Фронтовой истребитель МиГ-15бис.

Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
Страна: СССР
Первый полет: 1949 г.

В начале 1949 года прошел госиспытания двигатель ВК-1 , дальнейшее развитие РД-45Ф, имевший при практически тех же габаритах и массе почти на 20% большую тягу, что позволяло без особых проблем установить его на самолеты, оснащенные РД-45Ф, тем самым значительно улучшив их летные характеристики. 14 мая 1949 года Совет Министров СССР выпустил постановление № 1887-697 о запуске в серию двигателя ВК-1 со 100-часовым ресурсом. Это сразу же разделило реактивные фронтовые истребители второго поколения на «перспективные» и «неперспективные». В число первых попал МиГ-15, ко вторым отнесли Ла-15 , оснащенный не получившим дальнейшего развития РД-500 . Кроме того, в то время самолетный парк наших ВВС был весьма «разношерстным», включая множество типов как поршневых, так и реактивных машин, что вызывало большие трудности в материально-техническом снабжении ВВС. Возникла заманчивая концепция «единого истребителя», сулившая значительную экономическую выгоду. Она перекликалась с концепцией «единого фронтового бомбардировщика», т.к. ВК-1 планировалось установить и на Ил-28 . В результате, 14 мая 1949 года постановлением Совета Министров № 1839-699 было принято решение о серийном производстве только МиГ-15. Заводы, строившие Ла-15 и Як-23 , должны были свернуть их производство и с июня 1950 года полностью перейти на выпуск МиГов с ВК-1. Кроме того, уже 17 мая Правительство своим постановлением № 1903-708 обязало Главного конструктора В.Я.Климова провести в течение года работы по увеличению ресурса двигателя ВК-1 до 250 часов, считая первым этапом повышение ресурса в 1949 году до 200 ч. Впоследствии после проведения испытаний двигатель под обозначением ВК-1А выпускался первоначально с 150-часовым, а с 6 серии — с 200-часовым ресурсом.

В соответствии с вышеназванным постановлением № 1889-699, а также приказом МАП № 386 от 20 мая 1949 года ОКБ-155 была проведена работа по модификации серийного истребителя МиГ-15 под двигатель ВК-1. Самолет должен был быть предъявлен на государственные испытания 1 июля 1949 года. Однако, в связи с задержкой получения серийного МиГ-15 № 105015, переоборудование его закончилось только в конце июля, а на госиспытания самолет предъявили 13 сентября.

Помимо установки двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, что повлекло изменения в хвостовой части фюзеляжа, так как ВК-1 имел удлинительную трубу и реактивный насадок большего диаметра, чем у РД-45Ф, на самолете был установлен гидроусилитель БУ-1 для уменьшения усилий на ручке управления элеронов, увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты до 22%, носки руля высоты и руля направления утолщены. Установка ВК-1 повлекла за собой также уменьшение высоты 2-го топливного бака, что привело к потере 60 л топлива, и изменение расположения некоторых лючков подхода к двигателю и оборудованию.

Носовая часть фюзеляжа также претерпела небольшие изменения, вызванные установкой пушек НР-23 , стволы которых были смещены ближе к оси самолета, что позволило несколько улучшить параметры рассеивания при стрельбе. Установленные на МиГе пушки НР-23 все еще не были доработаны, но Главный конструктор А.И.Микоян в своем письме от 19 сентября на имя Начальника ГК НИИ ВВС обязался предъявить доведенное пушечное вооружение после испытания самолета.

Крыло отличалось от серийного только местом крепления элеронов — их площадь немного увеличили, сдвинув при этом вперед ось вращения. На самолете также была изменена форма и увеличена площадь тормозных щитков до 0,5 м2, а их ось вращения установили под углом 22° к вертикали для уменьшения кабрирующего момента при их открытии. Кроме того, прочность самолета была приведена в соответствие «Нормам прочности самолетов 1947 года.».

В ГК НИИ ВВС будущий МиГ-15бис, получивший заводское обозначение СД и первоначально именовавшийся МиГ-17, поступил через 6 дней после предъявления, но из-за наличия помпажа на боевом режиме (на высотах более 8000 м) и «зуда» (высокочастотной тряски) двигателя начавшиеся было испытания вскоре пришлось прекратить. Самолет возвратили ОКБ для устранения выявленных недостатков.

На самолет был установлен новый двигатель ВК-1 № 94-29 и после выполнения совместной с ЛИИ специальной программы испытаний двигателя 21 октября СД вторично предъявили в ГК НИИ ВВС. Несмотря на то, что дефекты двигателя полностью устранены не были, распоряжением Главного инженера ВВС машину приняли на государственные испытания. Однако полностью выполнить программу испытаний не удалось, двигатель по-прежнему преследовали «зуд» и помпаж и 15 января 1950 года после выполнения 38 полетов Заместитель Главкома ВВС по опытному строительству, заказам и военной приемке приказал прекратить испытания.

По договоренности Главного конструктора с Главкомом ВВС на самолете 28 января установили третий по счету двигатель — ВК-1 № В-94-104, имеющий ряд конструктивных изменений, направленных на устранение помпажа. 3 февраля начались повторные госиспытания, в процессе которых установили уже доработанное вооружение, а его проверку включили в общую программу испытаний самолета. Но 15 марта испытания пришлось снова прекратить, выполнив всего 16 полетов. Причина все та же — «зуд» и помпаж как и у ранее снятого двигателя. За это время военные успели провести только проверку работы двигателя и отстрел вооружения.

В соответствии с распоряжением Главкома ВВС на машину установили новый двигатель ВК-1 № Ф-0143, четвертый с начала испытаний. Полеты возобновились 18 марта и до успешного окончания испытаний самолет поднимался в воздух еще 35 раз, несмотря на то, что и этот движок продолжал, хотя и менее выражено, «зудеть» и помпировать.

Испытания показали, что по сравнению с серийными МиГ-15 с РД-45Ф установка нового двигателя и выполненный комплекс доработок привели к значительному улучшению практически всех характеристик. Летные данные существенно возросли, за исключением дальности, которая уменьшилась на 180 км ввиду уменьшения запаса топлива и увеличения удельных расходов топлива двигателем ВК-1. Максимальная скорость, которую достиг самолет с двигателем ВК-1 № 94-29, составила 1076 км/ч. Управляемость самолетом улучшилась по всем трем осям. Усилия на РУС от элеронов пришли в соответствие с требованиями ВВС, усилия от рулей высоты и направления также значительно снизились, и, хотя несколько превышали норму, по оценкам летчиков стали удовлетворительными. Также удовлетворительным стало изменение усилий на РУС при открытии тормозных щитков. Вместе с тем, эффективность элеронов, несмотря на увеличение их площади, изменилась мало и по-прежнему была ниже требуемой более чем в полтора раза. Остались не устраненными «валежка» и обратная реакция по крену, которые с увеличением максимальной скорости полета стали еще более выражены по сравнению с первыми проявлениями на МиГ-15 с РД-45Ф.

Особое недовольство военных вызвала система регулирования ВК-1, не позволявшая нормально эксплуатировать самолет на высотах более 6000 м. Она не обеспечивала постоянство оборотов турбины при неизменном положении РУДа и изменении высоты и скорости; не поддерживала минимально допустимый режим работы двигателя при его дросселировании; не допускала необходимую в воздушном бою энергичную работу РУДом без опасности появления помпажа, «заброса» оборотов и температуры за турбиной, влекущих за собой самопроизвольную остановку двигателя. Главному конструктору ВК-1 В.Я.Климову было рекомендовано отработать автомат приемистости для исключения возможности самопроизвольной остановки двигателя на всех скоростях и высотах полета. Кроме того, Главному конструктору А.И.Микояну предписывалось установить на МиГе систему автономного запуска двигателя для исключения зависимости самолета от аэродромных пусковых агрегатов.

Новое вооружение принципиальных недостатков не имело, рассеивание снарядов пушек НР-23 укладывалось в нормы ТУВС-46, правда при воздушной стрельбе с выпущенными воздушными тормозами звенья и гильзы били их обшивку. Увеличение темпа стрельбы 23-мм пушек при том же боекомплекте привело к уменьшению времени ведения огня с 9 до 6 секунд, и военные высказали пожелание удвоить боекомплект. Залповая и раздельная по калибрам стрельба в воздухе на всех высотах и скоростях полета не оказывала влияния на работу силовой установки. Однако при стрельбе остатки пыжей в больших количествах попадали во всасывающие каналы двигателя и оседали, в основном, на сетке заднего воздушного заборника компрессора, правда без нежелательных последствий.

Перечень недостатков был достаточно объемным, но достоинств у нового самолета имелось значительно больше и в заключении акта по результатам Госиспытаний было отмечено: «Опытный фронтовой истребитель с двигателем ВК-1 … построенный … на базе серийного самолета МИГ-15, государственные испытания прошел удовлетворительно и рекомендуется для принятия на вооружение и серийную постройку» . Далее высказывались требования устранить вновь обнаруженные, а также существовавшие ранее и до сих пор не устраненные дефекты, доработки внедрить в серийное производство и предъявить МиГ-15 с ВК-1 как эталон на 1951 год на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС к 1 июля 1950 года. Акт по результатам госиспытаний был утвержден 10 июня 1950 года постановлением Совета Министров № 2475-975, этим же постановлением самолет запустили в серию, заменяя на конвейере МиГ-15 с РД-45Ф.

Несмотря на то, что «бисы» были официально запущены в серию летом 1950 года, их совершенствование началось еще зимой, так как подготовка серийного производства на заводах МАП уже шла полным ходом с июля 1949 года.

В 1950 году во весь рост встала проблема «валежки» (непроизвольного кренения самолета на больших приборных скоростях и числах М). Впервые с этим явлением столкнулись еще при испытаниях С-3 , где оно проявлялось следующим образом: на приборной скорости 925 км/ч возникал значительный кренящий момент, быстро нараставший по мере увеличения скорости, когда последняя достигала 960 км/ч по прибору, усилия на ручке управления самолетом для парирования крена достигали 18,5 кг, что превышало физические возможности пилота. Из-за «валежки» не удалось разогнать самолет до максимальной скорости на высотах менее 1600 м.

Возникновению «валежки» способствовали как конструктивные причины (малая жесткость крыла, ослабленного в корневой части вырезом под нишу шасси и плохо работающего на кручение), так и технологические (разброс характеристик разных партий материалов, недостаточно точное выдерживание теоретических обводов крыла при его изготовлении, неточности при сборке и нивелировке самолета).

По непосредственным причинам возникновения «валежку» можно разделить на два типа. Первый тип, «маловысотная валежка», возникала на высотах менее 3000 м. При больших приборных скоростях, а следовательно и скоростных напорах, недостаточно жесткие консоли крыла закручивались, причем из-за разных жесткостей утлы закрутки консолей, а следовательно и их углы атаки, были не одинаковы. В результате подъемная сила на одной из консолей становилась больше, чем на другой, и возникал кренящий момент. На больших высотах, где при больших истинных скоростях скоростные напоры сравнительно невелики, но значительно возрастают числа М, перестает сказываться жесткостная асимметрия и начинает играть роль асимметрия геометрическая. Неравномерное развитие «волнового кризиса» на правой и левой консолях также влекло за собой различие их подъемных сил и появление кренящего момента. Так возникала «высотная валежка».

С увеличением скорости кренящий момент возрастал, а эффективность элеронов МиГ-15 и без того невысокая, значительно падала, одновременно росли усилия на ручке от элеронов, с определенной скорости парировать крен становилось невозможно и самолет неудержимо заваливался «на спину». Для МиГ-15бис, имевшего скорость большую, чем МиГ-15 с РД-45Ф, и практически то же крыло, проблема «валежки» значительно обострилась. У первых серийных «бисов» кренение на скоростях полета 960-980 км/ч, а у отдельных машин и при 850-950 км/ч, становилось настолько сильным, что у летчика не хватало сил для его парирования, при этом отклонение элеронов достигало предельных значений. Этим исключалась возможность использования максимальных скоростей полета на высотах до 3000 м.

По причине кренения самолетов МиГ-15бис на максимальных скоростях, выявившегося в июле 1950 года, завод № 1 в этом месяце не выполнил программу производства. Самолеты были облетаны, но не оформлялись ВВС под оплату до августа-сентября, когда состоялось решение Правительства об ограничении максимальной скорости МиГ-15бис. Приказом Главкома ВВС от 11 сентября 1950 года до устранения «валежки» Главным конструктором максимальную скорость МиГ-15бис на высотах до 2500 м ограничили 1040 км/ч. До внедрения в серию крыльев с увеличенной жесткостью разрешалось устранять «валежку» отгибом регулировочных «ножей» на задней кромке крыла. При этом парировать крен позволялось отклонением РУС не более чем на 1/3 хода.

«Валежке» самолетов не сразу удалось найти правильное объяснение и потребовалось значительное время для всестороннего исследования и изыскания эффективных средств борьбы с ней.

С целью выявления особенностей поведения МиГ-15бис, которые могут привести к авариям и катастрофам, в ГК НИИ ВВС впервые были проведены специальные летные исследования по определению пилотажных особенностей самолета и отработке соответствующих методических указаний для строевых частей ВВС. Испытания проводились согласно приказу Главкома ВВС № 0402 от 9 августа 1950 года на трех самолетах № 53210345, № 53210346, № 53210347 производства завода № 21. Для выполнения программы с объемом 240 полетов был установлен срок в 40 летных дней с облачностью не более 5 баллов. Однако летные исследования, начатые еще 4 августа на самолете № 53210345, а на двух других самолетах после устранения дефектов бустеров — 16 августа, были прекращены по указанию Начальника ГК НИИ ВВС 29 сентября, так как основная задача была выполнена. Кроме того, 16 сентября испытания на МиГ-15бис № 53210346 были прекращены после выхода из строя двигателя и возобновлены 23 сентября на сменившем его самолете № 53210434. За это время использовали 15 летных дней, в течение которых на всех самолетах выполнили 100 полетов общей продолжительностью 66 ч. 20 мин. По результатам исследований была переработана и дополнена «Инструкция летчику по эксплуатации и технике пилотирования самолета МиГ-15 с двигателями РД-45Ф и ВК-1».

По заключению военных, основными пилотажными особенностями истребителя МиГ-15, создающими предпосылки для аварий и катастроф, явились интенсивное кренение самолета, возникающее при полетах на больших скоростях и резко нарастающее даже при небольшом увеличении скорости или при создании перегрузок, а также обратная реакция по крену на дачу ноги при больших значениях числа М. Последнее явление заключалось в том, что при отклонении руля направления при числах М, больших 0,87, самолет кренился не в сторону отклонения руля, как это имеет место для устойчивого в поперечном отношении самолета, а в противоположную сторону. Указанные особенности значительно усложняли пилотирование самолета на больших числах М и могли привести к попаданию на такие режимы полета, выход из которых затруднен и требует от летчика необычных действий рулями.

Кроме того, при увеличении скорости полета происходило снижение эффективности элеронов, резкое увеличение усилий, необходимых для создания перегрузки при числах М более 0,86, и появлялся пикирующий момент. Это, хотя и было признано не опасным для полета, значительно ухудшало управление самолетом.

В штопор же МиГ-15бис срывался только при грубейших ошибках в технике пилотирования и при правильном выводе самолет надежно выходил из него с запаздыванием не более одного витка.

Наиболее опасной была признана «маловысотная валежка», как, впрочем, и любое другое нарушение управляемости самолета вблизи земли. Ее высотная разновидность подобной опасности не представляла, да и возникала она, как правило, при М»0,92, т.е. за пределами ограничений Главного конструктора. Сталкиваться с ней приходилось, в основном, нашим пилотам в Корее, где не придавали значения установленным ограничениям и выжимали из самолета все, что он может дать. Поэтому главным противником для конструкторов стала «валежка», возникающая на малых высотах.

Для проверки эффективности мероприятий, проведенных для устранения «валежки», в сентябре 1950 года в ГК НИИ ВВС были предъявлены на специальные летные испытания три самолета МиГ-15бис: № 122040 и № 122067 производства завода № 1, на которых по чертежам Главного конструктора выполнили доработки по увеличению жесткости крыла и установили «ножи» на задней кромке крыла, и № 53210434 производства завода № 21, который являлся вариантом для доработок в частях и имел только «ножи» на старом крыле.

В результате испытаний, проходивших с 26 сентября по 9 октября 1950 года, было установлено, что на всех трех самолетах проведенные мероприятия не обеспечили решения проблемы, так как выполнение полетов без «валежки» на допустимой скорости на всех высотах было невозможным. Парирование «валежки» на самолете № 53210434 отклонением ручки, не превышающим 1/3 хода, происходило на скоростях до 993-1020 км/ч (по прибору) на высотах 2000-700 м. Истинная скорость 1040 км/ч, установленная приказом Главкома от 11 сентября, была получена лишь при полном отклонении РУС, а не на 1/3 хода, как предписывал данный приказ.

Доработки самолетов №№ 122040, 122067 значительно улучшили характеристики кренения на больших скоростях. У № 122067 скорость, при которой «валежка» парировалась отклонением РУС на 1/3 хода, на 30-60 км/ч превышала соответствующие величины у самолетов без доработок. Однако приборные скорости парирования крена при полном отклонении РУС на самолетах №№ 122040, 122067 были на 35 и 10 км/ч соответственно меньше, чем скорости, на которых, поданным завода № 1, «валежки» не было вообще (1065 км/ч по прибору на высоте 700 м).

В прямолинейном полете без скольжения на высотах, больших 3000-4000 м, на всех трех самолетах «валежки» не было до М = 0,92. На высоте 9000-10000 м у №№ 122067 и 53210434 «валежка» в прямолинейном полете без скольжения практически отсутствовала до М = 0,95.

С целью полного устранения непроизвольного кренения МиГ-15бис вплоть до скоростей, соответствующих установленным для самолета ограничениям (скоростной напор 5500 кг/см2 и М = 0,92), в ГК НИИ ВВС был предъявлен самолет № 122058 с новым вариантом ужестченного крыла, показавший на заводских испытаниях хорошие результаты.

Увеличение жесткости крыла самолета № 122058 было достигнуто путем общего утолщения верхней обшивки и обшивки носка крыла, а также постановки нижнего и увеличения верхнего фестонов под обшивкой между главной балкой и нервюрой № 10. А увеличение жесткости крыльев самолетов № 122040 и № 122067 достигалось введением под обшивку фестонов больших размеров (верхнего — от продольной балки до нервюры № 15 и нижнего — от главной балки до нервюры № 16), а также усилением нервюры № 9 и заднего стрингера крыла. Толщина обшивки оставалась такой же, как на серийных МиГах. Поэтому крыло самолета № 121058 «потяжелело» на 47 кг, а крылья №№ 122040 и 122067 — на 30. Остальные доработки по увеличению жесткости у обоих вариантов крыльев сводились к несколько различающимся по конструктивному исполнению подкреплениям обшивки в различных местах крыла. Крыло самолета № 122058 на задней кромке от нервюры № 7 до нервюры № 14 также имело доводочные «ножи» шириною 40 мм, предназначенные для балансировки самолета относительно продольной оси.

