Е. Арсеньев: Истребитель МиГ-15

В документе под названием «Тактико-технические требования к фронтовому истребителю с ТРД «Нин» с герметичной кабиной конструкции т.т. Микояна и Гуревича», утвержденным Вершининым и полученным ОКБ-155, назначение будущего самолета определялось так:

«Самолет предназначен для выполнения следующих боевых задач:

— ведение активного воздушного боя с истребителями и бомбардировщиками противника;

— отражение налетов авиации противника;

— действия по наземным целям;

— выполнение задач разведки и контроля боевых действий».

Руководство проектными и конструкторскими работами по созданию МиГ-15, которые начались еще в январе 1947 г., было возложено на Заместителя Главного конструктора А.Г. Брунова и инженера А.А. Андреева. Кроме того, в предварительных исследованиях, связанных с выбором аэродинамической компоновки нового истребителя, принимали активное участие многие специалисты ЦАГИ, в том числе А.С. Христианович, Я.М. Серебрийский, Г.П. Свищев, В.В. Струминский и П.М. Красильщиков. ОКБ устанавливался довольно жесткий срок для выполнения работ, в декабре первый экземпляр должен быть сдан на государственные испытания. Однако в связи с большим объемом конструктивных доработок пушечного вооружения на самолете МиГ-9, в том числе и для серии, а также подготовкой МиГ-9 к парадам, работы по теме шли с отставанием от утвержденного графика.

Катапультное кресло для спасения летчика в аварийных ситуациях.

Здесь следует отметить еще одну проблему, связанную с ростом скорости полета самолета, которую пришлось решать в процессе разработки нового истребителя — появление дополнительного, так называемого волнового сопротивления, возникающего вследствие влияния сжимаемости воздуха. Если при полете на малых числах Маха сжатие воздушного потока, обтекающего самолет, незначительно и практически не влияет на аэродинамические характеристики самолета, то на больших числах М связь между сжимаемостью воздуха и аэродинамическими характеристиками становится ярко выраженной и, начиная с некоторого значения, называемого критическим числом Маха, сопротивление начинает резко возрастать, и для дальнейшего увеличения скорости требуются все возрастающие значения тяги двигателя. Это явление получило название «волнового кризиса».

Наибольшую долю сопротивления самолета создает крыло. Самым эффективным средством, позволяющим уменьшить влияние сжимаемости воздуха на изменение аэродинамических характеристик крыла, является применение тонких симметричных профилей и придание ему стреловидной в плане формы. Эти меры направлены на повышение критических чисел М, что сдвигает волновой кризис на большие скорости и уменьшает величину волнового сопротивления. В результате крыло МиГ-15 стало стреловидным (35° по линии 1/4 хорд) и получило профиль ЦАГИ С-10с (9035М) с относительной толщиной 10% (по потоку) в корневой части.

Придание крылу стреловидности повлекло за собой возникновение на больших углах атаки концевого срыва и связанного с ним кабрирующего момента, который, ухудшая продольную устойчивость самолета, является весьма нежелательным. Для устранения концевого срыва по верхней поверхности консолей были установлены аэродинамические гребни, предназначенные для предотвращения перетекания воздушного потока в пограничном слое вдоль размаха крыла. Трубные испытания, проведенные в ЦАГИ, показали, что такое перетекание способствует утолщению пограничного слоя к концевым сечениям, обуславливая тем самым преждевременный концевой срыв потока. Использование же аэродинамических перегородок, не только препятствует появлению преждевременного срыва, но и препятствует его распространению вдоль размаха, делая не таким резким. Сужение крыла, как и стреловидность, так же увеличивает аэродинамическую нагрузку на конце крыла и способствует появлению концевого срыва. Поэтому в концевых сечениях крыла были установлены более несущие профили ЦАГИ Ср-3 и максимально уменьшено сужение крыла, на МиГ-15 его довели до 1,61.

Другими мероприятиями по уменьшению влияния сжимаемости воздуха, предпринятыми конструкторами при создании МиГ-15, были придание оперению большей, чем у крыла стреловидности (стабилизатор 40°, киль 54°50') и применение профилей меньшей относительной толщины. Волновое сопротивление фюзеляжа было значительно уменьшено использованием удлинительной трубы двигателя и отказом от реданной схемы размещения силовой установки, что позволило придать фюзеляжу сигарообразную форму и повысить его критическое число М.