Konkurenti legendárního MiGu-21. Část čtvrtá. SM-12. Nejlepší nepřítel dobra

2024 Autor: Matthew Elmers | [email protected]. Naposledy změněno: 2023-12-16 21:59

Během vývoje MiGu-21 byl uveden do výroby celkem úspěšný stíhač MiG-19. Stal se prvním sériovým nadzvukovým stíhačem na světě. MiG-19 jako první vyřešil mnoho problémů spojených s nadzvukovými lety. Jedinou konstrukční vadou letadla byl podzvukový přívod vzduchu. Jak víte, zařízení pro přívod vzduchu výrazně ovlivňuje letové vlastnosti letadla. Čím menší je celková ztráta tlaku vzduchu vstupujícího do motoru, tím vyšší je jeho tah, a tím i vyšší charakteristiky letadla. Při rychlosti letu odpovídající Mach 1, 5 dosahuje ztráta tahu motoru s podzvukovým nasáváním vzduchu 15%. Sací otvory se zaoblenou skořepinou používané u MiG-15, MiG-17 a MiG-19, které vytvářely sací sílu při podzvukových rychlostech, výrazně zvyšovaly odpor při nadzvukových rychlostech. Je však třeba poznamenat, že v době vzniku MiGu-19 světová věda stále tápala v základních zákonech nadzvukové aerodynamiky, a proto první stvořený MiG-19 byl mírně před narozením kompletní teorie nadzvukových vstupních zařízení. Vzhledem k tehdejšímu rychlému rozvoji letectví bylo zcela přirozené požadovat, aby práce na vylepšení letových technických údajů letadel MiG-19S byly provedeny OKB-155 dne 12. prosince 1956 na příkaz ministerstva leteckého průmyslu Č. 60 7. A na jaře 1957 bojovník vstoupil do letových zkoušek SM-12 je další modifikací MiG-19S. První vozidlo, SM-12/1, bylo přestavěno v závodě č. 155 z výškového MiGu-19SV (č. 61210404). Na něm byl nejprve vyměněn přívod vzduchu za nový, s ostrým pláštěm a středovým tělem (kuželem). Bylo také plánováno dodávat výkonnější experimentální motory RD-9BF-2 s perspektivou další instalace RD-9BF-2 se vstřikováním vody. Rádiový dálkoměr SRD-1M spojený s optickým zaměřovačem ASP-4N byl umístěn do centrálního těla přívodu vzduchu. Kvůli zpožděním doladění vynucených motorů ale bylo nutné se spokojit se sériovým RD-9BF.

V této podobě zahájily SM-12 tovární letové zkoušky v dubnu. První let a většinu těchto testů podle všeho provedl pilot K. K. Kokkinaki. Po 15 letech pokračovaly testy SM-12/1 s motory RD-9BF-2, ale na podzim byl vůz vrácen zpět k revizi. Tentokrát byl vybaven, jak se tehdy zdálo, slibnějšími motory P3-26. Motor RZ-26 se zvýšeným tahem přídavného spalování (3 800 kg) ve vysokých letových výškách, vyvinutý u OKB-26, byl modifikací motoru RD-9B. Na něm byla provedena konstruktivní vylepšení s cílem zvýšit spolehlivost zapnutí přídavného spalování ve vysokých nadmořských výškách a zvýšit stabilitu provozu v proměnných režimech.

První kopie označená SM-12/1, která dříve prováděla testovací program s motory RD-9BF a RD-9BF-2, byla vybavena novými motory a odeslána na tovární letové zkoušky 21. října 1957. Téměř paralelně s tímto strojem se dokončoval druhý MiG -19С pro motory RD-9BF-2 se systémem vstřikování vody. Obecně byl tento stroj, který obdržel označení SM-12/2, určen pouze k vyladění tohoto motoru, ale v létě 1958 nevstoupil do experimentálního závodu OKB a místo něj byly nainstalovány motory P3-26.

