Опытный истребитель И-250 (МиГ-13) (СССР. 1945 год).

Практически со времен изобретения аэроплана между авиаконструкторами развернулась незримая борьба за создание наиболее скоростных самолетов С одной стороны, роста скорости достигали, совершенствуя аэродинамические формы летательных аппаратов, а с другой - увеличивая мощность винтомоторной группы (ВМГ). В результате из года в год скорость полета неуклонно возрастала и к середине 1940-х годов у лучших истребителей она приблизилась к отметке 700 км/ч. Дальнейшее приближение к скорости звука приводило к резкому возрастанию сопротивления воздуха. Поэтому мощность, потребная для обеспечения полета, переставала быть пропорциональной квадрату скорости, а росла значительно быстрее. С другой стороны, за порогом 750 км/ч коэффициент полезного действия воздушного винта резко снижался. В итоге остро встал вопрос о новых типах силовых установок, которые позволили бы получить большую мощность при относительно небольшой массе. Решение этой задачи шло в нескольких направлениях, в результате чего в ряде стран развернулись работы над жидкостно-реактивными (ЖРД), прямоточными воздушно-реактивными (ПВРД), турбореактивными (ТРД) и воздушно-реактивными с компрессором (ВРДК) двигателями. Однако еще не скоро конструкторы окончательно решили, какой из них является самым перспективным для дальнейшего развития авиации ...

Одним из направлений стало создание ВРДК, работы над которым были начаты в ЦАГИ еще в 1941 г коллективом под руководством профессора Г.Н.Абрамовича. Результаты этих исследований после доклада на научно-техническом совете Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ) заинтересовали его начальника В.И Поликовского, и вскоре в ЦИАМе создали специальное конструкторское бюро под руководством К В Холщевниковадля выработки наилучшей схемы ВРДК. Ранее работы над подобными силовыми установками проводились в Италии. На самолетостроительной фирме Капрони инженер С.Кампини построил самолет СС.2, который представлял собой измененный вариант предшествующей модели СС.1, так и не поднявшейся в воздух. Первый полет СС.2 продолжительностью 10 минут состоялся в августе 1940 г над аэродромом Форланини в пригороде Милана. Силовую установку этого самолета разместили внутри фюзеляжа, который имел лобовой воздухозаборник. Одной из ее составляющих был поршневой двигатель воздушного охлаждения Изотта-Фраскини Астро-7С-40, который приводил компрессор воздушно-реактивного двигателя. При этом, в отличие от СС.1, поршневой мотор находился за компрессором, чтобы его тепло можно было использовать для увеличения энергии проходящего через ВРДК воздуха. Пройдя компрессор, сжатый воздух подавался в камеру сгорания, где происходило дальнейшее повышение его температуры. Накопленная таким образом тепловая энергия при истечении воздуха через регулируемое сопло преобразовывалась в кинетическую и создавала необходимый для полета реактивный эффект. Хотя такая схема ВРДК почти исключала потери тепла, связанные с выходом выхлопных газов в окружающий воздух и охлаждением внешним воздушным потоком поршневого мотора, она обладала существенным недостатком Дело в том, что с уменьшением скорости полета у такой силовой установки значительно падала тяга, в то время как у винтомоторной группы было все наоборот. В связи с этим итальянский самолет отличался очень большой длиной разбега. В результате проведенных в ЦИАМ исследований коллективу под руководством К. В. Холщевникова и А.А.Фадеева удалось выбрать более рациональную схему ВРДК. Их силовая установка состояла из поршневого мотора с воздушным винтом изменяемого шага и осевого одноступенчатого компрессора, приводимого во вращение этим же мотором через двухскоростную передачу. Мотор размещался обычным образом, а компрессор находился в туннеле, входная часть которого была выведена в лобовую часть самолета. За компрессором находилась камера сгорания и газовый канал, завершавшийся реактивным соплом с регулируемыми створками. В данной схеме мощность, развиваемая поршневым мотором, передавалась одновременно и воздушному винту, и компрессору. На взлете и в крейсерском полете ее основным потребителем являлся воздушный винт, при этом компрессор вращался на низшей передаче, а топливо в камеру сгорания не подавалось. Для увеличения скорости до максимальной включали высшую передачу привода компрессора, а в камеру сгорания подавали топливо. При этом уменьшение тяги винта с избытком компенсировалось возникающей реактивной тягой По расчетам, полная суммарная эквивалентная мощность силовой установки, получившей название Э-30-20, с учетом реактивных выхлопных патрубков, должна была составить порядка 3000 л.с. Из-за высокого расхода топлива ВРДК планировали использовать лишь как ускоритель, рассчитанный на кратковременное применение в условиях воздушного боя.

