Самолеты ОКБ им. А.И.Микояна

Продолжение. Начало в "АиК" № 4,7-12*2000

Истребитель с комбинированной силовой установкой

Истребитель И-250 №01

К середине 40-х годов стало ясно, что силовая установка, состоящая из поршневого мотора и воздушного винта, подошла к пределу своих возможностей. Достигнув скорости порядка 750 км/ч, самолеты, имеющие поршневую винтомоторную группу, встретили ряд неразрешимых для них проблем. По мере увеличения скорости и приближения ее к скорости звука резко возрастает сопротивление воздуха. Поэтому даже небольшая прибавка в скорости полета свыше 700 км/ч требует значительного роста мощности поршневой ВМГ, а, следовательно, и ее габаритов. Таким образом, уже к концу второй мировой войны назрела необходимость перехода на новые типы силовых установок.

18 февраля 1944 г. Государственный Комитет Обороны своим Постановлением №5201 ориентировал НКАП на развитие реактивной авиации в СССР, а 22 мая Постановлением №5946 утвердил задания НКАП для ОКБ С.А. Лавочкина, А.И.Микояна и М.И.Гуревича, Н.Н.Поликарпова, П.О.Сухого и А.С.Яковлева.

В соответствии с вышеупомянутым Постановлением №5946 и последовавшим 30 мая 1944 г. приказом НКАП №371 коллективу ОКБ-155 предписывали разработать и построить экспериментальный истребитель с мотором ВК-107А и дополнительным воздушно-реактивным двигателем с компрессором (ВРДК) конструкции ЦИАМ. По заданию самолет с использованием ВРДК должен был иметь максимальную скорость 810 км/ч на высоте 7000 м.

Работы над истребителем, получившим наименование И-250 и заводской шифр "Н" в ОКБ-155 начали еще в феврале 1944 г. К моменту выхода Постановления №5946 уже полным ходом шло эскизное проектирование, а 22 мая главный инженер ВВС генерал-полковник А.К.Репин утвердил тактико-технические требования к новой машине. По расчетам максимальная скорость истребителя И-250, с применением ВРДК, должна была составить 825 км/ч на высоте 7000 м. В сентябре в НКАП и ВВС был утвержден эскизный проект, а 26 октября 1944 г. рассмотрен макет самолета.

Между тем в опытном производстве шло изготовление двух экземпляров И- 250, первый из которых был сдан по сборке с макетной силовой установкой в феврале 1945 г. После получения 15 марта летного мотора первый опытный экземпляр самолета И-250 передали на заводские испытания. Ответственными за их проведение в соответствии с приказом НКАП №125 от 28 марта 1945 г. назначили летчика-испытателя А.П. Деева, а также ведущих инженеров В.Н.Сорокина от ОКБ-155 (по самолету) и А.И.Комиссарова от ЦИАМа (по ВРДК). Истребитель И-250 №01 совершил первый полет 4 апреля 1945 г.

Самолет представлял собой одноместный скоростной истребитель цельнометаллической конструкции. По схеме – моноплан с низкорасположенным крылом и убирающимся шасси.

Фюзеляж конструктивно был выполнен из трех частей: передней фермы, средней и хвостовой частей. Передняя ферма фюзеляжа сварной конструкции из хромансилевых труб. Средняя часть фюзеляжа клепаной конструкции. Она состояла из набора штампованных шпангоутов, четырех лонжеронов, стрингеров, пола пилотской кабины и дюралевой обшивки. Непосредственно под полом проходил отсек воздушного канала, который входил в силовую конструкцию фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа по конструкции была выполнена как монокок, и состояла из набора штампованных шпангоутов, лонжеронов и стрингеров из нормальных прессованных профилей и дюралевой обшивки. Хвостовая часть заканчивалась стальным сварным шпангоутом, на котором крепилась сопловая рама камеры сгорания ВРДК.

Крыло трапециевидной формы, однолонжеронное. Имело местное расширение по хордам у бортов фюзеляжа для увеличения абсолютных высот профиля при малой относительной толщине. Профиль крыла был выбран из комбинации двух профилей ЦАГИ – 1А10 в корне и 1В10 на конце, с плавным переходом от одного к другому. Угол поперечного V – +7°, угол установки крыла +1°. Конструктивно крыло состояло из главного лонжерона, переднего и заднего усиленных стрингеров, нервюр и стрингеров. Обшивка дюралевая. Крыло крепилось к специальной стальной раме, расположенной внизу средней части фюзеляжа.

