В начале 1949 г. прошел госиспытания двигатель ВК-1, дальнейшее развитие РД-45Ф, имевший при практически тех же габаритах и массе почти на 20% большую тягу, что позволяло без
особых проблем установить его на самолеты, оснащенные РД-45Ф, тем самым значительно улучшив их летные характеристики. 14 мая 1949 г. Совет Министров СССР выпустил постановление No.1887-697 о запуске в серию двигателя ВК-1 со 100-часовым ресурсом. Это сразу же разделило реактивные фронтовые истребители второго поколения на "перспективные" и
"неперспективные". В число первых попал МиГ-15, ко вторым отнесли Ла-15, оснащенный не получившим дальнейшего развития РД-500. Кроме того, в то время самолетный парк наших ВВС был
весьма "разношерстным", включая множество типов как поршневых, так и реактивных машин, что вызывало большие трудности в материально-техническом снабжении ВВС. Возникла заманчивая
концепция "единого истребителя", сулившая значительную экономическую выгоду. Она перекликалась с концепцией "единого фронтового бомбардировщика", т.к. ВК-1 планировалось установить
и на Ил-28. В результате, 14 мая 1949 года постановлением Совета Министров No.1839-699 было принято решение о серийном производстве только МиГ-15. Заводы, строившие Ла-15 и Як-23,
должны были свернуть их производство и с июня 1950 г. полностью перейти на выпуск МиГов с ВК-1. Кроме того, уже 17 мая Правительство своим постановлением No.1903-708 обязало Главного
конструктора В.Я. Климова провести в течение года работы по увеличению ресурса двигателя ВК-1 до 250 ч, считая первым этапом повышение ресурса в 1949 году до 200 ч. Впоследствии
после проведения испытаний двигатель под обозначением ВК-1А выпускался первоначально с 150-часовым, а с 6 серии - с 200-часовым ресурсом.
В соответствии с вышеназванным постановлением No.1889-699, а также приказом МАП No.386 от 20 мая 1949 г. ОКБ-155 была проведена работа по модификации серийного истребителя МиГ-15 под
двигатель ВК-1. Самолет должен был быть предъявлен на государственные испытания 1 июля 1949 г. Однако, в связи с задержкой получения серийного МиГ-15 No.105015, переоборудование его
закончилось только в конце июля, а на госиспытания самолет предъявили 13 сентября.
Помимо установки двигателя ВК-1 вместо РД-45Ф, что повлекло изменения в хвостовой части фюзеляжа, так как ВК-1 имел удлинительную трубу и реактивный насадок большего диаметра, чем
у РД-45Ф, на самолете был установлен гидроусилитель БУ-1 для уменьшения усилий на ручке управления элеронов, увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты до 22%, носки руля
высоты и руля направления утолщены. Установка ВК-1 повлекла за собой также уменьшение высоты 2-го топливного бака, что привело к потере 60 л топлива, и изменение расположения
некоторых лючков подхода к двигателю и оборудованию.
Носовая часть фюзеляжа также претерпела небольшие изменения, вызванные установкой пушек НР-23, стволы которых были смещены ближе к оси самолета, что позволило несколько улучшить
параметры рассеивания при стрельбе. Установленные на МиГе пушки НР-23 все еще не были доработаны, но Главный конструктор А.И. Микоян в своем письме от 19 сентября на имя Начальника
ГК НИИ ВВС обязался предъявить доведенное пушечное вооружение после испытания самолета.
Крыло отличалось от серийного только местом крепления элеронов - их площадь немного увеличили, сдвинув при этом вперед ось вращения. На самолете также была изменена форма и
увеличена площадь тормозных щитков до 0,5 м2, а их ось вращения установили под углом 22° к вертикали для уменьшения кабрирующего момента при их открытии. Кроме того, прочность
самолета была приведена в соответствие "Нормам прочности самолетов 1947 г.".
В ГК НИИ ВВС будущий МиГ-15бис, получивший заводское обозначение СД и первоначально именовавшийся МиГ-17, поступил через 6 дней после предъявления, но из-за наличия помпажа на
боевом режиме (на высотах более 8000 м) и "зуда" (высокочастотной тряски) двигателя начавшиеся было испытания вскоре пришлось прекратить. Самолет возвратили ОКБ для устранения
выявленных недостатков.
На самолет был установлен новый двигатель ВК-1 No.94-29 и после выполнения совместной с ЛИИ специальной программы испытаний двигателя 21 октября СД вторично предъявили в ГК НИИ ВВС.
Несмотря на то, что дефекты двигателя полностью устранены не были, распоряжением Главного инженера ВВС машину приняли на государственные испытания. Однако полностью выполнить
программу испытаний не удалось, двигатель по-прежнему преследовали "зуд" и помпаж, и 15 января 1950 г. после выполнения 38 полетов Заместитель Главкома ВВС по опытному
строительству, заказам и военной приемке приказал прекратить испытания.
По договоренности Главного конструктора с Главкомом ВВС на самолете 28 января установили третий по счету двигатель - ВК-1 No.В-94-104, имеющий ряд конструктивных изменений,
направленных на устранение помпажа. 3 февраля начались повторные госиспытания, в процессе которых установили уже доработанное вооружение, а его проверку включили в общую программу
испытаний самолета. Но 15 марта испытания пришлось снова прекратить, выполнив всего 16 полетов. Причина все та же - "зуд" и помпаж как и у ранее снятого двигателя. За это время
военные успели провести только проверку работы двигателя и отстрел вооружения.
В соответствии с распоряжением Главкома ВВС на машину установили новый двигатель ВК-1 No.Ф-0143, четвертый с начала испытаний. Полеты возобновились 18 марта и до успешного окончания
испытаний самолет поднимался в воздух еще 35 раз, несмотря на то, что и этот движок продолжал, хотя и менее выражено, "зудеть" и пом пировать.
