Чтение онлайн

Перегон самолета из Москвы в Ригу на аэродром Скульте, который занял 2 ч 15 минут, выполнил летчик-испытатель НИИ Авиации ВМФ к-н Ф.Ф.Киринчук. Перед этим он совершил два тренировочных полета общей продолжительностью 45 минут. В одном из них на высоте 3000 м был опробован ВРДК. Ответственными за проведение Госиспытаний были назначены: ведущий инженер п-к А.К.Подтор-жнов, летчик-испытатель подп-к И.М.Су-хомлин, а также ведущие специалисты -по силовой установке к-н А.И.Барков, по вооружению к-н Зубарев. 9 октября бригада приступила к работе. Первый ознакомительный полет на И-250 Сухомлин выполнил 23 октября, причем вполне успешно. По его оценке, запуск мотора был не сложен, обзор из кабины – вполне удовлетворительным, хотя ему приходилось рулить змейкой, делая небольшие развороты в стороны. Самолет рулил устойчиво на всех скоростях. На взлете его, естественно, тянуло направо, поэтому приходилось пользоваться тормозами, которые, правда, имели хорошую эффективность. Скорость отрыва составляла порядка 200 км/ч. Через два дня во втором полете на оценку устойчивости и управляемости пришлось садиться на вынужденную, так как правая стойка шасси наотрез отказалась убираться. Третий полет, состоявшийся 29 октября, также привел к вынужденной посадке из-за «выбивания» топлива из крыльевого бака. Быстрое устранение дефекта позволило в этот же день выполнить полет по программе испытаний успешно.

Но не только дефекты мешали испытаниям – нелетная погода прервала полеты до 15 ноября. В тот день И.М.Сухомлин полетел на выявление бафтинга – резких неустановившихся колебаний хвостового оперения, вызванных срывами потока с крыла. Вибраций, к счастью, не обнаружилось, но наступающая зима вновь заставила приостановить полеты – на И-250 не был предусмотрен слив масла из системы смазки компрессора. За все время испытаний, т.е. до 21 января 1948 г., было выполнено только 6 полетов с общим налетом 2 ч 25 минут. ВРДК включали один раз на 1,5 минуты, и то на земле, при этом были отмечены некоторые неудобства в управлении его работой. Истребитель И-250 так и не сдал свой главный экзамен, так как вследствие множества дефектов и конструктивных недостатков 3 апреля 1948 г. он был официально снят с Государственных испытаний.

В выводах Акта, утвержденного 3 ноября 1948 г. главкомом ВМФ адмиралом А.Г.Головко, отмечалось, что И-250 в варианте истребителя дальнего сопровождения мог быть отнесен только к ограниченно маневренным самолетам в связи с недостаточной максимальной эксплуатационной перегрузкой, равной 6,5. При полной полетной массе на приборных скоростях 280-329 км/ч самолет неустойчив в продольном канале. Также отмечалось и ненормальное поведение на разбеге. Были претензии и к особенностям эксплуатации машины, которую в целом признали сложной. Например, после гонки мотора на земле с включенной камерой ВРДК запрещалось его останавливать до полного прекращения горения в камере. Это было связано с тем, что топливо, находящееся в магистрали за обратным клапаном, поступало к форсункам и после выключения насоса, отчего в камере некоторое время продолжалось горение. Помимо этого, перед каждым выключением двигателя необходимо было на 1-2 минуты включить вторую скорость компрессора.

Техническая эксплуатация самолета также была трудоемкой. Так, замена крыльевых баков требовала отстыковки консолей крыла и шасси. Замена силовой уд-тановки предполагала участие большого числа специалистов. При ее монтаже особое внимание требовалось уделять центровке оси компрессора и оси длинного вала по отношению к оси мотора. Заправка шести крыльевых баков топливом (405 литров) занимала 30 минут. Винтомоторная группа также имела ряд дефектов: подтекание бензина через форсунки камеры сгорания при неработающем ВРДК, отсутствие отстойника топлива в крыльевых' баках, попадание песка, грязи и камней в лопатки компрессора при эксплуатации с грунтовых ВПП, отсутствие системы заполнения бензобаков нейтральным газом.

Таким образом, истребителю И-250 путь в строевые части был закрыт. Однако несмотря на неудовлетворительные результаты испытаний ЦИАМу было рекомендовано продолжать работы «по созданию малогабаритных ТРД (ускорителей), которые позволили бы иметь авиации ВМС истребители сопровождения торпедоносцев с большой дальностью полета и истребители прикрытия кораблей флота с большой продолжительностью полета, и по максимальной скорости приближающиеся к скоростям реактивных самолетов».

Думается, заслугу И-250 в становлении советской реактивной авиации и освоении больших скоростей полета трудно переоценить. На нем были испытаны новые конструктивные решения, характерные для последующих реактивных самолетов – осевой компрессор, выходное сопло регулируемой площади, жаропрочные материалы и другие. Опыт, накопленный при его проектировании, постройке, испытаниях и эксплуатации, послужил необходимой базой для создания самолетов с ТРД. К моменту снятия истребителя И-250 с Государственных испытаний уже вовсю испытывали МиГ-15, который s мае 1948 г. запустили в серийное производство, а вскоре он получил и мировое признание.

