Сверхзвуковой истребитель МиГ-19
Самолет МиГ-19 первый в мире серийный сверхзвуковой истребитель, созданный в нашей стране.
30 июня 1950 года, в Кремле состоялось совещание, на котором И.В. Сталиным был поставлен вопрос о создании реактивных истребителей с увеличенной дальностью полета, способностью уничтожать воздушные цели днем и ночью в сложных метеоусловиях. КБ Яковлева А.С. приступило к созданию истребителя с мощным радиолокационным оборудованием (Як-25), а КБ А.И. Микояна приступило к разработке маневренного, скоростного истребителя.
В 1951году в ОКБ Микояна, для проведения испытаний двигателей А. Микулина АМ-5, на базе МиГ-17, был создан самолет СМ-1, который показал хорошие летные данные и перспективность разработки. После этого в ОКБ началась работа по созданию истребителя с двумя ТРД и стреловидностью крыла 550.
Первый прототип самолета, имевший обозначение СМ-2 поднялся в воздух 27 мая 1952 года. Пилотировал самолет летчик-испытатель Седов Григорий Александрович. Первые полеты выполнялись с реактивными двигателями АМ-5, с тягой, не обеспечивающей проход скорости звука. Позднее, на самолетах устанавливались двигатели АМ-9.
Испытания самолета проходили довольно долго. В процессе доводок возникало много проблем, обусловленных трудностями в создании системы управления сверхзвукового истребителя. Традиционный стабилизатор с рулем высоты в продольном канале управления на сверхзвуковых скоростях, терял свою эффективность. На базе серийного МиГ-17, для отработки системы управления был создан опытный самолет СИ-10, с управляемым стабилизатором.
Управляемый стабилизатор требовал изменения передаточных чисел, при отклонении ручки управления и самого стабилизатора. На сверхзвуковых скоростях, по сравнению с рулем высоты, отклоняемый стабилизатор был эффективным, но на дозвуковых скоростях самолет был очень чувствителен к малейшему отклонению ручки управления, что могло привести к раскачке самолета. Возникали большие трудности в технике пилотирования самолета. Установка автоматической системы регулировки управления решала эту проблему.
Появление новых двигателей АМ-9 и перенос горизонтального оперения на фюзеляж требовало пересмотреть конструкцию хвостовой части самолета. Новый опытный самолет получил обозначение СМ-9.
Первый полет СМ-9 совершил 5 января 1954 года. В августе самолет был передан летчикам - испытателям НИИ ВВС для государственных испытаний, где он и получил обозначение МиГ-19. До конца, в полном объеме не пройдя государственных испытаний, самолет был передан для войсковых испытаний. Это объяснялось, прежде всего требованиями Совмина и Политбюро о принятии на вооружение МиГ-19 без задержек.
Первый серийный МиГ-19 взлетел с новой взлетной полосы Горьковского авиационного завода 25 января 1955 года. Пилотировал самолет летчик-испытатель ОКБ155 К.К. Кокккинаки. Им были выпущены в первый полет на новом типе летчики – испытатели завода Н.Г. Алифанов и Л.И. Миненко. Первый полет на серийном МиГ-19 выполнил и летчик-испытатель Новосибирского завода П.Я. Гербинский.
Первые серийные самолеты были «сырыми» и требовали доводок. Из-за взрывов самолетов, по неизвестным причинам, в частях ВВС произошло ряд катастроф. Как потом выяснилось, из-за недостаточной теплоизоляции топливных баков происходил их чрезмерный нагрев, что приводило к взрыву топлива. Кроме этого, при выпуске тормозных щитков, самолет произвольно увеличивал углы атаки крыла. При выполнении испытательных полетов происходили серьезные отказы системы управления самолетом. Только в 1955 году было потеряно два самолета, в обоих случаях погибли летчики-испытатели Гербинский П.Я. и Прицкау И.А. В еще двух случаях подобных отказов, летчикам Н.А. Седову и С.И. Савченкову, удалось благополучно совершить посадку.
На Горьковском авиазаводе в 1955 году были запущены в производство три модификации самолета МиГ-19 с главными отличиями в вооружении и прицельном оборудовании:
тип 61- МиГ-19С с управляемым стабилизатором, радиодальномером «Град», пушками НР-30, радиостанцией «Дуб» и др;
тип-62- МиГ-19П с управляемым стабилизатором, РЛС «Изумруд-58», системой «Горизонт», пушками НР-30 и комплектом кислородного оборудования ККО-1;
тип-60- МиГ19П (СМ-7А)-малая серия с управляемым стабилизатором, без пушек, со станцией предупреждения об облучении РЛС «Сирена-2"; 8 самолетов с РЛС «изумруд-5», ракетами «воздух-воздух» К-5; 2 самолета с РЛС «Изумруд-5» и системой К-5М.
