Одноместный фронтовой истребитель МиГ-15 спроектирован по схеме среднеплана со стреловидным крылом и расположенным на киле стреловидным горизонтальным оперением. Планер изготовлен, главным образом, из алюминиевых сплавов, с широким использованием стали.

Фюзеляж:

полумонококовой конструкции, разделен на две части. В передней части находятся отсеки вооружения, бортового оборудования и герметизированная кабина летчика. Кабина летчика закрыта каплеобразным фонарем. В неподвижном козырьке фо­наря установлено плоское бронестекло. Подвижная часть фонаря сдвигается на­зад. На переплете подвижного сегмента, начиная с МиГ-15бис, установлен пери­скоп заднего вида. В кабине установ­лено катапультное кресло. В хвостовой части фюзеляжа находится двигатель, агрегаты топливной системы, радио­техническое оборудование. По бортам хвостовой части установлены аэродина­мические тормоза.

Крыло:

имеет стреловидность по передней кромке 37° и отрицатель­ное поперечное V-2°. Конструктив­но крыло состоит из трех лонжеронов, стрингеров и нервюр. Механизация кры­ла состоит из посадочных щитков-за- крылков Фаулера и элеронов. К каждой плоскости крыла крепится по одному пилону для подвески топливных баков или вооружения. Левый элерон оснащен триммером. На верхней поверхности крыла установлены аэродинамические гребни, препятствующие перетеканию потока воздуха вдоль крыла. На задней кромке крыла МиГ -15бис имеется ре­гулируемая на земле ножевидная пла­стина.

Хвостовое оперение:

традиционное - киль с рулем направ­ления и стабилизатор с рулями высо­ты. Киль и руль направления разделены на две секции. Горизонтальное оперение установлено на киле. Левый руль направ­ления оснащен триммером.

Шасси:

Правая основная опора шасси УТИ МиГ-15.

убираемое, трехопорное с носовой опорой. Все опоры одноко­лесные. Носовая опора убирается пово­ротом вперед в нишу, расположенную в фюзеляже перед кабиной летчика. Основные опоры убираются в крыло по­воротом по направлению к продоль­ной оси фюзеляжа. Шасси рассчитано на эксплуатацию самолета с грунтовых аэродромов.

Управление осуществляется откло­нением элеронов, руля направления и рулей высоты. В канале управления элеронами установлены обратимые ги­дравлические бустеры. Органы управле­ния - РУС и РУД.

Приборное оборудование:

обеспечивает выполнение полетов в простых и слож­ных метеоусловиях, днем и ночью, а так­же выполнение фигур высшего пилотажа; впервые в отечественной практике истре­битель оборудован радиотехнической си­стемой захода на посадку ОСП-48.

Силовая установка:

состоит из одного турбореактивного двига­теля РД-45Ф тягой 2270 кгс. ТРД РД-45Ф (ВК-1 А) представлял собой копию британ­ского ТРД Роллс-Ройс «Нин II», производ­ство которого было налажено (без лицен­зии) на заводе N2 45 в Москве.

Топливо размещено в двух фюзеляж­ных баках суммарной емкостью 1450 л. На подкрыльевых пилонах возможна под­веска двух ПТБ емкостью по 600 л, 400 л, 300 л или 260 л.

Вооружение:

первые МиГ-15 вооружались одной 37-мм пушкой Н-37Д и двумя 23-мм пушками НС-23, в ходе се­рийного производства вместо пушек НС-23 стали ставить пушки НР-23 того же кали­бра. Боекомплект к пушке Н-37Д - 40 сна­рядов, к 23-мм пушкам - по 80 снаря­дов на ствол. Все три пушки и боекомплект к ним размещены на едином лафете, кото­рый опускается для перезарядки вооруже­ния вниз с помощью лебедки. Подкрыльевые пилоны предназначены, прежде всего, для подвески ПТБ, но также возможна под­веска бомб калибра до 250 кг и НАР.

Новейшие лучшие военные самолеты ВВС России и мира фото, картинки, видео о ценности самолета-истребителя как боевого средства способного обеспечить «господство в воздухе», была признана военными кругами всех государств к весне 1916 г. Это потребовало создания боевого специального самолета, превосходящего все остальные по скорости, маневренности, высоте и применению наступательного стрелкового вооружения. В ноябре 1915 г. на фронт поступили самолеты-бипланы Ньюпор II Вебе. Это первый самолет, построенный во Франции, который предназначался для воздушного боя.

Самые современные отечественные военные самолеты России и мира обязаны своим появлением популяризации и развитию авиации в России которому способствовали полеты русских летчиков М. Ефимова, Н. Попова, Г. Алехновича, А. Шиукова, Б. Российского, С. Уточкина. Стали появляться первые отечественные машины конструкторов Я. Гаккеля, И. Сикорского, Д. Григоровича, B.Слесарева, И. Стеглау. В 1913 г. совершил первый полет тяжелый самолет «Русский витязь». Но нельзя не вспомнить первого создателя самолета в мире - капитана 1-го ранга Александра Федоровича Можайского.

Советские военные самолеты СССР Великой Отечественной войны стремились поразить войска противника, его коммуникации и другие объекты в тылу ударами с воздуха, что обусловило создание самолетаов-бомбардировщиков способных нести большой бомбовый груз на значительные расстояния. Разнообразие боевых задач по бомбардировке неприятельских сил в тактическом и оперативной глубине фронтов привело к пониманию того факта, что их выполнение должно быть соизмеримо с тактико-техническими возможностям конкретного самолета. Поэтому конструкторским коллективам следовало решить вопрос специализации самолетов-бомбардировщиков, что и привело к возникновению нескольких классов этих машин.

Виды и классификация, последние модели военных самолетов России и мира. Было очевидно, что для создания специализированного самолета-истребителя потребуется время, поэтому первым шагом в этом направлении стала попытка вооружить уже существующие самолеты стрелковым наступательным оружием. Подвижные пулеметные установки, которыми начали оснащать самолеты, требовали от пилотов чрезмерных усилий, так как управление машиной в маневренном бою и одновременное ведение огня из неустойчивого оружия уменьшали эффективность стрельбы. Использование двухместного самолета в качестве истребителя, где один из членов экипажа выполнял роль стрелка, тоже создавало определенные проблемы, потому что увеличение веса и лобового сопротивления машины приводило к снижению ее летных качеств.

Какие бывают самолеты. В наши годы авиация сделала большой качественный скачок, выразившийся я значительном увеличении скорости полета. Этому способствовал прогресс в области аэродинамики, создания новых более мощных двигателей, конструктивных материалов, радиоэлектронного оборудования. компьютеризации методов расчетов и т. д. Сверхзвуковые скорости стали основными режимами полета истребителей. Однако гонка за скоростью имела и свои негативные стороны - резко ухудшились взлетно-посадочные характеристики и маневренность самолетов. В эти годы уровень самолетостроения достиг такого значения, что оказалось возможным приступить к созданию самолетов с крылом изменяемой стреловидности.

Боевые самолеты России для дальнейшего роста скоростей полета реактивных истребителей, превышающих скорость звука, потребовалось увеличить их энерговооруженность, повысить удельные характеристики ТРД, а также усовершенствовать аэродинамические формы самолета. С этой целью были разработаны двигатели с осевым компрессором, имевшие меньшие лобовые габариты, более высокую экономичность и лучшие весовые характеристики. Для значительного увеличения тяги, а следовательно, и скорости полета в конструкцию двигателя ввели форсажные камеры. Совершенствование аэродинамических форм самолетов заключалось в применении крыла и оперения с большими углами стреловидности (в переходе к тонким треугольным крыльям), а также сверхзвуковых воздухозаборников.

Фронтовой истребитель МиГ-15бис.

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1949 г.

В начале 1949 года прошел госиспытания двигатель ВК-1 , дальнейшее развитие РД-45Ф, имевший при практически тех же габаритах и массе почти на 20% большую тягу, что позволяло без особых проблем установить его на самолеты, оснащенные РД-45Ф, тем самым значительно улучшив их летные характеристики. 14 мая 1949 года Совет Министров СССР выпустил постановление № 1887-697 о запуске в серию двигателя ВК-1 со 100-часовым ресурсом. Это сразу же разделило реактивные фронтовые истребители второго поколения на «перспективные» и «неперспективные». В число первых попал МиГ-15, ко вторым отнесли Ла-15 , оснащенный не получившим дальнейшего развития РД-500 . Кроме того, в то время самолетный парк наших ВВС был весьма «разношерстным», включая множество типов как поршневых, так и реактивных машин, что вызывало большие трудности в материально-техническом снабжении ВВС. Возникла заманчивая концепция «единого истребителя», сулившая значительную экономическую выгоду. Она перекликалась с концепцией «единого фронтового бомбардировщика», т.к. ВК-1 планировалось установить и на Ил-28 . В результате, 14 мая 1949 года постановлением Совета Министров № 1839-699 было принято решение о серийном производстве только МиГ-15. Заводы, строившие Ла-15 и Як-23 , должны были свернуть их производство и с июня 1950 года полностью перейти на выпуск МиГов с ВК-1. Кроме того, уже 17 мая Правительство своим постановлением № 1903-708 обязало Главного конструктора В.Я.Климова провести в течение года работы по увеличению ресурса двигателя ВК-1 до 250 часов, считая первым этапом повышение ресурса в 1949 году до 200 ч. Впоследствии после проведения испытаний двигатель под обозначением ВК-1А выпускался первоначально с 150-часовым, а с 6 серии — с 200-часовым ресурсом.

В соответствии с вышеназванным постановлением № 1889-699, а также приказом МАП № 386 от 20 мая 1949 года ОКБ-155 была проведена работа по модификации серийного истребителя МиГ-15 под двигатель ВК-1. Самолет должен был быть предъявлен на государственные испытания 1 июля 1949 года. Однако, в связи с задержкой получения серийного МиГ-15 № 105015, переоборудование его закончилось только в конце июля, а на госиспытания самолет предъявили 13 сентября.

Помимо установки двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, что повлекло изменения в хвостовой части фюзеляжа, так как ВК-1 имел удлинительную трубу и реактивный насадок большего диаметра, чем у РД-45Ф, на самолете был установлен гидроусилитель БУ-1 для уменьшения усилий на ручке управления элеронов, увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты до 22%, носки руля высоты и руля направления утолщены. Установка ВК-1 повлекла за собой также уменьшение высоты 2-го топливного бака, что привело к потере 60 л топлива, и изменение расположения некоторых лючков подхода к двигателю и оборудованию.

Носовая часть фюзеляжа также претерпела небольшие изменения, вызванные установкой пушек НР-23 , стволы которых были смещены ближе к оси самолета, что позволило несколько улучшить параметры рассеивания при стрельбе. Установленные на МиГе пушки НР-23 все еще не были доработаны, но Главный конструктор А.И.Микоян в своем письме от 19 сентября на имя Начальника ГК НИИ ВВС обязался предъявить доведенное пушечное вооружение после испытания самолета.

Крыло отличалось от серийного только местом крепления элеронов — их площадь немного увеличили, сдвинув при этом вперед ось вращения. На самолете также была изменена форма и увеличена площадь тормозных щитков до 0,5 м2, а их ось вращения установили под углом 22° к вертикали для уменьшения кабрирующего момента при их открытии. Кроме того, прочность самолета была приведена в соответствие «Нормам прочности самолетов 1947 года.».

В ГК НИИ ВВС будущий МиГ-15бис, получивший заводское обозначение СД и первоначально именовавшийся МиГ-17, поступил через 6 дней после предъявления, но из-за наличия помпажа на боевом режиме (на высотах более 8000 м) и «зуда» (высокочастотной тряски) двигателя начавшиеся было испытания вскоре пришлось прекратить. Самолет возвратили ОКБ для устранения выявленных недостатков.

На самолет был установлен новый двигатель ВК-1 № 94-29 и после выполнения совместной с ЛИИ специальной программы испытаний двигателя 21 октября СД вторично предъявили в ГК НИИ ВВС. Несмотря на то, что дефекты двигателя полностью устранены не были, распоряжением Главного инженера ВВС машину приняли на государственные испытания. Однако полностью выполнить программу испытаний не удалось, двигатель по-прежнему преследовали «зуд» и помпаж и 15 января 1950 года после выполнения 38 полетов Заместитель Главкома ВВС по опытному строительству, заказам и военной приемке приказал прекратить испытания.

По договоренности Главного конструктора с Главкомом ВВС на самолете 28 января установили третий по счету двигатель — ВК-1 № В-94-104, имеющий ряд конструктивных изменений, направленных на устранение помпажа. 3 февраля начались повторные госиспытания, в процессе которых установили уже доработанное вооружение, а его проверку включили в общую программу испытаний самолета. Но 15 марта испытания пришлось снова прекратить, выполнив всего 16 полетов. Причина все та же — «зуд» и помпаж как и у ранее снятого двигателя. За это время военные успели провести только проверку работы двигателя и отстрел вооружения.

В соответствии с распоряжением Главкома ВВС на машину установили новый двигатель ВК-1 № Ф-0143, четвертый с начала испытаний. Полеты возобновились 18 марта и до успешного окончания испытаний самолет поднимался в воздух еще 35 раз, несмотря на то, что и этот движок продолжал, хотя и менее выражено, «зудеть» и помпировать.

Испытания показали, что по сравнению с серийными МиГ-15 с РД-45Ф установка нового двигателя и выполненный комплекс доработок привели к значительному улучшению практически всех характеристик. Летные данные существенно возросли, за исключением дальности, которая уменьшилась на 180 км ввиду уменьшения запаса топлива и увеличения удельных расходов топлива двигателем ВК-1. Максимальная скорость, которую достиг самолет с двигателем ВК-1 № 94-29, составила 1076 км/ч. Управляемость самолетом улучшилась по всем трем осям. Усилия на РУС от элеронов пришли в соответствие с требованиями ВВС, усилия от рулей высоты и направления также значительно снизились, и, хотя несколько превышали норму, по оценкам летчиков стали удовлетворительными. Также удовлетворительным стало изменение усилий на РУС при открытии тормозных щитков. Вместе с тем, эффективность элеронов, несмотря на увеличение их площади, изменилась мало и по-прежнему была ниже требуемой более чем в полтора раза. Остались не устраненными «валежка» и обратная реакция по крену, которые с увеличением максимальной скорости полета стали еще более выражены по сравнению с первыми проявлениями на МиГ-15 с РД-45Ф.

