I-250

Den aktuella versionen av sidan har ännu inte granskats av erfarna bidragsgivare och kan skilja sig väsentligt från versionen som granskades den 22 november 2019; kontroller kräver 28 redigeringar .
I-250 (MiG-13)

Schema I-250
Sorts kämpe
Utvecklaren OKB-155
Tillverkare Flygplansanläggning nr 381 ( Moskva )
Första flyget 3 mars 1945
Start av drift 1946
Slut på drift 1950
Status inte opererad
Operatörer Sovjetunionens flygvapen
År av produktion 1946 - 1947
Tillverkade enheter 28
 Mediafiler på Wikimedia Commons

I-250 (MiG-13)  - det första sovjetiska ensitsiga höghastighetsjaktplanet i helt metall utvecklat av Artem Mikoyan och Mikhail Gurevich Design Bureau . Den var utrustad med ett kombinerat kraftverk, som inkluderade en kolv och motor-kompressor luftjetmotorer . Totalt byggdes 28 flygplan: 2 prototyper, 10 beställda i juni 1945 för deltagande i paraden den 7 november och 16 beställda av marinen i slutet av 1946. Flygplan som levererades till marinen fick beteckningen MiG-13 [1] .

Utvecklingsuppdrag

Den preliminära konstruktionen av den nya maskinen godkändes av NKAP den 19 september 1944  , samtidigt med Su-5- projektet utvecklat av Design Bureau of P. O. Sukhoi. Enligt beräkningar, med en flygvikt på 3500 kg, skulle jag-flygplanet I-250 med VRDK nå en maximal hastighet av 825 km/h på en höjd av 7000 m och få en höjd av 5000 m på 3 minuter 54 sekunder. Minsta svängtid med en radie på 253 m skulle vara 19,7 s.

Utveckling

I slutet av andra världskriget blev det klart att propellern och kolvmotorn hade uttömt sin förmåga att öka farten på jaktplan. Bland sätten att lösa detta problem övervägdes förutom LRE- och turbojetmotorerna också de så kallade motorkompressormotorerna  - en kombination av en kolvmotor och en luftjetmotor av kompressortyp . [2]

Luftjetmotorn (VRDK) utvecklades vid CIAM under ledning av K. V. Kholshchevnikov . Enligt designernas beräkningar var denna motor tänkt att fungera som en extra motor, vilket ger en hastighetsökning på cirka 100 km / h. Arbetet med att skapa ett experimentellt jaktplan med ett kombinerat kraftverk började vid Mikoyan Design Bureau i enlighet med GKO- dekretet av den 22 maj 1944. [2]

A. A. Andreev utsågs till ledande ingenjör vid tidpunkten för dess design och konstruktion. Flygplanet fick arbetsnamnet I-250. Baserat på de beräknade egenskaperna var I-250-stridsflygplanet i teorin tänkt att utföra operativ tjänst för att täcka markenheter från luften och genomföra luftstrider på medelhöjd.

Första I-250

Försök

Under testerna bekräftades designdata från konstruktörerna, det kombinerade kraftverket fungerade felfritt. Finjustering och flygdrift gjorde det möjligt att samla erfarenheter som visade sig vara användbara vid utvecklingen av turbojetmotorer. Men ett antal brister identifierades också. MiG-13 blev det första flygplanet med en jetmotor designad av Design Bureau of A. I. Mikoyan och M. I. Gurevich. [2]

Olyckor och katastrofer

Serieproduktion

Konstruktionen av 10 exemplar av I-250-fightern anförtroddes anläggning nr 381 av V. I. Zhuravlev. Anläggning nr. 381 tillhandahölls av följande företag: OKB-155, Anläggning nr. 26, Anläggning nr. 466, TsIAM , Anläggning nr. 150, Anläggning nr. 124, 12:e GU NKAP , 1:a, 3:e, 12:e, 18:e GU Glavsnaba . I december 1945 tillverkades den första seriella I-250. Från och med maj 1946 var seriens flygplan i följande skick:

Som ett resultat av detta överfördes 2 flygplan till forskningsinstituten som prototyper, och den 30 oktober 1946 överlämnades slutligen alla åtta återstående flygplan av experimentserien till flygvapnets representanter. Flygplanet togs i tjänst hos de nordliga och baltiska flottornas flygvapen.

Intressanta fakta

Specifikationer för MiG-13

MiG-13 är ett ensitsigt höghastighetsjaktplan i helmetall med ett kombinerat kraftverk. Aerodynamiskt är det ett monoplan med låg vinge och infällbart landningsställ. Flygplanets dimensioner är små, vingytan är endast 15 m². På planet gjordes allt för att uppnå högsta möjliga hastighet.

Flygplanskroppen  - strukturellt bestod av tre delar: frontgården, mittdelen och stjärtsektionen. Den främre fackverket är en tredimensionell svetsad struktur gjord av kromansilrör . Den inhyste motorn, såväl som fästpunkter för vapen, patronlådor och andra vapenenheter. [3]

Ramen i den mellersta delen av flygkroppen bestod av fyra balkar gjorda av stålplåt, som blev till duraluminiumprofiler, stringers, en uppsättning stämplade ramar, golvet i pilotens hytt och duraluminmantel. Konstruktionen är nitad. En luftkanal passerade under golvet i pilotens hytt, som var en del av flygkroppens kraftstruktur. Den mellersta delen av flygkroppen slutade med en kraftram, till vilken VRDK:s förbränningskammare och flygkroppens stjärtsektion var fästa. [3]

Stjärtdelen av flygkroppen är monocoque. Stjärtsektionens ram består av en uppsättning stämplade duraluminramar, balkar, stringers och duraluminmantel. Stjärtsektionen avslutades med en stålsvetsad ram, på vilken munstycksramen för VRDK:s förbränningskammare var fäst. [3]

