Е.В.Арсеньев - История конструкций самолетов в СССР в 1951-1965 гг

Рис. 100. Истребитель сопровождения И-360 (СМ-2) со стабилизатором, расположенным на фюзеляже

МиГ-19 (СМ-9/1, СМ-9/2, тип 59)(рис. 101, см. рис. 98)-фронтовой истребитель с двигателями АМ-9Б.

Первый вылет самолета СМ-9/1 состоялся 5 января 1954 г. (летчик-испытатель Н.А. Седов).

Испытания самолета проводились совместно с летными исследованиями и доводками двигателей АМ-9Б, которые неоднократно выходили из строя и заменялись. Из 76 произведенных в ЛИИ полетов 41 был выполнен по специальным программам летных исследований работы двигателей, а также их доводок. Кроме того, с 3 июня по 4 июля 1954 г. производились ремонтно-восстановительные работы (2 июня самолет при посадке получил повреждения из-за одновременной остановки обоих двигателей на малой высоте).

13 августа 1954 г. самолет закончил заводские испытания и был передан на государственные. При этом в ГК НИИ ВВС на самолете до 1 января 1955 г. были выполнены 120 полетов.

Самолет СМ-9 был запущен в серийное производство с двигателями АМ-9Б под названием МиГ-19 еще на этапе заводских испытаний, так как уже в первых полетах была достигнута скорость 1400 км/ч

. Рис. 101. Фронтовой истребитель МиГ-19 (СМ-9/1)

Вооружение самолета состояло из трех пушек НР-23 (боекомплект крыльевых пушек - по 120 патронов, фюзеляжной - 100 патронов). Предусматривалась подвеска двух бомб массой до 250 кг или двух блоков ОРО-57К со снарядами С-5М. На самолете установлены: радиостанция РСИУ-3М "Клен" и самолетный радиолокационный ответчик "Узел-2", горизонтальное оперение (площадь 5,5 м2) с рулем высоты, два тормозных щитка с углом отклонения 50* в хвостовой части фюзеляжа, жидкостный антиобледенитель фонаря. Вместимость основных топливных баков -1735

г. Испытания второго экземпляра самолета СМ-9 были начаты в июне 1954 г. по программе доводки двигателей. По этой программе до 16 августа были выполнены 12 полетов. В июле и августе 1954 г. из 62 дней самолет находился в летном состоянии только восемь дней, а в остальное время производились работы по доводке двигателей, которые за этот период менялись восемь раз.

Параллельно с исследованием работы двигателей на этом самолете ОКБ была проведена доводка системы управления стабилизатором в полете. Первый вылет СМ-9/2 с управляемым стабилизатором состоялся 16 сентября 1954 г. Полностью осуществить указанные работы не удалось из-за больших простоев самолета вследствие отсутствия двигателей и недоведенности бустера БУ-14. С 16 сентября по 27 ноября 1954 г. на самолете были выполнены восемь полетов. С 27 ноября до конца 1954 г. полеты были прекращены в связи с доводкой двигателей на заводе № 300.

В 1955 г. испытания СМ-9/2 возобновились. Всего были выполнены 58 полетов по программе отработки управляемого стабилизатора.

МиГ-19С (СМ-9/3, тип 61)(рис. 102, см. рис. 98) - фронтовoй истребитель с двигателем РД-9Б и управляемым стабилизатором.

Первый вылет 27 ноября 1955 г. совершил летчик-испытатель К. К. Коккинаки. На истребителе был установлен цельноповоротный управляемый в полете стабилизатор. Благодаря этому улучшились маневренные возможности самолета и расширился диапазон располагаемых перегрузок на сверхзвуковых скоростях полета, особенно на больших высотах.

Самолет СМ-9/3 № 59210440 14 июня 1956 г. закончил государственные испытания с положительными результатами и был запущен в серийное производство под названием МиГ-19С. За время этих испытаний по утвержденной программе были выполнены 104 полета. В процессе испытаний на самолете СМ-9/3 был установлен триммер руля направления.

Рис. 102. Фронтовой истребитель МиГ-19С (СМ-9/3) с управляемым стабилизатором

По возвращении самолета на завод на нем был изменен угол стреловидности стабилизатора для уменьшения шарнирных моментов стабилизатора и выполнены полеты по определению их значения. Также были проведены доработки для увеличения угла отклонения триммера руля направления. После опробования произведенных доработок в полете техническая документация была направлена на серийные заводы.

МиГ-19С - цельнометаллический среднеплан со стреловидным крылом и оперением.

Фюзеляж типа полумонокок с работающей обшивкой представлял собой сигарообразное тело круглого сечения в носовой части с переходом в эллипс в хвостовой части. Носовая и хвостовая части стыковались болтовыми соединениями, что позволяло осуществлять их быструю расстыковку для обслуживания двигателя. Фюзеляж был изготовлен в основном из алюминиевого сплава Д16, силовые узлы - из стали 30ХГСА. На фюзеляже были установлены три тормозных щитка общей площадью 1,49 м2: два - в хвостовой части фюзеляжа с углом отклонения 25* и один - впереди с углом отклонения 45*. В хвостовой части фюзеляжа снизу был размещен тормозной парашют ПТ-19 с площадью купола 15 м2.

Крыло стреловидностью 55* по линии 25 % хорд набрано из скоростных профилей с относительной толщиной у корня 8,73 % и на конце 8 % по потоку. Угол поперечного V - 4*30', угол установки - 0*. Площадь крыла - 25 м2, размах - 9м. Конструкция однолонжеронная, с силовым внутренним подкосом. Основной материал - Д16. Наиболее ответственные узлы были изготовлены из сталей ЗОХГСА и ЗОХГСНА. В небольшом количестве применялись сплавы В95, ВМ65-1 и МА8. На нижней поверхности крыла имелись интерцепторы размером 2x1350 мм, связанные с управлением элеронами. На верхней поверхности крыла параллельно оси самолета был установлен аэродинамический гребень.

Элероны состояли из двух половин и имели внутреннюю компенсацию 38,5 %. Площадь элеронов 1,56 м2, углы отклонения вверх и вниз 20*.

Скользящие закрылки могли отклоняться на 15* при взлете и 25* при посадке. Общая площадь закрылков 3,429 м2. Система управления электрогидравлическая.

Вертикальное оперение состояло из киля и руля направления и имело стреловидность на первых сериях 57*30', затем 56*. Площадь вертикального оперения 4,17 м2 (затем 4,26 м2). Относительная толщина профиля 8 %. Угол отклонения руля направления ╠ 25*. Площадь подфюзеляжного килевого гребня 0,54 м". Горизонтальное оперение состояло из управляемого цельноповоротного стабилизатора с углом стреловидности 55*. Площадь без подфюзеляжной части первоначально была 5,0 м2, затем 4,64 м2. Углы отклонения вверх 11*30', вниз - 26*30'. Относительная толщина профиля 7%.

Управление элеронами, стабилизатором и рулем поворота жесткое. В управлении элеронами и стабилизатором были установлены гидроусилители БУ-13М и БУ-14МС, включенные по необратимой схеме. Были установлены также автомат регулирования управления АРУ-2А и пружинный загрузочный механизм.

Гидросистема была разделена на две независимые системы: основную и систему гидроусилителей. При падении давления в системе гидроусилителей происходило автоматическое переключение питания бустеров элеронов и стабилизаторов от основной системы.