Внизу: Перед полетами. Заправка топливом самолета МиГ-15бис.
Истребители МиГ-15бис знаменитой пилотажной группы «Красная пятерка» с авиабазы Кубинка.
Аварийная посадка МиГ-15 №120113 пилотируемого летчиком-испытателем завода №1 М.В. Ермоленко. 24 мая 1950 г. во время контрольного полета отказала система выпуска шасси из-за вырывания гидрошланга тормозных щитков.
Аварийная посадка МиГ-15бис из 39 ГвИАП, г. Васильков, 1953 г. (архив С. Попсуевича).
Авария МиГ-15бис №1003 завода №126. 25 июня 1950 г летчик-испытатель военного представительства Г.Б. Вахмистров из-за остановки двигателя ВК-1 №Ф9129 произвел вынужденную посадку на грунт параллельно ВПП.
Истребитель МиГ-15бис №2104. На заводе №292, в отличие от других, в серийном номере самолетов на первом месте стоял номер машины в серии, а на втором номер серии.
Истребитель МиГ-15бис, оборудованный радиостанцией РСИ-6 и системой радиолокационного опознавания (СРО) «Барий-М». Бортовой номер, кольцо воздухозаборника и «пилотка» на киле окрашены в голубой цвет.
Истребитель МиГ-15бис на аэродроме Черниговского ВАУЛ, 1957 г. Опознавательные знаки нанесены в соответствии с положением об 03 ВВС 1955 г. (архив С. Попсуевича).
Увеличение жесткости крыла самолета № 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 №10. А увеличение жесткости крыльев самолетов № 122040 и № 122067 достигалось введением под обшивку фестонов больших размеров (верхнего — от продольной балки до нервюры №_»>15 и нижнего — от главной балки до нервюры №16), а также усилением нервюры №9 и заднего стрингера крыла. Толщина обшивки оставалась такой же, как на серийных МиГах. Поэтому крыло самолета № 121058 «потяжелело» на 47 кг, а крылья №№ 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 № 122058 на задней кромке от нервюры №7 до нервюры №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 №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 № 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 № 122058 не дают достаточных оснований утверждать, что кренения на серийных самолетах с крыльями, имеющими ужестчение 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 углы 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 №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.
Схема увеличения жесткости крыла самолета МиГ-1 5бис № 122058
Самолет МиГ-15бис № 11 15341 оборудованный системой автономного запуска двигателя ВК-1
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 № 11 15341 с ВК-1 № 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.
