Under udviklingen af MiG-21 blev den ganske succesrige MiG-19 jagerfly sat i produktion. Han blev den første serielle supersoniske jagerfly i verden. MiG-19 var den første til at løse mange problemer i forbindelse med supersoniske flyvninger. Den eneste designfejl ved flyet var det subsoniske luftindtag. Som du ved, påvirker luftindtagningsapparatet flyets flyveegenskaber betydeligt. Jo mindre det totale tryktab for luften, der kommer ind i motoren, desto højere er dens tryk, og dermed højere egenskaberne for flyet. Ved en flyvehastighed svarende til Mach 1, 5 når stødtabet for en motor med et subsonisk luftindtag 15%. Luftindtagene med en afrundet skal, der blev brugt på MiG-15, MiG-17 og MiG-19, som skabte en sugekraft ved subsoniske hastigheder, øgede markant træk ved supersoniske hastigheder. Men det skal bemærkes, at på tidspunktet for oprettelsen af MiG-19 famlede verdensvidenskaben stadig efter de grundlæggende love for supersonisk aerodynamik, og derfor var den første skabelse, MiG-19, lidt forud for fødslen af den komplette teori om supersoniske inputenheder. I betragtning af den hurtige luftfartsudvikling på det tidspunkt var det ganske naturligt at kræve, at arbejdet med at forbedre de flyvende tekniske data for MiG-19S-flyet udføres af OKB-155 den 12. december 1956 efter ordre fra luftfartsministeriet. Nr. 60 7. Og i foråret 1957 kom jageren ind i flyvetests SM-12 er en anden ændring af MiG-19S. Det første køretøj, SM-12/1, blev konverteret på fabrik nr. 155 fra en MiG-19SV i stor højde (nr. 61210404). På det blev luftindtaget først og fremmest udskiftet med et nyt med en skarp skal og et centralt legeme (kegle). Det var også planlagt at levere mere kraftfulde eksperimentelle RD-9BF-2 motorer med udsigt til yderligere installation af RD-9BF-2 med vandindsprøjtning. En SRD-1M radioafstandsmåler kombineret med et ASP-4N optisk syn blev placeret i luftindtagets centrale krop. Men på grund af forsinkelser i finjusteringen af de tvungne motorer var det nødvendigt at nøjes med den serielle RD-9BF.
I denne form begyndte SM-12 fabrikstests i april. Tilsyneladende blev den første flyvning og hovedparten af disse tests udført af piloten K. K. Kokkinaki. Efter 15 flyvninger blev test af SM-12/1 fortsat med RD-9BF-2 motorerne, men i efteråret blev bilen sat tilbage til revision. Denne gang var den udstyret med, som det så ud til dengang, mere lovende motorer P3-26. RZ-26-motoren med øget efterbrænderkraft (3800 kg) i store flyvehøjder, udviklet ved OKB-26, var en ændring af RD-9B-motoren. På den blev der udført konstruktive forbedringer for at øge pålideligheden ved at tænde efterbrænderen i store højder og for at øge driftsstabiliteten i variable tilstande.
Den første kopi, betegnet SM-12/1, som tidligere udførte testprogrammet med RD-9BF- og RD-9BF-2-motorer, blev udstyret med nye motorer og sendt til fabriksflyvningstest den 21. oktober 1957. Næsten parallelt med denne maskine blev den anden MiG ved at blive færdiggjort -19С for RD-9BF-2 motorer med vandindsprøjtningssystem. Generelt var denne maskine, der fik betegnelsen SM-12/2, bare beregnet til at finjustere denne motor, men i sommeren 1958 var den ikke kommet ind på det eksperimentelle OKB-anlæg, og P3-26-motorerne blev installeret i stedet.
