Авиация и Время 2013 02
Шрифт:
Крыло свободнонесущее трапециевидной формы в плане, состоит из двух отъемных консолей, каждая из которых крепится к фюзеляжу в четырех точках. Угол стреловидности консоли по линии 25% хорд – 35'. Крыло установлено под углом 1 град., угол его поперечного «V» равен -2 град. Удлинение крыла – 4,85; сужение – 1,61. В корневой зоне консоли применен профиль ЦАГИ С-10с, в концевой – ЦАГИ СР-3. Продольный силовой набор консоли крыла включает передний лонжерон, главную балку, заднюю стенку и стрингеры. Поперечный набор состоит из 20 нервюр. Обшивка консоли – работающая, толщина ее варьируется от 2 до 1 мм. Между передним лонжероном и главной балкой в консоли размещается отсек убранного положения основной опоры шасси. В носке консоли между нервюрами № 10 и № 12 находится балка для подвески топливного бака или бомбы. На верхней поверхности каждой консоли установлены две аэродинамические перегородки высотой по 100 мм. Крыло оснащено элеронами и щитками-закрылками типа ЦАГИ со скользящей осью вращения. Элерон выполнен
Хвостовое оперение свободнонесущее трапециевидной формы в плане. Стабилизатор закреплен на киле примерно на 55% его размаха. Угол установки стабилизатора равен -0,5 град.. Аэродинамический профиль горизонтального и вертикального оперений – NACA-00. Площадь горизонтального оперения – 3,0 м^2 (в т.ч. руля высоты – 0,85 м^2 ), стреловидность по передней кромке – 40 град.. РВ отклоняется на 32 град. вверх и 16 град. вниз, его левая половина оснащена триммером. Площадь вертикального оперения – 4,0 м^2 (в т.ч. руля направления – 1,0 м^2 ), стреловидность по передней кромке – 56 град.. Углы отклонения PH +/-20 град.. Киль и руль направления выполнены двухсекционными. Верхняя секция киля (над стабилизатором) – съемная, а на нижней секции PH имеется триммерная пластина. Рули высоты и направления изготовлены с осевой аэродинамической компенсацией и снабжены весовыми балансирами.
Шасси самолета трехопорное с носовым колесом, убираемое в полете. Основные опоры убираются поворотом к продольной оси самолета в крыльевые ниши, передняя – против полета в фюзеляжную нишу. В убранном положении опоры шасси полностью закрываются створками. Все стойки шасси имеют воздушно-масляные амортизаторы. Основные стойки – рычажного типа, на них установлено по одному колесу размером 660х 160 мм с дисковым тормозом. Передняя стойка – полурычажного типа, оснащена одним нетормозным колесом размером 480x200 мм. Передняя опора оборудована демпфером «шимми». Эта опора – управляемая, колесо поворачивается в пределах +/-50'. Колея шасси – 3810 мм; база – 3175 мм.
Силовая установка включает турбореактивный бесфорсажный двигатель ВК-1. Максимальная тяга двигателя (на стоянке, при 11560 об/мин) – 2700 кгс. Удельный расход топлива при этом составляет 1,07 кг/кгс ч. Тяга двигателя на высоте 15000 м – 450-550 кгс. Двигатель состоит из двухступенчатого центробежного компрессора, 9-ти камер сгорания и одноступенчатой турбины. Масса двигателя с установленными на нем агрегатами и удлинительной трубой – 972 кг. Рама навески двигателя крепится к шп. № 13 передней секции фюзеляжа.
Топливо (керосин марок Т-1, ТС-1) размещается в двух фюзеляжных баках: переднем резиновом емкостью 1250 л и заднем металлическом на 160 л. Передний бак является расходным. Топливо к двигателю подается насосом ПН В-2, смонтированным под этим баком. Кроме того, предусмотрена подвеска двух подкрыльевых топливных баков емкостью по 260 или 300 л. Порядок выработки топлива следующий: сначала 345 л из переднего бака, затем задний бак, далее еще 100 л из переднего, после чего начинается выработка топлива из ПТБ. Когда в переднем баке запас топлива уменьшается до 300 л, срабатывает датчик аварийного остатка.