Испытания, проведенные с 11 по 28 ноября 1950 года, показали, что МиГ-15бис № 122058 отличается в лучшую сторону по сравнению с ранее испытанными самолетами и в пределах установленных ограничений по скоростному напору и числу М кренения не имеет, в том числе и при маневрировании на предельных скоростях с перегрузкой до 4 д. Однако осталась обратная реакция по крену на М = 0,86-0,885 и недостаточная эффективность элеронов. Поэтому в период с 7 по 20 декабря на том же № 121058 были проведены испытания по определению характеристик устойчивости самолета и эффективности элеронов, во время которых имел место перерыв с 8 по 16 декабря, связанный с отправкой правой консоли крыла в ЦАГИ для определения жесткостных характеристик. Данные испытания показали, что увеличение жесткости крыла не улучшило эффективности элеронов и не предотвратило появление обратной реакции по крену на дачу ноги. В связи с этим ОКБ было предложено ускорить проведение работ по одновременному устранению всех основных недостатков самолета МиГ-15.

Кроме того, было отмечено, что «валежка» самолета может являться результатом не только недостаточной жесткости, но и недостаточной точности нивелировки и балансировки, а также неодинаковости жесткости консолей крыла, поэтому полученные результаты испытаний МиГ-15бис № 122058 не дают достаточных оснований утверждать, что кренения на серийных самолетах с крыльями, имеющими ужесточение по образцу данного самолета, не будет. Для подтверждения полученных результатов было рекомендовано изготовить и предъявить в январе 1951 года на контрольные испытания три МиГа с аналогичными крыльями. Тем не менее, данный вариант крыла был запущен в серию еще в октябре 1950 года.

Впоследствии, на МиГ-15бис последних серий была введена дополнительная, помимо отгиба «ножей», регулировка производственной асимметрии крыльев, также влияющей на кренение самолета. В узлах стыковки консолей крыла к фюзеляжу появились регулируемые опоры — эксцентричные втулки, с помощью которых можно было изменять установочные утлы консолей и тем самым парировать «валежку».

Практически во время всех испытаний к создателям МиГ-15 предъявлялись претензии по поводу отсутствия на самолете системы автономного запуска, позволяющей значительно повысить не только эксплуатационные, но и тактические характеристики истребителя.

В связи с этим и в соответствии с распоряжением СМ № 3169рс от 16 февраля 1952 года относительно оборудования самолета МиГ-15бис системой автономного запуска, в ОКБ Микояна и в ГК НИИ ВВС были проведены экспериментальные работы с использованием опытной аккумуляторной батареи 12-САМ-25, разработанной в НИАИ МПСС.

В результате проведения госиспытаний батареи и заводских испытаний самолета МиГ-15бис была установлена возможность создания системы автономного запуска без значительных изменений в оборудовании самолета. Затем ОКБ оборудовало самолет МиГ-15бис № 1115341 с ВК-1 № 136136, имеющим передаточное число к стартеpy 1:2,8, для проведения государственных испытаний системы автономного запуска.

При дооборудовании самолета электростартер СТ-2 заменили на СТ-2-48, применяемый для запуска ВК-1 на Ил-28 , а вместо серийной батареи 12-А-ЗО установили опытную 12-САМ-25. Кроме того, произвели некоторые изменения в электропроводке и пусковой панели ПС-2. Причем последовательность запуска двигателя ничуть не изменилась по сравнению с существующей на серийных машинах и сохранилась возможность запуска от аэродромных пусковых тележек. Вес же установленного оборудования составил не более 7 кг, главным образом за счет увеличения сечения проводов.

Летные испытания показали, что при продолжительности полетов 30-40 мин каждый с максимальной нагрузкой на электросеть, система автономного запуска с применением одной батареи 12-САМ-25 обеспечивает не менее 10 вылетов при 10 запусках двигателя ВК-1 без снятия ее на подзарядку. Результаты полетов по кругу по 3-5 мин. каждый показали, что система с полностью заряженной батареей обеспечивает не менее 5 полетов без применения аэродромных средств запуска.

В результате же опробования системы с серийной батареей 12-А-ЗО было получено только 4 уверенных запуска, причем раскрутка турбины проходила «вяло», о чем свидетельствовали повышенная температура газа за турбиной и пониженные обороты стартера в момент отключения. Тем не менее, до освоения в серийном производстве батареи 12-САМ-25 была признана возможность использования 12-А-ЗО на переоборудованных самолетах для обеспечения боевых вылетов.

Госиспытания проходили в периоде 5 марта по 10 марта 1952 года и закончились с положительной оценкой. В связи с чем, приказом МАП № 685 от 17 июня, система автономного запуска с октября месяца внедрялась в серийное производство. Кроме того, во время испытаний было проведено улучшение системы автономного запуска путем применения облегченной пусковой аппаратуры ПС-48 и схемы блокировки и защиты аккумуляторной батареи с помощью релейной коробки РПА-200А. После опробования улучшения его рекомендовали для использования при дальнейшем серийном производстве самолетов МиГ-15бис и МиГ-17 .

Но, учитывая острую потребность во внедрении автономного запуска на уже выпущенных и эксплуатирующихся в частях ВВС самолетах МиГ-15бис, а также, принимая во внимание, что указанное выше нововведение с применением ПС-48 и РПА-200А не может быть проведено в аэродромных условиях, так как потребует коренного изменения монтажей на самолете, было признано возможным провести дооборудование по варианту, предложенному ОКБ, который может быть выполнен в полевых условиях, с одновременным устранением выявленных в процессе испытаний недостатков предъявленной системы автономного запуска двигателя ВК-1.

Летные и тактические характеристики любого самолета в полной мере проявляются во время эксплуатации и, особенно, в период боевых действий, когда ему приходится работать в наиболее экстремальных условиях. Боевые действия МиГов в Корее также выявили не только положительные качества самолета, но и его недостатки. В связи с этим, в конце декабря 1951 года правительство рассмотрело вопрос о повышении боевых возможностей самолета МиГ-15бис, и уже 3 января 1952 года вышел приказ МАП № 10 «О самолете МиГ-15бис», обязывающий ОКБ-155 и заводы провести ряд доработок истребителя.

С целью улучшения маневренности истребителя МиГ-15бис и обеспечения возможности катапультирования летчика в случае ранения его в правую руку, ОКБ было поручено разработать тормозные щитки (ТЩ) увеличенной площади и дублирующее управление катапультированием и сбросом фонаря для левой руки пилота. Доработанный самолет необходимо было представить на испытания уже в марте. Самолет МиГ-15бис № 53210668 предъявили на госиспытания 20 марта 1952 года, которые он успешно прошел. С 1 июля в серию запустили дублирующее управление катапульты (приказ МАП № 567 от 20.05.1952 г.), а с 1 сентября — увеличенные ТЩ площадью 0,8 м2 (приказ МАП № 736 от 26.06.1952 г.).

Кроме того, приказом МАП № 736 устанавливался также срок предъявления на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС самолета МиГ-15бис с тормозными щитками площадью 0,9м2 — 15 сентября 1952 года. Установка новых увеличенных щитков была закончена в августе 1952 года. Работа проводилась в целях дальнейшего повышения маневренности самолета и обеспечения возможности вертикального пикирования без превышения допустимой скорости с высоты 12000-13000 м. Заводские испытания установили, что дальнейшее увеличение площади тормозных щитков, сверх ранее принятого размера (S = 0,8m2), не целесообразно, так как увеличение площади идет за счет криволинейной поверхности фюзеляжа по отношению к воздушному потоку и потому не эффективно. В связи с этим ОКБ, с согласия ВВС, прекратило работы по данной теме.

Для оборудования находящихся в 64 ИАК (соединение, в которое были сведены воюющие в Корее советские авиаполки и дивизии) МиГ-15бис креслами с дублированным управлением катапультой ОКБ было предписано сдать к 25 мая Главному инженеру ВВС 5 комплектов чертежей и 5 комплектов инструкций для проведения доработок. Заводам № 1 и № 153 поручалось изготовить и сдать ВВС к 20 июня для отправки в 64 ИАК 20 новых сидений (по 10 на завод) и 312 комплектов (по 156 на завод) деталей, необходимых для доработки старых сидений. Проведение доработки надлежало провести на всех самолетах Корпуса до 13 августа в ремонтных мастерских соединения силами прикомандированных заводских бригад совместно с техсоставом частей по чертежам и инструкции Главного конструктора.

Не дожидаясь поставки серийных истребителей с новыми ТЩ, было принято решение по доработке самолетов МиГ-15бис непосредственно в 64 ИАК. Для этого заводам № 1 и № 153 предписывалось изготовить и сдать ВВС для отправки в Корпус по 160 комплектов деталей и узлов, необходимых для установки на МиГ-15бис щитков площадью 0,8 м2 (по 60 комплектов до 20.07 и по 100 комплектов до 10.08.1952 г.). Переоборудование всех самолетов требовалось провести до 19 сентября по чертежам и инструкции завода № 1 силами заводских бригад, для чего в 64 ИАК командировались по одной бригаде в 10 человек с заводов № 1 и № 153. Как и в случае с дублирующим управлением, доработка проводилась в реморганах соединения с участием инженерно-технического состава частей.

Не осталось без внимания и качество радиосвязи. В целях повышения надежности управления воздушным боем истребителей МиГ-15бис завод № 153 до 15 февраля 1952 года должен был оборудовать 60 самолетов многоканальной УКВ радиостанцией РСИУ-3 и сдать их ВВС для отправки в этом же месяце в порядке замены в 64 ИАК. Туда же направили и новые наземные УКВ радиостанции РАС-УКВ.

Для увеличения дальности полета был разработан МиГ-15бис, оборудованный системой дозаправки топливом в полете от самолета-заправщика Ту-4 . В мае 1952 года на заводе № 153 было переоборудовано два самолета МиГ-15бис, выделенных для этой цели ВВС. Однако работы по этой теме затормозились по причине несвоевременного оборудования самолета-заправщика Ту-4 на заводе № 18, кроме того, работу тормозили такие организации-разработчики систем, как ОКБ-140, ОКБ-30, завод № 279 и ряд других. Тем не менее, в 1953 году испытания системы дозаправки «Конус» все же начались. Активное участие в ее испытаниях и доводке принимали инженеры В.Я.Молочаев и С.Н.Рыбаков, а также летчики-испытатели П.И.Казьмин, С.Ф.Машковский и Л.В.Чистяков.

При создании и испытаниях системы был решен ряд вопросов, связанных с устойчивостью системы «шланг-конус» в потоке и выбором ее параметров, а также отработана методика пилотирования истребителя МиГ-15бис при контактировании и заправке. Дозаправка осуществлялась при помощи двух шлангов с конусами, выпускаемых из законцовок крыла самолета-заправщика Ту-4 , и заправочной штанги, установленной в верхней части кольца воздухозаборника истребителя МиГ-15бис. В дальнейшем МиГ-15бис передал эстафету по совершенствованию системы «Конус» истребителю МиГ-19 .

Также на самолетах МиГ-15бис и Як-15 проходила испытания «крыльевая» система дозаправки от бомбардировщика Ту-2 , которая, несмотря на дальнейшую отработку на самолетах МиГ-19 и Ту-16 , развития не получила, так как не позволяла производить, в отличие от системы «Конус», одновременную дозаправку двух истребителей.

В рамках программы МиГ-15бис была разработана система «Бурлаки». МиГ-15бис «Бурлаки» — истребитель оборудованный системой «Гарпун», позволяющей за счет подцепки и буксировки в полете бомбардировщиком Ту-4 увеличить дальность полета. Разработку системы выполнило ОКБ А.С.Яковлева . Ведущий инженер Ч.Г.Гадзаов.

Система буксировки состояла из лебедки с тросом и приемником-конусом, установленной на самолете Ту-4 в хвостовой части фюзеляжа, и «гарпуна», установленного в носовой части самолета МиГ-15бис. Буксировочный трос с конусом выпускался на 80 м. Управление работой системы осуществлялось с главного пульта, расположенного на левом борту в задней гермокабине кормового стрелка Ту-4. Установка лебедки и связанные с этим доработки бомбардировщика Ту-4 № 221001 произведены ОКБ-30 по техническим условиям завода № 115. Доработка истребителя МиГ-15бис № 53210408 под установку гарпуна выполнена заводом № 115.

Гарпун представлял собой пневматический цилиндр, шток которого вместе с замком, обеспечивающим сцепку и расцепку под действием сжатого воздуха, мог перемещаться. Полная длина гарпуна — 1372 мм, длина выступающей части — 945 мм. Перед началом сцепки шток с замком выдвигался из цилиндра. При входе замка гарпуна в гнездо приемника-конуса происходило автоматическое сцепление, после чего шток убирался внутрь цилиндра.

В связи с установкой «гарпуна» и оборудования для сцепки с самолета МиГ-15бис сняли фотокинопулемет С-13. В отсеке носового кока дополнительно установили: второй аккумулятор 12А-30 и воздушный 4-х литровый баллон, включенный в сеть основной воздушной системы.

После проведения заводских испытаний (02.02. — 26.04.1951 г.) система дозаправки была передана в ГК НИИ ВВС на госиспытания. Госиспытания проходили с 28 июля по 24 августа 1951 года и завершились положительными результатами. Система буксировки показала надежную сцепку и расцепку самолетов в воздухе как днем так и ночью и была признана новой перспективной работой, представляющей интерес для ВВС, как одно из возможных решений задачи сопровождения бомбардировщиков. Было рекомендовано оборудовать 5 серийных истребителей МиГ-15бис и 5 бомбардировщиков Ту-4 системой буксировки для отработки тактического применения и системы наведения.

В январе 1952 года на заводе № 153 была построена войсковая серия из 5 истребителей МиГ-15бис оснащенных «гарпунами». Переоборудовано 5 самолетов-буксировщиков Ту-4 завода № 18 для проведения войсковых испытаний. Испытания проходили в 50-й Воздушной Армии Дальней Авиации с 9 июля по 8 сентября 1952 года на аэродроме Зябровка.

Система буксировки обеспечивала многократную сцепку и расцепку МиГ-15бис с Ту-4 и буксировку истребителей за бомбардировщиками с работающими и неработающими двигателями в составе отряда и эскадрильи «воздушных поездов» в установленных для самолетов Ту-4 боевых порядках как днем, так и ночью. Истребители, находясь на буксире, маневр бомбардировщиков не ограничивали.

В составе отряда и эскадрильи «воздушных поездов» возможно производить горизонтальный полет, набор высоты, снижение со скоростью до 7 м/с и развороты с креном до 10-15° Ввиду того, что Ту-4 являлся устаревшим бомбардировщиком, было рекомендовано отработать систему буксировки на самолетах Ту-16 и Ту-95 . В развитие системы буксировки ОКБ-115 разработало систему дозаправки истребителя МиГ-15бис от бомбардировщика Ту-4 при автосцепке.

Испытания системы дозаправки проводились заводом № 115 совместно с ЛИИ в период с 24 сентября 1954 года по 2 марта 1955 года. Ведущий летчик С.Н.Анохин , летчик-испытатель Ф.И.Бурцев, командир самолета Ту-4 А.А.Ефимов, инженер-оператор А.И.Вершинин. Ведущие инженеры: от завода № 115 — В.И.Степанов и от ЛИИ — В.С.Елкин. При испытаниях системы дозаправки была проверена работа всех агрегатов системы, отработана методика дозаправки и произведена эксплуатационная оценка ее работы. Испытания показали, что система обеспечивает дозаправку в полете на высотах до 4000 м.

Доработки, связанные с установкой системы, практически не ухудшили ЛТД самолетов и не усложнили их пилотирование. В 1956 году работы по теме «Бурлаки» были прекращены, как попотерявшей актуальность.

Техническое описание истребителя МиГ-15бис поздней серии выпуска.

Одноместный околозвуковой фронтовой истребитель МиГ-15бис представляет собой среднеплан со стреловидными крылом и хвостовым оперением. В задней части фюзеляжа установлен турбореактивный двигатель ВК-1А. Планер изготовлен главным образом из дюралюминия Д-16 и стали марок 30ХГСА и 20ХГСА.

Фюзеляж.

Фюзеляж полумонококовой конструкции состоит из двух частей, передней и задней.

Передняя часть ограничена шпангоутами № 1 и № 13. Воздухозаборник разделен вертикальной перегородкой, в которой на шпангоуте №1 закреплен фотокинопулемет С-13. Перегородка делит воздухозаборник на два канала полузллиптического сечения, которые огибают кабину летчика. К шпангоуту № 1 крепятся гидроцилиндр уборки носовой опоры шасси и буксировочная петля. В переднем отсеке оборудования (расположен в верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 1 и № 4) установлены аккумуляторная батарея, блоки радиостанции РСИУ-3 и ответчика системы госопознавания СРО-1, а также два баллона с кислородом. Носовая опора шасси крепится к шпангоуту № 4. В верхней части шпангоута № 4 смонтирована бронеплита толщиной 10 мм. Кабина пилота занимает пространство верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 4 и № 9. Кабина герметизирована и снабжена системой кондиционирования воздуха. Ниже кабины летчика размещается отсек вооружения, блоки радиовысотомера РВ-2, автоматического радиокомпаса АРК-5 и усилителя/выпрямителя МА-250.

Компоновка кабины традиционная. Приборная доска вместе с прицелом закреплена на шпангоуте № 5, направляющие катапультируемого кресла — на задней стенке кабины, которая, в свою очередь, крепится к шпангоуту № 8. Козырек фонаря кабины состоит из дюралюминиевой рамы, лобового бронестекла толщиной 64 мм, и двух боковых плексигласовых панелей остекления толщиной 8 мм. Сдвижная часть фонаря кабины также имеет дюралюминиевый каркас, прозрачная часть изготовлена из плексигласа толщиной 8 мм в передней части и 4 мм — в задней. Кроме того, фонарь имеет внутренне остекление из плексигласа толщиной 4 мм. В пространство между двумя слоями плексигласа укладывается силикагель (сменный) для поглощения влаги. Сдвижная часть фонаря сдвигается назад по трем направляющим, две из которых закреплены на бортах, а одна в верхней части фюзеляжа за шпангоутом № 9. Герметизация фонаря обеспечивается резиновым шлангом-прокладкой, в который в закрытом положении подается сжатый воздух. Снаружи фонарь может быть открыт посредством убираемой рукоятки, расположенной по левому борту фюзеляжа ниже каркаса фонаря. Ручка открытия фонаря изнутри находится по левому борту кабины. В случае опасности сдвижной сегмент фонаря кабины сбрасывается аварийно, рукоятки аварийного сброса находятся по бокам катапультируемого кресла.

