Trong quá trình phát triển MiG-21, chiếc tiêm kích MiG-19 khá thành công đã được đưa vào sản xuất. Anh trở thành máy bay chiến đấu siêu thanh nối tiếp đầu tiên trên thế giới. MiG-19 là chiếc đầu tiên giải quyết được nhiều vấn đề liên quan đến các chuyến bay siêu thanh. Lỗ hổng thiết kế duy nhất của máy bay là khe hút gió cận âm. Như bạn đã biết, thiết bị hút gió ảnh hưởng không nhỏ đến đặc tính bay của máy bay. Tổng tổn thất áp suất của không khí đi vào động cơ càng ít thì lực đẩy của nó càng cao và do đó các đặc tính của máy bay càng cao. Ở tốc độ bay tương ứng với Mach 1, 5, tổn thất lực đẩy của động cơ có bộ hút khí cận âm đạt 15%. Các cửa hút không khí có vỏ tròn được sử dụng trên MiG-15, MiG-17 và MiG-19, tạo ra lực hút ở tốc độ cận âm, làm tăng đáng kể lực cản ở tốc độ siêu âm. Tuy nhiên, cần lưu ý rằng vào thời điểm chế tạo ra MiG-19, khoa học thế giới vẫn đang mò mẫm tìm kiếm các quy luật cơ bản của khí động học siêu thanh, và do đó chiếc đầu tiên được tạo ra, MiG-19, đi trước một chút so với sự ra đời của lý thuyết hoàn chỉnh về thiết bị đầu vào siêu thanh. Xét đến sự phát triển nhanh chóng của ngành hàng không vào thời điểm đó, hoàn toàn tự nhiên đòi hỏi công việc cải tiến số liệu kỹ thuật bay của máy bay MiG-19S được OKB-155 thực hiện ngày 1956-12-12 theo lệnh của Bộ Công nghiệp Hàng không. Số 60 7. Và vào mùa xuân năm 1957, chiếc tiêm kích được đưa vào bay thử nghiệm SM-12 là một cải tiến khác của MiG-19S. Chiếc đầu tiên, SM-12/1, được chuyển đổi tại nhà máy số 155 từ một chiếc MiG-19SV (số 61210404) ở độ cao lớn. Trên đó, đầu tiên phải kể đến khe hút gió được thay mới, với phần vỏ sắc cạnh và phần thân trung tâm (hình nón). Nó cũng được lên kế hoạch cung cấp các động cơ RD-9BF-2 thử nghiệm mạnh mẽ hơn với triển vọng lắp đặt thêm RD-9BF-2 với hệ thống phun nước. Một công cụ tìm phạm vi vô tuyến SRD-1M kết hợp với một kính ngắm quang học ASP-4N được đặt ở thân trung tâm của bộ hút gió. Nhưng do sự chậm trễ trong việc tinh chỉnh các động cơ cưỡng bức, nên cần phải hài lòng với RD-9BF nối tiếp.
Theo hình thức này, SM-12 đã bắt đầu các chuyến bay thử nghiệm tại nhà máy vào tháng 4. Rõ ràng, chuyến bay đầu tiên và phần lớn các cuộc thử nghiệm này được thực hiện bởi phi công K. K. Kokkinaki. Sau 15 chuyến bay, các cuộc thử nghiệm của SM-12/1 được tiếp tục với động cơ RD-9BF-2, nhưng vào mùa thu, chiếc xe đã được đưa trở lại để sửa đổi. Lần này nó được trang bị động cơ P3-26 hứa hẹn hơn. Động cơ RZ-26 với lực đẩy đốt sau tăng lên (3800 kg) ở độ cao bay lớn, được phát triển ở OKB-26, là một sửa đổi của động cơ RD-9B. Trên đó, các cải tiến mang tính xây dựng đã được thực hiện để tăng độ tin cậy của việc đóng ngắt đốt sau ở độ cao lớn và tăng tính ổn định của hoạt động ở các chế độ thay đổi.
