|
Когда в январе прошлого года авиационной общественности показали новый МиГ - одни его называли МФИ,
другие 1,44 - некоторые журналисты, считающие себя знатоками авиации, поспешили
отметить, что компоновка новой машины очень напоминает серийный американский
истребитель F-16. И лишь немногие авиационные специалисты старшего поколения
полагали: сходство с "шестнадцатым" действительно есть, но американцы, в свою
очередь, повторяют внешние черты опытного микояновского самолета Е-8,
родившегося почти на 15 лет раньше F-16.
В 1959 году председатель госкомиссии по МиГ-21
генерал-лейтенант Иван Пстыго (в будущем маршал авиации) подписал
предварительное заключение по результатам испытаний с рекомендацией начать
серийное производство нового фронтового истребителя МиГ-21Ф. ОКБ-155 Госкомитета
по авиационной технике (ГКАТ), руководимое генеральным конструктором
А.И.Микояном, несмотря на колоссальную загрузку, связанную с началом серийного
производства, приступило к работам по улучшению характеристик и расширению
боевых возможностей самолета. Одновременно в ОКБ велись работы по созданию
"тяжелых" истребителей, рассчитанных на достижение больших скоростей (до М
макс=2,6-2,8). Компоновочная схема у них была традиционная - МиГовская:
воздухозаборник - в носовой части, силовая установка - за кабиной летчика в
хвосте. При этом в центральном конусе хорошо компоновалась РЛС. Эта схема была
оптимальной с точки зрения аэродинамики, особенно для первых реактивных МиГов.
Однако, когда потребовались более мощные станции,
то для их размещения в конусе воздухозаборника места было явно недостаточно.
Кроме того, на скоростях М>2,5 уже начинал сказываться аэродинамический нагрев и
каналы воздухозаборников, расположенные внутри фюзеляжа, становились очагами
совершенно ненужного подогрева. Решение могло быть только одно: убрать
воздухозаборник из носовой части фюзеляжа. Из многих компоновок выбрали те, где
воздухозаборники помещались либо внизу фюзеляжа, либо по бокам. Проектирование
машины началось в начале 1960-го. Главная цель - используя опыт, полученный при
проектировании МиГ-21, создать маневренный, массовый фронтовой истребитель
небольшого веса и габаритов, способный нести эффективную систему вооружения для
поражения целей в передней и задней полусфере днем и ночью, вести бой в простых
и сложных метеоусловиях при скоростях, соответствующих диапазону чисел М =
0,5-1,8 на высотах до 18000 м.
Размерность истребителя, который первоначально
назвали МиГ-23, должна была быть только немного больше МиГ-21, с тем, чтобы этот
самолет заменил его в серийном производстве. Одновременно предполагалось
оснастить машину системой вооружения нового поколения, соответственно названной
С-23. В ее состав предстояло включить радиолокационную станцию "Сапфир" и
управляемые ракеты "воздух-воздух" средней дальности К-23 с полуактивными
радиолокационными и тепловыми головками самонаведения. Поэтому в принятом 30 мая
1960 г. решении Комиссии Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам
предписывалось разработать МиГ-23 на базе МиГ-21ПФ с использованием системы
вооружения С-23. В серийном производстве он должен был заменить на конвейере уже
хорошо освоенный МиГ-21ПФ.
Становление аэродинамического облика самолета,
которому присвоили заводской номер Е-8 (МиГ-21Ф имел индекс Е-6, а МиГ-21ПФ -
Е-7), определялось сравнительно небольшим объемом теоретических и
экспериментальных исследований. Особое внимание было уделено воздухозаборнику и
его расположению с целью обеспечения равномерного поля скоростей и уменьшения
потерь давления в широком диапазоне углов атаки и скольжения. В результате этих
экспериментов были определены тип воздухозаборника, его геометрия, схемы
оперения, механизации крыла и общая аэродинамическая компоновка нового
истребителя. Еще одно существенное новшество - размещение в головной части
фюзеляжа дестабилизатора - фактически переднего горизонтального оперения (ПГО),
которое, однако, не имело механизма управления.