Лебедка подъема/опускания вооружения и два блока крепятся к шпангоуту № 5а. В отсеке вооружения находится баллон аварийной пневмосистемы. Основной топливный бак расположен между шпангоутами № 9 и № 13 между каналами воздухозаборника двигателя. Лонжероны центроплана и плоскостей крыла крепятся к шпангоутам № 9 и № 13. Здесь же находится гидроаккумулятор. Моторама двигателя крепится к шпангоуту № 13. К шпангоуту № 13 в десяти точках также крепится также задняя секция фюзеляжа. В районе шпангоута № 13 два канала воздухозаборника соединяются в один.

Силовой набор передней секции фюзеляжа включает 13 шпангоутов, 3 вспомогательных шпангоута, четыре передних дюралюминиевых лонжерона (между шпангоутами № 1 и № 9), четыре задних стальных лонжерона (между шпангоутами № 9 и № 13). Между шпангоутами № 11 и № 13 в верхней части фюзеляжа имеется дополнительный лонжерон. Толщина обшивки варьируется от 0,6 до 1,2 мм. В носовой секции фюзеляжа имеется четыре больших смотровых люка: носовой, в верхней части фюзеляжа; по одному по бортам фюзеляжа в районе отсека вооружения и нижний люк между шпангоутами № 9 и № 13 (последний используется для монтажа/демонтажа основного топливного бака. Имеется также несколько технологических лючков меньшего размера.

Задняя часть фюзеляжа состоит из 14 шпангоутов (№№ 14-28), двух вспомогательных шпангоутов, десяти лонжеронов и стрингеров. В хвостовой секции находятся двигатель с оборудованием, реактивное сопло, топливный насос, проводка управления рулями высоты и направления, аэродинамическими тормозами. На съемной панели в нижней части хвостовой секции находятся антенны маркерного радиоприемника МРП-48, ПРП-48 и АРК-5. Аэродинамические тормоза расположены по бортам фюзеляжа между шпангоутами № 26 и № 28. Самолеты выпуска, начиная с 1952 г., оснащались контейнером с тормозным парашютом площадью 15 м2.

Горизонтальное оперение.

Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты. Силовой набор стабилизатора включает передний и задний лонжероны, стрингеры и восемь нервюр. Обшивка толщиной 0,8 мм. Руль высоты состоит из двух идентичных половинок, силовой набор которых включает по одному лонжерону и по восемь нервюр. Толщина обшивки 0,8 мм. Весовые балансиры массой 1 кг крепятся на концах лонжерона. На полуразмахе левого руля высоты имеется триммер.

Вертикальное оперение.

Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Киль технологически разделен на две секции. Нижняя часть крепится к фюзеляжу на болтах, верхняя выполнена съемной. Руль высоты также разделен по вертикали на две секции. Силовой набор нижней секции киля включает нервюры, лонжероны и стрингеры. В верхней части смонтирован весовой балансир массой 3,12 кг, в нижней части — массой 5,8 кг. Горизонтальное и вертикальное оперение самолета имеет одинаковый профиль NACA-0009.

Крыло.

Плоскости крыла крепятся к фюзеляжу в четырех точках. Механизация крыла включает посадочные щитки типа ЦАГИ-Фаулер и аэродинамически сбалансированные элероны. Силовой набор плоскости крыла состоит из переднего, главного и заднего лонжеронов, стрингеров, 20 нервюр, толщина обшивки варьируется от 1 до 2 мм. Нервюры № 1 и № 20 параллельны продольной оси самолета, остальные нервюры установлены под углом к оси. В плоскостях предусмотрено пространство для размещения основных опор шасси в убранном положении. Законцовки крыла с аэронавигационными огнями крепятся к нервюрам № 20. Балансировочный груз массой 27 кг уложен вдоль передней кромки плоскости крыла между шпангоутами № 19 и № 20. Убираемая посадочная фара крепится к переднему лонжерону в районе нервюры № 1. Основная опора шасси убирается поворотом к продольной оси самолета, стойка крепится к главному лонжерону в районе нервюры № 8. Гидропривод посадочного щитка также крепится к главному лонжерону, к его задней стенке. На нервюрах № 6, № 10 и № 13 установлены направляющие для посадочного щитка. Элерон подвешен на концах нервюр № 15 и № 19. Пилоны для подвески дополнительного топливного бака и вооружения крепятся к главному лонжерону в районе нервюр № 10 и № 12. На верхней стороне крыла имеются аэродинамические перегородки, препятствующие стеканию части воздушного потока к концам плоскостей. Высота перегородок 100 мм, длина 1560 мм и 2590 мм. Перегородки параллельны продольной оси самолета. Приемник воздушного давления установлен на передней кромке правой плоскости между нервюрами № 15 и № 16. На задней кромке плоскости имеется регулировочный нож.

Силовой набор элерона включает лонжерон, 12 нервюр и задний стрингер, толщина обшивки 0,8 мм. Элерон аэродинамически и статически сбалансирован. Привод — от обратимого бустера БУ-1. НА левом элероне установлен триммер. Масса балансировочного груза левого элерона 1,52 кг, правого — 1,6 кг.

Силовой набор посадочного щитка включает лонжерон, вспомогательный лонжерон, передний и задний стрингеры, 15 нервюр, толщина обшивки 0,8-1 мм.

Профиль крыла ЦАГИ С-10, профиль законцовок крыла ЦАГИ СР-3.

Шасси.

Шасси полностью убираемое с носовой опорой. Шасси допускает эксплуатацию самолета с аварийных и неподготовленных взлетно-посадочных полос. Носовая опора убирается в фюзеляж поворотом вперед, основные опоры — в крыло поворотом по направлению к продольной оси фюзеляжа. В убранном положении опоры шасси полностью закрыты створками. Опоры шасси фиксируются замками как в убранном, так и в выпущенном положениях. Основная опора шасси имеет три створки. Две створки закрываются вместе с уборкой опоры, третья имеет индивидуальный гидропривод. На приборной доске в кабине летчика установлена индикация о положении опор шасси (убрано/выпущено, красная лампочка — убрано, зеленая -выпущено). Кроме того, имеется три связанных с замками механических индикатора положения опор шасси — на верхней поверхности плоскостей крыла (по одному) и на верхней части фюзеляжа перед козырьком фонаря кабины (один).

Все три опоры оснащены гидропневматическими амортизаторами, на передней опоре имеется демпфер, предупреждающий возникновение автоколебаний типа <шимми>. Передняя опора -управляемая, может поворачиваться на 50 град вправо и влево от продольной оси самолета. Уборка/выпуск шасси осуществляется гидроприводами, аварийный выпуск — от аварийной пневмосистемы. В хвостовой части установлена снабженная амортизатором предохранительная пята.

Гидравлическая система.

С помощью гидравлики убираются и выпускаются шасси, посадочные щитки, аэродинамические тормоза, отклоняются элероны. Гидросистема включает резервуар для рабочей жидкости, насосы, гидроаккумулятор, фильтры, трубопроводы, датчики давления и т.д. Рабочая жидкость — ЛТ-СИА на основе спирта и глицерина. Нормальное давление в системе составляет 13,5014 МПа. Объем рабочей жидкости 18 л.

Пневматическая система.

На самолете имеется основная и резервная пневматические системы. От основной пневмосистемы работают тормоза колес основных опор шасси. Герметизируется кабина летчика и осуществляется перезарядка пушек. От аварийной — выпускаются в случае отказа гидросистемы шасси и запитываются тормоза колес основных опор шасси. Сжатый воздух основной системы находится в двух резервуарах, давление воздуха составляет 11 МПа. Сжатый воздух аварийной пневмосистемы находится в одном резервуаре, давление воздуха составляет 5 МПа. Все резервуары заполняются сжатым воздухом от внешнего источника. Система воздушного кондиционирования

Система воздушного кондиционирования оптимизирует температуру в кабине летчика, с ее помощью осуществляется также наддув кабины при полетах на большой высоте. Отбор воздуха осуществляется от компрессора двигателя. До высоты 2000 м в кабине поддерживается давление, соответствующее забортному, выше 8000 м — сохраняется постоянным. Предусмотрена возможность вентиляции кабины.

Кислородная система.

Кислородная система обеспечивает подачу воздуха к маске летчика КМ-10 и респиратору КП-14 при полете на высотах больше 9000 м. Кислород хранится в двух баллонах емкостью 4 и 2 литра.

Топливная система.

В состав топливной системы входят два фюзеляжных топливных бака, топливные насосы, трубопроводы, клапаны, фильтры и различные датчики. Основной топливный бак находится в фюзеляже между шпангоутами № 9 и № 13, емкость бака 1250 л. Задний топливный бак находится между шпангоутами № 21 и № 25, емкость бака 160 л. основной бак снабжен датчиком аварийного остатка, который срабатывает когда в баке остается 300 л топлива. Из заднего бака топлива подается насосом, установленным между шпангоутами № 20 и № 21. Топливо из основного бака подается к двигателю насосом ПНВ-2, насос смонтирован под основным баком. Предусмотрена возможность подвески на пилонах под плоскостями крыла двух дополнительных топливных баков емкостью по 600, 400, 300 или 260 литров. Порядок выработки топлива установлен следующий: сначала 345 литров из основного бака, затем задний бак, после чего — опять 100л. из основного, после чего начинается выработка топлива из дополнительных подвесных баков.

Система управления.

Управление самолетом по крену, курсу и тангажу — традиционное, рулями и элеронами. В контуре управления элеронами установлены обратимые бустеры БУ-1 (БУ-1У). Угол установки триммеров регулируется электроприводами УТ-6Д. Посадочные щитки выпускаются и убираются гидравликой, щитки синхронизированы механической передачей и имеют два выпущенных положения -взлетное и посадочное. Аэродинамические тормоза также отклоняются посредством гидравлики и имеют механическую связь между собой. Кнопка выпуска тормозов расположена на рукоятке управления двигателем.

Гашетка пушки Н-37 расположена в верхней части ручки управления, перед ней находятся гашетки пушек НР-23. На ручке управления также находится кнопка аварийного сброса внешней подвески.

Система пожаротушения.

Система пожаротушения установлена в хвостовой части фюзеляжа, предназначена для подачи пены к двигателю и в камеру сгорания. Пена хранится в двух баллонах емкостью по 3 л. Баллоны закреплены на шпангоуте № 14. На приборной доске в кабине летчика имеется световая сигнализация о пожаре двигателя. Пилот активизирует систему пожаротушения нажатием кнопки.

Электрическая система.

Электроэнергия напряжением 28,5В стандарта DC вырабатывается электрогенераторами ГСР-3000 или ГСК-1500 и аккумуляторными батареями 12А-30 или 12САМ28. В состав электросистемы входят:
-выпрямитель РУ-11А;
-преобразователи МА-100 и МА-250, которые обеспечивают подачу тока напряжением 36В стандарта АС.
Общая длина электропроводки. составляет 38000 м. Предусмотрена запитка электросистемы от внешнего источника.

Приборное оборудование.

В состав пилотажно-навигационной группы приборов входят:
-указатель скорости КУС-1200;
-высотомер ВД-15 или ВД-17;
-радиовысотомер малых высот РВ-2;
-авиагоризонт АГИ-1 или АГК-47Б;
-индикатор скольжения ИУП-46;
-вариометр ВЛР-75;
-дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-3;
-указатель числа Маха М-0,95;
-радиокомпас АРК-5.

В состав радиооборудования входят:
-система захода на посадку ОСП-48 (объели няет информацию от радиокомпаса АРК-5, высотомера РВ-2, маркерною приемника МРП-48);
-ответчик системы госопознавания СРО-1;
-приемо-передающая радиостанция РСИУ-ЗМ.

В верхней части приборной доски смонтирован прицел АСП-ЗН, для прицельного бомбометания и пуска неуправляемых ракет используется оптический прицел ПБП-1Б, на самолете установлен фотокинопулемет С-13 для фиксации результатов атаки воздушной цели. Пленка фотокинопулемета содержит 150 кадров. Скорость съемки 8 кадров в минуту.

Двигатель.

На самолете установлен турбореактивный двигатель ВК-1А. Моторама двигателя крепится к шпангоуту.

Вооружение.

Встроенное стрелковое вооружение состоит из одной 37-мм автоматической пушки Н-37 и двух 23-мм автоматических пушек НР-23. Пушка Н-37 смещена вправо от продольной оси самолета. Боекомплект к пушке Н-37 — 40 снарядов, боекомплект к пушкам НР-23 по 80 снарядов на ствол. Отсек вооружения размещен внизу носовой части фюзеляжа. Для удобства обслуживания оружия и пополнения боекомплекта лафет с пушками и снарядными ящиками опускается вниз с помощью лебедки. Перезарядка оружия в полете осуществляется с помощью пневмосистемы. Гашетки пушек расположены на ручке управления самолетом. Стрельба длинными очередями из пушки Н-37 возможно с 6-секундным интервалом между очередями. Минимальный интервал при стрельбе длинными очередями из пушек НР-23 — 5,3с. Стреляные гильзы и звенья снарядных лент выбрасываются в атмосферу через лючки в нижней части фюзеляжа (при наземных стрельбах предусмотрена установка на лючки корзин для сбора гильз). Боекомплект к пушки Н-37 включает снаряды ОЗТ (осколочно-зажигательный трассирующий) и БЗТ (бронебойно-зажигательный трассирующий), боекомплект к пушкам НР-23 включает снаряды ОЗТ и БЗ (бронебойно-зажигательный).

Самолеты производства Чехословакии имели по одному пилону БД2-48 или БДЗ-58 для внешних подвесок под плоскостями крыла, самолеты производства СССР — по два. Ассортимент подвесного вооружения включает авиабомбы ОФАБ-100М. ПРОСАБ-100, АО-50, ТБУ-70 и ССП-70. Пилоны оснащены электрическим механизмом сброса подвески. Самолеты, состоявшие на вооружении ВВС Советского Союза, кроме того, могли нести неуправляемые ракеты класса воздух-поверхность АРС-212 (С-21) на комбинации промежуточных пилонов АПУ-О-ЕКСР-46 и пилонов Д-46, которые монтировались с внешних сторон основных опор шасси.

Модификации:
МиГ-15бис — фронтовой истребитель.
МНВ-15 — разработанный на базе МиГ-15бис был самолет-мишень (мишень низкой высоты).
МиГ-15 бис Т — буксировщики мишеней.

Модификация: МиГ-15бис
Размах крыла, м: 10,08
Длина самолета, м: 10,11
Высота самолета, м: 3,70
Площадь крыла, м2: 20,60
Масса, кг
-пустого самолета: 3582
-нормальная взлетная: 4960
-максимальная взлетная: 6105
Топливо, л: 1400
Тип двигателя: 1 х ТРД ВК-1
Максимальная тяга: 1 х 2700
Максимальная скорость, км/ч
-у земли: 1076
-на высоте: 1045
Практическая дальность, км: —
-нормальная: 1200
-с ПТБ: 1976
Макс. скороподъемность, м/мин: 3000
Практический потолок, м: 15500
Макс. эксплуатационная перегрузка: 8
Экипаж, чел: 1
Вооружение: 1 х 37-мм пушка Н-37Д боезапас 40 патронов) и 2 х 23-мм пушки НР-23КМ (2х80 патронов); на двух подкрыльевых пилонах вместо ПТБ возможна подвеска бомб калибра 100 и 50 кг на бомбодержателях-замках БД2-48 МиГ.

Истребитель МиГ-15бис.

В конце 1946 г. в Англию, бывшую тогда лидером мирового реактивного двигателестроения, из Советского Союза была направлена делегация, в состав которой входили Главные конструкторы: самолетчик А.И.Микоян, двигателист В.Я.Климов и ведущий специалист по авиационному материаловедению С.Т.Кишкин. Советской делегации удалось закупить наиболее совершенные турбореактивные двигатели фирмы Роллс-Ройс: «Дервент-V» с тягой 1590 кгс, «Нин-I» с тягой 2040 кгс и «Нин-II» с тягой 2270 кгс. Уже в феврале 1947 г. в СССР стали поступать двигатели «Дервент-V» (всего было получено 30 штук) и «Нин-I» (20 штук), а в ноябре 1947 г. — «Нин-II» (5 штук).
В дальнейшем новинки английского двигателестроения были успешно скопированы и запущены в серийное производство. «Дервент-V» выпускался отечественной промышленностью под названием РД-500, а «Нин-I» и «Нин-II», соответственно, превратились в РД-45 и РД-45Ф. К подготовке серийного производства на заводах No.45 (двигатель РД-45) и No.500 (РД-500) приступили с мая 1947 г. Стоит отметить, что специалистами ОКБ завода №45 на снятие чертежей, анализ материалов, а также на длительные испытания было израсходовано шесть «Нинов», в том числе два «Нин-II».
Появление новых двигателей позволило Советскому Союзу приступить к созданию реактивных истребителей нового поколения. Уже 11 марта 1947 г. Совет Министров СССР своим Постановлением No.493-192 утвердил план опытного самолетостроения на 1947 год. На основании утвержденного плана, 15 апреля приказом МАП No.210 коллективу, возглавляемому А.И.Микояном (ОКБ-155, завод №155), было утверждено задание на разработку фронтового истребителя с герметической кабиной, который требовалось построить в двух экземплярах и предъявить на государственные испытания в декабре. Фактически, работу над новой машиной в ОКБ-155 начали еще в январе 1947 г.
Разрабатываемый истребитель, получивший наименование И-310 и заводской шифр «С», должен был иметь весьма высокие летные характеристики: максимальную скорость 1000 км/ч у земли и 1020 км/ч на высоте 5000 м. Время подъема на высоту 5000 м — 3,2 мин, практический потолок 13000 м и дальность 1200 км при полете на высоте 10000 м с наивыгоднейшей скоростью. Разбег должен был составлять 700 м, а пробег 800 м. Его вооружение должно было состоять из трех пушек: одной 45-мм и двух 23-мм. Кроме этого, вместо подвесных топливных баков предусматривалась возможность размещения бомбовой нагрузки в 200 кг. На новой машине планировалось установить один из закупленных реактивных двигателей «Нин», который позволял обеспечить заданные летные характеристики. Всего из 25 полученных «Нинов» 16 было передано различным ОКБ, в том числе три — ОКБ-155.
30 апреля 1947 г. Главнокомандующий ВВС маршал авиации К.А.Вершинин утвердил тактико-технические требования к новому фронтовому истребителю, которые в точности повторяли требования МАП, за исключением вооружения: вместо «сорокапятки» на самолет требовалось установить пушку Н-37.