Особое недовольство военных вызвала система регулирования ВК-1, не позволявшая нормально эксплуатировать самолет на высотах более 6000 м. Она не обеспечивала постоянство оборотов турбины при неизменном положении РУДа и изменении высоты и скорости; не поддерживала минимально допустимый режим работы двигателя при его дросселировании; не допускала необходимую в воздушном бою энергичную работу РУДом без опасности появления помпажа, «заброса» оборотов и температуры за турбиной, влекущих за собой самопроизвольную остановку двигателя. Главному конструктору ВК-1 В.Я.Климову было рекомендовано отработать автомат приемистости для исключения возможности самопроизвольной остановки двигателя на всех скоростях и высотах полета. Кроме того, Главному конструктору А.И.Микояну предписывалось установить на МиГе систему автономного запуска двигателя для исключения зависимости самолета от аэродромных пусковых агрегатов.

Новое вооружение принципиальных недостатков не имело, рассеивание снарядов пушек НР-23 укладывалось в нормы ТУВС-46, правда при воздушной стрельбе с выпущенными воздушными тормозами звенья и гильзы били их обшивку. Увеличение темпа стрельбы 23-мм пушек при том же боекомплекте привело к уменьшению времени ведения огня с 9 до 6 секунд, и военные высказали пожелание удвоить боекомплект. Залповая и раздельная по калибрам стрельба в воздухе на всех высотах и скоростях полета не оказывала влияния на работу силовой установки. Однако при стрельбе остатки пыжей в больших количествах попадали во всасывающие каналы двигателя и оседали, в основном, на сетке заднего воздушного заборника компрессора, правда без нежелательных последствий.

Перечень недостатков был достаточно объемным, но достоинств у нового самолета имелось значительно больше и в заключении акта по результатам Госиспытаний было отмечено: «Опытный фронтовой истребитель с двигателем ВК-1 … построенный … на базе серийного самолета МИГ-15, государственные испытания прошел удовлетворительно и рекомендуется для принятия на вооружение и серийную постройку» . Далее высказывались требования устранить вновь обнаруженные, а также существовавшие ранее и до сих пор не устраненные дефекты, доработки внедрить в серийное производство и предъявить МиГ-15 с ВК-1 как эталон на 1951 год на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС к 1 июля 1950 года. Акт по результатам госиспытаний был утвержден 10 июня 1950 года постановлением Совета Министров № 2475-975, этим же постановлением самолет запустили в серию, заменяя на конвейере МиГ-15 с РД-45Ф.

Несмотря на то, что «бисы» были официально запущены в серию летом 1950 года, их совершенствование началось еще зимой, так как подготовка серийного производства на заводах МАП уже шла полным ходом с июля 1949 года.

В 1950 году во весь рост встала проблема «валежки» (непроизвольного кренения самолета на больших приборных скоростях и числах М). Впервые с этим явлением столкнулись еще при испытаниях С-3 , где оно проявлялось следующим образом: на приборной скорости 925 км/ч возникал значительный кренящий момент, быстро нараставший по мере увеличения скорости, когда последняя достигала 960 км/ч по прибору, усилия на ручке управления самолетом для парирования крена достигали 18,5 кг, что превышало физические возможности пилота. Из-за «валежки» не удалось разогнать самолет до максимальной скорости на высотах менее 1600 м.

Возникновению «валежки» способствовали как конструктивные причины (малая жесткость крыла, ослабленного в корневой части вырезом под нишу шасси и плохо работающего на кручение), так и технологические (разброс характеристик разных партий материалов, недостаточно точное выдерживание теоретических обводов крыла при его изготовлении, неточности при сборке и нивелировке самолета).

По непосредственным причинам возникновения «валежку» можно разделить на два типа. Первый тип, «маловысотная валежка», возникала на высотах менее 3000 м. При больших приборных скоростях, а следовательно и скоростных напорах, недостаточно жесткие консоли крыла закручивались, причем из-за разных жесткостей утлы закрутки консолей, а следовательно и их углы атаки, были не одинаковы. В результате подъемная сила на одной из консолей становилась больше, чем на другой, и возникал кренящий момент. На больших высотах, где при больших истинных скоростях скоростные напоры сравнительно невелики, но значительно возрастают числа М, перестает сказываться жесткостная асимметрия и начинает играть роль асимметрия геометрическая. Неравномерное развитие «волнового кризиса» на правой и левой консолях также влекло за собой различие их подъемных сил и появление кренящего момента. Так возникала «высотная валежка».

С увеличением скорости кренящий момент возрастал, а эффективность элеронов МиГ-15 и без того невысокая, значительно падала, одновременно росли усилия на ручке от элеронов, с определенной скорости парировать крен становилось невозможно и самолет неудержимо заваливался «на спину». Для МиГ-15бис, имевшего скорость большую, чем МиГ-15 с РД-45Ф, и практически то же крыло, проблема «валежки» значительно обострилась. У первых серийных «бисов» кренение на скоростях полета 960-980 км/ч, а у отдельных машин и при 850-950 км/ч, становилось настолько сильным, что у летчика не хватало сил для его парирования, при этом отклонение элеронов достигало предельных значений. Этим исключалась возможность использования максимальных скоростей полета на высотах до 3000 м.

По причине кренения самолетов МиГ-15бис на максимальных скоростях, выявившегося в июле 1950 года, завод № 1 в этом месяце не выполнил программу производства. Самолеты были облетаны, но не оформлялись ВВС под оплату до августа-сентября, когда состоялось решение Правительства об ограничении максимальной скорости МиГ-15бис. Приказом Главкома ВВС от 11 сентября 1950 года до устранения «валежки» Главным конструктором максимальную скорость МиГ-15бис на высотах до 2500 м ограничили 1040 км/ч. До внедрения в серию крыльев с увеличенной жесткостью разрешалось устранять «валежку» отгибом регулировочных «ножей» на задней кромке крыла. При этом парировать крен позволялось отклонением РУС не более чем на 1/3 хода.

«Валежке» самолетов не сразу удалось найти правильное объяснение и потребовалось значительное время для всестороннего исследования и изыскания эффективных средств борьбы с ней.

С целью выявления особенностей поведения МиГ-15бис, которые могут привести к авариям и катастрофам, в ГК НИИ ВВС впервые были проведены специальные летные исследования по определению пилотажных особенностей самолета и отработке соответствующих методических указаний для строевых частей ВВС. Испытания проводились согласно приказу Главкома ВВС № 0402 от 9 августа 1950 года на трех самолетах № 53210345, № 53210346, № 53210347 производства завода № 21. Для выполнения программы с объемом 240 полетов был установлен срок в 40 летных дней с облачностью не более 5 баллов. Однако летные исследования, начатые еще 4 августа на самолете № 53210345, а на двух других самолетах после устранения дефектов бустеров — 16 августа, были прекращены по указанию Начальника ГК НИИ ВВС 29 сентября, так как основная задача была выполнена. Кроме того, 16 сентября испытания на МиГ-15бис № 53210346 были прекращены после выхода из строя двигателя и возобновлены 23 сентября на сменившем его самолете № 53210434. За это время использовали 15 летных дней, в течение которых на всех самолетах выполнили 100 полетов общей продолжительностью 66 ч. 20 мин. По результатам исследований была переработана и дополнена «Инструкция летчику по эксплуатации и технике пилотирования самолета МиГ-15 с двигателями РД-45Ф и ВК-1».

По заключению военных, основными пилотажными особенностями истребителя МиГ-15, создающими предпосылки для аварий и катастроф, явились интенсивное кренение самолета, возникающее при полетах на больших скоростях и резко нарастающее даже при небольшом увеличении скорости или при создании перегрузок, а также обратная реакция по крену на дачу ноги при больших значениях числа М. Последнее явление заключалось в том, что при отклонении руля направления при числах М, больших 0,87, самолет кренился не в сторону отклонения руля, как это имеет место для устойчивого в поперечном отношении самолета, а в противоположную сторону. Указанные особенности значительно усложняли пилотирование самолета на больших числах М и могли привести к попаданию на такие режимы полета, выход из которых затруднен и требует от летчика необычных действий рулями.

Кроме того, при увеличении скорости полета происходило снижение эффективности элеронов, резкое увеличение усилий, необходимых для создания перегрузки при числах М более 0,86, и появлялся пикирующий момент. Это, хотя и было признано не опасным для полета, значительно ухудшало управление самолетом.

В штопор же МиГ-15бис срывался только при грубейших ошибках в технике пилотирования и при правильном выводе самолет надежно выходил из него с запаздыванием не более одного витка.

Наиболее опасной была признана «маловысотная валежка», как, впрочем, и любое другое нарушение управляемости самолета вблизи земли. Ее высотная разновидность подобной опасности не представляла, да и возникала она, как правило, при М»0,92, т.е. за пределами ограничений Главного конструктора. Сталкиваться с ней приходилось, в основном, нашим пилотам в Корее, где не придавали значения установленным ограничениям и выжимали из самолета все, что он может дать. Поэтому главным противником для конструкторов стала «валежка», возникающая на малых высотах.

Для проверки эффективности мероприятий, проведенных для устранения «валежки», в сентябре 1950 года в ГК НИИ ВВС были предъявлены на специальные летные испытания три самолета МиГ-15бис: № 122040 и № 122067 производства завода № 1, на которых по чертежам Главного конструктора выполнили доработки по увеличению жесткости крыла и установили «ножи» на задней кромке крыла, и № 53210434 производства завода № 21, который являлся вариантом для доработок в частях и имел только «ножи» на старом крыле.

В результате испытаний, проходивших с 26 сентября по 9 октября 1950 года, было установлено, что на всех трех самолетах проведенные мероприятия не обеспечили решения проблемы, так как выполнение полетов без «валежки» на допустимой скорости на всех высотах было невозможным. Парирование «валежки» на самолете № 53210434 отклонением ручки, не превышающим 1/3 хода, происходило на скоростях до 993-1020 км/ч (по прибору) на высотах 2000-700 м. Истинная скорость 1040 км/ч, установленная приказом Главкома от 11 сентября, была получена лишь при полном отклонении РУС, а не на 1/3 хода, как предписывал данный приказ.

Доработки самолетов №№ 122040, 122067 значительно улучшили характеристики кренения на больших скоростях. У № 122067 скорость, при которой «валежка» парировалась отклонением РУС на 1/3 хода, на 30-60 км/ч превышала соответствующие величины у самолетов без доработок. Однако приборные скорости парирования крена при полном отклонении РУС на самолетах №№ 122040, 122067 были на 35 и 10 км/ч соответственно меньше, чем скорости, на которых, поданным завода № 1, «валежки» не было вообще (1065 км/ч по прибору на высоте 700 м).

В прямолинейном полете без скольжения на высотах, больших 3000-4000 м, на всех трех самолетах «валежки» не было до М = 0,92. На высоте 9000-10000 м у №№ 122067 и 53210434 «валежка» в прямолинейном полете без скольжения практически отсутствовала до М = 0,95.

С целью полного устранения непроизвольного кренения МиГ-15бис вплоть до скоростей, соответствующих установленным для самолета ограничениям (скоростной напор 5500 кг/см2 и М = 0,92), в ГК НИИ ВВС был предъявлен самолет № 122058 с новым вариантом ужестченного крыла, показавший на заводских испытаниях хорошие результаты.

Увеличение жесткости крыла самолета № 122058 было достигнуто путем общего утолщения верхней обшивки и обшивки носка крыла, а также постановки нижнего и увеличения верхнего фестонов под обшивкой между главной балкой и нервюрой № 10. А увеличение жесткости крыльев самолетов № 122040 и № 122067 достигалось введением под обшивку фестонов больших размеров (верхнего — от продольной балки до нервюры № 15 и нижнего — от главной балки до нервюры № 16), а также усилением нервюры № 9 и заднего стрингера крыла. Толщина обшивки оставалась такой же, как на серийных МиГах. Поэтому крыло самолета № 121058 «потяжелело» на 47 кг, а крылья №№ 122040 и 122067 — на 30. Остальные доработки по увеличению жесткости у обоих вариантов крыльев сводились к несколько различающимся по конструктивному исполнению подкреплениям обшивки в различных местах крыла. Крыло самолета № 122058 на задней кромке от нервюры № 7 до нервюры № 14 также имело доводочные «ножи» шириною 40 мм, предназначенные для балансировки самолета относительно продольной оси.

Испытания, проведенные с 11 по 28 ноября 1950 года, показали, что МиГ-15бис № 122058 отличается в лучшую сторону по сравнению с ранее испытанными самолетами и в пределах установленных ограничений по скоростному напору и числу М кренения не имеет, в том числе и при маневрировании на предельных скоростях с перегрузкой до 4 д. Однако осталась обратная реакция по крену на М = 0,86-0,885 и недостаточная эффективность элеронов. Поэтому в период с 7 по 20 декабря на том же № 121058 были проведены испытания по определению характеристик устойчивости самолета и эффективности элеронов, во время которых имел место перерыв с 8 по 16 декабря, связанный с отправкой правой консоли крыла в ЦАГИ для определения жесткостных характеристик. Данные испытания показали, что увеличение жесткости крыла не улучшило эффективности элеронов и не предотвратило появление обратной реакции по крену на дачу ноги. В связи с этим ОКБ было предложено ускорить проведение работ по одновременному устранению всех основных недостатков самолета МиГ-15.

Кроме того, было отмечено, что «валежка» самолета может являться результатом не только недостаточной жесткости, но и недостаточной точности нивелировки и балансировки, а также неодинаковости жесткости консолей крыла, поэтому полученные результаты испытаний МиГ-15бис № 122058 не дают достаточных оснований утверждать, что кренения на серийных самолетах с крыльями, имеющими ужесточение по образцу данного самолета, не будет. Для подтверждения полученных результатов было рекомендовано изготовить и предъявить в январе 1951 года на контрольные испытания три МиГа с аналогичными крыльями. Тем не менее, данный вариант крыла был запущен в серию еще в октябре 1950 года.