Испытания показали, что по сравнению с серийными МиГ-15 с РД-45Ф установка нового двигателя и выполненный комплекс доработок привели к значительному улучшению практически всех
характеристик. Летные данные существенно возросли, за исключением дальности, которая уменьшилась на 180 км ввиду уменьшения запаса топлива и увеличения удельных расходов топлива
двигателем ВК-1. Максимальная скорость, которую достиг самолет с двигателем ВК-1 No.94-29, составила 1076 км/ч. Управляемость самолетом улучшилась по всем трем осям. Усилия на РУС от
элеронов пришли в соответствие с требованиями ВВС, усилия от рулей высоты и направления также значительно снизились, и, хотя несколько превышали норму, по оценкам летчиков стали
удовлетворительными. Также удовлетворительным стало изменение усилий на РУС при открытии тормозных щитков. Вместе с тем, эффективность элеронов, несмотря на увеличение их площади,
изменилась мало и по-прежнему была ниже требуемой более чем в полтора раза. Остались не устраненными "валежка" и обратная реакция по крену, которые с увеличением максимальной
скорости полета стали еще более выражены по сравнению с первыми проявлениями на МиГ-15 с РД-45Ф.
Особое недовольство военных вызвала система регулирования ВК-1, не позволявшая нормально эксплуатировать самолет на высотах более 6000 м. Она не обеспечивала постоянство оборотов
турбины при неизменном положении РУДа и изменении высоты и скорости; не поддерживала минимально допустимый режим работы двигателя при его дросселировании; не допускала необходимую
в воздушном бою энергичную работу РУДом без опасности появления помпажа, "заброса" оборотов и температуры за турбиной, влекущих за собой самопроизвольную остановку двигателя.
Главному конструктору ВК-1 В.Я. Климову было рекомендовано отработать автомат приемистости для исключения возможности самопроизвольной остановки двигателя на всех скоростях и
высотах полета. Кроме того, Главному конструктору А.И. Микояну предписывалось установить на МиГе систему автономного запуска двигателя для исключения зависимости самолета от
аэродромных пусковых агрегатов.
Новое вооружение принципиальных недостатков не имело, рассеивание снарядов пушек НР-23 укладывалось в нормы ТУВС-46, правда при воздушной стрельбе с выпущенными воздушными
тормозами звенья и гильзы били их обшивку. Увеличение темпа стрельбы 23-мм пушек при том же боекомплекте привело к уменьшению времени ведения огня с 9 до 6 секунд, и военные
высказали пожелание удвоить боекомплект. Залповая и раздельная по калибрам стрельба в воздухе на всех высотах и скоростях полета не оказывала влияния на работу силовой установки.
Однако при стрельбе остатки пыжей в больших количествах попадали во всасывающие каналы двигателя и оседали, в основном, на сетке заднего воздушного заборника компрессора, правда
без нежелательных последствий.
Перечень недостатков был достаточно объемным, но достоинств у нового самолета имелось значительно больше и в заключении акта по результатам госиспытаний было отмечено: "Опытный
фронтовой истребитель с двигателем ВК-1 ... построенный ... на базе серийного самолета МИГ-15, государственные испытания прошел удовлетворительно и рекомендуется для принятия на
вооружение и серийную постройку". Далее высказывались требования устранить вновь обнаруженные, а также существовавшие ранее и до сих пор не устраненные дефекты, доработки внедрить
в серийное производство и предъявить МиГ-15 с ВК-1 как эталон на 1951 г. на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС к 1 июля 1950 г. Акт по результатам госиспытаний был утвержден 10
июня 1950 г. постановлением Совета Министров No. 2475-975, этим же постановлением самолет запустили в серию, заменяя на конвейере МиГ-15 с РД-45Ф.
Несмотря на то, что "бисы" были официально запущены в серию летом 1950 г., их совершенствование началось еще зимой, так как подготовка серийного производства на заводах МАП уже шла
полным ходом с июля 1949 г.
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 утлы 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.
По причине кренения самолетов МиГ-15бис на максимальных скоростях, выявившегося в июле 1950 г., завод No.1 в этом месяце не выполнил программу производства. Самолеты были облетаны,
но не оформлялись ВВС под оплату до августа-сентября, когда состоялось решение Правительства об ограничении максимальной скорости МиГ-15бис. Приказом Главкома ВВС от 11 сентября
1950 г. до устранения "валежки" Главным конструктором максимальную скорость МиГ-15бис на высотах до 2500 м ограничили 1040 км/ч. До внедрения в серию крыльев с увеличенной
жесткостью разрешалось устранять "валежку" отгибом регулировочных "ножей" на задней кромке крыла. При этом парировать крен позволялось отклонением РУС не более чем на 1/3 хода.
"Валежке" самолетов не сразу удалось найти правильное объяснение, и потребовалось значительное время для всестороннего исследования и изыскания эффективных средств борьбы с ней.
С целью выявления особенностей поведения МиГ-15бис, которые могут привести к авариям и катастрофам, в ГК НИИ ВВС впервые были проведены специальные летные исследования по
определению пилотажных особенностей самолета и отработке соответствующих методических указаний для строевых частей ВВС. Испытания проводились согласно приказу Главкома ВВС No.0402 от
9 августа 1950 г. на трех самолетах No.53210345, No.53210346, No.53210347 производства завода No.21. Для выполнения программы с объемом 240 полетов был установлен срок в 40 летных дней с
облачностью не более 5 баллов. Однако летные исследования, начатые еще 4 августа на самолете No.53210345, а на двух других самолетах после устранения дефектов бустеров - 16 августа,
были прекращены по указанию Начальника ГК НИИ ВВС 29 сентября, так как основная задача была выполнена. Кроме того, 16 сентября испытания на МиГ-15бис No.53210346 были прекращены
после выхода из строя двигателя и возобновлены 23 сентября на сменившем его самолете No.53210434. За это время использовали 15 летных дней, в течение которых на всех самолетах
выполнили 100 полетов общей продолжительностью 66 ч 20 мин. По результатам исследований была переработана и дополнена "Инструкция летчику по эксплуатации и технике пилотирования
самолета МиГ-15 с двигателями РД-45Ф и ВК-1".
По заключению военных, основными пилотажными особенностями истребителя МиГ-15, создающими предпосылки для аварий и катастроф, явились интенсивное кренение самолета, возникающее при
полетах на больших скоростях и резко нарастающее даже при небольшом увеличении скорости или при создании перегрузок, а также обратная реакция по крену на дачу ноги при больших
значениях числа М. Последнее явление заключалось в том, что при отклонении руля направления при числах М, больших 0,87, самолет кренился не в сторону отклонения руля, как это имеет
место для устойчивого в поперечном отношении самолета, а в противоположную сторону. Указанные особенности значительно усложняли пилотирование самолета на больших числах М и могли
привести к попаданию на такие режимы полета, выход из которых затруднен и требует от летчика необычных действий рулями.