Документов, подтверждающих передачу истребителей И-250 опытной серии в строевые части Авиации ВМФ, до сего дня не обнаружено. Думается, что такого не было вовсе, по крайней мере, это косвенно подтверждают другие документы. Вспомним, что силовая установка Э-30-20 имела всего 35-часовой ресурс, да к тому же отличалась большим «букетом» недостатков. Также вспомним о сложности эксплуатации ее и самолета в целом. Поэтому говорить об отсутствии проблем с самолетами опытной серии в Авиации ВМФ не приходится. Если бы они находились в строевых частях, то в статье расходов заводов-изготовителей самолета и силовой установки были бы записи о поставках в ВМФ новых двигателей и компрессоров, запчастей и агрегатов для замены выбывших из строя, оказании помощи морякам в освоении и ремонте матчасти. Однако таковые в годовых отчетах заводов №№155, 381, 26 и 466 отсутствуют. Кроме того, на заводе №466, по крайней мере, до 1949 г. находились так и невостребованные четыре силовые установки Э-30-20. Также нет и переписки ВМФ с МАП по этим вопросам. Поэтому, если самолеты И-250 и попали в Авиацию ВМФ, то лишь в учебные части в качестве наглядных пособий.

Также не обнаружено каких-либо документов, в которых истребитель именовали бы МиГ-13. На протяжении всей своей короткой биографии он в приказах, отчетах, сводках, планах, актах и т.п. проходил как изделие «Н», И-250, МиГ с ВРД и мотором ВК-107Р или МиГ с ВК-107Р и ВРДК ЦИАМ, или в виде других вариаций на эту же тему, включая МиГ-3 с ВРД.

Компрессор ВДРК силовой установки Э-30-20

И-250 представлял собой одноместный скоростной истребитель цельнометаллической конструкции. По схеме – моноплан с низкорасположенным крылом и убирающимся шасси.

Фюзеляж конструктивно состоял из передней фермы, средней и хвостовой частей. Передняя ферма – сварной конструкции из хромансилевых труб. На ней размещался мотор, а также узлы крепления пушек, патронные коробки и другие агрегаты вооружения. Средняя часть фюзеляжа клепаной конструкции состояла из набора штампованных шпангоутов с местными усилениями, четырех лонжеронов из листовой стали, переходящих в дюралевые профили, стрингеров, пола пилотской кабины и дюралевой обшивки. Непосредственно под полом проходил воздушный канал, входивший в силовую конструкцию фюзеляжа. Шпангоут, к которому крепился компрессор ВРДК, – литой. Средняя часть фюзеляжа заканчивалась стальным шпангоутом, к которому крепилась камера сгорания ВРДК и хвостовая часть фюзеляжа. Фонарь кабины пилота – со сдвигающейся назад центральной секцией и остеклением из плексигласа толщиной 6 мм. Хвостовая часть фюзеляжа моноко-ковой конструкции состояла из набора штампованных дюралевых шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и дюралевой обшивки. Она заканчивалась стальным сварным шпангоутом, на котором крепили сопловую раму камеры сгорания ВРДК.

Крыло – однолонжеронное, трапециевидной формы с местным расширением хорд у бортов фюзеляжа для увеличения строительной высоты при малой относительной толщине. В корне крыла применен профиль ЦАГИ 1А10, на конце – 1В10, в промежуточных сечениях профилировка изменялась по линейному закону. Угол поперечного «V» – 7°, угол установки крыла +Г. Конструктивно крыло состояло из главного лонжерона, переднего и заднего усиленных стрингеров, нервюр и стрингеров. Главный лонжерон представлял собой двутавровую клепаную балку со стальными поясами из катаных профилей и стенки с дюралевыми стойками. Усиленные стрингеры -из листового дюраля и прессованных профилей. Нервюры – штампованные из листового дюраля, за исключением нервюры, к которой крепилось шасси, – это была стальная клепаная балка. Обшивка дюралевая. Механизация крыла состояла из элеронов типа «Фрайз» и щелевого закрылка типа «ЦАГИ». Для увеличения подъемной силы при посадке к закрылкам у бортов фюзеляжа были присоединены небольшие щитки типа «Шренк». Элероны и закрылки цельнометаллической конструкции с каркасом из дюраля и обшивкой из магниевых сплавов. Площадь элеронов – 0,94 м2, углы отклонения: вверх 2Г, вниз 14°. Площадь щитков – 1,9 м2. Управление закрылками пневматическое, углы отклонения: 15° на взлете и 55° на посадке.

Хвостовое оперение включало вертикальный киль и горизонтальный стабилизатор, оба симметричного профиля NACA-0009. Киль по отношению к оси симметрии самолета установлен под углом Г20 в правую сторону. Площадь вертикального оперения – 2,15 м2. Площадь руля направления – 0,656 м2, углы отклонения 25'. Угол установки стабилизатора – О'ЗО. Площадь горизонтального оперения без подфюзеляжной части – 2,4 м2. Площадь руля высоты – 0,912 мг, отклонение: вверх 30°, вниз 20'. Рули высоты и направления имели 16% осевую аэродинамическую, а также весовую компенсацию и триммеры. Силовой набор оперения дюралевый, обшивка из магниевых сплавов.

Шасси с хвостовой опорой. Амортизация воздушно-масляная. Внутренний объем стоек шасси использовали как баллоны сжатого воздуха для аварийной сети. Размер основных тормозных колес 650x200 мм, хвостового металлического ролика – 170x100 мм. Стояночный угол – 12°. Колея шасси – 2,157 м. При уборке основные опоры шасси входили в колодцы между лонжероном и передним стрингером и, частично, в фюзеляж. Основные опоры шасси, а также щитки, помимо электрических указателей положения, имели дублирующие механические. У стоек шасси это были «солдатики», а у щитков – сектора, находившиеся соответственно у 6-й и 3-й нервюр крыла. Хвостовой ролик ориентировался на 78* в каждую сторону и был снабжен стопором, фиксировавшим его в полете. При взятии ручки полностью на себя (последние 100 мм хода), т.е. на режиме посадки хвостовая опора автоматически расстопоривалась. В полете она закрывалась щитком, который при выпуске хвостовой опоры убирался внутрь фюзеляжа.