В то время ПГО, как орган управления, еще не
нашло себе применения. Дестабилизатор - горизонтальное оперение, устанавливаемое
перед крылом и предназначенное для улучшения продольной управляемости. В отличие
от стабилизатора - дестабилизатор уменьшает запас продольной статической
устойчивости (отсюда название). На дозвуковых скоростях "крылышки" ПГО
находились во флюгерном (свободном) положении, на сверхзвуковых - механически
фиксировались в нейтральном, относительно оси самолета. Раньше микояновцы
проверили эффективность такого оперения на третьем экземпляре опытного
МиГ-21Ф-13 (Е-6Т/3). Процесс фиксации происходил плавно и не усложнял
пилотирование.
По расчетам, установка ПГО, размахом 2,6 м,
увеличивала коэффициент подъемной силы на скоростях М=1,5-2,0 примерно в два
раза. Кроме того, изменялось положение фокуса самолета с одновременным
уменьшением запаса продольной устойчивости, который на сверхзвуке был избыточен.
Благодаря этому удалось увеличить значение перегрузок. Например, на высоте 15000
м максимальная перегрузка возрастала до 5 единиц (на серийном МиГ-21 в
аналогичных условиях только 2,5), что позволило значительно улучшить маневренные
качества истребителя. Фактически для своего времени - начала 60-х годов -
самолет Е-8 мог стать истребителем маневренного воздушного боя, какими сейчас
являются наши МиГ-29 и Су-27 и американский F-16.Классика мирового
самолетостроения - фронтовой истребитель МиГ-21 имел поистине неисчерпываемые
потенциальные возможности. Он послужил отличной базой для модификаций различного
назначения и модифицировался рекордное количество раз с 1959-го по 1972-й годы.
В большой степени модернизация самолета
проводилась, в основном, по пути установки новых двигателей семейства Р11-300 с
повышенной тягой, позволявшей увеличивать массу машины, а соответственно запас
топлива на борту и оснащать истребитель различным оборудованием и вооружением.
Е-8 хотя и был построен на базе МиГ-21, но по своей конструктивной схеме и по
измененному внешнему облику принципиально отличался от классического образца.
Схема без обычного для тогдашних МиГов носовых воздухозаборников позволяла
устанавливать в носовую часть самолета мощную РЛС - основной компонент системы
вооружения перспективных истребителей.
Постоянная задача любого авиаконструктора,
начиная с простейшей самоделки и до гигантского суперлайнера, - получение
превышения эффективной тяги силовой установки над потребной тягой решается, в
первую очередь, повышением тяги двигателей. Смею утверждать, что без уникального
двигателя Р11-300 самолет МиГ-21 вряд ли бы состоялся. Этот двигатель создавался
в ОКБ, руководимым Александром Александровичем Микулиным (официальное название в
те годы - завод №300 - отсюда и в индексации двигателей эта цифра). Первый
отечественный двухвальный ТРД, имевший всего шесть ступеней компрессора,
небольших габаритов, легкий, обладал лучшим в то время удельным весом,
превосходными термодинамическими параметрами. 'Отсутствие механизации
компрессора делали его самым надежным военным газотурбинным двигателем в мире.
Первоначально он назывался АМ-11, но после того,
как Микулин в ущерб делу был убран с завода, его марка стала Р11-300. Дальнейшая
работа по многочисленным модификациям двигателя и созданию новых образцов этого
семейства проводилась в ОКБ, базировавшимся на Тушинском моторном заводе, где и
было организовано серийное производство нового двухвальника. ОКБ имело статус
филиала завода "Союз" (завод №300). Возглавлял этот коллектив Николай Георгиевич
Мецхваришвили - талантливый ученик Владимира Яковлевича Климова. Первоначально
увеличение тяги двигателя достигалось без изменения основных размеров за счет
конструктивных и технологических доработок, позволявших увеличивать температуру
газа перед турбиной и, соответственно, тягу двигателя. При этом удавалось
сохранять важнейшее качество военного двигателя - устойчивость его работы при
изменении параметров воздушного потока на входе в компрессор.