Sittbrunnen stängdes med en lykta. Den centrala delen av lyktan flyttades tillbaka. Inglasningen på lyktan är plexiglas 6 mm tjock. Pansringen bestod av en pansarrygg och genomskinligt skottsäkert glas framför och bakom piloten. [3]

Vingen  är rak, enkelsparad, trapetsformad i plan. Vingramen består av huvudbalken, främre och bakre förstärkta stringers, ribbor och stringers. Huvudbalken är en nitad I-balk. Balkbälten - valsad stålprofil, duraluminvägg. Förstärkta stringers är gjorda av plåt duralumin och extruderade profiler. Ribborna är stämplade av duralumin. Ribban som chassit är fäst på är en nitad stålbalk. Dural mantel. [3]

Mekaniseringen av vingen består av skevroder och slitsade klaffar . Skevroder och klaffar är helt i metall med en ram av duraluminium och mantling av magnesiumlegeringar. Skevriders avböjningsvinklar +21/-14 grader. Klaffvinklarna är 15 grader för start och 55 grader för landning. [3]

Stjärtenheten  är en köl med roder och en stabilisator med hiss. Köl och stabilisator symmetrisk profil. Kraftuppsättningen av fjäderdräkt är duralumin, hölje är gjord av magnesiumlegeringar. Kölen är inställd i en vinkel på 20 grader i förhållande till flygplanets symmetriaxel till höger. Rodrets avböjningsvinkel +/- 25 grader. Hissvinkel +30/-20 grader. Rodret och hissarna hade 16 % axiell aerodynamik och viktkompensation. Rodret och hissen var utrustade med trimflikar. [3]

Chassi  - trehjuling med stjärtstöd. Avskrivning luft-olja. Landställets inre volym användes som en tryckluftstank för nödnätet. Vid indragning gick huvudlandningsstället in i nischer mellan sparren och framvingen och delvis in i flygkroppen. Stjärthjulet var självorienterande och var försett med en propp som fixerade det under flygning. Under flykten täcktes bakhjulet med en sköld, som när bakhjulet förlängdes drogs in i flygkroppen. [3]

Kraftverket  - det kombinerade kraftverket E-30-20 bestod av en VK-107R-motor och en luftjetmotor med kompressor . Huvudmotor VK-107R, 1650 hk. med., var utrustad med en avledningsaxel som ledde till en kompressorluftstrålemotor (VRDK). Denna motor var placerad i en tunnel längs hela flygkroppens längd, från luftintaget och slutade med stjärtmunstycket. [3]

Kraften som utvecklades av VK-107-motorn under start och under flygning utan användning av en VRDK överfördes helt till propellern och kompressorn roterade på tomgång. Den totala effekten för båda motorerna nådde 2800 hk. Med. För att minska starten och öka flyghastigheten slogs kompressordriften på och bränsle kom in i förbränningskammaren. Varaktigheten av den kontinuerliga driften av VRDK var inte mer än 10 minuter, och endast i stridsläge, medan bensinförbrukningen var 1200 kg / h. Trebladig propeller med en diameter på 3,1 m. [3]

Bränsle med en total kapacitet på 570 liter. inrymt i tre mjukbränsletankar. Två vingtankar rymde 90 liter vardera, i flygkroppen fanns en tank med en kapacitet på 390 liter. Bränsle tillfördes motorn under lufttryck, vilket tillhandahölls av luft som avtappades från luftmotorns ånga bakom drivningen av centrifugalkompressorn. Efter produktionen av bensin från vingtankarna kom luft in i flygkroppstanken, vilket ökade gassystemets höjd. Oljetankens kapacitet var 62 liter (48 liter fylldes), och kylsystemets kapacitet var 79 liter. [3]

Pneumatiskt system  - består av huvud- och akutsystem. Huvudsystemet är två cylindrar med en volym på 7 liter luft vardera. Nödsystem med 6 liter luft. Arbetstrycket i nätverket är 35 atmosfärer. Huvudsystemet tillhandahöll kontroll av följande enheter: landningsställ, klaffar, huvudpylonsköldar och stjärtpylonsköld, bromsar, munstycksklaffar och motorstart. I händelse av fel på det pneumatiska huvudsystemet släpptes landningsstället från nödnätet. [3]

Utrustning  - instrumentering består av 16 instrument. Elkällan ombord på flygplanet är en generator och ett batteri. Bakom pilotens rygg fanns en radiostation med mottagare och sändare. En syrgasanordning av lungtyp, en syrgasflaska med en volym på 4 liter, installerades bakom sittbrunnen. [3]

Beväpning  - tre B-20 kanoner av 20 mm kaliber och ett PBP-1A sikte, med 100 skott ammunition per pistol[ förtydliga ] . En pistol avfyrade genom växellådans ihåliga axel, två synkrona kanoner installerades på sidorna av den främre flygkroppen. Brandkontroll och omladdning är elektropneumatiska. Patronlådor var placerade i den övre delen av det främre flygkroppsfacket. [3]

Taktiska och tekniska egenskaper

I-250- data ges . Datakälla: Gunston B., Gordon Y., 1998.

Specifikationer

1 × 1214 kW (start) kW (1 × 1650 hk ) hk ​)

Flygegenskaper Beväpning

Anteckningar

  1. Gunston B., Gordon Y., 1998.
  2. ↑ 1 2 3 4 Aviation Encyclopedia "Hörn av himlen". I-250 (MiG-13).
  3. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 Shavrov V. B. Historia om flygplanskonstruktioner i Sovjetunionen 1938-1950.

Litteratur

Artiklar