[ezup]

СМ-12

	Разработчик: ОКБ Микояна, Гуревича
	Страна: СССР
	Первый полет: 1957
	Тип: Истребитель-перехватчик

Известный во всем мире самолет МиГ-19 стал первым серийным сверхзвуковым истребителем. На нем было решено множество проблем, связанных с полетами на сверхзвуке. Однако уже во второй половине 50-х годов встал вопрос об улучшении его основных летных характеристик. В соответствии с приказом МАП ╧607 от 12 декабря 1956 г., а также в развитие приказа МАП ╧481 от 6 сентября 1956 г. коллективу ОКБ-155 было поручено провести работы по улучшению летно-тактических данных самолета МиГ-19С.

Повышение его характеристик планировалось провести в основном за счет улучшения аэродинамических качеств самолета и установки на нем форсированных двигателей РД-9БФ-2 и РД-9БФ-2 с впрыском воды. Новую модификацию истребителя МиГ-19С требовалось предъявить на летные испытания в июле 1957 г.

К выполнению этого задания ОКБ-155 приступило в ноябре 1956 года и уже к 1 января 1957 года задел рабочих чертежей по новой машине, получившей заводское обозначение СМ-12, был доведен до 75% технической готовности. Для проведения опытных работ заводу ╧.155 передали серийный истребитель МиГ-19СВ ╧61210404. На самолете установили новый носовой кок с управляемым конусом. Аэродинамику самолета также облагородили поставив обтекатели на щитках шасси, звеньесборни-ках и фюзеляжном гребне.

Для повышения живучести при возросших температурных режимах по рекомендации ЦАГИ на самолете изменили схему продува хвостовой части, а также добавили новые патрубки обдува на фюзеляже и установили новый хвостовой кок.

Также на СМ-12 установили доработанный прицел АСП-4, радиодальномер СРД-1М "Конус", триммер на руле направления, а также разместили на крыле две трубки ПВД-4.

Однако из-за задержки поставки РД-9БФ-2 на самолете СМ-12 сперва установили двигатели РД-9БФ и 19 апреля 1957 г. его отправили на заводские летные испытания, которые в связи с этим проводились по двум программам. По первой программе с двигателями РД-9БФ (до получения РД-9БФ-2) было выполнено 15 полетов, по второй программе с РД-9БФ-2-15 полетов. Также была выполнена программа испытаний на штопор (5 полетов).

Кроме того, в соответствии с выше упомянутым приказом МАП ╧607, а также письмом МАП ╧М-38/151 от 10 января 1957 г. ОКБ-155 начало работы по переоборудованию серийного самолета МиГ-19С ╧61210408, принадлежащего ВВС, под двигатели РД-9ФБ-2 с системой впрыска жидкости. В мае 1957 г. были выпущены все рабочие чертежи, а к концу года самолет, получивший заводское обозначение СМ-12/2, находился уже в окончательной сборке (техническая готовность на 1 января 1958 г. составляла 86%). 1 апреля 1958 г. самолет передали на заводские летные испытания, правда, с некондиционными двигателями. В связи с длительным отсутствием кондиционных РД-9БФ-2 на самолет СМ-12/2 в июне были установлены новые двигатели РЗ-26В. Правда, вскоре на основании Постановления СМ ╧608-293 от 4 июня 1958 г. и приказа ГКАТ ╧211 от 17 июня 1958 г. работы по этой теме были прекращены на стадии подготовки самолета к проведению летно-исследовательских работ.

Тем временем, испытания СМ-12 с двигателями РД-9БФ-2 продолжались недолго, так как вскоре в соответствии с письмом Главнокомандующего ВВС от 28 августа 1957г. и планом работ ОКБ ╧3/1134, утвержденным Министром Авиационной Промышленности 30 августа 1957 г., в целях дальнейшего улучшения летно-тактических данных МиГ-19С, коллектив ОКБ-155 переоборудовал СМ-12 под новые двигатели РЗ-26.

Двигатель РЗ-26 с увеличенной тягой на форсаже (3800 кгс) на больших высотах полета, разработанный в ОКБ-26, являлся модификацией двигателя РД-9Б. На нем были проведены конструктивные улучшения с целью повышения надежности включения форсажа на больших высотах и повышения устойчивости работы на переменных режимах.

Помимо самолета СМ-12, под двигатель РЗ-26 переоборудовались еще две машины, кроме того на завод ╧153 была направлена техническая документация для подготовки серийного производства.