Кроме того, при увеличении скорости полета происходило снижение эффективности элеронов, резкое увеличение усилий, необходимых для создания перегрузки при числах М более 0,86, и
появлялся пикирующий момент. Это, хотя и было признано не опасным для полета, значительно ухудшало управление самолетом.
В штопор же МиГ-15бис срывался только при грубейших ошибках в технике пилотирования, и при правильном выводе самолет надежно выходил из него с запаздыванием не более одного витка.
Наиболее опасной была признана "маловысотная валежка", как, впрочем, и любое другое нарушение управляемости самолета вблизи земли. Ее высотная разновидность подобной опасности не
представляла, да и возникала она, как правило, при М"0,92, т.е. за пределами ограничений Главного конструктора. Сталкиваться с ней приходилось, в основном, нашим пилотам в Корее,
где не придавали значения установленным ограничениям и выжимали из самолета все, что он может дать. Поэтому главным противником для конструкторов стала "валежка", возникающая на
малых высотах.
Для проверки эффективности мероприятий, проведенных для устранения "валежки", в сентябре 1950 г. в ГК НИИ ВВС были предъявлены на специальные летные испытания три самолета
МиГ-15бис: No.122040 и No.122067 производства завода No.1, на которых по чертежам Главного конструктора выполнили доработки по увеличению жесткости крыла и установили "ножи" на задней
кромке крыла, и No. 53210434 производства завода No. 21, который являлся вариантом для доработок в частях и имел только "ножи" на старом крыле.
В результате испытаний, проходивших с 26 сентября по 9 октября 1950 г., было установлено, что на всех трех самолетах проведенные мероприятия не обеспечили решения проблемы, так как
выполнение полетов без "валежки" на допустимой скорости на всех высотах было невозможным. Парирование "валежки" на самолете No. 53210434 отклонением ручки, не превышающим 1/3 хода,
происходило на скоростях до 993-1020 км/ч (по прибору} на высотах 2000-700 м. Истинная скорость 1040 км/ч, установленная приказом Главкома от 11 сентября, была получена лишь при
полном отклонении РУС, а не на 1/3 хода, как предписывал данный приказ.
Доработки самолетов No.No. 122040, 122067 значительно улучшили характеристики кренения на больших скоростях. У No. 122067 скорость, при которой "валежка" парировалась отклонением РУС на
1/3 хода, на 30-60 км/ч превышала соответствующие величины у самолетов без доработок. Однако приборные скорости парирования крена при полном отклонении РУС на самолетах No.No. 122040,
122067 были на 35 и 10 км/ч соответственно меньше, чем скорости, на которых, поданным завода No. 1, "валежки" не было вообще (1065 км/ч по прибору на высоте 700 м).
В прямолинейном полете без скольжения на высотах, больших 3000-4000 м, на всех трех самолетах "валежки" не было до М = 0,92. На высоте 9000-10000 м у No.No. 122067 и 53210434 "валежка"
в прямолинейном полете без скольжения практически отсутствовала до М = 0,95.
С целью полного устранения непроизвольного кренения МиГ-15бис вплоть до скоростей, соответствующих установленным для самолета ограничениям (скоростной напор 5500 кг/см2 и М =
0,92), в ГК НИИ ВВС был предъявлен самолет No.122058 с новым вариантом ужестченного крыла, показавший на заводских испытаниях хорошие результаты.
Увеличение жесткости крыла самолета No.122058 было достигнуто путем общего утолщения верхней обшивки и обшивки носка крыла, а также постановки нижнего и увеличения верхнего фестонов
под обшивкой между главной балкой и нервюрой No.10. А увеличение жесткости крыльев самолетов No.122040 и No.122067 достигалось введением под обшивку фестонов больших размеров (верхнего -
от продольной балки до нервюры No.15 и нижнего - от главной балки до нервюры No.16), а также усилением нервюры No.9 и заднего стрингера крыла. Толщина обшивки оставалась такой же, как на
серийных МиГах. Поэтому крыло самолета No. 121058 "потяжелело" на 47 кг, а крылья No.No. 122040 и 122067 - на 30. Остальные доработки по увеличению жесткости у обоих вариантов крыльев
сводились к несколько различающимся по конструктивному исполнению подкреплениям обшивки в различных местах крыла. Крыло самолета No.122058 на задней кромке от нервюры No.7 до нервюры
No.14 также имело доводочные "ножи" шириною 40 мм, предназначенные для балансировки самолета относительно продольной оси.
Испытания, проведенные с 11 по 28 ноября 1950 г., показали, что МиГ-15бис No.122058 отличается в лучшую сторону по сравнению с ранее испытанными самолетами и в пределах установленных
ограничений по скоростному напору и числу М кренения не имеет, в том числе и при маневрировании на предельных скоростях с перегрузкой до 4 д. Однако осталась обратная реакция по
крену на М = 0,86-0,885 и недостаточная эффективность элеронов. Поэтому в период с 7 по 20 декабря на том же No. 121058 были проведены испытания по определению характеристик
устойчивости самолета и эффективности элеронов, во время которых имел место перерыв с 8 по 16 декабря, связанный с отправкой правой консоли крыла в ЦАГИ для определения жесткостных
характеристик. Данные испытания показали, что увеличение жесткости крыла не улучшило эффективности элеронов и не предотвратило появление обратной реакции по крену на дачу ноги. В
связи с этим ОКБ было предложено ускорить проведение работ по одновременному устранению всех основных недостатков самолета МиГ-15.
Кроме того, было отмечено, что "валежка" самолета может являться результатом не только недостаточной жесткости, но и недостаточной точности нивелировки и балансировки, а также
неодинаковости жесткости консолей крыла, поэтому полученные результаты испытаний МиГ-15бис No.122058 не дают достаточных оснований утверждать, что кренения на серийных самолетах с
крыльями, имеющими ужесточение по образцу данного самолета, не будет. Для подтверждения полученных результатов было рекомендовано изготовить и предъявить в январе 1951 г. на
контрольные испытания три МиГа с аналогичными крыльями. Тем не менее, данный вариант крыла был запущен в серию еще в октябре 1950 г.
Впоследствии, на МиГ-15бис последних серий была введена дополнительная, помимо отгиба "ножей", регулировка производственной асимметрии крыльев, также влияющей на кренение самолета.
В узлах стыковки консолей крыла к фюзеляжу появились регулируемые опоры - эксцентричные втулки, с помощью которых можно было изменять установочные утлы консолей и тем самым
парировать "валежку".
