Авиация и космонавтика 2001 03 - [34]
Между тем в мае 1947 г. силовая установка Э-30-20 прошла в ГК НИИ ВВС госиспытания с ресурсом 35 часов, что позволило передать 19 сентября 1947 г. самолет И-250 №3810102 на государственные испытания.
Испытания И-250 начали 9 октября 1947 г. в НИИ авиации ВМФ на аэродроме Скульте (г. Рига). Ответственными за их проведение назначили ведущего инженера А.К.Подторжнова и летчика-испытателя И.М.Сухомлина. Первый ознакомительный полет был выполнен 23 октября. Однако 21 января 1948 г., после проведения 6 полетов, госиспытания были прерваны, а 3 апреля И-250 сняли с испытаний вследствие большого количества выявленных дефектов и конструктивных недостатков. Таким образом путь в строевые части машине был закрыт. Это и неудивительно, к этому времени уже выпускали серийно истребитель МиГ-9 и полным ходом шли испытания истребителя МиГ-15.
Тем не менее трудно переоценить заслугу истребителя И-250 в становлении отечественной реактивной авиации и освоении больших скоростей полета. На нем были испытаны новые конструктивные решения, характерные для последующих реактивных самолетов – осевой компрессор, регулируемая площадь выходного сопла, жаропрочные материалы и другие. Его разработка, постройка, доводка и летная эксплуатация позволили накопить опыт, оказавшийся весьма полезным при последующем освоении самолетов с турбореактивными двигателями.
Основные характеристики
самолета И-250 №01
Длина самолета, м 8,19
Размах крыла, м 9,5
Площадь крыла, м2 15,0
Высота самолета, м 2,81
Масса пустого самолета, кг . 2797
Взлетная масса, кг: нормальная 3680
Запас топлива, кг 440
Максимальная скорость полета с ВРДК, км/ч:
у земли 680
на высоте 6600 м 820
Практический потолок, м .. 11900*
Практическая дальность полета, км 790*
* – расчетные
Проект
В 1943 г. инженер К.В.Пеленберг (Шуликов), который работал в ОКБ А.И.Микояна со дня его основания, разработал в инициативном порядке проект истребителя с укороченным взлетом и посадкой. Идея создания подобного самолета была вызвана желанием конструктора сократить дистанцию взлета с фронтовых аэродромов, поврежденных немецкой авиацией. В период 1942-1943 гг. он разработал и тщательно проанализировал несколько схем истребителей, использующих для взлета и посадки отклоняемые воздушные винты.
Разработанный в итоге истребитель представлял собой моноплан двухбалочной схемы с трехколесным шасси с передней опорой. Разнесенные балки соединяли крыло с хвостовым оперением, которое имело цельноповоротный стабилизатор. На балках были расположены основные стойки шасси. Стрелково-пушечное вооружение размещено в носовой части фюзеляжа. Силовая установка располагалась в кормовой части фюзеляжа за кабиной пилота. Мощность, посредством редуктора и удлиненных валов передавалась спаренным толкающим винтам, имевшим взаимно противоположное вращение. Последнее исключало реактивный момент и повышало эффективность винтомоторной группы.
При взлете и посадке самолета спаренные винты при помощи гидравлического привода можно было поворачивать относительно оси редуктора вниз, создавая тем самым вертикальную подъемную силу. Двухбалочная схема в полной мере способствовала свободному перемещению винтов. При этом в отклоненном положении они незначительно затенялись фюзеляжем и крылом. С приближением к земле или при полете вблизи нее винты должны были образовывать под самолетом область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки. При этом также повышался их кпд.
Естественно, что при отклонении винтов вниз от продольной оси возникал пикирующий момент, но он парировался двумя способами. С одной стороны, отклонением цельноповоротного стабилизатора, работающего в зоне активного обдува винтов, на отрицательный угол. С другой, – отклонением консоли крыла в плоскости хорды вперед на угол, соответствующий условиям балансировки при данном направлении тяги. С переводом самолета в горизонтальный полет (после подъема на безопасную высоту) винты поворачивались в исходное положение.
Проект истребителя интересен тем, что в нем с большой эффективностью была использована тяга воздушных винтов для создания дополнительной подъемной силы самолета и необычные для того времени средства аэродинамической балансировки при помощи подвижного крыла или, как его сейчас называют – крыла изменяемой геометрии, а также управляемого стабилизатора. Интересно отметить, что эти и некоторые другие технические новшества, предложенные К.В.Пеленбергом в данном проекте, в значительной мере опередили свое время. Однако в дальнейшем они нашли достойное применение.
Компоновка экспериментального самолета МиГ-8 "Утка"
Экспериментальный самолет
Самолет МиГ-8 был разработан в ОКБ-155 в инициативном порядке с целью проверки устойчивости и управляемости аэродинамической схемы "Утка" в воздухе, изучения работы крыла большой стреловидности и отработки трехколесного шасси с передней опорой.
Работы над экспериментальной машиной начали в феврале 1945 г. с проработки компоновки.В проектировании "Утки" активное участие принимали Н.И.Андрианов, Н.З.Матюк, К.В.Пеленберг, Я.И.Селецкий и А.А.Чумаченко. По расчетам МиГ-8 должен был иметь максимальную скорость 240 км/ч, что подтвердила продувка его модели в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Однако вследствие невозможности получения в трубе Т-102 точных характеристик самолета в отношении его поведения на околокритических режимах, специалисты ЦАГИ рекомендовали первые полеты проводить с установленными концевыми фиксированными предкрылками, имеющих размах не менее размаха элеронов. В заключении о возможности первого вылета (в части аэродинамики), составленным инженером лаборатории №1 ЦАГИ В.Н.Матвеевым, было отмечено, что выход на критические режимы в процессе испытаний самолета следует избегать, так как в отношении штопорных свойств схема "Утка", по его мнению, была очень неблагополучной.