Первый экземпляр, получивший обозначение СМ-12/1, выполнявший ранее программу испытаний с двигателями РД-9БФ и РД-9БФ-2, был оснащен новыми двигателями и отправлен на заводские летные испытания 21 октября 1957 г. Второй экземпляр, построенный на базе МиГ-19С ╧0915331 и получивший обозначение СМ-12/3, был переоборудован под двигатели РЗ-26 в сентябре-октябре 1957 г.

Самолет СМ-12/3 являлся эталоном для серийного производства и поэтому на нем выполнили полный объем всех конструктивных изменений. Аэродинамика самолета была улучшена, как и на СМ-12/1, за счет использования сверхзвукового диффузора с автоматически управляемым двухпозиционным конусом на входе в канал воздухозаборника, в связи с чем носовая часть фюзеляжа была удлинена на 670 мм.

Установка двигателей РЗ-26 потребовала также усилить продув хвостовой части фюзеляжа для предотвращения ее прогара из-за возросших температурных режимов.

С целью уменьшения шарнирного момента на валу стабилизатора его задняя кромка была выполнена отогнутой вверх на 3╟. Установка электромеханизма аварийного привода стабилизатора АПС-4МД, вместо АПС-4, позволила увеличить скорость перекладки стабилизатора с 4 град/с до 9 град/с и улучшить условия пилотирования на электроуправлении во время посадки. Движущий момент на валу стабилизатора возрос в 2,3 раза.

На самолете также установили гидроусилители с полусвязанными золотниками БУ-14МСК и БУ-13МК вместо БУ-14МС и БУ-13М, а для повышения надежности провели доработку гидросистемы бустерного управления - исключили не продублированные участки гидросистем к бустерам и все резиновые шланги заменили стальными бесшланговыми соединениями.

Кроме того, СМ-12/3 оснастили радиодальномером СРД-5 "База-6" вместо СРД-1М. Остальное оборудование самолета и его агрегаты остались такими же, как и на серийном МиГ-19С.

Все вышеперечисленные доработки естественно привели к увеличению веса самолета, из-за чего конструкторам пришлось оставить на самолете только две крыльевые пушки НР-30 с боезапасом по 73 патрона, а удлинение носовой части фюзеляжа позволило также снять с них локализа-торы. Для сохранения центровки самолета СМ-12/3 на нем изменили установку балок для подвески блоков ОРО-57К, которые разместили в передней части крыла с целью смещения центра тяжести самолета вперед.

Взлетный вес самолета СМ-12/3 в результате проведенных конструктивных изменений, даже при снятой фюзеляжной пушке, увеличился по сравнению с взлетным весом серийного МиГ-19С на 84 кг. При этом центр тяжести СМ-12 все же сместился назад на 3,1% САХ.

В ноябре-декабре 1957 г. на обоих самолетах была выполнена обширная программа по отработке опытных двигателей РЗ-26, а также программа заводских летных испытаний. Кроме того, до проведения государственных испытаний на самолете СМ-12/1 были проведены контрольные испытания двигателей РЗ-26 (27 полетов). За время заводских испытаний пушечное и реактивное вооружение самолета не проверялось.

Для переоборудования в третий экземпляр - СМ-12/4, истребитель МиГ-19С ╧0915334 был поставлен на завод ╧155 в первых числах октября 1957 г. На нем, в соответствии с принятым решением МАП и ВВС, выполнялись дополнительные работы по устранению недостатков выявленных во время заводских летных испытаний самолетов СМ-12/1 и СМ-12/3. К концу года самолет находился в стадии окончательной сборки (техническая готовность на 1 января 1958 г. составила 82%). Правда, в дальнейшем самолет переоборудованием закончен не был, так как в связи с относительно успешным прохождением государственных летных испытаний первыми экземплярами надобность в третьем отпала. Однако на этом его судьба не закончилась, но об этом чуть позже.

19 декабря 1957 г. СМ-12/3 и СМ-12/1 были предъявлены в ГК НИИ ВВС на государственные летные испытания с целью снятия основных летно-технических данных и определение возможности принятия самолета СМ-12 на вооружение ВВС. В соответствии с приказом Главкома ВВС, ГК НИИ ВВС 15 апреля 1958 года представил предварительное заключение о возможности запуска самолета СМ-12 в серийное производство.