Механизация крыла состояла из элеронов типа "Фрайз" и щелевого закрылка типа ЦАГИ. Для увеличения подъемной силы при посадке к закрылкам у бортов фюзеляжа были присоединены небольшие щитки типа "Шренк". Элероны и закрылки цельнометаллической конструкции с каркасом из дюраля и с электронной обшивкой. Углы отклонения закрылков 15° и 55°.

Хвостовое оперение крепилось к хвостовой части фюзеляжа. Профиль вертикального и горизонтального оперения, симметричный – NACA-0009. Рули высоты и направления имели 16% осевую аэродинамическую компенсацию и их снабдили триммерами. Набор дюралевый, обшивка электронная. Сопряжение между рулями направления и высоты было выполнено специальным съемным коком, нижняя поверхность которого также оформляла выходное сопло ВРДК.

Комбинированная силовая установка Э-30-20, состоявшая из поршневого мотора ВК-107А и ВРДК, была разработана в ЦИАМ под руководством К.В.Холщевникова и А.А.Фадеева. Мощность, развиваемая поршневым двигателем, передавалась сразу двум потребителям: воздушному винту АВ- 10П-60 диаметром 3,1 м и компрессору ВРДК. При взлете и во время полета без применения ВРДК основным потребителем мощности являлся воздушный винт, а компрессор ВРДК вращался на низшей передаче. Для сокращения разбега при взлете и увеличения скорости полета до максимальной включалась вторая, высшая, передача привода компрессора, а в камеру сгорания подавалось топливо.

Истребитель И-250 №01 после увеличения площади киля

Истребитель И-250 №02

Двухскоростной компрессор вращался от мотора с помощью специального привода, смонтированного на моторе, и длинного вала. Переключение скоростей обеспечивалось автоматом переключения Э-67ВП. Подвод воздуха к компрессору производился через входной канал, который был выведен в переднюю часть фюзеляжа.

Камера сгорания ВРДК была выполнена в виде сварного кожуха из нержавеющей стали. В передней ее части монтировали блок из семи форсуночных камер расположенных по форме сечения канала. Выходное сопло камеры сгорания снабдили регулируемыми створками из нержавеющей жароупорной стали, дающими возможность получать разные площади выходного сечения на разных режимах полета. Управление створками осуществлялось пневматическим цилиндром, и было автоматически связано с сектором включения ВРДК.

Топливо разместили в трех топливных баках мягкой конструкции общей емкостью 570 л. Два крыльевых бака вмещали по 90 л, а один фюзеляжный – 390 л. Капот мотора имел съемные и несъемные панели. Передняя часть капота вверху оканчивалась щелью для выхода воздуха из канала маслорадиатора, а по бокам – регулируемыми створками.

Приборное оборудование состояло из 16 приборов. Источниками электроэнергии служили генератор ГС-15-500 и аккумулятор 12А5. Самолет оборудовали приемо-передающей радиостанцией, в комплект которой входили приемник РСИ-3 и передатчик РСИ-4Д. Для полетов на больших высотах устанавливали кислородный прибор легочного типа КП-12 и 4 литровый кислородный баллон.

Вооружение состояло из трех 20-мм пушек Б-20 с боезапасом по 100 патронов. Одна пушка стреляла через полый вал редуктора. Две синхронные по бокам фюзеляжа.

Максимальная скорость И-250 №01, полученная в процессе испытаний, составила 820 км/ч, превышая тем самым на 100-120 км/ч скорости истребителей того времени. Включение ВРДК на взлете сокращало дистанцию разбега до 400 м. В мае 1945 г. на заводские испытания поступил второй экземпляр истребителя И-250, который совершил первый полет 26 мая 1945 г. под управлением А.П.Деева. Однако 5 июля 1945 г. при выполнении очередного испытательного полета первый экземпляр И-250 потерпел катастрофу. Из-за большой перегрузки разрушился стабилизатор. Летчик-испытатель А.П.Деев покинул самолет, но из- за малой высоты купол парашюта наполнился слишком поздно.