В виду неясности, какое из направлений в реактивном двигателестроении наиболее перспективно, конструкторам поручили охватить все реально существовавшие на то время типы реактивных силовых установок - ЖРД, ТРД и ВРДК. В соответствии с полученным заданием коллективу ОКБ-155, возглавляемому А.И.Микояном, необходимо было обеспечить новому истребителю максимальную скорость 810 км/ч на высоте 7000 м с включенным ВРДК в течение 15 мин (при наборе высоты без ВРДК) и 700 км/ч без использования ВРДК. Высоту 5000 м самолет должен был набирать за 5,5 мин без ВРДК и за 4,5 мин с включенным ВРДК. Заданный практический потолок- 11000м, а с применением ВРДК - 12000 м На истребителе требовалось установить одну 23-мм пушку и два 12,7-мм пулемета. Самолет предписывалось построить в двух экземплярах и предъявить на летные испытания соответственно в феврале и марте 1945 г. Для этого ЦИАМ надлежало изготовить и передать ОКБ-155 три комплекта ВРДК с тяговой мощностью 900 л.с. на высоте 7000 м при скорости 800 км/ч, расходом топлива 1200 кг/ч при потребной мощности для работы компрессора 300 л.с Кроме того, ЦАГИ предписывалось разработать рекомендации по прочности, флаттеру и аэродинамике нового самолета, провести продувки в аэродинамической трубе полноразмерного макета, а также модели самолета в трубе Т-106 на режимах натуральных чисел Рейнольдса и Маха в течение месяца после ее предоставления. Надо сказать, что к работе по данной теме в ОКБ-155 приступили еще в январе 1944 г. - в соответствии с тематическим планом НКАП по опытному самолетостроению. 13 апреля 1944 г начальник НИИ ВВС генерал-лейтенант П.А.Лосюков подписал тактико-технические требования к новой машине. В них определялись главные задачи нового истребителя: перехват и уничтожение самолетов противника, а также ведение активного воздушного боя, главным образом на больших высотах во фронтовой зоне и в системе ПВО. Главной задачей конструкторов стал выбор наиболее рациональной компоновки самолета, обеспечивавшей эффективную работу комбинированной силовой установки, а также уменьшение вероятности возникновения пожара. В результате была принята компоновка с водяным радиатором, расположенным в воздушном канале сразу за компрессором для большей равномерности поля скоростей на входе в камеру сгорания. При этом для плавного протекания воздуха по каналу на компрессор спереди и сзади установили обтекаемые коки. За радиатором расположили решетку, которая также спрямляла воздушный поток, закрученный лопатками компрессора. Это уменьшило потери на трение воздуха о стенки канала. Немало внимания уделили и поиску рациональной формы камеры сгорания.