Система управления – механическая с жесткой проводкой к рулям и элеронам. В контур управления элеронами включены обратимые бустеры БУ-1. Триммеры отклоняются электроприводами УТ-6Д. Щитки-закрылки и тормозные щитки управляются гидравликой. Отклонения щитков-закрылков левой и правой консолей крыла синхронизированы посредством механической передачи. Механическую синхронизацию имеют и тормозные щитки.
Гидросистема самолета обеспечивает отклонение элеронов, выпуск-уборку шасси, щитков-закрылков и тормозных щитков. Она включает гидронасос, бачок с гидрожидкостью, гидроаккумулятор с загрузочным автоматом, трубопроводы и арматуру. Рабочая жидкость на основе спирта и глицерина – ЛТ-СИА. Объем рабочей жидкости – 18 л. Нормальное давление в гидросистеме составляет 135 кгс/см^2 .
Воздушная система состоит из основной и резервной. Основная обеспечивает работу тормозов колес шасси, герметизацию кабины летчика и перезарядку пушек. В аварийной ситуации выпуск шасси и торможение колес обеспечивает резервная система. Давление воздуха в двух баллонах основной пневмосистемы – 110 кгс/см г, в баллоне резервной – 50 кгс/см^2 . Все баллоны заполняются сжатым воздухом от внешнего источника.
Электросистема обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током. Источниками постоянного тока с номинальным напряжением 28,5 В являются генератор ГСР-3000 (или ГСК-1500) и аккумуляторная батарея 12А30 (или 12САМ28). Подачу переменного тока напряжением 36 В обеспечивают преобразователи МА-100 и МА-250.
Приборное оборудование самолета. В состав пилотажнонавигационной группы приборов входят: указатель скорости КУС-1200, высотомер ВД-15 (или ВД-17), авиагоризонт АГИ-1 (или АГК-47Б), индикатор скольжения ИУП-46, вариометр ВЛР-75, дистанционный гиромагнитный
Вооружение включает одну пушку Н-37Д калибром 37 мм (боекомплект 40 снарядов) и две НР-23 калибром 23 мм (боекомплект по 80 снарядов на ствол). При стрельбе летчик использует автоматический прицел АСП-ЗН. Под крылом предусмотрена подвеска на замках БД2-48 двух авиабомб калибром до 100 кг.
| МиГ-15 | УТИМиГ-15 | МиГ-15бис | F-86A-5 | |
| Размах крыла, м | 10.08 | 11.31 | ||
| Длина, м | 10.11 | 11,44 | ||
| Высота на стоянке, м | 3,7 | 4,49 | ||
| Площадь крыла, м | 20,6 | 26,75 | ||
| Двигатель: | ||||
| – тип | РД-45Ф | ВК-1 | J47-GE | |
| – тяга, кгс | 2270 | 2700 | 2359 | |
| Масса, кг: | ||||
| – пустого самолета | 3458 | 3694 | 3582 | 4578 |
| – взлетная нормальная | 4879 | 4850 | 4960 | 6399 |
| – взлетная максимальная | Н-Д. | Н.Д. | 5533 | 7359 |
| Макс. скорость, км/ч: | ||||
| – у земли | 1038 | 1015 | 1055 | 1093 |
| – на высоте | 968 | 963 | 985 | 967 |
| Скороподъем. у земли, м/с | 41,4 | 38,5 | 46,4 | 38 |
| Время набора высоты, мин: | ||||
| – 5000 м | 2,4 | 2,6 | 2,0 | Н.Д. |
| – 10000 м | 6,4 | 6,8 | 5,3 | Н.Д. |
| Дальность полета, км: | ||||
| – без ПТБ | 1245 | 950 | 1200 | 1062 |
| – с ПТБ (по 300 л для МиГ-15) | Н.Д. | 1424 | 1976 | 1693 |
| Практический потолок, м | 14900 | 14625. | 15500 | 14630 |
МиГ-15бис из пилотажной группы «Красные соколы». Московский округ ПВО, 1954 г.
МиГ-15бис м-ра А. С. Бойцова из 16-го ИАП 97-й ИАД ВВС СССР. Война в Корее, лето 1953 г.
МиГ-15бис ВВС OAP. Авиабаза Эль-Ариш, июнь 1967 г.
УТИ МиГ-15 ВВС Ирака, 1991 г.