| I-250 (MiG-13) | |
|---|---|
| Schéma I-250 | |
| Typ | bojovník |
| Vývojář | OKB-155 |
| Výrobce | Letecký závod č. 381 ( Moskva ) |
| První let | 3. března 1945 |
| Zahájení provozu | 1946 |
| Konec provozu | 1950 |
| Postavení | neoperováno |
| Operátoři | letectvo SSSR |
| Roky výroby | 1946 - 1947 |
| Vyrobené jednotky | 28 |
| Mediální soubory na Wikimedia Commons | |
I-250 (MiG-13) - první sovětský celokovový jednomístný vysokorychlostní stíhací letoun vyvinutý Artem Mikoyanem a Michailem Gurevichem Design Bureau . Byla vybavena kombinovanou elektrárnou, jejíž součástí byl pístový a motor-kompresorový vzduchový proudový motor. Celkem bylo postaveno 28 letadel: 2 prototypy, 10 objednaných v červnu 1945 pro účast na přehlídce 7. listopadu a 16 objednaných námořnictvem na konci roku 1946. Letouny dodané námořnictvu obdržely označení MiG-13 [1] .
Předběžný návrh nového stroje byl schválen NKAP dne 19. září 1944 současně s projektem Su-5 vyvinutým Design Bureau of P. O. Suchoi. Stíhací letoun I-250 využívající VRDK měl podle propočtů s letovou hmotností 3500 kg dosáhnout maximální rychlosti 825 km/h ve výšce 7000 m a dosáhnout výšky 5000 m za 3 minuty 54 sekundy. Minimální doba otáčení o poloměru 253 m měla být 19,7 s.
Na konci druhé světové války se ukázalo, že vrtulový a pístový motor vyčerpal svou schopnost zvyšovat rychlost stíhaček. Mezi prostředky k řešení tohoto problému byly kromě LRE a proudových motorů uvažovány také tzv. motor- kompresorové motory - kombinace pístového motoru a kompresorového vzduchového proudového motoru. [2]
Vzduchový proudový motor (VRDK) byl vyvinut v CIAM pod vedením K. V. Kholshchevnikov . Podle výpočtů konstruktérů měl tento motor sloužit jako přídavný, poskytující zvýšení rychlosti asi o 100 km/h. Práce na vytvoření experimentálního stíhače s kombinovanou elektrárnou začaly v Mikoyan Design Bureau v souladu s výnosem GKO z 22. května 1944. [2]
A. A. Andreev byl jmenován hlavním inženýrem v době jeho návrhu a konstrukce. Letoun dostal pracovní název I-250. Na základě vypočtených charakteristik měla stíhačka I-250 teoreticky vykonávat operační službu pro krytí pozemních jednotek ze vzduchu a vedení leteckých bitev ve středních výškách.
Při testech se potvrdila konstrukční data konstruktérů, kombinovaná elektrárna fungovala bezchybně. Jemné ladění a letový provoz umožnily nashromáždit zkušenosti, které se ukázaly být užitečné při vývoji proudových motorů. Byla však zjištěna i řada nedostatků. MiG-13 se stal prvním letounem s proudovým motorem navrženým konstrukční kanceláří A. I. Mikojana a M. I. Gureviče. [2]
Stavbou 10 exemplářů stíhačky I-250 byl pověřen závod č. 381 V. I. Žuravleva. Závod č. 381 poskytly tyto podniky: OKB-155, závod č. 26, závod č. 466, TsIAM , závod č. 150, závod č. 124, 12. GU NKAP , 1., 3., 12., 18. GU Glavsnaba . V prosinci 1945 byl vyroben první sériový I-250. Od května 1946 byly letouny série v následujícím stavu:
Díky tomu byly 2 letouny převedeny do výzkumných ústavů jako prototypy a 30. října 1946 bylo nakonec všech osm zbývajících letounů experimentální série předáno zástupcům letectva. Letoun vstoupil do služby u letectva Severní a Baltské flotily.
MiG-13 je jednomístný vysokorychlostní celokovový stíhací letoun s kombinovaným pohonem. Aerodynamicky se jedná o jednoplošník s dolnoplošníkem a zatahovacím podvozkem. Rozměry letadla jsou malé, plocha křídel je pouhých 15 m². Na rovině se dělalo vše pro dosažení co nejvyšší rychlosti.