Bản sao đầu tiên, được chỉ định là SM - 12/1, trước đây đã thực hiện chương trình thử nghiệm với động cơ RD-9BF và RD-9BF-2, được trang bị động cơ mới và được gửi đến các chuyến bay thử nghiệm tại nhà máy vào ngày 21 tháng 10 năm 1957. Gần như song song. với cỗ máy này, chiếc MiG thứ hai đang được hoàn thiện -19С cho động cơ RD-9BF-2 với hệ thống phun nước. Nói chung, cỗ máy này, được ký hiệu SM-12/2, chỉ nhằm mục đích tinh chỉnh động cơ này, nhưng vào mùa hè năm 1958, nó đã không được đưa vào nhà máy OKB thử nghiệm, và động cơ P3-26 đã được lắp đặt thay thế..
Mẫu tiếp theo CM - 12/3 đã là một tiêu chuẩn để sản xuất hàng loạt và do đó toàn bộ phạm vi thay đổi thiết kế đã được thực hiện trên đó. Tính khí động học của máy bay đã được cải thiện thông qua việc sử dụng bộ khuếch tán siêu thanh với hình nón bật-tắt được điều khiển tự động ở lối vào kênh hút gió, liên quan đến phần mũi của thân máy bay được kéo dài thêm 670 mm. Cũng được lắp đặt các tên lửa đẩy thủy lực với ống cuốn bán kết nối BU-14MSK và BU-13MK thay vì BU-14MS và BU-13M, và để nâng cao độ tin cậy, hệ thống điều khiển tăng áp thủy lực đã được cải tiến - chúng loại trừ các phần không trùng lặp của hệ thống thủy lực cho tên lửa đẩy và tất cả các ống cao su đã được thay thế bằng các kết nối vô dụng bằng thép. Ngoài ra, SM-12/3 còn được trang bị máy đo khoảng cách vô tuyến SRD-5 "Baza-6" thay vì SRD-1M. Phần còn lại của thiết bị máy bay và các thành phần của nó vẫn giống như trên chiếc MiG-19S nối tiếp. Tất cả những sửa đổi trên đương nhiên dẫn đến việc tăng trọng lượng của máy bay, do đó các nhà thiết kế chỉ để lại hai khẩu pháo cánh HP-30 với cơ số 73 viên đạn trên máy bay, và việc kéo dài phần mũi của thân máy bay. cũng có thể xóa các trình bản địa hóa khỏi chúng. Để duy trì sự thẳng hàng của máy bay SM-12/3, việc lắp đặt các thanh dầm để treo các khối ORO-57K đã được thay đổi trên nó, chúng được đặt ở phía trước của cánh để dịch chuyển trọng tâm của máy bay chuyển tiếp. Trọng lượng cất cánh của máy bay SM-12/3, do thay đổi cấu trúc, ngay cả khi loại bỏ khẩu pháo trên thân, tăng 84 kg so với trọng lượng cất cánh của chiếc MiG-19S nối tiếp.
Vào ngày 19 tháng 12 năm 1957, SM - 12/3 và SM - 12/1 đã được giới thiệu cho Viện Nghiên cứu Không quân của Lực lượng Không quân để thử nghiệm chuyến bay cấp nhà nước nhằm thu thập dữ liệu kỹ thuật bay cơ bản và xác định khả năng áp dụng SM - 12 máy bay phục vụ cho Không quân. Theo lệnh của Tổng Tư lệnh Quân chủng Không quân, ngày 15 tháng 4 năm 1958, Viện Nghiên cứu Không quân đã trình bày kết luận sơ bộ về khả năng đưa máy bay SM-12 vào sản xuất hàng loạt. Trong các cuộc thử nghiệm cấp tiểu bang, 112 chuyến bay đã được thực hiện trên máy bay SM-12/3 và 12/1 -40 chuyến bay trên máy bay SM. Trong các cuộc thử nghiệm trên máy bay chiến đấu SM-12/3, động cơ RZ-26 với van đổ nhiên liệu đã được lắp đặt để ngăn động cơ tắt khi bắn tên lửa, và phần đuôi của thân máy bay cũng được sửa đổi để cải thiện điều kiện nhiệt độ hoạt động của nó.. Trong các cuộc thử nghiệm, SM-12 cho thấy các đặc tính tốc độ, gia tốc và độ cao tuyệt vời. Tốc độ bay ngang tối đa với động cơ chạy bằng đốt sau ở độ cao 12.500 m là 1926 km / h, cao hơn 526 km / h so với tốc độ tối đa của chiếc MiG-19S nối tiếp ở cùng độ cao (ở độ cao 10.000 m, lợi thế về tốc độ là 480 km / h.