Впоследствии, на МиГ-15бис последних серий была введена дополнительная, помимо отгиба «ножей», регулировка производственной асимметрии крыльев, также влияющей на кренение самолета. В узлах стыковки консолей крыла к фюзеляжу появились регулируемые опоры — эксцентричные втулки, с помощью которых можно было изменять установочные утлы консолей и тем самым парировать «валежку».

Практически во время всех испытаний к создателям МиГ-15 предъявлялись претензии по поводу отсутствия на самолете системы автономного запуска, позволяющей значительно повысить не только эксплуатационные, но и тактические характеристики истребителя.

В связи с этим и в соответствии с распоряжением СМ № 3169рс от 16 февраля 1952 года относительно оборудования самолета МиГ-15бис системой автономного запуска, в ОКБ Микояна и в ГК НИИ ВВС были проведены экспериментальные работы с использованием опытной аккумуляторной батареи 12-САМ-25, разработанной в НИАИ МПСС.

В результате проведения госиспытаний батареи и заводских испытаний самолета МиГ-15бис была установлена возможность создания системы автономного запуска без значительных изменений в оборудовании самолета. Затем ОКБ оборудовало самолет МиГ-15бис № 1115341 с ВК-1 № 136136, имеющим передаточное число к стартеpy 1:2,8, для проведения государственных испытаний системы автономного запуска.

При дооборудовании самолета электростартер СТ-2 заменили на СТ-2-48, применяемый для запуска ВК-1 на Ил-28 , а вместо серийной батареи 12-А-ЗО установили опытную 12-САМ-25. Кроме того, произвели некоторые изменения в электропроводке и пусковой панели ПС-2. Причем последовательность запуска двигателя ничуть не изменилась по сравнению с существующей на серийных машинах и сохранилась возможность запуска от аэродромных пусковых тележек. Вес же установленного оборудования составил не более 7 кг, главным образом за счет увеличения сечения проводов.

Летные испытания показали, что при продолжительности полетов 30-40 мин каждый с максимальной нагрузкой на электросеть, система автономного запуска с применением одной батареи 12-САМ-25 обеспечивает не менее 10 вылетов при 10 запусках двигателя ВК-1 без снятия ее на подзарядку. Результаты полетов по кругу по 3-5 мин. каждый показали, что система с полностью заряженной батареей обеспечивает не менее 5 полетов без применения аэродромных средств запуска.

В результате же опробования системы с серийной батареей 12-А-ЗО было получено только 4 уверенных запуска, причем раскрутка турбины проходила «вяло», о чем свидетельствовали повышенная температура газа за турбиной и пониженные обороты стартера в момент отключения. Тем не менее, до освоения в серийном производстве батареи 12-САМ-25 была признана возможность использования 12-А-ЗО на переоборудованных самолетах для обеспечения боевых вылетов.

Госиспытания проходили в периоде 5 марта по 10 марта 1952 года и закончились с положительной оценкой. В связи с чем, приказом МАП № 685 от 17 июня, система автономного запуска с октября месяца внедрялась в серийное производство. Кроме того, во время испытаний было проведено улучшение системы автономного запуска путем применения облегченной пусковой аппаратуры ПС-48 и схемы блокировки и защиты аккумуляторной батареи с помощью релейной коробки РПА-200А. После опробования улучшения его рекомендовали для использования при дальнейшем серийном производстве самолетов МиГ-15бис и МиГ-17 .

Но, учитывая острую потребность во внедрении автономного запуска на уже выпущенных и эксплуатирующихся в частях ВВС самолетах МиГ-15бис, а также, принимая во внимание, что указанное выше нововведение с применением ПС-48 и РПА-200А не может быть проведено в аэродромных условиях, так как потребует коренного изменения монтажей на самолете, было признано возможным провести дооборудование по варианту, предложенному ОКБ, который может быть выполнен в полевых условиях, с одновременным устранением выявленных в процессе испытаний недостатков предъявленной системы автономного запуска двигателя ВК-1.

Летные и тактические характеристики любого самолета в полной мере проявляются во время эксплуатации и, особенно, в период боевых действий, когда ему приходится работать в наиболее экстремальных условиях. Боевые действия МиГов в Корее также выявили не только положительные качества самолета, но и его недостатки. В связи с этим, в конце декабря 1951 года правительство рассмотрело вопрос о повышении боевых возможностей самолета МиГ-15бис, и уже 3 января 1952 года вышел приказ МАП № 10 «О самолете МиГ-15бис», обязывающий ОКБ-155 и заводы провести ряд доработок истребителя.

С целью улучшения маневренности истребителя МиГ-15бис и обеспечения возможности катапультирования летчика в случае ранения его в правую руку, ОКБ было поручено разработать тормозные щитки (ТЩ) увеличенной площади и дублирующее управление катапультированием и сбросом фонаря для левой руки пилота. Доработанный самолет необходимо было представить на испытания уже в марте. Самолет МиГ-15бис № 53210668 предъявили на госиспытания 20 марта 1952 года, которые он успешно прошел. С 1 июля в серию запустили дублирующее управление катапульты (приказ МАП № 567 от 20.05.1952 г.), а с 1 сентября — увеличенные ТЩ площадью 0,8 м2 (приказ МАП № 736 от 26.06.1952 г.).

Кроме того, приказом МАП № 736 устанавливался также срок предъявления на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС самолета МиГ-15бис с тормозными щитками площадью 0,9м2 — 15 сентября 1952 года. Установка новых увеличенных щитков была закончена в августе 1952 года. Работа проводилась в целях дальнейшего повышения маневренности самолета и обеспечения возможности вертикального пикирования без превышения допустимой скорости с высоты 12000-13000 м. Заводские испытания установили, что дальнейшее увеличение площади тормозных щитков, сверх ранее принятого размера (S = 0,8m2), не целесообразно, так как увеличение площади идет за счет криволинейной поверхности фюзеляжа по отношению к воздушному потоку и потому не эффективно. В связи с этим ОКБ, с согласия ВВС, прекратило работы по данной теме.

Для оборудования находящихся в 64 ИАК (соединение, в которое были сведены воюющие в Корее советские авиаполки и дивизии) МиГ-15бис креслами с дублированным управлением катапультой ОКБ было предписано сдать к 25 мая Главному инженеру ВВС 5 комплектов чертежей и 5 комплектов инструкций для проведения доработок. Заводам № 1 и № 153 поручалось изготовить и сдать ВВС к 20 июня для отправки в 64 ИАК 20 новых сидений (по 10 на завод) и 312 комплектов (по 156 на завод) деталей, необходимых для доработки старых сидений. Проведение доработки надлежало провести на всех самолетах Корпуса до 13 августа в ремонтных мастерских соединения силами прикомандированных заводских бригад совместно с техсоставом частей по чертежам и инструкции Главного конструктора.

Не дожидаясь поставки серийных истребителей с новыми ТЩ, было принято решение по доработке самолетов МиГ-15бис непосредственно в 64 ИАК. Для этого заводам № 1 и № 153 предписывалось изготовить и сдать ВВС для отправки в Корпус по 160 комплектов деталей и узлов, необходимых для установки на МиГ-15бис щитков площадью 0,8 м2 (по 60 комплектов до 20.07 и по 100 комплектов до 10.08.1952 г.). Переоборудование всех самолетов требовалось провести до 19 сентября по чертежам и инструкции завода № 1 силами заводских бригад, для чего в 64 ИАК командировались по одной бригаде в 10 человек с заводов № 1 и № 153. Как и в случае с дублирующим управлением, доработка проводилась в реморганах соединения с участием инженерно-технического состава частей.

Не осталось без внимания и качество радиосвязи. В целях повышения надежности управления воздушным боем истребителей МиГ-15бис завод № 153 до 15 февраля 1952 года должен был оборудовать 60 самолетов многоканальной УКВ радиостанцией РСИУ-3 и сдать их ВВС для отправки в этом же месяце в порядке замены в 64 ИАК. Туда же направили и новые наземные УКВ радиостанции РАС-УКВ.

Для увеличения дальности полета был разработан МиГ-15бис, оборудованный системой дозаправки топливом в полете от самолета-заправщика Ту-4 . В мае 1952 года на заводе № 153 было переоборудовано два самолета МиГ-15бис, выделенных для этой цели ВВС. Однако работы по этой теме затормозились по причине несвоевременного оборудования самолета-заправщика Ту-4 на заводе № 18, кроме того, работу тормозили такие организации-разработчики систем, как ОКБ-140, ОКБ-30, завод № 279 и ряд других. Тем не менее, в 1953 году испытания системы дозаправки «Конус» все же начались. Активное участие в ее испытаниях и доводке принимали инженеры В.Я.Молочаев и С.Н.Рыбаков, а также летчики-испытатели П.И.Казьмин, С.Ф.Машковский и Л.В.Чистяков.

При создании и испытаниях системы был решен ряд вопросов, связанных с устойчивостью системы «шланг-конус» в потоке и выбором ее параметров, а также отработана методика пилотирования истребителя МиГ-15бис при контактировании и заправке. Дозаправка осуществлялась при помощи двух шлангов с конусами, выпускаемых из законцовок крыла самолета-заправщика Ту-4 , и заправочной штанги, установленной в верхней части кольца воздухозаборника истребителя МиГ-15бис. В дальнейшем МиГ-15бис передал эстафету по совершенствованию системы «Конус» истребителю МиГ-19 .

Также на самолетах МиГ-15бис и Як-15 проходила испытания «крыльевая» система дозаправки от бомбардировщика Ту-2 , которая, несмотря на дальнейшую отработку на самолетах МиГ-19 и Ту-16 , развития не получила, так как не позволяла производить, в отличие от системы «Конус», одновременную дозаправку двух истребителей.

В рамках программы МиГ-15бис была разработана система «Бурлаки». МиГ-15бис «Бурлаки» — истребитель оборудованный системой «Гарпун», позволяющей за счет подцепки и буксировки в полете бомбардировщиком Ту-4 увеличить дальность полета. Разработку системы выполнило ОКБ А.С.Яковлева . Ведущий инженер Ч.Г.Гадзаов.

Система буксировки состояла из лебедки с тросом и приемником-конусом, установленной на самолете Ту-4 в хвостовой части фюзеляжа, и «гарпуна», установленного в носовой части самолета МиГ-15бис. Буксировочный трос с конусом выпускался на 80 м. Управление работой системы осуществлялось с главного пульта, расположенного на левом борту в задней гермокабине кормового стрелка Ту-4. Установка лебедки и связанные с этим доработки бомбардировщика Ту-4 № 221001 произведены ОКБ-30 по техническим условиям завода № 115. Доработка истребителя МиГ-15бис № 53210408 под установку гарпуна выполнена заводом № 115.

Гарпун представлял собой пневматический цилиндр, шток которого вместе с замком, обеспечивающим сцепку и расцепку под действием сжатого воздуха, мог перемещаться. Полная длина гарпуна — 1372 мм, длина выступающей части — 945 мм. Перед началом сцепки шток с замком выдвигался из цилиндра. При входе замка гарпуна в гнездо приемника-конуса происходило автоматическое сцепление, после чего шток убирался внутрь цилиндра.

В связи с установкой «гарпуна» и оборудования для сцепки с самолета МиГ-15бис сняли фотокинопулемет С-13. В отсеке носового кока дополнительно установили: второй аккумулятор 12А-30 и воздушный 4-х литровый баллон, включенный в сеть основной воздушной системы.

После проведения заводских испытаний (02.02. — 26.04.1951 г.) система дозаправки была передана в ГК НИИ ВВС на госиспытания. Госиспытания проходили с 28 июля по 24 августа 1951 года и завершились положительными результатами. Система буксировки показала надежную сцепку и расцепку самолетов в воздухе как днем так и ночью и была признана новой перспективной работой, представляющей интерес для ВВС, как одно из возможных решений задачи сопровождения бомбардировщиков. Было рекомендовано оборудовать 5 серийных истребителей МиГ-15бис и 5 бомбардировщиков Ту-4 системой буксировки для отработки тактического применения и системы наведения.

В январе 1952 года на заводе № 153 была построена войсковая серия из 5 истребителей МиГ-15бис оснащенных «гарпунами». Переоборудовано 5 самолетов-буксировщиков Ту-4 завода № 18 для проведения войсковых испытаний. Испытания проходили в 50-й Воздушной Армии Дальней Авиации с 9 июля по 8 сентября 1952 года на аэродроме Зябровка.

Система буксировки обеспечивала многократную сцепку и расцепку МиГ-15бис с Ту-4 и буксировку истребителей за бомбардировщиками с работающими и неработающими двигателями в составе отряда и эскадрильи «воздушных поездов» в установленных для самолетов Ту-4 боевых порядках как днем, так и ночью. Истребители, находясь на буксире, маневр бомбардировщиков не ограничивали.

В составе отряда и эскадрильи «воздушных поездов» возможно производить горизонтальный полет, набор высоты, снижение со скоростью до 7 м/с и развороты с креном до 10-15° Ввиду того, что Ту-4 являлся устаревшим бомбардировщиком, было рекомендовано отработать систему буксировки на самолетах Ту-16 и Ту-95 . В развитие системы буксировки ОКБ-115 разработало систему дозаправки истребителя МиГ-15бис от бомбардировщика Ту-4 при автосцепке.

Испытания системы дозаправки проводились заводом № 115 совместно с ЛИИ в период с 24 сентября 1954 года по 2 марта 1955 года. Ведущий летчик С.Н.Анохин , летчик-испытатель Ф.И.Бурцев, командир самолета Ту-4 А.А.Ефимов, инженер-оператор А.И.Вершинин. Ведущие инженеры: от завода № 115 — В.И.Степанов и от ЛИИ — В.С.Елкин. При испытаниях системы дозаправки была проверена работа всех агрегатов системы, отработана методика дозаправки и произведена эксплуатационная оценка ее работы. Испытания показали, что система обеспечивает дозаправку в полете на высотах до 4000 м.

Доработки, связанные с установкой системы, практически не ухудшили ЛТД самолетов и не усложнили их пилотирование. В 1956 году работы по теме «Бурлаки» были прекращены, как попотерявшей актуальность.

Техническое описание истребителя МиГ-15бис поздней серии выпуска.