Предназначенный для И-250 мотор ВК-107А отличался от обычного наличием коробки привода компрессора, смонтированной на задней части картера, на которую, в свою очередь, устанавливали центробежный нагнетатель мотора. Забор воздуха к нему производился из канала ВРДК за компрессором, что позволяло поднять высотность ВК-107А почти на 1000 м. Предусматривалось применение винта ВИШ-105СВ. Топливо решили разместить подальше от зоны высоких температур в трех мягких топливных баках: фюзеляжном, расположенном между кабиной пилота и мотором, и двух крыльевых. При выборе габаритов И-250 исходили из условия получения максимальной скорости при минимальной взлетной массе. В конструкции И-250 использовали и многие другие конструктивные решения, отработанные микояновцами ранее на истребителях серии А. Так, киль и стабилизатор для удобства клепки выполнили разъемными по плоскости хорд. Каждую из половин собирали и обшивали отдельно, а далее их просто стягивали между собой болтами. Основные стойки шасси были выполнены по рычажной схеме с качающейся полувилкой и выносным амортизатором. Такая схема позволила вынести колеса вперед без ущерба для работы амортизатора. Кроме того, при обжатии последнего ось колеса уходила вперед, увеличивая противокапотажный угол. Ниши колес имели щитки, автоматически закрывающиеся как в убранном, так и в выпущенном положениях шасси. Убираемый костыль выполнили по схеме, аналогичной примененной на МиГ-3, с той лишь разницей, что колесо с учетом температурных условий сделали металлическим. Вместо заданных ТТТ одной 23-мм пушки и двух 12,7-мм пулеметов истребитель вооружили тремя универсальными 20-мм пушками Ш-20, одна из которых -мотор-пушка МШ-20 - должна была стрелять через полый вал редуктора, а две синхронные СШ-20 расположили симметрично по обеим сторонам мотора. По расчетам, при полетной массе 3500 кг истребитель И-250 с использованием ВРДК должен был развивать максимальную скорость 825 км/ч на высоте 7000 м, а высоту 5000 м набирать за 3,9 минуты. Минимальное время виража с радиусом 253 м должно было составить 19,7 с. Благодаря столь высоким проектным данным и мощному вооружению, перечень тактических задач И-250 расширили, включив в него несение оперативной службы по прикрытию наземных частей с воздуха и воздушные бои на средних высотах. 19 сентября 1944 г. НКАП утвердил эскизный проект новой машины, одновременно с проектом Су-5 разработки ОКБ П.О.Сухого, а вскоре документ одобрило и командование ВВС. Пушки Ш-20 заменили более легкими Б-20. После получения 15 марта и установки летного мотора И-250 №01 передали на заводские испытания Для их проведения приказом НКАП №125 от 28 марта утвердили экипаж в составе: летчика-испытателя А.П.Деева, ведущих инженеров от ОКБ-155 В.Н Сорокина (по самолету) и от ЦИАМ А.И.Комиссарова (по ВРДК), механиков Г.Е.Павлова (ОКБ-155) и А.Д.Григорьева (ЦИАМ), а также моториста М.П.Кондюкова После наземной отработки и устранения выявленных дефектов первый И-250, выкрашенный в цвет белой ночи, подготовили к полету 4 апреля 1945 г. он впервые поднялся в воздух, пилотируемый А.П.Деевым Спустя два дня выполнили второй полет, уже с уборкой шасси, а летчик-испытатель Г.Н Комаров поднял в воздух "собрата" И-250 по силовой установке - истребитель Су-5 (И-107). Таким образом, для обеих машин начался первый этап летных испытаний - пожалуй, самый трудный и непредсказуемый. Уже 8 апреля в третьем полете на И-250 опробовали ВРДК. При этом на пикировании максимальную скорость довели до 710 км/ч по прибору на высоте 5000 м Однако обнаруженная течь маслорадиатора вынудила снять его с самолета и отправить на завод №124 для устранения дефекта. 10 апреля выполнили два полета, но ВРДК не включали В последующие дни детские болезни, сопутствующие первым шагам любой опытной машины, стали нарастать подобно снежному кому Вот выдержки из ежедневных сводок о ходе испытаний, подававшихся в НКАП 11 апреля при выруливании на старт лопнула камера на колесе шасси 14 апреля сделан полет на высоте 6700 м для определения максимальной скорости с включенным ВРДК После четырехминутной работы ВРДК давление масла в компрессоре упало до нуля, из-за чего полет был прекращен. Компрессор с самолета сняли и отправили в ЦИАМ на переборку. 19-23 апреля продолжался монтаж компрессора, отработка ВМГ и устранение дефектов. 24 апреля выполнено два полета. 3 числа в 24-м полете И-250 летчик А.П.Деев на самолете №01 на высоте 6600 м развил максимальную скорость 820 км/ч А на следующий день на высоте 3000 м была достигнута скорость 750 км/ч. Таким образом, установка ВРДК дала прирост скорости почти в 100 км/ч в сравнении с лучшими истребителями того времени. Она оправдала надежды на повышение скорости полета почти до уровня реактивных самолетов. В то же время, по пилотированию, маневренности и взлетно-посадочным данным И-250 обладал свойствами поршневого самолета. Поэтому И-250 представлял интерес как переходный тип для освоения летным составом высоких скоростей, а также как самостоятельный тип фронтового истребителя. В июле 1945 г с целью всесторонней проверки летно-эксплуатационных качеств И-250 было решено построить опытную серию из 10 машин.