Практически во время всех испытаний к создателям МиГ-15 предъявлялись претензии по поводу отсутствия на самолете системы автономного запуска, позволяющей значительно повысить не
только эксплуатационные, но и тактические характеристики истребителя.
В связи с этим и в соответствии с распоряжением СМ No.3169рс от 16 февраля 1952 г. относительно оборудования самолета МиГ-15бис системой автономного запуска, в ОКБ Микояна и в ГК НИИ
ВВС были проведены экспериментальные работы с использованием опытной аккумуляторной батареи 12-САМ-25, разработанной в НИАИ МПСС.
В результате проведения госиспытаний батареи и заводских испытаний самолета МиГ-15бис была установлена возможность создания системы автономного запуска без значительных изменений в
оборудовании самолета. Затем ОКБ оборудовало самолет МиГ-15бис No.1115341 с ВК-1 No.136136, имеющим передаточное число к стартеpy 1:2,8, для проведения государственных испытаний
системы автономного запуска.
При дооборудовании самолета электростартер СТ-2 заменили на СТ-2-48, применяемый для запуска ВК-1 на Ил-28, а вместо серийной батареи 12-А-ЗО установили опытную 12-САМ-25. Кроме
того, произвели некоторые изменения в электропроводке и пусковой панели ПС-2. Причем последовательность запуска двигателя ничуть не изменилась по сравнению с существующей на
серийных машинах и сохранилась возможность запуска от аэродромных пусковых тележек. Вес же установленного оборудования составил не более 7 кг, главным образом за счет увеличения
сечения проводов.
Летные испытания показали, что при продолжительности полетов 30-40 мин каждый с максимальной нагрузкой на электросеть, система автономного запуска с применением одной батареи
12-САМ-25 обеспечивает не менее 10 вылетов при 10 запусках двигателя ВК-1 без снятия ее на подзарядку. Результаты полетов по кругу по 3-5 мин. каждый показали, что система с
полностью заряженной батареей обеспечивает не менее 5 полетов без применения аэродромных средств запуска.
В результате же опробования системы с серийной батареей 12-А-ЗО было получено только 4 уверенных запуска, причем раскрутка турбины проходила "вяло", о чем свидетельствовали
повышенная температура газа за турбиной и пониженные обороты стартера в момент отключения. Тем не менее, до освоения в серийном производстве батареи 12-САМ-25 была признана
возможность использования 12-А-ЗО на переоборудованных самолетах для обеспечения боевых вылетов.
Госиспытания проходили в периоде 5 марта по 10 марта 1952 г. и закончились с положительной оценкой. В связи с чем, приказом МАП No.685 от 17 июня, система автономного запуска с
октября месяца внедрялась в серийное производство. Кроме того, во время испытаний было проведено улучшение системы автономного запуска путем применения облегченной пусковой
аппаратуры ПС-48 и схемы блокировки и защиты аккумуляторной батареи с помощью релейной коробки РПА-200А. После опробования улучшения его рекомендовали для использования при
дальнейшем серийном производстве самолетов МиГ-15бис и МиГ-17.
Но, учитывая острую потребность во внедрении автономного запуска на уже выпущенных и эксплуатирующихся в частях ВВС самолетах МиГ-15бис, а также, принимая во внимание, что
указанное выше нововведение с применением ПС-48 и РПА-200А не может быть проведено в аэродромных условиях, так как потребует коренного изменения монтажей на самолете, было признано
возможным провести дооборудование по варианту, предложенному ОКБ, который может быть выполнен в полевых условиях, с одновременным устранением выявленных в процессе испытаний
недостатков предъявленной системы автономного запуска двигателя ВК-1.
Летные и тактические характеристики любого самолета в полной мере проявляются во время эксплуатации и, особенно, в период боевых действий, когда ему приходится работать в наиболее
экстремальных условиях. Боевые действия МиГов в Корее также выявили не только положительные качества самолета, но и его недостатки. В связи с этим, в конце декабря 1951 г.
правительство рассмотрело вопрос о повышении боевых возможностей самолета МиГ-15бис, и уже 3 января 1952 г. вышел приказ МАП No.10 "О самолете МиГ-15бис", обязывающий ОКБ-155 и
заводы провести ряд доработок истребителя.
С целью улучшения маневренности истребителя МиГ-15бис и обеспечения возможности катапультирования летчика в случае ранения его в правую руку, ОКБ было поручено разработать
тормозные щитки (ТЩ) увеличенной площади и дублирующее управление катапультированием и сбросом фонаря для левой руки пилота. Доработанный самолет необходимо было представить на
испытания уже в марте. Самолет МиГ-15бис No.53210668 предъявили на госиспытания 20 марта 1952 г., которые он успешно прошел. С 1 июля в серию запустили дублирующее управление
катапульты (приказ МАП No.567 от 20.05.52г.), а с 1 сентября - увеличенные ТЩ площадью 0,8 м2 (приказ МАП No.736 от 26.06.52г.).
Кроме того, приказом МАП No.736 устанавливался также срок предъявления на контрольные испытания в ГК НИИ ВВС самолета МиГ-15бис с тормозными щитками площадью 0,9м2 - 15 сентября 1952
г. Установка новых увеличенных щитков была закончена в августе 1952 г. Работа проводилась в целях дальнейшего повышения маневренности самолета и обеспечения возможности
вертикального пикирования без превышения допустимой скорости с высоты 1 2000-1 3000 м. Заводские испытания установили, что дальнейшее увеличение площади тормозных щитков, сверх
ранее принятого размера (S = 0,8m2), не целесообразно, так как увеличение площади идет за счет криволинейной поверхности фюзеляжа по отношению к воздушному потоку и потому не
эффективно. В связи с этим ОКБ, с согласия ВВС, прекратило работы по данной теме.
Для оборудования находящихся в 64 ИАК (соединение, в которое были сведены воюющие в Корее советские авиаполки и дивизии) МиГ-15бис креслами с дублированным управлением катапультой ОКБ было предписано сдать к 25 мая Главному инженеру ВВС 5 комплектов чертежей и 5 комплектов инструкций для проведения доработок. Заводам
No.1 и No.153 поручалось изготовить и сдать
ВВС к 20 июня для отправки в 64 ИАК 20 новых сидений (по 10 на завод) и 312 комплектов (по 156 на завод) деталей, необходимых для доработки старых сидений. Проведение доработки
надлежало провести на всех самолетах Корпуса до 13 августа в ремонтных мастерских соединения силами прикомандированных заводских бригад совместно с техсоставом частей по чертежам и
инструкции Главного конструктора.