Одноместный околозвуковой фронтовой истребитель МиГ-15бис представляет собой среднеплан со стреловидными крылом и хвостовым оперением. В задней части фюзеляжа установлен турбореактивный двигатель ВК-1А. Планер изготовлен главным образом из дюралюминия Д-16 и стали марок 30ХГСА и 20ХГСА.

Фюзеляж.

Фюзеляж полумонококовой конструкции состоит из двух частей, передней и задней.

Передняя часть ограничена шпангоутами № 1 и № 13. Воздухозаборник разделен вертикальной перегородкой, в которой на шпангоуте №1 закреплен фотокинопулемет С-13. Перегородка делит воздухозаборник на два канала полузллиптического сечения, которые огибают кабину летчика. К шпангоуту № 1 крепятся гидроцилиндр уборки носовой опоры шасси и буксировочная петля. В переднем отсеке оборудования (расположен в верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 1 и № 4) установлены аккумуляторная батарея, блоки радиостанции РСИУ-3 и ответчика системы госопознавания СРО-1, а также два баллона с кислородом. Носовая опора шасси крепится к шпангоуту № 4. В верхней части шпангоута № 4 смонтирована бронеплита толщиной 10 мм. Кабина пилота занимает пространство верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 4 и № 9. Кабина герметизирована и снабжена системой кондиционирования воздуха. Ниже кабины летчика размещается отсек вооружения, блоки радиовысотомера РВ-2, автоматического радиокомпаса АРК-5 и усилителя/выпрямителя МА-250.

Компоновка кабины традиционная. Приборная доска вместе с прицелом закреплена на шпангоуте № 5, направляющие катапультируемого кресла — на задней стенке кабины, которая, в свою очередь, крепится к шпангоуту № 8. Козырек фонаря кабины состоит из дюралюминиевой рамы, лобового бронестекла толщиной 64 мм, и двух боковых плексигласовых панелей остекления толщиной 8 мм. Сдвижная часть фонаря кабины также имеет дюралюминиевый каркас, прозрачная часть изготовлена из плексигласа толщиной 8 мм в передней части и 4 мм — в задней. Кроме того, фонарь имеет внутренне остекление из плексигласа толщиной 4 мм. В пространство между двумя слоями плексигласа укладывается силикагель (сменный) для поглощения влаги. Сдвижная часть фонаря сдвигается назад по трем направляющим, две из которых закреплены на бортах, а одна в верхней части фюзеляжа за шпангоутом № 9. Герметизация фонаря обеспечивается резиновым шлангом-прокладкой, в который в закрытом положении подается сжатый воздух. Снаружи фонарь может быть открыт посредством убираемой рукоятки, расположенной по левому борту фюзеляжа ниже каркаса фонаря. Ручка открытия фонаря изнутри находится по левому борту кабины. В случае опасности сдвижной сегмент фонаря кабины сбрасывается аварийно, рукоятки аварийного сброса находятся по бокам катапультируемого кресла.

Лебедка подъема/опускания вооружения и два блока крепятся к шпангоуту № 5а. В отсеке вооружения находится баллон аварийной пневмосистемы. Основной топливный бак расположен между шпангоутами № 9 и № 13 между каналами воздухозаборника двигателя. Лонжероны центроплана и плоскостей крыла крепятся к шпангоутам № 9 и № 13. Здесь же находится гидроаккумулятор. Моторама двигателя крепится к шпангоуту № 13. К шпангоуту № 13 в десяти точках также крепится также задняя секция фюзеляжа. В районе шпангоута № 13 два канала воздухозаборника соединяются в один.

Силовой набор передней секции фюзеляжа включает 13 шпангоутов, 3 вспомогательных шпангоута, четыре передних дюралюминиевых лонжерона (между шпангоутами № 1 и № 9), четыре задних стальных лонжерона (между шпангоутами № 9 и № 13). Между шпангоутами № 11 и № 13 в верхней части фюзеляжа имеется дополнительный лонжерон. Толщина обшивки варьируется от 0,6 до 1,2 мм. В носовой секции фюзеляжа имеется четыре больших смотровых люка: носовой, в верхней части фюзеляжа; по одному по бортам фюзеляжа в районе отсека вооружения и нижний люк между шпангоутами № 9 и № 13 (последний используется для монтажа/демонтажа основного топливного бака. Имеется также несколько технологических лючков меньшего размера.

Задняя часть фюзеляжа состоит из 14 шпангоутов (№№ 14-28), двух вспомогательных шпангоутов, десяти лонжеронов и стрингеров. В хвостовой секции находятся двигатель с оборудованием, реактивное сопло, топливный насос, проводка управления рулями высоты и направления, аэродинамическими тормозами. На съемной панели в нижней части хвостовой секции находятся антенны маркерного радиоприемника МРП-48, ПРП-48 и АРК-5. Аэродинамические тормоза расположены по бортам фюзеляжа между шпангоутами № 26 и № 28. Самолеты выпуска, начиная с 1952 г., оснащались контейнером с тормозным парашютом площадью 15 м2.

Горизонтальное оперение.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты. Силовой набор стабилизатора включает передний и задний лонжероны, стрингеры и восемь нервюр. Обшивка толщиной 0,8 мм. Руль высоты состоит из двух идентичных половинок, силовой набор которых включает по одному лонжерону и по восемь нервюр. Толщина обшивки 0,8 мм. Весовые балансиры массой 1 кг крепятся на концах лонжерона. На полуразмахе левого руля высоты имеется триммер.

Вертикальное оперение.

Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Киль технологически разделен на две секции. Нижняя часть крепится к фюзеляжу на болтах, верхняя выполнена съемной. Руль высоты также разделен по вертикали на две секции. Силовой набор нижней секции киля включает нервюры, лонжероны и стрингеры. В верхней части смонтирован весовой балансир массой 3,12 кг, в нижней части — массой 5,8 кг. Горизонтальное и вертикальное оперение самолета имеет одинаковый профиль NACA-0009.

Крыло.

Плоскости крыла крепятся к фюзеляжу в четырех точках. Механизация крыла включает посадочные щитки типа ЦАГИ-Фаулер и аэродинамически сбалансированные элероны. Силовой набор плоскости крыла состоит из переднего, главного и заднего лонжеронов, стрингеров, 20 нервюр, толщина обшивки варьируется от 1 до 2 мм. Нервюры № 1 и № 20 параллельны продольной оси самолета, остальные нервюры установлены под углом к оси. В плоскостях предусмотрено пространство для размещения основных опор шасси в убранном положении. Законцовки крыла с аэронавигационными огнями крепятся к нервюрам № 20. Балансировочный груз массой 27 кг уложен вдоль передней кромки плоскости крыла между шпангоутами № 19 и № 20. Убираемая посадочная фара крепится к переднему лонжерону в районе нервюры № 1. Основная опора шасси убирается поворотом к продольной оси самолета, стойка крепится к главному лонжерону в районе нервюры № 8. Гидропривод посадочного щитка также крепится к главному лонжерону, к его задней стенке. На нервюрах № 6, № 10 и № 13 установлены направляющие для посадочного щитка. Элерон подвешен на концах нервюр № 15 и № 19. Пилоны для подвески дополнительного топливного бака и вооружения крепятся к главному лонжерону в районе нервюр № 10 и № 12. На верхней стороне крыла имеются аэродинамические перегородки, препятствующие стеканию части воздушного потока к концам плоскостей. Высота перегородок 100 мм, длина 1560 мм и 2590 мм. Перегородки параллельны продольной оси самолета. Приемник воздушного давления установлен на передней кромке правой плоскости между нервюрами № 15 и № 16. На задней кромке плоскости имеется регулировочный нож.

Силовой набор элерона включает лонжерон, 12 нервюр и задний стрингер, толщина обшивки 0,8 мм. Элерон аэродинамически и статически сбалансирован. Привод — от обратимого бустера БУ-1. НА левом элероне установлен триммер. Масса балансировочного груза левого элерона 1,52 кг, правого — 1,6 кг.

Силовой набор посадочного щитка включает лонжерон, вспомогательный лонжерон, передний и задний стрингеры, 15 нервюр, толщина обшивки 0,8-1 мм.

Профиль крыла ЦАГИ С-10, профиль законцовок крыла ЦАГИ СР-3.

Шасси.

Шасси полностью убираемое с носовой опорой. Шасси допускает эксплуатацию самолета с аварийных и неподготовленных взлетно-посадочных полос. Носовая опора убирается в фюзеляж поворотом вперед, основные опоры — в крыло поворотом по направлению к продольной оси фюзеляжа. В убранном положении опоры шасси полностью закрыты створками. Опоры шасси фиксируются замками как в убранном, так и в выпущенном положениях. Основная опора шасси имеет три створки. Две створки закрываются вместе с уборкой опоры, третья имеет индивидуальный гидропривод. На приборной доске в кабине летчика установлена индикация о положении опор шасси (убрано/выпущено, красная лампочка — убрано, зеленая -выпущено). Кроме того, имеется три связанных с замками механических индикатора положения опор шасси — на верхней поверхности плоскостей крыла (по одному) и на верхней части фюзеляжа перед козырьком фонаря кабины (один).

Все три опоры оснащены гидропневматическими амортизаторами, на передней опоре имеется демпфер, предупреждающий возникновение автоколебаний типа <шимми>. Передняя опора -управляемая, может поворачиваться на 50 град вправо и влево от продольной оси самолета. Уборка/выпуск шасси осуществляется гидроприводами, аварийный выпуск — от аварийной пневмосистемы. В хвостовой части установлена снабженная амортизатором предохранительная пята.

Гидравлическая система.

С помощью гидравлики убираются и выпускаются шасси, посадочные щитки, аэродинамические тормоза, отклоняются элероны. Гидросистема включает резервуар для рабочей жидкости, насосы, гидроаккумулятор, фильтры, трубопроводы, датчики давления и т.д. Рабочая жидкость — ЛТ-СИА на основе спирта и глицерина. Нормальное давление в системе составляет 13,5014 МПа. Объем рабочей жидкости 18 л.

Пневматическая система.

На самолете имеется основная и резервная пневматические системы. От основной пневмосистемы работают тормоза колес основных опор шасси. Герметизируется кабина летчика и осуществляется перезарядка пушек. От аварийной — выпускаются в случае отказа гидросистемы шасси и запитываются тормоза колес основных опор шасси. Сжатый воздух основной системы находится в двух резервуарах, давление воздуха составляет 11 МПа. Сжатый воздух аварийной пневмосистемы находится в одном резервуаре, давление воздуха составляет 5 МПа. Все резервуары заполняются сжатым воздухом от внешнего источника. Система воздушного кондиционирования

Система воздушного кондиционирования оптимизирует температуру в кабине летчика, с ее помощью осуществляется также наддув кабины при полетах на большой высоте. Отбор воздуха осуществляется от компрессора двигателя. До высоты 2000 м в кабине поддерживается давление, соответствующее забортному, выше 8000 м — сохраняется постоянным. Предусмотрена возможность вентиляции кабины.

Кислородная система.

Кислородная система обеспечивает подачу воздуха к маске летчика КМ-10 и респиратору КП-14 при полете на высотах больше 9000 м. Кислород хранится в двух баллонах емкостью 4 и 2 литра.

Топливная система.

В состав топливной системы входят два фюзеляжных топливных бака, топливные насосы, трубопроводы, клапаны, фильтры и различные датчики. Основной топливный бак находится в фюзеляже между шпангоутами № 9 и № 13, емкость бака 1250 л. Задний топливный бак находится между шпангоутами № 21 и № 25, емкость бака 160 л. основной бак снабжен датчиком аварийного остатка, который срабатывает когда в баке остается 300 л топлива. Из заднего бака топлива подается насосом, установленным между шпангоутами № 20 и № 21. Топливо из основного бака подается к двигателю насосом ПНВ-2, насос смонтирован под основным баком. Предусмотрена возможность подвески на пилонах под плоскостями крыла двух дополнительных топливных баков емкостью по 600, 400, 300 или 260 литров. Порядок выработки топлива установлен следующий: сначала 345 литров из основного бака, затем задний бак, после чего — опять 100л. из основного, после чего начинается выработка топлива из дополнительных подвесных баков.

Система управления.

Управление самолетом по крену, курсу и тангажу — традиционное, рулями и элеронами. В контуре управления элеронами установлены обратимые бустеры БУ-1 (БУ-1У). Угол установки триммеров регулируется электроприводами УТ-6Д. Посадочные щитки выпускаются и убираются гидравликой, щитки синхронизированы механической передачей и имеют два выпущенных положения -взлетное и посадочное. Аэродинамические тормоза также отклоняются посредством гидравлики и имеют механическую связь между собой. Кнопка выпуска тормозов расположена на рукоятке управления двигателем.

Гашетка пушки Н-37 расположена в верхней части ручки управления, перед ней находятся гашетки пушек НР-23. На ручке управления также находится кнопка аварийного сброса внешней подвески.

Система пожаротушения.

Система пожаротушения установлена в хвостовой части фюзеляжа, предназначена для подачи пены к двигателю и в камеру сгорания. Пена хранится в двух баллонах емкостью по 3 л. Баллоны закреплены на шпангоуте № 14. На приборной доске в кабине летчика имеется световая сигнализация о пожаре двигателя. Пилот активизирует систему пожаротушения нажатием кнопки.

Электрическая система.

Электроэнергия напряжением 28,5В стандарта DC вырабатывается электрогенераторами ГСР-3000 или ГСК-1500 и аккумуляторными батареями 12А-30 или 12САМ28. В состав электросистемы входят:
-выпрямитель РУ-11А;
-преобразователи МА-100 и МА-250, которые обеспечивают подачу тока напряжением 36В стандарта АС.
Общая длина электропроводки. составляет 38000 м. Предусмотрена запитка электросистемы от внешнего источника.

Приборное оборудование.

В состав пилотажно-навигационной группы приборов входят:
-указатель скорости КУС-1200;
-высотомер ВД-15 или ВД-17;
-радиовысотомер малых высот РВ-2;
-авиагоризонт АГИ-1 или АГК-47Б;
-индикатор скольжения ИУП-46;
-вариометр ВЛР-75;
-дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-3;
-указатель числа Маха М-0,95;
-радиокомпас АРК-5.

