МиГ-19 (по кодификации НАТО: Farmer — «Фермер») — советский одноместный реактивный истребитель второго поколения, разработанный ОКБ Микояна и Гуревича в начале 1950-х годов. Первый советский серийный сверхзвуковой истребитель, широко применялся в системе ПВО СССР и поставлялся за рубеж.
МиГ-19 стал первым в мире самолётом, способным при старте с земли достигать сверхзвуковой скорости в горизонтальном полёте.
МиГ-19 является ровесником американского истребителя F-100 Super Sabre, хотя во Вьетнаме противостоял и более поздним F-4 Phantom II.
История разработки Первым шагом на пути к созданию сверхзвукового истребителя МиГ-19 можно считать опытный самолёт СМ-1. По постановлению Совета Министров от 20 апреля 1951 года, старый МиГ-15бис 45°, проложивший дорогу к созданию МиГ-17, переоборудовали для установки двух двигателей АМ-5 вместо одного ВК-1. Двигатели размещались в фюзеляже, в мотоотсеке, вплотную друг к другу. Во время испытаний намечалось улучшить лётные характеристики МиГ-17 и довести двигатель до необходимого уровня надёжности и экономичности. Первоначально на СМ-1 установили два двигателя АМ-5 (позднее их заменили на усовершенствованные АМ-5А) тягой по 2000 кгс. В сумме два двигателя, даже без форсажа, давали большую тягу, чем один ВК-1Ф на форсаже, при этом их суммарная масса была всего на 88 кг больше. Меньшие габариты двигателей позволили разместить в фюзеляже три дополнительных бака общим объёмом в 770 литров.
Самолёт был построен в конце 1952 года и получил обозначение И-320. Лётные испытания провели лётчики Г. А. Седов и К. К. Коккинаки, а ведущим инженером по испытаниям назначили А. В. Минаева. На испытаниях самолёт достиг скорости 1193 км/ч на высоте 5000 м и скороподъёмности 41 м/с. Благодаря более экономичным двигателям и увеличенному объёму топлива существенно возрос радиус действия истребителя.
Следующим этапом в разработке МиГ-19 стало создание в 1952 самолёта СМ-2 (И-360). Новый самолёт отличался от СМ-1 удлинённым на 1,6 метра фюзеляжем, размах крыла уменьшился с 9,26 метра до 9,04 метра, а вес вырос с 5219 кг до 6802 кг. Для СМ-2 было разработано новое крыло со стреловидностью 55° и одним аэродинамическим гребнем. По предложению инженера Н. Волкова, в корневой части крыла были размещены пушки Н-37Д с боезапасом. Это позволило освободить место в носовой части фюзеляжа для другого оборудования. Другие изменения коснулись конструкции фонаря, основных стоек шасси и их щитков, нижний киль был увеличен, а посадочная фара была перенесена с левого крыла под носовую часть. Силовая установка состояла из двух двигателей АМ-5А.
В апреле 1952 года первый прототип с Т-образным хвостовым оперением, обозначенный СМ-2/1, был передан на аэродром ЛИИ, где 27 мая Г. А. Седов выполнил на нём первый полёт. Практически сразу стало ясно, что тяги двигателей АМ-5А недостаточно, и их заменили на форсированные АМ-5Ф с тягой 2150 кгс и 2700 кгс на форсаже. С новыми двигателями удалось достичь скорости М=1,19 в горизонтальном полёте. По результатам испытаний горизонтальное оперение перенесли на фюзеляж, одновременно увеличив его площадь, была также увеличена площадь руля направления и модифицированы тормозные щитки. Переделанный самолёт получил обозначение СМ-2А, а после увеличения аэродинамических гребней на крыле — СМ-2Б.
Второй прототип, СМ-2/2, был изначально построен с горизонтальным оперением на фюзеляже. Кроме того, на СМ-2/2 устанавливались пушки с коротким стволом и отсутствовала возможность подвески 760-литрового ПТБ.
Однако даже форсированный двигатель АМ-5Ф был недостаточно мощным, и прототипы переоснастили новыми, более мощными АМ-9Б тягой 2600 кгс и 3250 кгс на форсаже. После запуска в серию этот двигатель был обозначен РД-9Б. С новым двигателем СМ-2Б получил обозначение СМ-9/1. 5 января 1954 года, лётчик-испытатель Г. А. Седов впервые поднял СМ-9/1 в небо, всего он выполнил 132 полёта на этой машине. Уже во втором полёте был преодолён звуковой барьер.