Государственные испытания самолетов СМ-12/3 и СМ-12/1 проводились по приказу Главнокомандующего ВВС ╧ 0048 от 20 марта 1958 года в период с 17 марта по 27 августа 1958 г. Ответственными за их проведения назначили ведущего инженера К.М. Осипова, летчиков-испытателей Л.М. Кувшинова, С.А. Микояна и B.C. Кот-лова.

В качестве основного самолета на госиспытания ОКБ-155 предъявило истребитель CM-12/3, так как на нем был выполнен весь комплекс конструктивных изменений. Самолет СМ-12/1 передали в ГК НИИ ВВС для испытаний двигателей и определения отдельных летных характеристик в целях сокращения объема испытаний СМ-12/3.

На СМ-12/1 не были установлены прицел и радиодальномер, не дорабатывалась подвеска ОРО-57К, установлены ответчик "Барий-М" (вместо "Хрома") и серийные бустеры БУ-14МС и БУ-13М, кроме того, на нем было введено ограничение по времени работы двигателя на форсаже (2 мин) при полетах на числах М более 1,5. В связи с этим на самолете СМ-12/1 по программе государственных испытаний не выполнялись полеты на отстрел оружия, на проверку устойчивости и управляемости, на максимальные скорости и ряд других полетов.

За время государственных испытаний на самолете СМ-12/3 было выполнено 112 полетов и на СМ-12/1 -40 полетов. В ходе испытаний на истребитель СМ-12/3 установили двигатели РЗ-26 с клапанами сброса топлива для предотвращения самовыключения двигателей при стрельбе реактивными снарядами, а также проведены доработки хвостовой части фюзеляжа по улучшению температурных условий ее работы.

В процессе испытаний СМ-12 показал отличные скоростные, разгонные и высотные характеристики. Максимальная скорость горизонтального полета при работе двигателей на форсаже на высоте 12500 м составила 1926 км/час, что на 526 км/час больше максимальной скорости серийного МиГ-19С на этой же высоте (на высоте 10000 м преимущество в скорости составило 480 км/час).

Самолет СМ-12 показал лучшие характеристики разгона, чем у МиГ-19С - за одно и тоже время СМ-12 развивал значительно большую скорость, чем самолет МиГ-19С. Время разгона на высоте 14000 м со скорости, соответствующей числу М=0,90, до скорости 0,95 от максимальной равнялось 6,0 мин (расход топлива 1165 кг), а время разгона на этой же высоте до 0,95 максимальной скорости горизонтального полета самолета МиГ-19С было в два раза меньше и составило 1,5 мин вместо 3,0 мин у МиГ-19С. Расход топлива в этом случае на самолете СМ-12 - 680 кг, а на МиГ-19С - 690 кг.

При разгоне в горизонтальном полете с подвесными топливными баками емкостью по 760 л, на высоте 12000 м достигалось число М=1,31-1,32, что практически соответствовало максимальной скорости самолета МиГ-19С без баков. Поведение самолета СМ-12 при этом было нормальное. Правда, при разгоне самолета на высотах ниже 10000 м при работе двигателей на форсаже, нарушалась очередность выработки топлива из баков, что могло привести к полной выработке топлива из первого бака при наличии топлива в третьем и четвертом баках со всеми вытекающими последствиями.

Практический потолок СМ-12 на форсаже при режиме набора высоты на дозвуковой скорости (М=0,98) составил 17500 м, что на 300 м превысило практический потолок серийного самолета МиГ-19С на этом же режиме набора. При этом время набора и расход топлива СМ-12 остались практически такие же, как и на МиГ-19С. Однако на практическом потолке на дозвуковом режиме полета на самолете СМ-12, как и на МиГ-19С, возможен был только горизонтальный полет. Выполнение даже незначительного маневрирования вело к потере скорости или высоты.

Практический потолок самолета СМ-12 на сверхзвуковой скорости полета (М=1,2) также составил 17500 м, правда при этом расход топлива увеличился на 200 л. Но в полете на потолке на сверхзвуковом режиме СМ-12 уже имел возможность выполнять ограниченное маневрирование в горизонтальной и вертикальной плоскостях с креном не более 15-25╟.

Кроме того, самолет СМ-12 по сравнению с серийным МиГ-19С, имел более высокие динамические качества за счет того, что он мог выходить на большие скорости полета. Так в полете с набором высоты и разгоном в процессе набора до М=1,5 к высоте 15000 м самолет с уменьшением скорости мог кратковременно выходить на высоту до 20000 м со сверхзвуковой скоростью (М=1,05). Остаток топлива при выходе на высоту 20000 м составлял 680 л.