На самолетах устанавливалось самое современное оборудование тех лет. Однако РЛС «Изумруд-5» имела характеристики, не устраивающие заказчика, низкая надежность влекла к постоянным отладкам и доработкам. Максимальная дальность обнаружения цели составляла всего 12 км, максимальная дальность автосопровождения цели была не более 3,5-4 км. Диапазон дальностей разрешенных пусков на малых высотах составлял 1,8-3км и на больших высотах в стратосфере 3,9-6,9 км. Наведение ракет осуществлялось трехточечным методом, после «захвата» цели на автосопровождение, ракета наводилась по радиолокационному лучу. При этом исключалось резкое маневрирование истребителя вплоть до попадания ракеты в цель. Ракеты «воздух-воздух» РС-2У, использовались только по не маневрирующим целям, как правило, по тяжелым бомбардировщикам или самолетам – разведчикам, летящих на больших высотах.
На его дальнейшем развитии МиГ-19ПМ отсутствовало пушечное вооружение, для уничтожения воздушных целей применялись управляемые ракеты РС-2УС, наводимые по лучу РЛС. На доработанных МиГ-19П позднее устанавливались ракеты К-13 (Р-3С) с тепловой головкой самонаведения, с несколько расширенным диапазоном пуска, за счет уменьшения минимальной дальности до 1000-1200 м.
Посадочная скорость самолета значительно возросла до 230 км/час, по сравнению с предыдущими МиГ-15 и МиГ-17 (150-160км/час), из-за уменьшения несущих свойств крыла повышенной стреловидности. Это сильно сказывалось на освоении самолета летным составом, поскольку учебно-тренировочного варианта «спарки» истребителя не было. Летчиков перед самостоятельным вылетом «провозили» на «спарке» УТИ МиГ-15, имитируя посадку на МиГ-19, насколько это можно безопасно сделать, так как УТИ МиГ-15, из-за короткой базы шасси, очень «не любил» посадки на повышенной скорости, имея большую склонность к «козлению».
Первые МиГ-19 выпускались без управляемого стабилизатора, с обычным рулем высоты.
Для выполнения полетов в стратосфере в короткие сроки был разработан высотно-компенсирующий костюм с гермошлемом. Костюм испытывал летчик-испытатель К.К.Коккинаки. Аварийное покидание самолета обеспечивалось катапультированием со шторочной защитой лица пилота.
Самолет представлял собой цельнометаллический моноплан со среднерасположенным стреловидным крылом и оперением. Угол стреловидности крыла и стабилизатора по линии 25% хорд составляет 55 градусов.
Самолет оборудован управляемым стабилизатором с системой автоматического регулирования управления, что облегчало технику пилотирования на разных скоростях и высотах полета во всем эксплуатационном диапазоне.
Фюзеляж самолета типа полумонокок с работающей обшивкой из алюминиевых сплавов. Сечение фюзеляжа переменное от круглого в носовой части до эллиптического, в хвостовой. Носовая часть и хвостовая стыкуются между собой в плоскости шпангоута №20 болтовыми соединениями. Максимальный диаметр фюзеляжа 1450 мм.
На переднем обтекателе имеются лючки доступа к спиртовому бачку, антенне самолетного радиодальномера СРД «Град». В нише обтекателя установлен фотопулемет АКС–3М. В нижней части обтекателя установлена штанга приемника воздушного давления (ПВД).
В носовой части фюзеляжа размещалась ниша убранного положения передней стойки шасси, герметическая кабина летчика, отсек вооружения, каналы подвода воздуха к двигателям, топливные баки №1 и №2.
Фонарь кабины состоял из козырька, сдвижной части и направляющих рельсов левого, правого и заднего. Для фиксации фонаря установлены три замка – два по бокам и один задний. На самолете установлена система аварийного сброса фонаря и система подбрасывания фонаря. Для устранения бликов, во время ночных полетов, козырек фонаря оборудовался шторкой для затемнения.
Носовая часть фюзеляжа.
1- отсек носового обтекателя;2- радиоотсек; 3- отсек ниши передней стойки шасси; 4- отсек кабины летчика; 5- нижний отсек радиооборудования и вооружения; 6 – отсек топливного бака №1; 7 – отсек топливного бака №2; 8 – отсек установки двигателей; 9 – технологический отсек от шпангоута №1 до шпангоута №9; 10 - технологический отсек от шпангоута №9 до шп.№15; 11 – технологический отсек от шпангоута №15 до шпангоута №20; 12 – подфонарная панель; 13 – передние боковые панели; 14 – верхняя панель; 15 – тормозной щиток; 16 – люки двигателей; 17 – люк топливного бака №1; 18 – люк топливного бака №2.
Система герметизации фонаря пневматическая. При герметизации сдвижной части фонаря, воздух поступал в профилированный шланг герметизации, установленный по его периметру. Остекление сдвижной части выполнено одним листом, толщиной 10 мм. Остекление козырька фонаря состоит из двух боковых панелей, толщиной 10 мм, и центрального бронестекла. Бронестекло состоит из двух слоев 4 мм силикатного стекла , одного листа 25 мм и одного 25 мм листа органического стекла, склеенных между собой пленкой БМА.