Thời gian tăng tốc ở độ cao 14000 m từ tốc độ tương ứng với số M = 0,90 đến tốc độ cực đại 0,95 là 6,0 phút (tiêu hao nhiên liệu 1165 kg), và thời gian tăng tốc ở cùng độ cao đến 0,95 của cực đại Tốc độ ngang Thời gian bay của máy bay MiG-19S ít hơn hai lần và lên tới 1,5 phút thay vì 3,0 phút đối với MiG-19S. Mức tiêu hao nhiên liệu trong trường hợp này trên máy bay SM-12 là 680 kg và trên MiG-19S - 690 kg.
Trong quá trình tăng tốc khi bay ngang với thùng nhiên liệu phía ngoài có dung tích 760 lít, ở độ cao 12.000 m, số M = 1, 31-1, 32 đã đạt được, thực tế tương ứng với tốc độ tối đa của máy bay MiG-19S. không có xe tăng. Hoạt động của máy bay SM-12 là bình thường. Đúng như vậy, trong quá trình máy bay tăng tốc ở độ cao dưới 10.000 m với động cơ chạy bằng bộ đốt sau, trình tự sản xuất nhiên liệu từ các thùng chứa bị gián đoạn, có thể dẫn đến việc cạn kiệt nhiên liệu từ thùng thứ nhất khi có nhiên liệu trong xe tăng thứ ba và thứ tư, vi phạm sự thẳng hàng của máy bay với tất cả các hậu quả sau đó …
Trần bay thực tế của máy bay SM-12 ở chế độ đốt sau với chế độ lên cao ở tốc độ cận âm (M = 0,98) là 17.500 m, cao hơn 300 m so với trần bay thực tế của máy bay MiG-19S sản xuất ở chế độ leo tương tự. Đồng thời, thời gian cài đặt và mức tiêu thụ nhiên liệu của SM-12 vẫn gần như trên MiG-19S. Tuy nhiên, trên trần bay thực tế ở chế độ bay cận âm trên máy bay SM-12, cũng như trên MiG-19S, chỉ có thể bay ngang. Thực hiện các thao tác nhỏ thậm chí dẫn đến mất tốc độ hoặc độ cao.
Trần bay thực tế của máy bay SM-12 ở tốc độ bay siêu âm (M = 1, 2) cũng lên tới 17.500 m, mặc dù mức tiêu thụ nhiên liệu tăng 200 lít. Nhưng khi bay trên trần ở chế độ siêu thanh, SM-12 đã có khả năng thực hiện các thao tác cơ động hạn chế trên các mặt phẳng ngang và thẳng đứng với góc lăn không quá 15-25 °.
Ngoài ra, máy bay SM-12, so với máy bay MiG-19S nối tiếp, có chất lượng năng động cao hơn do nó có thể đạt tốc độ bay cao. Vì vậy, trong chuyến bay với độ cao và gia tốc trong quá trình leo từ M = 1,5 đến độ cao 15.000 m, một máy bay giảm tốc có thể đạt độ cao lên đến 20.000 m trong thời gian ngắn với tốc độ siêu âm (M = 1,05). Lượng nhiên liệu còn lại khi lên độ cao 20.000 m là 680 lít.