Естественно, "прожорливость" двигателей РЗ-26 при работе на форсаже и возросшие при этом расходы топлива привели к тому, что СМ-12 проиграл самолету МиГ-19С по дальности полета, так как запас топлива (2130 литров) остался без изменения. В результате максимальная практическая дальность полета без подвесных баков на высоте 12000 м уменьшилась с 1110 км до 920 км, т.е. на 17%. Два 760-литровых подвесных бака, заправленными по 600 л, хоть и позволили увеличить ее до 1530 км, но и это было на 260 км меньше, чем на серийном самолете МиГ-19С.

Кроме того, после разгона в горизонтальном полете на высоте 12000-13000 м до максимальной скорости равной 1900-1930 км/час запас топлива оставался не более 600-700 литров, что снижало возможность использования скоростей, близких к максимальным.

При выполнении полета на форсаже в сторону от аэродрома с условием посадки на свой аэродром с 7% остатком топлива (150 литров) самолет СМ-12 без подвесных баков мог достигать на высоте 14000 м скорости, равной 1840 км/час (меньше максимальной скорости на этой высоте на 60 км/час), однако продолжать дальнейший полет на этой скорости не мог. При этом самолет уходил от аэродрома вылета на расстояние порядка 200 км.

Возможная продолжительность горизонтального полета самолета СМ-12 без подвесных баков на форсаже на практическом потолке при выходе на него со сверхзвуковой скоростью (М=1,2) с условием посадки на свой аэродром с 7% остатком топлива составила всего 1 мин.

Таким образом, хотя самолет СМ-12 и имел по сравнению с МиГ-19С значительно большую максимальную скорость, лучшие характеристики разгона и больший потолок, использовать эти преимущества из-за малого запаса топлива не представлялось возможным.

Взлетно-посадочные характеристики (без подвесных баков и с убранными закрылками) тоже претерпели изменения не в лучшую сторону. Длина разбега и взлетной дистанции (до набора высоты 25 м) самолета СМ-12 с включением форсажа на разбеге составили соответственно 720 ми 1185 м, против 515 м и ИЗО м у МиГ-19С, а с включением максимала на разбеге - 965 м и 1645 м у СМ-12 и 650 м и 1525 м у МиГ-19С.

Высокие температуры в хвостовой части фюзеляжа от теплового воздействия двигателей на самолете СМ-12 отрицательно сказались на условиях его эксплуатации. Это приводило к об-горанию и расплавлению дюралевых элементов конструкции, обгоранию лакокрасочного покрытия наружной обшивки хвостовой части фюзеляжа, появлению трещин и короблению, выпадению и ослаблению заклепок на внутреннем стальном жарозащитном кожухе за реактивными соплами двигателей, обгоранию и разрушению изоляции электропроводов, расположенных в хвостовой часта фюзеляжа. Кроме того, при работе двигателей на форсаже температура поверхности нижнего гидроцилиндра управления створками сопла достигала 135╟С, что было выше максимально допустимой температуры для гидросмеси на 10╟С.

Указанные дефекты были выявлены во время непрерывной работы двигателей на форсаже при выполнении разгонов до максимальной скорости в течение 5-6 мин и при наборе высоты в течение 12-13 мин.

Естественно, при эксплуатации самолета СМ-12 в условиях жаркого климата и при полетах с непрерывно включенным форсажом в течение 15 мин и более дефекты по прогару элементов конструкции могли проявляться еще в большей степени.

В связи с высоким температурным режимом в хвостовой части фюзеляжа технический состав, обслуживающий самолет, должен был более тщательно производить осмотр хвостовой части фюзеляжа на отсутствие прогаров, короблений и следить за наличием равномерных зазоров между удлинительной трубой двигателя и экраном фюзеляжа.

Тем не менее сами двигатели РЗ-26 за весь период испытаний проявили себя с лучшей стороны. При наборе высоты, в горизонтальном полете и при планировании они работали устойчиво во всем рабочем диапазоне изменения высот и скоростей полета самолета СМ-12, а также при выполнении фигур пилотажа, в том числе при кратковременном действии отрицательных и близких к нулю вертикальных перегрузок (без признаков масляного голодания).