Další vzorek CM - 12/3 byl již standardem pro sériovou výrobu, a proto na něm byl proveden celý rozsah všech konstrukčních změn. Aerodynamika letadla byla vylepšena použitím nadzvukového difuzoru s automaticky ovládaným vypínacím kuželem u vstupu do kanálu sání vzduchu, v souvislosti s nímž byl nos trupu prodloužen o 670 mm. Rovněž byly nainstalovány hydraulické posilovače s částečně připojenými cívkami BU-14MSK a BU-13MK namísto BU-14MS a BU-13M a pro zlepšení spolehlivosti byl vylepšen řídicí systém hydraulického posilovače-vyloučily neduplikované části hydraulických systémů pro posilovače a všechny gumové hadice byly nahrazeny ocelovými bezhadicovými spoji. Kromě toho byl SM-12/3 místo SRD-1M vybaven rádiovým dálkoměrem SRD-5 "Baza-6". Zbytek vybavení letadla a jeho součásti zůstaly stejné jako na sériovém MiGu-19S. Všechny výše uvedené úpravy přirozeně vedly ke zvýšení hmotnosti letounu, kvůli kterému museli konstruktéři ponechat v letadle pouze dvě křídlová děla HP-30 se 73 náboji a prodloužení nosu trupu také umožnilo odstranit z nich lokalizátory. Aby bylo zachováno vyrovnání letounu SM-12/3, byla na něm změněna instalace nosníků pro zavěšení bloků ORO-57K, které byly umístěny v přední části křídla za účelem posunutí těžiště letadlo vpřed. Vzletová hmotnost letounu SM-12/3 v důsledku strukturálních změn i s odstraněným trupovým dělem vzrostla o 84 kg oproti vzletové hmotnosti sériového MiGu-19S.

19. prosince 1957 byly SM - 12/3 a SM - 12/1 předloženy Výzkumnému ústavu letectva letectva ke státním letovým zkouškám za účelem shromáždění základních letových technických údajů a určení možnosti přijetí SM - 12 letadel pro službu u letectva. V souladu s rozkazem vrchního velitele letectva představil Výzkumný ústav letectva 15. dubna 1958 předběžný závěr o možnosti spuštění letounu SM-12 do sériové výroby. Při státních zkouškách bylo na letounu SM -12/3 provedeno 112 letů a na SM 12/1 -40 letů. Během testů na stíhačce SM-12/3 byly instalovány motory RZ-26 s ventily pro vypouštění paliva, aby se zabránilo vypínání motorů při odpalování raket, a upravena byla také ocasní část trupu, aby se zlepšily teplotní podmínky jejího provozu. Během testů vykazoval SM - 12 vynikající rychlostní, zrychlovací a výškové charakteristiky. Maximální horizontální rychlost letu s motory běžícími na přídavném spalování ve výšce 12 500 m byla 1926 km / h, což je o 526 km / h více, než je maximální rychlost sériového MiGu-19S ve stejné výšce (ve výšce 10 000 m, rychlostní výhoda byla 480 km / h.

Doba zrychlení ve výšce 14 000 m z rychlosti odpovídající číslu M = 0,90 na rychlost 0,95 z maxima byla 6,0 min (spotřeba paliva 1165 kg) a doba zrychlení ve stejné výšce na 0,95 maxima horizontální rychlost Let letadla MiG-19S byl dvakrát menší a činil 1,5 minuty místo 3,0 minuty u MiG-19S. Spotřeba paliva je v tomto případě u letadel SM - 12 680 kg a u MiG -19S - 690 kg.

Při zrychlení při horizontálním letu s přívěsnými palivovými nádržemi o objemu 760 litrů bylo ve výšce 12 000 m dosaženo čísla M = 1, 31-1, 32, které prakticky odpovídalo maximální rychlosti letounu MiG-19S bez tanků. Chování letounu SM-12 bylo normální. Je pravda, že během akcelerace letadla ve výškách pod 10 000 m s motory běžícími na přídavném spalování byl narušen sled výroby paliva z nádrží, což by mohlo vést k úplnému vyčerpání paliva z první nádrže za přítomnosti paliva v třetí a čtvrtý tank, které se všemi následnými důsledky narušily zarovnání letadla …

Praktický strop SM - 12 v přídavném spalování s režimem stoupání při podzvukové rychlosti (M = 0,98) byl 17 500 m, což je o 300 m vyšší než praktický strop produkčních letounů MiG -19S ve stejném režimu stoupání. Přitom nastavený čas a spotřeba paliva zůstaly u SM-12 téměř stejné jako u MiG-19S. Nicméně na praktickém stropu v podzvukovém letovém režimu na letounu SM-12, jako na MiG-19S, byl možný pouze horizontální let. Provádění i menších manévrů mělo za následek ztrátu rychlosti nebo nadmořské výšky.