Установленный срок сдачи истребителя на госиспытания выдержать не удалось, так как в течение всего 1947 г. коллектив ОКБ-155 проводил большую работу по доработке самолета МиГ-9, и особенно, его вооружения. В связи с этим, первый опытный экземпляр И-310 (С-1) был выпущен на летные испытания только 19 декабря. После проведения наземной отработки 30 декабря 1947 г. самолет, пилотируемый летчиком-испытателем В.Н.Югановым, совершил первый полет. Второй опытный экземпляр И-310 (С-2) к концу года находился в состоянии 57% готовности.
К концу марта 1948 г. на С-1 по программе заводских испытаний было выполнено 17 полетов, а в опытном производстве завершили сборку С-2. Летчиком-испытателем на вторую машину назначили С.Н.Анохина, который 5 апреля 1948 г. выполнил на ней первый полет.
Уже на первом этапе заводских испытаний, продолжавшихся до 25 мая 1948 г., истребитель И-310 (С-1) показал хорошие результаты. В связи с этим, Постановлением Совета Министров от 15 марта 1948 г. машина под обозначением МиГ-15 с двигателем РД-45 была запущена в серийное производство на заводе №1 им.Сталина. Этим же Постановлением устанавливался новый срок сдачи самолета на государственные испытания — 10 мая.
По завершению заводских летных испытаний, во время которых на С-1 было выполнено 38 полетов и 13 полетов на С-2, самолеты были предъявлены в ГК НИИ ВВС на госиспытания. В качестве основного, военным 27 мая 1948 г. передали второй опытный экземпляр МиГ-15 (С-2), который вечером 25 мая летчик-испытатель Анохин перегнал из ЛИИ МАП в Чкаловскую. А 5 июля был принят первый экземпляр МиГ-15 (С-1) для проведения испытаний вооружения и системы аварийного сброса фонаря. Эту машину после завершения на ней дополнительных испытаний на штопор и определения скорости по высотам перегнал в ГК НИИ ВВС вечером 22 июня летчик-испытатель И.Т.Иващенко.
Во время государственных испытаний, проходивших в период с 27 мая по 25 августа 1948 г., самолет МиГ-15 получил высокую оценку. По своей максимальной скорости, скороподъемности, потолку и дальности полета он был лучшим из испытанных в ГК НИИ ВВС отечественных истребителей. Причем, основные летные характеристики, полученные в процессе испытаний, не только удовлетворяли тактико-техническим требованиям, но и превзошли их. На высоте 5000 м скорость самолета составила 1028 км/ч, а на высоте 2620 м — 1042 км/ч.
Набор высоты 5000 м осуществлялся за 2,3 мин, вместо требуемых 3,2 мин. Значения максимальной дальности полета на высоте 10000 м было превышено на 195 км, а практического потолка — на 2200 м. Разбег и пробег также были меньше требуемых, и составили 600 и 765 м соответственно.
По мнению ведущих летчиков-испытателей Ю.А.Антипова и И.М.Дзюбы, а также летчиков облета П.М.Стефановского, А.Г.Кочеткова и А.Г.Прошакова, по технике пилотирования МиГ-15 особой сложности не представлял. При условии доводки его по управляемости, боковой устойчивости, амортизации шасси и устойчивости на пробеге, мог быть легко освоен летным составом средней квалификации.
Наземное обслуживание МиГ-15 для технического состава, освоившего эксплуатацию реактивных самолетов, трудностей не представляло, и было значительно проще, чем наземное обслуживание самолета МиГ-9 с двумя РД-20. Запуск РД-45Ф на земле был очень прост, так как осуществлялся нажатием только на одну кнопку, расположенную на рукоятке рычага управления двигателем.

Несмотря на некоторые выявленные недостатки, в целом истребитель МиГ-15 испытания прошел удовлетворительно и был рекомендован для серийного производства. 23 августа, за три дня до окончания государственных испытаний, Совет Министров СССР выпустил Постановление о принятии МиГ-15 на вооружение и запуске его в массовое производство. Под постройку МиГа выделялось три завода МАП: No.1 им. Сталина в Куйбышеве, №153 им.Чкалова в Новосибирске и №381 в Москве. 29 сентября Совмин принял Постановление, обязывающее Главного конструктора Микояна устранить дефекты, выявленные на государственных испытаниях, и в ноябре 1948 г. предъявить доработанный МиГ-15 на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС.
Третий опытный экземпляр истребителя МиГ-15 (С-3) с внесенными улучшениями был построен в марте 1948 г., а 20 июня самолет, пилотируемый летчиком-испытателем Анохиным, совершил первый полет. Доработки, проведенные на С-3 в целях улучшения эксплуатационных и боевых качеств, были связаны, в основном, с установкой воздушных тормозных щитков площадью 0,48 м2, размещением в двигательном отсеке противопожарного оборудования и проведением ряда других усовершенствований в конструкции и системах истребителя. В частности — были доработаны киль и элероны, введена весовая компенсация рулей высоты по типу руля поворота, а для уменьшения излишней поперечной устойчивости увеличен угол поперечного V крыла с -1° до -2°.
Контрольные испытания С-3 проводились в период с 4 ноября по 3 декабря 1948 г. в крымском филиале ГК НИИ ВВС (г.Саки), которые он также прошел удовлетворительно. Летно-тактические данные, полученные при испытаниях, соответствовали требованиям к принятому на вооружение самолету МиГ-15, причем максимальная скорость на высоте 1600 м достигла 1047 км/ч. Самолет С-3 был рекомендован в качестве эталона для серийного производства.
Весной 1949 г. на подмосковной авиабазе Кубинка в 29-м ГвИАП 324-й ИАД начались войсковые испытания МиГ-15, которые проходили в период с 20 мая по 15 сентября, в них участвовало 20 самолетов 4-й и 5-й серий выпуска завода No.1. Их летно-технические характеристики практически не отличались от характеристик С-3, правда, и перечень дефектов почти полностью копировал соответствующий раздел акта об испытаниях опытного МиГа. Несмотря на недостатки, строевые летчики высоко оценили новую машину: «Самолет МиГ-15 по своим летным и боевым качествам является одним из лучших современных реактивных истребителей». Еще больше был доволен инженерно-технический состав: «Наземная эксплуатация самолета МиГ-15 с двигателем РД-45Ф проще, чем эксплуатация реактивного самолета Як-17 и поршневых самолетов Ла-9 и Як-9». Между тем, в ОКБ-155 продолжали работы по совершенствованию истребителя.

МиГ-15 (СВ) — серийный МиГ-15 для проведения доводочных работ по улучшению конструкции серийных самолетов по замечаниям ГК НИИ ВВС, отмеченными в акте по госиспытаниям. Конструктивные изменения, осуществленные на данном самолете, в основном касались установки пушек НР-23, обладавших в полтора раза большей скорострельностью, чем НС-23КМ, установки звеньеотводов с расцеплением звеньев и замены клапана перезарядки пушек ЭПКР-1 на ЭК-48 МАИ. Вместо прицела АСП-1Н установили АСП-3Н, имевший несколько лучшие характеристики и меньшие габариты. Была предусмотрена подвеска двух ПТБ, позволивших увеличить дальность полета на высоте 10000 м на 530 км.
Для облегчения управления самолетом на больших скоростях в систему управления элеронами ввели бустер Б-7, установленный в кабине летчика. За счет удлинения носка руля высоты увеличили его аэродинамическую компенсацию с 18% до 22%, изменили уплотняющий профиль в хвостовой части киля с целью уменьшения щели между носком руля и заделкой киля.
Пусковая панель двигателя ПС-2, которая ранее монтировалась на аэродромной тележке, была перенесена на самолет и установлена на 13-м шпангоуте.
Помимо доработок, предписанных актом по госиспытаниям, ОКБ провело значительные инициативные мероприятия по совершенствованию самолета. Произведена доработка крыла, что позволило снять ограничение по скорости полета 900 км/ч до высоты 500 м, ранее установленное из-за опасности флаттера. Установлен триммер на левом элероне. С целью обеспечения постоянного давления в баках при полетах во всех диапазонах скоростей и на всех высотах, доработана система питания горючим, для чего установили систему наддува баков. Подвергли доработке и пусковую систему двигателя РД-45Ф, что позволило осуществлять надежный запуск двигателя в полете на высотах до 5000 м. Всего в конструкцию самолета внесли 35 инициативных усовершенствований, которые почти полностью были одобрены, приняты военными и рекомендованы в серию.
Контрольные испытания проходили с 14 июня 1949 г. по 7 января 1950 г. Из усовершенствований серийные МиГи с РД-45Ф получили прицел АСП-3Н, панель ПС-2, улучшенную систему запуска двигателя, улучшенную топливную систему и гидроусилитель элеронов (31 МиГ-15 20-й серии завода №1 оснащались бустером БУ-1, который устанавливался в правой консоли крыла). Остальные новшества появились в серии уже на оснащенном ВК-1 МиГ-15бис, следующей и основной серийной модификации истребителя.

Миг-15бис. В начале 1949 г. прошел госиспытания двигатель ВК-1, дальнейшее развитие РД-45Ф, имевший при практически тех же габаритах и массе почти на 20% большую тягу, что позволяло без особых проблем установить его на самолеты, оснащенные РД-45Ф, тем самым значительно улучшив их летные характеристики. 14 мая 1949 г. Совет Министров СССР выпустил постановление о запуске в серию двигателя ВК-1 со 100-часовым ресурсом. Это сразу же разделило реактивные фронтовые истребители второго поколения на «перспективные» и «неперспективные». В число первых попал МиГ-15, ко вторым отнесли Ла-15, оснащенный не получившим дальнейшего развития РД-500. Кроме того, в то время самолетный парк наших ВВС был весьма «разношерстным», включая множество типов как поршневых, так и реактивных машин, что вызывало большие трудности в материально-техническом снабжении ВВС. Возникла заманчивая концепция «единого истребителя», сулившая значительную экономическую выгоду. Она перекликалась с концепцией «единого фронтового бомбардировщика», т.к. ВК-1 планировалось установить и на Ил-28. В результате, 14 мая 1949 года постановлением Совета Министров было принято решение о серийном производстве только МиГ-15. Заводы, строившие Ла-15 и Як-23, должны были свернуть их производство и с июня 1950 г. полностью перейти на выпуск МиГов с ВК-1. Кроме того, уже 17 мая Правительство своим постановлением обязало Главного конструктора В.Я. Климова провести в течение года работы по увеличению ресурса двигателя ВК-1 до 250 ч, считая первым этапом повышение ресурса в 1949 году до 200 ч. Впоследствии после проведения испытаний двигатель под обозначением ВК-1А выпускался первоначально с 150-часовым, а с 6 серии — с 200-часовым ресурсом.
В соответствии с вышеназванным постановлением, а также приказом МАП от 20 мая 1949 г. ОКБ-155 была проведена работа по модификации серийного истребителя МиГ-15 под двигатель ВК-1. Самолет должен был быть предъявлен на государственные испытания 1 июля 1949 г. Однако, в связи с задержкой получения серийного МиГ-15, переоборудование его закончилось только в конце июля, а на госиспытания самолет предъявили 13 сентября.
Помимо установки двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, что повлекло изменения в хвостовой части фюзеляжа, так как ВК-1 имел удлинительную трубу и реактивный насадок большего диаметра, чем у РД-45Ф, на самолете был установлен гидроусилитель БУ-1 для уменьшения усилий на ручке управления элеронов, увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты до 22%, носки руля высоты и руля направления утолщены. Установка ВК-1 повлекла за собой также уменьшение высоты 2-го топливного бака, что привело к потере 60 л топлива, и изменение расположения некоторых лючков подхода к двигателю и оборудованию.
Носовая часть фюзеляжа также претерпела небольшие изменения, вызванные установкой пушек НР-23, стволы которых были смещены ближе к оси самолета, что позволило несколько улучшить параметры рассеивания при стрельбе. Установленные на МиГе пушки НР-23 все еще не были доработаны, но Главный конструктор А.И. Микоян в своем письме от 19 сентября на имя Начальника ГК НИИ ВВС обязался предъявить доведенное пушечное вооружение после испытания самолета.
Крыло отличалось от серийного только местом крепления элеронов — их площадь немного увеличили, сдвинув при этом вперед ось вращения. На самолете также была изменена форма и увеличена площадь тормозных щитков до 0,5 м2, а их ось вращения установили под углом 22° к вертикали для уменьшения кабрирующего момента при их открытии. Кроме того, прочность самолета была приведена в соответствие «Нормам прочности самолетов 1947 г.»
В ГК НИИ ВВС будущий МиГ-15бис, получивший заводское обозначение СД и первоначально именовавшийся МиГ-17, поступил через 6 дней после предъявления, но из-за наличия помпажа на боевом режиме (на высотах более 8000 м) и «зуда» (высокочастотной тряски) двигателя начавшиеся было испытания вскоре пришлось прекратить. Самолет возвратили ОКБ для устранения выявленных недостатков.
На самолет был установлен новый двигатель ВК-1 и после выполнения совместной с ЛИИ специальной программы испытаний двигателя 21 октября СД вторично предъявили в ГК НИИ ВВС. Несмотря на то, что дефекты двигателя полностью устранены не были, распоряжением Главного инженера ВВС машину приняли на государственные испытания. Однако полностью выполнить программу испытаний не удалось, двигатель по-прежнему преследовали «зуд» и помпаж, и 15 января 1950 г. после выполнения 38 полетов Заместитель Главкома ВВС по опытному строительству, заказам и военной приемке приказал прекратить испытания.