Запас устойчивости по помпажу на форсажном и максимальном режимах при испытаниях составил не менее 12,8-13,6%. Однако в связи с применением на двигателях РЗ-26 лопаток 2-5 ступеней компрессора из алюминиевого сплава военные потребовали от Главного конструктора ОКБ-26 проведения конструктивных мероприятий по обеспечению стабильности помпажных характеристик двигателей РЗ-26 по мере выработки ресурса.

Двигатели РЗ-26 также работали устойчиво при пробах приемистости от режима малого газа до номинального, максимального или форсажного режимов и при дросселировании с этих режимов до режима малого газа на земле и в полете на высотах до 17000 м при плавных и резких (за 1,5-2,0 сек) перемещениях рычагов управления.

Форсаж двигателей надежно включался до высот 15500 м на скоростях 400 км/час по прибору и более, что расширяло боевые возможности самолета СМ-12 на больших высотах по сравнению с самолетом МиГ-19С. Правда, на больших высотах полета -до 17000 м - наряду с большим количеством надежных включений все же имели место отдельные случаи не включения форсажа.

При этом основные эксплуатационные параметры работы двигателей во всех случаях находились в нормах технических условий.

В диапазоне регулирования тяги на форсажном и максимальном режимах двигатели РЗ-26 на земле и в полете на высотах до 16000 м работали устойчиво как на установившихся режимах, так и при приемистости при плавных и резких (за 1,5-2,0 сек) перемещениях рычагов управления. Однако малый диапазон регулирования тяги на форсажном и максимальном режимах и недостаточная фиксация рычагов управления на режимах частичного максимала и форсажа не исключали возможности непреднамеренного выключения этих режимов при полетах в строю. В связи с этим ОКБ предписывалось фиксаторы минимальной тяги регулируемого диапазона максимала и форсажа выполнить так, чтобы исключить возможность непроизвольного выключения этих режимов в полете.

К работе двигателей у военных не было особых претензий, что не скажешь о системе их запуска. Так запуск двигателей РЗ-26 на земле оказался значительно хуже, чем РД-9Б на самолете МиГ-19С. При температурах ниже -10 С запуск был возможен только от аэродромного агрегата АПА-2. Автономный запуск двигателей при минусовых температурах практически невозможен, а запуск двигателей, в особенности запуск второго двигателя при работающем первом, от бортовой аккумуляторной батареи 12САМ-28, а также от стартовой тележки СТ-2М был ненадежным даже при положительных температурах атмосферного воздуха.

В связи с этим военные потребовали от ОКБ-26 и ОКБ-155 провести мероприятия по повышению надежности, обеспечению автономности и сокращению времени запуска на земле двигателей РЗ-26.

Запуск двигателей в полете происходил надежно на высоте 8000 м при скорости по прибору более 400 км/ час, а на высоте 9000 м при скорости по прибору более 500 км/час.

На самолете СМ-12 была обеспечена устойчивая работа двигателей РЗ-26 при стрельбе из пушек НР-30 без локализаторов на высотах до 18000 м и стрельбе реактивными снарядами С-5М без использования клапанов сброса топлива на высотах до 16700 м. Для проверки устойчивости работы двигателей РЗ-26 при стрельбе снарядами С-5М из блоков ОРО-57К стрельба производилась при всех возможных условиях полета.

Во всех полетах с серийно-залповой стрельбой снарядами С-5М и стрельбой из пушек НР-30 без локализаторов двигатели РЗ-26 с отключенными клапанами сброса топлива работами устойчиво. Число оборотов и температура газов за турбиной двигателей при стрельбе практически не изменялись. Это свидетельствовало о нецелесообразности установки клапанов сброса топлива на двигателях РЗ-26 при применении на самолете СМ-12 реактивных снарядов С-5М из 4-х блоков ОРО-57К.

При стрельбе снарядами С-5М двигатели РЗ-26 с включенными клапанами сброса топлива работали также устойчиво. При стрельбе на форсажном режиме работы двигателей РЗ-26 после срабатывания клапанов двигатели выходили на максимальный режим через 12-14 сек. Однако в полете на высоте 16500 м при скорости полета по прибору 350 км/час после выхода двигателей на максимальный режим и нажатия кнопки "форсаж" форсажные камеры обоих двигателей не включились. После сброса оборотов при срабатывании клапанов, самолет заметно терял скорость, что могло ухудшить точность прицеливания.

Полученные результаты также подтвердили возможность снятия локализаторов на крыльевых пушках НР-30. Правда, при стрельбе из пушек большое количество копоти попадало на остекление фонаря, что значительно ухудшало его прозрачность. Кроме того, военные ожидали сильное ослепление летчика при стрельбе из пушек ночью.