Этому способствовало то, что в длинном канале
воздухозаборника МиГ-21 воздушный поток - до того, как он доходил до первой
ступени компрессора - успевал стабилизироваться, и аэродинамические возмущения и
температурные неравномерности, возникающие в основном при маневрировании
самолета и пусках ракет, существенно уменьшали свои значения. Новый истребитель
с измененной аэродинамикой, несколько большим весом и, естественно, большей
потребной тягой, чем у МиГ-21, требовал двигатель с тягой, по крайней мере, на
800 кг большей, чем давал модифицированный Р11-300. Кроме того, перед
Н.Г.Мецхваришвили стояла задача: получить существенное увеличение тяги,
фактически не меняя габариты двигателя. Нужен был иной подход. Решили применить
метод малых приращений основных параметров двигателя.
За счет большего диаметра проточной части
компрессора, и частоты вращения увеличили расход воздуха. С изменением
профилировки лопаток компрессора возросла его напорность и, соответственно,
степень сжатия. Используя достижения металлургии жаропрочных сплавов, обеспечили
рост температуры газа перед турбиной. Для обеспечения прочности двигателя
пришлось одновременно усиливать основные узлы и детали, в том числе и диски
компрессора. Двигатель имел те же системы, что и его предшественник Р11-300,
включая кислородную подпитку пусковых воспламенителей (для увеличения высотности
запуска) и противообледенительную систему входной части. На компрессоре высокого
давления (КВД) располагались окна отбора воздуха на питание системы сдува
пограничного слоя. Форсажная камера в передней части соединялась с двигателем
оригинальным телескопическим соединением, а в хвостовой части крепилась к раме
фюзеляжа для обеспечения температурной компенсации продольными направляющими
рельсами с роликами. Она имела двухстворчатое всережимное эжекторное сопло с
регулируемыми наружными и внутренними створками. Отлично организованный процесс
горения обеспечивал 55%-ю степень форсирования.
Стендовые доводочные испытания двигатель проходил
довольно успешно: все основные данные были получены уже на третьем экземпляре. В
результате удалось увеличить расход воздуха с 64,5 кг/ сек (у Р11Ф2С-300) до 74
кг/сек, а тягу на максимале - с 3950 кгс до 4700 кгс. Главный показатель
военного мотора, устанавливаемого на истребителе, - тяга на форсаже у нового
двигателя Р21Ф-300 (стендовый вариант Р21-300) стала 7200 кгс (у Р11Ф2С-300 -
6175 кгс). Следует отметить, что такая высокая степень форсирования (около 55%)
была получена впервые на первом же опытном двигателе. При взлетном весе 6800 кг
тяговооруженность нового истребителя была больше единицы, т.е. практически
соответствовала сегодняшним требованиям.
Одновременно несколько увеличились
массово-геометрические параметры: по сравнению с Р11Ф-300 - диаметр Р21Ф-300
возрос с 772 мм до 845 мм, диаметр по бандажу форсажной камеры - с 902 мм до 987
мм, а сухая масса - с 1165 кг до 1250 кг. К сожалению, тогда еще не была
внедрена проверка работы двигателя с имитацией полетных условий. Поэтому было
неизвестно, как он будет работать, когда в воздушном потоке на входе в
компрессор возникнет значительная неравномерность поля скоростей, вызванная
конфигурацией входного канала и эволюциями самолета. Другим фактором, влияющим
на устойчивость работы силовой установки боевого самолета, становится
существенная неравномерность температурного поля на входе в компрессор
двигателя, вызванная попаданием в воздухозаборник горячих газов при срабатывании
(пусках) ракетного оружия.
