Loading AI tools
Из Википедии, свободной энциклопедии
И-250 (МиГ-13) — первый советский цельнометаллический одноместный скоростной истребитель разработки ОКБ Артема Микояна и Михаила Гуревича. Был оснащён комбинированной силовой установкой, включавшей в себя поршневой и мотокомпрессорный воздушно-реактивный двигатели. Всего было построено 28 самолётов: 2 прототипа, 10 заказаны в июне 1945 для участия в параде 7 ноября и 16 заказаны ВМФ в конце 1946 года. Поставленные в ВМФ самолёты получили обозначение МиГ-13[1].
| И-250 (МиГ-13) | |
|---|---|
 Схема И-250 | |
| Тип | истребитель |
| Разработчик |
 ОКБ-155 |
| Производитель |
Авиазавод № 381 (Москва) |
| Первый полёт | 3 марта 1945 |
| Начало эксплуатации | 1946 |
| Конец эксплуатации | 1950 |
| Статус | не эксплуатируется |
| Эксплуатанты | ВВС СССР |
| Годы производства | 1946—1947 |
| Единиц произведено | 28 |
 Медиафайлы на Викискладе | |
Эскизный проект новой машины был утверждён НКАП 19 сентября 1944 года одновременно с проектом Су-5 разработки ОКБ П. О. Сухого. По расчётам, при полётной массе 3500 кг истребитель И-250 с использованием ВРДК должен был развивать максимальную скорость 825 км/ч на высоте 7000 м, а высоту 5000 м набирать за 3 минуты 54 секунды. Минимальное время виража с радиусом 253 м должно было быть 19,7 с.
К концу Великой Отечественной войны стало ясно, что воздушный винт и поршневой мотор исчерпали свои возможности по увеличению скорости истребителей. Среди средств по решению этой проблемы, кроме ЖРД и ТРД, рассматривались и так называемые мотокомпрессорные двигатели — комбинация поршневого двигателя и воздушно-реактивного двигателя компрессорного типа[2].
Воздушно-реактивный двигатель (ВРДК) был разработан в ЦИАМе под руководством К. В. Холщевникова. По расчётам конструкторов, этот двигатель должен был служить в качестве дополнительного, обеспечивая прирост скорости около 100 км/ч. Работы по созданию экспериментального истребителя с комбинированной силовой установкой начались в ОКБ Микояна в соответствии с постановлением ГКО от 22 мая 1944 года[2].
Ведущим инженером на время его проектирования и постройки назначили А. А. Андреева. Самолёт получил рабочее название И-250. Исходя из расчётных характеристик, истребитель И-250 в теории должен был нести оперативную службу по прикрытию наземных частей с воздуха и вести воздушные бои на средних высотах.
В ходе испытаний расчётные данные конструкторов были подтверждены, комбинированная силовая установка работала безотказно. Доводка и лётная эксплуатация позволили накопить опыт, оказавшимся полезным при освоении турбореактивных двигателей. Однако был выявлен и ряд недостатков. Миг-13 стал первым самолётом с реактивным двигателем ОКБ А. И. Микояна и М. И. Гуревича[2].
Постройка 10 экземпляров истребителя И-250 была возложена на завод № 381 В. И. Журавлёва. Обеспечивали завод № 381 следующие предприятия: ОКБ-155, завод № 26, завод № 466, ЦИАМ, завод № 150, завод № 124, 12-е ГУ НКАП, 1-е, 3-е, 12-е, 18-е ГУ Главснаба. В декабре 1945 г. был изготовлен первый серийный И-250. На май уже 1946 г. самолёты серии находились в следующем состоянии:
В итоге 2 машины были переданы в НИИ как опытные образцы, а 30 октября 1946 г. все восемь оставшихся самолётов опытной серии, наконец, сдали представителями ВВС. Самолёты поступили на вооружение ВВС Северного и Балтийского флотов.
МиГ-13 — одноместный скоростной истребитель цельнометаллической конструкции с комбинированной силовой установкой. По аэродинамической схеме это моноплан с низкорасположенный крылом и убирающимся шасси. Размеры самолёта небольшие, площадь крыла всего 15 м². На самолёте всё было сделано для достижения максимально возможной скорости.
Фюзеляж — конструктивно состоял из трёх частей: передняя ферма, средняя часть и хвостовая часть. Передняя ферма — пространственная сварная конструкция из хромансилевых труб. На ней размещался двигатель, а также узлы крепления пушек, патронные коробки и другие агрегаты вооружения[3].
Каркас средней части фюзеляжа состоял из четырёх лонжеронов из листовой стали, переходящих в дюралевые профили, стрингеров, набора штампованных шпангоутов, пола пилотской кабины и дюралевой обшивки. Конструкция клёпаная. Под полом пилотской кабины проходил воздушный канал, входивший в силовую конструкцию фюзеляжа. Средняя часть фюзеляжа заканчивалась силовым шпангоутом, к которому крепилась камера сгорания ВРДК и хвостовая часть фюзеляжа[3].
Хвостовая часть фюзеляжа монококовой конструкции. Каркас хвостовой части состоит из набора штампованных дюралевых шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и дюралевой обшивки. Хвостовая часть заканчивалась стальным сварным шпангоутом, на котором крепили сопловую раму камеры сгорания ВРДК[3].