Praktický strop letounu SM-12 při nadzvukové rychlosti letu (M = 1, 2) také činil 17 500 m, přestože spotřeba paliva vzrostla o 200 litrů. Ale při letu na stropě v nadzvukovém režimu měl SM -12 již schopnost provádět omezené manévrování ve vodorovných a svislých rovinách s rolí ne více než 15-25 °.

Letoun SM-12 měl navíc ve srovnání se sériovým MiG-19S vyšší dynamické kvality díky tomu, že mohl dosahovat vysokých letových rychlostí. Takže za letu se stoupáním a zrychlením v procesu stoupání na M = 1,5 do výšky 15 000 m by letadlo se snížením rychlosti mohlo krátkodobě dosáhnout nadzvukové rychlosti výšky až 20 000 m (M = 1,05). Zbývající palivo při dosažení výšky 20 000 m bylo 680 litrů.

„Obžerství“motorů RZ-26 při provozu s přídavným spalováním a zvýšená spotřeba paliva přirozeně vedly k tomu, že SM-12 ztratil v letovém dosahu MiG-19S, protože přívod paliva (2130 litrů) zůstal nezměněn. Výsledkem je, že maximální praktický letový dosah bez zavěšených tanků ve výšce 12 000 m se snížil z 1110 km na 920 km, tj. o 17%. Dvě 760litrové přívěsné nádrže naplněné po 600 litrech, i když umožnily její zvýšení na 1530 km, ale to bylo o 260 km méně než u sériových letadel MiG-19S.

Kromě toho po zrychlení v rovinném letu ve výšce 12000-13000 m na maximální rychlost 1900-1930 km / h zůstala rezerva paliva nejvýše 600-700 litrů, což snížilo možnost využití rychlostí blízkých maximu.

Při letu na přídavném spalování mimo letiště s podmínkou přistání na vlastním letišti se zbývajícím 7% paliva (150 litrů) mohl letoun SM-12 bez přívěsných tanků dosáhnout rychlosti 1840 km / h ve výšce 14 000 m (menší než maximální rychlost v této výšce při 60 km / h), ale nemohl pokračovat v dalším letu touto rychlostí. Letadlo přitom opustilo odletové letiště ve vzdálenosti asi 200 km.

Charakteristiky vzletu a přistání (bez přívěsných tanků a se zataženými klapkami) se nezměnily k lepšímu. Délka vzletu a vzletová vzdálenost (až do stoupání 25 m) letadla SM-12 se zapnutým přídavným spalováním během vzletu byla 720 mil 1185 m, v porovnání s 515 ma 1130 m u MiG-19S, a se zahrnutím maxima na rozjezd - 965 m a 1645 m pro SM - 12 a 650 m a 1525 m pro MiG -19S.

Vzhledem k vysokému teplotnímu režimu v ocasní části trupu musel technický personál obsluhující letadlo důkladněji zkontrolovat ocasní část trupu, zda není vyhořelá, zdeformovaná a sledovat přítomnost rovnoměrných mezer mezi prodlužovací trubkou motoru a trupem obrazovka.

Přesto samotné motory RZ-26 ukázaly svou nejlepší stránku během celého testovacího období. Během stoupání, ve vodorovném letu a během plánování stabilně pracovaly v celém provozním rozsahu změn výšek a letových rychlostí letounu SM-12, jakož i při provádění akrobacie, včetně krátkodobého působení negativního a blízkého nulové svislé přetížení (bez známek hladovění olejem).

Přepěťová stabilita přepětí v přídavném spalování a maximální režimy během testů byla nejméně 12, 8-13, 6%, což odpovídalo nejlepší světové úrovni. V souvislosti s používáním lopatek z hliníkové slitiny s 2–5 stupni kompresoru na motorech RZ-26 však armáda požadovala, aby hlavní konstruktér OKB-26 přijal konstruktivní opatření k zajištění stability rázových charakteristik motorů RZ-26 protože zdroj byl vyčerpán.

Motory RZ-26 také stabilně pracovaly během testů odezvy plynu z volnoběhu na jmenovitý, maximální nebo režim přídavného spalování a při škrcení z těchto režimů do volnoběhu na zemi a za letu ve výškách až 17 000 m plynule a ostře (pro 1, 5 -2, 0 s) pohyby ovládacích pák.