Катапультируемое кресло летчика имело шторочную защиту, механизм захвата ног, щитки, стабилизирующие кресло в полете.
1- каркас сидения с чашкой; 2 – заголовник; 3 – подножка; 4 – привязные ремни; 5 – система захвата ног; 6 – бронезащита; 7 – стреляющий механизм; 8 – система блокировки; 9 – автомат АД-3; 10 – пружинный механизм; 11 – ушковый болт; 12 – балка каркаса; 13 – демпфер; 14 – боковой упор (поручни).
Привод стреляющего механизма при катапультировании осуществлялся нажатием одной из ручек на левом или на правом поручне кресла или при опускании шторки в районе подголовника.
При катапультировании, кресло скользит по направляющим рельсам, приобретая заданное направление. Стреляющий механизм имеет блокировку по сбросу сдвижной части фонаря, только после ее ухода в поток, происходит расчековка. Если произошло заклинивание сдвижной части фонаря, летчик может произвести катапультирование через остекление, предварительно проведя расчековку ручкой аварийного сброса фонаря.
После катапультирования происходит срабатывание автомата АД-3, который открывает замки фиксации летчика к креслу. При сильном торможении кресла в потоке, пилот, имея большую силу инерции, отделялся от кресла самопроизвольно. После отделения от кресла включался в работу автомат открытия спасательного парашюта. В зависимости от высоты, открытие происходило с задержкой или без задержки на малых высотах.
Герметизация кабины достигнута применением уплотнительной ленты при клепке, герметизацией выходов тяг, установкой специальных резиновых шайб под болты крепления, герметизацией сдвижной части фонаря резиновым шлангом по всему периметру, рабочее давление воздуха в шланге -3 кг/см2. За счет наддува кабины воздухом от компрессоров двигателей, в ней создается постоянный перепад давления. Это позволяет, с одной стороны повысить высотность, а с другой стороны снизить вредное воздействие разгерметизации для организма летчика на больших высотах. Температура воздуха в кабине автоматически поддерживается в пределах 16 град С, летчик при желании, мог изменять ее, переходя на ручной режим управления.
В нижней части козырька фонаря под лобовым стеклом установлен коллектор противообледенительной системы. Через 7 калиброванных отверстий, при обледенении фонаря, спирт, тонкими струями, омывает остекление. Управление системой осуществляется кнопкой в кабине летчика.
В носовой части фюзеляжа расположены баллоны кислородной системы. Четыре баллона находятся в нише передней стойки шасси и два баллона под полом кабины летчика.
Хвостовая часть фюзеляжа состоит из 17 шпангоутов, подкилевой жесткости, обшивки, подкрепленной стрингерами. В хвостовой части установлены боковые тормозные щитки, контейнер тормозного парашюта, узлы крепления горизонтального оперения, удлинительные трубы двигателей, топливные баки №3 и №4.
Хвостовое оперение свободнонесущее, стреловидной формы состоит из горизонтального и вертикального оперения имеющих симметричный профиль. Стреловидность управляемого стабилизатора составляет 550. Ось вращения стабилизатора составляет с осью симметрии самолета угол 370 401. Углы отклонения стабилизатора на большом плече АРУ-2А имеют следующие значения в плоскости потока:
носок стабилизатора вверх 7 град. 10 минут
носок стабилизатора вниз 17 градусов
Площадь стабилизатора без подфюзеляжной части 4,64 м2.Относительная толщина профиля по всему размаху 7%.
Конструктивно в каждую половину стабилизатора входят: нервюры, передний и задний стрингеры, лобовая, верхняя и нижняя обшивка, узлы крепления. На законцовках половин стабилизатора установлены противофлаттерные грузы весом 8,2 кг каждый. Вращение балок стабилизатора осуществляется в двух радиально-упорных подшипниках, установленных слева и справа шпангоута №30 и двух игольчатых подшипниках, установленных на шпангоуте № 33.
Конструкция киля состоит из набора нервюр, лонжерона, переднего и заднего стрингеров, законцовки, обшивки и профилей, подкрепляющих обшивку. На киле имеются эксплуатационные лючки для доступа к гироиндукционному компасу, к блоку станции предупреждения об облучении РЛС «Сирена-2», а также для осмотра агрегатов и трубопроводов гидросистемы и электрической проводки. Руль поворота крепился к килю в трех точках. Угол стреловидности киля по передней кромке 59 градусов 08 минут 45 сек.
Низкое размещение горизонтального оперения выбрано из расчета его вывода из зоны возмущенного потока за крылом на больших углах атаки 16 и более градусов при маневрировании, где оно в таких условиях значительно теряло свою эффективность.