Den næste prøve CM - 12/3 var allerede en standard for masseproduktion, og derfor blev hele omfanget af alle designændringer udført på den. Flyets aerodynamik blev forbedret ved brug af en supersonisk diffusor med en automatisk kontrolleret on-off-kegle ved indgangen til luftindtagskanalen, i forbindelse med hvilken skrogets næse blev forlænget med 670 mm. Også installerede hydrauliske boostere med semi-tilsluttede spoler BU-14MSK og BU-13MK i stedet for BU-14MS og BU-13M, og for at forbedre pålideligheden blev det hydrauliske booster-kontrolsystem forbedret-de ekskluderede ikke-duplikerede sektioner af hydrauliske systemer til boostere og alle gummislanger blev udskiftet med stålslangerløse forbindelser. Derudover var SM-12/3 udstyret med SRD-5 "Baza-6" radioafstandsmåler i stedet for SRD-1M. Resten af flyudstyret og dets komponenter forblev det samme som på den serielle MiG-19S. Alle de ovennævnte ændringer førte naturligvis til en stigning i flyets vægt, hvorfor designerne kun måtte efterlade to HP-30 vingekanoner med 73 runder ammunition på flyet og forlængelsen af skrogets næse gjorde det også muligt at fjerne lokalisatorerne fra dem. For at opretholde SM-12/3-flyets tilpasning blev installationen af bjælker til ophængning af ORO-57K-blokke ændret på den, som blev placeret foran på vingen for at flytte tyngdepunktet på fly frem. Startvægten for SM-12/3-flyet, som et resultat af de strukturelle ændringer, selv med fjernet skrogkanonen, steg med 84 kg i forhold til startvægten af den serielle MiG-19S.
Den 19. december 1957 blev SM - 12/3 og SM - 12/1 præsenteret for luftvåbnets luftvåbnets forskningsinstitut for luftfartstest for at indsamle grundlæggende flyvetekniske data og bestemme muligheden for at vedtage SM - 12 fly til service hos luftvåbnet. I overensstemmelse med ordren fra chefen for luftvåbnet præsenterede Air Force Research Institute den 15. april 1958 en foreløbig konklusion om muligheden for at lancere SM-12-flyet i serieproduktion. Under statstestene blev der udført 112 flyvninger på SM -12/3 -flyet og 12/1 -40 flyvninger på SM. Under test på SM-12/3-jageren blev RZ-26-motorer med brændstofdumpventiler installeret for at forhindre motorerne i at slukke, når der affyres raketter, og halesektionen af flykroppen blev også ændret for at forbedre temperaturbetingelserne for dens drift. Under testene viste SM - 12 fremragende egenskaber ved hastighed, acceleration og højde. Den maksimale vandrette flyvehastighed med motorer, der kører på efterbrænder i 12.500 m højde, var 1926 km / t, hvilket er 526 km / t mere end maksimalhastigheden for den serielle MiG-19S i samme højde (i en højde på 10.000 m, hastighedsfordelen var 480 km / t.
Accelerationstiden i 14000 m højde fra en hastighed svarende til tallet M = 0,90 til en hastighed på 0,95 fra maksimum var 6,0 min (brændstofforbrug 1165 kg), og accelerationstiden i samme højde til 0,95 af maksimum vandret hastighed MiG-19S-flyets flyvning var to gange mindre og udgjorde 1,5 minutter i stedet for 3,0 minutter for MiG-19S. Brændstofforbruget i dette tilfælde på SM - 12 flyet er 680 kg og på MiG -19S - 690 kg.
Under acceleration i vandret flyvning med påhængsmotorbrændstoftanke med en kapacitet på 760 liter, i 12.000 m højde, blev tallet M = 1, 31-1, 32 nået, hvilket praktisk talt svarede til maksimalhastigheden for MiG-19S-flyet uden tanke. SM-12-flyets adfærd var normal. Sandt nok, under accelerationen af flyet i højder under 10.000 m med motorerne kørende på efterbrænder, blev sekvensen af brændstofproduktion fra tankene forstyrret, hvilket kunne føre til fuld udtømning af brændstof fra den første tank i nærvær af brændstof i den tredje og fjerde kampvogn, der krænkede flyets justering med alle de deraf følgende konsekvenser …
Det praktiske loft på SM - 12 i efterbrænder med klatretilstand ved subsonisk hastighed (M = 0,98) var 17.500 m, hvilket er 300 m højere end det praktiske loft for produktions MiG -19S -flyet i samme klatretilstand. På samme tid forblev den indstillede tid og brændstofforbrug for SM-12 næsten den samme som på MiG-19S. På det praktiske loft i den subsoniske flyvetilstand på SM-12-flyet, som på MiG-19S, var imidlertid kun vandret flyvning mulig. Udførelse af selv mindre manøvrer resulterede i tab af hastighed eller højde.
Det praktiske loft for SM-12-flyet ved supersonisk flyvehastighed (M = 1, 2) udgjorde også 17.500 m, selvom brændstofforbruget steg med 200 liter. Men under flyvning på loftet i supersonisk tilstand havde SM - 12 allerede evnen til at udføre begrænset manøvrering i de vandrette og lodrette fly med en rulle på ikke mere end 15-25 °.