Однако 26-й полет для первого экземпляра И-250 стал последним - 5 июля 1945 г. самолет потерпел катастрофу над Центральным аэродромом им М В Фрунзе. В тот день требовалось определить максимальную скорость на малых высотах с включенным ВРДК, но в, полете оторвалась левая половина стабилизатора, и неуправляемый истребитель врезался в землю. Летчик успел покинуть самолет, но малая высота не позволила парашюту раскрыться, и А.П.Деев погиб. Комиссия под председательством профессора А.И.Макаревского, проводившая расследование, пришла к заключению, что причиной катастрофы стала большая перегрузка, возникшая при резком отклонении руля высоты на кабрирование при максимальной скорости на малой высоте. В связи с катастрофой И-250 №01 на втором прототипе, простаивавшем в ожидании возвращения компрессора из ЦИАМ, усилили стабилизатор. 14 августа он вновь вылетел на И-250, чтобы проверить устойчивость самолета с новым вертикальным оперением, но все равно остался недоволен. В связи с этим было решено развернуть киль вправо путем смещения переднего узла крепления. 

 

Окончание Великой Отечественной войны и получение доступа к трофейным немецким турбореактивным двигателям BMW-003 и Jumo-004 позволило советской авиапромышленности совершить качественный скачок в развитии реактивной авиации. В планах работ практически всех ОКБ появились задания на разработку боевых самолетов с трофейными ТРД. В связи с этим уже в июне 1945 г. ОКБ-155 приступило к разработке нового истребителя И-300 с двумя реактивными двигателями BMW-003. Первоначальный оптимизм по поводу И-250 стал угасать, а работы по нему отошли на второй план. К тому времени истребитель Су-5 конструкции П.О.Сухого выполнил 42 полета, из них 11 - с включением ВРДК. Максимальная скорость самолета оказалась ниже расчетной на 18-20%. Полученную в одном из полетов скорость 793 км/ч на высоте 4350 м в дальнейшем так и не удалось подтвердить. С 27 октября 1945 г. полеты на нем были прекращены по причине выработки мотором ВК-107А своего ресурса. Второй экземпляр Су-5 собрали к 1 ноября и передали в ЦАГИ для продувок в аэродинамической трубе Т-101. Проведенные исследования показали, что недобор скорости был вызван, в основном, неудачным выбором формы камеры сгорания и более сильно искривленным воздушным каналом. Вскоре работы над Су-5 прекратили, поскольку И-250 уже показал более высокие летные характеристики.

Несмотря на то, что этап заводских испытаний И-250 официально завершился еще в январе 1946 г., на Госиспытания самолет не передавали по причине неготовности к ним силовой установки Э-30-20, которая не прошла стендовых испытаний Ее работу удалось кое-как отладить и добиться безотказного включения ВРДК на всех высотах, но проблемы в работе маслосистемы остались и требовали устранения. В 1946 г. отработку маслосистемы на втором опытном экземпляре И-250 продолжили. Правда, в первом квартале 1946 г на самолете пришлось дважды менять моторы ВК-107А в связи с появлением стружки в масляном фильтре Причем в обоих случаях для промывки приходилось демонтировать всю маслосистему. С 13 марта самолет вообще простаивал в ожидании нового мотора ВК-107Р с улучшенной системой маслопитания и осевого компрессора с усовершенствованными лопатками. Лишь 23 мая на И-250 №02 выполнили контрольный полет до высоты 5000 м продолжительностью 28 мин для проверки работы силовой установки Все агрегаты работали удовлетворительно, за исключением маслорадиатора. Последний вновь продемонстрировал повышенное гидросопротивление. В связи с этим на машину установили радиатор из числа изготовленных для истребителей опытной серии. Однако в полете 25 мая до высоты 7000 м выяснилось, что и он имеет повышенное сопротивление, причем еще большее, чем опытный. И хотя спустя три дня получасовой полет с включением ВРДК показал, что последний работает удовлетворительно, полеты прекратили до поступления нового маслорадиатора, заказанного ОКБ-124 по техусловиям ОКБ-155. К 10 июня изготовили три новых радиатора, но они отличались по конфигурации от предыдущих, в связи с чем пришлось дорабатывать переднюю часть капота И-250 Это, естественно, вновь затянуло подготовку самолета к полетам.

