Александр Пономарев - Советские авиационные конструкторы

Большие знания, смелость и упорство проявил при испытаниях и доводке этого самолета заслуженный летчик-испытатель Герой Советского Союза В. Г. Иванов, много лет "учивший летать" машины этого конструкторского бюро.

Одной из модификаций МиГ-9 явился МиГ-9мод, который в качестве силовой установки имел два двигателя с тягой 1000 кгс каждый. Самолет МиГ-9мод был оборудован герметической кабиной с катапультируемым сиденьем, имел максимальную скорость 965 км/ч, время подъема его на высоту 5000 м составляло 2,7 мин (вместо 4,3 мин на МиГ-9).

С появлением реактивных самолетов для переучивания летного состава строевых частей ВВС на базе МиГ-9 был построен УТИ МиГ-9. На нем проводились также (впервые в Советском Союзе) испытания по катапультированию экипажа с помощью катапультных кресел,

Истребители МиГ-9 в течение нескольких лет представляли нашу реактивную истребительную авиацию на парадах, пролетая над Красной площадью, я воздушных праздниках в Тушино. Вспоминается, как во время Парижской авиационной выставки 1947 г, наши летчики-испытатели во главе с полковником Полуниным, окруженные всеобщим вниманием, делились впечатлениями с авиаторами других стран, для которых полеты в строю на реактивных самолетах с выполнением фигур высшего пилотажа были еще большой новинкой. Как известно, МиГ-9 взлетел в один и тот же день (24 апреля 1946 г.) с самолетом Як-15, а на параде 7 ноября 1946 г. самолеты этих типов уже группами должны были лететь над Красной площадью, и только погодные условия помешали этой демонстрации.

Необходимость накопления опыта и знаний в освоении новых схем самолета требовала создания экспериментальной машины. Такой экспериментальный летательный аппарат схемы "утка" был спроектирован и построен еще в 1945 г. Это был самолет цельнодеревянной конструкции, с толкающим винтом, трехколесным шасси и стреловидным крылом. Предназначался он для отработки схемы трехколесного шасси, а также для исследования устойчивости и управляемости на малых скоростях самолета со стреловидным крылом и хвостовым оперением, не находящимся в тени крыла.

Скорости и высоты полетов реактивных самолетов повышались, а значит, увеличивались и нагрузки на органы управления. Возникла необходимость в буферных устройствах - гидравлических системах, разгружающих летчика и оставляющих на его долю лишь небольшую часть нагрузки. С увеличением скорости полета резко увеличивалось аэродинамическое сопротивление. На дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях основным источником волнового сопротивления является крыло. При малых скоростях полета сжимаемость воздуха проявляется незначительно и воздух можно считать несжимаемым газом. При больших скоростях полета, соизмеримых со скоростью распространения звука, значительно изменяются аэродинамические характеристики тел и влияние сжимаемости воздуха приходится учитывать. В связи с этим напрашивается вывод о том, что большие коэффициенты сопротивления возникают лишь тогда, когда самолет летит со скоростью, превышающей скорость распространения звука. Но это неверно. Как показал опыт, коэффициенты сопротивления резко увеличиваются на скоростях полета, несколько меньших скорости распространения звука. Это явление получило наименование "звуковой барьер".

Скорость полета, при которой местные скорости воздуха над крылом становятся равными местной скорости распространения воздуха, называется критической скоростью, а соответствующее ей число М - критическим числом полета. Увеличение скорости полета выше критической приводит к образованию над крылом местных сверхзвуковых скоростей, в результате чего наступает так называемый волновой кризис, а сопротивление самолета начинает резко возрастать при дальнейшем увеличении скорости полета. Практика показывает, что, изменяя геометрические характеристики профиля крыла, можно существенно увеличить критическое число М, т. е. сдвинуть резкое нарастание сопротивления на большие числа М полета. Так, уменьшение относительно толщины в кривизны профиля способствует повышению критического числа М профиля, а следовательно, и всего крыла.

Одним из эффективных средств, уменьшающих влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики крыла, является придание крылу стреловидной формы в плане. Стреловидное крыло имеет существенные преимущества перед прямым благодаря менее интенсивному росту сопротивления, однако оно обладает меньшим критическим углом атаки и меньшим коэффициентом подъемной силы. Подъемная сила стреловидного крыла начинает уменьшаться за счет более раннего срыва потока с концевых сечений при меньших углах атаки, чем у прямого крыла. Преждевременный срыв потока с концов крыла ухудшает его аэродинамические характеристики.

Таким образом, создание самолета со стреловидным крылом, к тому же тонкого профиля, было необходимо для обеспечения полетов на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Вместе с тем применение тонких крыльев (особенно большой стреловидности) вызвало значительные аэродинамические, конструктивные и производственные трудности. Иначе говоря, создание самолета с реактивным двигателем, летающего на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, потребовало огромных усилий. Но благодаря широким предварительным работам, проводившимся научно-исследовательскими организациями, и в первую очередь Центральным аэрогидродинамическим институтом, эта задача была решена. Следует напомнить, что заложенные С. А. Чаплыгиным в его работе "О газовых струях" основы теории самолетов, скорость которых приближается к звуковой, были широко и обстоятельно развиты академиком С. А. Христиановичем.

Новый тип профилей крыла в свое время был разработан П. П. Красильщиковым и Г. П. Свищевым, ныне академиком, который вместе со своим заместителем (ныне академиком) Г. С. Бюшгенсом в течение многих лет руководил ЦАГИ.

Продолжил эти работы академик Владимир Васильевич Струминский. Стреловидные крылья по сравнению с обычными позволили получить гораздо большие скорости полета, но очень осложнили взлет и посадку. С их применением стали невозможны полеты на больших углах атаки, что сильно затруднило маневр, а без маневра не может существовать боевой истребитель. Нарушение устойчивости на больших скоростях полетов в условиях маневра, а также на режимах взлета и посадки связано с тем, что на верхней поверхности тонкого стреловидного крыла возникают интенсивные поперечные потоки, которые направляют воздух вдоль поверхности крыла, накапливаются в концевой его части, резко ухудшая ее обтекание. В результате на концах крыла подъемная сила уменьшается, а в его корне увеличивается. Поток воздуха из корневого сечения устремляется в конец, возникают совершенно непривычные для аэродинамики явления, приводящие к падению несущих свойств на концах и улучшению несущих свойств в корне крыла. Для того чтобы самолет не задирал нос, следовало улучшить обтекание на концах и ухудшить у корня крыла. Так появились перегородки, задерживающие поперечные течения, и профили с очень низкой подъемной силой у корня крыла.