Derudover havde SM-12-flyet i sammenligning med den serielle MiG-19S højere dynamiske kvaliteter på grund af det faktum, at det kunne nå høje flyvehastigheder. Så under flyvning med en stigning og acceleration i processen med at klatre til M = 1,5 til en højde på 15.000 m, kunne et fly med et fald i hastighed kort nå en højde på op til 20.000 m ved supersonisk hastighed (M = 1.05). Det resterende brændstof, når de nåede en højde på 20.000 m, var 680 liter.
Naturligvis førte "frosseri" af RZ-26-motorerne ved drift ved efterbrænder og det øgede brændstofforbrug til, at SM-12 tabte til MiG-19S i flyveområdet, da brændstofforsyningen (2130 liter) forblev uændret. Som følge heraf faldt den maksimale praktiske flyvning uden hængende tanke i 12000 m højde fra 1110 km til 920 km, dvs. med 17%. To 760-liters påhængsmotorer fyldt med hver 600 liter, selvom de gjorde det muligt at øge det til 1530 km, men det var 260 km mindre end på produktions MiG-19S-flyene.
Efter acceleration i niveauflyvning i 12000-13000 m højde til en maksimalhastighed på 1900-1930 km / t forblev brændstofreserven ikke mere end 600-700 liter, hvilket reducerede muligheden for at bruge hastigheder tæt på maksimum.
Når man flyver på efterbrænder væk fra flyvepladsen med betingelse af at lande på sin egen flyveplads med 7% brændstof tilbage (150 liter), kunne SM-12-flyet uden påhængsmotorer nå en hastighed på 1840 km / t i 14000 m højde (mindre end maksimalhastigheden i denne højde ved 60 km / t), men kunne ikke fortsætte yderligere flyvning med denne hastighed. Samtidig forlod flyet afgangsflyvepladsen i en afstand på cirka 200 km.
Start- og landingskarakteristika (uden påhængsmotorer og med tilbagetrukne klapper) har ændret sig ikke til det bedre. Længden af startløbet og startafstanden (op til en stigning på 25 m) af SM-12-flyet med efterbrænderen på under start var henholdsvis 720 mi 1185 m mod 515 m og 1130 m for MiG-19S, og med inkludering af maksimum på startløbet - 965 m og 1645 m for SM - 12 og 650 m og 1525 m for MiG -19S.
På grund af det høje temperaturregime i halesektionen af flykroppen måtte det tekniske personale, der betjente flyet, mere grundigt inspicere halesektionen af flykroppen for udbrændthed, warpage og overvåge tilstedeværelsen af ensartede huller mellem motorens forlængerrør og skroget skærm.
Ikke desto mindre viste RZ-26-motorerne selv deres bedste side i hele testperioden. Under stigning, i flyvning og under planlægning arbejdede de støt i hele driftsområdet af ændringer i højder og flyvehastigheder for SM-12-flyet, samt når de udførte aerobatik, herunder med kortsigtet handling af negativ og tæt på nul lodrette overbelastninger (uden tegn olie sult).
Overspændingsstabilitetsmargen ved efterbrænder og maksimal tilstand under test var mindst 12, 8-13, 6%, hvilket svarede til det bedste verdensniveau. I forbindelse med brugen af aluminiumslegeringsblade i 2-5 kompressortrin på RZ-26-motorer krævede militæret imidlertid, at chefdesigneren for OKB-26 tog konstruktive foranstaltninger for at sikre stabiliteten af de stigende egenskaber ved RZ-26-motorer da ressourcen var opbrugt.
RZ-26-motorer fungerede også stabilt under gasspjældsvarstest fra tomgangstilstand til nominel, maksimal eller efterbrænderfunktion og ved gasregulering fra disse tilstande til tomgangstilstand på jorden og under flyvning i højder op til 17000 m med jævn og skarp (for 1, 5 -2, 0 sek.) Bevægelser af styrehåndtagene.