Не дожидаясь поставки серийных истребителей с новыми ТЩ, было принято решение по доработке самолетов МиГ-15бис непосредственно в 64 ИАК. Для этого заводам No.1 и No.153 предписывалось
изготовить и сдать ВВС для отправки в Корпус по 160 комплектов деталей и узлов, необходимых для установки на МиГ-15бис щитков площадью 0,8 м2 (по 60 комплектов до 20.07. и по 100
комплектов до 10 .08.52г.). Переоборудование всех самолетов требовалось провести до 19 сентября по чертежам и инструкции завода No.1 силами заводских бригад, для чего в 64 ИАК
командировались по одной бригаде в 10 человек с заводов No.1 и No.153. Как и в случае с дублирующим управлением, доработка проводилась в реморганах соединения с участием
инженерно-технического состава частей.
Не осталось без внимания и качество радиосвязи. В целях повышения надежности управления воздушным боем истребителей МиГ-15бис завод No.153 до 15 февраля 1952 г. должен был
оборудовать 60 самолетов многоканальной УКВ радиостанцией РСИУ-3 и сдать их ВВС для отправки в этом же месяце в порядке замены в 64 ИАК. Туда же направили и новые наземные УКВ
радиостанции РАС-УКВ.
Для увеличения дальности полета был разработан МиГ-15бис, оборудованный
системой дозаправки топливом в полете от самолета-заправщика Ту-4. В мае
1952 г. на заводе No.153 было переоборудовано два самолета МиГ-15бис,
выделенных для этой цели ВВС. Однако работы по этой теме затормозились по
причине несвоевременного оборудования самолета-заправщика Ту-4 на заводе
No.18, кроме того, работу тормозили такие организации-разработчики систем, как
ОКБ-140, ОКБ-30, завод No.279 и ряд других. Тем не менее, в 1953 г испытания
системы дозаправки "Конус" все же начались. Активное участие в ее испытаниях
и доводке принимали инженеры В.Я. Молочаев и С.Н. Рыбаков, а также
летчики-испытатели П.И. Казьмин, С.Ф. Машковский и Л.В. Чистяков.
При создании и испытаниях системы был решен ряд вопросов, связанных с
устойчивостью системы "шланг-конус" в потоке и выбором ее параметров, а
также отработана методика пилотирования истребителя МиГ-15бис при
контактировании и заправке. Дозаправка осуществлялась при помощи двух
шлангов с конусами, выпускаемых из законцовок крыла самолета-заправщика
Ту-4, и заправочной штанги, установленной в верхней части кольца
воздухозаборника истребителя МиГ-15бис. В дальнейшем МиГ-15бис передал
эстафету по совершенствованию системы "Конус" истребителю МиГ-19.
Также на самолетах МиГ-15бис и Як-15 проходила испытания "крыльевая" система
дозаправки от бомбардировщика Ту-2, которая, несмотря на дальнейшую
отработку на самолетах МиГ-19 и Ту-16, развития не получила, так как не
позволяла производить, в отличие от системы "Конус", одновременную
дозаправку двух истребителей.
В рамках программы МиГ-15бис была разработана система "Бурлаки". МиГ-15бис
"Бурлаки" - истребитель оборудованный системой "Гарпун", позволяющей за счет
подцепки и буксировки в полете бомбардировщиком Ту-4 увеличить дальность
полета. Разработку системы выполнило ОКБ А.С. Яковлева. Ведущий инженер Ч.Г.
Гадзаов.
Система буксировки состояла из лебедки с тросом и приемником-конусом,
установленной на самолете Ту-4 в хвостовой части фюзеляжа, и "гарпуна",
установленного в носовой части самолета МиГ-15бис. Буксировочный трос с
конусом выпускался на 80 м. Управление работой системы осуществлялось с
главного пульта, расположенного на левом борту в задней гермокабине
кормового стрелка Ту-4. Установка лебедки и связанные с этим доработки
бомбардировщика Ту-4 No.221001 произведены ОКБ-30 по техническим условиям
завода No.115. Доработка истребителя МиГ-15 бис No.53210408 под установку
гарпуна выполнена заводом No.115.
Гарпун представлял собой пневматический цилиндр, шток которого вместе с
замком, обеспечивающим сцепку и расцепку под действием сжатого воздуха, мог
перемещаться. Полная длина гарпуна - 1372 мм, длина выступающей части - 945
мм. Перед началом сцепки шток с замком выдвигался из цилиндра. При входе
замка гарпуна в гнездо приемника-конуса происходило автоматическое
сцепление, после чего шток убирался внутрь цилиндра.
В связи с установкой "гарпуна" и оборудования для сцепки с самолета
МиГ-15бис сняли фотокинопулемет С-13. В отсеке носового кока дополнительно
установили: второй аккумулятор 12А-30 и воздушный 4-х литровый баллон,
включенный в сеть основной воздушной системы.
После проведения заводских испытаний (02.02. - 26.04.51г.) система
дозаправки была передана в ГК НИИ ВВС на госиспытания. Госиспытания
проходили с 28 июля по 24 августа 1951 г. и завершились положительными
результатами. Система буксировки показала надежную сцепку и расцепку
самолетов в воздухе как днем так и ночью, и была признана новой
перспективной работой, представляющей интерес для ВВС, как одно из возможных
решений задачи сопровождения бомбардировщиков. Было рекомендовано
оборудовать 5 серийных истребителей МиГ-15бис и 5 бомбардировщиков Ту-4
системой буксировки для отработки тактического применения и системы
наведения.
В январе 1952 г. на заводе No.153 была построена войсковая серия из 5
истребителей МиГ-15бис оснащенных "гарпунами". Переоборудовано 5
самолетов-буксировщиков Ту-4 завода No.18 для проведения войсковых испытаний.
Испытания проходили в 50-й Воздушной Армии Дальней Авиации с 9 июля по 8
сентября 1952 г. на аэродроме Зябровка.
Система буксировки обеспечивала многократную сцепку и расцепку МиГ-15бис с
Ту-4 и буксировку истребителей за бомбардировщиками с работающими и
неработающими двигателями в составе отряда и эскадрильи "воздушных поездов"
в установленных для самолетов Ту-4 боевых порядках как днем, так и ночью.
