| I-250 (MiG-13) | |
|---|---|
| Skema I-250 | |
| Type | fighter |
| Udvikler | OKB-155 |
| Fabrikant | Flyfabrik nr. 381 ( Moskva ) |
| Den første flyvning | 3. marts 1945 |
| Start af drift | 1946 |
| Slut på drift | 1950 |
| Status | ikke betjenes |
| Operatører | USSR luftvåben |
| Års produktion | 1946 - 1947 |
| producerede enheder | 28 |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
I-250 (MiG-13) - det første sovjetiske enkeltsædede højhastighedsjagerfly i helmetal udviklet af Artem Mikoyan og Mikhail Gurevich Design Bureau . Den var udstyret med et kombineret kraftværk, som omfattede et stempel og motor-kompressor luftjetmotorer. I alt 28 fly blev bygget: 2 prototyper, 10 bestilt i juni 1945 til deltagelse i 7. november paraden og 16 bestilt af flåden i slutningen af 1946. Fly leveret til flåden fik betegnelsen MiG-13 [1] .
Det foreløbige design af den nye maskine blev godkendt af NKAP den 19. september 1944 , samtidig med Su-5- projektet udviklet af Design Bureau of P. O. Sukhoi. Ifølge beregninger, med en flyvevægt på 3500 kg, skulle I-250 jagerflyet ved hjælp af VRDK nå en maksimal hastighed på 825 km/t i en højde på 7000 m og opnå en højde på 5000 m på 3 minutter 54 sekunder. Minimumsvendetiden med en radius på 253 m skulle være 19,7 s.
Ved slutningen af Anden Verdenskrig blev det klart, at propellen og stempelmotoren havde opbrugt deres evne til at øge jagerflyenes hastighed. Blandt midlerne til at løse dette problem blev udover LRE- og turbojetmotorerne også overvejet de såkaldte motorkompressormotorer - en kombination af en stempelmotor og en luftjetmotor af kompressortypen. [2]
Luftjetmotoren (VRDK) blev udviklet hos CIAM under ledelse af K. V. Kholshchevnikov . Ifølge designernes beregninger skulle denne motor tjene som en ekstra, hvilket giver en hastighedsforøgelse på omkring 100 km / t. Arbejdet med at skabe et eksperimentelt jagerfly med et kombineret kraftværk begyndte på Mikoyan Design Bureau i overensstemmelse med GKO- dekretet af 22. maj 1944. [2]
A. A. Andreev blev udnævnt til den ledende ingeniør på tidspunktet for dets design og konstruktion. Flyet fik arbejdsnavnet I-250. Baseret på de beregnede egenskaber skulle I-250-jagerflyet i teorien udføre operativ tjeneste for at dække jordenheder fra luften og gennemføre luftkampe i mellemhøjder.
Under testene blev designdataene fra designerne bekræftet, det kombinerede kraftværk fungerede fejlfrit. Finjustering og flydrift gjorde det muligt at akkumulere erfaringer, der viste sig at være nyttige i udviklingen af turbojetmotorer. Der blev dog også konstateret en række mangler. MiG-13 blev det første fly med en jetmotor designet af Design Bureau of A. I. Mikoyan og M. I. Gurevich. [2]
Konstruktionen af 10 kopier af I-250-jagerflyet blev betroet anlæg nr. 381 af V. I. Zhuravlev. Anlæg nr. 381 blev leveret af følgende virksomheder: OKB-155, Anlæg nr. 26, Anlæg nr. 466, TsIAM , Anlæg nr. 150, Anlæg nr. 124, 12. GU NKAP , 1., 3., 12., 18. GU Glavsnaba . I december 1945 blev den første serie I-250 fremstillet. Fra maj 1946 var seriens fly i følgende tilstand:
Som følge heraf blev 2 fly overført til forskningsinstitutterne som prototyper, og den 30. oktober 1946 blev alle otte resterende fly af forsøgsserien endelig overdraget til flyvevåbnets repræsentanter. Flyet gik i tjeneste hos de nordlige og baltiske flåders luftvåben.
MiG-13 er et enkeltsædet højhastigheds jagerfly i helmetal med et kombineret kraftværk. Aerodynamisk er det et monoplan med lav vinge og optrækkeligt landingsstel. Dimensionerne på flyet er små, vingearealet er kun 15 m². På flyet blev alt gjort for at opnå den højest mulige hastighed.
