Самолеты ОКБ им. А.И.Микояна
Продолжение. Начало в 'АиК' № 4,7-12*2000
Истребитель с комбинированной силовой установкой
К середине 40-х годов стало ясно, что силовая установка, состоящая из поршневого мотора и воздушного винта, подошла к пределу своих возможностей. Достигнув скорости порядка 750 км/ч, самолеты, имеющие поршневую винтомоторную группу, встретили ряд неразрешимых для них проблем. По мере увеличения скорости и приближения ее к скорости звука резко возрастает сопротивление воздуха. Поэтому даже небольшая прибавка в скорости полета свыше 700 км/ч требует значительного роста мощности поршневой ВМГ, а, следовательно, и ее габаритов. Таким образом, уже к концу второй мировой войны назрела необходимость перехода на новые типы силовых установок.
18 февраля 1944 г. Государственный Комитет Обороны своим Постановлением №5201 ориентировал НКАП на развитие реактивной авиации в СССР, а 22 мая Постановлением №5946 утвердил задания НКАП для ОКБ С.А. Лавочкина, А.И.Микояна и М.И.Гуревича, Н.Н.Поликарпова, П.О.Сухого и А.С.Яковлева.
В соответствии с вышеупомянутым Постановлением №5946 и последовавшим 30 мая 1944 г. приказом НКАП №371 коллективу ОКБ-155 предписывали разработать и построить экспериментальный истребитель с мотором ВК-107А и дополнительным воздушно-реактивным двигателем с компрессором (ВРДК) конструкции ЦИАМ. По заданию самолет с использованием ВРДК должен был иметь максимальную скорость 810 км/ч на высоте 7000 м.
Работы над истребителем, получившим наименование И-250 и заводской шифр 'Н' в ОКБ-155 начали еще в феврале 1944 г. К моменту выхода Постановления №5946 уже полным ходом шло эскизное проектирование, а 22 мая главный инженер ВВС генерал-полковник А.К.Репин утвердил тактико- технические требования к новой машине. По расчетам максимальная скорость истребителя И-250, с применением ВРДК, должна была составить 825 км/ч на высоте 7000 м. В сентябре в НКАП и ВВС был утвержден эскизный проект, а 26 октября 1944 г. рассмотрен макет самолета.
Между тем в опытном производстве шло изготовление двух экземпляров И- 250, первый из которых был сдан по сборке с макетной силовой установкой в феврале 1945 г. После получения 15 марта летного мотора первый опытный экземпляр самолета И-250 передали на заводские испытания. Ответственными за их проведение в соответствии с приказом НКАП №125 от 28 марта 1945 г. назначили летчика-испытателя А.П. Деева, а также ведущих инженеров В.Н.Сорокина от ОКБ-155 (по самолету) и А.И.Комиссарова от ЦИАМа (по ВРДК). Истребитель И-250 №01 совершил первый полет 4 апреля 1945 г.
Самолет представлял собой одноместный скоростной истребитель цельнометаллической конструкции. По схеме – моноплан с низкорасположенным крылом и убирающимся шасси.
Фюзеляж конструктивно был выполнен из трех частей: передней фермы, средней и хвостовой частей. Передняя ферма фюзеляжа сварной конструкции из хромансилевых труб. Средняя часть фюзеляжа клепаной конструкции. Она состояла из набора штампованных шпангоутов, четырех лонжеронов, стрингеров, пола пилотской кабины и дюралевой обшивки. Непосредственно под полом проходил отсек воздушного канала, который входил в силовую конструкцию фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа по конструкции была выполнена как монокок, и состояла из набора штампованных шпангоутов, лонжеронов и стрингеров из нормальных прессованных профилей и дюралевой обшивки. Хвостовая часть заканчивалась стальным сварным шпангоутом, на котором крепилась сопловая рама камеры сгорания ВРДК.
Крыло трапециевидной формы, однолонжеронное. Имело местное расширение по хордам у бортов фюзеляжа для увеличения абсолютных высот профиля при малой относительной толщине. Профиль крыла был выбран из комбинации двух профилей ЦАГИ – 1А10 в корне и 1В10 на конце, с плавным переходом от одного к другому. Угол поперечного V – +7°, угол установки крыла +1°. Конструктивно крыло состояло из главного лонжерона, переднего и заднего усиленных стрингеров, нервюр и стрингеров. Обшивка дюралевая. Крыло крепилось к специальной стальной раме, расположенной внизу средней части фюзеляжа.
Механизация крыла состояла из элеронов типа 'Фрайз' и щелевого закрылка типа ЦАГИ. Для увеличения подъемной силы при посадке к закрылкам у бортов фюзеляжа были присоединены небольшие щитки типа 'Шренк'. Элероны и закрылки цельнометаллической конструкции с каркасом из дюраля и с электронной обшивкой. Углы отклонения закрылков 15° и 55°.
Хвостовое оперение крепилось к хвостовой части фюзеляжа. Профиль вертикального и горизонтального оперения, симметричный – NACA-0009. Рули высоты и направления имели 16% осевую аэродинамическую компенсацию и их снабдили триммерами. Набор дюралевый, обшивка электронная. Сопряжение между рулями направления и высоты было выполнено специальным съемным коком, нижняя поверхность которого также оформляла выходное сопло ВРДК.
Комбинированная силовая установка Э-30-20, состоявшая из поршневого мотора ВК-107А и ВРДК, была разработана в ЦИАМ под руководством К.В.Холщевникова и А.А.Фадеева. Мощность, развиваемая поршневым двигателем, передавалась сразу двум потребителям: воздушному винту АВ- 10П-60 диаметром 3,1 м и компрессору ВРДК. При взлете и во время полета без применения ВРДК основным потребителем мощности являлся воздушный винт, а компрессор ВРДК вращался на низшей передаче. Для сокращения разбега при взлете и увеличения скорости полета до максимальной включалась вторая, высшая, передача привода компрессора, а в камеру сгорания подавалось топливо.
Двухскоростной компрессор вращался от мотора с помощью специального привода, смонтированного на моторе, и длинного вала. Переключение скоростей обеспечивалось автоматом переключения Э-67ВП. Подвод воздуха к компрессору производился через входной канал, который был выведен в переднюю часть фюзеляжа.
Камера сгорания ВРДК была выполнена в виде сварного кожуха из нержавеющей стали. В передней ее части монтировали блок из семи форсуночных камер расположенных по форме сечения канала. Выходное сопло камеры сгорания снабдили регулируемыми створками из нержавеющей жароупорной стали, дающими возможность получать разные площади выходного сечения на разных режимах полета. Управление створками осуществлялось пневматическим цилиндром, и было автоматически связано с сектором включения ВРДК.
Топливо разместили в трех топливных баках мягкой конструкции общей емкостью 570 л. Два крыльевых бака вмещали по 90 л, а один фюзеляжный – 390 л. Капот мотора имел съемные и несъемные панели. Передняя часть капота вверху оканчивалась щелью для выхода воздуха из канала маслорадиатора, а по бокам – регулируемыми створками.
Приборное оборудование состояло из 16 приборов. Источниками электроэнергии служили генератор ГС-15-500 и аккумулятор 12А5. Самолет оборудовали приемо-передающей радиостанцией, в комплект