На предстоящем 7 ноября 1946 г воздушном параде руководство страны решило продемонстрировать всю мощь советских ВВС, в том числе и новинки истребительной авиации - реактивные МиГ-9, Як-15, Ла-150 и самолете комбинированной силовой установкой И-250. К полетам на И-250 привлекли экипажи 176-го гвардейского Проскуровского орденов Суворова и Александра Невского истребительного авиаполка 324-й истребительной авиадивизии ПВО, дислоцированного в Теплом Стане. Летчики и техники приступили к работе 13 сентября, как того требовал приказ главкома. 23 сентября главком ВВС маршал авиации К.А.Вершинин направил письмо М.В.Хруничеву, где сообщал об отсутствии матчасти. Он просил выделить к 24 сентября хотя бы по одному самолету каждого типа с необходимым запасом моторесурса и по 10 запасных двигателей. Министр не заставил долго ждать ответа. В письме от 28 сентября он сообщил, что летчиков уже знакомили с реактивными машинами на аэродроме ЛИИ. Однако выделить самолеты для тренировок МАП пока не в состоянии, поскольку располагает лишь единичными экземплярами с ограниченным ресурсом Поэтому летную подготовку предлагалось начать 10 октября, когда поступят первые самолеты опытных и головных серий. Однако свои успехи в освоении И-250 летчикам 176-го полка так и не посчастливилось продемонстрировать мировой общественности, впрочем, как и летчикам, освоившим МиГ-9, Як-15 и Ла-150. Воздушный парад 7 ноября 1946 г не состоялся из-за плохой погоды. Надо сказать, что И-250 заслужил у строевых летчиков далеко не лучшие отзывы. Командир группы п-к П.Ф.Чупиков отмечал, что в роли перехватчика И-250 использоваться не может ввиду значительной взлетной массы (3680 кг) и недостаточной мощности поршневого мотора (1650 л.с., из которых на вращение компрессора уходило около 300 л.с.), так как при полетах в основном на одном двигателе ВК-107Р, скорость машины была недостаточна. К тому же, вследствие большой реакции ВМГ самолет во время разбега и взлета продолжало тянуть вправо. При этом отклонения руля направления до отказа влево было недостаточно, и для удержания самолета на ВПП приходилось применять тормоза, что было весьма непривычно. В связи с этим от летчиков требовалось повышенное внимание при взлете и, естественно, умение грамотно пользоваться тормозами. Посадка же выполнялась без особых проблем - на планировании с выпущенными щитками машина шла со скоростью 260 км/ч вполне устойчиво. Реакция ВМГ давала о себе знать и в полете - при даче или уборке газа самолет водил носом в ту или другую сторону. Отмечалась недостаточная эффективность триммеров на вертикальном и горизонтальном оперении, особенно в диапазоне скоростей от 300 до 400 км/ч. Применение ВРДК хоть и прибавляло 100-120 км/ч, что делало итоговую скорость вполне приемлемой, но все же было кратковременным. При этом момент включения ускорителя сопровождался клевком самолета, а выключения -сильным кабрированием. Были претензии к размещению приборов, контролирующих работу ВМГ, в кабине пилота, нарекания вызвал не совсем удобный фонарь, выпуклый козырек которого вносил искажения, особенно ощутимые на посадке. Отсутствие возможности регулировки сиденья по росту летчика вызывало только сожаление. И все же опыт, полученный в процессе подготовки к параду, позволил сделать предварительные выводы относительно наиболее вероятных боевых свойств новых самолетов. Свои соображения по этому поводу 29 ноября 1946 г. министр Вооруженных Сил Н.А Булганин, М В Хруничев и К А.Вершинин направили лично И.В.Сталину для рассмотрения и принятия окончательного решения. Наиболее приемлемыми для ВВС они сочли истребители МиГ-9 и Як-15. Первый в большой степени отвечал боевым требованиям, особенно по мощи вооружения, скорости, дальности и продолжительности полета. Второй был наиболее простым в эксплуатации, пилотировании и освоении летным составом. Естественно, отмечались и недостатки этих самолетов. Одним словом, практически все, что у МиГ-9 было в плюсах, у Як-15 - в минусах, и наоборот. Но если в этом разборе полетов названные истребители вызвали хоть какое-то удовлетворение, то Ла-150 и И-250 досталось на всю катушку. В отношении Ла-150 отмечалось, что по своим летно-техническим данным самолет перспективы не имеет, хотя бы по продолжительности полета, равной всего 26 мин, в общем, ни одного плюса, одни минусы, воплотившие все недостатки МиГ-9 и Як-15, вместе взятые. К И-250 тоже были одни претензии Особенно к неустойчивости на взлете и сложности освоения летным составом. К тому же, Государственных испытаний И-250 еще не проходил, а силовая установка хоть и предъявлялась на них, но была вновь забракована ввиду большого количества дефектов Но самое главное - самолет по своей схеме и данным уже устарел и потерял всякую актуальность. 

