МиГ-8

Материал из AviaWiki
Перейти к: навигация, поиск
МиГ-8

Самолёт МиГ-8 был разработан в ОКБ-155 в инициативном порядке. В пояснительной записке к проекту Микоян писал: "Самолёт типа "утка" запроектирован и построен нами как экспериментальный с целью проверки устойчивости и управляемости машин данной схемы в воздухе и проверки работы крыла с большой стреловидностью. На самолёте установлен толкающий винт, что дает возможность проверить управляемость самолёта на малых скоростях, при отсутствии обдувки винтом. Это представляет интерес для самолётов с чисто реактивными двигателями".

Это был первый самолёт такой схемы, построенный в СССР. Схема "утка" имеет ряд достоинств: при полетах самолётов такого типа на больших углах атаки срыв потока у горизонтального оперения автоматически выводит машину на малые углы атаки, что уменьшает опасность самопроизвольного перехода самолёта в закритическую область и срыва в штопор. Кроме того, горизонтальное оперение создает подъёмную силу в отличие от самолётов нормальной схемы. Основными недостатками является дестабилизирующее влияние носовой части фюзеляжа при малом плече вертикального оперения до центра тяжести самолета, что снижает путевую устойчивость и более узкий предел допустимой центровки по сравнению с самолетами нормальной схемы, что значительно усложняет компоновку машины. Работы над машиной начались в феврале 1945 года, в работе принимали участие Н.И.Андрианов, Н.З.Матюк, А.А.Чумаченко и др. После продувок планера в ЦАГИ по его рекомендации были установлены фиксированные предкрылки.

Первый полёт самолёта МиГ-8 состоялся 13 августа 1945 года (лётчик-испытатель ОКБ А.И.Жуков). Испытания проводились в период с 28 августа по 11 сентября 1945 года, полеты выполняли лётчики-испытатели А.И.Жуков и А.И.Гринчик (ЛИИ). Испытания показали, что самолёт обладает удовлетворительной продольной, хорошей путевой и излишней поперечной устойчивостью. Для приведения в соответствие путевой и поперечной устойчивости крылу придали обратное поперечное V в 1градус, а килевые шайбы развернули на 10 градусов верхними концами внутрь крыла.

По рекомендациям специалистов ЛИИ после первого этапа испытаний килевые шайбы были переставлены на середину крыла, рули направления были оборудованы компенсаторами, на руле высоты был установлен триммер, на передней стойке установлено колесо размером 500х150.

После первого полета доработанного самолёта 21 февраля 1946 года выяснилось, что температура масла недостаточна из-за отсутствия обтекателей цилиндров. На цилиндры снова установили обтекатели, но во втором полете (28 февраля 1946 года) выяснилось, что температура масла превышает допустимую. Самолёт отправили на доработку, в ходе которой улучшили обдув цилиндров.

После доработки и отладки температурного режима ВМГ, самолёт перегнали в ЛИИ для продолжения испытаний. В процессе испытаний самолёт снова подвергли доработке - были сняты предкрылки, а затем установлены отогнутые вниз законцовки крыла. Испытания закончились в мае 1946 года показав хорошие лётные, пилотажные и эксплуатационные качества. В частности, Гринчик выяснил интересную особенность: самолёт очень неохотно входил в штопор и при отпущенной ручке управления сразу же выходил из него ("словно пробка из воды" – по словам испытателя). По окончании программы лётных испытаний самолёт несколько лет использовался в качестве связного и транспортного самолёта ОКБ. Эксплуатация подтвердила хорошие лётные качества и простоту обслуживания машины, все эти характеристики были на уровне широко известного самолёта По-2. За все время эксплуатации самолёта не было ни одной аварии или предпосылки к лётному происшествию.

Основные технические характеристики самолёта МиГ-8

Характеристика Данные
Длина самолёта, м 6,8
Размах крыла, м 9,5
Высота самолёта, м 2,475
Площадь крыла, кв.м 15
Площадь горизонтального оперения, кв.м 2,75
Площадь вертикального оперения, кв.м 3
Диаметр винта, м 2,35
Максимальная скорость полета, км/ч 215
Скорость отрыва, км/ч 103
Посадочная скорость, км/ч 92
Длина разбега, м 238
Практическая дальность полета, км 500
Масса пустого самолёта, кг 746
Запас топлива, кг 140
Полетный вес, кг 1150

Мотор воздушного охлаждения М-11Ф, мощность - 110 л.с. с двухлопастным деревянным толкающим винтом постоянного шага, угол установки лопастей - 24 гр.