По договоренности Главного конструктора с Главкомом ВВС на самолете 28 января установили третий по счету двигатель — ВК-1, имеющий ряд конструктивных изменений, направленных на устранение помпажа. 3 февраля начались повторные госиспытания, в процессе которых установили уже доработанное вооружение, а его проверку включили в общую программу испытаний самолета. Но 15 марта испытания пришлось снова прекратить, выполнив всего 16 полетов. Причина все та же — «зуд» и помпаж как и у ранее снятого двигателя. За это время военные успели провести только проверку работы двигателя и отстрел вооружения.
В соответствии с распоряжением Главкома ВВС на машину установили новый двигатель ВК-1, четвертый с начала испытаний. Полеты возобновились 18 марта и до успешного окончания испытаний самолет поднимался в воздух еще 35 раз, несмотря на то, что и этот движок продолжал, хотя и менее выражено, «зудеть» и пом пировать.
Испытания показали, что по сравнению с серийными МиГ-15 с РД-45Ф установка нового двигателя и выполненный комплекс доработок привели к значительному улучшению практически всех характеристик. Летные данные существенно возросли, за исключением дальности, которая уменьшилась на 180 км ввиду уменьшения запаса топлива и увеличения удельных расходов топлива двигателем ВК-1. Максимальная скорость, которую достиг самолет с двигателем ВК-1, составила 1076 км/ч. Управляемость самолетом улучшилась по всем трем осям. Усилия на РУС от элеронов пришли в соответствие с требованиями ВВС, усилия от рулей высоты и направления также значительно снизились, и, хотя несколько превышали норму, по оценкам летчиков стали удовлетворительными. Также удовлетворительным стало изменение усилий на РУС при открытии тормозных щитков. Вместе с тем, эффективность элеронов, несмотря на увеличение их площади, изменилась мало и по-прежнему была ниже требуемой более чем в полтора раза. Остались не устраненными «валежка» и обратная реакция по крену, которые с увеличением максимальной скорости полета стали еще более выражены по сравнению с первыми проявлениями на МиГ-15 с РД-45Ф.
Особое недовольство военных вызвала система регулирования ВК-1, не позволявшая нормально эксплуатировать самолет на высотах более 6000 м. Она не обеспечивала постоянство оборотов турбины при неизменном положении РУДа и изменении высоты и скорости; не поддерживала минимально допустимый режим работы двигателя при его дросселировании; не допускала необходимую в воздушном бою энергичную работу РУДом без опасности появления помпажа, «заброса» оборотов и температуры за турбиной, влекущих за собой самопроизвольную остановку двигателя. Главному конструктору ВК-1 В.Я. Климову было рекомендовано отработать автомат приемистости для исключения возможности самопроизвольной остановки двигателя на всех скоростях и высотах полета. Кроме того, Главному конструктору А.И. Микояну предписывалось установить на МиГе систему автономного запуска двигателя для исключения зависимости самолета от аэродромных пусковых агрегатов.
Новое вооружение принципиальных недостатков не имело, рассеивание снарядов пушек НР-23 укладывалось в нормы ТУВС-46, правда при воздушной стрельбе с выпущенными воздушными тормозами звенья и гильзы били их обшивку. Увеличение темпа стрельбы 23-мм пушек при том же боекомплекте привело к уменьшению времени ведения огня с 9 до 6 секунд, и военные высказали пожелание удвоить боекомплект. Залповая и раздельная по калибрам стрельба в воздухе на всех высотах и скоростях полета не оказывала влияния на работу силовой установки. Однако при стрельбе остатки пыжей в больших количествах попадали во всасывающие каналы двигателя и оседали, в основном, на сетке заднего воздушного заборника компрессора, правда без нежелательных последствий.
Перечень недостатков был достаточно объемным, но достоинств у нового самолета имелось значительно больше и в заключении акта по результатам госиспытаний было отмечено: «Опытный фронтовой истребитель с двигателем ВК-1 ... построенный... на базе серийного самолета МИГ-15, государственные испытания прошел удовлетворительно и рекомендуется для принятия на вооружение и серийную постройку». Далее высказывались требования устранить вновь обнаруженные, а также существовавшие ранее и до сих пор не устраненные дефекты, доработки внедрить в серийное производство и предъявить МиГ-15 с ВК-1 как эталон на 1951 г. на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС к 1 июля 1950 г. Акт по результатам госиспытаний был утвержден 10 июня 1950 г. постановлением Совета Министров, этим же постановлением самолет запустили в серию, заменяя на конвейере МиГ-15 с РД-45Ф.
Несмотря на то, что «бисы» были официально запущены в серию летом 1950 г., их совершенствование началось еще зимой, так как подготовка серийного производства на заводах МАП уже шла полным ходом с июля 1949 г.
В 1950 г. во весь рост встала проблема «валежки» (непроизвольного кренения самолета на больших приборных скоростях и числах М). Впервые с этим явлением столкнулись еще при испытаниях С-3, где оно проявлялось следующим образом: на приборной скорости 925 км/ч возникал значительный кренящий момент, быстро нараставший по мере увеличения скорости, когда последняя достигала 960 км/ч по прибору, усилия на ручке управления самолетом для парирования крена достигали 18,5 кг, что превышало физические возможности пилота. Из-за «валежки» не удалось разогнать самолет до максимальной скорости на высотах менее 1600 м.
Возникновению «валежки» способствовали как конструктивные причины (малая жесткость крыла, ослабленного в корневой части вырезом под нишу шасси и плохо работающего на кручение), так и технологические (разброс характеристик разных партий материалов, недостаточно точное выдерживание теоретических обводов крыла при его изготовлении, неточности при сборке и нивелировке самолета).
По непосредственным причинам возникновения «валежку» можно разделить на два типа. Первый тип, «маловысотная валежка», возникала на высотах менее 3000 м. При больших приборных скоростях, а следовательно и скоростных напорах, недостаточно жесткие консоли крыла закручивались, причем из-за разных жесткостей утлы закрутки консолей, а следовательно и их углы атаки, были не одинаковы. В результате подъемная сила на одной из консолей становилась больше, чем на другой, и возникал кренящий момент. На больших высотах, где при больших истинных скоростях скоростные напоры сравнительно невелики, но значительно возрастают числа М, перестает сказываться жесткостная асимметрия и начинает играть роль асимметрия геометрическая. Неравномерное развитие «волнового кризиса» на правой и левой консолях также влекло за собой различие их подъемных сил и появление кренящего момента. Так возникала «высотная валежка».
С увеличением скорости кренящий момент возрастал, а эффективность элеронов МиГ-15, и без того невысокая, значительно падала, одновременно росли усилия на ручке от элеронов, с определенной скорости парировать крен становилось невозможно и самолет неудержимо заваливался «на спину». Для МиГ-15бис, имевшего скорость большую, чем МиГ-15 с РД-45Ф, и практически то же крыло, проблема «валежки» значительно обострилась. У первых серийных «бисов» кренение на скоростях полета 960-980 км/ч, а у отдельных машин и при 850-950 км/ч, становилось настолько сильным, что у летчика не хватало сил для его парирования, при этом отклонение элеронов достигало предельных значений. Этим исключалась возможность использования максимальных скоростей полета на высотах до 3000 м.
По причине кренения самолетов МиГ-15бис на максимальных скоростях, выявившегося в июле 1950 г., завод №1 в этом месяце не выполнил программу производства. Самолеты были облетаны, но не оформлялись ВВС под оплату до августа—сентября, когда состоялось решение Правительства об ограничении максимальной скорости МиГ-15бис. Приказом Главкома ВВС от 11 сентября 1950 г. до устранения «валежки» Главным конструктором максимальную скорость МиГ-15бис на высотах до 2500 м ограничили 1040 км/ч. До внедрения в серию крыльев с увеличенной жесткостью разрешалось устранять «валежку» отгибом регулировочных «ножей» на задней кромке крыла. При этом парировать крен позволялось отклонением РУС не более чем на 1/3 хода.
«Валежке» самолетов не сразу удалось найти правильное объяснение, и потребовалось значительное время для всестороннего исследования и изыскания эффективных средств борьбы с ней.
С целью выявления особенностей поведения МиГ-15бис, которые могут привести к авариям и катастрофам, в ГК НИИ ВВС впервые были проведены специальные летные исследования по определению пилотажных особенностей самолета и отработке соответствующих методических указаний для строевых частей ВВС. Испытания проводились согласно приказу Главкома ВВС от 9 августа 1950 г. на трех самолетах производства завода №21. Для выполнения программы с объемом 240 полетов был установлен срок в 40 летных дней с облачностью не более 5 баллов. За это время использовали 15 летных дней, в течение которых на всех самолетах выполнили 100 полетов общей продолжительностью 66 ч 20 мин. По результатам исследований была переработана и дополнена «Инструкция летчику по эксплуатации и технике пилотирования самолета МиГ-15 с двигателями РД-45Ф и ВК-1».
По заключению военных, основными пилотажными особенностями истребителя МиГ-15, создающими предпосылки для аварий и катастроф, явились интенсивное кренение самолета, возникающее при полетах на больших скоростях и резко нарастающее даже при небольшом увеличении скорости или при создании перегрузок, а также обратная реакция по крену на дачу ноги при больших значениях числа М. Последнее явление заключалось в том, что при отклонении руля направления при числах М, больших 0,87, самолет кренился не в сторону отклонения руля, как это имеет место для устойчивого в поперечном отношении самолета, а в противоположную сторону. Указанные особенности значительно усложняли пилотирование самолета на больших числах М и могли привести к попаданию на такие режимы полета, выход из которых затруднен и требует от летчика необычных действий рулями.
Кроме того, при увеличении скорости полета происходило снижение эффективности элеронов, резкое увеличение усилий, необходимых для создания перегрузки при числах М более 0,86, и появлялся пикирующий момент. Это, хотя и было признано не опасным для полета, значительно ухудшало управление самолетом.
В штопор же МиГ-15бис срывался только при грубейших ошибках в технике пилотирования, и при правильном выводе самолет надежно выходил из него с запаздыванием не более одного витка.
Наиболее опасной была признана «маловысотная валежка», как, впрочем, и любое другое нарушение управляемости самолета вблизи земли. Ее высотная разновидность подобной опасности не представляла, да и возникала она, как правило, при М=0,92, т.е. за пределами ограничений Главного конструктора. Сталкиваться с ней приходилось, в основном, нашим пилотам в Корее, где не придавали значения установленным ограничениям и выжимали из самолета все, что он может дать. Поэтому главным противником для конструкторов стала «валежка», возникающая на малых высотах.
Для проверки эффективности мероприятий, проведенных для устранения «валежки», в сентябре 1950 г. в ГК НИИ ВВС были предъявлены на специальные летные испытания три самолета МиГ-15бис.
В результате испытаний, проходивших с 26 сентября по 9 октября 1950 г., было установлено, что на всех трех самолетах проведенные мероприятия не обеспечили решения проблемы, так как выполнение полетов без «валежки» на допустимой скорости на всех высотах было невозможным. Парирование «валежки» на самолете No. 53210434 отклонением ручки, не превышающим 1/3 хода, происходило на скоростях до 993-1020 км/ч (по прибору} на высотах 2000-700 м. Истинная скорость 1040 км/ч, установленная приказом Главкома от 11 сентября, была получена лишь при полном отклонении РУС, а не на 1/3 хода, как предписывал данный приказ.

Доработки самолетов значительно улучшили характеристики кренения на больших скоростях. У самолета скорость, при которой «валежка» парировалась отклонением РУС на 1/3 хода, на 30-60 км/ч превышала соответствующие величины у самолетов без доработок. Однако приборные скорости парирования крена при полном отклонении РУС на самолетах были на 35 и 10 км/ч соответственно меньше, чем скорости, на которых, поданным завода No. 1, «валежки» не было вообще (1065 км/ч по прибору на высоте 700 м).
В прямолинейном полете без скольжения на высотах, больших 3000—4000 м, на всех трех самолетах «валежки» не было до М=0,92. На высоте 9000-10000 м «валежка» в прямолинейном полете без скольжения практически отсутствовала до М=0,95.
С целью полного устранения непроизвольного кренения МиГ-15бис вплоть до скоростей, соответствующих установленным для самолета ограничениям (скоростной напор 5500 кг/см2 и М=0,92), в ГК НИИ ВВС был предъявлен самолет с новым вариантом ужестченного крыла, показавший на заводских испытаниях хорошие результаты.
Испытания, проведенные с 11 по 28 ноября 1950 г., показали, что МиГ-15бис отличается в лучшую сторону по сравнению с ранее испытанными самолетами и в пределах установленных ограничений по скоростному напору и числу М кренения не имеет, в том числе и при маневрировании на предельных скоростях с перегрузкой до 4 д. Однако осталась обратная реакция по крену на М = 0,86-0,885 и недостаточная эффективность элеронов. Поэтому в период с 7 по 20 декабря на том же самолете были проведены испытания по определению характеристик устойчивости самолета и эффективности элеронов, во время которых имел место перерыв с 8 по 16 декабря, связанный с отправкой правой консоли крыла в ЦАГИ для определения жесткостных характеристик. Данные испытания показали, что увеличение жесткости крыла не улучшило эффективности элеронов и не предотвратило появление обратной реакции по крену на дачу ноги. В связи с этим ОКБ было предложено ускорить проведение работ по одновременному устранению всех основных недостатков самолета МиГ-15.
Кроме того, было отмечено, что «валежка» самолета может являться результатом не только недостаточной жесткости, но и недостаточной точности нивелировки и балансировки, а также неодинаковости жесткости консолей крыла, поэтому полученные результаты испытаний МиГ-15бис не дают достаточных оснований утверждать, что кренения на серийных самолетах с крыльями, имеющими ужесточение по образцу данного самолета, не будет. Для подтверждения полученных результатов было рекомендовано изготовить и предъявить в январе 1951 г. на контрольные испытания три МиГа с аналогичными крыльями. Тем не менее, данный вариант крыла был запущен в серию еще в октябре 1950 г.
Впоследствии, на МиГ-15бис последних серий была введена дополнительная, помимо отгиба «ножей», регулировка производственной асимметрии крыльев, также влияющей на кренение самолета. В узлах стыковки консолей крыла к фюзеляжу появились регулируемые опоры — эксцентричные втулки, с помощью которых можно было изменять установочные утлы консолей и тем самым парировать «валежку».
Летные и тактические характеристики любого самолета в полной мере проявляются во время эксплуатации и, особенно, в период боевых действий, когда ему приходится работать в наиболее экстремальных условиях. Боевые действия МиГов в Корее также выявили не только положительные качества самолета, но и его недостатки. В связи с этим, в конце декабря 1951 г. правительство рассмотрело вопрос о повышении боевых возможностей самолета МиГ-15бис, и уже 3 января 1952 г. вышел приказ МАП «О самолете МиГ-15бис», обязывающий ОКБ-155 и заводы провести ряд доработок истребителя.

Для оборудования находящихся в 64 ИАК (соединение, в которое были сведены воюющие в Корее советские авиаполки и дивизии) МиГ-15бис креслами с дублированным управлением катапультой ОКБ было предписано сдать к 25 мая Главному инженеру ВВС 5 комплектов чертежей и 5 комплектов инструкций для проведения доработок. Заводам No.1 и No.153 поручалось изготовить и сдать ВВС к 20 июня для отправки в 64 ИАК 20 новых сидений (по 10 на завод) и 312 комплектов (по 156 на завод) деталей, необходимых для доработки старых сидений. Проведение доработки надлежало провести на всех самолетах Корпуса до 13 августа в ремонтных мастерских соединения силами прикомандированных заводских бригад совместно с техсоставом частей по чертежам и инструкции Главного конструктора.
Не дожидаясь поставки серийных истребителей с новыми ТЩ, было принято решение по доработке самолетов МиГ-15бис непосредственно в 64 ИАК. Для этого заводам №1 и №153 предписывалось изготовить и сдать ВВС для отправки в Корпус по 160 комплектов деталей и узлов, необходимых для установки на МиГ-15бис щитков площадью 0,8 м2. Переоборудование всех самолетов требовалось провести до 19 сентября по чертежам и инструкции завода No.1 силами заводских бригад, для чего в 64 ИАК командировались по одной бригаде в 10 человек с заводов №1 и №153. Как и в случае с дублирующим управлением, доработка проводилась в реморганах соединения с участием инженерно-технического состава частей.
Не осталось без внимания и качество радиосвязи. В целях повышения надежности управления воздушным боем истребителей МиГ-15бис завод №153 до 15 февраля 1952 г. должен был оборудовать 60 самолетов многоканальной УКВ радиостанцией РСИУ-3 и сдать их ВВС для отправки в этом же месяце в порядке замены в 64 ИАК. Туда же направили и новые наземные УКВ радиостанции РАС-УКВ.

Боевое применение. Впервые МиГ-15 был использован в бою в начале 1950 года. Истребители были развёрнуты в Китае для прикрытия района города Шанхай от налётов гоминьдановской авиации. Стычки с противником были редкими, и пилоты МиГ-15 записали на свой счёт только один сбитый самолёт - разведывательный P-38.
Главной войной и «звёздным часом» в истории МиГ-15 стала война в Корее. Это была первая в истории авиации война реактивных двигателей и первый воздушный бой реактивных самолётов. ВВС Северной Кореи были полностью уничтожены в первые несколько месяцев боевых действий, и в середине осени 1950 года авиация ООН имела господство в воздухе. Для обеспечения воздушного прикрытия вступившей в войну китайской армии СССР направил в Китай 64-й истребительный авиакорпус, вооружённый МиГ-15. Уже 1 ноября они вступили в первый бой с американскими самолётами, что стало полной неожиданностью для ВВС США, не предполагавших, что им придётся столкнуться с новейшим советским истребителем. Применявшиеся до сих пор американские F-80 уступали МиГам в скорости из-за своего прямого крыла. Для борьбы с новым воздушным противником на Дальний Восток были срочно отправлены недавно поступившие на вооружение F-86 «Сэйбр». С конца декабря 1950 года и вплоть до завершения войны в июле 1953 года МиГ-15 и F-86 стали основными противниками в небе Кореи.

МиГ и «Сэйбр» имели примерно одинаковые лётные характеристики. МиГ-15 имел преимущество в вертикальной манёвренности и вооружении, уступая «Сэйбру» в авионике и горизонтальной манёвренности. Важную роль играла и оперативная ситуация на Корейском театре военных действий. Советским лётчикам запрещалось преследовать противника над морем или территорией Южной Кореи. Кроме того, основной целью советских лётчиков было не уничтожение F-86, а атака ударных американских самолётов. С другой стороны, МиГи действовали над своей территорией, в то время как авиация ООН постоянно подвергалась угрозе зенитного огня. Важным преимуществом для МиГов было то, что они базировались на аэродромах на территории Китая, в результате лётчикам США было запрещено уничтожать МиГ-15 на земле и вообще атаковать МиГи над территорией Китая. Командир эскадрильи Сергей Крамаренко, одержавший в Корее 13 воздушных побед, так описывал тактику сторон:« МиГ имел превосходство в скороподъёмности, в то время как «Сейбр» обладал лучшей манёвренностью в горизонтальной плоскости, особенно на малых высотах… Очень часто исход поединка решала первая атака. После первого удара МиГи быстро уходили на высоту, «Сейбры» же, наоборот, в случае неудачного первого захода стремились уйти вниз. Каждый стремился использовать в бою лучшие качества своего самолёта, поэтому порой схватка и ограничивалась одной атакой, после которой МиГи оказывались наверху, а «Сейбры» — внизу. »
Однако, главным преимуществом Сейбров было наличие радиодальномера, позволявший сбивать Миги с дистанции 2500 метров. Тяжелая ситуация для советских летчиков сохранялась вплоть до 1952 года, когда на МиГ-15 стали ставить антирадар, изобретенный лейтенантом В.А.Мацкевичем.
МиГ-15 прекрасно проявили себя во время перехватов бомбардировщиков B-29, для действий против которых и создавались. В двух боях в марте-апреле 1951 года МиГам удалось нанести большой урон группам B-29 в районе китайско-корейской границы. В конце октября 1951 года после новой серии потерь от действий МиГов ВВС США были вынуждены полностью прекратить использование B-29 в дневных условиях; до конца войны эти бомбардировщики действовали только по ночам.

Истинное количество побед и потерь МиГ-15 в Корее назвать затруднительно - этот вопрос до сих пор является дискуссионным. Согласно опубликованным данным, самолёты ВВС СССР, КНР и КНДР сбили в Корее 1377 самолётов ООН всех типов при потере 566 своих машин. Следует отметить, что основная часть этих побед и потерь приходится на МиГ-15, причём потери, очевидно, не включают небоевые аварии и катастрофы. Самым результативным пилотом считается Евгений Пепеляев, за которым записано 23 воздушные победы. Кстати, именно Пепеляев подбил и принудил к аварийной посадке тот единственный F-86, который был доставлен для изучения в ЦАГИ. По американской оценке, сделанной вскоре после окончания войны, было сбито 792 МиГ-15, однако некоторые источники указывают, что впоследствии эта цифра была пересмотрена, и сейчас Пентагон официально признаёт уничтожение 379 МиГ-15 в Корее.
Использование МиГ-15 в Корее имело большой резонанс в средствах массовой информации Европы и Америки. Неожиданное появление этого самолёта получило название «корейский сюрприз». Американские пилоты называли район на северо-западе КНДР, где наиболее часто действовали советские истребители, «аллеей МиГов». В результате Корейской войны МиГ-15 стал самым известным советским самолётом на Западе, а сама марка «МиГ» с этого времени стала именем нарицательным для любого советского истребителя.
На протяжении Корейской войны США пытались захватить более или менее невредимый МиГ-15, объявив в апреле 1953 года награду в 100 тысяч долларов тому пилоту, который предоставит этот самолёт в распоряжение ВВС США. Непосредственно в ходе войны американцам не удалось захватить ни одного самолёта. Лишь после её окончания, в сентябре 1953 года, северокорейский пилот Но Гымсок, ничего не знавший о предложенном вознаграждении, угнал МиГ-15 в Южную Корею. Этот самолёт был опробован в полёте известным американским лётчиком-испытателем Чаком Йегером, и в настоящее время находится в Национальном музее ВВС США.

Хотя после окончания Корейской войны МиГ-15 продолжали летать во многих странах мира и участвовать в вооружённых конфликтах, они больше нигде не получили боевой славы. Китайские самолёты участвовали в воздушных боях с тайваньскими F-84 и F-86 во время обострения отношений между двумя странами осенью 1958 года. Египетские МиГ-15 весьма неудачно использовались во время Синайской войны и англо-французской агрессии 1956 года, не оказав никакого влияния на ход боевых действий, что было вызвано слабой подготовкой египетских пилотов и новизной совсем недавно поступивших в Египет МиГов. Четыре МиГ-15 были сбиты ВВС Израиля, ещё один был захвачен в удовлетворительном состоянии и впоследствии использовался для тренировки израильских пилотов. Во время египетской интервенции в Йемене, Шестидневной войны, Войны на истощение и Октябрьской войны МиГ-15 ВВС Египта использовались в основном для атаки наземных целей. Сирийские самолёты также приняли участие в боевых действиях против Израиля.
МиГ-15 не принимали непосредственного участия во Вьетнамской войне. Насколько известно, ВВС Северного Вьетнама имели на вооружении только учебно-тренировочные МиГ-15УТИ, которые не совершали боевых вылетов. В целом главная роль МиГ-15 в странах Азии и Африки свелась к подготовке личного состава к полётам на более современных советских истребителях.

