Истребитель МиГ-15

Размещение нового оборудования повлекло за собой и некоторые изменения в конструкции самолетов. Задний керосиновый бак был заменен новым, состоящим из двух отдельных половин, между которыми на крышке силового люка установили агрегаты и антенны МРП-48 и АРК-5. Сняли фотоаппарат АФА-ИМ вместе со щитком управления и электромотором открывания створок фотолючка для размещения на их месте приемника АРК-5 и приемопередатчика РВ-2. Помимо этого на самолете СА-1 (серийный МиГ-15 №38 10 102 завода №381) был выполнен большой объем доработок, связанных с установкой двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, размещением оборудования и улучшением конструкции, которые были впоследствии рекомендованы в серийное производство.

Заводские испытания, проходившие с 4 февраля по 10 марта 1950 г., показали, что установленная на самолете СА-1 аппаратура расчета на посадку по приборам ОСП-48 работает нормально, но требует дополнительной отработки размещения приборов в кабине пилота. Эти же результаты были получены и в ходе предварительных госиспытаний, проведенных в ГК НИИ ВВС с 29 по 31 марта. Самолет СА-2 на госиспытания не передавался.

Перекомпоновка приборов на приборной доске, произведенная силами ГК НИИ ВВС, показала, что при существующей конструкции доски удовлетворительное размещение приборов обеспечить невозможно. По рекомендации НИИ ВВС в ходе испытаний ОКБ была отработана новая приборная доска с улучшенным размещением приборов, которую после проведения контрольных полетов рекомендовали для установки на самолетах МиГ-15, оборудованных ОСП-48, до утверждения приборной доски стандартной кабины.

В основном же, по заключению ведущего летчика-испытателя Я.Ф. Богданова, полеты, выполненные в различных метеоусловиях как днем, так и ночью, показали, что оборудование ОСП-48 полностью обеспечивает выполнение слепого расчета на посадку по приборам с достаточной для этого точностью. АРК-5 осуществлял привод самолета в район аэродрома и обеспечивал слепой расчет на посадку, РВ-2 отслеживал изменение истинной высоты полета в пределах от 0 до 1200 м, а МРП-48 фиксировал момент пролета над маркерными радиомаяками. В качестве ненаправленной антенны радиокомпаса была применена антенна в виде лучей из медной проволоки, закрепленной на стеклах сдвижной части фонаря. Передающая антенна высотомера размещалась около левого тормозного щитка, а приемная — на правом борту между шпангоутами №8 и №9.

Помимо всего прочего, на СА-1 были установлены ответчик автономной системы опознавания «Барий-М» и ультракоротковолновая радиостанция РСИУ-3 для обеспечения четырехканальной радиосвязи между самолетом и землей и командной радиосвязи с другими самолетами в воздухе, которые прошли испытания вполне удовлетворительно и соответствовали требованиям ВВС. Дальность опознавания и обнаружения самолета на высоте 1000 м составили 64 км и 80 км соответственно, а дальность уверенной двухсторонней связи — 120 км.

Испытания, прекращенные 31 марта по причине необходимости проведения на двигателе 25-часовых регламентных работ и замене не соответствующей ТУ удлинительной трубы на новую, возобновились 6-го и завершились 19 апреля. За время испытаний было проведено 24 полета, из них — 3 ночных. Однако, несмотря на положительные результаты испытаний оборудования ОСП-48, самолет СА-1 не был рекомендован в качестве образца для переоборудования по причине недостаточного аварийного запаса электроэнергии, ненадежной работы несерийного датчика компаса и отсутствия компаса КИ-11 для использования его в аварийных случаях, а также обнаружения ряда других недостатков. Тем не менее, решение о запуске в серийное производство с 1 июня 1950 г. установки приборов слепой посадки было принято одновременно с выдачей задания на ее отработку. Главному конструктору же было рекомендовано устранить выявленные дефекты и предъявить на испытания уже серийный самолет.

Вскоре в ОКБ оборудовали еще две машины СА-3 и СА-4, предназначенные для дальнейшей отработки системы ОСП-48. Все самолеты СА отличались, в основном, различным размещением оборудования и его составом. Так, например, на СА-3 в качестве ненаправленной антенны АРК-5 использовалась лучевая антенна радиостанции РСИ-6 в связи с тем, что фонарная антенна в процессе госиспытаний показала меньшую эффективность и еще нуждалась в доработке. Кроме того, в целях ускорения проведения войсковых испытаний, по договору с ВВС, системой ОСП-48 было оборудовано 16 самолетов, которые прошли войсковые испытания с положительной оценкой.

МиГ-15 №3810203 с РД-45Ф, на котором летчик-испытатель А.М.Тютерев во время исследований в ЛИИ поведения серийных самолетов на числах М >0,92 достиг на пикировании скорости М = 1,01 на высоте 11750 м. Самолет оборудован ПВД типа ЛИИ.

В дальнейшем антенны РВ-2 «путешествовали» по самолету в поисках наилучшего места, обеспечивающего уверенную работу высотомера, особенно во втором диапазоне высот от 120 до 1200 м. Летом 1950 г. передающая антенна «перекочевала» с фюзеляжа на нижнюю обшивку левого крыла в район между 17-й и 20-й нервюрами, а приемная, для предохранения от повреждений звеньями при стрельбе, сместилась вперед к шпангоуту №6. В окончательном варианте, с 1 января 1951 г. приемная антенна стала устанавливаться на правом крыле между нервюрами №2 и №3.

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 углы 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.