В состав радиооборудования входят:
-система захода на посадку ОСП-48 (объели няет информацию от радиокомпаса АРК-5, высотомера РВ-2, маркерною приемника МРП-48);
-ответчик системы госопознавания СРО-1;
-приемо-передающая радиостанция РСИУ-ЗМ.

В верхней части приборной доски смонтирован прицел АСП-ЗН, для прицельного бомбометания и пуска неуправляемых ракет используется оптический прицел ПБП-1Б, на самолете установлен фотокинопулемет С-13 для фиксации результатов атаки воздушной цели. Пленка фотокинопулемета содержит 150 кадров. Скорость съемки 8 кадров в минуту.

Двигатель.

На самолете установлен турбореактивный двигатель ВК-1А. Моторама двигателя крепится к шпангоуту.

Вооружение.

Встроенное стрелковое вооружение состоит из одной 37-мм автоматической пушки Н-37 и двух 23-мм автоматических пушек НР-23. Пушка Н-37 смещена вправо от продольной оси самолета. Боекомплект к пушке Н-37 — 40 снарядов, боекомплект к пушкам НР-23 по 80 снарядов на ствол. Отсек вооружения размещен внизу носовой части фюзеляжа. Для удобства обслуживания оружия и пополнения боекомплекта лафет с пушками и снарядными ящиками опускается вниз с помощью лебедки. Перезарядка оружия в полете осуществляется с помощью пневмосистемы. Гашетки пушек расположены на ручке управления самолетом. Стрельба длинными очередями из пушки Н-37 возможно с 6-секундным интервалом между очередями. Минимальный интервал при стрельбе длинными очередями из пушек НР-23 — 5,3с. Стреляные гильзы и звенья снарядных лент выбрасываются в атмосферу через лючки в нижней части фюзеляжа (при наземных стрельбах предусмотрена установка на лючки корзин для сбора гильз). Боекомплект к пушки Н-37 включает снаряды ОЗТ (осколочно-зажигательный трассирующий) и БЗТ (бронебойно-зажигательный трассирующий), боекомплект к пушкам НР-23 включает снаряды ОЗТ и БЗ (бронебойно-зажигательный).

Самолеты производства Чехословакии имели по одному пилону БД2-48 или БДЗ-58 для внешних подвесок под плоскостями крыла, самолеты производства СССР — по два. Ассортимент подвесного вооружения включает авиабомбы ОФАБ-100М. ПРОСАБ-100, АО-50, ТБУ-70 и ССП-70. Пилоны оснащены электрическим механизмом сброса подвески. Самолеты, состоявшие на вооружении ВВС Советского Союза, кроме того, могли нести неуправляемые ракеты класса воздух-поверхность АРС-212 (С-21) на комбинации промежуточных пилонов АПУ-О-ЕКСР-46 и пилонов Д-46, которые монтировались с внешних сторон основных опор шасси.

Модификации:
МиГ-15бис — фронтовой истребитель.
МНВ-15 — разработанный на базе МиГ-15бис был самолет-мишень (мишень низкой высоты).
МиГ-15 бис Т — буксировщики мишеней.

Модификация: МиГ-15бис
Размах крыла, м: 10,08
Длина самолета, м: 10,11
Высота самолета, м: 3,70
Площадь крыла, м2: 20,60
Масса, кг
-пустого самолета: 3582
-нормальная взлетная: 4960
-максимальная взлетная: 6105
Топливо, л: 1400
Тип двигателя: 1 х ТРД ВК-1
Максимальная тяга: 1 х 2700
Максимальная скорость, км/ч
-у земли: 1076
-на высоте: 1045
Практическая дальность, км: —
-нормальная: 1200
-с ПТБ: 1976
Макс. скороподъемность, м/мин: 3000
Практический потолок, м: 15500
Макс. эксплуатационная перегрузка: 8
Экипаж, чел: 1
Вооружение: 1 х 37-мм пушка Н-37Д боезапас 40 патронов) и 2 х 23-мм пушки НР-23КМ (2х80 патронов); на двух подкрыльевых пилонах вместо ПТБ возможна подвеска бомб калибра 100 и 50 кг на бомбодержателях-замках БД2-48 МиГ.

Истребитель МиГ-15бис.

МиГ-15 (по классификации НАТО Fagot, версия МиГ-15УТИ – Midget) – первый массовый советский истребитель, который был спроектирован ОКБ Микояна и Гуревича в конце 40-х годов прошлого века. Является наиболее массовым реактивным боевым самолетом в авиации. Первый полет истребитель совершил 30 декабря 1947 года, первый серийный самолет поднялся в воздух ровно через год 30 декабря 1948 года. Первые строевые подразделения, получившие на вооружение МиГ-15, были сформированы в 1949 году. Всего в СССР было построено 11 073 истребителя всех модификаций. Они достаточно широко экспортировались в Китай, КНДР и страны Варшавского Договора, а также в ряд стран Ближнего Востока (Сирия, Египет). Всего с учетом самолетов, которые были произведены по лицензии в Чехословакии и Польше, общее число выпушенных истребителей достигло 15 560 штук.

История создания

Освоенные в свое время советской промышленностью реактивные двигатели РД-10 и РД-20 к 1947 году полностью исчерпали свои возможности. Появилась насущная потребность в новых двигателях. В то же время на Западе в конце 40-х годов лучшими двигателями считались моторы с центробежным компрессором, которые еще называли «турбиной Уиттла». Силовая установка данного типа была достаточно надежной, простой и нетребовательной в эксплуатации и хотя данные двигатели не могли развивать большой тяги, данная схема на несколько лет стала востребованной в авиации многих стран.

Проектирование нового советского реактивного истребителя было решено начать именно под эти моторы. С этой целью в конце 1946 года в Англию, которая в те годы считалась лидером мирового реактивного двигателестроения, из СССР отправилась делегация, в состав которой вошли главные конструкторы: двигателист В. Я. Климов, авиаконструктор А. И. Микоян и ведущий специалист по авиационному материаловедению С. Т. Кишкин. Советская делегация приобрела в Великобритании наиболее совершенные на тот момент турбореактивные двигатели компании «Роллс-Ройс»: «Нин-I» с тягой 2040 кгс и «Нин-II» с тягой 2270 кгс, а также «Дервент-V» с тягой 1590 кгс. Уже в феврале 1947 года СССР получил двигатели «Дервент-V» (всего 30 единиц), а также «Нин-I» (20 единиц), в ноябре 1947 года было получено также 5 двигателей «Нин-II».

В дальнейшем новинки английского двигателестроения достаточно успешно удалось скопировать и запустить в серийное производство. «Нин-I» и «Нин-II» получили соответственно индексы РД-45 и РД-45Ф, а «Дервент-V» назвали РД-500. К подготовке серийного производства данных двигателей в СССР приступили уже в мае 1947 года. При этом специалистам ОКБ завода №45, который занимался двигателями РД-45, на анализ материалов, снятие чертежей и на длительные испытания было потрачено в сумме 6 двигателей «Нин», в том числе 2 двигателя второй версии.

Появление в СССР новых двигателей позволило приступить к проектированию реактивных истребителей, относящихся к новому поколению. Уже 11 марта 1947 года Совет Министров СССР подписал постановление о планах опытного самолетостроения на текущий год. В рамках данного плана конструкторскому коллективу, возглавляемому А. И. Микояном, было утверждено задание на создание реактивного фронтового истребителя, обладающего герметической кабиной. Самолет планировалось построить в 2-х экземплярах и предъявить на госиспытания уже в декабре 1947 года. Фактически работы над новым истребителем в ОКБ-155 А. И. Микояна начали еще в январе 1947 года.

Проектируемый истребитель получил название И-310 и заводской шифр «С». Первый опытный экземпляр машины, имеющий обозначение С-1 был допущен к летным испытаниям 19 декабря 1947 года. После проведения процедур наземных испытаний самолет, пилотируемый летчиком-испытателем В. Н. Югановым, поднялся в воздух 30 декабря 1947 года. Уже на первой стадии испытаний новый самолет показывал отличные результаты. В связи с этим 15 марта 1948 года истребитель, который получил обозначение МиГ-15 и оснащался двигателем РД-45, был запущен в серию. Постройка самолета осуществлялась на заводе №.1 им. Сталина. Весной 1949 года на подмосковной авиабазе Кубинка в 29-м гвардейском авиаполку начались войсковые испытания нового фронтового истребителя. Испытания продолжались с 20 мая по 15 сентября, всего в них участвовало 20 самолетов.

Описание конструкции МиГ-15

Фронтовой реактивный истребитель МиГ-15 представлял из себя истребитель-среднеплан со стреловидным крылом и оперением, конструкция самолета была цельнометаллической. Фюзеляж самолета имел круглое сечение и тип – полумонокок. Хвостовая часть фюзеляжа была отъемной, с использованием внутренних фланцев для установки и проведения всестороннего обслуживания двигателей. В носовой части фюзеляжа находился воздухозаборник двигателя, который с двух сторон охватывал кабину летчика.

Крыло истребителя было однолонжеронным и имело косую поперечную балку, которая образовывала треугольную нишу для убираемого шасси. Крыло самолета состояло из 2-х отъемных консолей, которые стыковались непосредственно с фюзеляжем машины. Через фюзеляж проходили силовые балки шпангоутов, которые выступали продолжением силовой балки крыла и лонжерона.

Крыло самолета имело элероны со сдвижными щитками-закрылками на рельсовых каретках и внутренней аэродинамической компенсацией. Щитки могли отклоняться на посадке до 55°, на взлете – до 20°. Поверх крыла размещались 4-е аэродинамических гребня, которые предотвращали перетекание потока воздуха вдоль крыла и отрыв потока в концевой части крыла во время полета с большими углами атаки. Оперение истребителя было крестообразным, стабилизатор и киль были двухлонжеронными. Руль направления состоял из 2-х частей расположенных под и над стабилизатором.

Шасси истребителя было трехколесным, с носовой стойкой и рычажной подвеской колес. Выпуск и уборка шасси, а также 2-х тормозных щитков в хвостовой части фюзеляжа производились при помощи гидросистемы. Тормоза имели колеса главного шасси, тормозная система была пневматической. Управление истребителем было жестким и состояло из качалок и тяг. На последних версиях МиГ-15 в систему управления самолетом были введены гидроусилители. Силовая установка машины состояла из одного двигателя РД-45Ф с центробежным компрессором. Максимальная тяга двигателя равнялась 2270 кгс. На версии истребителя МиГ-15 бис использовался более мощный двигатель ВК-1.

Вооружение самолета было пушечным и включало в себя 37-мм пушку НС-37, а также 2-е 23-мм пушки НС-23. Все пушки находились в нижней части фюзеляжа самолета. Для облегчения процесса перезарядки пушки были смонтированы на специальном съемном лафете, который при помощи лебедки можно было опустить вниз. Под крылом истребителя можно было подвесить 2 дополнительных топливных бака или 2 бомбы.

Боевое применение машин в Корее

Пауза в боевом использовании истребителей после Второй мировой войны продлилась всего 5 лет. Историки еще не успели дописать свои труды о минувших сражениях, как в небе над Кореей развернулись новые воздушные битвы. Многие специалисты назвали эти боевые действия своеобразным полигоном по обкатке новой боевой техники. Именно в этой войне впервые в воздухе свои возможности в полной мере проверили реактивные истребители и истребители-бомбардировщики. Особое значение при этом было уделено противостоянию американского «Сейбра» F-86 и советского МиГ-15.

Главные противники Корейской войны МиГ-15 и Сейбр» F-86

За 3 года боевых действий в небе над Кореей советские летчики-интернационалисты из состава 64-го истребительного авиакорпуса провели 1 872 воздушных боя, в которых смогли сбить 1 106 американских самолетов из них около 650 «Сейбров». При этом потери МиГов составили лишь 335 самолетов.

И американский «Сейбр», и советский МиГ-15 представляли собой первое поколение реактивных истребителей, оба самолет незначительно отличались по своим боевым возможностям. Советский истребитель был на 2,5 тонны легче, но лишний вес «Сейбр» компенсировал более тяговитым двигателем. Скорость самолетов у земли и тяговооруженность была практически идентичной. При этом F-86 лучше маневрировал на малых высотах, а МиГ-15 получал преимущество в скороподъемности и разгоне на большой высоте. Американец также мог большее время держаться в воздухе за счет «лишних» 1,5 тонн топлива. Основные бои истребители вели на околозвуковом режиме полета.

Разные подходы у истребителей отмечались лишь в вооружении. МиГ-15 обладал куда большим секундным залпом за счет пушечного вооружения, которое было представлено двумя 23-мм и одной 37-мм пушкой. В свою очередь «Сейбры» были вооружены лишь 6-ю 12,7-мм пулеметами (в самом конце войны появились версии с 4-мя 20-мм пушками). В целом же анализ «анкетных» данных машин не позволял неискушенному эксперту сделать выбор в пользу потенциального победителя. Разрешить все сомнения можно было лишь на практике.

Уже первые воздушные бои продемонстрировали, что вопреки многим прогнозам, технический прогресс практически не изменил содержание и форму воздушного боя. Он сохранял все закономерности и традиции прошлого, оставаясь групповым, маневренным и ближним. Все это объяснялось тем, что в вооружении самолетов не произошло никакой революции. На борт новых реактивных истребителей перекочевали пушки и пулеметы с поршневых истребителей – активных участников последней войны. Именно поэтому «убойная» дистанция для атак осталась практически той же. Относительная слабость разового залпа, как и во время Второй мировой, вынуждала компенсировать ее количеством стволов истребителей, участвующих в атаке.

При этом МиГ-15 был создан для воздушного боя и полностью соответствовал своему целевому назначению. Конструкторы машин смогли сохранить идеи, которые были характерны еще для самолетов МиГ-1 и МиГ-3: скорость машины, высота и скороподъемность, что позволяло летчику-истребителю ориентироваться на ведение ярко выраженного наступательного боя. Одной из наиболее сильных сторон истребителя был его более высокий поражающий потенциал, что давало ему ощутимый выигрыш в основном этапе боя – атаке. Однако для победы необходимо было накопить позиционное и информационное преимущество на предыдущих этапах воздушного боя.

