Е-151/1, Е-151/2 170
Е-152А 171
Е-152/1, Е-152/2 173
Е-152П, Е-152М (Е-166) 175
МИГ-21 177
Е-2(Х-2) 178
Е-50 180
Е-4, Е-5 Х-5 И-500 МИГ-21 184
Е-2А (МИГ-23) 188
Е-50А 189
МИГ-21 Е-6/1, Е-6/2, Е-6/3(Е-66) 190
МИГ-21Ф ( Е-6Т, тип 72) 192
МИГ-21Ф-13 (тип 74) 194
Е-6В 196
Е-66А 198
МИГ-21 П (Е-7/1, Е-7/2) 199
МИГ-21 ПФ (тип 76) 201
МИГ-21ФЛ (тип 77) 202
Е-8 202
МИГ-21 ПФМ,
МИГ-21 ПФС (Е-7СПС, тип 94) 204
МИГ-21Р (тип 94Р) 206
МИГ-21С (тип 95, Е-7С) 207
МИГ-21СМ (тип 15) 207
М И Г-21М (тип 96) 208
М И Г-21 МФ (тип 96Ф) 208
МИ Г-21 МТ (тип 96Т) 209
МИГ-21СМТ (тип 50) 210
МИГ-21бис (Е-7бис, тип 75) 210
М И Г-2ЩИЕ-6У, тип 66, Е-33) 212
МИГ-21УС (тип 68) 214
МИ Г-21 УМ (тип 69) 215
МИГ-21И (21-11, «аналог») 215
МИГ-21ПД (Е-7ПД, 23-31, тип 92) 216
МИГ-21Е 218
МИГ-23 219
МИГ-23 ПД (23-01) 223
МИГ-23 (23-11/1) 225
МИГ-23С (23-11) 229
МИГ-23У (23-51) 230
МИГ-23М (23-11) 231
МИГ-23МЛ (23-12) 234
МИГ-23П (23-14) 235
МИГ-23МЛД (23-18) 235
МИГ-23Б, МИГ-23БН, МИГ-23БМ,
МИГ-23БК (32-24, 32-23, 32-25, 32-26) 235
МИГ-27 237
МИГ-27К 239
МИГ-27 Д (32-27)
МИГ-27 М (32-29)
МИГ-27 Л (32-29Л) 240
МИГ-25 240
МИГ-25П (Е-155П), МИГ-25 ПД,
МИГ-25 ПДС(84) 244
Мировые рекорды Е-266 249
МИГ-25Р, МИГ-25 РБ, МИГ-25 РБВ,
МИГ-25 РБТ (Е-155Р-02) 250
МИГ-25ПД/СЛ 254
Административный самолет
на базе МИГ-25П 255
МИГ-25ПУ (22) .МИГ-25РУ (39) Е-133 255
МИГ-25 РБК.
МИГ-25 РБС/МИГ-25 РБШ ,
МИГ-25 РБФ (02К, 02С, 02Ф) 256
Е-155М(99), Е-266М 257,
МИГ-25РБМ (02М) 258
МИГ-25ПМ, МИГ-3'1 (Е-155ПМ, 83-01) 258
105-11 263
МИГ-29 (9-12) 266
МИГ-29М (9-15) 274
МИГ-29К (9-31) 275
МИГ-29УБ (9-51) 277
101М 279
101Н 281
СВБ, высокогорный самолет 283
Конструкторы двигателей
самолетов МИГ 284
Научно-популярное издание
Беляков Ростислав Алполосович
Мармен Жак
Самолеты «МИГ» 1939-1995
Обложка художника В. С. Ветлицкого
Технический редактор Н. Д. Муравьева
Корректор Л. А. Шарапова
ЛР № 062078
Формат 79||ф0О 1/16. Тираж 3000 экз. Заказ № 5218
АО «Авиаиздат»
121351, Москва, ул. Ивана Франко, 48