Motorový přídavný spalovač byl spolehlivě zapnut do výšek 15500 m při rychlostech 400 km / h na nástroj a další, což rozšířilo bojové schopnosti letounu SM-12 ve vysokých výškách oproti letounu MiG-19S. Hlavní provozní parametry motorů tedy byly ve všech případech v rámci technických specifikací. Armáda neměla žádné zvláštní stížnosti na provoz motorů, což nelze říci o systému jejich spouštění. Zahájení motorů RZ-26 na zemi se tedy ukázalo být mnohem horší než RD-9B na letounu MiG-19S. Při teplotách pod -10 C byl start možný pouze z letištní jednotky APA -2. Autonomní startování motoru při teplotách pod nulou je prakticky nemožné a start motoru, zejména start druhého motoru s prvním spuštěným motorem, z palubní baterie 12SAM-28, jakož i ze startovacího podvozku ST-2M, byl dokonce nespolehlivý při kladných okolních teplotách. V tomto ohledu armáda požadovala, aby OKB-26 a OKB-155 přijaly opatření ke zlepšení spolehlivosti, zajištění autonomie a zkrácení doby spouštění motorů RZ-26 na zem. Motory byly za letu spolehlivě spuštěny ve výšce 8000 m při přístrojové rychlosti více než 400 km / h a ve výšce 9000 m při přístrojové rychlosti více než 500 km / h.

Na letounu SM-12 byl zajištěn stabilní provoz motorů RZ-26 při střelbě z kanónů NR-30 bez lokalizátorů ve výškách do 18 000 m a střelbě raket C-5M bez použití vypouštěcích ventilů paliva ve výškách až 16 700 m. Aby se zkontrolovala stabilita motorů RZ-26, při střelbě z projektilů S-5M z bloků ORO-57K byla střelba prováděna za všech možných letových podmínek. Při všech letech se sériovou palbou salvy střelami S-5M a palbou z kanónů NR-30 bez lokalizátorů pracují motory RZ-26 s deaktivovanými vypouštěcími ventily paliva stabilně. Počet otáček a teplota plynů za turbínou motorů se během střelby prakticky nezměnily. To svědčilo o nevhodnosti instalace ventilů pro vypouštění paliva na motory RZ-26 při použití 12 raket S-5M ze 4 bloků ORO-57K na letounu SM. Technické rozptylové charakteristiky při střelbě na střelnici a stabilita nulování dělové výzbroje odpovídala požadavkům letectva a nepřekročila dvě tisíciny dostřelu. Při střelbě z děl na čísla M = 1, 7 však letoun SM - 12 vykazoval výrazné oscilace náklonu a poněkud menší úhly stoupání, čemuž se nedalo čelit odchylkou ovládacích prvků, protože letoun se začal ještě více kývat. Přirozeně to negativně ovlivnilo přesnost střelby.

Při testování spolehlivě fungovala i trysková výzbroj. Síla zpětného rázu při střelbě sériovou salvou s 32 raketami S-5M (4 náboje v každé salvě) byla cítit mnohem méně než při střelbě z kanónů NR-30. Zaměřovač ASP-5N-V4 instalovaný na letadle však nemohl zajistit požadovanou přesnost střelby s projektily S-5M, což snižovalo účinnost bojového používání proudových zbraní.

Dosah rádiového dálkoměru SRD-5A nezajistil využití celého rozsahu dosahu vypracovaného zaměřovačem (až 2000 m). Pokud byl dosah rádiového dálkoměru na letounech MiG-19 při útocích z úhlu 0/4 1700-2200 m, pak při útocích z úhlu 1/4 a více pouze 1400-1600 m. Na ve stejné době bylo průběžně prováděno sledování podél dosahu. V okamžiku střelby z děl nebyla zaznamenána žádná falešná zachycení rádiovým dálkoměrem. Rádiový dálkoměr také stabilně pracoval na zemi z výšky 1000 m. Dosah stanice ochrany ocasu Sirena-2 při útoku letounem Jak-25M s radarovým zaměřovačem RP-6 ze zadní polokoule s úhlem 0/4 bylo 18 km, což splňovalo požadavky letectva.