Прямолинейный полет, который совмещал встречное сближение с целью с атакой, стал доступен истребителям лишь через 30 лет – после появления на самолетах ракет средней дальности и радиолокаторов. МиГ-15 сочетал сближение с целью вместе с крутым маневром и заходом в заднюю полусферу. В том случае, если «Сейбр» замечал советский истребитель на отдалении, он стремился навязать ему маневренный бой (особенно на небольших высотах), который для МиГ-15 был невыгоден.

Хотя советский истребитель несколько проигрывал F-86 в горизонтальном маневрировании, это было не столь ощутимо, чтобы совсем отказываться от него при необходимости. Активность эффективной обороны напрямую связывалась со слетанностью пары летчиков и реализацией в бою принципа «щит и меч». Когда один из самолетов проводил атаку, а второй занимался прикрытием. Опыт и практика показывали, что согласованно и неразрывно действующая пара МиГ-15 практически неуязвима в ближнем маневренном бою. Также свою роль играл опыт, который советские летчики-истребители, в том числе и командиры полков, получили еще во время Великой Отечественной войны. Построение этажеркой и принципы группового боя все еще работали в небе Кореи.

Тактико-технические характеристики МиГ-15:
Размеры: размах крыла – 10,08 м., длина – 10,10 м., высота – 3,17 м.
Площадь крыла – 20,6 кв. м.
Масса самолета, кг.
- пустого – 3 149;
- нормальная взлетная – 4 806;
Тип двигателя – 1 ТРД РД-45Ф, максимальная тяга 2270 кгс.
Максимальная скорость у земли– 1 047 км/ч, на высоте – 1 031 км/ч.
Практическая дальность полета – 1 310 км.
Практический потолок – 15 200 м.
Экипаж – 1 человек.
Вооружение: 1х37-мм пушка НС-37 (40 патронов на ствол) и 2х23-мм пушки НС-23 (по 80 патронов на ствол).

Источники информации:
- http://www.airwar.ru/enc/fighter/mig15.html
- http://www.opoccuu.com/mig-15.htm
- http://www.airforce.ru/history/localwars/localwar1.htm
- http://ru.wikipedia.org/

В конце 1946 г. в Англию, бывшую тогда лидером мирового реактивного двигателестроения, из Советского Союза была направлена делегация, в состав которой входили Главные конструкторы: самолетчик А.И.Микоян, двигателист В.Я.Климов и ведущий специалист по авиационному материаловедению С.Т.Кишкин. Советской делегации удалось закупить наиболее совершенные турбореактивные двигатели фирмы Роллс-Ройс: «Дервент-V» с тягой 1590 кгс, «Нин-I» с тягой 2040 кгс и «Нин-II» с тягой 2270 кгс. Уже в феврале 1947 г. в СССР стали поступать двигатели «Дервент-V» (всего было получено 30 штук) и «Нин-I» (20 штук), а в ноябре 1947 г. — «Нин-II» (5 штук).
В дальнейшем новинки английского двигателестроения были успешно скопированы и запущены в серийное производство. «Дервент-V» выпускался отечественной промышленностью под названием РД-500, а «Нин-I» и «Нин-II», соответственно, превратились в РД-45 и РД-45Ф. К подготовке серийного производства на заводах No.45 (двигатель РД-45) и No.500 (РД-500) приступили с мая 1947 г. Стоит отметить, что специалистами ОКБ завода №45 на снятие чертежей, анализ материалов, а также на длительные испытания было израсходовано шесть «Нинов», в том числе два «Нин-II».
Появление новых двигателей позволило Советскому Союзу приступить к созданию реактивных истребителей нового поколения. Уже 11 марта 1947 г. Совет Министров СССР своим Постановлением No.493-192 утвердил план опытного самолетостроения на 1947 год. На основании утвержденного плана, 15 апреля приказом МАП No.210 коллективу, возглавляемому А.И.Микояном (ОКБ-155, завод №155), было утверждено задание на разработку фронтового истребителя с герметической кабиной, который требовалось построить в двух экземплярах и предъявить на государственные испытания в декабре. Фактически, работу над новой машиной в ОКБ-155 начали еще в январе 1947 г.
Разрабатываемый истребитель, получивший наименование И-310 и заводской шифр «С», должен был иметь весьма высокие летные характеристики: максимальную скорость 1000 км/ч у земли и 1020 км/ч на высоте 5000 м. Время подъема на высоту 5000 м — 3,2 мин, практический потолок 13000 м и дальность 1200 км при полете на высоте 10000 м с наивыгоднейшей скоростью. Разбег должен был составлять 700 м, а пробег 800 м. Его вооружение должно было состоять из трех пушек: одной 45-мм и двух 23-мм. Кроме этого, вместо подвесных топливных баков предусматривалась возможность размещения бомбовой нагрузки в 200 кг. На новой машине планировалось установить один из закупленных реактивных двигателей «Нин», который позволял обеспечить заданные летные характеристики. Всего из 25 полученных «Нинов» 16 было передано различным ОКБ, в том числе три — ОКБ-155.
30 апреля 1947 г. Главнокомандующий ВВС маршал авиации К.А.Вершинин утвердил тактико-технические требования к новому фронтовому истребителю, которые в точности повторяли требования МАП, за исключением вооружения: вместо «сорокапятки» на самолет требовалось установить пушку Н-37.

Установленный срок сдачи истребителя на госиспытания выдержать не удалось, так как в течение всего 1947 г. коллектив ОКБ-155 проводил большую работу по доработке самолета МиГ-9, и особенно, его вооружения. В связи с этим, первый опытный экземпляр И-310 (С-1) был выпущен на летные испытания только 19 декабря. После проведения наземной отработки 30 декабря 1947 г. самолет, пилотируемый летчиком-испытателем В.Н.Югановым, совершил первый полет. Второй опытный экземпляр И-310 (С-2) к концу года находился в состоянии 57% готовности.
К концу марта 1948 г. на С-1 по программе заводских испытаний было выполнено 17 полетов, а в опытном производстве завершили сборку С-2. Летчиком-испытателем на вторую машину назначили С.Н.Анохина, который 5 апреля 1948 г. выполнил на ней первый полет.
Уже на первом этапе заводских испытаний, продолжавшихся до 25 мая 1948 г., истребитель И-310 (С-1) показал хорошие результаты. В связи с этим, Постановлением Совета Министров от 15 марта 1948 г. машина под обозначением МиГ-15 с двигателем РД-45 была запущена в серийное производство на заводе №1 им.Сталина. Этим же Постановлением устанавливался новый срок сдачи самолета на государственные испытания — 10 мая.
По завершению заводских летных испытаний, во время которых на С-1 было выполнено 38 полетов и 13 полетов на С-2, самолеты были предъявлены в ГК НИИ ВВС на госиспытания. В качестве основного, военным 27 мая 1948 г. передали второй опытный экземпляр МиГ-15 (С-2), который вечером 25 мая летчик-испытатель Анохин перегнал из ЛИИ МАП в Чкаловскую. А 5 июля был принят первый экземпляр МиГ-15 (С-1) для проведения испытаний вооружения и системы аварийного сброса фонаря. Эту машину после завершения на ней дополнительных испытаний на штопор и определения скорости по высотам перегнал в ГК НИИ ВВС вечером 22 июня летчик-испытатель И.Т.Иващенко.
Во время государственных испытаний, проходивших в период с 27 мая по 25 августа 1948 г., самолет МиГ-15 получил высокую оценку. По своей максимальной скорости, скороподъемности, потолку и дальности полета он был лучшим из испытанных в ГК НИИ ВВС отечественных истребителей. Причем, основные летные характеристики, полученные в процессе испытаний, не только удовлетворяли тактико-техническим требованиям, но и превзошли их. На высоте 5000 м скорость самолета составила 1028 км/ч, а на высоте 2620 м — 1042 км/ч.
Набор высоты 5000 м осуществлялся за 2,3 мин, вместо требуемых 3,2 мин. Значения максимальной дальности полета на высоте 10000 м было превышено на 195 км, а практического потолка — на 2200 м. Разбег и пробег также были меньше требуемых, и составили 600 и 765 м соответственно.
По мнению ведущих летчиков-испытателей Ю.А.Антипова и И.М.Дзюбы, а также летчиков облета П.М.Стефановского, А.Г.Кочеткова и А.Г.Прошакова, по технике пилотирования МиГ-15 особой сложности не представлял. При условии доводки его по управляемости, боковой устойчивости, амортизации шасси и устойчивости на пробеге, мог быть легко освоен летным составом средней квалификации.
Наземное обслуживание МиГ-15 для технического состава, освоившего эксплуатацию реактивных самолетов, трудностей не представляло, и было значительно проще, чем наземное обслуживание самолета МиГ-9 с двумя РД-20. Запуск РД-45Ф на земле был очень прост, так как осуществлялся нажатием только на одну кнопку, расположенную на рукоятке рычага управления двигателем.

Несмотря на некоторые выявленные недостатки, в целом истребитель МиГ-15 испытания прошел удовлетворительно и был рекомендован для серийного производства. 23 августа, за три дня до окончания государственных испытаний, Совет Министров СССР выпустил Постановление о принятии МиГ-15 на вооружение и запуске его в массовое производство. Под постройку МиГа выделялось три завода МАП: No.1 им. Сталина в Куйбышеве, №153 им.Чкалова в Новосибирске и №381 в Москве. 29 сентября Совмин принял Постановление, обязывающее Главного конструктора Микояна устранить дефекты, выявленные на государственных испытаниях, и в ноябре 1948 г. предъявить доработанный МиГ-15 на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС.
Третий опытный экземпляр истребителя МиГ-15 (С-3) с внесенными улучшениями был построен в марте 1948 г., а 20 июня самолет, пилотируемый летчиком-испытателем Анохиным, совершил первый полет. Доработки, проведенные на С-3 в целях улучшения эксплуатационных и боевых качеств, были связаны, в основном, с установкой воздушных тормозных щитков площадью 0,48 м2, размещением в двигательном отсеке противопожарного оборудования и проведением ряда других усовершенствований в конструкции и системах истребителя. В частности — были доработаны киль и элероны, введена весовая компенсация рулей высоты по типу руля поворота, а для уменьшения излишней поперечной устойчивости увеличен угол поперечного V крыла с -1° до -2°.
Контрольные испытания С-3 проводились в период с 4 ноября по 3 декабря 1948 г. в крымском филиале ГК НИИ ВВС (г.Саки), которые он также прошел удовлетворительно. Летно-тактические данные, полученные при испытаниях, соответствовали требованиям к принятому на вооружение самолету МиГ-15, причем максимальная скорость на высоте 1600 м достигла 1047 км/ч. Самолет С-3 был рекомендован в качестве эталона для серийного производства.
Весной 1949 г. на подмосковной авиабазе Кубинка в 29-м ГвИАП 324-й ИАД начались войсковые испытания МиГ-15, которые проходили в период с 20 мая по 15 сентября, в них участвовало 20 самолетов 4-й и 5-й серий выпуска завода No.1. Их летно-технические характеристики практически не отличались от характеристик С-3, правда, и перечень дефектов почти полностью копировал соответствующий раздел акта об испытаниях опытного МиГа. Несмотря на недостатки, строевые летчики высоко оценили новую машину: «Самолет МиГ-15 по своим летным и боевым качествам является одним из лучших современных реактивных истребителей». Еще больше был доволен инженерно-технический состав: «Наземная эксплуатация самолета МиГ-15 с двигателем РД-45Ф проще, чем эксплуатация реактивного самолета Як-17 и поршневых самолетов Ла-9 и Як-9». Между тем, в ОКБ-155 продолжали работы по совершенствованию истребителя.

МиГ-15 (СВ) — серийный МиГ-15 для проведения доводочных работ по улучшению конструкции серийных самолетов по замечаниям ГК НИИ ВВС, отмеченными в акте по госиспытаниям. Конструктивные изменения, осуществленные на данном самолете, в основном касались установки пушек НР-23, обладавших в полтора раза большей скорострельностью, чем НС-23КМ, установки звеньеотводов с расцеплением звеньев и замены клапана перезарядки пушек ЭПКР-1 на ЭК-48 МАИ. Вместо прицела АСП-1Н установили АСП-3Н, имевший несколько лучшие характеристики и меньшие габариты. Была предусмотрена подвеска двух ПТБ, позволивших увеличить дальность полета на высоте 10000 м на 530 км.
Для облегчения управления самолетом на больших скоростях в систему управления элеронами ввели бустер Б-7, установленный в кабине летчика. За счет удлинения носка руля высоты увеличили его аэродинамическую компенсацию с 18% до 22%, изменили уплотняющий профиль в хвостовой части киля с целью уменьшения щели между носком руля и заделкой киля.
Пусковая панель двигателя ПС-2, которая ранее монтировалась на аэродромной тележке, была перенесена на самолет и установлена на 13-м шпангоуте.
Помимо доработок, предписанных актом по госиспытаниям, ОКБ провело значительные инициативные мероприятия по совершенствованию самолета. Произведена доработка крыла, что позволило снять ограничение по скорости полета 900 км/ч до высоты 500 м, ранее установленное из-за опасности флаттера. Установлен триммер на левом элероне. С целью обеспечения постоянного давления в баках при полетах во всех диапазонах скоростей и на всех высотах, доработана система питания горючим, для чего установили систему наддува баков. Подвергли доработке и пусковую систему двигателя РД-45Ф, что позволило осуществлять надежный запуск двигателя в полете на высотах до 5000 м. Всего в конструкцию самолета внесли 35 инициативных усовершенствований, которые почти полностью были одобрены, приняты военными и рекомендованы в серию.
Контрольные испытания проходили с 14 июня 1949 г. по 7 января 1950 г. Из усовершенствований серийные МиГи с РД-45Ф получили прицел АСП-3Н, панель ПС-2, улучшенную систему запуска двигателя, улучшенную топливную систему и гидроусилитель элеронов (31 МиГ-15 20-й серии завода №1 оснащались бустером БУ-1, который устанавливался в правой консоли крыла). Остальные новшества появились в серии уже на оснащенном ВК-1 МиГ-15бис, следующей и основной серийной модификации истребителя.