К тому времени конструкторы изменили форму перегородки в воздухозаборнике, а пушки Н-37 заменили на три НР-23, с общим боекомплектом в 340 патронов. В состав оборудования входили радиостанция РСИУ-3М «Клён», ответчик «Узел-1» и радиодальнометр СРДМ-1М «Конус».
В 1953—1954 гг. проводились опытные полёты; была достигнута максимальная скорость 1650 км/час при динамическом потолке около 20 000 м. Применение ракетного ускорителя в дальнейшем позволило достичь скорости 1930 км/час и потолка 24 000 м.Цихош. Э. Сверхзвуковые самолёты. Перевод с польского с авторскими изменениями и дополнениями. — Москва: Мир, 1983. — 432 с. ISBN отсутствует. — С. 193
5 января 1954 был совершён первый облёт предсерийной машины СМ-9
12 сентября 1954 года заводские испытания были завершены, и 30 сентября начались государственные испытания. Лётные испытания показали, что характеристики самолёта существенно улучшились, и СМ-9/1 был рекомендован к принятию на вооружение. Совет Министров постановлением № 286—133 от 17 февраля 1954 года распорядился начать серийное производство самолёта МиГ-19 на двух заводах в Горьком и Новосибирске.
3 июля 1955 самолёт был впервые показан на авиационном параде в Тушино под Москвой
В 1956 принято решение о создании наземного комплекса безаэродромного базирования и запуска самолёта. В рамках проекта создана подвижная катапульта и модифицированный вариант истребителя под индексом СМ-30. Самолёт оснащался стартовым пороховым ускорителем весом 400 кг. Старт машины происходил при работающих в форсированном режиме основных двигателях. Первый запуск с катапульты осуществлён в беспилотном варианте. Исследовались также параметры влияния ускорения на организм пилота при взлёте с катапульты. После доработок и модернизации катапульты пилотируемые запуски осуществили лётчики-испытатели Г. М. Шиянов, В. Г. Иванов, Г. Т. Береговой и другие. По замыслу разработчиков использование катапульты позволяло скрытно размещать самолёт-перехватчик в выбранном районе и резко сокращать время выхода боевой машины в режим перехвата цели. В дальнейшем работы над передвижным комплексом катапультируемого взлёта истребителя СМ-30 были свёрнуты в связи с появлением на вооружении частей ПВО высокоэффективных зенитных ракет класса «земля — воздух»Цихош. Э. Сверхзвуковые самолёты. Перевод с польского с авторскими изменениями и дополнениями. — Москва: Мир, 1983. — 432 с. ISBN отсутствует. — С. 194—195
Конструкция Самолёт МиГ-19 — классический цельнометаллический среднеплан с лобовым воздухозаборником, со стреловидным крылом и оперением. Планер изготовлен, главным образом, из алюминиевых сплавов с использованием в наиболее нагруженных элементах конструкции стали.
Фюзеляж — полумонокок с максимальным диаметром 1,45 м. Сечение фюзеляжа переменное — круглое в носовой части и эллиптическое в хвостовой. По шпангоуту № 20 проходит технологический и эксплуатационный разъём, разделяющий фюзеляж на носовую и хвостовую части. Легкоразъемное соединение частей фюзеляжа обеспечивает удобный монтаж и демонтаж двигателя.
В носовой части фюзеляжа расположена герметичная кабина лётчика. Кабина вентиляционного типа с катапультируемым креслом, шторкой для защиты лица, комплектом кислородного оборудования и высотно-компенсирующим костюмом. Кабина закрыта прозрачным каплеобразным фонарем. Лобовое остекление неподвижного козырька фонаря плоское и выполнено из бронестекла. Подвижный сегмент фонаря сдвигается назад. Аварийный сброс фонаря производился с помощью пневмосистемы. Для улучшения обзора задней полусферы на сдвижной части фонаря установлен перископ.
В нижней носовой части фюзеляжа смонтирована длинная штанга приёмника воздушного давления (ПВД). На перехватчиках МиГ-19П/ПМ штанги перенесены на консоли крыла. В носовой части фюзеляжа также расположены отсеки бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО), воздухозаборник, ниша уборки передней опоры шасси и топливный бак.
