Схема и конструкция самолета МиГ-19.

МиГ-19С - цельнометаллический среднеплан со стреловидным крылом и оперением.

Фюзеляж типа полумонокок с работающей обшивкой представлял собой сигарообразное тело круглого сечения в носовой части с переходом в эллипс в хвостовой части. Носовая и хвостовая части стыковались болтовыми соединениями, что позволяло осуществлять их быструю расстыковку для обслуживания двигателя. Фюзеляж был изготовлен в основном из алюминиевого сплава Д16, силовые узлы - из стали ЗОХГСА. На фюзеляже были установлены три тормозных щитка общей площадью 1,49 м²: два - в хвостовой части фюзеляжа с углом отклонения 25° и один - впереди с углом отклонения 45°. В хвостовой части фюзеляжа снизу был размещен тормозной парашют ПТ-19 с площадью купола 15 м².

Крыло стреловидностью 55° по линии 25 % хорд набрано из скоростных профилей с относительной толщиной у корня 8,73 % и на конце 8 % по потоку. Угол поперечного V - 4°30', угол установки - 0°. Площадь крыла - 25 м², размах -9 м. Конструкция однолонжеронная, с силовым внутренним подкосом. Основной материал - Д16. Наиболее ответственные узлы были изготовлены из сталей ЗОХГСА и 30ХГСНА. В небольшом количестве применялись сплавы В95, ВМ65-1 и МА8. На нижней поверхности крыла имелись интерцепторы размером 2x1350 мм, связанные с управлением элеронами. На верхней поверхности крыла параллельно оси самолета был установлен аэродинамический гребень.

Элероны состояли из двух половин и имели внутреннюю компенсацию 38,5 %. Площадь элеронов 1,56 м², углы отклонения вверх и вниз 20°.

Скользящие закрылки могли отклоняться на 15° при взлете и 25° при посадке. Общая площадь закрылков 3,429 м². Система управления электрогидравлическая.

Вертикальное оперение состояло из киля и руля направления и имело стреловидность на первых сериях 57°30', затем 56°. Площадь вертикального оперения 4,17 м² (затем 4,26 м²). Относительная толщина профиля 8 %. Угол отклонения руля направления ± 25°. Площадь подфюзеляжного килевого гребня 0,54 м². Горизонтальное оперение состояло из управляемого цельноповоротного стабилизатора с углом стреловидности 55°. Площадь без подфюзеляжной части первоначально была 5,0 м², затем 4,64 м². Углы отклонения вверх 11°30', вниз - 26°30'. Относительная толщина профиля 7%.

Управление элеронами, стабилизатором и рулем поворота жесткое. В управлении элеронами и стабилизатором были установлены гидроусилители БУ-13М и БУ-14МС, включенные по необратимой схеме. Были установлены также автомат регулирования управления АРУ-2А и пружинный загрузочный механизм.

Гидросистема была разделена на две независимые системы: основную и систему гидроусилителей. При падении давления в системе гидроусилителей происходило автоматическое переключение питания бустеров элеронов и стабилизаторов от основной системы.

Кабина летчика герметическая, вентиляционного типа. Наддув производился воздухом, отбираемым от компрессора двигателя.

Фонарь состоял из неподвижного козырька с передним бронестеклом и сдвижной части. Толщина бронестекла 64 мм. На козырьке был установлен спиртовой коллектор противообледенительной системы.

На самолете было установлено катапультное кресло шторочного типа с телескопическим механизмом ТСМ-1660. Этот механизм по сравнению с пиромеханизмом, применявшимся ранее, обеспечивал увеличение начальной скорости катапультирования и уменьшение перегрузки.

Кислородное оборудование состояло из шести кислородных баллонов вместимостью 2 л каждый и комплекта ККО-1.

Шасси трехопорное. Основные опоры убирались в корневую часть крыла, а передняя - в носовую часть фюзеляжа. Амортизация опор масляно-воздушная. Колеса двухтормозные, имели систему автоматического растормаживания для предупреждения юза.

Силовая установка состояла из двух турбореактивных двигателей РД-9Б (с форсажными камерами), установленных рядом внутри фюзеляжа. Воздухозаборник размещался в носовой части фюзеляжа и имел вертикальную перегородку, разделяющую ее на два канала.

Топливная система имела четыре фюзеляжных топливных бака общей вместимостью 2155 л. Под крылом могли быть установлены два ПТБ вместимостью по 760 л или два унифицированных ПТБ с самолета МиГ-17 вместимостью по 400 л.

Вооружение состояло из трех пушек НР-30. Две пушки были расположены в крыле у борта фюзеляжа (боекомплект по 73 патрона), третья - в нижней части фюзеляжа с правой стороны (боекомплект 55 патронов). Два балочных держателя БДЗ-56, установленные на крыле, допускали подвеску бомб массой от 50 до 250 кг или ПТБ. Реактивное вооружение состояло из двух блоков ОРО-57К (5В) по восемь снарядов С-5 в каждом. Блоки подвешивались под крылом на балках между фюзеляжем и ПТБ сзади главных опор шасси. Подвеска блоков также была возможна вместо ПТБ.

На самолете МиГ-19С был установлен прицел АСП-5Н-ВЗ, сопряженный с радиодальномером СРД-3 "Град" (на машинах первых серий) и радиодальномером СРД-1Д "Конус" или СРД-5А "База-6" (на машинах последующих серий). Самолет был снабжен фотокинопулеметом АКС-ЗМ.

Бронезащита состояла из бронеплиты толщиной 10 мм, установленной на шпангоуте 4, бронестекла (64 мм), бронеспинки (16 мм), бронезаголовника (25 мм) и бронеплиты (8 мм), предохраняющей пиромеханизм сиденья.

Радиооборудование включало радиостанции РСИУ-4 "Дуб" и РСИУ-4В "Миндаль", оборудование слепой посадки ОСП-48 (радиокомпас АРК-5 "Амур", радиовысотомер малых высот РВ-2 "Кристалл" и маркерный радиоприемник МРП-48П "Хризантема"), ответчик системы радиоопознавания СРО-1 "Барий-М" или СРО-2 "Хром", станцию предупреждения об облучении "Сирена-2".

Назад