Истребители, находясь на буксире, маневр бомбардировщиков не ограничивали.
В составе отряда и эскадрильи "воздушных поездов" возможно производить
горизонтальный полет, набор высоты, снижение со скоростью до 7 м/с и
развороты с креном до 10-15 град.
Ввиду того, что Ту-4 являлся устаревшим бомбардировщиком, было рекомендовано
отработать систему буксировки на самолетах Ту-16 и Ту-95.
В развитие системы буксировки ОКБ-115 разработало систему дозаправки
истребителя МиГ-15бис от бомбардировщика Ту-4 при автосцепке.
Испытания системы дозаправки проводились заводом No.115 совместно с ЛИИ в
период с 24 сентября 1954 г. по 2 марта 1955 г. Ведущий летчик С.Н. Анохин,
летчик-испытатель Ф.И. Бурцев, командир самолета Ту-4 А.А. Ефимов,
инженер-оператор А.И. Вершинин. Ведущие инженеры: от завода No.115 - В.И.
Степанов и от ЛИИ - В.С. Елкин. При испытаниях системы дозаправки была
проверена работа всех агрегатов системы, отработана методика дозаправки и
произведена эксплуатационная оценка ее работы. Испытания показали, что
система обеспечивает дозаправку в полете на высотах до 4000 м.
Доработки, связанные с установкой системы, практически не ухудшили ЛТД
самолетов и не усложнили их пилотирование.
В 1956 г. работы по теме "Бурлаки" были прекращены, как по потерявшей
актуальность.
Техническое описание истребителя МиГ-15бис поздней серии выпуска.
Одноместный околозвуковой фронтовой истребитель МиГ-15бис представляет собой среднеплан со стреловидными крылом и хвостовым оперением. В задней части фюзеляжа установлен
турбореактивный двигатель ВК-1А. Планер изготовлен главным образом из дюралюминия Д-16 и стали марок 30ХГСА и 20ХГСА.
Фюзеляж
Фюзеляж полумонококовой конструкции состоит из двух частей, передней и задней.
Передняя часть ограничена шпангоутами No.1 и No.13. Воздухозаборник разделен вертикальной перегородкой, в которой на шпангоутеNo.1 закреплен фотокинопулемет С-13. Перегородка делит воздухозаборник на два канала полузллиптического сечения, которые огибают кабину летчика. К шпангоуту
No.1 крепятся гидроцилиндр уборки носовой опоры шасси и буксировочная петля. В
переднем отсеке оборудования (расположен в верхней части фюзеляжа между шпангоутами No. 1 и No.4) установлены аккумуляторная батарея, блоки радиостанции РСИУ-3 и ответчика системы госопознавания СРО-1, а также два баллона с кислородом. Носовая опора шасси крепится к шпангоуту
No.4. В верхней части шпангоута No.4 смонтирована бронеплита толщиной 10 мм. Кабина
пилота занимает пространство верхней части фюзеляжа между шпангоутами No.4 и No.9. Кабина герметизирована и снабжена системой кондиционирования воздуха. Ниже кабины летчика размещается
отсек вооружения, блоки радиовысотомера РВ-2, автоматического радиокомпаса АРК-5 и усилителя/выпрямителя МА-250.
Компоновка кабины традиционная. Приборная доска вместе с прицелом закреплена на шпангоуте No.5, направляющие катапультируемого кресла - на задней стенке кабины, которая, в свою
очередь, крепится к шпангоуту No.8. Козырек фонаря кабины состоит из дюралюминиевой рамы, лобового бронестекла толщиной 64 мм, и двух боковых плексигласовых панелей остекления
толщиной 8 мм. Сдвижная часть фонаря кабины также имеет дюралюминиевый каркас, прозрачная часть изготовлена из плексигласа толщиной 8 мм в передней части и 4 мм - в задней. Кроме
того, фонарь имеет внутренне остекление из плексигласа толщиной 4 мм. В пространство между двумя слоями плексигласа укладывается силикагель (сменный) для поглощения влаги. Сдвижная
часть фонаря сдвигается назад по трем направляющим, две из которых закреплены на бортах, а одна в верхней части фюзеляжа за шпангоутом No.9. Герметизация фонаря обеспечивается
резиновым шлангом-прокладкой, в который в закрытом положении подается сжатый воздух. Снаружи фонарь может быть открыт посредством убираемой рукоятки, расположенной по левому борту
фюзеляжа ниже каркаса фонаря. Ручка открытия фонаря изнутри находится по левому борту кабины. В случае опасности сдвижной сегмент фонаря кабины сбрасывается аварийно, рукоятки
аварийного сброса находятся по бокам катапультируемого кресла.
Лебедка подъема/опускания вооружения и два блока крепятся к шпангоуту No.5а. В отсеке вооружения находится баллон аварийной пневмосистемы. Основной топливный бак расположен между
шпангоутами No.9 и No.13 между каналами воздухозаборника двигателя. Лонжероны центроплана и плоскостей крыла крепятся к шпангоутам No.9 и No. 13. Здесь же находится гидроаккумулятор.
Моторама двигателя крепится к шпангоуту No.13. К шпангоуту No.13 в десяти точках также крепится также задняя секция фюзеляжа. В районе шпангоута No.13 два канала воздухозаборника
соединяются в один.
Силовой набор передней секции фюзеляжа включает 13 шпангоутов, 3 вспомогательных шпангоута, четыре передних дюралюминиевых лонжерона (между шпангоутами No.1 и No.9), четыре задних
стальных лонжерона (между шпангоутами No.9 и No.13). Между шпангоутами No.11 и No.13 в верхней части фюзеляжа имеется дополнительный лонжерон. Толщина обшивки варьируется от 0,6 до 1,2 мм.
В носовой секции фюзеляжа имеется четыре больших смотровых люка: носовой, в верхней части фюзеляжа; по одному по бортам фюзеляжа в районе отсека вооружения и нижний люк между
шпангоутами No.9 и No. 13 (последний используется для монтажа/демонтажа основного топливного бака. Имеется также несколько технологических лючков меньшего размера.