Позже начали применять различные приемы для
предотвращения этого крайне неприятного явления, но в описываемый период времени
был только один выход - увеличить запасы устойчивой работы компрессора. В
декабре 1960-го были закончены чертежи общего вида и компоновка самолета. Работа
шла очень энергично, и когда в июне 1961 года генеральный конструктор А.И.Микоян
утвердил общий вид машины, значительная часть рабочих чертежей уже была
выпущена. Главная особенность - расположенный под кабиной пилота плоский, почти
прямоугольный воздухозаборник. Вертикальный трехскачковый управляемый клин делил
воздушный канал на два рукава, соединявшихся перед входом в двигатель.
Управление клином - электрогидравлическое. Автоматическая регулировка
производилась только после уборки шасси и обеспечивала плавное перемещение
горловой поверхности клина на 140 мм в зависимости от изменения степени сжатия
компрессора в диапазоне Пк=4-10,4. При максимальной степени сжатия, а также до
уборки шасси, клин находился в убранном положении, что соответствовало
наибольшему проходному сечению горла воздухозаборника. При помощи специального
механизма горловые поверхности клина с обеих сторон перемещались синхронно.
Стыки подвижных створок с неподвижными стенками воздухозаборника
герметизировались резиновыми шлангами, в которые подводился сжатый воздух.
Положение средней створки клина контролировалось
указателем УПЭС-3 в кабине летчика, нулевое положение стрелки соответствовало
максимальному проходному сечению горловин, а положение "10" - минимальному.
Кроме автоматического управления клином, предусмотрели ручное управление,
которое применялось как аварийное при отказе автоматического управления, а также
для проверки работы системы управления клином на земле и в полете. Оно
обеспечивало плавное изменение положения створок клина от закрытого до
минимального проходного сечения горла. Взлетные створки - неуправляемые,
открывались внутрь канала под действием разрежения в канале при работе двигателя
на земле и на взлете. В полете они закрывались давлением в канале от скоростного
напора. Носовую часть фюзеляжа должна была занять РЛС, антенна которой
прикрывалась большим радиопрозрачным обтекателем оживальной формы.
Истребитель Е-8, рассматривавшийся первоначально,
как модификация МиГ-21ПФ, по мере его конструктивной разработки постепенно все
более удалялся от прототипа. В результате фактически от него машина унаследовала
крыло, оперение, основные стойки шасси и некоторые системы бортового
оборудования. При этом, по сравнению с прототипом, он претерпел существенные
изменения. Так, например, для уменьшения возможности попадания посторонних
предметов при рулении, взлете и посадке в расположенный довольно близко от
поверхности аэродрома воздухозаборник переднюю опору шасси перенесли на 1,6 м
назад. Она стала убираться в отсек между двумя каналами воздухозаборника.
Соответственно, уменьшилась база шасси, и увеличился стояночный угол самолета.
Поэтому для предотвращения касания ВПП при взлете и посадке подфюзеляжным
гребнем, его решили выполнить складывающимся: при выпуске шасси он поворачивался
вправо на 90°, а при уборке - вставал в исходное положение. Поворот гребня
сделал возможным увеличить его площадь, чем была дополнительно улучшена путевая
устойчивость самолета.
Важно отметить, что цельноповоротный стабилизатор
был опущен вниз от строительной горизонтали на 135 мм по сравнению с МиГ-21ПФ.
На Е-8 установили новую переднюю стойку шасси рычажного типа с колесом КТ-108
размером 660x200 мм. Контейнер тормозного парашюта перенесли в корневую часть
киля, что позволило выпускать его для уменьшения длины пробега непосредственно
перед посадкой без появления опасного пикирующего момента. Шасси обеспечивало
эксплуатацию самолета не только с бетонированных взлетно-посадочных полос, но и
с грунтовых аэродромов. Топливная система имела пять фюзеляжных баков и четыре
крыльевых бакоотсеков (в каждой консоли передний и задний баки). Четыре
фюзеляжных бака впервые выполнили не вкладными резиновыми, а металлическими с
герметичными швами, включенными в общую силовую схему самолета.