Podle předních testovacích pilotů a pilotů nadletů se stíhací letoun SM-12 od letounu MiG-19S svou pilotní technikou prakticky nelišil v celém rozsahu provozních rychlostí a výšek letu, ani při vzletu a přistání.

Stabilita a ovladatelnost letounu SM-12 v rozsahu provozních rychlostí a letových výšek je v zásadě podobná stabilitě a ovladatelnosti MiG-19S, s výjimkou nestability v přetížení, která je výraznější ve srovnání s MiG-19S při transonické rychlosti letu při vysokých úhlech náběhu. Nestabilita v přetížení se ve větší míře projevovala v přítomnosti vnějších závěsů nebo s uvolněnými vzduchovými brzdami. Současně je implementace vertikální a horizontální akrobacie na letounech SM-12 podobná jejich výkonu na letounech MiG-19S. Koordinované klouzání bylo možné provádět v celém rozsahu rychlostí a čísel M, zatímco válec při vysokých uvedených rychlostech a číslech M nepřekročil 5-7 °.

Lety ke kontrole nouzového elektrického ovládání stabilizátoru byly prováděny při přístrojových rychlostech až 1100 km / h ve výškách 2000-10000 m a až M = 1, 6 ve výškách 11000-12000 m. Pilotování letadla na stejný čas vyžadoval od pilota přesnější pohyby. ovládací páka, zejména v rozsahu čísel М = 1, 05-1, 08. Nepřesnost pohybu ovládací páky by mohla vést k kývání letadla. Podle názoru testovacích pilotů, s přihlédnutím ke všem výše uvedeným výhodám a nevýhodám letounu SM-12 ve srovnání s MiG-19S, bylo vhodné doporučit jej k přijetí jednotkami letectva místo letounu MiG-19S, s výhradou odstranění zjištěných závad.

V tomto ohledu GK NII VVS požádala předsedu Státního výboru Rady ministrů SSSR pro leteckou techniku, aby uložil OKB-155 zpracovat vzorek letadla SM-12 pro sériovou výrobu a předložit jej ke kontrole testy před spuštěním do série s nezbytnými úpravami, které na ní budou provedeny.

Ale nemuselo se to dělat. Vedení MAP bezdůvodně usoudilo, že rezervy vozidla již byly vyčerpány, a nemělo smysl jej vylepšovat.

V této době byl navíc již úspěšně testován prototyp stíhačky MiG-21, který měl vyšší vlastnosti než letadla rodiny „SM“. Obecně vše nasvědčuje tomu, že práce na SM-12 a jeho úpravách byly provedeny z bezpečnostních důvodů, v případě poruchy na budoucím MiGu-21.

Přesto historie stíhaček SM - 12 nekončila. Následně letouny SM - 12/3 a SM - 12/4 významně přispěly k vývoji řízených střel K -13, které byly následně delší dobu ve výzbroji stíhacích letadel.

Jak vidíte, jedinou nevýhodou letounu SM-12 byl krátký dolet, zejména v režimu přídavného spalování. Tato nevýhoda byla důsledkem nenasytnosti použitých motorů RZ-26. Je však třeba poznamenat, že mnohem později v Číně byl na MiG-19 instalován také nadzvukový přívod vzduchu s pevným centrálním tělem. Letoun dostal název J-6HI a s motory RD-9 vyvinul rychlost až 1700 km / h.

Čínský J-6HI

Ve srovnání se svým čínským protějškem měl SM-12 progresivnější vstupní zařízení a zlepšenou aerodynamiku. Proto lze tvrdit, že se standardními motory RD-9, SM-12 mohl dosahovat rychlosti zhruba 1800 km / h, při zachování dojezdu 1300 km. OKB-155 se tedy na základě MiG-19 podařilo vytvořit celkem úspěšnou stíhačku schopnou odolat jakýmkoli americkým strojům „sté“řady, tzn. splňují základní požadavky na MiG-21.

Výkonové charakteristiky SM-12/3

Rozpětí křídel, m 9,00

Délka, m 13,21

Výška, m 3,89

Plocha křídla, m2 25,00

- prázdné letadlo

- maximální vzlet 7654

- palivo 1780

Typ motoru 2 TRD R3M-26

Tah, kgf 2 x 3800

Maximální rychlost, km / h 1926

Praktický dojezd, km