Хвостовая часть фюзеляжа крепится к носовой на четырёх болтах. В хвостовой части расположены двигатели, отсек тормозного парашюта и топливные баки. Миг-19 стал первым советским истребителем, оснащённым тормозным парашютом. По бортам на нижней поверхности фюзеляжа установлены воздушные тормоза.
Бронезащита лётчика включает переднее бронестекло фонаря толщиной 64 мм, бронеплиты перед кабиной толщиной 10 мм, бронеспинка толщиной 16 мм и бронезаголовник толщиной 25 мм. Имеет бронезащиту и стреляющий механизм катапульты.
Крыло — стреловидное цельнометаллическое двухлонжеронное, с внутренним подкосом. Конструктивно состоит из центроплана и двух отъёмных консолей. Механизация крыла: элероны и щитки-закрылки. Элероны с внутренной аэродинамической компенсацией. На левом элероне установлен триммер. Угол отклонения элеронов +/- 20 градусов. Щитки-закрылки со скользящей осью вращения отклоняются при взлёте на угол 15 градусов и при посадке на 25 градусов. На нижней поверхности крыла имеются интерцепторы кинематически связанные с элеронами. На каждой половине крыла расположены узлы подвески дополнительных сбрасываемых топливных баков и пусковые устройства четырёх ракет «воздух-воздух».
Хвостовое оперение — классической схемы стреловидное, состоит из киля с форкилем и рулём направления и стабилизаторов с рулями высоты. Углы отклонения руля направления +/- 25 градусов. Руль высоты отклоняется вверх на 16 градусов, а вниз на 21 градус. Начиная с МиГ-19С, вместо стабилизатора с рулями высоты устанавливался цельноповоротный стабилизатор. Под фюзеляжем для увеличения путевой устойчивости смонтирован вертикальный гребень.
Шасси — убираемое, трёхопорное с носовой стойкой. Все опоры одноколёсные. Носовая опора убирается поворотом вперёд в нишу фюзеляжа. Основные опоры убираются в ниши крыла поворотом к оси фюзеляжа. Все колёса снабжены тормозами. Уборка и выпуск шасси осуществляется гидравликой, аварийный выпуск пневмосистемой.
Силовая установка — два турбореактивных двигателя РД-9Б с осевым компрессором и форсажной камерой установлены в хвостовой части фюзеляжа бок о бок. Воздухозаборник лобовой, общий для обоих двигателей, разделён вертикальной перегородкой на два канала подвода воздуха к двигателям. Воздушные каналы проходят через всю носовую часть фюзеляжа и огибают кабину пилота.
Топливо размещалось в четырёх топливных баках общей ёмкостью 2170 литров. Первый топливный бак находился за кабиной пилота, второй под двигательным отсеком, третий и четвёртый находились в хвостовой части фюзеляжа, под удлинительными трубами двигателей. Предусмотрена возможность подвески под крылом двух сбрасываемых топливных баков ёмкостью по 760 л или 400 л.
Управление самолётом осуществляется по крену с помощью элеронов и интерцепторов, по курсу с помощью руля направления, по тангажу с помощью управляемого стабилизатора или рулей высоты. Элероны, интерцепторы и стабилизатор кинематически связаны с гидроусилителями, включёнными по необратимой схеме. Руль направления связан с педалями с помощью тросов. Усилия на ручке управления создаются пружинными загрузочными механизмами.
Гидравлическая система самолёта включает основную и бустерную. Основная предназначена для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, управления створками сопл двигателей, выпуска и отсоединения тормозного парашюта, закрытия перекрывных топливных кранов, давление жидкости создаётся насосом с приводом от правого двигателя. В бустерной системе, предназначенной для управления самолётом, давление жидкости создаётся с приводом от левого двигателя.
Воздушная система самолёта обеспечивает основное и аварийное торможение колёс шасси, аварийный выпуск шасси и закрылков, открытие створок контейнера тормозного парашюта и сброс его после посадки, герметизацию кабины и подбрасывание сдвижной части фонаря в аварийной ситуации, спуск и перезарядку оружия и ряд других функций.
Кислородное оборудование включает парашютный прибор, маску и четыре кислородных баллона общей ёмкостью 12 литров.
Приборное оборудование обеспечивает выполнение полётов в любое время суток в простых и сложных метеорологических условиях и выполнение сложного пилотажа.