После катастрофы первого экземпляра на И-250 №02 усилили стабилизатор. Для повышения путевой устойчивости на больших скоростях полета значительно увеличили площадь киля, а для компенсации реакции ВМГ, с целью устранения тенденции к развороту вправо, изменили установку киля сместив передний узел крепления на 1° вправо. К летным испытаниям И- 250 подключились летчик-испытатель ЛИИ НКАП А.П.Якимов, а затем и летчики-испытатели ОКБ-155 А.Н. Чернобуров и И.Т.Иващенко. Одновременно с летными испытаниями второго опытного экземпляра в соответствии с приказом НКАП №311 от 27 июля 1945 г. на заводе №381 начали подготовку к выпуску опытной серии самолетов И-250.

В конце 1945 г. завершились заводские испытания И-250. Однако передать самолет на госиспытания вовремя не получилось, так как государственные стендовые испытания силовой установки еще не были проведены. Кроме того, в течение первой половины 1946 г. на самолете несколько раз пришлось менять двигатель, а также дорабатывать маслосистему. 12 июля 1946 г. во время полета сгорела верхняя крышка блока мотора ВК-107, в результате чего была совершена вынужденная посадка на аэродроме Люберцы. Самолет при посадке получил повреждения. В связи с наличием выпущенных заводом №381 серийных истребителей И-250, опытный самолет было решено не восстанавливать.

Всего в 1946 г. на заводе №381 было построено 10 истребителей И-250, два из которых использовали для разного рода испытаний, а восемь были переданы в 176 ГВ.ИАП 324 ИАД ПВО для подготовки к участию в ноябрьском воздушном параде. Однако из-за отсутствия летной погоды воздушный парад не состоялся. Правда, несмотря на успешное освоение летным составом 176 ГВ.ИАП истребителей И-250, ВВС от них отказались, так как самолет был сложен в эксплуатации и уже успел морально устареть.

Истребитель И-250 N93810102 на государственных испытаниях в НИИ АВ ВМФ

Истребитель И-250 №3810102 на государственных испытаниях в НИИ АВ ВМФ

В связи с этим была предпринята попытка использования И-250 в авиации ВМФ в качестве истребителя сопровождения торпедоносцев. Для этого на И-250 № 3810102 провели доработку фюзеляжного бензобака и крыла с целью установки дополнительных баков для увеличения запаса топлива на 190 кг.

Между тем в мае 1947 г. силовая установка Э-30-20 прошла в ГК НИИ ВВС госиспытания с ресурсом 35 часов, что позволило передать 19 сентября 1947 г. самолет И-250 №3810102 на государственные испытания.

Испытания И-250 начали 9 октября 1947 г. в НИИ авиации ВМФ на аэродроме Скульте (г. Рига). Ответственными за их проведение назначили ведущего инженера А.К.Подторжнова и летчика-испытателя И.М.Сухомлина. Первый ознакомительный полет был выполнен 23 октября. Однако 21 января 1948 г., после проведения 6 полетов, госиспытания были прерваны, а 3 апреля И-250 сняли с испытаний вследствие большого количества выявленных дефектов и конструктивных недостатков. Таким образом путь в строевые части машине был закрыт. Это и неудивительно, к этому времени уже выпускали серийно истребитель МиГ-9 и полным ходом шли испытания истребителя МиГ-15.

Тем не менее трудно переоценить заслугу истребителя И-250 в становлении отечественной реактивной авиации и освоении больших скоростей полета. На нем были испытаны новые конструктивные решения, характерные для последующих реактивных самолетов – осевой компрессор, регулируемая площадь выходного сопла, жаропрочные материалы и другие. Его разработка, постройка, доводка и летная эксплуатация позволили накопить опыт, оказавшийся весьма полезным при последующем освоении самолетов с турбореактивными двигателями.

Основные характеристики

самолета И-250 №01

Длина самолета, м 8,19

Размах крыла, м 9,5

Площадь крыла, м2 15,0

Высота самолета, м 2,81

Масса пустого самолета, кг . 2797

Взлетная масса, кг: нормальная 3680

Запас топлива, кг 440

Максимальная скорость полета с ВРДК, км/ч:

у земли 680

на высоте 6600 м 820

Практический потолок, м .. 11900*

Практическая дальность полета, км 790*

* – расчетные

Проект

В 1943 г. инженер К.В.Пеленберг (Шуликов), который работал в ОКБ А.И.Микояна со дня его основания, разработал в инициативном порядке проект истребителя с укороченным взлетом и посадкой. Идея создания подобного самолета была вызвана желанием конструктора сократить дистанцию взлета с фронтовых аэродромов, поврежденных немецкой авиацией. В период 1942-1943 гг. он разработал и тщательно проанализировал несколько схем истребителей, использующих для взлета и посадки отклоняемые воздушные винты.