Đương nhiên, sự "háu ăn" của động cơ RZ-26 khi hoạt động ở đốt sau và mức tiêu thụ nhiên liệu tăng lên dẫn đến việc SM-12 thua MiG-19S trong phạm vi bay, do lượng nhiên liệu cung cấp (2130 lít) không thay đổi.. Do đó, phạm vi bay thực tế tối đa mà không cần treo xe tăng ở độ cao 12000 m giảm từ 1110 km xuống 920 km, tức là tăng 17%. Hai thùng chứa bên ngoài 760 lít chứa đầy 600 lít mỗi thùng, mặc dù họ có thể tăng nó lên 1530 km, nhưng con số này ít hơn 260 km so với trên máy bay MiG-19S đang sản xuất.
Ngoài ra, sau khi tăng tốc bay ngang ở độ cao 12000-13000 m đến tốc độ tối đa 1900-1930 km / h, lượng nhiên liệu dự trữ vẫn không quá 600-700 lít, điều này làm giảm khả năng sử dụng tốc độ gần tối đa..
Khi bay trên máy bay đốt cháy xa sân bay với điều kiện hạ cánh trên sân bay riêng với 7% nhiên liệu còn lại (150 lít), máy bay SM-12 không có thùng chứa bên ngoài có thể đạt tốc độ 1840 km / h ở độ cao 14000 m. (nhỏ hơn tốc độ tối đa ở độ cao này là 60 km / h), nhưng không thể tiếp tục bay thêm với tốc độ này. Cùng lúc đó, máy bay rời sân bay khởi hành ở cự ly khoảng 200 km.
Các đặc điểm cất cánh và hạ cánh (không có thùng chứa bên ngoài và có cánh tà thu vào) đã không thay đổi theo chiều hướng tốt hơn. Chiều dài của quá trình cất cánh và khoảng cách cất cánh (lên đến 25 m) của máy bay SM-12 với bộ đốt sau khi cất cánh lần lượt là 720 dặm 1185 m, so với 515 m và 1130 m đối với MiG-19S, và với mức tối đa khi cất cánh - 965 m và 1645 m đối với SM - 12 và 650 m và 1525 m đối với MiG-19S.
Do chế độ nhiệt độ cao ở phần đuôi của thân máy bay, các nhân viên kỹ thuật phục vụ máy bay phải kiểm tra kỹ lưỡng hơn phần đuôi của thân máy bay xem có cháy, cong vênh và theo dõi sự hiện diện của các khe hở đồng đều giữa ống nối dài động cơ và thân máy bay. màn.
Tuy nhiên, bản thân động cơ RZ-26 đã cho thấy mặt tốt nhất của chúng trong toàn bộ thời gian thử nghiệm. Trong suốt quá trình leo núi, bay ngang và trong quá trình lập kế hoạch, chúng hoạt động ổn định trong toàn bộ phạm vi hoạt động của những thay đổi về độ cao và tốc độ bay của máy bay SM-12, cũng như khi thực hiện động tác nhào lộn trên không, bao gồm cả hành động tiêu cực ngắn hạn và gần không quá tải theo phương thẳng đứng (không có dấu hiệu đói dầu).
Biên độ ổn định đột biến ở chế độ đốt sau và tối đa trong các thử nghiệm ít nhất là 12, 8-13, 6%, tương ứng với mức tốt nhất thế giới. Tuy nhiên, liên quan đến việc sử dụng các cánh hợp kim nhôm của 2-5 tầng máy nén trên động cơ RZ-26, quân đội đã yêu cầu Giám đốc thiết kế của OKB-26 thực hiện các biện pháp xây dựng để đảm bảo tính ổn định của các đặc tính tăng áp của động cơ RZ-26 vì tài nguyên đã cạn kiệt.