Миг-15бис. В начале 1949 г. прошел госиспытания двигатель ВК-1, дальнейшее развитие РД-45Ф, имевший при практически тех же габаритах и массе почти на 20% большую тягу, что позволяло без особых проблем установить его на самолеты, оснащенные РД-45Ф, тем самым значительно улучшив их летные характеристики. 14 мая 1949 г. Совет Министров СССР выпустил постановление о запуске в серию двигателя ВК-1 со 100-часовым ресурсом. Это сразу же разделило реактивные фронтовые истребители второго поколения на «перспективные» и «неперспективные». В число первых попал МиГ-15, ко вторым отнесли Ла-15, оснащенный не получившим дальнейшего развития РД-500. Кроме того, в то время самолетный парк наших ВВС был весьма «разношерстным», включая множество типов как поршневых, так и реактивных машин, что вызывало большие трудности в материально-техническом снабжении ВВС. Возникла заманчивая концепция «единого истребителя», сулившая значительную экономическую выгоду. Она перекликалась с концепцией «единого фронтового бомбардировщика», т.к. ВК-1 планировалось установить и на Ил-28. В результате, 14 мая 1949 года постановлением Совета Министров было принято решение о серийном производстве только МиГ-15. Заводы, строившие Ла-15 и Як-23, должны были свернуть их производство и с июня 1950 г. полностью перейти на выпуск МиГов с ВК-1. Кроме того, уже 17 мая Правительство своим постановлением обязало Главного конструктора В.Я. Климова провести в течение года работы по увеличению ресурса двигателя ВК-1 до 250 ч, считая первым этапом повышение ресурса в 1949 году до 200 ч. Впоследствии после проведения испытаний двигатель под обозначением ВК-1А выпускался первоначально с 150-часовым, а с 6 серии — с 200-часовым ресурсом.
В соответствии с вышеназванным постановлением, а также приказом МАП от 20 мая 1949 г. ОКБ-155 была проведена работа по модификации серийного истребителя МиГ-15 под двигатель ВК-1. Самолет должен был быть предъявлен на государственные испытания 1 июля 1949 г. Однако, в связи с задержкой получения серийного МиГ-15, переоборудование его закончилось только в конце июля, а на госиспытания самолет предъявили 13 сентября.
Помимо установки двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, что повлекло изменения в хвостовой части фюзеляжа, так как ВК-1 имел удлинительную трубу и реактивный насадок большего диаметра, чем у РД-45Ф, на самолете был установлен гидроусилитель БУ-1 для уменьшения усилий на ручке управления элеронов, увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты до 22%, носки руля высоты и руля направления утолщены. Установка ВК-1 повлекла за собой также уменьшение высоты 2-го топливного бака, что привело к потере 60 л топлива, и изменение расположения некоторых лючков подхода к двигателю и оборудованию.
Носовая часть фюзеляжа также претерпела небольшие изменения, вызванные установкой пушек НР-23, стволы которых были смещены ближе к оси самолета, что позволило несколько улучшить параметры рассеивания при стрельбе. Установленные на МиГе пушки НР-23 все еще не были доработаны, но Главный конструктор А.И. Микоян в своем письме от 19 сентября на имя Начальника ГК НИИ ВВС обязался предъявить доведенное пушечное вооружение после испытания самолета.
Крыло отличалось от серийного только местом крепления элеронов — их площадь немного увеличили, сдвинув при этом вперед ось вращения. На самолете также была изменена форма и увеличена площадь тормозных щитков до 0,5 м2, а их ось вращения установили под углом 22° к вертикали для уменьшения кабрирующего момента при их открытии. Кроме того, прочность самолета была приведена в соответствие «Нормам прочности самолетов 1947 г.»
В ГК НИИ ВВС будущий МиГ-15бис, получивший заводское обозначение СД и первоначально именовавшийся МиГ-17, поступил через 6 дней после предъявления, но из-за наличия помпажа на боевом режиме (на высотах более 8000 м) и «зуда» (высокочастотной тряски) двигателя начавшиеся было испытания вскоре пришлось прекратить. Самолет возвратили ОКБ для устранения выявленных недостатков.
На самолет был установлен новый двигатель ВК-1 и после выполнения совместной с ЛИИ специальной программы испытаний двигателя 21 октября СД вторично предъявили в ГК НИИ ВВС. Несмотря на то, что дефекты двигателя полностью устранены не были, распоряжением Главного инженера ВВС машину приняли на государственные испытания. Однако полностью выполнить программу испытаний не удалось, двигатель по-прежнему преследовали «зуд» и помпаж, и 15 января 1950 г. после выполнения 38 полетов Заместитель Главкома ВВС по опытному строительству, заказам и военной приемке приказал прекратить испытания.

По договоренности Главного конструктора с Главкомом ВВС на самолете 28 января установили третий по счету двигатель — ВК-1, имеющий ряд конструктивных изменений, направленных на устранение помпажа. 3 февраля начались повторные госиспытания, в процессе которых установили уже доработанное вооружение, а его проверку включили в общую программу испытаний самолета. Но 15 марта испытания пришлось снова прекратить, выполнив всего 16 полетов. Причина все та же — «зуд» и помпаж как и у ранее снятого двигателя. За это время военные успели провести только проверку работы двигателя и отстрел вооружения.
В соответствии с распоряжением Главкома ВВС на машину установили новый двигатель ВК-1, четвертый с начала испытаний. Полеты возобновились 18 марта и до успешного окончания испытаний самолет поднимался в воздух еще 35 раз, несмотря на то, что и этот движок продолжал, хотя и менее выражено, «зудеть» и пом пировать.
Испытания показали, что по сравнению с серийными МиГ-15 с РД-45Ф установка нового двигателя и выполненный комплекс доработок привели к значительному улучшению практически всех характеристик. Летные данные существенно возросли, за исключением дальности, которая уменьшилась на 180 км ввиду уменьшения запаса топлива и увеличения удельных расходов топлива двигателем ВК-1. Максимальная скорость, которую достиг самолет с двигателем ВК-1, составила 1076 км/ч. Управляемость самолетом улучшилась по всем трем осям. Усилия на РУС от элеронов пришли в соответствие с требованиями ВВС, усилия от рулей высоты и направления также значительно снизились, и, хотя несколько превышали норму, по оценкам летчиков стали удовлетворительными. Также удовлетворительным стало изменение усилий на РУС при открытии тормозных щитков. Вместе с тем, эффективность элеронов, несмотря на увеличение их площади, изменилась мало и по-прежнему была ниже требуемой более чем в полтора раза. Остались не устраненными «валежка» и обратная реакция по крену, которые с увеличением максимальной скорости полета стали еще более выражены по сравнению с первыми проявлениями на МиГ-15 с РД-45Ф.
Особое недовольство военных вызвала система регулирования ВК-1, не позволявшая нормально эксплуатировать самолет на высотах более 6000 м. Она не обеспечивала постоянство оборотов турбины при неизменном положении РУДа и изменении высоты и скорости; не поддерживала минимально допустимый режим работы двигателя при его дросселировании; не допускала необходимую в воздушном бою энергичную работу РУДом без опасности появления помпажа, «заброса» оборотов и температуры за турбиной, влекущих за собой самопроизвольную остановку двигателя. Главному конструктору ВК-1 В.Я. Климову было рекомендовано отработать автомат приемистости для исключения возможности самопроизвольной остановки двигателя на всех скоростях и высотах полета. Кроме того, Главному конструктору А.И. Микояну предписывалось установить на МиГе систему автономного запуска двигателя для исключения зависимости самолета от аэродромных пусковых агрегатов.
Новое вооружение принципиальных недостатков не имело, рассеивание снарядов пушек НР-23 укладывалось в нормы ТУВС-46, правда при воздушной стрельбе с выпущенными воздушными тормозами звенья и гильзы били их обшивку. Увеличение темпа стрельбы 23-мм пушек при том же боекомплекте привело к уменьшению времени ведения огня с 9 до 6 секунд, и военные высказали пожелание удвоить боекомплект. Залповая и раздельная по калибрам стрельба в воздухе на всех высотах и скоростях полета не оказывала влияния на работу силовой установки. Однако при стрельбе остатки пыжей в больших количествах попадали во всасывающие каналы двигателя и оседали, в основном, на сетке заднего воздушного заборника компрессора, правда без нежелательных последствий.
Перечень недостатков был достаточно объемным, но достоинств у нового самолета имелось значительно больше и в заключении акта по результатам госиспытаний было отмечено: «Опытный фронтовой истребитель с двигателем ВК-1 ... построенный... на базе серийного самолета МИГ-15, государственные испытания прошел удовлетворительно и рекомендуется для принятия на вооружение и серийную постройку». Далее высказывались требования устранить вновь обнаруженные, а также существовавшие ранее и до сих пор не устраненные дефекты, доработки внедрить в серийное производство и предъявить МиГ-15 с ВК-1 как эталон на 1951 г. на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС к 1 июля 1950 г. Акт по результатам госиспытаний был утвержден 10 июня 1950 г. постановлением Совета Министров, этим же постановлением самолет запустили в серию, заменяя на конвейере МиГ-15 с РД-45Ф.
Несмотря на то, что «бисы» были официально запущены в серию летом 1950 г., их совершенствование началось еще зимой, так как подготовка серийного производства на заводах МАП уже шла полным ходом с июля 1949 г.
В 1950 г. во весь рост встала проблема «валежки» (непроизвольного кренения самолета на больших приборных скоростях и числах М). Впервые с этим явлением столкнулись еще при испытаниях С-3, где оно проявлялось следующим образом: на приборной скорости 925 км/ч возникал значительный кренящий момент, быстро нараставший по мере увеличения скорости, когда последняя достигала 960 км/ч по прибору, усилия на ручке управления самолетом для парирования крена достигали 18,5 кг, что превышало физические возможности пилота. Из-за «валежки» не удалось разогнать самолет до максимальной скорости на высотах менее 1600 м.
Возникновению «валежки» способствовали как конструктивные причины (малая жесткость крыла, ослабленного в корневой части вырезом под нишу шасси и плохо работающего на кручение), так и технологические (разброс характеристик разных партий материалов, недостаточно точное выдерживание теоретических обводов крыла при его изготовлении, неточности при сборке и нивелировке самолета).
По непосредственным причинам возникновения «валежку» можно разделить на два типа. Первый тип, «маловысотная валежка», возникала на высотах менее 3000 м. При больших приборных скоростях, а следовательно и скоростных напорах, недостаточно жесткие консоли крыла закручивались, причем из-за разных жесткостей утлы закрутки консолей, а следовательно и их углы атаки, были не одинаковы. В результате подъемная сила на одной из консолей становилась больше, чем на другой, и возникал кренящий момент. На больших высотах, где при больших истинных скоростях скоростные напоры сравнительно невелики, но значительно возрастают числа М, перестает сказываться жесткостная асимметрия и начинает играть роль асимметрия геометрическая. Неравномерное развитие «волнового кризиса» на правой и левой консолях также влекло за собой различие их подъемных сил и появление кренящего момента. Так возникала «высотная валежка».
С увеличением скорости кренящий момент возрастал, а эффективность элеронов МиГ-15, и без того невысокая, значительно падала, одновременно росли усилия на ручке от элеронов, с определенной скорости парировать крен становилось невозможно и самолет неудержимо заваливался «на спину». Для МиГ-15бис, имевшего скорость большую, чем МиГ-15 с РД-45Ф, и практически то же крыло, проблема «валежки» значительно обострилась. У первых серийных «бисов» кренение на скоростях полета 960-980 км/ч, а у отдельных машин и при 850-950 км/ч, становилось настолько сильным, что у летчика не хватало сил для его парирования, при этом отклонение элеронов достигало предельных значений. Этим исключалась возможность использования максимальных скоростей полета на высотах до 3000 м.
По причине кренения самолетов МиГ-15бис на максимальных скоростях, выявившегося в июле 1950 г., завод №1 в этом месяце не выполнил программу производства. Самолеты были облетаны, но не оформлялись ВВС под оплату до августа—сентября, когда состоялось решение Правительства об ограничении максимальной скорости МиГ-15бис. Приказом Главкома ВВС от 11 сентября 1950 г. до устранения «валежки» Главным конструктором максимальную скорость МиГ-15бис на высотах до 2500 м ограничили 1040 км/ч. До внедрения в серию крыльев с увеличенной жесткостью разрешалось устранять «валежку» отгибом регулировочных «ножей» на задней кромке крыла. При этом парировать крен позволялось отклонением РУС не более чем на 1/3 хода.
«Валежке» самолетов не сразу удалось найти правильное объяснение, и потребовалось значительное время для всестороннего исследования и изыскания эффективных средств борьбы с ней.
С целью выявления особенностей поведения МиГ-15бис, которые могут привести к авариям и катастрофам, в ГК НИИ ВВС впервые были проведены специальные летные исследования по определению пилотажных особенностей самолета и отработке соответствующих методических указаний для строевых частей ВВС. Испытания проводились согласно приказу Главкома ВВС от 9 августа 1950 г. на трех самолетах производства завода №21. Для выполнения программы с объемом 240 полетов был установлен срок в 40 летных дней с облачностью не более 5 баллов. За это время использовали 15 летных дней, в течение которых на всех самолетах выполнили 100 полетов общей продолжительностью 66 ч 20 мин. По результатам исследований была переработана и дополнена «Инструкция летчику по эксплуатации и технике пилотирования самолета МиГ-15 с двигателями РД-45Ф и ВК-1».
По заключению военных, основными пилотажными особенностями истребителя МиГ-15, создающими предпосылки для аварий и катастроф, явились интенсивное кренение самолета, возникающее при полетах на больших скоростях и резко нарастающее даже при небольшом увеличении скорости или при создании перегрузок, а также обратная реакция по крену на дачу ноги при больших значениях числа М. Последнее явление заключалось в том, что при отклонении руля направления при числах М, больших 0,87, самолет кренился не в сторону отклонения руля, как это имеет место для устойчивого в поперечном отношении самолета, а в противоположную сторону. Указанные особенности значительно усложняли пилотирование самолета на больших числах М и могли привести к попаданию на такие режимы полета, выход из которых затруднен и требует от летчика необычных действий рулями.
Кроме того, при увеличении скорости полета происходило снижение эффективности элеронов, резкое увеличение усилий, необходимых для создания перегрузки при числах М более 0,86, и появлялся пикирующий момент. Это, хотя и было признано не опасным для полета, значительно ухудшало управление самолетом.
В штопор же МиГ-15бис срывался только при грубейших ошибках в технике пилотирования, и при правильном выводе самолет надежно выходил из него с запаздыванием не более одного витка.
Наиболее опасной была признана «маловысотная валежка», как, впрочем, и любое другое нарушение управляемости самолета вблизи земли. Ее высотная разновидность подобной опасности не представляла, да и возникала она, как правило, при М=0,92, т.е. за пределами ограничений Главного конструктора. Сталкиваться с ней приходилось, в основном, нашим пилотам в Корее, где не придавали значения установленным ограничениям и выжимали из самолета все, что он может дать. Поэтому главным противником для конструкторов стала «валежка», возникающая на малых высотах.
Для проверки эффективности мероприятий, проведенных для устранения «валежки», в сентябре 1950 г. в ГК НИИ ВВС были предъявлены на специальные летные испытания три самолета МиГ-15бис.
В результате испытаний, проходивших с 26 сентября по 9 октября 1950 г., было установлено, что на всех трех самолетах проведенные мероприятия не обеспечили решения проблемы, так как выполнение полетов без «валежки» на допустимой скорости на всех высотах было невозможным. Парирование «валежки» на самолете No. 53210434 отклонением ручки, не превышающим 1/3 хода, происходило на скоростях до 993-1020 км/ч (по прибору} на высотах 2000-700 м. Истинная скорость 1040 км/ч, установленная приказом Главкома от 11 сентября, была получена лишь при полном отклонении РУС, а не на 1/3 хода, как предписывал данный приказ.