Тем не менее пушечное вооружение в процессе стрельбы при выполнении 11 полетов работало безотказно. Характеристика технического рассеивания при стрельбе в тире и устойчивость пристрелки пушечного вооружения соответствовали требованиям ВВС, и не превышали двух тысячных дальности. Однако при стрельбе из пушек на числах М=1,7 самолет СМ-12 имел значительные колебания по крену и несколько меньшие по углу тангажа, парировать которые отклонением органов управления не представлялось возможным, так как самолет начинал еще больше раскачиваться. Естественно это сказывалось отрицательно на точность стрельбы.

Реактивное вооружение в процессе испытаний также работало надежно. Сила отдачи при серийно-залповой стрельбе 32 реактивными снарядами С-5М (по 4 снаряда в каждом залпе) ощущалась значительно меньше, чем при стрельбе из пушек НР-30. Однако установленный на самолете прицел АСП-5Н-В4 не мог обеспечить необходимую точность стрельбы снарядами С-5М, что снизило эффективность боевого применения реактивного вооружения.

Давность действия радиодальномера СРД-5А не обеспечила использование всего диапазона дальности, отрабатываемого прицелом (до 2000 м). Если дальность действия радиодальномера по самолету МиГ-19 при атаках под ракурсом 0/4 составляла 1700-2200 м, то при атаках под ракурсами 1/4 и более только 1400-1600 м. При этом сопровождение по дальности осуществлялось устойчиво. Ложных захватов радиодальномером в момент стрельбы из пушек не отмечено. Радиодальномер также устойчиво срабатывал по земле с высоты 1000 м.

Дальность действия станции защиты хвоста "Сирена-2" при атаке самолетом Як-25М с радиолокационным прицелом РП-6 с задней полусферы с ракурсом 0/4 составила 18 км, что соответствовало требованиям ВВС.

По мнению ведущих летчиков-испытателей и летчиков облета истребитель СМ-12 по технике пилотирования во всем диапазоне эксплуатационных скоростей и высот полета, а также на взлете и посадке практически не отличался от самолета МиГ-19С.

Устойчивость и управляемость самолета СМ-12 в диапазоне эксплуатационных скоростей и высот полета в основном аналогичны устойчивости и управляемости самолета МиГ-19С, за исключением более выраженной по сравнению с МиГ-19С неустойчивости по перегрузке на околозвуковых скоростях полета на больших углах атаки. Неустойчивость по перегрузке в большей степени проявлялась при наличии наружных подвесок или с выпущенными воздушными тормозами.

При создании перегрузки на околозвуковых скоростях на высотах 10000-12000 м после небольшой зоны предупредительной тряски неустойчивость по перегрузке на самолете СМ-12 проявляется несколько больше, чем на самолете МиГ-19С. На режиме предупредительной тряски до проявления неустойчивости СМ-12 удерживался легко, однако от летчика требовалось повышенное внимание к пилотированию самолета. При запаздывании с отдачей ручки от себя, в случае проявления неустойчивости, перегрузка могла самопроизвольно увеличиться на 1-2 единицы и самолет в некоторых случаях мог выйти на режим срыва в штопор.

Выход на режим тряски на самолете СМ-12 происходил при меньшем отклонении ручки управления на себя, чем на самолете МиГ-19С. При этом дальнейшее даже незначительное перетягивание ручки вызывало заброс перегрузки, а недостаточное и несвоевременное парирование заброса перегрузки также могло привести к срыву самолета в штопор.

Одной из причин уменьшения устойчивости по перегрузке являлось значительное смещение центра тяжести самолета назад по сравнению с самолетом МиГ-19С.

Самолет СМ-12 на скоростях, близких к максимальной, позволял выполнять маневр по курсу и высоте, но из-за значительно возросшей скорости полета на нем, как и на его предшественниках МиГ-15 и МиГ-17, начиналось самопроизвольное кренение на больших числах М, которое увеличивалось при создании перегрузки.

Кренение самолета отмечалось на высотах 11000-14000 м в процессе разгона, начиная с числа М=1,2 до М=1,83, которое при М=1,3-1,4 резко менялось на противоположное. При этом усилия на ручке управления самолетом (РУС) для парирования кренения не превышали 2-3 кг, а отклонение - 1/4-1/5 хода. В процессе всего разгона постоянно возрастающие давящие усилия на ручку летчику приходилось снимать триммерным эффектом, а к моменту достижения максимальной скорости полета триммер-ный эффект использовался им практически полностью.