Motorens efterbrænder blev pålideligt tændt til 15500 m højder ved en hastighed på 400 km / t på instrumentet og mere, hvilket udvidede SM-12-flyets kampmuligheder i store højder i forhold til MiG-19S-flyet. Således lå motorernes vigtigste driftsparametre i alle tilfælde inden for de tekniske specifikationer. Militæret havde ingen særlige klager over motorernes funktion, hvilket ikke kan siges om systemet til start af dem. Så lanceringen af RZ-26-motorerne på jorden viste sig at være meget værre end RD-9B på MiG-19S-flyet. Ved temperaturer under -10 C var lancering kun mulig fra APA -2 flyvepladsenheden. Autonom motorstart ved temperaturer under nul er praktisk talt umulig, og motorstart, især starten af den anden motor med den første motor kørende, fra 12SAM-28 ombordbatteri samt fra ST-2M lanceringsbogie, var upålidelig selv ved positive omgivelsestemperaturer. I den forbindelse forlangte militæret, at OKB-26 og OKB-155 skulle træffe foranstaltninger til at forbedre pålideligheden, sikre autonomi og reducere tiden til lancering af RZ-26-motorer på jorden. Motorerne blev lanceret flyvende pålideligt i en højde af 8000 m ved en instrumenthastighed på mere end 400 km / t og i en højde på 9000 m ved en instrumenthastighed på mere end 500 km / t.
På SM-12-flyet blev stabil drift af RZ-26-motorerne sikret, når der blev affyret fra NR-30-kanoner uden lokalisatorer i højder op til 18.000 m og affyret C-5M-raketter uden brug af brændstofudladningsventiler i højder op til 16.700 m. For at kontrollere stabiliteten af motorerne RZ-26, under affyring af S-5M-projektiler fra ORO-57K-blokke, blev der affyret under alle mulige flyvebetingelser. I alle flyvninger med seriel salvo-affyring med S-5M-projektiler og affyring fra NR-30-kanoner uden lokalisatorer fungerer RZ-26-motorerne med deaktiverede brændstofudladningsventiler støt. Antallet af omdrejninger og temperaturen på gasserne bag motorernes turbine ændrede sig praktisk talt ikke under affyringen. Dette vidnede om uhensigtsmæssigheden ved at installere brændstofdumpventiler på RZ-26-motorer ved brug af 12 S-5M-raketter fra 4 ORO-57K-blokke på SM-flyet. De tekniske spredningsegenskaber ved affyring på skydebanen og stabiliteten af pistolbevæbningens nulstilling svarede til luftvåbnets krav og oversteg ikke to tusindedele af området. Ved affyring fra kanonerne ved nummer M = 1, 7 havde SM - 12 -flyet imidlertid betydelige rullesvingninger og noget mindre stigningsvinkler, som ikke kunne modvirkes af afvigelser fra kontrollerne, da flyet begyndte at vakle endnu mere. Dette påvirkede naturligvis optagelsens nøjagtighed negativt.
Jetbevæbningen fungerede også pålideligt under testning. Rekylstyrken under seriel-salvo-affyring med 32 S-5M-raketter (4 runder i hver salve) føltes meget mindre end ved affyring fra NR-30-kanoner. ASP-5N-V4-synet installeret på flyet kunne imidlertid ikke give den nødvendige affyringsnøjagtighed med S-5M-projektiler, hvilket reducerede effektiviteten af kampbrugen af jetvåben.
Rækkevidden af SRD-5A radioafstandsmåler sikrede ikke brugen af hele rækkevidden af det område, der blev udarbejdet af synet (op til 2000 m). Hvis rækkevidden af radioafstandsmåleren på MiG-19-flyet under angreb fra en vinkel på 0/4 var 1700-2200 m, så under angreb fra en vinkel på 1/4 eller mere, kun 1400-1600 m. Ved på samme tid blev sporing langs intervallet udført støt. Der blev ikke noteret falske fangster af radiomåleren i det øjeblik, hvor der blev affyret fra kanonerne. Radioafstandssøgeren arbejdede også støt på jorden fra en højde af 1000 m. Sirena-2 halebeskyttelses stations rækkevidde, når den blev angrebet af et Yak-25M fly med et RP-6 radarsyn fra den bageste halvkugle med en vinkel på 0/4 var 18 km, hvilket opfyldte luftvåbnets krav.
Ifølge de førende testpiloter og fly-over piloter adskilte sig jagerflyet SM-12 sig praktisk talt ikke fra MiG-19S-flyet i sin pilotteknik i hele rækkevidden af driftshastigheder og flyvehøjder samt under start og landing.