Хвостовая часть фюзеляж заканчивается стальным обтекателем, внутренняя часть которого выполнена из жаропрочной стали. Для предотвращения повреждения хвостовой части при посадке, снизу на подфюзеляжном гребне установлена опора с амортизатором.
Для удобства эксплуатации систем и агрегатов, а также для их осмотра на фюзеляже располагалось более 80 эксплуатационных лючков.
Расположение эксплуатационных лючков на фюзеляже
1-фотопулемет АКС-3М; 2-радиооборудование и аккумулятор; 3-электрооборудование; 4-разъемы трубопроводов; 5-топливомер; 6-люк для осмотра правого двигателя; 7-пусковой блок; 8-топливный фильтр; 9-заливка масла; 10-термопара; 11-гидроагрегат; 12-механизм усилий (загрузочный механизм); 13-управление стабилизатором; 14,15-разъемы трубопроводов; 16-люк для смазки подшипников стабилизатора; 17-краны ГА-21; 18-люк гироиндукционного компаса; 19-радиостанция защиты хвоста; 20-подвеска удлинительной трубы двигателя; 21-разъемы клапанов управления соплом; 22-разъемы трубопроводов; 23,24,26,71,74-люки для дренажирования двигателей; 25- крепление тормозных щитков; 27-люк для слива бензина; 28-люк для подключения наземного гидронасоса основной гидросистемы; 29- разъем гидропроводки; 30-воздушный радиатор; 31-турбохолодильник; 32-люк звеньезборника правой крыльевой пушки; 33-люк для регулировки заднего крепления фюзеляжной пушки; 34-фюзеляжная пушка; 35-радиооборудование; 36-блок 2 «Град»; 37-качалка управления рулем поворота; 38,39-разъемы гидропроводки;40-люк для смазки подшипников стабилизатора; 41-ракетница; 42,43-разъем гидропроводки; 44-люк для заливки топлива; 45-краны тормозных щитков; 46-электропневмоклапаны ЭК48; 47-термопара; 48-разъем топливной проводки; 49-топливный фильтр; 50-люк в месте соединения наземного гидронасоса системы гидроусилителей; 51-люк для осмотра левого двигателя; 52-разъем ПНР; 53-люк для заливки бензина ПНР; 54-люк для заливки топлива в бак №1; 55-энергоузлы; 56-противообледенительное устройство; 57-люк для заливки противообледенительной жидкости; 58-люк для слива противообледенительной жидкости; 59-люк для зарядки кислородом; 60,62-радиооборудование; 61-патронная коробка;63-звеньезборник; 64-оборудование; 65-противопожарный баллон; 66-СД-3, Ф-14, Ф-37; 67-разъем гидропроводки; 68-люк для подключения наземного аккумулятора; 69-люк для зарядки гидроаккумулятора; 70,75-разъем топливной системы; 72-люк для слива топлива из бака №3 и №4; 73-термопара; 76-приводной центробежный насос; 77-тормозной парашют; 78-разъемные клапаны; 79-подвеска удлинительной трубы; 80-нижний узел крепления руля поворота; 81-радиооборудование; 82-люк для заливки гидросистемы.
Конструкция крыла цельнометаллическая с работающей обшивкой. Продольный набор крыла состоял из переднего лонжерона, главной балки и задней стенки. Кроме этого по девять стрингеров в верхней и нижней части.
Поперечный набор составляют 30 нервюр и продольная балка. Относительная толщина профиля крыла в корне 8,73%, в концевых сечениях 8%.
На лонжероне крепятся пушки и подшипники крепления основных стоек шасси. Объем носка крыла по всему размаху использован для размещения боекомплекта
Механизация крыла включала элероны, выдвижные закрылки и интерцепторы. Интерцепторы применялись для увеличения эффективности управления самолетом на больших скоростях в трансзвуковом и сверхзвуковом диапазоне. Кинематически элероны связаны с интерцепторами, представляющими собой небольшие пластины, выходящие в поток из нижней части крыла перед закрылком. Подтормаживая поток, интерцептор повышает давление под нижней частью крыла, что увеличивает подъемную силу консоли, с опущенным элероном. Для повышения жесткости крыла значительно увеличено его сужение до 3,03, т.е увеличена его «конусность». Для примера, у МиГ-17 отношение длины корневой хорды к концевой, при стреловидности 45 град , составляло всего 1,23.
Большая жесткость крыла и применение интерцепторов, кинематически связанных с элеронами, позволили значительно повысить эффективность элеронов и избежать непроизвольного кренения самолета («валежки») на больших скоростях полета.
Элерон имеет внутреннюю аэродинамическую компенсацию. Площадь внутренней компенсации составляет 38,5% площади элерона.
Закрылок типа ЦАГИ выдвигается на 38-40% с отклонением на 25 и 30 градусов.