После аварийного выключения форсажа на числах М более 1,7 самолет начинал энергично тормозиться, а ввиду того, что триммерный эффект был полностью использован, он сильно опускал нос, а тянущие усилия на ручку при этом возрастали до 12-15 кг. В дальнейшем по мере уменьшения скорости и снятия триммерного эффекта тянущие усилия снимались полностью. При этом введенное ограничение, не позволяющее выключать форсаж дросселированием двигателей при числах М более 1,7 и рекомендующее выключать форсаж аварийных способом (выключением АЗС "форсаж"), создавало неудобство в пилотировании самолета и отвлекало внимание летчика от наблюдения за целью.

Кроме того, летчиками на самолете СМ-12 была отмечена невозможность парирования усилий от элеронов при отказе гидроусилителей на больших числах М, что по их мнению представляло большую опасность для полета, чем на МиГ-19С, у которого диапазон скоростей меньше чем на самолете СМ-12, на 500 км/час.

В процессе испытаний на СМ-12 отмечалось нестабильное сохранение заданного режима полета самолета. Так, при отвлечении внимания летчика от пилотирования самолет начинал изменять курс, высоту и скорость. Одной из причин этого недостатка являлись повышенные силы трения в системах продольного и, особенно, поперечного управления, а также повышенное, по сравнению с серийными гидроусилителями, трение золотника в гидроусилителях БУ-13МК и БУ-14МСК (2 кг вместо 1,2).

Установленный на руле направления триммер в полете на больших числах М оказался малоэффективен, правда, ненормальностей в поведении самолета при отклонении триммера на предельных М и скоростном напоре отмечено не было. При полете на числах М=1,1-1,15 отмечалось сильное биение педалей, которое несколько увеличилось после установки дополнительных заборников воздуха для охлаждения хвостовой части фюзеляжа.

На самолете СМ-12 выполнялись фигуры простого, сложного и высшего пилотажа: петли и полупетли, перевороты и пикирования, боевые развороты, бочки, виражи-спирали, разгоны и торможения. При этом выполнение вертикальных и горизонтальных фигур пилотажа на самолете СМ-12 аналогично выполнению их на самолете МиГ-19С. Координированные скольжения возможно было выполнять во всем диапазоне скоростей и чисел М, крен при этом на больших приборных скоростях и числах М не превышал 5-7╟.

Полеты для проверки аварийного электрического управлении стабилизатором выполнялись на скоростях по прибору до 1100 км/час на высотах 2000-10000 м и до чисел М=1,6 на высотах 11000-12000 м. Пилотирование самолета при этом, требовало от летчика более точных .движений ручкой управления, особенно в диапазоне чисел М-1,05-1,08. Неточность движения ручкой управления могла привести к раскачке самолета.

По мнению летчиков-испытателей учитывая все отмеченные выше преимущества и недостатки самолета СМ-12 по сравнению с МиГ-19С, было целесообразно рекомендовать его к принятию на вооружение частей ВВС вместо самолета МиГ-19С, при условии устранении выявленных дефектов.

Однако в своем заключении по результатам испытаний ГК НИИ ВВС не рекомендовал самолет СМ-12 к принятию на вооружение частей ВВС, вместо самолета МиГ-19С, до устранения выявленных недостатков, а также до выполнения мероприятий по устранению недостатков, присущих самолетам МиГ-19С, таких как:

недостаточная надежность гидросистемы самолета из-за частых отказов агрегатов системы, разрушения трубопроводов в местах их заделки, перетирания трубопроводов об элементы конструкции самолета вслед ствие неудовлетворительного монтажа;

перегруженность колес КТ-37 главного шасси при взлете самолета с двумя подвесными баками емкостью по 760 литров (при заправке по 600 литров);

перегрев и обгорание элементов конструкции хвостовой части фюзеляжа и электропроводов, проложенных в зоне форсажных камер двигателей.