SM-12-flyets stabilitet og kontrollerbarhed inden for rækkevidde af driftshastigheder og flyvehøjder svarer dybest set til MiG-19S's stabilitet og styrbarhed, bortset fra den ustabilitet i overbelastning, der er mere udtalt i forhold til MiG-19S ved transoniske flyvehastigheder ved høje angrebsvinkler. Ustabiliteten ved overbelastning manifesterede sig i større grad i nærvær af eksterne affjedringer eller ved frigivne luftbremser. Bremsning. Samtidig ligner implementeringen af lodret og vandret aerobatik på SM-12-flyet deres ydeevne på MiG-19S-flyet. Koordineret glidning kunne udføres i hele hastighedsområdet og M-tal, mens rullen ved høje angivne hastigheder og M-tal ikke oversteg 5-7 °.
Flyvningerne for at kontrollere den elektriske nødstyring af stabilisatoren blev udført ved instrumenthastigheder på op til 1100 km / t i højder på 2000-10000 m og op til M = 1, 6 i højder på 11000-12000 m. Pilotering af flyet kl. på samme tid krævede mere præcise bevægelser fra piloten. kontrolpinden, især i talområdet М = 1, 05-1, 08. Unøjagtighed i kontrolpindens bevægelse kunne føre til, at flyet svingede. Efter testpiloternes opfattelse, under hensyntagen til alle de ovennævnte fordele og ulemper ved SM-12-flyet i forhold til MiG-19S, var det tilrådeligt at anbefale det til vedtagelse af luftvåbnets enheder i stedet for MiG-19S-flyet, med forbehold af eliminering af de identificerede defekter.
I denne forbindelse bad GK NII VVS formanden for statsudvalget for Ministerrådet i Sovjetunionen om flyteknik til at forpligte OKB-155 til at udarbejde en prøve af SM-12-flyene til serieproduktion og præsentere det til kontrol test inden lancering i en serie, med de nødvendige ændringer der skal foretages på den.
Men det behøvede ikke gøres. Ledelsen i MAP mente urimeligt, at køretøjets reserver allerede var opbrugt, og der var ingen mening i at forbedre det.
Desuden blev prototypen på MiG-21 jagerfly på dette tidspunkt allerede testet med succes, som havde højere egenskaber end flyet i "SM" -familien. Generelt tyder alt på, at arbejdet med SM-12 og dens ændringer blev udført af sikkerhedsmæssige årsager i tilfælde af en fejl med den fremtidige MiG-21.
Ikke desto mindre sluttede historien om SM - 12 krigere ikke der. Efterfølgende leverede flyene SM - 12/3 og SM - 12/4 et betydeligt bidrag til udviklingen af de K -13 -missiler, der efterfølgende var i tjeneste med jagerfly i lang tid.
Som du kan se, var SM-12-flyets eneste ulempe den korte flyvning, især i efterbrændingstilstand. Denne ulempe var en konsekvens af frosseri af de RZ-26 motorer, der blev brugt på den. Det skal dog bemærkes, at meget senere i Kina blev der også installeret et supersonisk luftindtag med et fast centralt organ på MiG-19. Flyet fik navnet J-6HI og udviklede med RD-9 motorer en hastighed på op til 1700 km / t.
Kinesisk J-6HI
Sammenlignet med sin kinesiske pendant havde SM-12 en mere progressiv inputenhed samt forbedret aerodynamik. Derfor kan det argumenteres for, at det med standard RD-9, SM-12 motorer kunne nå en hastighed på omkring 1800 km / t, samtidig med at en rækkevidde på 1300 km blev opretholdt. På grundlag af MiG-19 formåede OKB-155 således at skabe en ganske vellykket jagerfly, der var i stand til at modstå enhver amerikansk maskine i den "hundrede" serie, dvs. opfylde de grundlæggende krav til MiG-21.
Ydeevneegenskaberne for SM-12/3
Vingefang, m 9.00
Længde, m 13,21
Højde, m 3,89
Fløjareal, m2 25,00
- et tomt fly
- maksimal start 7654
- brændstof 1780
Motortype 2 TRD R3M-26
Tryk, kgf 2 x 3800
Maksimal hastighed, km / t 1926
Praktisk rækkevidde, km
- normal 920
- med PTB 1530
Stigningshastighed, m / min 2500
Praktisk loft, m 17500
Maks. driftsoverbelastning 8
Besætning, folk 1
Referencer:
Luftfart og astronautik 1999 07
Efim Gordon. "Den første sovjetiske supersoniske"
Ruslands vinger. "Historie og fly fra OKB" MiG"
Fædrelandets vinger. Nikolay Yakubovich. "Fighter MiG-19"
Luftfart og tid 1995 05
Nikolay Yakubovich "De første supersoniske krigere MiG-17 og MiG-19"