Расположение эксплуатационных лючков на правом крыле самолета
1-пушка; 2-гидроусилитель элеронов; 3-ниша основной стойки шасси; 4-упор под подъемник; 5-люк для установки ленты боекомплекта; 6-бортовой огонь; 7-узлы подвески элерона; 8-качалка управления элероном; 9-воздушный баллон; 10-доступ к пушке; 11-люк для осмотра ленты боекомплекта; 12-люк для осмотра и регулировки заднего крепления крыла; 13-узел крепления основной стойки шасси; 14-качалка управления; 15-люк в месте крепления замка держателя; 16-штуцер подвесного топливного бака; 17-обтекатель пушки; 18-качалка управления элероном; 19-замок специальной подвески.
Шасси самолета трехстоечное, основные стойки убираются в корневую часть крыла., а передняя вперед, против потока, в носовую часть фюзеляжа. Колеса главных колес двухтормозные – КТ-37, размером 660Х200В и давлением в шинах 10+0,5 кг/см2. Колесо передней стойки также двухтормозное КТ-38, с размерами 500Х180А и давлением в шине 7 кг/см2. Система торможения колес имеет автомат, позволяющий выполнять торможение на грани «юза», то есть своего рода, АБС, как у современных автомобилей. В хвостовой части фюзеляжа установлен тормозной парашют ПТ-19, площадью 15 м2.
Топливная система самолета включает в себя четыре топливных бака общей емкостью 2155 л. Под крыльями предусмотрена подвеска двух дополнительных топливных баков емкостью по 760 л или двух унифицированных 400 л баков самолета МиГ-17.
Гидросистема самолета разделена на основную и бустерную. Каждая из них имеет свой бак и гидронасос. Основная гидросистема служит для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков и управлением гидроцилиндрами сопла двигателей. Бустерная система включена в систему управления стабилизатором и элеронами. Давление в гидросистемах 142 кг/см2. В обеих гидросистемах установлены плунжерные насосы переменной производительности. Насос основной гидросистемы установлен на правом двигателе, бустерной гидросистемы на левом. При падении давления в бустерной гидросистеме ниже 65 кг/см2, автоматически, при помощи золотниковых переключателей, управление стабилизатором и элеронами, осуществляется от основной гидросистемы.
Система управления стабилизатором, элеронами и рулем направления жесткая, с использованием тяг и качалок. В управление элеронами и стабилизатором установлены гидроусилители БУ-13М и БУ-14МС, подключенные по необратимой схеме. Имитация усилий на ручке управления, в зависимости от скорости полета, осуществляется пружинным загрузочным механизмом.
С помощью автоматики регулировки управления АРУ-2А, автоматически, без вмешательства летчика, изменяются передаточные отношения от ручки управления к стабилизатору и загрузочному механизму, в зависимости от приборной скорости полета. Регулировка по скоростному напору происходит в диапазоне приборных скоростей от 480 км/ч до 900 км/ч. При увеличении скорости, одному и тому же отклонению ручки управления соответствует большее усилие и меньший угол отклонения стабилизатора. При уменьшении скорости идет разгрузка ручки управления и увеличение отклонения стабилизатора.
Регулирование (коррекция) по высоте полета, учитывает изменение устойчивости и управляемости самолета, в зависимости от числа М полета и подключается в диапазоне высот от 5000 до 10000 м, продолжая регулировку по скорости. При увеличении высоты полета, на постоянной приборной скорости, усилия на ручке управления уменьшаются, углы отклонения стабилизатора увеличиваются.
В случае выхода из строя обеих гидросистем, усилитель стабилизатора отключается, с автоматическим подключением аварийного электрического управления стабилизатором.
Система энергоснабжения самолета обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током. Источниками электроэнергии постоянного тока является аккумулятор 12САМ28 и два генератора ГСР-СТ-6000А. Для потребителей переменного тока на самолете установлены лреобразователи ПО и ПАГ.
Воздушная система, условно разделенная на систему высокого давления и две исполнительные системы: торможением колес шасси, выпуском и сбросом тормозного парашюта. Система высокого давления кроме того, питает перезарядку оружия, противообледенительную систему, сброс фонаря и перекрывные топливные краны. Рабочее давление в воздушной системе 110-130 кг/см2.
Радиооборудование самолета включало УКВ радиостанцию РСИУ-4 «Дуб» или РСИУ-4В «Миндаль», радиодальномер СРД-3 (или СРД-1), сопряженный с прицелом, оборудование слепой посадки ОСП-48 (радиокомпас АРК-5, радиовысотомер малых высот РВ-2, маркерный радиоприемник МРП-48),ответчик системы опознавания СРО-1 «Барий- М», система предупреждения летчика об облучении РЛС «Сирена-2».
Приборное оборудование включает пилотажно-навигационное и контроля за параметрами силовой установки и отдельных агрегатов.