Кроме того, из-за невозможности на самолете СМ-12 продолжать полет на форсаже без подвесных баков после достижения максимальной скорости на больших высотах и в связи с ограниченным временем пребывания самолета на практическом потолке при полете на сверхзвуковой скорости в сторону от аэродрома при условии обязательной посадки на свой аэродром военные потребовали от ОКБ-155 разработать для самолета подвесные баки емкостью по 400-500 литров с малым аэродинамическим сопротивлением, позволяющие выполнять полет с ними до чисел М поряд-' ка 1,5-1,6. При этом требовалось обеспечить первоочередную выработку топлива из подвесных баков и возможность их сброса на всех скоростях вплоть до максимально допустимой скорости полета с баками.

В связи с этим ГК НИИ ВВС просил Председателя Госкомитета СМ СССР по авиатехнике обязать ОКБ-155 отработать образец самолета СМ-12 для серийного производства и предъявить его на контрольные испытания до запуска в серию, с выполнением на нем необходимых доработок.

Таким образом вопрос о запуске в серию и принятию на вооружение самолета СМ-12 был отложен до проведения контрольных испытаний СМ-12/3. Однако сменить в серии своего собрата истребителю СМ-12 так и не пришлось, так как в связи с успешными испытаниями самолета Е-6, показавшего большие перспективы, интерес к самолетам типа СМ-12 пропал.

Тем не менее на этом история истребителей СМ-12 не закончилась. В дальнейшем самолеты СМ-12/3 и СМ-12/4 внесли немалый вклад в отработку управляемых ракет К-13, которые впоследствии долгое время находились на вооружении истребительной авиации.

В начале 1959 года в ОКБ-155 истребители СМ-12/3 и СМ-12/4 были переоборудованы под систему вооружения К-13, самолеты получили заводское обозначение СМ-12/ЗТ и СМ-12/4Т соответственно. Кроме того предполагалось переоборудовать и СМ-12/2 в модификацию СМ-12/2Т, однако работы на нем вскоре были свернуты, а весь задел был использован при переоборудовании СМ 12/4.

Первым вышел из ворот цеха и проходил испытания самолет СМ-12/ЗТ, оборудованный системой К-13, которая включала в себя:

две ракеты К-13, подвешенных под крылом на универсальных балках с АПУ-26 на месте ПТБ;

опытный образец радиодальномера "Квант" сопряженный с прицелом АСП-5НВ-У1 и вычислителем разрешенной дальности пуска;

ИК-визир СИВ-52.

Установленный на самолете СМ-12/ЗТ радиодальномер "Квант" был выполнен в первом варианте и учитывал зависимость дальности пуска только от высоты полета. Данный образец "Кванта" обеспечивал: автоматическое и непрерывное определение истинной дальности до цели и выдачу ее значения на стрелочный индикатор летчика; автоматическое сравнивание истинной дальности с разрешенной дальностью пуска ракет К-13 и выдачу сигнала разрешения пуска; сигнализацию о достижении дальности выхода из атаки.

Кроме того на самолете были установлены бустеры БУ-19Д и БУ-18Д имеющие улучшенные характеристики по сравнению с БУ-14МСК и БУ-13МК, что позволило повысить характеристики управляемости.

После СМ-12/ЗТ испытания проводились на самолете СМ-12/4Т, также оборудованном системой К-13. Правда, в отличие от предшественника на нем был установлен радиодальномер "Квант I", сопряженным с прицелом АСП-5Н. Радиодальномер "Квант I" имел совмещенную антенну, и в отличие от "Кванта" с упрощенным вариантом антенной системы, позволял вести прицельную стрельбу не только ракетами К-13, но и из пушек НР-30 и блоков ОРО-57К.

На самолетах СМ-12/ЗТ и СМ-12/ 4Т была выполнена программа по облету как самолетов, так и ракет К-13 совместно с радиодальномером "Квант", после чего они в компании с истребителем МиГ-21Ф-13 ╧032, оборудованным пусковыми устройствами АПУ-13Д, приступили к полномасштабным испытаниям системы вооружения К-13, которые начались 21 октября 1959 г.

ЛТХ:

Модификация	СМ-12/3
Размах крыла, м	9.00
Длина, м	13.21
Высота, м	3.89
Площадь крыла, м2	25.00
пустого самолета
максимальная взлетная	7654
топлива	1780
Тип двигателя	2 ТРД Р3М-26
Тяга, кгс	2 х 3800
Максимальная скорость, км/ч	1926
Практическая дальность, км
нормальная	920
с ПТБ	1530
Скороподъемность, м/мин	2500
Практический потолок, м	17500
Макс. эксплуатационная перегрузка	8
Экипаж, чел	1
Вооружение:	две УРВВ РС-2УС

----------