Động cơ RZ-26 cũng hoạt động ổn định trong các bài kiểm tra phản ứng tiết lưu từ chế độ không tải đến chế độ danh định, tối đa hoặc đốt sau và khi điều tiết từ các chế độ này sang chế độ không tải trên mặt đất và bay ở độ cao lên đến 17000 m mượt mà và sắc nét (đối với 1, 5 -2, 0 giây) chuyển động của cần điều khiển.
Động cơ đốt sau được chuyển sang độ cao 15500 m với tốc độ 400 km / h trên thiết bị một cách đáng tin cậy và hơn thế nữa, điều này giúp mở rộng khả năng chiến đấu của máy bay SM-12 ở độ cao lớn so với máy bay MiG-19S. Như vậy, các thông số vận hành chính của động cơ trong mọi trường hợp đều nằm trong thông số kỹ thuật. Quân đội không có phàn nàn gì đặc biệt về hoạt động của các động cơ, không thể nói về hệ thống khởi động chúng. Vì vậy, việc phóng động cơ RZ-26 trên mặt đất hóa ra kém hơn nhiều so với động cơ RD-9B trên máy bay MiG-19S. Ở nhiệt độ dưới -10 C, chỉ có thể phóng từ đơn vị sân bay APA-2. Động cơ tự động khởi động ở nhiệt độ dưới nhiệt độ thực tế là không thể, và khởi động động cơ, đặc biệt là khởi động động cơ thứ hai với động cơ đầu tiên đang chạy, từ pin 12SAM-28 trên bo mạch, cũng như từ bogie khởi động ST-2M, thậm chí không đáng tin cậy. ở nhiệt độ môi trường tích cực. Về vấn đề này, quân đội yêu cầu OKB-26 và OKB-155 có các biện pháp nâng cao độ tin cậy, đảm bảo quyền tự chủ và giảm thời gian phóng động cơ RZ-26 trên mặt đất. Các động cơ được phóng lên khi bay đáng tin cậy ở độ cao 8000 m với tốc độ thiết bị hơn 400 km / h và ở độ cao 9000 m với tốc độ thiết bị hơn 500 km / h.
Trên máy bay SM-12, động cơ RZ-26 được đảm bảo hoạt động ổn định khi bắn từ pháo NR-30 không có thiết bị nội địa hóa ở độ cao tới 18.000 m và bắn tên lửa C-5M không sử dụng van xả nhiên liệu ở độ cao tới 16.700 m. Để kiểm tra độ ổn định của động cơ RZ-26, khi bắn đạn S-5M từ khối ORO-57K, việc bắn được thực hiện trong mọi điều kiện bay có thể. Trong tất cả các chuyến bay bắn salvo nối tiếp với đạn S-5M và bắn từ pháo NR-30 mà không có thiết bị nội địa hóa, động cơ RZ-26 với van xả nhiên liệu bị vô hiệu hóa hoạt động ổn định. Số vòng quay và nhiệt độ của khí sau tuabin của động cơ thực tế không thay đổi trong quá trình đốt. Điều này đã minh chứng cho tính không hiệu quả của việc lắp van đổ nhiên liệu trên động cơ RZ-26 khi sử dụng 12 tên lửa S-5M từ 4 khối ORO-57K trên máy bay SM. Đặc tính kỹ thuật phân tán khi bắn tại trường bắn và độ ổn định của trang bị vũ khí tương ứng với yêu cầu của Bộ đội Không quân và không vượt quá hai phần nghìn tầm bắn. Tuy nhiên, khi bắn từ các khẩu đại bác ở số M = 1, 7, máy bay SM-12 có dao động lăn đáng kể và góc độ hơi nhỏ hơn, điều này không thể chống lại bằng độ lệch của các nút điều khiển, vì máy bay bắt đầu chao đảo hơn.. Đương nhiên, điều này ảnh hưởng tiêu cực đến độ chính xác của việc chụp.