 

Это было 29 ноября 1946 г. Уже на горизонте «маячили» английские Нины и Дервенты. В январе 1947 г. в ОКБ-155 начали работы над истребителем И-310 - будущим МиГ-15, который не оставлял И-250 с его комбинированной силовой установкой никаких шансов. Вскоре и Совет Министров СССР своим Постановлением 493-192 от 11 марта 1947 г. утвердил план опытного самолетостроения на 1947 г., в соответствии с которым ОКБ-155 официально поручали разработку фронтового истребителя с турбореактивным двигателем Нин. Истребители же И-225 и И-250 были признаны потерявшими актуальность, и все работы по ним надлежало прекратить, а затраты списать. Но работы над многострадальным И-250 все же продолжались Самолету еще предстояло узнать, что такое Государственные испытания. В соответствии с распоряжением П.В Дементьева Н-33/5699 от 4 декабря 1946 г. два И-250 начали готовить к проведению Госиспытаний. Кроме того, производственную оснастку на него и задел деталей, составлявший на 1 января 8,86 условной машины, не списывали в утиль. Было дано указание об их консервации до особого распоряжения, а всю техдокументацию предписывалось хранить в цеховых архивах. 

 

Без завершения Госиспытаний силовой установки Э-30-20 о передаче на таковые истребителя И-250 можно было и не думать. Однако лишь в мае 1947 г силовая установка Э-30-20 прошла этот важнейший этап. К тому времени по описанным выше причинам ВВС от И-250 уже отказались, в связи с чем была предпринята попытка использования его в Авиации ВМФ в качестве истребителя сопровождения торпедоносцев. Поэтому на Госиспытания самолет предъявили в НИИ Авиации ВМФ, передав туда 19 сентября 1947 г. серийный И-250 №3810102. На нем увеличили запас топлива с 580 до 798 л за счет установки фюзеляжного бака большей емкости (393 л) и дополнительных крыльевых баков. Запас масла также увеличили до 78,5 л. В связи с этим взлетная масса истребителя возросла на 190 кг, составив 3931 кг. Поэтому перед передачей военным морякам самолет в июле прошел заводские контрольные испытания, налетав 4 часа. Истребитель И-250 так и не сдал свой главный экзамен, так как вследствие множества дефектов и конструктивных недостатков 3 апреля 1948 г. он был официально снят с Государственных испытаний. Таким образом, истребителю И-250 путь в строевые части был закрыт. Опыт, накопленный при его проектировании, постройке, испытаниях и эксплуатации, послужил необходимой базой для создания самолетов с ТРД. К моменту снятия истребителя И-250 с Государственных испытаний уже вовсю испытывали МиГ-15, который в мае 1948 г. запустили в серийное производство, а вскоре он получил и мировое признание. Документов, подтверждающих передачу истребителей И-250 опытной серии в строевые части Авиации ВМФ, до сего дня не обнаружено. Думается, что такого не было вовсе, по крайней мере, это косвенно подтверждают другие документы. Вспомним, что силовая установка Э-30-20 имела всего 35-часовой ресурс, да к тому же отличалась большим букетом недостатков. Также вспомним о сложности эксплуатации ее и самолета в целом Поэтому говорить об отсутствии проблем с самолетами опытной серии в Авиации ВМФ не приходится. Если бы они находились в строевых частях, то в статье расходов заводов-изготовителей самолета и силовой установки были бы записи о поставках в ВМФ новых двигателей и компрессоров, запчастей и агрегатов для замены выбывших из строя, оказании помощи морякам в освоении и ремонте матчасти. Однако таковые в годовых отчетах заводов 155, 381, 26 и 466 отсутствуют. Кроме того, на заводе 466, по крайней мере, до 1949 г находились так и невостребованные четыре силовые установки Э-30-20 Также нет и переписки ВМФ с МАП по этим вопросам. Поэтому, если самолеты И-250 и попали в Авиацию ВМФ, то лишь в учебные части в качестве наглядных пособий. Также не обнаружено каких-либо документов, в которых истребитель именовали бы МиГ-13. На протяжении всей своей короткой биографии он в приказах, отчетах, сводках, планах, актах и т.п. проходил как изделие Н, И-250, МиГ с ВРД и мотором ВК-107Р или МиГ с ВК-107Р и ВРДК ЦИАМ, или в виде других вариаций на эту же тему, включая МиГ-3 с ВРД.