Предусматривалась установка пилона под фюзеляжем для подвесного топливного бака
(ПТБ) емкостью 600 л.
На Е-8 планировалось применить новое катапультное
кресло КМ-1 (СК-3). Соответственно сделали и фонарь кабины: он состоял из
неподвижного переднего козырька и откидывающейся вправо створки. Напомним, что
на МиГ-21 фонарь был цельным и при катапультировании прикрывал летчика от
встречного потока воздуха. Как и большинство первых прототипов новых
истребителей. Е-8/1 системой вооружения не оснащался. Вместо штатного
радиолокатора в носовой части на опытной машине установили его габаритно-весовой
макет и блоки контрольно-записывающей аппаратуры. Самолет предполагалось
использовать для определения летно-технических характеристик, оценки
устойчивости, управляемости, отработки совершенно новой силовой установки и
другого оборудования.
По первоначальному проекту самолет разрабатывался
под комплекс вооружения С-23 (отсюда и его первоначальное название МиГ-23). В
состав комплекса входили: РЛС "Сапфир-1" с импульсным излучением (на втором
этапе - "Сапфир-2" с квазинепрерывным излучением), две ракеты К-23, прицел
АСП-ПФ, инфракрасный пеленгатор "Спектр". Однако, поскольку разработка системы
С-23 задерживалась, на первом этапе планировалось временно использовать на Е-8
серийную РЛС типа ЦД-30ТП (РП-2), ИК -визир "Самоцвет" и две ракеты К-13,
применяемые на МиГ-21ПФ. Сборка первого опытного экземпляра фронтового
истребителя Е-8 (Е 8/1), получившего бортовой номер 81, завершилась в январе
1962-го, а 2-го марта его перевезли на летную станцию ОКБ на аэродроме ЛИИ в
Жуковском.
Приказом Минавиапрома СССР был назначен экипаж:
ведущий летчик-испытатель Георгий Мосолов, дублер Александр Федотов, ведущий
инженер Вано Микоян, его помощник Владимир Щеблыкин, техник (механик) Олег
Кочкин. Этим же приказом был назначен и ведущий инженер от
двигателестроительного ОКБ Виктор Веденев. Уже 5 марта самолет с пристыкованными
крыльями впервые выкатили из ангара. Дальше пошла обычная рутинная работа по
подготовке машины к началу полетов: монтаж и проверка систем КЗА, заправка
топливом и центровка самолета . 22-го марта провели отработку силовой установки
с двигателем Р21Ф-300 №105), а 23-го Георгий Мосолов совершил первые рулежки и
подлет самолета. Оценка пилота по полученным характеристикам была положительной.
Можно было начинать летать. Так как двигатель Р21Ф-300 №105 был допущен к работе
только в земных условиях, для отработки СУ, пробежек и подлетов его заменили на
двигатель №106, доработанный по результатам последних стендовых испытаний и
допущенный к полетам. 3-го апреля проверили СУ, работу электрических и
гидравлических систем, и 6-го апреля Георгий Мосолов начал проводить рулежки и
подлеты уже с новым двигателем.
В этот же день состоялся методический совет, на
котором специалисты различных направлений дали Е-8 «добро» на выполнение
программы заводских летных испытаний. 17-го апреля 1962-го шеф-пилот ОКБ и
ведущий летчик-испытатель поднял Е-8. Первый полет прошел без замечаний.
Учитывая, что силовая установка и особенно двигатель вызывали определенные
опасения, во втором и третьем полетах были опробованы его пусковые качества. Как
показали дальнейшие события, проверка запусков двигателя была весьма
своевременной и необходимой операцией. Это очень хорошо понимал и Георгий
Константинович - один из лучших наших летчиков-испытателей и, кроме того,
отличный специалист по летным испытаниям силовых установок. Двигатель, в том
числе и на высоте 10000 м, запускался нормально. Можно идти дальше. Надо было
опробовать работу всех бортовых систем, оценить основные характеристики
устойчивости и управляемости , в том числе и с дестабилизатором, определить
разгонные и высотные данные. Хотя в начале 60-х годов уже научились регулировать
воздухозаборники силовых установок в зависимости от режимов полета, но программы
изменения проходных сечений, определяемые расчетным путем, как правило,
требовали экспериментальной доводки в полетных условиях.