Разработанный в итоге истребитель представлял собой моноплан двухбалочной схемы с трехколесным шасси с передней опорой. Разнесенные балки соединяли крыло с хвостовым оперением, которое имело цельноповоротный стабилизатор. На балках были расположены основные стойки шасси. Стрелково-пушечное вооружение размещено в носовой части фюзеляжа. Силовая установка располагалась в кормовой части фюзеляжа за кабиной пилота. Мощность, посредством редуктора и удлиненных валов передавалась спаренным толкающим винтам, имевшим взаимно противоположное вращение. Последнее исключало реактивный момент и повышало эффективность винтомоторной группы.

При взлете и посадке самолета спаренные винты при помощи гидравлического привода можно было поворачивать относительно оси редуктора вниз, создавая тем самым вертикальную подъемную силу. Двухбалочная схема в полной мере способствовала свободному перемещению винтов. При этом в отклоненном положении они незначительно затенялись фюзеляжем и крылом. С приближением к земле или при полете вблизи нее винты должны были образовывать под самолетом область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки. При этом также повышался их кпд.

Естественно, что при отклонении винтов вниз от продольной оси возникал пикирующий момент, но он парировался двумя способами. С одной стороны, отклонением цельноповоротного стабилизатора, работающего в зоне активного обдува винтов, на отрицательный угол. С другой, – отклонением консоли крыла в плоскости хорды вперед на угол, соответствующий условиям балансировки при данном направлении тяги. С переводом самолета в горизонтальный полет (после подъема на безопасную высоту) винты поворачивались в исходное положение.

Проект истребителя интересен тем, что в нем с большой эффективностью была использована тяга воздушных винтов для создания дополнительной подъемной силы самолета и необычные для того времени средства аэродинамической балансировки при помощи подвижного крыла или, как его сейчас называют – крыла изменяемой геометрии, а также управляемого стабилизатора. Интересно отметить, что эти и некоторые другие технические новшества, предложенные К.В.Пеленбергом в данном проекте, в значительной мере опередили свое время. Однако в дальнейшем они нашли достойное применение.

Компоновка экспериментального самолета МиГ-8 "Утка"

Экспериментальный самолет

Самолет МиГ-8 был разработан в ОКБ-155 в инициативном порядке с целью проверки устойчивости и управляемости аэродинамической схемы "Утка" в воздухе, изучения работы крыла большой стреловидности и отработки трехколесного шасси с передней опорой.

Работы над экспериментальной машиной начали в феврале 1945 г. с проработки компоновки.В проектировании "Утки" активное участие принимали Н.И.Андрианов, Н.З.Матюк, К.В.Пеленберг, Я.И.Селецкий и А.А.Чумаченко. По расчетам МиГ-8 должен был иметь максимальную скорость 240 км/ч, что подтвердила продувка его модели в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Однако вследствие невозможности получения в трубе Т-102 точных характеристик самолета в отношении его поведения на околокритических режимах, специалисты ЦАГИ рекомендовали первые полеты проводить с установленными концевыми фиксированными предкрылками, имеющих размах не менее размаха элеронов. В заключении о возможности первого вылета (в части аэродинамики), составленным инженером лаборатории №1 ЦАГИ В.Н.Матвеевым, было отмечено, что выход на критические режимы в процессе испытаний самолета следует избегать, так как в отношении штопорных свойств схема "Утка", по его мнению, была очень неблагополучной.

Конструкторы и рабочие у самолета МиГ-8 "Утка" после завершения его сборки

Экспериментальный самолет МиГ-8 "Утка" в первоначальном виде

Экспериментальный самолет МиГ-8 'Утка" после доработки крыла, килей и установки предкрылков

Бригада испытателей у самолета МиГ-8 "Утка". Четвертый слева летчикиспытатель Л.И.Жуков

Для определения критической скорости флаттера в ЦАГИ выполнили соответствующий расчет и провели испытание самолета для определения собственных частот колебаний. Расчет проведенный по результатам частотных испытаний дал значение критической скорости равной 328 км/ч, после чего была разрешена эксплуатация самолета МиГ-8 до скорости 270 км/ч по прибору. Статические испытания самолета провели до эксплуатационной нагрузки, составляющей 67% от разрушающей.