Краткое техническое описание истребителя И-250 опытной серии. И-250 представлял собой одноместный скоростной истребитель цельнометаллической конструкции. По схеме - моноплан с низкорасположенным крылом и убирающимся шасси. Фюзеляж конструктивно состоял из передней фермы, средней и хвостовой частей Передняя ферма - сварной конструкции из хромансилевых труб. На ней размещался мотор, а также узлы крепления пушек, патронные коробки и другие агрегаты вооружения. Средняя часть фюзеляжа клепаной конструкции состояла из набора штампованных шпангоутов с местными усилениями, четырех лонжеронов из листовой стали, переходящих в дюралевые профили, стрингеров, пола пилотской кабины и дюралевой обшивки. Непосредственно под полом проходил воздушный канал, входивший в силовую конструкцию фюзеляжа. Средняя часть фюзеляжа заканчивалась стальным шпангоутом, к которому крепилась камера сгорания ВРДК и хвостовая часть фюзеляжа. Фонарь кабины пилота - со сдвигающейся назад центральной секцией и остеклением из плексигласа толщиной 6 мм. Хвостовая часть фюзеляжа монококовой конструкции состояла из набора штампованных дюралевых шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и дюралевой обшивки. Она заканчивалась стальным сварным шпангоутом, на котором крепили сопловую раму камеры сгорания ВРДК. Крыло - однолонжеронное, трапециевидной формы с местным расширением хорд у бортов фюзеляжа для увеличения строительной высоты при малой относительной толщине. В корне крыла применен профиль ЦАГИ 1А10, на конце - 1В10. Угол поперечного V - 7°. Конструктивно крыло состояло из главного лонжерона, переднего и заднего усиленных стрингеров, нервюр и стрингеров. Главный лонжерон представлял собой двутавровую клепаную балку со стальными поясами из катаных профилей и стенки с дюралевыми стойками. Усиленные стрингеры -из листового дюраля и прессованных профилей. Нервюры - штампованные из листового дюраля, за исключением нервюры, к которой крепилось шасси, - это была стальная клепаная балка Обшивка дюралевая. Механизация крыла состояла из элеронов типа Фрайз и щелевого закрылка типа ЦАГИ. Для увеличения подъемной силы при посадке к закрылкам у бортов фюзеляжа были присоединены небольшие щитки типа Шренк. Элероны и закрылки цельнометаллической конструкции с каркасом из дюраля и обшивкой из магниевых сплавов. Управление закрылками пневматическое, углы отклонения' 15' на взлете и 55' на посадке. Хвостовое оперение включало вертикальный киль и горизонтальный стабилизатор, оба симметричного профиля NACA-0009. Рули высоты и направления имели 16% осевую аэродинамическую, а также весовую компенсацию и триммеры. Силовой набор оперения дюралевый, обшивка из магниевых сплавов. Шасси с хвостовой опорой. Амортизация воздушно-масляная. Внутренний объем стоек шасси использовали как баллоны сжатого воздуха для аварийной сети. Размер основных тормозных колес 650x200 мм, хвостового металлического ролика - 170x100 мм Стояночный угол - 12° Колея шасси - 2,157 м. При уборке основные опоры шасси входили в колодцы между лонжероном и передним стрингером и, частично, в фюзеляж. Основные опоры шасси, а также щитки, помимо электрических указателей положения, имели дублирующие механические. Хвостовой ролик ориентировался на 78° в каждую сторону и был снабжен стопором, фиксировавшим его в полете. Силовая установка Э-30-20 состояла из мотора ВК-107Р и воздушно-реактивного двигателя с компрессором. Максимальная суммарная мощность мотора и ВРДК составляла 2560 л.с. Воздушный винт -трехлопастный АВ-ЮП-60 диаметром 3,1 м. Продолжительность непрерывной работы ВРДК составляла не более 10 мин, причем только на боевом режиме мотора. Расход бензина при этом составлял 1200 кг/ч, а удельный расход топлива на 1 кг тяги в час составлял 1,76 кг. Управление работой ВРДК осуществляли двумя ручками на левом пульте. Его можно было включать на любых высотах и режимах полета, за исключением режима набора высоты. Запуск выполняли путем подачи топлива в блок форсуночных камер при одновременном включении бензонасоса и зажигания. Подвод воздуха к компрессору ВРДК производился через входной канал, выведенный в переднюю часть