Для Е-8 с его оригинальным воздухозаборником дело
обстояло намного сложнее. Поэтому решили автоматику управления клином не
подключать, а выполнение ее функций должен был осуществлять летчик-испытатель. И
уже в пятом полете на высоте 8000 м при уборке оборотов двигатель спомпировал и
остановился. Но не зря Мосолов полеты начал с отработки запусков в воздухе. В
этом полете и в последующих, когда двигатель останавливался, проблем с его
запуском не было. Тут надо сказать, что все остановки двигателя были следствием
либо помпажа воздухозаборного канала, либо компрессора из-за его недостаточной
устойчивости к аэродинамическим неравномерностям воздушного потока на входе в
первую ступень.
Для регулирования воздухозаборника Мосолов при
помощи тумблера по заданной программе устанавливал соответствующее положение
клина вручную. Такое задание, которое пилот должен выполнять помимо управления
новой неизвестной машиной, мог исполнить только летчик-испытатель самой высокой
квалификации. Была еще одна трудность. Так как каждый помпаж двигателя
сопровождался забросом температуры газа, летчик, чтобы не сжечь турбину и не
вывести из строя двигатель, должен был практически мгновенно выключать подачу
топлива уборкой РУД в положение "стоп". В восьмом полете, несмотря на то, что в
каждом предыдущем из-за помпажей проходили остановки, Мосолов вышел на
предельную скорость. Однако при выключении форсажа произошел очередной помпаж и
остановка двигателя. Запуск был проведен на рекордной для этой машины высоте -
12500м.
Дефекты и отказы были не только по силовой
установке. Так, в десятом полете по определению потолка появилась сильная
тряска. Летчик почувствовал неладное и пошел на посадку. При послеполетном
осмотре обнаружили, что заклинило дестабилизатор вследствие деформации
фиксирующего механизма. Так как двигатель явно имел небольшие запасы устойчивой
работы, решили ему "помочь": установили на входе проставку с спрямляющими
лопатками с тем, чтобы стабилизировать воздушный поток перед первой ступенью
компрессора. Кроме того, по результатам испытаний подкорректировали расчетную
программу управления клином воздухозаборника, поставили датчики давления воздухе
за компрессором двигателя (по этому параметру проходило управление клином) и
подключили систему автоматики.
Дальнейшие полеты проходили, главным образом, по
отладке программы управления клином на различных режимах, в том числе при
эволюциях самолета. Методика была "простая": Мосолов отключал автоматику и
вручную подбирал такую геометрию входного устройства воздушного канала, при
котором вся силовая установка работала бы устойчиво. Но запасы были чрезвычайно
малы, и в 25-м полете после сильнейшего помпажа не удалось избежать перегрева
двигателя. Цвета побежалости были не только на корпусе турбины, но и на кожухе
двигательного отсека фюзеляжа. В проведенных полетах испытательная бригада
занималась не только силовой установкой. Была опробована работа всех бортовых
систем, в том числе дестабилизатора, определены основные характеристики
устойчивости и управляемости, разгонные и высотные характеристики. В целом новый
истребитель показывал хорошие перспективные данные. Но без надежной работы
силовой установки идти дальше было нецелесообразно.
Надо было, во что бы то ни стало увеличить запасы
газодинамической устойчивости компрессора. Времени не было, и конструкторы
двигателя были вынуждены для решения этой задачи увеличить площадь проходного
сечения соплового аппарата турбины. Метод простой, но при этом удержать
параметры рабочего процесса двигателя на достойном уровне не удалось: тяга
снизилась до 6900 кгс при одновременном ухудшении экономичности.
