Авиация и космонавтика 2001 03

В 1943 г. инженер К.В.Пеленберг (Шуликов), который работал в ОКБ А.И.Микояна со дня его основания, разработал в инициативном порядке проект истребителя с укороченным взлетом и посадкой. Идея создания подобного самолета была вызвана желанием конструктора сократить дистанцию взлета с фронтовых аэродромов, поврежденных немецкой авиацией. В период 1942-1943 гг. он разработал и тщательно проанализировал несколько схем истребителей, использующих для взлета и посадки отклоняемые воздушные винты.

Разработанный в итоге истребитель представлял собой моноплан двухбалочной схемы с трехколесным шасси с передней опорой. Разнесенные балки соединяли крыло с хвостовым оперением, которое имело цельноповоротный стабилизатор. На балках были расположены основные стойки шасси. Стрелково-пушечное вооружение размещено в носовой части фюзеляжа. Силовая установка располагалась в кормовой части фюзеляжа за кабиной пилота. Мощность, посредством редуктора и удлиненных валов передавалась спаренным толкающим винтам, имевшим взаимно противоположное вращение. Последнее исключало реактивный момент и повышало эффективность винтомоторной группы.

При взлете и посадке самолета спаренные винты при помощи гидравлического привода можно было поворачивать относительно оси редуктора вниз, создавая тем самым вертикальную подъемную силу. Двухбалочная схема в полной мере способствовала свободному перемещению винтов. При этом в отклоненном положении они незначительно затенялись фюзеляжем и крылом. С приближением к земле или при полете вблизи нее винты должны были образовывать под самолетом область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки. При этом также повышался их кпд.

Естественно, что при отклонении винтов вниз от продольной оси возникал пикирующий момент, но он парировался двумя способами. С одной стороны, отклонением цельноповоротного стабилизатора, работающего в зоне активного обдува винтов, на отрицательный угол. С другой, – отклонением консоли крыла в плоскости хорды вперед на угол, соответствующий условиям балансировки при данном направлении тяги. С переводом самолета в горизонтальный полет (после подъема на безопасную высоту) винты поворачивались в исходное положение.

Проект истребителя интересен тем, что в нем с большой эффективностью была использована тяга воздушных винтов для создания дополнительной подъемной силы самолета и необычные для того времени средства аэродинамической балансировки при помощи подвижного крыла или, как его сейчас называют – крыла изменяемой геометрии, а также управляемого стабилизатора. Интересно отметить, что эти и некоторые другие технические новшества, предложенные К.В.Пеленбергом в данном проекте, в значительной мере опередили свое время. Однако в дальнейшем они нашли достойное применение.

Компоновка экспериментального самолета МиГ-8 "Утка"

Экспериментальный самолет

Самолет МиГ-8 был разработан в ОКБ-155 в инициативном порядке с целью проверки устойчивости и управляемости аэродинамической схемы "Утка" в воздухе, изучения работы крыла большой стреловидности и отработки трехколесного шасси с передней опорой.

Работы над экспериментальной машиной начали в феврале 1945 г. с проработки компоновки.В проектировании "Утки" активное участие принимали Н.И.Андрианов, Н.З.Матюк, К.В.Пеленберг, Я.И.Селецкий и А.А.Чумаченко. По расчетам МиГ-8 должен был иметь максимальную скорость 240 км/ч, что подтвердила продувка его модели в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Однако вследствие невозможности получения в трубе Т-102 точных характеристик самолета в отношении его поведения на околокритических режимах, специалисты ЦАГИ рекомендовали первые полеты проводить с установленными концевыми фиксированными предкрылками, имеющих размах не менее размаха элеронов. В заключении о возможности первого вылета (в части аэродинамики), составленным инженером лаборатории №1 ЦАГИ В.Н.Матвеевым, было отмечено, что выход на критические режимы в процессе испытаний самолета следует избегать, так как в отношении штопорных свойств схема "Утка", по его мнению, была очень неблагополучной.

Конструкторы и рабочие у самолета МиГ-8 "Утка" после завершения его сборки

Экспериментальный самолет МиГ-8 "Утка" в первоначальном виде

Экспериментальный самолет МиГ-8 'Утка" после доработки крыла, килей и установки предкрылков

Бригада испытателей у самолета МиГ-8 "Утка". Четвертый слева летчикиспытатель Л.И.Жуков

Для определения критической скорости флаттера в ЦАГИ выполнили соответствующий расчет и провели испытание самолета для определения собственных частот колебаний. Расчет проведенный по результатам частотных испытаний дал значение критической скорости равной 328 км/ч, после чего была разрешена эксплуатация самолета МиГ-8 до скорости 270 км/ч по прибору. Статические испытания самолета провели до эксплуатационной нагрузки, составляющей 67% от разрушающей.

Первый вылет на самолете МиГ-8 "Утка" выполнил 13 августа 1945 г. летчик-испытатель А.И.Жуков. Ведущим инженером по испытаниям назначили Е.Ф.Нащекина, полеты выполняли летчики-испытатели А.И.Жуков (ОКБ-155) и А.И.Гринчик (ЛИИ). Первый этап летных испытаний, на которых главным образом изучали устойчивость и управляемость самолета, проходил в ЛИИ НКАП в период с 28 августа по 11 сентября 1945 г. Для обеспечения большей надежности на самолете были установлены концевые предкрылки с постоянной щелью.

Проведенные испытания на устойчивость показали, что самолет при центровке 28 % обладает удовлетворительной продольной устойчивостью, хорошей путевой и излишней поперечной. По рекомендации ЦАГИ для приведения в соответствие путевой и поперечной устойчивости крылу придали обратное поперечное V в 1°, а концевые шайбы развернули на 10° верхними концами внутрь крыла. Кроме того, для уравнивания степени устойчивости с фиксированным и свободным рулем в носок руля высоты поставили груз, создающий постоянное усилие на ручке пилота около 1 кг.

Экспериментальный самолет МиГ-8 "Уткадоработанный после первого этапа испытаний