Доработки самолетов значительно улучшили характеристики кренения на больших скоростях. У самолета скорость, при которой «валежка» парировалась отклонением РУС на 1/3 хода, на 30-60 км/ч превышала соответствующие величины у самолетов без доработок. Однако приборные скорости парирования крена при полном отклонении РУС на самолетах были на 35 и 10 км/ч соответственно меньше, чем скорости, на которых, поданным завода No. 1, «валежки» не было вообще (1065 км/ч по прибору на высоте 700 м).
В прямолинейном полете без скольжения на высотах, больших 3000—4000 м, на всех трех самолетах «валежки» не было до М=0,92. На высоте 9000-10000 м «валежка» в прямолинейном полете без скольжения практически отсутствовала до М=0,95.
С целью полного устранения непроизвольного кренения МиГ-15бис вплоть до скоростей, соответствующих установленным для самолета ограничениям (скоростной напор 5500 кг/см2 и М=0,92), в ГК НИИ ВВС был предъявлен самолет с новым вариантом ужестченного крыла, показавший на заводских испытаниях хорошие результаты.
Испытания, проведенные с 11 по 28 ноября 1950 г., показали, что МиГ-15бис отличается в лучшую сторону по сравнению с ранее испытанными самолетами и в пределах установленных ограничений по скоростному напору и числу М кренения не имеет, в том числе и при маневрировании на предельных скоростях с перегрузкой до 4 д. Однако осталась обратная реакция по крену на М = 0,86-0,885 и недостаточная эффективность элеронов. Поэтому в период с 7 по 20 декабря на том же самолете были проведены испытания по определению характеристик устойчивости самолета и эффективности элеронов, во время которых имел место перерыв с 8 по 16 декабря, связанный с отправкой правой консоли крыла в ЦАГИ для определения жесткостных характеристик. Данные испытания показали, что увеличение жесткости крыла не улучшило эффективности элеронов и не предотвратило появление обратной реакции по крену на дачу ноги. В связи с этим ОКБ было предложено ускорить проведение работ по одновременному устранению всех основных недостатков самолета МиГ-15.
Кроме того, было отмечено, что «валежка» самолета может являться результатом не только недостаточной жесткости, но и недостаточной точности нивелировки и балансировки, а также неодинаковости жесткости консолей крыла, поэтому полученные результаты испытаний МиГ-15бис не дают достаточных оснований утверждать, что кренения на серийных самолетах с крыльями, имеющими ужесточение по образцу данного самолета, не будет. Для подтверждения полученных результатов было рекомендовано изготовить и предъявить в январе 1951 г. на контрольные испытания три МиГа с аналогичными крыльями. Тем не менее, данный вариант крыла был запущен в серию еще в октябре 1950 г.
Впоследствии, на МиГ-15бис последних серий была введена дополнительная, помимо отгиба «ножей», регулировка производственной асимметрии крыльев, также влияющей на кренение самолета. В узлах стыковки консолей крыла к фюзеляжу появились регулируемые опоры — эксцентричные втулки, с помощью которых можно было изменять установочные утлы консолей и тем самым парировать «валежку».
Летные и тактические характеристики любого самолета в полной мере проявляются во время эксплуатации и, особенно, в период боевых действий, когда ему приходится работать в наиболее экстремальных условиях. Боевые действия МиГов в Корее также выявили не только положительные качества самолета, но и его недостатки. В связи с этим, в конце декабря 1951 г. правительство рассмотрело вопрос о повышении боевых возможностей самолета МиГ-15бис, и уже 3 января 1952 г. вышел приказ МАП «О самолете МиГ-15бис», обязывающий ОКБ-155 и заводы провести ряд доработок истребителя.

Для оборудования находящихся в 64 ИАК (соединение, в которое были сведены воюющие в Корее советские авиаполки и дивизии) МиГ-15бис креслами с дублированным управлением катапультой ОКБ было предписано сдать к 25 мая Главному инженеру ВВС 5 комплектов чертежей и 5 комплектов инструкций для проведения доработок. Заводам No.1 и No.153 поручалось изготовить и сдать ВВС к 20 июня для отправки в 64 ИАК 20 новых сидений (по 10 на завод) и 312 комплектов (по 156 на завод) деталей, необходимых для доработки старых сидений. Проведение доработки надлежало провести на всех самолетах Корпуса до 13 августа в ремонтных мастерских соединения силами прикомандированных заводских бригад совместно с техсоставом частей по чертежам и инструкции Главного конструктора.
Не дожидаясь поставки серийных истребителей с новыми ТЩ, было принято решение по доработке самолетов МиГ-15бис непосредственно в 64 ИАК. Для этого заводам №1 и №153 предписывалось изготовить и сдать ВВС для отправки в Корпус по 160 комплектов деталей и узлов, необходимых для установки на МиГ-15бис щитков площадью 0,8 м2. Переоборудование всех самолетов требовалось провести до 19 сентября по чертежам и инструкции завода No.1 силами заводских бригад, для чего в 64 ИАК командировались по одной бригаде в 10 человек с заводов №1 и №153. Как и в случае с дублирующим управлением, доработка проводилась в реморганах соединения с участием инженерно-технического состава частей.
Не осталось без внимания и качество радиосвязи. В целях повышения надежности управления воздушным боем истребителей МиГ-15бис завод №153 до 15 февраля 1952 г. должен был оборудовать 60 самолетов многоканальной УКВ радиостанцией РСИУ-3 и сдать их ВВС для отправки в этом же месяце в порядке замены в 64 ИАК. Туда же направили и новые наземные УКВ радиостанции РАС-УКВ.

Боевое применение. Впервые МиГ-15 был использован в бою в начале 1950 года. Истребители были развёрнуты в Китае для прикрытия района города Шанхай от налётов гоминьдановской авиации. Стычки с противником были редкими, и пилоты МиГ-15 записали на свой счёт только один сбитый самолёт - разведывательный P-38.
Главной войной и «звёздным часом» в истории МиГ-15 стала война в Корее. Это была первая в истории авиации война реактивных двигателей и первый воздушный бой реактивных самолётов. ВВС Северной Кореи были полностью уничтожены в первые несколько месяцев боевых действий, и в середине осени 1950 года авиация ООН имела господство в воздухе. Для обеспечения воздушного прикрытия вступившей в войну китайской армии СССР направил в Китай 64-й истребительный авиакорпус, вооружённый МиГ-15. Уже 1 ноября они вступили в первый бой с американскими самолётами, что стало полной неожиданностью для ВВС США, не предполагавших, что им придётся столкнуться с новейшим советским истребителем. Применявшиеся до сих пор американские F-80 уступали МиГам в скорости из-за своего прямого крыла. Для борьбы с новым воздушным противником на Дальний Восток были срочно отправлены недавно поступившие на вооружение F-86 «Сэйбр». С конца декабря 1950 года и вплоть до завершения войны в июле 1953 года МиГ-15 и F-86 стали основными противниками в небе Кореи.

МиГ и «Сэйбр» имели примерно одинаковые лётные характеристики. МиГ-15 имел преимущество в вертикальной манёвренности и вооружении, уступая «Сэйбру» в авионике и горизонтальной манёвренности. Важную роль играла и оперативная ситуация на Корейском театре военных действий. Советским лётчикам запрещалось преследовать противника над морем или территорией Южной Кореи. Кроме того, основной целью советских лётчиков было не уничтожение F-86, а атака ударных американских самолётов. С другой стороны, МиГи действовали над своей территорией, в то время как авиация ООН постоянно подвергалась угрозе зенитного огня. Важным преимуществом для МиГов было то, что они базировались на аэродромах на территории Китая, в результате лётчикам США было запрещено уничтожать МиГ-15 на земле и вообще атаковать МиГи над территорией Китая. Командир эскадрильи Сергей Крамаренко, одержавший в Корее 13 воздушных побед, так описывал тактику сторон:« МиГ имел превосходство в скороподъёмности, в то время как «Сейбр» обладал лучшей манёвренностью в горизонтальной плоскости, особенно на малых высотах… Очень часто исход поединка решала первая атака. После первого удара МиГи быстро уходили на высоту, «Сейбры» же, наоборот, в случае неудачного первого захода стремились уйти вниз. Каждый стремился использовать в бою лучшие качества своего самолёта, поэтому порой схватка и ограничивалась одной атакой, после которой МиГи оказывались наверху, а «Сейбры» — внизу. »
Однако, главным преимуществом Сейбров было наличие радиодальномера, позволявший сбивать Миги с дистанции 2500 метров. Тяжелая ситуация для советских летчиков сохранялась вплоть до 1952 года, когда на МиГ-15 стали ставить антирадар, изобретенный лейтенантом В.А.Мацкевичем.
МиГ-15 прекрасно проявили себя во время перехватов бомбардировщиков B-29, для действий против которых и создавались. В двух боях в марте-апреле 1951 года МиГам удалось нанести большой урон группам B-29 в районе китайско-корейской границы. В конце октября 1951 года после новой серии потерь от действий МиГов ВВС США были вынуждены полностью прекратить использование B-29 в дневных условиях; до конца войны эти бомбардировщики действовали только по ночам.

Истинное количество побед и потерь МиГ-15 в Корее назвать затруднительно - этот вопрос до сих пор является дискуссионным. Согласно опубликованным данным, самолёты ВВС СССР, КНР и КНДР сбили в Корее 1377 самолётов ООН всех типов при потере 566 своих машин. Следует отметить, что основная часть этих побед и потерь приходится на МиГ-15, причём потери, очевидно, не включают небоевые аварии и катастрофы. Самым результативным пилотом считается Евгений Пепеляев, за которым записано 23 воздушные победы. Кстати, именно Пепеляев подбил и принудил к аварийной посадке тот единственный F-86, который был доставлен для изучения в ЦАГИ. По американской оценке, сделанной вскоре после окончания войны, было сбито 792 МиГ-15, однако некоторые источники указывают, что впоследствии эта цифра была пересмотрена, и сейчас Пентагон официально признаёт уничтожение 379 МиГ-15 в Корее.
Использование МиГ-15 в Корее имело большой резонанс в средствах массовой информации Европы и Америки. Неожиданное появление этого самолёта получило название «корейский сюрприз». Американские пилоты называли район на северо-западе КНДР, где наиболее часто действовали советские истребители, «аллеей МиГов». В результате Корейской войны МиГ-15 стал самым известным советским самолётом на Западе, а сама марка «МиГ» с этого времени стала именем нарицательным для любого советского истребителя.
На протяжении Корейской войны США пытались захватить более или менее невредимый МиГ-15, объявив в апреле 1953 года награду в 100 тысяч долларов тому пилоту, который предоставит этот самолёт в распоряжение ВВС США. Непосредственно в ходе войны американцам не удалось захватить ни одного самолёта. Лишь после её окончания, в сентябре 1953 года, северокорейский пилот Но Гымсок, ничего не знавший о предложенном вознаграждении, угнал МиГ-15 в Южную Корею. Этот самолёт был опробован в полёте известным американским лётчиком-испытателем Чаком Йегером, и в настоящее время находится в Национальном музее ВВС США.

Хотя после окончания Корейской войны МиГ-15 продолжали летать во многих странах мира и участвовать в вооружённых конфликтах, они больше нигде не получили боевой славы. Китайские самолёты участвовали в воздушных боях с тайваньскими F-84 и F-86 во время обострения отношений между двумя странами осенью 1958 года. Египетские МиГ-15 весьма неудачно использовались во время Синайской войны и англо-французской агрессии 1956 года, не оказав никакого влияния на ход боевых действий, что было вызвано слабой подготовкой египетских пилотов и новизной совсем недавно поступивших в Египет МиГов. Четыре МиГ-15 были сбиты ВВС Израиля, ещё один был захвачен в удовлетворительном состоянии и впоследствии использовался для тренировки израильских пилотов. Во время египетской интервенции в Йемене, Шестидневной войны, Войны на истощение и Октябрьской войны МиГ-15 ВВС Египта использовались в основном для атаки наземных целей. Сирийские самолёты также приняли участие в боевых действиях против Израиля.
МиГ-15 не принимали непосредственного участия во Вьетнамской войне. Насколько известно, ВВС Северного Вьетнама имели на вооружении только учебно-тренировочные МиГ-15УТИ, которые не совершали боевых вылетов. В целом главная роль МиГ-15 в странах Азии и Африки свелась к подготовке личного состава к полётам на более современных советских истребителях.

Кадры