Артиллерийское вооружение самолета состоит из трех пушек НР-30. Две пушки расположены в корневой части консолей крыла и одна снизу фюзеляжа в носовой части справа. Два балочных держателя БД-3-56, установленные на крыльях, позволяют производить подвеску авиабомб, калибра от 50 до 250 кг, или двух топливных баков до 760 л. Блоки реактивных снарядов С-5, калибра 57 мм, подвешивались между подвесными топливными баками и фюзеляжем или в местах крепления подвесных баков.
На самолете установлен автоматический стрелковый прицел АСП-5Н-В3, сопряженный с радиодальномером.
Силовая установка состоит из двух ТРД РД-9Б с форсажными камерами.
На базе МиГ-19С был создан вариант самолета, получивший обозначение МиГ-19СВ (высотный). Для уменьшения веса конструкции, на МиГ-19СВ снята фюзеляжная пушка,тормозной парашют, радиовысотомер РВ-2. Эти мероприятия позволили снизить вес на 230 кг. Снижение веса еще на 472 кг, до 6869 кг во взлетной конфигурации, достигалось за счет снятия дополнительных агрегатов и оборудования.
Для увеличения потолка самолета, на высотах более 18000 м и скорости менее М=0,9, выпускались закрылки на угол 8 градусов, при этом взлетное положение закрылков на МиГ-19СВ, также составляло 8 градусов.
На самолете МиГ-19 СВ устанавливались форсированные двигатели РД-9БФ, с нерегулируемыми форсажными соплами.
Для перехвата воздушных целей в районах с малоразвитой аэродромной сетью, на базе МиГ-19 был создан самолет безаэродромного старта СМ-30. Пусковая установка, с которой производился старт истребителя, могла буксироваться обычным автомобилем в заданный район.
Основные данные самолета
МиГ-19С МиГ-19П МиГ-19ПМ
экипаж, чел. 1 1 1
длина, м 14,56 13,02 13,02
размах крыла, м 9 9 9
площадь крыла, м2 25 25 25
вес самолета, кг
пустого 5455 5200 5660
нормальный взлетный 7400 7730 7880
максимальный 8650 9100 9400
максимальная скорость, км/ч
на высоте 1452 1432 1250
у земли 1150
посадочная 230
потолок, м 17900 17250 16800
макс. дальность с ПТБ, км 2000 1900 1900
без ПТБ 1320
тяга двиг. на максимале, кг 2Х2600 2Х2600 2Х2600
на форсаже, кг 2Х3250 2Х3250 2Х3250
макс. скороподъемность, м/с
на максимале 115
на форсаже 180
длина разбега, м 515
длина пробега, м 890
макс. эксплуатационная
перегрузка, ед 8 8 8
По летным характеристикам самолет МиГ-19. значительно превосходил своих предшественников. Скороподъемность на максимальном режиме была выше, чем у МиГ-17 в 2,5 раза, максимальная скорость на 340 км/ч больше.
Значительное увеличение стреловидности крыла до 55 градусов, по сравнению с самолетами МиГ-15 и МиГ-17, привело к снижению несущих свойств крыла, ухудшением продольной и боковой устойчивости на больших углах атаки.
Для уменьшения посадочной скорости и повышения несущих свойств крыла на самолете применялись выдвижные закрылки с выходом на 38-40% его хорды. Т.е, подъемная сила увеличивалась не только за счет отклонения закрылков, но и еще за счет увеличения площади крыла.
Ухудшение боковой устойчивости связано со значительным увеличением поперечной устойчивости стреловидных крыльев на больших углах атаки, что приводит к неблагоприятному раскачиванию самолета с крыла на крыло. Для компенсации данного явления чрезмерная поперечная устойчивость снижена за счет установки крыла с отрицательным поперечным «V» и более мощного вертикального оперения. На самолете МиГ-19 угол поперечного «V» крыла равен -4,5 градуса, а на МиГ-17, он равен -3
График кривых суммарных располагаемых тяг двигателей по высотам
При нормальном взлетном весе 7400 кг и суммарной тяге двигателей 5200 кгс , тяговооруженность самолета на «максимале» равна 0,7, что превышает значения этого параметра по всем самолетам-истребителям того периода.
На максимальном режиме работы двигателей максимальная скорость самолета равна 1157 км/ч, что соответствует М=0,935. При форсировании двигателей у земли, суммарная статическая тяга достигает 6600 кГс, а тяговооруженность для веса 7400 кг равна 0,89. Однако, из-за большого расхода топлива и опасности перейти ограничения по максимальной приборной скорости 1200 км/ч (ограничение по максимальному скоростному напору q=7000 кг/м2) пользоваться форсажными режимами рекомендовалось с высоты 5000 м, но не запрещалось. Так совпало, что ограничение 1200 км/ч на малых высотах накладывалось и из-за возможности появления флаттера.
Падение максимальной скорости на форсаже, при увеличении высоты более 11000 м, объясняется, более интенсивным уменьшением тяги и ростом индуктивного сопротивления. На высоту практического потолка на форсаже самолет выходит на дозвуковых скоростях.