Flykroppen - strukturelt bestod af tre dele: forgården, midterdelen og haledelen. Den forreste truss er en tredimensionel svejset struktur lavet af kromansilrør . Den rummede motoren samt fastgørelsespunkter til våben, patronkasser og andre våbenenheder. [3]
Rammen i den midterste del af flykroppen bestod af fire bjælker lavet af stålplade, der blev til duraluminiumprofiler, stringers, et sæt stemplede rammer, gulvet i pilotens kabine og duralumin-beklædning. Konstruktionen er nittet. En luftkanal passerede under gulvet i pilotens kabine, som var en del af flykroppens kraftstruktur. Den midterste del af skroget endte med en kraftramme, hvortil VRDK's forbrændingskammer og haledelen af skroget var fastgjort. [3]
Haledelen af flykroppen er monocoque. Rammen på halesektionen består af et sæt stemplede duralumin rammer, bjælker, stringers og duralumin beklædning. Halesektionen sluttede med en stålsvejset ramme, hvorpå dyserammen til VRDK's forbrændingskammer var fastgjort. [3]
Cockpittet blev lukket med en lanterne. Den centrale del af lanternen flyttede tilbage. Lygtens rude er plexiglas 6 mm tyk. Pansringen bestod af en pansret ryg og gennemsigtigt skudsikkert glas foran og bagved piloten. [3]
Vingen er lige, enkeltsparet, trapezformet i plan. Vingerammen består af hovedspark, for- og bagforstærkede stringers, ribber og stringers. Hovedsparren er en nittet I-bjælke. Bjælkebånd - valset stålprofil, duraluminiumvæg. Forstærkede stringers er lavet af duraluminplade og ekstruderede profiler. Ribberne er stemplet af duralumin. Ribben, som chassiset er fastgjort til, er en nittet stålbjælke. Dural beklædning. [3]
Mekaniseringen af vingen består af krænger og slidsede klapper . Skeerroerne og klapperne er af metalkonstruktion med en ramme lavet af duralumin og beklædning lavet af magnesiumlegeringer. Aileron afbøjningsvinkler +21/-14 grader. Klapvinklerne er 15 grader for start og 55 grader for landing. [3]
Haleenheden er en køl med ror og en stabilisator med elevator. Køl og stabilisator symmetrisk profil. Fjerdragtens kraftsæt er duralumin, beklædningen er lavet af magnesiumlegeringer. Kølen er indstillet i en vinkel på 20 grader i forhold til flyets symmetriakse til højre. Rorets afbøjningsvinkel +/- 25 grader. Elevatorvinkel +30/-20 grader. Roret og elevatorerne havde 16 % aksial aerodynamisk og vægtkompensation. Roret og elevatoren var udstyret med trimfaner. [3]
Chassis - trehjulet cykel med halestøtte. Afskrivning luft-olie. Landingsstellets indre volumen blev brugt som trykluftbeholder til nødnettet. Ved tilbagetrækning gik hovedlandingsstellet ind i nicher mellem sparren og forvingestrengen og delvist ind i flykroppen. Halehjulet var selvorienterende og var udstyret med en prop, der fikserede det under flyvningen. Under flugten var halehjulet dækket af et skjold, som, når halehjulet blev trukket ud, trak sig ind i flykroppen. [3]
Kraftværket - det kombinerede kraftværk E-30-20 bestod af en VK-107R motor og en luftjetmotor med en kompressor . Hovedmotor VK-107R, 1650 hk. med., var udstyret med en afledningsaksel, der førte til en kompressor luftstrålemotor (VRDK). Denne motor var placeret i en tunnel langs hele skrogets længde, startende fra luftindtaget og sluttede med haledysen. [3]
Kraften udviklet af VK-107-motoren under start og under flyvning uden brug af en VRDK blev fuldstændig overført til propellen, og kompressoren roterede i tomgang. Den samlede effekt af begge motorer nåede 2800 hk. Med. For at reducere starten og øge flyvehastigheden blev kompressordrevet tændt, og brændstof kom ind i forbrændingskammeret. Varigheden af den kontinuerlige drift af VRDK var ikke mere end 10 minutter, og kun i kamptilstanden, mens benzinforbruget var 1200 kg / t. Tre -bladet propel med en diameter på 3,1 m. [3]
Brændstof med en samlet kapacitet på 570 liter. anbragt i tre bløde brændstoftanke. To vingetanke rummede hver 90 liter, i skroget var der en tank med en kapacitet på 390 liter. Brændstof blev tilført motoren under lufttryk, som blev tilvejebragt af luft, der blev udtømt fra luftmotorens damp bag drevet af centrifugal supercharger. Efter produktionen af benzin fra vingetankene kom luft ind i skrogtanken og øgede derved gassystemets højde. Olietankens kapacitet var 62 liter (48 liter var fyldt), og kølesystemets kapacitet var 79 liter. [3]
Pneumatisk system - består af hoved- og nødsituationer. Hovedsystemet er to cylindre med en volumen på 7 liter luft hver. Nødsystem med 6 liter luft. Arbejdstrykket i netværket er 35 atmosfærer. Hovedsystemet sørgede for kontrol af følgende enheder: landingsstel, klapper, hovedpylonskjolde og halepylonskjold, bremser, dyseklapper og motorstart. I tilfælde af svigt af det pneumatiske hovedsystem blev landingsstellet frigivet fra nødnetværket. [3]
Udstyr - instrumentering består af 16 instrumenter. Kilden til elektricitet om bord på flyet er en generator og et batteri. Bag pilotens ryg var der en radiostation med modtager og sender. Et iltapparat af lungetypen, en iltflaske med et volumen på 4 liter, blev installeret bag cockpittet. [3]
Bevæbning - tre B-20 kanoner på 20 mm kaliber og et PBP-1A sigte med 100 patroner pr. pistol[ afklare ] . En pistol affyrede gennem gearkassens hule aksel, to synkronpistoler blev installeret på siderne af den forreste skrog. Brandkontrol og genopladning er elektro-pneumatisk. Patronbokse var placeret i den øverste del af det forreste skrogrum. [3]
I-250 data er givet .
Datakilde: Gunston B., Gordon Y., 1998.
1 × 1214 kW (start) kW ( (1 × 1650 hk ) hk )
| Flymærke "MiG" | ||
|---|---|---|
| Fightere / interceptorer | ||
| Trommer | ||
| Intelligens | ||
| Uddannelse | ||
| Civil |
| |
| eksperimentel | ||
| Projekter | ||