Vũ khí phản lực cũng hoạt động đáng tin cậy trong quá trình thử nghiệm. Lực giật trong khi bắn nối tiếp với 32 quả rocket S-5M (4 quả cho mỗi quả đạn) được cảm nhận ít hơn nhiều so với khi bắn từ pháo NR-30. Tuy nhiên, kính ngắm ASP-5N-V4 lắp trên máy bay không thể cung cấp độ chính xác bắn cần thiết bằng đạn S-5M, điều này làm giảm hiệu quả chiến đấu của vũ khí phản lực.
Phạm vi của máy dò tìm phạm vi vô tuyến SRD-5A không đảm bảo việc sử dụng toàn bộ phạm vi hoạt động của tầm nhìn (lên đến 2000 m). Nếu phạm vi của thiết bị tìm khoảng cách vô tuyến trên máy bay MiG-19 trong các cuộc tấn công từ góc 0/4 là 1700-2200 m, thì trong các cuộc tấn công từ góc 1/4 trở lên, chỉ 1400-1600 m. đồng thời, việc theo dõi dọc theo phạm vi được thực hiện đều đặn. Không ghi nhận sai phạm nào của thiết bị dò tìm phạm vi vô tuyến tại thời điểm bắn từ các khẩu pháo. Thiết bị dò tìm phạm vi vô tuyến cũng hoạt động ổn định trên mặt đất từ độ cao 1000 m Phạm vi của trạm bảo vệ đuôi Sirena-2 khi bị máy bay Yak-25M có tầm ngắm radar RP-6 tấn công từ bán cầu sau với góc 0/4 là 18 km, đáp ứng yêu cầu của Quân chủng Phòng không.
Theo các phi công thử nghiệm hàng đầu và phi công bay, máy bay chiến đấu SM-12 thực tế không khác máy bay MiG-19S về kỹ thuật lái trong toàn bộ phạm vi tốc độ hoạt động và độ cao bay, cũng như trong quá trình cất cánh và hạ cánh.
Tính ổn định và khả năng kiểm soát của máy bay SM-12 trong phạm vi tốc độ hoạt động và độ cao bay về cơ bản tương tự như độ ổn định và khả năng kiểm soát của MiG-19S, ngoại trừ sự không ổn định về quá tải rõ ràng hơn so với MiG-19S ở tốc độ bay transonic ở góc tấn công cao. Sự mất ổn định khi quá tải được biểu hiện ở mức độ lớn hơn khi có hệ thống treo bên ngoài hoặc hệ thống phanh khí được nhả ra. Đồng thời, việc thực hiện các động tác nhào lộn trên không theo phương thẳng đứng và phương ngang trên máy bay SM-12 cũng tương tự như trên máy bay MiG-19S. Trượt phối hợp có thể được thực hiện trong toàn bộ dải tốc độ và số M, trong khi cuộn ở tốc độ được chỉ định cao và số M không vượt quá 5-7 °.
Các chuyến bay để kiểm tra điều khiển điện khẩn cấp của bộ ổn định được thực hiện ở tốc độ thiết bị lên đến 1100 km / h ở độ cao 2000-10000 m và lên đến M = 1,6 ở độ cao 11000-12000 m. Lái máy bay ở đồng thời yêu cầu các chuyển động chính xác hơn từ phi công. gậy điều khiển, đặc biệt trong dải số М = 1, 05-1, 08. Chuyển động gậy điều khiển không chính xác có thể dẫn đến việc máy bay lắc lư. Theo ý kiến của các phi công thử nghiệm, xét tất cả các ưu nhược điểm trên của máy bay SM-12 so với MiG-19S, nên khuyến nghị sử dụng cho các đơn vị Không quân thay cho máy bay MiG-19S., tùy thuộc vào việc loại bỏ các khuyết tật đã xác định.
