полученные результаты при проектировании истребителей с реактивными двигателями МиГ-9 и МиГ-15. После испытаний, программа которых полностью была выполнена в мае 1946 г., МиГ-8 'Утка' использовался в качестве связного и транспортного самолета ОКБ. За все время эксплуатации самолета не было ни одной аварии или предпосылки к летному происшествию.

Техническое описание самолета МиГ-8 'Утка'

По своей схеме самолет представлял подкосный высокоплан с трехколесным неубирающимся шасси.

Каркас фюзеляжа был выполнен из сосновых брусков и имел фанерную обшивку. В кабине закрытого типа размещались пилот и два пассажира. Входную дверь расположили на левом борту фюзеляжа. Кабина имела хорошее остекление, которое обеспечивало прекрасный обзор вперед и в стороны. Носовая часть фюзеляжа заканчивалась балкой, на которой установили горизонтальное оперение. Хвостовая часть фюзеляжа переходила в моторный отсек, который заканчивался коком винта.

Двухлонжеронное крыло с постоянной относительной толщиной по размаху (12%) имело деревянный набор и полотняную обшивку. Стреловидность крыла в плане 20°, сужение 1, удлинение 6, профиль 'Кларк YH'.

Угол установки крыла 2°. На концах крыла установили шайбы, которые являлись вертикальным оперением. Элероны типа 'Фрайз' имели дюралевый каркас и полотняную обшивку.

Общая площадь вертикального оперения 3 м2 . Размах горизонтального оперения 3,5 м, площадь – 2,7 м2 , угол установки +2°. Профиль оперения NACA- 0012. Кили деревянные, рули направления – каркас дюралевый, обшивка полотняная. Стабилизатор деревянный. Каркас руля высоты дюралевый, обшивка полотняная. Управление рулем высоты жесткое, управление рулями направления и элеронами тросовое.

Мотор воздушного охлаждения М- 11ФМ мощностью 110 л.с. с двухлопастным деревянным толкающим винтом постоянного шага диаметром 2,35 м, серии 2СМВ-2. Угол установки лопастей винта 24°. Моторама трубчатая сварная. Мотор был полностью зака- потирован и имел индивидуальные обдувы для каждого цилиндра. Запуск пневматический. Топливо разместили в двух дюралевых бензобаках установленных в корневой части крыла по одному с каждой стороны. Общая емкость топливных баков 118 л. Маслобак емкостью 18 л находился за пассажирской кабиной.

Стойки шасси металлические сварные. Амортизация воздушно-масляная. Носовая стойка имела масляный демпфер. Колеса основных стоек шасси тормозные размером 500x150, носовое колесо – 300x150. Колея шасси 2,5 м.

Основные характеристики самолета МиГ-8 'Утка'

Длина самолета, м 6,8

Размах крыла, м 9,5

Площадь крыла, м2 15,0

Высота самолета, м 2,475

Масса пустого самолета, кг 746

Полетная масса самолета, кг 1090*

Запас топлива, кг 140

Максимальная скорость полета, км/ч 215

Практическая дальность полета, км 500**

Длина разбега, м 238

Скорость отрыва, км/ч 103

Посадочная скорость, км/ч . 92

* – Полетная масса с одним пилотом 928 кг. Центровка 27% САХ. Полетный вес самолета при полных баках с пилотом, двумя пассажирами и 20 кг багажа – 1150 кг. Центровка 28% САХ.

** – Продолжительность полета с запасом топлива 43 кг на скорости 215 км/ ч-1,8 часа. При этих же условиях с полными баками продолжительность полета обеспечивается до 3,5 часов.

Пассажирский самолет с двумя двигателями воздушного охлаждения

Проект

Компоновка пассажирского самолета на 10 мест. 1946 г.

После окончания Великой Отечественной войны на основании решения Государственного Комитета Обороны НКАП приступил к переводу авиационной промышленности на мирные рельсы. Авиационным заводам поручали выпуск гражданской продукции и изделий ширпотреба, а оборонный заказ, естественно, сворачивали. Коснулось это и некоторые конструкторские бюро, которым поручили разработку пассажирских самолетов.

Первоначально планом опытных работ ОКБ-155 на 1946 г., составленным в конце 1945 г., была предусмотрена разработка пассажирского самолета с двумя однорядными семицилиндровыми двигателями воздушного охлаждения АШ-21 взлетной мощностью по 700 л.с. Но вскоре в план внесли изменение, согласно которому коллектив, возглавляемый А.И.Микояном, приступал к разработке и постройке десятиместного пассажирского самолета с двумя двухрядными четырнадцати цилиндровыми двигателями АШ-83 взлетной мощностью по 1900 л.с.

В начале 1946 г. была проработана компоновка новой машины. Взлетная масса должна была составить около 10000 кг, а максимальная скорость 600 км/ч. Самолет предполагали оборудовать трехколесным шасси с передней опорой и герметической кабиной.

Однако в соответствии с Постановлением СНК СССР №472-191 от 26 февраля 1946 г. и последовавшим на следующий день приказом НКАП №157 задание было вновь пересмотрено. Теперь задача заключалась в разработке восьмиместного самолета для дипломатической связи с двумя двигателями АШ-82ФН взлетной мощностью по 1850 л.с. В соответствии с этим необходимо было построить два экземпляра самолета с предъявлением первого на государственные испытания 1 ноября 1946 г.

По заданию новая машина должна была иметь следующие основные данные: нормальная полетная масса 8000 кг, максимальная – 8500 кг; максимальная скорость у земли 460 км/ч, на высоте 5500 м – 560 км/ч; дальность полета с максимальной полетной массой на крейсерской скорости 450 км/ч – 2000 км; практический потолок 9000 м.

К середине года эскизное проектирование было выполнено на 80%. Однако в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР №1249-511 от 15 июня 1946 г. пассажирская тематика из плана работ ОКБ-155 была полностью исключена в связи с большим объемом работ по реактивным самолетам.

(Продолжение следует )

6 марта 2001 г. на территории ЛИИ им. М.М. Громова проходил показ модернизированной авиационной боевой техники руководству министерства обороны России.

Фоторепортаж М. Никольского и В.Друшлякова