фюзеляжа. Компрессор имел две скорости вращения. Привод его осуществлялся с помощью трансмиссии, соединявшей его с мотором. Переключение скоростей выполнялось автоматом переключения Э-67ВП, что позволяло несколько разгрузить пилота и предотвратить возможные ошибки. Камера сгорания ВРДК была выполнена в виде сварного кожуха из нержавеющей стали толщиной 1 мм. Форму камеры выбирали таким образом, чтобы наиболее полно использовать внутренний объем фюзеляжа, вследствие чего ее ось при виде сбоку имеет криволинейную форму. Топливо разместили в трех мягких топливных баках общей емкостью 570 л. Два крыльевых вмещали по 90 л, а один фюзеляжный -390 л. Ввиду того, что питание мотора шло из фюзеляжного бака, а крыльевые находились ниже, то подача бензина в него происходила под давлением, которое обеспечивал воздух, отбираемый из воздушного патрубка мотора за приводом центробежного нагнетателя. После выработки бензина из крыльевых баков воздух поступал в фюзеляжный бак, благодаря чему повышалась высотность бензосистемы. В магистрали питания ВРДК была предусмотрена шунтовая линия с выводом в кабину пилота, которая давала возможность регулировать в полете давление топлива, подводимого к форсункам. Кроме того, в случае невыключения бензопомпы можно было прекратить доступ топлива к форсункам полным открытием шунтового крана. Емкость масляного бака - 62 л (заливалось 48 л). Емкость системы охлаждения - 79 л. Пневмосистема состояла из основной и аварийной. Основная система обеспечивала управление следующими агрегатами: шасси, закрылками, фюзеляжными щитками основных опор шасси и щитком хвостовой опоры, тормозами, створками сопла и запуском мотора. Для этого на самолете устанавливались два баллона объемом по 7 литров. В случае отказа основной пневмосистемы (при падении давления ниже 20 атмосфер) выпуск шасси производился от аварийной сети с запасом воздуха 6 литров. Основные и аварийные баллоны заряжали сжатым воздухом до 50 атмосфер от аэродромного источника через зарядный штуцер, расположенный на левом борту самолета. Рабочее давление а сети - 35 атмосфер. Наличие на моторе воздушного компрессора обеспечивало подкачку основных баллонов при открытом кране сети, а аварийных - автоматически. Оборудование. Приборное оборудование состояло из 16 приборов, причем аэронавигационный комплект был установлен на откидной части приборной доски. Источниками электроэнергии являлись генератор ГС-15-500 и аккумулятор 12А5. За спиной пилота на шпангоуте №9 находилась радиостанция, в комплект которой входили приемник РСИ-6МУ и передатчик РСИ-ЗМ1. Антенна - жесткая однолучевая длиной 2,52 м. Мачту высотой 0,5 м крепили на правой стороне козырька кабины. На борту имелся сигнальный пистолет ОПШ. На левой стороне шпангоута №8 устанавливали кислородный прибор легочного типа КП-14. Кислородный баллон объемом 4 литра находился за кабиной пилота с левой стороны у шпангоута №12. Доступ к баллону осуществлялся через откидной люк в задней части фонаря. Бронирование включало бронеспинку и прозрачные бронестекла спереди и сзади пилота. Вооружение состояло из трех 20-мм пушек Б-20 и прицела ПБП-1А. Одна пушка стреляла через полый вал редуктора, две синхронные разместили по бокам носовой части фюзеляжа. Управление стрельбой и перезарядка -электропневматические. Боезапас составлял по 100 патронов на каждую пушку. Патронные ящики располагали в верхней части переднего отсека фюзеляжа. Стреляные звенья по рукавам выбрасывались наружу через отверстия в нижней плоскости центроплана. Гильзы мотор-пушки отводились в сборник, расположенный слева от пушки. Гильзы синхронных пушек через патрубки выбрасывались наружу в районе зализов верхней поверхности центроплана.

Размах крыла, м 9.50
Длина самолета, м 8.19
Высота, м 2.81
Площадь крыла, кв.м 15.00
Масса, кг
пустого самолета 2797
максимальная взлетная 3680
топлива 440
Тип двигателя 1 ПД Климов ВК-107Р+ ВДРК(1)
Сумарная мощность, л.с. 1 х 2560
Максимальная скорость, км/ч
у земли 680
на высоте 820
Практическая дальность, км 790
Практический потолок, м 11900
Экипаж, чел. 1
Вооружение : три 20-мм пушек Б-20 (по 100 патронов на пушку)

 

http://www.airwar.ru/