Маневренные характеристики самолета МиГ-19 по располагаемым перегрузкам, для самолетов того времени весьма высоки. Более того, следующий после него, МиГ-21Ф, по данному параметру уступал МиГ-19. Энергетические и аэродинамические особенности самолета позволяли выполнять вертикальные фигуры пилотажа с высоты ввода 7000 метров.
В СССР, самолет выпускался серийно в основном в двух вариантах для войск ПВО МиГ-19П, ПМ в качестве истребителя- перехватчика и для ВВС фронтовой авиации МиГ-19С, СМ. Главное отличие заключалось в том, что истребители – перехватчики оборудовались радиолокационными станциями и управляемыми ракетами РС-2У (К-5), системой радиокомандного наведения «Лазурь», что позволяло применять самолет днем и ночью в сложных метеоусловиях, в облаках.
Фронтовые истребители МиГ-19С и СМ имели в основном артиллерийское и бомбовое, а так же неуправляемое ракетное вооружение, что позволяло их использование по воздушным и наземным целям в пределах визуальной видимости.
Самолеты разрабатывались в сложное время, когда страна только начала восстанавливаться после войны, а противостояние между Востоком и Западом нарастало. Разведывательные аэростаты и самолеты систематически нарушали воздушное пространство СССР. Достаточно сказать, что с 1956 года по 1961 год, на протяжении пяти лет самолеты-разведчики США и их союзников беспрепятственно летали над стратегически важными объектами СССР, проводя радиотехническую и фоторазведку. Уничтожение аэростатов и самолетов-разведчиков, выполнявших полеты в основном на больших высотах в стратосфере, истребителями в то время, было очень сложным мероприятием. Высота полета аэростатов составляла 16-17 км, а время нахождения в воздухе, более 10 суток. Первый полет аэростата-разведчика был зафиксирован в декабре 1954 года. В отдельные дни, используя воздушные течения для пролета, границу СССР пересекали до 100 больших и маленьких аэростатов. Вес разведывательной аппаратуры, на некоторых, достигал более 800 кГ.
Аэростат, не смотря на то, что он хорошо наблюдается на больших расстояниях из-за весьма больших размеров газовой оболочки, находится практически неподвижно относительно атакующего истребителя. Так при высоте полета аэростата 16 000м, МиГ-19 должен иметь скорость от 800 до 1200км/ч (222-333м/с). Для стрельбы из пушки необходимо сблизиться на дальность 1500 – 2000 м, произвести стрельбу и вывести самолет из атаки, не влетев в саму цель, учитывая то, что на этих скоростях, радиус разворота будет достигать 9 и более километров. Поэтому реально стрельба из пушки начиналась с больших дальностей для гарантированного выхода из атаки на безопасной дальности. При радио контрастности цели , атака с применением УР РС-2У, несмотря на несколько большую дальность стрельбы тоже была не из простых, необходимо выполнить весьма жесткие условия пуска ракеты.Задача усложняется и самой конструкцией оболочки аэростата, имеющей ячеистую структуру. При потере нескольких или десятка ячеек он будет продолжать выполнение своей задачи. Нередко для уничтожения аэростата, ВВС и ПВО осуществляли неоднократные подъемы дежурных сил в течении светлого времени суток.
Самолеты-разведчики США U-2, в отличии от аэростатов, для МиГ-19 и его ракетного вооружения были вообще недосягаемы. Только в мае 1961 года, после сбития американского U-2 ЗРК С-75 под Свердловском, полеты высотных разведчиков над СССР были прекращены. Спустя многие годы, стало известно, что был сбит и МиГ-19 из состава пары поднятой на перехват нарушителя. Летчик погиб. Несогласованность действий по зонам между зенитчиками и истребительной авиацией создала трагическую ситуацию с потерей МиГ-19 и его летчика.
Кроме СССР, самолеты МиГ-19 состояли на вооружении стран социалистического лагеря, а также в группах войск Советского союза в этих странах. Самолеты поставлялись так же в Египет, Иран, Афганистан и Сирию.
Китай производил МиГ-19 по лицензии под обозначением J6 «Шеньянг». В 1957 году был подписан договор лицензионном выпуске МиГ-19П, а через год Китай получил всю необходимую документацию на производство МиГ-19ПМ и МиГ-19С. J6 или F6 (экспортная версия) выпускались до конца 80-х годов и поставлялись Китаем в Албанию, Бангладеш, Вьетнам, Замбию, Иран, Ирак, Пакистан, Сомали и Танзанию. Всего Китай построил около 3000 самолетов J6 различных модификаций. При чем, комплектация экспортных вариантов выбиралась заказчиками, вплоть до установки оборудования и систем западных производителей, начиная от систем спасения экипажа до адаптации системы вооружения под боеприпасы, применяемые в странах НАТО.