Двигатель с такими изменениями Р21Ф-300 №108 был
установлен на самолет, и после наземных отработок всех систем полеты
продолжились. 11 сентября 1962 года при скорости, соответствующей числу М=1,7,
произошло разрушение диска 6-й ступени компрессора. Со страшной силой, как
снарядом, один из его обломков пробил сначала корпус двигателя, затем фюзеляж и
ударил по правой консоли крыла в зоне элерона, разрушив его. Были выведены из
строя обе гидросистемы. Практически лишившись управления, истребитель перешел в
скоростное вращение. Одновременно с сильным торможением, вызванным резким
снижением тяги, начались его боковые колебания, которые наблюдались и в
предыдущих полетах при торможении с остановленным двигателям. В винтовом падении
неуправляемый самолет, теряя высоту, быстро приближался к земле. На высоте около
8000 м на удалении 60 км от аэродрома Мосолову пришлось прибегнуть к средствам
спасения.
В отличие от МиГ-21, которые в то время
выпускались серийно с креслом модели «СК» с защитой летчика, при
катапультировании от встречного потока фонарем, на Е-8 был установлен новый
фонарь козырькового типа с открытием в сторону, не защищающий пилота. Поэтому
катапультирование ограничивалось скоростью 800 км/ч. Однако у Георгия
Константиновича уже не было времени на дальнейшее постепенное снижение скорости.
Он вручную сбросил фонарь и покинул самолет. Вот как он сам рассказывает об этом
в сборнике «МИГ жизни»: «Это произошло на большой высоте и скорости. Кабина
моментально наполнилась дымом, двигатель и управление заклинило. Самолет стал
неуправляемым, а я в нем - не летчик-испытатель, а пассажир. Я не смог сразу
катапультироваться, поскольку скорость была чрезмерно велика. Ждал может она
уменьшится, но самолет перевернулся на спину и перешел в пикирование. Мне уже
тем более не выпрыгнуть... А голова была уже пробита, сломана рука и сознание
мучала мысль, что будет очень обидно, если потом кто-нибудь подумает, что я не
выдержал и потерял сознание. Но нет, я не потерял сознание, я боролся и
передавал в эфир "Девятьсот девяносто девятый" (позывной Г.Мосолова - прим.
авт.) покидаю машину. В ответ - молчание. - Я - три девятки, покидаю машину, -
повторил я и после третьей попытки связаться нажал на рычаг катапульты и
выстрелился в поток. А он -как бетон, схватил ногу (не сработал захват) и тут же
ее сломал. Я падал, пока автомат не раскрыл парашют, меня встряхнуло и... я
повис под куполом головой вниз. Как же содрать лямку парашюта? Работала только
одна рука, другая висела плетью. Не чувствуя боли, я пытался стянуть парашютную
лямку, а снизу неумолимо приближалась земля. У меня оставались секунды, и, слава
Богу, удалось освободиться. Я ударился о землю ногами (точнее, одной, другая -
сломана), почувствовал острую боль в ломающейся кости и оказался под елкой в
глухом лесу. Я пролежал там пять часов, прежде чем первый человек нашел меня. Я
потерял много крови и, понимая, что может наступить конец, спешил сообщить, что
случилось с самолетом и на каком режиме. Попросил обрезать парашют и расстелить
его, разжечь костры и, пока были силы, ждал. Ждал, когда прилетит вертолет.
Потом ждал почти год на больничной койке, прежде чем впервые достал ногами
пол...».