В конце 1946 года в Англию, бывшую тогда лидером мирового реактивного двигателестроения, из Советского Союза была направлена делегация, в состав которой входили Главные конструкторы: самолетчик А.И.Микоян , двигателист В.Я.Климов и ведущий специалист по авиационному материаловедению С.Т.Кишкин. Советской делегации удалось закупить наиболее совершенные турбореактивные двигатели фирмы Роллс-Ройс: «Дервент-V» с тягой 1590 кгс, «Нин-I» с тягой 2040 кгс и «Нин-II» с тягой 2270 кгс. Уже в феврале 1947 года в СССР стали поступать двигатели «Дервент-V» (всего было получено 30 штук) и «Нин-I» (20 штук), а в ноябре 1947 года — «Нин-II» (5 штук).

В дальнейшем новинки английского двигателестроения были успешно скопированы и запущены в серийное производство. «Дервент-V» выпускался отечественной промышленностью под названием РД-500 , а «Нин-I» и «Нин-II», соответственно, превратились в РД-45 и РД-45Ф. К подготовке серийного производства на заводах № 45 (двигатель РД-45) и № 500 (РД-500) приступили с мая 1947 года. Стоит отметить, что специалистами ОКБ завода № 45 на снятие чертежей, анализ материалов, а также на длительные испытания было израсходовано шесть «Нинов», в том числе два «Нин-II».

Появление новых двигателей позволило Советскому Союзу приступить к созданию реактивных истребителей нового поколения. Уже 11 марта 1947 года Совет Министров СССР своим Постановлением № 493-192 утвердил план опытного самолетостроения на 1947 год. На основании утвержденного плана, 15 апреля приказом МАП № 210 коллективу, возглавляемому А.И.Микояном (ОКБ-155, завод № 155), было утверждено задание на разработку фронтового истребителя с герметической кабиной, который требовалось построить в двух экземплярах и предъявить на государственные испытания в декабре. Фактически, работу над новой машиной в ОКБ-155 начали еще в январе 1947 года.

Разрабатываемый истребитель, получивший наименование И-310 и заводской шифр «С», должен был иметь весьма высокие летные характеристики: максимальную скорость 1000 км/ч у земли и 1020 км/ч на высоте 5000 м. Время подъема на высоту 5000 м — 3,2 мин, практический потолок 13000 м и дальность 1200 км при полете на высоте 10000 м с наивыгоднейшей скоростью. Разбег должен был составлять 700 м, а пробег 800 м. Его вооружение должно было состоять из трех пушек: одной 45-мм и двух 23-мм. Кроме этого, вместо подвесных топливных баков предусматривалась возможность размещения бомбовой нагрузки в 200 кг. На новой машине планировалось установить один из закупленных реактивных двигателей «Нин», который позволял обеспечить заданные летные характеристики. Всего из 25 полученных «Нинов» 16 было передано различным ОКБ, в том числе три — ОКБ-155.

30 апреля 1947 года Главнокомандующий ВВС маршал авиации К.А.Вершинин утвердил тактико-технические требования к новому фронтовому истребителю, которые в точности повторяли требования МАП, за исключением вооружения: вместо «сорокапятки» на самолет требовалось установить пушку Н-37 .

Установленный срок сдачи истребителя на госиспытания выдержать не удалось, так как в течение всего 1947 года коллектив ОКБ-155 проводил большую работу по доработке самолета МиГ-9 и особенно, его вооружения. В связи с этим, первый опытный экземпляр И-310 (С-1) был выпущен на летные испытания только 19 декабря. После проведения наземной отработки, 30 декабря 1947 года самолет, пилотируемый летчиком-испытателем В.Н.Югановым , совершил первый полет. Второй опытный экземпляр И-310 (С-2) к концу года находился в состоянии 57% готовности.

К концу марта 1948 года на С-1 по программе заводских испытаний было выполнено 17 полетов, а в опытном производстве завершили сборку С-2. Летчиком-испытателем на вторую машину назначили С.Н.Анохина , который 5 апреля 1948 года выполнил на ней первый полет.

Уже на первом этапе заводских испытаний, продолжавшихся до 25 мая 1948 года, истребитель И-310 (С-1) показал хорошие результаты. В связи с этим, Постановлением Совета Министров № 790-255 от 15 марта 1948 года машина под обозначением МиГ-15 с двигателем РД-45 была запущена в серийное производство на заводе № 1 им.Сталина. Этим же Постановлением устанавливался новый срок сдачи самолета на государственные испытания — 10 мая.

По завершению заводских летных испытаний, во время которых на С-1 было выполнено 38 полетов и 13 полетов на С-2, самолеты были предъявлены в ГК НИИ ВВС на госиспытания. В качестве основного, военным 27 мая 1948 года передали второй опытный экземпляр МиГ-15 (С-2), который вечером 25 мая летчик-испытатель Анохин перегнал из ЛИИ МАП в Чкаловскую. А 5 июля был принят первый экземпляр МиГ-15 (С-1) для проведения испытаний вооружения и системы аварийного сброса фонаря. Эту машину после завершения на ней дополнительных испытаний на штопор и определения скорости по высотам перегнал в ГК НИИ ВВС вечером 22 июня летчик-испытатель И.Т.Иващенко .

Во время государственных испытаний, проходивших в период с 27 мая по 25 августа 1948 года, самолет МиГ-15 получил высокую оценку. По своей максимальной скорости, скороподъемности, потолку и дальности полета он был лучшим из испытанных в ГК НИИ ВВС отечественных истребителей. Причем, основные летные характеристики, полученные в процессе испытаний, не только удовлетворяли тактико-техническим требованиям, но и превзошли их. На высоте 5000 м скорость самолета составила 1028 км/ч, а на высоте 2620 м — 1042 км/ч.

Набор высоты 5000 м осуществлялся за 2,3 мин, вместо требуемых 3,2 мин. Значения максимальной дальности полета на высоте 10000 м было превышено на 195 км, а практического потолка — на 2200 м. Разбег и пробег также были меньше требуемых, и составили 600 и 765 м соответственно.

По мнению ведущих летчиков-испытателей Ю.А.Антипова и И.М.Дзюбы , а также летчиков облета П.М.Стефановского , А.Г.Кочеткова и А.Г.Прошакова , по технике пилотирования МиГ-15 особой сложности не представлял. При условии доводки его по управляемости, боковой устойчивости, амортизации шасси и устойчивости на пробеге, мог быть легко освоен летным составом средней квалификации.

Наземное обслуживание МиГ-15 для технического состава, освоившего эксплуатацию реактивных самолетов, трудностей не представляло и было значительно проще, чем наземное обслуживание самолета МиГ-9 с двумя РД-20 . Запуск РД-45Ф на земле был очень прост, так как осуществлялся нажатием только на одну кнопку, расположенную на рукоятке рычага управления двигателем.

Несмотря на некоторые выявленные недостатки, в целом истребитель МиГ-15 испытания прошел удовлетворительно и был рекомендован для серийного производства. 23 августа, за три дня до окончания государственных испытаний, Совет Министров СССР выпустил Постановление № 3210-1303 о принятии МиГ-15 на вооружение и запуске его в массовое производство. Под постройку МиГа выделялось три завода МАП: № 1 им. Сталина в Куйбышеве, № 153 им. Чкалова в Новосибирске и № 381 в Москве. 29 сентября Совмин принял Постановление № 3655-14282, обязывающее Главного конструктора Микояна устранить дефекты, выявленные на государственных испытаниях и в ноябре 1948 года предъявить доработанный МиГ-15 на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС.

Третий опытный экземпляр истребителя МиГ-15 (С-3) с внесенными улучшениями был построен в марте 1948 года, а 20 июня самолет, пилотируемый летчиком-испытателем Анохиным, совершил первый полет. Доработки, проведенные на С-3 в целях улучшения эксплуатационных и боевых качеств, были связаны, в основном, с установкой воздушных тормозных щитков площадью 0,48 м2, размещением в двигательном отсеке противопожарного оборудования и проведением ряда других усовершенствований в конструкции и системах истребителя. В частности — были доработаны киль и элероны, введена весовая компенсация рулей высоты по типу руля поворота, а для уменьшения излишней поперечной устойчивости увеличен угол поперечного V крыла с -1° до -2°.

Контрольные испытания С-3 проводились в период с 4 ноября по 3 декабря 1948 года в крымском филиале ГК НИИ ВВС (г. Саки), которые он также прошел удовлетворительно. Летно-тактические данные, полученные при испытаниях, соответствовали требованиям к принятому на вооружение самолету МиГ-15, причем максимальная скорость на высоте 1600 м достигла 1047 км/ч. Самолет С-3 был рекомендован в качестве эталона для серийного производства.

Весной 1949 года на подмосковной авиабазе Кубинка в 29-м ГвИАП 324-й ИАД начались войсковые испытания МиГ-15, которые проходили в период с 20 мая по 15 сентября, в них участвовало 20 самолетов 4-й и 5-й серий выпуска завода № 1. Их летно-технические характеристики практически не отличались от характеристик С-3, правда и перечень дефектов почти полностью копировал соответствующий раздел акта об испытаниях опытного МиГа. Несмотря на недостатки, строевые летчики высоко оценили новую машину: «Самолет МиГ-15 по своим летным и боевым качествам является одним из лучших современных реактивных истребителей.» Еще больше был доволен инженерно-технический состав: «Наземная эксплуатация самолета МиГ-15 с двигателем РД-45Ф проще, чем эксплуатация реактивного самолета Як-17 и поршневых самолетов Ла-9 и Як-9 .» Между тем, в ОКБ-155 продолжали работы по совершенствованию истребителя.

Модификации:
МиГ-15М (С) — фронтовой истребитель.
МиГ-15М (СДМ) — радиоуправляемый самолет-мишень. Переоборудованию в мишень подвергались снимавшиеся с вооружения самолеты, которые еще не израсходовали летный ресурс. Диапазон высот боевого применения МиГ-15М составил 8000-13000 м, а время набора максимальной высоты с выводом на боевой курс 17-18 мин. Скорость в горизонтальном полете на максимальной высоте 880-950 км/ч. Общая продолжительность полета 55 мин.
МиГ-15Т — буксировщики мишеней.

Модификация: МиГ-15(C-3)
Размах крыла, м: 10,08
Длина самолета, м: 10,10
Высота самолета, м: 3,17
Площадь крыла, м2: 20,60
Масса, кг
-пустого самолета: 3149
-нормальная взлетная: 4806
Топливо, л: 1450
Тип двигателя: 1 х ТРД РД-45Ф
Максимальная тяга: 1 х 2270
Максимальная скорость, км/ч
-у земли: 1047
-на высоте: 1031
Практическая дальность, км: 1310
Макс. скороподъемность, м/мин: 2520
Практический потолок, м: 15200
Экипаж, чел: 1
Вооружение: 1 х 37-мм пушка НС-37 и 2 х 23-мм пушки НС-23.

Опытный истребитель И-310 (МиГ-15 (С-1)).

Опытный истребитель И-310 (МиГ-15 (С-1)).

Первый опытный истребитель И-310 (МиГ-15 (С-1)).

Второй опытный И-310 (МиГ-15 (С-2)), оборудованный реактивными противоштопорными установками РПУ-300.

Главные особенности:

• Непревзойденная физика и динамика полёта, позволяющая почувствовать самолёт, таким, какой он был.
• Подробная 3D кабина с 6-ю степенями свободы и возможностью управления всеми элементами с помощью мыши.
• Точная 3D модель самолёта с анимацией и набором окрасок разных подразделений.
• Проработанное оборудование и системы самолёта: двигатель, вооружение, радио, электрика, гидравлика и топливная система.
• Реальные процедуры работы в кабине.
• Возможность сразиться с F-86 в одиночных миссиях и сетевой игре.

Введение

Модуль DCS: МиГ-15бис является моделью самолёта МиГ-15 – одного из самых массовых истребителей реактивной авиации. Получил широчайшую известность после участия в Корейской войне (1950-1953 годы). Появление МиГ-15 в небе Кореи окрестили как "корейский сюрприз" из-за неожиданно высокой эффективности применения этих самолетов. С конца декабря 1950 г. и вплоть до завершения войны в июле 1953 г. МиГ-15 оказался основным воздушным противником не менее выдающегося истребителя F-86...

МиГ-15 - советский реактивный истребитель со стреловидным крылом, разработанный ОКБ Микояна и Гуревича в конце 1940-х годов. Принят на вооружение в 1949 г. Принимал участие в нескольких войнах и конфликтах (кроме войны в Корее - Арабо-Израильские войны и другие конфликты). Благодаря высокой надежности, весьма выдающимся для своего времени летно-тактическим характеристикам, а также простоте обучения пилотированию и эксплуатации состоял на вооружении в СССР около 20 лет, а в мире - до 2006 г. (ВВС Албании )! Кроме истребительных модификаций также применялся как самолёт-разведчик, самолет-цель и прототип для испытаний систем и оружия. Модификации: МиГ-15, МиГ-15С, МиГ-15ПБ, МиГ-15бис, МиГ-15Рбис(СР), МиГ-15С6ИС (СД-УПБ), МиГ-15УТМ, МиГ-15П УТИ, МиГ-15М. Выпущено более 15 000 экземпляров (почти в два раза больше, чем его аналога - американского "Сейбра"). Самолет оснащен тремя пушками (две калибра 23-мм и одна - 37-мм), но также может нести две бомбы калибра 100 кг.

В представленной игре смоделирована модификация МиГ-15бис, которая отличается от обычного МиГ-15 установкой более мощного двигателя Советского производства ВК-1 вместо английского Роллс-Ройс Нин I (II) Rolls Royce Nene-I (II).

Основные характеристики модели МиГ-15бис

Представляемая модель является виртуальной копией знаменитого самолёта в полном смысле слова. Скрупулезно смоделированы внешний вид, кабина пилота и работа всех систем самолёта. И конечно традиционно-детально (в стиле компании BST) - модели двигателя и динамики полета, которые позволили добиться очень близкого соответствия тактико-технических характеристик со всеми особенностями поведения в полёте МиГ-15бис. Также тщательно смоделирована система вооружения (включает в себя пушечное и бомбовое вооружение). При проектировании модели основной упор был сделан на детальную проработку каждой системы. Поэтому между системами самолета "сами собой" присутствуют множественные перекрестные связи, которые способствуют высокой степени погружения в игру. Озвучка каждого агрегата и системы выполнена по принципу: "если этот звук есть в реальности - значит он сделан и в нашей модели!"

В общем, даже реальным вертолетчикам, летавшим только на вертолетах, понравился этот самолет, и понравился благодаря его модели! Первое - самолет не строг в пилотировании (как и в реальности, так и, естественно, в нашей модели). На нем гораздо проще выполнить взлет и посадку, чем на поршневом самолете, поэтому наша модель не представит большую сложность в освоении даже для начинающего игрока. Второе - несмотря на жесткий "хардкор" моделирования динамики, двигателя и систем, в модели МиГ-15 разработчики еще больше, чем для прошлых моделей BST, озаботились помощью начинающему игроку после посадки в кабину и на протяжении всего полета (будет описано ниже). И, наконец, третье - относительная простота пилотирования на взлете и посадке, достаточно высокая скорость, а главное - минимум высоко-интеллектуальных систем на борту - в сумме позволяют более близко почувствовать подлинную романтику военного летчика! Именно личное мастерство, а не "умность" систем и ракет будут залогом победы в воздушном бою! Поэтому освоение такого самолета - ступенька к гордости за себя, за своё упорство и способности!

Мы уверены, что интеллект и увлеченность каждого из команды BST, вложенные в разработку модели, позволят игроку получать настоящее удовольствие от первого взлета на МиГ-15бис и до вершин мастерства освоения этого легендарного самолета, и, конечно же, еще раз прикоснуться через эту модель к миру авиации и ее истории!..

Кабина МиГ-15бис смоделирована по стандартам компании BST - с максимальной точностью. За основу модели кабины была взята модификация МиГ-15бис с ОСП-48 (с Оборудованием Слепой Посадки - т.е. с расширенным составом радиооборудования). Приборы, приборные панели, панели управления системами самолёта, органы управления отрисованы с использованием текстур высокого разрешения и анимированы. Камера пилота в виртуальной кабине самолета обладает шестью степенями свободы, что дает игроку ощущение присутствия в реальной кабине. Степени свободы реализуются как с использованием обычной мыши и клавиатуры, так и устройств Oculus Rift, Track-IR.

Для облегчения освоения виртуальной кабины все элементы снабжены подсказками, всплывающими при наведении на них курсора мыши.

Для сглаживания неудобств "полета перед монитором" в наколенном планшете виртуального летчика (так называемый "книборд" или kneeboard) имеется информация о текущем состоянии наиболее важных систем и необходимых сочетаниях клавиш для управления этими системами:

Кроме того, для начинающих игроков можно включить "кабинный помощник" (AI Helper), предназначенный для привлечения внимания игрока к обязательному действию с оборудованием кабины, если это действие не было выполнено.

3D модель самолета выполнена в лучших традициях наших дизайнеров, высоко детализирована с применением мультитекстурных карт, карт нормалей и отражений, анимированы все управляющие поверхности и подвижные элементы конструкции.

Эксплуатационные характеристики

Характеристика	Единицы	МиГ-15бис
Экипаж	человек	1
Тактические характеристики
Максимальный взлетный вес	кг	6 105
Вес пустого	кг	3 580
кг	1 353
Нормальный взлетный вес	кг	5 044
Объем внутренних топливных баков (0.83 кг/л)	кг / л	1172 / 1412
Крейсерская скорость полета (на высоте 10 000 м, полетный вес 4 600-4 900 кг)	приборная скорость, км/ч	450-470
Интенсивность расхода топлива (дежурство на 10 000 м, приборная скорость 350 км/ч, поленый вес 4 600-4 900 кг, плотность топлива 0.83 кг/л)	кг/ч	664
Максимальная скорость на уровне моря (истинная)	км/ч	1 076
Максимальная скорость на высоте 10 000 м	истинная скорость, км/ч	990
Практический потолок (для взлетного веса 5 044 кг)	м	15 550
Скоропоъемность до высоты 5 000 м (обороты 11 560, истинная скорость 680-560 км/ч)	минут	около 2
Максимальная скоропоъемность (обороты 11 560): на высоте 1 000 м на высоте 5 000 м	м/сек // на наивыгоднейшей скорости, км/ч (истинная скорость)	46,5 // 710 35 // 710
Максимальная дальность (без доп. баков), высота 10 000 м, 450-470 км/ч приборной скорости	км	1 200
Максимальная дальность (с доп. баками 2 х 300 л), высота 10 000м, 450-470 км/ч приборной скорости	км	1 749
Максимальная дальность (с доп. баками 2 х 600 л), высота 10 000м, 450-470 км/ч приборной скорости	км	2 220
Максимальная продолжительность полета: высота 10 000 м, 330-350 км/ч приб.скорости высота 5 000 м, 330-350 км/ч приб.скорости	ч.мин	2.05 1.45
Максимальная эксплуатационная перегрузка	G	8
Разрушающая перегрузка	G	12
Размеры
Длина	м	10.04
Размах крыльев	м	10.08
Высота с хвостом	м	3.7
Cтреловидность крыла	градусов	35
Колея шасси	м	3.81
База шасси	м	3.18
Вооружение
Пушки 23-мм калибра	кол. пушек x кол.снарядов	2 x 80
Пушка 37-мм калибра	кол. пушек x кол.снарядов	1 x 40
Бомбы	кол. x калибр	2 x 100 кг

1. Аккумулятор
2. Кислородные баллоны
3. Прицелы АСП-ЗН
4. Бронестекло
5. Катапультируемое сиденье летчика
6. Сдвижная часть фонаря
7. Приемник воздушных давлений (ГТВД)
8. Радиоантенна
9. Гидробачок

1. Двигатель ВК-1 с коробкой приводов
2. Задний топливный бак
3. Руль поворота (направления)
4. Хвостовой АНО
5. Триммер руля высоты
6. Руль высоты
7. Тормозной щиток
8. Щиток-закрылок

1. Триммер элерона
2. Элерон
3. Левый БАНО
4. Основная стойка шасси
5. Аэродинамический гребень
6. Передний керосиновый бак
7. Лафет оружия
8. Носовая стойка шасси
9. Носовой кок с фарой в середине

Вооружение

Самолет предназначен для поражения в основном воздушных целей. Однако в отдельных случаях вооружение МиГ-15бис может быть применено и по наземным целям.