Задняя часть фюзеляжа состоит из 14 шпангоутов (No.14-28), двух вспомогательных шпангоутов, десяти лонжеронов и стрингеров. В хвостовой секции находятся двигатель с оборудованием,
реактивное сопло, топливный насос, проводка управления рулями высоты и направления, аэродинамическими тормозами. На съемной панели в нижней части хвостовой секции находятся антенны
маркерного радиоприемника МРП-48, ПРП-48 и АРК-5. Аэродинамические тормоза расположены по бортам фюзеляжа между шпангоутами No.26 и No.28. Самолеты выпуска, начиная с 1952г.,
оснащались контейнером с тормозным парашютом площадью 15 м2.
Горизонтальное оперение
Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты. Силовой набор стабилизатора включает передний и задний лонжероны, стрингеры и восемь нервюр. Обшивка толщиной 0,8мм.
Руль высоты состоит из двух идентичных половинок, силовой набор которых включает по одному лонжерону и по восемь нервюр. Толщина обшивки 0,8мм. Весовые балансиры массой 1 кг
крепятся на концах лонжерона. На полуразмахе левого руля высоты имеется триммер.
Вертикальное оперение
Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Киль технологически разделен на две секции. Нижняя часть крепится к фюзеляжу на болтах, верхняя выполнена съемной. Руль
высоты также разделен по вертикали на две секции. Силовой набор нижней секции киля включает нервюры, лонжероны и стрингеры. В верхней части смонтирован весовой балансир массой 3,12
кг, в нижней части - массой 5,8 кг. Горизонтальное и вертикальное оперение самолета имеет одинаковый профиль NACA-0009. Крыло
Плоскости крыла крепятся к фюзеляжу в четырех точках. Механизация крыла включает посадочные щитки типа ЦАГИ-Фаулер и аэродинамически сбалансированные элероны. Силовой набор
плоскости крыла состоит из переднего, главного и заднего лонжеронов, стрингеров, 20 нервюр, толщина обшивки варьируется от 1 до 2 мм. Нервюры No.1 и No.20 параллельны продольной оси
самолета, остальные нервюры установлены под углом к оси. В плоскостях предусмотрено пространство для размещения основных опор шасси в убранном положении. Законцовки крыла с
аэронавигационными огнями крепятся к нервюрам No.20. Балансировочный груз массой 27 кг уложен вдоль передней кромки плоскости крыла между шпангоутами No.19 и No.20. Убираемая посадочная
фара крепится к переднему лонжерону в районе нервюры No.1. Основная опора шасси убирается поворотом к продольной оси самолета, стойка крепится к главному лонжерону в районе нервюры
No.8. Гидропривод посадочного щитка также крепится к главному лонжерону,к его задней стенке. На нервюрах No.6, No.10 и No.13 установлены направляющие для посадочного щитка. Элерон подвешен
на концах нервюр No.15 и No.19. Пилоны для подвески дополнительного топливного бака и вооружения крепятся к главному лонжерону в районе нервюр No.10 и No.12. На верхней стороне крыла
имеются аэродинамические перегородки, препятствующие стеканию части воздушного потока к концам плоскостей. Высота перегородок 100мм, длина 1560мм и 2590мм. Перегородки параллельны
продольной оси самолета. Приемник воздушного давления установлен на передней кромке правой плоскости между нервюрами No.15 и No.16. На задней кромке плоскости имеется регулировочный
нож.
Силовой набор элерона включает лонжерон, 12 нервюр и задний стрингер, толщина обшивки 0,8 мм. Элерон аэродинамически и статически сбалансирован. Привод - от обратимого бустера
БУ-1. НА левом элероне установлен триммер. Масса балансировочного груза левого элерона 1,52 кг, правого - 1,6 кг.
Силовой набор посадочного щитка включает лонжерон, вспомогательный лонжерон, передний и задний стрингеры, 15 нервюр, толщина обшивки 0,8-1 мм.
Профиль крыла ЦАГИ С-10, профиль законцовок крыла ЦАГИ СР-3. Шасси
Шасси полностью убираемое с носовой опорой. Шасси допускает эксплуатацию самолета с аварийных и неподготовленных взлетно-посадочных полос. Носовая опора убирается в фюзеляж
поворотом вперед, основные опоры - в крыло поворотом по направлению к продольной оси фюзеляжа. В убранном положении опоры шасси полностью закрыты створками. Опоры шасси фиксируются
замками как в убранном, так и в выпущенном положениях. Основная опора шасси имеет три створки. Две створки закрываются вместе с уборкой опоры, третья имеет индивидуальный
гидропривод. На приборной доске в кабине летчика установлена индикация о положении опор шасси (убрано/выпущено, красная лампочка - убрано, зеленая -выпущено). Кроме того, имеется
три связанных с замками механических индикатора положения опор шасси - на верхней поверхности плоскостей крыла (по одному) и на верхней части фюзеляжа перед козырьком фонаря кабины
(один).
Все три опоры оснащены гидропневматическими амортизаторами, на передней опоре имеется демпфер, предупреждающий возникновение автоколебаний типа <шимми>. Передняя опора
-управляемая, может поворачиваться на 50 град вправо и влево от продольной оси самолета. Уборка/выпуск шасси осуществляется гидроприводами, аварийный выпуск - от аварийной
пневмосистемы. В хвостовой части установлена снабженная амортизатором предохранительная пята.
Гидравлическая система
С помощью гидравлики убираются и выпускаются шасси, посадочные щитки, аэродинамические тормоза, отклоняются элероны. Гидросистема включает резервуар для рабочей жидкости, насосы,
гидроаккумулятор, фильтры, трубопроводы, датчики давления и т.д. Рабочая жидкость - ЛТ-СИА на основе спирта и глицерина. Нормальное давление в системе составляет 13,5014МПа. Объем
рабочей жидкости 18л.
Пневматическая система
На самолете имеется основная и резервная пневматические системы. От основной пневмосистемы работают тормоза колес основных опор шасси. Герметизируется кабина летчика и
осуществляется перезарядка пушек. От аварийной - выпускаются в случае отказа гидросистемы шасси и запитываются тормоза колес основных опор шасси. Сжатый воздух основной системы
находится в двух резервуарах, давление воздуха составляет 11 Мпа. Сжатый воздух аварийной пневмосистемы находится в одном резервуаре, давление воздуха составляет 5Мпа. Все
резервуары заполняются сжатым воздухом от внешнего источника. Система воздушного кондиционирования
Система воздушного кондиционирования оптимизирует температуру в кабине летчика, с ее помощью осуществляется также наддув кабины при полетах на большой высоте. Отбор воздуха
осуществляется от компрессора двигателя. До высоты 2000м в кабине поддерживается давление, соответствующее забортному, выше 8000м -сохраняется постоянным. Предусмотрена возможность
вентиляции кабины. Кислородная система
Кислородная система обеспечивает подачу воздуха к маске летчика КМ-10 и респиратору КП-14 при полете на высотах больше 9000м. Кислород хранится в двух баллонах емкостью 4 и 2
литра. Топливная система
В состав топливной системы входят два фюзеляжных топливных бака, топливные насосы, трубопроводы, клапаны, фильтры и различные датчики. Основной топливный бак находится в фюзеляже
между шпангоутами No.9 и No.13, емкость бака 1250л. Задний топливный бак находится между шпангоутами No.21 и No.25, емкость бака 160л.