Испытания Е-8 стали последними в летной биографии
заслуженного летчика-испытателя СССР Георгия Константиновича Мосолова, Героя
Советского Союза, полковника, автора трех абсолютных мировых авиарекордов
скорости и высоты. Второй экземпляр истребителя Е-8/2, имевшего бортовой №"82",
поднялся в воздух впервые 29 июня 1962-го. К 4-му сентября летавший на нем
летчик-испытатель Александр Федотов успел сделать 13 полетов - авария Е-8/1
вынудила прекратить полеты и на этой машине. После анализа всех негативных
явлений и, главным образом, из-за необходимости капитальных решений по двигателю
тему закрыли, несмотря на хорошие летно-технические характеристики, полученные
на обоих самолетах. Это было волюнтаристское решение руководителей
авиапромышленности, поддержанное оборонным отделом ЦК. Самолет, безусловно,
можно было довести до необходимого уровня надежности.
Пока разбирались, что делать, конструкторы ОКБ
переключились на разработку проекта истребителя Е-8М (для него сохранялось
название МиГ-23) с системой вооружения С-23П, нижним воздухозаборником и
модифицированным двигателем Р21Ф-300. По конструкции крыла (большей площади),
оперения и шасси он имел преемственность с Е-8. Дальнейшие работы в этом
направлении привели в 1967-м к созданию самолета укороченного взлета и посадки
МиГ-23ПД (заводской индекс "23-01") с маршевым Р27Ф-300 и двумя подъемными РД
36-35 и с боковыми заборниками. Они стали характерными и для следующей еще более
модифицированной машины "23-11" с крылом изменяемой геометрии и без подъемных
двигателей. Последняя стала прототипом фронтового истребителя МиГ-23 и его
модификаций. В этих самолетах воплотились те решения, которые опробовались или
были заложены в проект Е-8. Среди них - система вооружения С-23, фюзеляжные
силовые баки - отсеки, складываемый подфюзеляжный гребень. Некоторые новинки,
испытанные на Е-8, - новый фонарь и тормозной парашют в основании киля - нашли
применение еще раньше на серийных модификациях МиГ-21 (ПФМ, С, СМ и т.п.).
Другие ждали своей очереди дольше.
Двигатель Р21Ф-300 - из-за виновника всех бед -
шестиступенчатого компрессора - оказался нежизнеспособным. Конструкторы были
вынуждены снизить напорность ступеней, увеличив их количество. Двигатели
семейства Р27-300 и Р29-300, использовавшие от своего прародителя Р11 -300
основное - двухвальную схему, имели тягу на форсаже 10200 кгс и 12500 кгс. Это
были основные двигатели для массового истребителя МиГ-23.
Вернемся к началу статьи и взглянем сегодня на
новейший российский боевой самолет 5-го поколения - опытный многофункциональный
истребитель МФИ - проект 1.44 и опытный Е-8 из далеких уже "шестидесятых". В
глаза сразу бросается определенное сходство между этими двумя самолетами марки
"МиГ"! А ведь между ними более трех с половиной десятилетий напряженного труда
ученых, конструкторов, инженеров, летчиков. Так что многие идеи и конструктивные
решения, воплощенные более трети века назад в Е-8, продолжают жить, и можно
утверждать, что, совершившая всего около сорока полетов, машина проложила путь к
созданию истребителей не только третьего, но и четвертого и даже пятого
поколений.
|
ЛТХ: |
 |
|
|
Модификация |
Е-8 |
|
Размах крыла, м |
7.15 |
|
Длина, м |
16.90 |
|
Высота, м |
|
|
Площадь крыла, м2 |
23.12 |
|
Масса, кг |
|
|
пустого самолета |
5670 |
|
нормальная взлетная |
6800 |
|
максимальная взлетная |
8200 |
|
Топливо, л |
3200 |
|
Тип двигателя |
1 ТРДФ Р-21Ф-300 |
|
Тяга, кгс |
1 х 7200 |
|
Максимальная скорость , км/ч |
2230 (М=2.1) |
|
Практическая дальность, км |
|
|
Практический потолок, м |
20000 |
|
Экипаж |
1 |
|
Вооружение: |
УР воздух-воздух Р-3С или Р-23Т |
|
Доп. информация : |
|
|
 Уголок неба. 2009
 |
экспериментальные
Е-8
ЛТХ
Крылья Родины. Лев Берне. "МиГ" опередивший время