В состав системы входит: стрелково-пушечное вооружение, бомбовое вооружение, прицел АСП-3Н, фото-кинопулемет С-13, броневая защита летчика, ракетница (кассета сигнальных ракет).

Стрелково-пушечное вооружение МиГ-15бис (1 x 37мм Н-37Д; 2 x 23мм НР-23);

Бомбовое вооружение МиГ-15бис;

Прицельная головка прицела АСП-3Н.

На самолете МиГ-15бис в отличие от модификации МиГ-15 установлен двигатель ВК-1 взамен ранее устанавливаемого двигателя английской разработки Роллс-Ройс Нин I (II) Rolls Royce Nene-I (II). Статическая тяга около 2 700 кгс (5 950 фунтов).

1. Коробка приводов самолетных агрегатов
2. Центробежный компрессор
3. Девять индивидуальных трубчатых камер сгорания
4. Турбина компрессора
5. Элементы маслосистемы двигателя
6. Сжатый воздух, подаваемый в камеры сгорания
7. Место для реактивной трубы и сопла (не показаны)

Модель реактивного двигателя ВК-1 основана на моделировании газодинамического тракта, состояние которого тесно взаимосвязано с моделями работы воздухозаборника, центробежного компрессора, трубчатых камер сгорания, турбины и выходного сопла. Кроме этого смоделирована система топливной автоматики двигателя. Все эти модели во взаимосвязи позволили достичь проявления следующих особенностей:

• успешный запуск двигателя обеспечивается только при выполнении правильной процедуры запуска, в противном случае возможно "горячее зависание" (зависание оборотов турбины) и срыв запуска;
• обороты малого газа (МГ) зависят от режима полета: высоты и числа Маха, а также от атмосферных условий: давления и температуры;
• возможен кратковременный заброс оборотов двигателя и температуры при энергичной работе РУДом;
• время приемистости и дросселирования двигателя, а также его управляемость (запаздывание реакции на РУД) зависят от оборотов;
• значение температуры газов за турбиной сложным образом зависит от режима работы двигателя, режима полета и атмосферных условий;
• удельный расход топлива нелинейно зависит от режима работы двигателя и режима полета;
• корректно моделируется динамика параметров работы двигателя (оборотов и температуры газов) в процессе запуска, в полёте и при остановке двигателя;
• реализован режим авторотации двигателя от набегающего потока, а также запуск в воздухе (успешность которого зависит от оборотов авторотации);
• возможно попадание в режимы неустойчивой работы двигателя, например помпаж, срыв пламени в камере сгорания и т.д.;
• работа двигателя при нулевых и отрицательных перегрузках ограничена возможностями системы топливопитания.

Топливная автоматика обеспечивает подачу в камеры сгорания хорошо распыленного топлива в количестве, необходимом для нормальной работы двигателя. Подача топлива осуществляется насосами и устанавливается летчиком через перемещение РУДа, а точное дозирование подаваемого топлива в двигатель - регуляторами. Взаимосвязь различных узлов топливной автоматики показана на схеме.

1. Топливный бак
2. Фильтр
3. Пусковой насос
4. Изолирующий (селекторный) клапан баростата (сервомеханизм)
5. Баростатический регулятор
6. Воспламенитель
7. Рабочие форсунки

1. Основной топливный коллектор
2. Вспомогательный топливный коллектор
3. Распределительный клапан
4. Стоп-кран
5. Рычаг стоп-крана
6. Дроссельный кран
7. Рычаг дроссельного крана

1. Магистраль высокого давления
2. Насос высокого давления
3. Регулятор максимального числа оборотов
4. Магистраль перепуска топлива
5. Магистраль дренажа
6. Подкачивающий насос (в 1-м баке)

Топливная система предназначена для хранения запаса топлива на борту самолета и обеспечения его непрерывной подачи к двигателю.

1. Заливная горловина подвесного бака
2. Трубопровод поддавливания воздухом
3. Правый подвесной бак
4. Линия подвода керосина к 1-му баку
5. Заливная горловина переднего бака
6. Датчик керосиномера (топливомера)

1. Заборник возврата топлива из первого бака
2. Соединительная труба между левым и правым задними фюзеляжными баками
3. Задний фюзеляжный бак правый
4. Задний фюзеляжный бак левый
5. Заливная горловина заднего левого фюзеляжного бака
6. Перекачивающий насос ПЦР-1 (из задних баков в передний)

1. Левый подвесной бак
2. Фильтр двигателя
3. Отсек отрицательных перегрузок
4. Подкачивающий насос ПНВ-2
5. Штуцер дренажа
6. Передний фюзеляжный бак

Топливная система состоит из двух баков общей ёмкостью 1410 л. Передний бак вмещает 1250 л., задний - 160 л. Задний бак изготовлен из двух половин (левой и правой) емкостью по 80 л. каждая. Количество керосина контролируется (не полностью) топливомером (6), расположенным в переднем баке и измеряющим количество топлива от 0 до 1050 л. Топливомер сигнализирует аварийный остаток топлива 300 л. (загорается лампочка, расположенная на приборной доске в кабине). Могут применятся подвесные баки по 300, 400 или 600 литров каждый.

Система электроснабжения

На самолете МиГ-15бис установлена однопроводная система электрооборудования напряжением 28.5В. Источниками электроэнергии на самолете являются генератор типа ГСР 3000 мощностью 3.0 кВт и одна аккумуляторная батарея типа 12А-30. Оба источника электроэнергии подключены параллельно на общую шину.

Виду того, что на самолёте не предусмотрена система переменного тока, в схему питания каждого потребителя, использующего переменный ток, включается свой преобразователь (115В и/или 36В).

При отказе генератора электроэнергии бортового аккумулятора хватит на полет днем в облаках в течение 24-26 мин., ночью - на 20-23 мин.

Общая гидросистема обеспечивает:

• выпуск и уборку шасси;
• выпуск и уборку щитков-закрылков;
• выпуск и уборку тормозных щитков.

1. Цилиндр автоматического торможения
2. Кран шасси
3. Манометр гидросистемы на 250 кг/см 2
4. Гидроаккумулятор
5. Фильтры
6. Электро-магнитный клапан (кран) управления тормозными щитками
   1. 6a. Магистраль выпуска ТЩ
   2. 6b. Магистраль уборки ТЩ

1. Автоматический разгрузочный клапан
2. Насос
3. Предохранительный клапан
   1. 9а. Гидробачок
4. Редуктор
5. Цилиндры тормозных щитков
6. Гидрозамок
7. Клапан подключения аэродромного насоса
8. Цилиндр замков щитков-закрылков

1. Цилиндр щитков-закрылков
2. Цилиндр щитков шасси
3. Цилиндр замка подвески основной стойки шасси
4. Согласующий клапан
   1. 18a. Цилиндр уборки основной стойки шасси
5. Распределительный кран щитков-закрылков
6. Цилиндр замка подвески носовой стойки
7. Обратные клапана (12 штук)
8. Цилиндр уборки носовой стойки

Гидросистема гидроусилителя предназначена для обеспечения снятия усилий в поперечном канале управления (по крену). Гидроусилитель имеет свою совершенно отдельную гидросистему (т.е. свой бачок, свой насос), назначение которой - непрерывно подводить к гидроусилителю масло под определенным давлением, обеспечивающим работу управления элеронами.

1. Гидроусилитель
2. Гидроаккумулятор
3. Обратный клапан
4. Авторазгрузочный клапан
5. Подключение манометра холостого хода на земле
6. Гидробачок
7. Обратный клапан
8. Поддавливание от компрессора

1. Слив в дренаж
2. К гидробачку основной гидросистемы
3. Клапаны подключения наземного насоса
4. Гидронасос
5. Фильтр
6. Авторазгрузочный клапан
7. Гидроманометр
8. Кран отключения гидроусилителя

В 50-е годы существовала отличная от нынешнего периода система деления элементов самолета на группы или системы. Поэтому к управлению самолетом кроме РУС, РУД, педалей и триммеров тогда относили также и органы управления, которые управляли щитками-закрылками и тормозными щитками.

Система управления включает в себя органы управления и управляющие поверхности с системой элементов, передающих воздействия летчика на органы управления.

1. Педаль ножного управления
2. Вывод управления из кабины
3. Гидроусилитель
4. Тяга управления элеронами
5. Узел управления элероном (рычаги с траверсой)
6. Соединительная колонка

1. Тяга руля высоты
2. Тяга руля поворота
3. Рычаг управления рулями высоты
4. Центральный узел управления

(по тангажу) осуществляется отклонением РУС "от себя" и "на себя" (на примере РУС отклонен "на себя"):

Электродистанционное, осуществляется электромотором, который укреплен на лонжероне стабилизатора. Электромотор включается нажимным переключателем на левом борту.

(по крену) осуществляется отклонением РУС вправо и влево (на примере РУС отклонен ВЛЕВО):

Управление элеронами имеет гидроусилитель в канале управления.

Также, как и триммером руля высоты, электродистанционное, осуществляется электромотором, установленным на заднем стрингере левого крыла.

(поворота) осуществляется отклонением педалей влево и вправо (на примере левая педаль отклонена вперед):

Предельный угол отклонения педалей влево и вправо равен 29° от нейтрали. При таком отклонении педалей руль поворота отклоняется вправо и влево на угол 20°.

Осуществляется ручкой (краном) управления выпуском/уборкой щитков-закрылков, расположенной на колонке управления левого борта:

Щитки-закрылки устанавлены на консолях крыла между элеронами и фюзеляжем и выпускаются при посадке на 55°. При взлете щиток-закрылок устанавливается в промежуточном (взлетном) положении, т.е. отклоненным на 20°.

Для кратковременного выпуска тормозных щитков необходимо включить электромагнит крана тормозных щитков нажатием кнопки на ручке управления. Для выпуска на длительное время (например, при пикировании) переключить тумблер на левом пульте в положение "ВЫПУСК":

Угол открытия щитков равен 55°±1°. Начало открытия щитков контролируется сигнальной лампочкой в кабине, которая срабатывает от концевого выключателя, расположенного на правом щитке.

Система питания и вентиляции кабины предназначена для обеспечения нормальных условий (температуры воздуха и перепада давления в кабине) летчику при выполнении им полетов на всех эксплуатационных высотах. Включает в себя две подсистемы: систему питания и систему дополнительной вентиляции. Упрощенная схема системы питания и вентиляции кабины отображена на схеме.

1. Коллектор обдува стекла и наддува кабины
2. Кран питания кабины с золотниковым клапаном (воздушной системы) герметизации фонаря
3. Обратный клапан ОКН-З0 на магистрали холодного воздуха
4. Обратный клапан ОКН-З0 на магистрали горячего воздуха
5. Подача воздуха от двигателя
6. Место ("тройник") разделения трубопровода на горячий и холодный участки

1. Место установки фильтра
2. Предохранительный клапан КРП-48
3. Патрубок отвода воздуха и заглушка, снимаемая перед полетом
4. Регулятор перепада давления РД-2И-220
5. Трубка обогрева ног летчика
6. Система дополнительной вентиляции

В кабину летчика воздух поступает от компрессора двигателя (5). Теплый воздух, нагнетаемый компрессором, поступает через фильтр (7) и обратный клапан (4) к крану питания кабины (2) и далее подводится к коллектору обдува (1), расположенному под лобовым стеклом и на бортах кабины. Назначение коллектора - использовать воздух, подаваемый в кабину, для обдува стекол козырька и фонаря с целью устранения запотевания стекол.

Для питания кабины воздух поступает только от компрессора. Получение горячего и холодного воздуха из одного источника достигается разделением общей магистрали на два участка и выборочной теплоизоляцией только одного из них.

Кран питания кабины (2) является элементом сразу двух систем: системы питания и основной воздушной системы. Представляет собой пробковый цилиндрический кран, при помощи которого летчик может регулировать поступление воздуха в кабину (в системе питания):

1. Трубопровод канала герметизации
2. Стрелка-указатель положения крана
3. Магистраль холодного воздуха
4. Вентиль крана
5. Магистраль горячего воздуха

Кроме того, с этим же краном соединен золотниковый клапан, который открывает доступ воздуха давлением 2.9±0.2 кг/см 2 в шланг герметизации (1) кабины (от основной воздушной системы).

Система дополнительной вентиляции кабины

На самолете имеется дополнительная система вентиляции кабины (12), которой летчик может пользоваться при полетах в жаркую погоду и на малых высотах. В игре может быть использована для ликвидации дыма в кабине (WIP) (продуванием).

Таким образом, в случае несоблюдения игроком порядка использования этих систем может наступить "потеря сознания" и "запотевание стекла" (WIP).

Воздушная система самолета подразделяется на основную и аварийную системы:

1. Кран аварийного выпуска шасси
2. Аварийные манометры
3. Кран аварийного выпуска закрылков
4. Аварийный баллон закрылков
5. Аварийные и обратные клапаны
6. Кран зарядки сети
7. Кран наполнения кабины
8. Воздушный фильтр
9. Манометр сети

1. Редукторы РВ-50 и РВ-3
2. Кран зарядки аварийных баллонов
   1. 11а. Кран питания кабины (из системы наддува и жизнеобеспечения) с золотниковым клапаном (из воздушной системы) в одном корпусе
3. Дифференциальный клапан ПУ-8c
4. Клапан торможения ПУ-7
5. Цилиндры выпуска шасси
6. Гидрозамок
7. Цилиндр щитков шасси
8. Цилиндр выпуска закрылков

1. Основные бортовые баллоны
2. Бортовой зарядный штуцер
3. Аварийные баллоны в стойках шасси
4. Колесо основной стойки шасси (с барабаном и тормозными колодками)
5. Двустрелочный манометр тормозной системы
6. Перекрывной клапан системы перезарядки пушек
7. Ресивер системы перезарядки пушек

1. A - подвод воздуха к шлангу герметизации фонаря кабины
2. B - подвод воздуха к системе перезарядки пушек

Основная воздушная система обеспечивает:

• управление тормозами колес основных стоек шасси;
• наполнение шланга герметизации кабины (A);
• перезарядку пушек (B).

Аварийная воздушная система обеспечивает:

• аварийный выпуск шасси;
• аварийный выпуск щитков-закрылков.

Противопожарное устройство предназначено для тушения пожара в пожароопасной зоне двигателя, т.е. в зоне, в которой повреждение двигателя может привести к появлению пламени. Эта зона охватывает конец камер сгорания и корпус газовой турбины.

1. Кнопка проверки лампы сигнализации пожара
2. Лампа сигнализации
3. Термоизвещатели (4 шт)
4. Коллектор с отверстиями для распределения огнегасящей смеси

1. Пироголовки на баллонах
2. Баллоны с огнегасящей смесью (углекислота)
3. Кнопка подрыва пироголовки

Противопожарная установка включает в себя:

• два трехлитровых баллона со специальными пироголовками, заряженные обезвоженной углекислотой;
• трубопровода с коллектором на двигателе;
• четырех термоизвещателей;
• сигнальной лампочки "ПОЖАР" с тумблером включения в кабине.

При возникновении пожара и достижении температуры в отсеке двигателя 120-140°С от термоизвещателей поступает сигнал летчику: загорается сигнальная лампочка с надписью "ПОЖАР". Для тушения пожара летчик должен нажать кнопку срабатывания пиропатронов, закрывающих баллоны. При нажатии кнопки пиропатрон взрывается и сдвигает поршень с иглой, которая, пробив мембрану пироголовки, соединяет баллоны с противопожарным коллектором.

Освободившиеся из баллона газы по трубопроводу попадают в противопожарный коллектор и, распыляясь, сбивают пламя в двигательном отсеке.

Система кислородного питания предназначена для обеспечения летчика необходимым количеством кислорода в условиях полета.

Включает в себя баллоны для хранения запаса кислорода, трубопроводы, манометры, комплект КП-14, съемный парашютный комплекта КП-15, см. схему.

1. Штуцер бортовой зарядки
2. Вентиль бортовой зарядки
3. Переходной штуцер
4. Кислородные баллоны на 4 л. и 2 л.
5. Вентиль бортовой кислородной сети

1. Манометр кислорода МК-12
2. Кислородный редуктор КР-14 с краном аварийной подачи кислорода
3. Индикатор кислорода ИК-14
4. Кислородный прибор КП-14
5. Кислородно-парашютный прибор КП-15

Кислород находится под давлением 150 кг/см 2 в баллонах (4). При нормальном использовании кислород от баллонов через тройник подходит к вентилю бортовой зарядки (2), который соединяет баллоны с бортовым штуцером (1) для зарядки или с бортовой сетью для питания. От вентиля бортовой зарядки кислород подводится к вентилю бортовой сети (5). Далее проводка идет к редуктору КР-14 (7), от которого один трубопровод подводится к манометру (6) на левой части приборной доски, а другой - к кислородному прибору КП-14 (9).

Кислородный прибор КП-14 предназначен для образования смеси воздуха и кислорода и автоматического регулирования ее состава. Включает в себя автомат подсоса воздуха и легочный автомат. С увеличением высоты полета процентное содержание чистого кислорода растет.