Кабина пилота закрывалась фонарём. Центральная секция фонаря сдвигалась назад. Остекление фонаря — плексиглас толщиной 6 мм. Бронирование состояло из бронеспинки и прозрачного бронестекла спереди и сзади пилота[3].
Крыло — прямое, однолонжеронное, трапециевидной формы в плане. Каркас крыла состоит из главного лонжерона, переднего и заднего усиленных стрингеров, нервюр и стрингеров. Главный лонжерон — двутавровая клёпаная балка. Пояса балки — стальной катаный профиль, стенка дюралевая. Усиленные стрингеры изготовлены из листового дюраля и прессованных профилей. Нервюры штампованные из листового дюраля. Нервюра, к которой крепится шасси — стальная клёпаная балка. Обшивка дюралевая[3].
Механизация крыла состоит из элеронов и щелевых закрылков. Элероны и закрылки цельнометаллической конструкции с каркасом из дюраля и обшивкой из магниевых сплавов. Углы отклонения элеронов +21/-14 градусов. Углы отклонения закрылков 15 градусов на взлёте и 55 градусов на посадке[3].
Хвостовое оперение — киль с рулём направления и стабилизатор с рулём высоты. Киль и стабилизатор симметричного профиля. Силовой набор оперения дюралевый, обшивка из магниевых сплавов. Киль установлен под углом 20 градусов по отношению к оси симметрии самолёта в правую сторону. Угол отклонения руля направления +/- 25 градусов. Угол отклонения руля высоты +30/-20 градусов. Руль направления и рули высоты имели 16 % осевую аэродинамическую и весовую компенсацию. Руль направления и руль высоты были снабжены триммерами[3].
Шасси трёхстоечное с хвостовой опорой. Амортизация воздушно-масляная. Внутренний объём стоек шасси использовался как баллон сжатого воздуха для аварийной сети. При уборке основные опоры шасси входили в ниши между лонжероном и передним стрингером крыла и частично в фюзеляж. Хвостовое колесо было самоориентирующимся и было снабжено стопором, фиксирующим его в полёте. В полёте хвостовое колесо закрывалось щитком, который при выпуске хвостовой опоры убирался внутрь фюзеляжа[3].
Силовая установка — комбинированная силовая установка Э-30-20 состояла из двигателя ВК-107Р и воздушно-реактивного двигателя с компрессором. Основной двигатель ВК-107Р, мощностью 1650 л. с., был оснащён отводным валом, ведущим на компрессорный воздушно-реактивный двигатель (ВРДК). Этот двигатель находился в тоннеле, расположенном по всей длине фюзеляжа, начиная с воздухозаборника и заканчивая хвостовым соплом[3].
Мощность, развиваемая двигателем ВК-107 при взлёте и во время полёта без применения ВРДК, целиком передавалась на винт, а компрессор вращался на холостом ходу. Суммарная мощность обоих двигателей достигала 2800 л. с. Для сокращения разбега и увеличения скорости полёта включался привод компрессора, и в камеру сгорания попадало топливо. Продолжительность непрерывной работы ВРДК составляла не более 10 минут, причём только на боевом режиме работы, при этом расход бензина составлял 1200 кг/ч. Воздушный винт трёхлопастный диаметром 3,1 м[3].
Топливо общей ёмкостью 570 л. размещалось в трёх мягких топливных баках. Два крыльевых бака вмещали по 90 литров каждый, в фюзеляже располагался один бак ёмкостью 390 литров. Подача топлива в двигатель происходила под давлением воздуха, которое обеспечивал воздух, отбираемый от воздушного парубка двигателя за приводом центробежного нагнетателя. После выработки бензина из крыльевых баков воздух поступал в фюзеляжный бак, благодаря чему повышалась высотность бензосистемы. Ёмкость масляного бака составляла 62 л (заливалось 48 л), а ёмкость системы охлаждения — 79 л[3].
Пневмосистема состоит из основной и аварийной. Основная система — два баллона объёмом по 7 литров воздуха каждый. Аварийная система с запасом воздуха 6 литров. Рабочее давление в сети 35 атмосфер. Основная система обеспечивала управление следующими агрегатами: шасси, закрылками, щитками основных опор и щитком хвостовой опоры, тормозами, створками сопла и запуском двигателя. В случае отказа основной пневмосистемы выпуск шасси производился от аварийной сети[3].
Приборное оборудование состоит из 16 приборов. Источник электроснабжения на борту самолёта — генератор и аккумулятор. За спинкой пилота располагалась радиостанция с приёмником и передатчиком. Кислородный прибор лёгочного типа, кислородный баллон объёмом 4 литра устанавливался за кабиной пилота[3].
Вооружение: три пушки Б-20 калибра 20 мм и прицел ПБП-1А, с боезапасом по 100 снарядов на пушку[прояснить]. Одна пушка стреляла через полый вал редуктора, две синхронные пушки устанавливали по бокам носовой части фюзеляжа. Управление стрельбой и перезарядка электропневматические. Патронные ящики располагались в верхней части носового отсека фюзеляжа[3].
Приведены данные И-250.
Источник данных: Gunston B., Gordon Y., 1998.
1 × 1214 кВт (взлётная) кВт ( (1 × 1650 л. с.) л. с. )
Seamless Wikipedia browsing. On steroids.
Every time you click a link to Wikipedia, Wiktionary or Wikiquote in your browser's search results, it will show the modern Wikiwand interface.
Wikiwand extension is a five stars, simple, with minimum permission required to keep your browsing private, safe and transparent.