МиГ-19 участвовали при перехватах самолетов –нарушителей госграницы в Чехословакии и ГДР. Так, пара Чешских МиГ-19, в 1959 году принудила к посадке заблудившийся самолет F-84. 20мая 1960 года пара МиГов принудила к посадке на территории ГДР самолет – разведчик RB-47. В этом же году, на Кольском полуострове капитан Валерий Поляков сбил такой же разведчик RB-47. В 1964 году, советским МиГ-19 был сбит «Боинг» RB-66, вторгшийся на территорию ГДР.
J6 (F6) «Шиньянгу» удалось поучаствовать в боевых действиях, более чем советским МиГ-19. С мая 1972 года, J-6 применялся в воздушных боях по отражению налетов американской авиации на Северный Вьетнам. По данным США, было сбито 5 истребителей J6, по статистике ВВС Северного Вьетнама потери американцев составили 7 самолетов F-4 «Фантом». Интересно то, что в данном случае, противостояние в воздушных боях было только между J6 и F-4. Серийное производство F-4 в США было начато в 1961 году. Первые модификации F-4 не имели артиллерийского вооружения, для воздушного боя использовались ракеты «Сайдвиндер» AIM-9 с тепловой головкой самонаведения для атак воздушных целей в заднюю полусферу, и всеракурсные AIM-7 «Спарроу», которые применялись при атаке, как в переднюю, так и в заднюю полусферу.
С 1967 года, в серийную постройку поступили F-4E для ВВС и F-4J для ВМС, которые имели более мощные двигатели с меньшим удельным расходом топлива и пушку М-61А-1 «Вулкан».
МиГ-19 (J6), во Вьетнаме довелось повоевать как с первыми модификациями «Фантомов», так и более совершенными F-4E и F-4J. МиГ-19 превосходил «Фантом» по маневренным характеристикам в горизонтальной плоскости, по скороподъемности на максимальном режиме и с высоты 5000 м, на форсаже. Не вдаваясь в подробности, имея удельную нагрузку 280 кг/кв. м, по сравнению с «Фантомовским» значением этого параметра в 400-420 кГ/кв.м, возможности в выполнении горизонтального маневра у МиГ-19 были значительно лучше. По максимальной перегрузке, равной 8 единиц у МиГ-19, F-4 имел ограничение, не более 6 единиц.
F-4 превосходил МиГ-19 по максимальной скорости у земли и на больших высотах. Бесспорно преимущество в прицельном комплексе, а также в номенклатуре используемого вооружения, тем более, что F-4 в семидесятых годах, считался одним из самых современных самолетов. Тем не менее, применение ракетного вооружения того времени накладывало большие ограничения по его использованию. Так минимальная дальность пуска ракет «Сайдвиндер» была не менее 1000-1200 м, а максимальная на средних высотах составляла 3,5-4 км, в зависимости от скорости сближения. Из-за большой минимальной дальности пуска, "Фантомы" применяли растянутые боевые порядки, с увеличенными дистанциями между самолетами в паре и в звеньях до 1-1,5 км. Это позволяло при отсутствии пушек, более эффективно прикрывать ведущих со стороны ведомых экипажей.
Перегрузка во время пуска не более 2 единиц, т.е при выполнении виража с креном более 60 градусов пуск ракеты исключался. Время схода ракеты с момента нажатия на боевую кнопку составляло 2-2,2 секунды. Эффективность ракет «Сайдвиндер» в боях во Вьетнаме была весьма низкой и составляла всего 13,2%. Так, из израсходованных 612 ракет, данной модификации, поразило цели всего 57. Наша ракета с тепловой головкой самонаведения Р-3С (К-13) имела такие же примерно ограничения по условиям пуска, но эффективность ее была выше, так как самолеты МиГ-21Ф-13, ПФ, ПФМ, не имеющие пушечного вооружения, больше пользовались тактикой внезапности, атакуя американцев с большими скоростями сближения, часто на сверхзвуковых скоростях, не сильно ввязываясь в длительное маневрирование после атаки. Это значительно увеличивало энергетику ракеты, а с ней и дальность пуска и располагаемые перегрузки на траектории.
Ракеты «воздух-воздух» AIM-7 «Спарроу» также показали невысокую эффективность в воздушных боях
МиГ-19 (J6) сравнительно недолго использовались в воздушных боях, как самолеты МиГ-17 и МиГ-21, но показали хорошую эффективность в противостоянии с современными американскими «Фантомами». Согласно исследованию американского аналитика Джона Шервуда потери вьетнамских J6 и МиГ-19 составили 5 самолетов, по данным вьетнамской стороны, американцы в воздушных боях с МиГ-19(J6), потеряли 7 самолетов F-4 «Фантом», т.е соотношение 1 к 1,4, в пользу МиГ-19(J6).
Итоги воздушных боев в индо-пакистанской войне 1971 года рассматривать не будем, поскольку потери очень сильно отличаются по заявлениям индийской и пакистанской стороны