основной бак снабжен датчиком аварийного остатка, который срабатывает когда в баке остается 300л. топлива. Из заднего бака топлива подается насосом, установленным между шпангоутами
No.20 и No.21. Топливо из основного бака подается к двигателю насосом ПНВ-2, насос смонтирован под основным баком. Предусмотрена возможность подвески на пилонах под плоскостями крыла
двух дополнительных топливных баков емкостью по 600, 400, 300 или 260 литров. Порядок выработки топлива установлен следующий: сначала 345 литров из основного бака, затем задний
бак, после чего - опять 100л. из основного, после чего начинается выработка топлива из дополнительных подвесных баков. Система управления
Управление самолетом по крену, курсу и тангажу - традиционное, рулями и элеронами. В контуре управления элеронами установлены обратимые бустеры БУ-1 (БУ-1У). Угол установки
триммеров регулируется электроприводами УТ-6Д. Посадочные щитки выпускаются и убираются гидравликой, щитки синхронизированы механической передачей и имеют два выпущенных положения
-взлетное и посадочное. Аэродинамические тормоза также отклоняются посредством гидравлики и имеют механическую связь между собой. Кнопка выпуска тормозов расположена на рукоятке
управления двигателем.
Гашетка пушки Н-37 расположена в верхней части ручки управления, перед ней находятся гашетки пушек НР-23. На ручке управления также находится кнопка аварийного сброса внешней
подвески.
Система пожаротушения
Система пожаротушения установлена в хвостовой части фюзеляжа, предназначена для подачи пены к двигателю и в камеру сгорания. Пена хранится в двух баллонах емкостью по 3 л. Баллоны
закреплены на шпангоуте No.14. На приборной доске в кабине летчика имеется световая сигнализация о пожаре двигателя. Пилот активизирует систему пожаротушения нажатием кнопки.
Электрическая система
Электроэнергия напряжением 28,5В стандарта DC вырабатывается электрогенераторами ГСР-3000 или ГСК-1500 и аккумуляторными батареями 12А-30 или 12САМ28. В состав электросистемы
входят выпрямитель РУ-11 А, преобразователи МА-100 и МА-250, которые обеспечивают подачу тока напряжением 36В стандарта АС. Общая длина электропроводки. составляет 38000 м.
Предусмотрена запитка электросистемы от внешнего источника.
Приборное оборудование
В состав пилотажно-навигационной группы приборов входят указатель скорости КУС-1200, высотомер ВД-15 или ВД-17, радиовысотомер малых высот РВ-2, авиагоризонт АГИ-1 или АГК-47Б,
индикатор скольжения ИУП-46, вариометр ВЛР-75, дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-3, указатель числа Маха М-0.95, радиокомпас АРК-5.
В состав радиооборудования входят система захода на посадку ОСП-48 (объели няет информацию от радиокомпаса АРК-5, высотомера РВ-2, маркерною приемника МРП-48), ответчик системы
госопознавания СРО-1, приемо-передающая радиостанция РСИУ-ЗМ.
В верхней части приборной доски смонтирован прицел АСП-ЗН, для прицельного бомбометания и пуска неуправляемых ракет используется оптический прицел ПБП-1Б, на самолете установлен
фотокинопулемет С-13 для фиксации результатов атаки воздушной цели. Пленка фотокинопулемета содержит 150 кадров. Скорость съемки 8 кадров в минуту.
Двигатель
На самолете установлен турбореактивный двигатель ВК-1А. Моторама двигателя крепится к шпангоуту. Вооружение
Встроенное стрелковое вооружение состоит из одной 37-мм автоматической пушки Н-37 и двух 23-мм автоматических пушек НР-23. Пушка Н-37 смещена вправо от продольной оси самолета.
Боекомплект к пушке Н-37 40 снарядов, боекомплект к пушкам НР-23 по 80 снарядов на ствол. Отсек вооружения размещен внизу носовой части фюзеляжа. Для удобства обслуживания оружия и
пополнения боекомплекта лафет с пушками и снарядными ящиками опускается вниз с помощью лебедки. Перезарядка оружия в полете осуществляется с помощью пневмосистемы. Гашетки пушек
расположены на ручке управления самолетом. Стрельба длинными очередями из пушки Н-37 возможно с 6-секундным интервалом между очередями. Минимальный интервал при стрельбе длинными
очередями из пушек НР-23 - 5,3с. Стреляные гильзы и звенья снарядных лент выбрасываются в атмосферу через лючки в нижней части фюзеляжа (при наземных стрельбах предусмотрена
установка на лючки корзин для сбора гильз). Боекомплект к пушки Н-37 включает снаряды ОЗТ (осколочно-зажигательный трассирующий) и БЗТ (бронебойно-зажигательный трассирующий),
боекомплект к пушкам НР-23 включает снаряды ОЗТ и БЗ (бронебойно-зажигательный).
Самолеты производства Чехословакии имели по одному пилону БД2-48 или БДЗ-58 для внешних подвесок под плоскостями крыла, самолеты производства СССР - по два. Ассортимент подвесного
вооружения включает авиабомбы ОФАБ-100М. ПРОСАБ-100, АО-50, ТБУ-70 и ССП-70. Пилоны оснащены электрическим механизмом сброса подвески. Самолеты, состоявшие на вооружении ВВС
Советского Союза, кроме того, могли нести неуправляемые ракеты класса воздух-поверхность АРС-212 (С-21) на комбинации промежуточных пилонов АПУ-О-ЕКСР-46 и пилонов Д-46, которые
монтировались с внешних сторон основных опор шасси.
послевоенная авиация
МиГ-15бис
ЛТХ
Крылья
России. История и самолеты ОКБ "МиГ"
Уголок неба. 2019