К кислородному прибору присоединен шланг с кислородной маской. Кислородный прибор соединен с индикатором кислородного потока ИК-14 (8). Редуктор КР-14 понижает давление кислорода до 2-3 кг/см 2 , направляя кислород в КП-14. В КП-14 осуществляется смешивание чистого кислорода и кабинного воздуха. При работе в загерметизированной кабине до высоты в кабине 2 000 м. летчик через КП-14 дышит воздухом, поступающим из гермокабины, имеющей систему наддува. Т.е. до 2 000 м. (имеется ввиду "высота в кабине") осуществляется дыхание без кислорода. На высотах в кабине от 2 000 до 8 000 метров начинается увеличение процентного содержания кислорода во вдыхаемой смеси за счет увеличение подачи кислорода регулятором непрерывной подачи и уменьшением подсоса воздуха из гермокабины. После 8000м в гермокабине летчик дышит уже 100% кислородом.

Для работы КП-14 необходимо открыть выключатель подсоса воздуха:

В игре предусмотрено, что кислородная маска всегда надета. Поэтому, если выключатель подсоса воздуха закрыть, то через 30-40 сек. летчик начнет испытывать затруднения в дыхании и может "потерять сознание".

В случае задымления кабины на большой высоте рекомендуется перейти на дыхание чистым кислородом, для чего повернуть полностью влево кран аварийной подачи кислорода на КР-14 (колесо мыши - "на себя").

При разгерметизации кабины на высотах полета до 12 000 м. система кислородного питания обеспечивает летчику резервное время для снижения до безопасной высоты. При разгерметизации на высоте выше 12 000 м. - смерть пилота.

Ставший поистине легендарным истребитель МиГ-15 (код НАТО Fagot) был первым советским серийным самолетом такого типа новой реактивной эры. Благодаря мощному и эффективному пушечному вооружению и отличной маневренности машина великолепно показала себя в воздушных боях в небе Корейского полуострова и стала основой для дальнейшего развития истребительной авиации СССР и России.

История создания

Разработка реактивного истребителя принципиально новой конструкции началось в КБ Микояна в рамках плана самолетостроения на новый 1947 год. Одновременно документ предусматривал полное сворачивание работ над поршневыми машинами, как не имеющими перспектив для развития.

Техническое задание предусматривало следующие параметры машины, получившей обозначение И-310:

• Применение турбореактивного двигателя «Роллс-Ройс Нин» или его отечественного аналога;
• Скорость истребителя у поверхности земли не менее 1000 км/час;
• Предельная скорость на высоте 5000 м – не ниже 1020 км/час;
• Время достижения высоты 5000 м – не более 3,2 минуты;
• Длина взлетно-посадочной полосы – не более 800 м;
• Максимальная высота полета – не менее 13000 м;
• Дальность полета – около 1200 км на высотах не ниже 10000 м;
• Вооружение истребителя предполагалось из одной 45 мм авиапушки и двух более скорострельных 23 мм. Предусматривались наружные точки для подвеса небольших авиабомб общим весом до 200 кг или дополнительного бака для керосина.

Разработка чертежей новой машины КБ МиГ и воплощение их в металле заняло чуть более года. Опытный образец машины собрали к началу декабря 1947 год. Первый полет состоялся в канун нового года – 30 декабря.

Пилотировал машину летчик В.Н. Юганов.

Через несколько месяцев полетел второй опытный экземпляр истребителя, которым управлял С.Н. Анохин. Тестовые испытания машины прошли ускоренными темпами и, по доброй традиции, еще до полного их окончания, машину приняли на вооружение ВВС СССР под обозначением МиГ-15. Это произошло в середине марта 1948 года, а сами испытания продолжались вплоть до конца мая этого же года.

Государственные испытания будущего легендарного самолета МиГ-15 прошли летом, при этом характеристики машины пусть ненамного, но превысили требования, описанные в техническом задании.

Максимальная скорость самолета МиГ-15 по результатам нескольких прогонов составляла от 1028 до 1042 км/час на высотах 5 и 2,62 км соответственно. При этом летчики-испытатели отметили простое и прогнозируемое управление самолетом, доступное летчикам средней квалификации.

Но были отмечены и недостатки, которые предполагалось доработать на контрольном экземпляре, предназначенном для дополнительных испытаний.

Третья опытная машина МиГ-15 получила тормозные щитки по бокам фюзеляжа, автоматическую систему тушения возгораний в двигательном отсеке, введением весовых компенсаторов на руле изменения высоты и несколько изменена геометрия крыла.

Именно этот образец и стал эталоном для серийного производства истребителя МиГ-15 с ТРД РД-25Ф, который стал поступать в войсковые части весной 1949 года.

В этому времени прошел приемочные испытания более мощный и совершенный двигатель модели ВК-1, который базировался на агрегатах РД-25Ф и имел практически идентичные массогабаритные показатели. Но за счет оптимизации процессов сгорания топлива тяга двигателя выросла на 20% в широком диапазоне высот.

Первый образец истребителя МиГ-15 с таким двигателем был готов к осени 1949 года. Основные изменения коснулись задней части фюзеляжа, поскольку ВК-1 имел большую длину и диаметр удлинительного патрубка сопла. Для снижения нагрузок на органы управления был введен гидравлический усилитель и изменены профили рулей высоты и направления.

Большие габариты двигателя потребовали изменения формы одного из фюзеляжных баков, из-за чего запас топлива сократился на 60 литров. На внешней части фюзеляжа истребителя появились новые лючки для обслуживания агрегатов.

Если на машинах МиГ-15 с РД-25Ф устанавливалась артиллерийская система в составе пушек НС-37 и НС-23, то на модернизированном варианте разместили более совершенные орудия Н-37Д и НР-23КМ. При этом новые пушки стояли ближе к оси самолета, что увеличивало кучность огня.

Конструкция истребителя

Конструктивно самолет МиГ-15 представлял собой моноплан со средним расположением крыла с большим углом стреловидности. Горизонтальные плоскости хвостового оперения имели практически такой же угол наклона и располагались ближе к верхней части вертикального стабилизатора.

Такое решение было продиктовано стремлением вывести рули высоты из возмущенного крыльями потока. Из-за этой особенности компоновки самолет МиГ-15 имел разделенный на две секции руль направления. Управление частями руля было синхронным.

На задней кромке крыльев истребителя устанавливались плоскости элеронов (с дополнительными триммерами) и закрылков.

В конструкции закрылков имелись фиксированные положения, которые использовались на режимах взлета и посадки.

В передней части фюзеляжа МиГ-15 имелся воздухозаборник, разделенный на два симметричных канала герметичной кабиной пилота и основным резиновым топливным баком, расположенным за кабиной.

Кроме основного бака, вмещавшего 1250 литров, имелся дополнительный бак на 160 литров, расположенный ближе к хвосту самолета. Для перекачки этого объема в основной бак использовался отдельный насос с электрическим приводом.

Для контроля запаса топлива на МиГ-15 имелся датчик, установленный в основном баке. Аварийным остатком являлся запас топлива менее 300 литров. Для сохранения развесовки самолета МиГ-15 топливо вырабатывалось из баков по специальной схеме.

За поперечной перегородкой устанавливался ТРД модели РД-25Ф, который на МиГ-15 бис заменили на ВК-1, обладавший большими параметрами тяги.

Для обслуживания и замены двигателя имелся разъем, по которому хвостовая часть могла быть отделена от основной части фюзеляжа.

В двигателе имелась аварийная система пожаротушения с ручной активацией при помощи кнопки на панели приборов. При возгорании пена подается из двух баллонов непосредственно в камеру сгорания и на наружную часть ТРД.

Под нижней частью фюзеляжа истребителя полумонококовой схемы, чуть далее входов в воздухозаборник устанавливалась быстросъемная рама лафета с 37 мм пушкой и парой 23 мм. На земле лафет выдвигался из фюзеляжа, и смена боекомплекта занимала не более 20 минут.

Для контроля результатов стрельбы имелся фотокинопулемет С-13, установленный на первом шпангоуте силового набора фюзеляжа МиГ-15.

Крыло самолета МиГ-15 строилось по однолонжеронной схеме. Для усиления конструкции имеется одна поперечная балка, которая играет роль стенки ниши стойки основного шасси. Крылья могли быть сняты по линии разъема с фюзеляжем, при этом через него проходили силовые элементы, с которыми с каждой стороны соединялись лонжерон и балка плоскости.

Кабина пилота МиГ-15 с большой площадью остекления и тонкими элементами рамы переплета, оснащалась принудительной подачей свежего воздуха и катапультируемым креслом. Для предотвращения запотевания остекление было выполнено из двух слоев плексигласа с толщиной от 4 до 8 мм.

В воздушном промежутке находились гранулы силикагеля, которые периодически заменялись свежими. В лобовой части кабины истребителя стояло бронестекло с толщиной 64 мм, закрепленное в алюминиевой раме.

При закрывании фонаря стык герметизировался специальным резиновым уплотнителем с подкачкой от пневматической системы.

На приборной доске располагались и приборы для контроля над самолетом в ходе полета, а также средства навигации и пульт управления системой посадки самолета. В состав радиосистемы истребителя МиГ-15 входила коротковолновая радиостанция и автоматический опознаватель «свой-чужой».

Электрическая система с напряжением 36 вольт питалась от бортового генератора и аккумуляторной батареи. Дополнительно на боковой части фюзеляжа имелся разъем для подачи питания от наземного источника.

Для защиты пилота от пуль на передней части кабины монтировалась бронеплита толщиной 10 мм. Эта плита фиксировалась на четвертом шпангоуте, который служил основанием для носовой стойки шасси.

Для управления всеми стойками шасси и дополнительными тормозными щитками истребителя МиГ-15, установленными по бокам фюзеляжа в хвостовой части, применялась гидравлическая система. При этом для торможения колес самолёта использовался пневматический привод.

Привод гидравлики выполнялся от насоса, установленного на коробке привода механизмов ТРД. Рабочее давление жидкости на основе смеси глицерина и спирта составляло не менее 13,5 атмосферы.

Пневматические приводы МиГ-15 работали от нескольких баллонов со сжатым воздухом. Заправка резервуаров проводилась на аэродроме, бортовой компрессор для накачки отсутствовал.

Различные варианты конструкций и комплектаций

В документации на ранние самолеты встречается версия истребителя МиГ-15С, которая представляет собой машину с ТРД модели РД-45Ф, двумя пушками НР-23 и рядом изменений в оснащении кабины и планере. Серийно такие машины не производились.

Для варианта с подвесными баками было зарезервировано обозначение МиГ-15ПБ, но поскольку все серийные самолеты имели точки подвеса, то от него отказались.

На основе первых самолетов МиГ-15 были построены несколько опытных вариантов, на которых отрабатывались различные варианты вооружения и оснащения.

Третий серийный самолет под обозначением «СВ» использовался для тестирования модернизированного пушечного вооружения, в состав которого входили пушки НР-23 и Н-37Д.

Помимо этого изменения коснулись и конструкции машины – появился триммер на плоскости левого элерона, противофлаттерные грузы на крыльях, улучшено электрооборудование и прицел. При испытаниях выявились многочисленные проблемы с установкой новых авиапушек калибра 23 мм, которые были решены только на истребителе МиГ-15 бис.

Часть опытных решений, проверенных на «СФ» была впоследствии внедрена на модернизированных истребителях.

Примерно в это время испытывался вариант «СО» с опытным выдвижным прицелом. Конструкция не показала никаких преимуществ и не получила развития в серии. Летом 1950 года проходили испытания несколько истребителей МиГ-15 «СШ» и «СУ» с 23 мм пушками модели Ш-3-23. В качестве основного вооружения истребителей Микояна они приняты не были.

Наращивание объемов производства нового истребителя МиГ-15, повлекло необходимость подготовки большого количества пилотов. Для этого на основе серийной машины был создан учебный и тренировочный самолет МиГ-15УТИ (обозначение НАТО Midget).

Машина имела двухместную кабину и развивала меньшие скорости, чем серийный истребитель. Для отработки навыков ведения воздушного боя на самолете имелся один 12,7 мм пулемет модели УБК-Э с боекомплектом в 150 патронов и пушка НР-23 с 80 снарядами. На нижней части плоскостей имелись две точки подвеса для бомб калибром 50 и 100 кг.

Малой серией был выпущен МиГ-15П УТИ, оснащенный радаром модели РП-1.

Кабина инструктора располагалась сзади и была получена за счет уменьшения размера топливного бака. Оба кресла могли быть отделены от самолета МиГ-15 УТИ при помощи катапульт. Остекленный фонарь при этом отстреливался специальным пиропатроном.

На основе модернизированного истребителя МиГ-15 бис существовал разведывательный вариант «СР», вооруженный всего одной пушкой НР-23. Вместо остальных была установлена аппаратура для фотографирования.

Увеличение дальности полета достигалось путем дополнительного запаса топлива объемом 1200 литров, размещенного в двух подвесных баках. Такими же баками мог оснащаться истребитель сопровождения «СД-УПБ», который был выпущен в 1951 году единичной партией в 49 машин.

Списанные самолеты зачастую переоборудовались в радиоуправляемые мишени, и проходили по документам под обозначением МиГ-15М.

Помимо серийных модификаций, имелось множество опытных машин, на которых испытывались различные варианты пушечного и ракетного вооружения, а также радиолокационных станций.

На базе самолета МиГ-15 бис был создан опытный МиГ-17 «СИ», который стал родоначальником нового семейства истребителей.

Технические характеристики

Применявшиеся на истребителях пушки калибра 37 и 23 мм имели одинаковый боекомплект, состоявший из 40 снарядов крупного калибра и 160 мелкого (по 80 на ствол).

Лётные характеристики

Параметр	МиГ-15	МиГ-15 бис	Миг-15 УТИ
Скорость у земли, км/час	1042	1076	1010
Скорость на границе высотности 5000 м, км/час	1021	1045	1004
Скорость на границе высотности 10000 м, км/час	974	987	-
Скорость отрыва от земли, км/ч	230	227	-
Скорость захода на посадку, км/ч	174	170	-
Потолок, м	15100	15500	14150

Помимо СССР выпуск истребителя МиГ-15 велся по лицензии на авиационных заводах на территории Польши, Чехословакии, а также Китая. Польские машины оснащались лицензионными моторами и имели обозначение Lim-1 или Lim-2 (аналогичны советским 15 и 15 бис).

На их базе выпускались тренировочные машины и фоторазведчики. Общий выпуск машин не превысил 1000 экземпляров, которые поступали на вооружение только национальных ВВС.

Чехословацкие истребители S-102 и S-103 производились в крупных объемах и активно поставлялись на экспорт. Основной машиной чешского производства стал учебный вариант CS-102 растиражированный в более чем 2000 экземпляров. Он также активно экспортировался во многие страны.

Что интересно, более поздние машины производства ЧССР имели советское обозначение МиГ-15.

Основной производитель самолета – СССР, который выпустил не менее 11 тысяч экземпляров машины. По другим отчетным данным число произведенных истребителей МиГ-15 всех типов составляет более 13,1 тысяч самолетов. Самолет активно поставлялся в вооруженные силы различных государств, в том числе и капиталистических.

Боевое применение самолета

Серийный истребитель МиГ-15 появился в момент пика напряженной ситуации в Юго-Восточной Азии, которая вылилась в войну между Северной и Южной Кореей. В ходе активных боевых действий была проведена проверка боем многих образцов нового советского и американского вооружения.

Применявшиеся в начале войны американские Ф-80 с крылом прямой формы не имели никаких шансов в боях с МиГами.

Позднее основным соперником советского самолета стал истребитель Ф-86 «Сейбр», который имел очень схожую компоновку.

При этом пилотажные и скоростные характеристики машин были примерно одинаковыми. Разница была в лучшей маневренности «Сейбра» на малых высотах, но МиГ-15 имел заметно лучшую скороподъемность и большую скорость полета на средних и больших высотах.

Главным различием машин было вооружение, состоявшее из трех пушек на советской машине и шести крупнокалиберных пулеметов на американце. Только самые последние модели «Сейбра», появившиеся к концу Корейской войны получили более мощное вооружение из четырех 20-мм пушек.

Большим плюсом стало наличие на Ф-86 радиодальномера, который позволял начинать огонь с больших расстояний.

На истребителе МиГ-15 подобный прибор появился только в 1952 году.

Поскольку тактика ведения воздушного боя не изменилась со времен Второй мировой войны, то истребитель МиГ-15 больше подходил для ведения активных действий. За счет высокого веса залпа и поражающего действия снарядов шансы на победу у советской машины были гораздо выше.

В ходе боя американские летчики стремились увести МиГ-15 на малые высоты, чтобы компенсировать слабую огневую мощь высокой маневренностью.

После окончания войны в Корее машины МиГ-15 принимали участие во многих вооруженных конфликтах, но больше нигде не смогли себя проявить. Среди конфликтов с участием этих самолетов стоит отметить противостояние между Китаем и Тайванем, Синайскую войну и арабо-израильские войны 60-х годов.

К моменту начала войны во Вьетнаме МиГ-15 считался окончательно устаревшим и в боях не применялся. Однако машина широко использовалась для обучения летного состава навыкам пилотажа новых советских истребителей.

Истребители МиГ-15 оказались самыми результативными самолетами в составе ВВС Китайской народной республики и Кореи. За время применения в Корейской войне было одержано не менее 1377 побед при потере 566 самолетов.

В числе сбитых самолетов противника числятся как минимум 78 (количество потерь, признанное США) истребителей Ф-86 «Сейбр», который являлся в то время самым современным самолетом в ВВС США. Самый известный ас Корейской войны Евгений Пепеляев летал на различных версиях самолета МиГ-15 и одержал 23 подтвержденные воздушные победы.

Высокие летные данные истребителя МиГ-15 явились причиной стойкого желания американцев заполучить летный экземпляр истребителя.

За перегон машины была объявлена награда в 100 тыс. американских долларов, что было очень значительной суммой в 50-е годы. Но первый экземпляр МиГ-15 попал к американцам уже после окончания боевых действий в Корее. После проведения комплекса испытаний машина попала в Национальный Музей ВВС, где находится и в наши дни.

Во время Корейской войны истребители МиГ-15 оказывали активное сопротивления налетам американской авиации с использованием стратегических бомбардировщиков Б-29 «Суперфортресс».

В одном из воздушных боев осенью 1950 года истребители МиГ-15 сбили не менее 12 «сверхкрепостей» и несколько машин сопровождения. Это бой, вошедший в историю американских ВВС как «черный вторник» резко изменил тактику применения стратегических бомбардировщиков, которые стали применяться только в ночное время.

Не менее известным пилотом самолета МиГ-15 был первый космонавт Юрий Гагарин, который прослужил два года в строевом авиационном полку в составе Северного флота, вооруженном такими машинами. Ю. Гагарин погиб во время выполнения очередного тренировочного полета на учебном самолете МиГ-15 УТИ.

Видео