Về vấn đề này, GK NII VVS đã đề nghị Chủ tịch Ủy ban Nhà nước của Hội đồng Bộ trưởng Liên Xô về kỹ thuật máy bay yêu cầu OKB-155 nghiên cứu một mẫu máy bay SM-12 để sản xuất hàng loạt và xuất trình để kiểm soát. thử nghiệm trước khi phát hành thành một loạt, với các sửa đổi cần thiết được thực hiện trên đó.
Nhưng nó không cần phải được thực hiện. Ban lãnh đạo của MAP đã xem xét một cách phi lý rằng nguồn dự trữ của phương tiện đã cạn kiệt, và không có ích gì để cải thiện nó.
Ngoài ra, tại thời điểm này, nguyên mẫu của máy bay chiến đấu MiG-21 đã được thử nghiệm thành công, có đặc tính cao hơn các máy bay thuộc họ "SM". Nhìn chung, mọi thứ đều cho thấy rằng công việc chế tạo SM-12 và các sửa đổi của nó được thực hiện vì lý do an toàn, trong trường hợp xảy ra sự cố với MiG-21 trong tương lai.
Tuy nhiên, lịch sử của SM-12 chiến binh không kết thúc ở đó. Sau đó, các máy bay SM-12/3 và SM-12/4 đã đóng góp đáng kể vào việc phát triển tên lửa dẫn đường K-13, sau đó đã được đưa vào trang bị cho các máy bay chiến đấu trong một thời gian dài.
Như bạn có thể thấy, nhược điểm duy nhất của máy bay SM-12 là tầm bay ngắn, đặc biệt là ở chế độ đốt cháy sau. Hạn chế này là hệ quả của sự háu ăn của các động cơ RZ-26 được sử dụng trên nó. Tuy nhiên, cần lưu ý rằng rất lâu sau đó ở Trung Quốc, một cửa hút gió siêu thanh với thân cố định ở giữa cũng đã được lắp đặt trên MiG-19. Máy bay nhận được tên J-6HI và với động cơ RD-9 đã phát triển tốc độ lên đến 1700 km / h.
J-6HI của Trung Quốc
So với đối tác Trung Quốc, SM-12 có thiết bị đầu vào tiến bộ hơn, cũng như khí động học được cải thiện. Do đó, có thể lập luận rằng với động cơ RD-9, SM-12 tiêu chuẩn, nó có thể đạt tốc độ khoảng 1800 km / h, đồng thời duy trì tầm hoạt động 1300 km. Do đó, trên nền tảng của MiG-19, OKB-155 đã chế tạo ra một loại máy bay chiến đấu khá thành công có khả năng chống lại bất kỳ loại máy bay "thứ trăm" nào của Mỹ, tức là. đáp ứng các yêu cầu cơ bản đối với MiG-21.
Các đặc tính hiệu suất của SM-12/3
Sải cánh, m 9,00
Chiều dài, m 13,21
Chiều cao, m 3,89
Diện tích cánh, m2 25,00
- một chiếc máy bay rỗng
- cất cánh tối đa 7654
- nhiên liệu 1780
Loại động cơ 2 TRD R3M-26
Lực đẩy, kgf 2 x 3800
Tốc độ tối đa, km / h 1926
Phạm vi thực tế, km
- bình thường 920
- với PTB 1530
Tốc độ leo, m / phút 2500
Trần thực tế, m 17500
Tối đa hoạt động quá tải 8
Phi hành đoàn, người 1
Người giới thiệu:
Hàng không và Du hành vũ trụ 1999 07
Efim Gordon. "Siêu thanh đầu tiên của Liên Xô"
Wings of Russia. "Lịch sử và máy bay của OKB" MiG"
Đôi cánh của Tổ quốc. Nikolay Yakubovich. "Máy bay chiến đấu MiG-19"
Hàng không và Thời gian 1995 05
Nikolay Yakubovich "Máy bay chiến đấu siêu thanh đầu tiên MiG-17 và MiG-19"