Первый вылет на самолете МиГ-8 "Утка" выполнил 13 августа 1945 г. летчик-испытатель А.И.Жуков. Ведущим инженером по испытаниям назначили Е.Ф.Нащекина, полеты выполняли летчики-испытатели А.И.Жуков (ОКБ-155) и А.И.Гринчик (ЛИИ). Первый этап летных испытаний, на которых главным образом изучали устойчивость и управляемость самолета, проходил в ЛИИ НКАП в период с 28 августа по 11 сентября 1945 г. Для обеспечения большей надежности на самолете были установлены концевые предкрылки с постоянной щелью.

Проведенные испытания на устойчивость показали, что самолет при центровке 28 % обладает удовлетворительной продольной устойчивостью, хорошей путевой и излишней поперечной. По рекомендации ЦАГИ для приведения в соответствие путевой и поперечной устойчивости крылу придали обратное поперечное V в 1°, а концевые шайбы развернули на 10° верхними концами внутрь крыла. Кроме того, для уравнивания степени устойчивости с фиксированным и свободным рулем в носок руля высоты поставили груз, создающий постоянное усилие на ручке пилота около 1 кг.

Экспериментальный самолет МиГ-8 "Уткадоработанный после первого этапа испытаний

Экспериментальный самолет МиГ-8 "Утка" с доработанными законцовками

МиГ-8

По результатам первого этапа испытаний специалисты ЛИИ также выдали рекомендации по доработке самолета. В связи с этим МиГ-8 в конце

1945 г. прибыл на завод №155. Здесь кили переставили на середину консолей, руль направления оборудовали компенсаторами, а на руле высоты установили управляемый триммер. Кроме того, не передней стойке установили колесо размером 500x150.

14 февраля 1946 г. доработанный самолет вывели на заводской аэродром. После контрольного полета, который состоялся 21 февраля, было обнаружено, что температура масла мотора из- за снятых обтекателей не поднимается выше 20°С. В связи с этим на головки цилиндров вновь установили обтекатели. Однако следующий полет, состоявшийся 28 февраля, выявил, что температура масла превысила допустимую. Самолет отправили на доработку, где улучшили обдув цилиндров.

После отладки температурного режима винтомоторной группы 3 марта 1946 г. самолет МиГ-8 перегнали с заводского аэродрома в ЛИИ НКАП для продолжения испытаний. В программу второго этапа также включили изучение штопорных свойств самолета. В процессе испытаний крыло вновь подвергли доработке: были установлены законцовки крыла с большим отрицательным углом поперечного V и сняты предкрылки. Опасения в отношении штопорных свойств "Утки" не подтвердились. Самолет входил в преднамеренный штопор неохотно, и после того как летчик бросал управление "выскакивал" из него "как пробка из воды". Установленный на самолете МиГ-8 толкающий винт дал возможность проверить управляемость на малых скоростях при отсутствии обдува крыла винтом. Кроме того, испытания позволили изучить управляемость самолета на земле, а также вопросы взлета и посадки (заход на второй круг) в условиях отсутствия обдува винтом органов управления. Это в дальнейшем позволило использовать полученные результаты при проектировании истребителей с реактивными двигателями МиГ-9 и МиГ-15. После испытаний, программа которых полностью была выполнена в мае 1946 г., МиГ-8 "Утка" использовался в качестве связного и транспортного самолета ОКБ. За все время эксплуатации самолета не было ни одной аварии или предпосылки к летному происшествию.

Техническое описание самолета МиГ-8 "Утка"

По своей схеме самолет представлял подкосный высокоплан с трехколесным неубирающимся шасси.

Каркас фюзеляжа был выполнен из сосновых брусков и имел фанерную обшивку. В кабине закрытого типа размещались пилот и два пассажира. Входную дверь расположили на левом борту фюзеляжа. Кабина имела хорошее остекление, которое обеспечивало прекрасный обзор вперед и в стороны. Носовая часть фюзеляжа заканчивалась балкой, на которой установили горизонтальное оперение. Хвостовая часть фюзеляжа переходила в моторный отсек, который заканчивался коком винта.

Двухлонжеронное крыло с постоянной относительной толщиной по размаху (12%) имело деревянный набор и полотняную обшивку. Стреловидность крыла в плане 20°, сужение 1, удлинение 6, профиль "Кларк YH".

Угол установки крыла 2°. На концах крыла установили шайбы, которые являлись вертикальным оперением. Элероны типа "Фрайз" имели дюралевый каркас и полотняную обшивку.