Trup - konstrukčně se skládal ze tří částí: přední farmy, střední části a ocasní části. Přední příhradový nosník je trojrozměrná svařovaná konstrukce z chromansilových trubek. Byl v něm umístěn motor, stejně jako upevňovací body pro zbraně, nábojnice a další zbraňové jednotky. [3]
Rám střední části trupu se skládal ze čtyř nosníků z ocelového plechu přecházejících do duralových profilů, podélníků, sady lisovaných rámů, podlahy pilotní kabiny a duralového opláštění. Konstrukce je nýtovaná. Pod podlahou pilotní kabiny procházel vzduchový kanál, který byl součástí energetické konstrukce trupu. Střední část trupu byla zakončena silovým rámem, ke kterému byla připevněna spalovací komora VRDK a ocasní část trupu. [3]
Ocasní část trupu je monokoková. Rám ocasní části se skládá ze sady lisovaných duralových rámů, nosníků, výpletů a duralového opláštění. Ocasní část byla zakončena ocelovým svařovaným rámem, na kterém byl uchycen rám trysky spalovací komory VRDK. [3]
Kokpit byl uzavřen lucernou. Střední část lucerny se posunula zpět. Zasklení lucerny je plexi tloušťky 6 mm. Pancíř se skládal z pancéřové zádě a průhledného neprůstřelného skla vpředu a za pilotem. [3]
Křídlo je rovné, jednonosníkové, lichoběžníkového půdorysu. Rám křídla se skládá z hlavního nosníku, předních a zadních zesílených podélníků, žeber a podélníků. Hlavní nosník je nýtovaný I-nosník. Nosníkové pásy - válcovaný ocelový profil, duralová stěna. Vyztužené podélníky jsou vyrobeny z duralového plechu a extrudovaných profilů. Žebra jsou vyražena z duralového plechu. Žebro, ke kterému je podvozek připevněn, je nýtovaný ocelový nosník. Duralové opláštění. [3]
Mechanizace křídla se skládá z křidélek a štěrbinových vztlakových klapek . Křidélka a klapky jsou celokovové konstrukce s rámem z duralu a opláštěním ze slitin hořčíku. Úhly vychýlení křidélek +21/-14 stupňů. Úhly vztlakových klapek jsou 15 stupňů pro vzlet a 55 stupňů pro přistání. [3]
Ocasní jednotka je kýl s kormidlem a stabilizátor s výškovkou. Symetrický profil kýlu a stabilizátoru. Pohonná sada opeření je duralová, opláštění je vyrobeno z hořčíkových slitin. Kýl je nastaven pod úhlem 20 stupňů vzhledem k ose symetrie letadla vpravo. Úhel vychýlení kormidla +/- 25 stupňů. Úhel elevátoru +30/-20 stupňů. Směrovka a výškovky měly 16% axiální aerodynamickou a hmotnostní kompenzaci. Směrovka a výškovka byly vybaveny vyvažovacími jazýčky. [3]
Podvozek - tříkolka s opěrkou ocasu. Odpisy vzduch-olej. Vnitřní objem podvozku byl využit jako zásobník stlačeného vzduchu pro nouzovou síť. Při zatahování zajel hlavní podvozek do výklenků mezi nosníkem a podélníkem předního křídla a částečně do trupu. Ocasní kolo bylo samočinné a bylo vybaveno zarážkou, která jej za letu fixovala. Za letu bylo ocasní kolo zakryto štítem, který se při vysunutí ocasního kola stáhl do trupu. [3]
Elektrárna - kombinovaná elektrárna E-30-20 se skládala z motoru VK-107R a proudového motoru s kompresorem . Hlavní motor VK-107R, 1650 hp. s., byl vybaven převáděcím hřídelem vedoucím ke kompresorovému vzduchoproudovému motoru (VRDK). Tento motor byl umístěn v tunelu umístěném po celé délce trupu, počínaje od sání vzduchu a konče ocasní tryskou. [3]
Výkon vyvíjený motorem VK-107 při vzletu a za letu bez použití VRDK byl zcela přenesen na vrtuli a kompresor se točil na volnoběh. Celkový výkon obou motorů dosáhl 2800 koní. S. Pro snížení vzletu a zvýšení rychlosti letu byl zapnut pohon kompresoru a palivo vstoupilo do spalovací komory. Doba nepřetržitého provozu VRDK nebyla delší než 10 minut a pouze v bojovém režimu provozu, zatímco spotřeba benzínu byla 1200 kg / h. Třílistá vrtule o průměru 3,1 m. [3]
Palivo o celkové kapacitě 570 litrů. jsou umístěny ve třech nádržích na měkké palivo. Dvě křídelní nádrže pojaly 90 litrů, v trupu byla jedna nádrž o objemu 390 litrů. Palivo bylo do motoru přiváděno pod tlakem vzduchu, který byl zajišťován vzduchem odváděným z páry vzduchového motoru za pohonem odstředivého kompresoru. Po výrobě benzínu z křídelních nádrží se do trupové nádrže dostal vzduch, čímž se zvýšila výška plynového systému. Kapacita olejové nádrže byla 62 litrů (naplněno 48 litrů) a kapacita chladicího systému byla 79 litrů. [3]
Pneumatický systém – skládá se z hlavního a nouzového. Hlavním systémem jsou dva válce o objemu 7 litrů vzduchu každý. Nouzový systém s 6 litry vzduchu. Pracovní tlak v síti je 35 atmosfér. Hlavní systém zajišťoval řízení následujících celků: podvozku, vztlakových klapek, štítů hlavního pylonu a štítu ocasního pylonu, brzd, klapek trysek a spouštění motoru. V případě poruchy hlavního pneumatického systému byl podvozek uvolněn z nouzové sítě. [3]
Vybavení - přístrojové vybavení tvoří 16 přístrojů. Zdrojem elektřiny na palubě letadla je generátor a baterie. Za zády pilota byla radiostanice s přijímačem a vysílačem. Za kokpitem byl instalován kyslíkový přístroj plicního typu, kyslíková láhev o objemu 4 litry. [3]
Výzbroj - tři děla B-20 ráže 20 mm a zaměřovač PBP-1A, se 100 náboji na zbraň[ upřesnit ] . Jedno dělo střílelo přes dutou hřídel převodovky, dvě synchronní děla byla instalována na bocích přední části trupu. Řízení palby a přebíjení jsou elektropneumatické. Nábojové schránky byly umístěny v horní části předního trupového prostoru. [3]
Jsou uvedeny údaje I-250 .
Zdroj dat: Gunston B., Gordon Y., 1998.
1 × 1214 kW (vzlet) kW ( 1 × 1650 k ) k
| Značka letadla "MiG" | ||
|---|---|---|
| Stíhačky / stíhačky | ||
| Bicí | ||
| inteligence | ||
| Výcvik | ||
| Civilní |
| |
| experimentální | ||
| Projekty | ||