Общая площадь вертикального оперения 3 м2 . Размах горизонтального оперения 3,5 м, площадь – 2,7 м2 , угол установки +2°. Профиль оперения NACA-0012. Кили деревянные, рули направления – каркас дюралевый, обшивка полотняная. Стабилизатор деревянный. Каркас руля высоты дюралевый, обшивка полотняная. Управление рулем высоты жесткое, управление рулями направления и элеронами тросовое.

Мотор воздушного охлаждения М- 11ФМ мощностью 110 л.с. с двухлопастным деревянным толкающим винтом постоянного шага диаметром 2,35 м, серии 2СМВ-2. Угол установки лопастей винта 24°. Моторама трубчатая сварная. Мотор был полностью зака- потирован и имел индивидуальные обдувы для каждого цилиндра. Запуск пневматический. Топливо разместили в двух дюралевых бензобаках установленных в корневой части крыла по одному с каждой стороны. Общая емкость топливных баков 118 л. Маслобак емкостью 18 л находился за пассажирской кабиной.

Стойки шасси металлические сварные. Амортизация воздушно-масляная. Носовая стойка имела масляный демпфер. Колеса основных стоек шасси тормозные размером 500x150, носовое колесо – 300x150. Колея шасси 2,5 м.

Основные характеристики самолета МиГ-8 "Утка"

Длина самолета, м 6,8

Размах крыла, м 9,5

Площадь крыла, м2 15,0

Высота самолета, м 2,475

Масса пустого самолета, кг 746

Полетная масса самолета, кг 1090*

Запас топлива, кг 140

Максимальная скорость полета, км/ч 215

Практическая дальность полета, км 500**

Длина разбега, м 238

Скорость отрыва, км/ч 103

Посадочная скорость, км/ч . 92

* – Полетная масса с одним пилотом 928 кг. Центровка 27% САХ. Полетный вес самолета при полных баках с пилотом, двумя пассажирами и 20 кг багажа – 1150 кг. Центровка 28% САХ.

** – Продолжительность полета с запасом топлива 43 кг на скорости 215 км/ ч-1,8 часа. При этих же условиях с полными баками продолжительность полета обеспечивается до 3,5 часов.

Проект

Компоновка пассажирского самолета на 10 мест. 1946 г.

После окончания Великой Отечественной войны на основании решения Государственного Комитета Обороны НКАП приступил к переводу авиационной промышленности на мирные рельсы. Авиационным заводам поручали выпуск гражданской продукции и изделий ширпотреба, а оборонный заказ, естественно, сворачивали. Коснулось это и некоторые конструкторские бюро, которым поручили разработку пассажирских самолетов.

Первоначально планом опытных работ ОКБ-155 на 1946 г., составленным в конце 1945 г., была предусмотрена разработка пассажирского самолета с двумя однорядными семицилиндровыми двигателями воздушного охлаждения АШ-21 взлетной мощностью по 700 л.с. Но вскоре в план внесли изменение, согласно которому коллектив, возглавляемый А.И.Микояном, приступал к разработке и постройке десятиместного пассажирского самолета с двумя двухрядными четырнадцати цилиндровыми двигателями АШ-83 взлетной мощностью по 1900 л.с.

В начале 1946 г. была проработана компоновка новой машины. Взлетная масса должна была составить около 10000 кг, а максимальная скорость 600 км/ч. Самолет предполагали оборудовать трехколесным шасси с передней опорой и герметической кабиной.

Однако в соответствии с Постановлением СНК СССР №472-191 от 26 февраля 1946 г. и последовавшим на следующий день приказом НКАП №157 задание было вновь пересмотрено. Теперь задача заключалась в разработке восьмиместного самолета для дипломатической связи с двумя двигателями АШ-82ФН взлетной мощностью по 1850 л.с. В соответствии с этим необходимо было построить два экземпляра самолета с предъявлением первого на государственные испытания 1 ноября 1946 г.

По заданию новая машина должна была иметь следующие основные данные: нормальная полетная масса 8000 кг, максимальная – 8500 кг; максимальная скорость у земли 460 км/ч, на высоте 5500 м – 560 км/ч; дальность полета с максимальной полетной массой на крейсерской скорости 450 км/ч – 2000 км; практический потолок 9000 м.

К середине года эскизное проектирование было выполнено на 80%. Однако в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР №1249-511 от 15 июня 1946 г. пассажирская тематика из плана работ ОКБ-155 была полностью исключена в связи с большим объемом работ по реактивным самолетам.

(Продолжение следует )