Mikojan-Gurjevič I-360 (SM-2)

Typ:  dálkový doprovodný a frontový stíhací letoun uzpůsobený pro činnost pouze za dobrých meteorologických podmínek a ve dne

Určení:  primárně obrana bombardovacích letounů před vzdušným napadením, vybojování vzdušné převahy v prostoru linie a přepadové stíhání v rámci protivzdušné obrany; sekundárně útoky na pozemní cíle

Historie: 

Na přelomu 40. a 50. let VVS ke stíhacímu doprovodu bombardovacích letounů nad územím protivníka používalo pístové letouny typu La-11 (Fang) z dílny S.A. Lavočkina. Tento derivát frontového stíhače typu La-9 (Fritz) byl vyprojektován pro součinnost s dálkovými čtyřmotorovými pístovými bombardovacími letouny typu Tu-4 (Bull), které tehdy tvořily páteř sovětských strategických sil. Mezitím se ale rozeběhla produkce prvních domácích frontových bombardérů s proudovým pohonem v podobě dvoumotorových letounů typu Il-28 (Beagle) a Tu-14 (Bosun). Zatímco prvně uvedený stroj vykazoval rychlostí 902 km/h, max. rychlost toho druhého činila 861 km/h. Protože pístové stíhače typu La-11 (Fang), jejichž rychlost nepřesahovala 674 km/h, těmto letounům rozhodně nestačily, natož pak novým dálkovým bombardérům s proudovým pohonem typu Tu-16 (Badger), neboť byly schopny letu rychlostí až 992 km/h, dne 25. dubna 1950 byla OKB MiG pověřena vývojem dálkové doprovodné modifikace podzvukového proudového frontového stíhače typu MiG-15bis (Fagot). Požadovaná doprovodná modifikace tohoto nejvýkonnějšího domácího sériově vyráběného stíhače té doby vešla ve známost pod označením MiG-15Sbis a vyznačovala se instalací zesílených závěsníků pod křídlem. Ty byly vyhrazeny pro obří přídavné palivové nádrže s objemem 600 l. Protože v konfiguraci se zmíněnými PTB v podvěsu doprovodný MiG-15Sbis za frontovým MiGem-15bis (Fagot) znatelně zaostával nejen z hlediska letových výkonů, ale i z hlediska obratnosti, zadání ze dne 10. srpna 1951 na nadzvukového nástupce podzvukových denních frontových stíhacích letounů řady MiG-15 (Fagot) a MiG-17 (Fresco), který vešel ve známost pod vojenským označením I-360 a závodním označením SM-2, kromě požadavku na nadzvukovou rychlost a vysokou stoupavost obsahovalo též požadavek na dolet 2 100 km v konfiguraci bez, resp. 3 500 km v konfiguraci s dvojicí 760 l PTB v podvěsu. Jeho vytrvalost v posledně uvedené konfiguraci měla přitom činit 4 hod (při letu ve výšce 12 000 m). Požadavek na rychlost zněl 1 220 km/h ve výšce 5 000 m, resp. 1 180 km/h ve výšce 10 000 m. V případě dostupu tomu pak bylo 16 000 m. Termín předání prototypu letounu I-360 (SM-2) ke státním zkouškám byl přitom stanoven na červenec roku 1952. Součástí zmíněného zadání se ale staly též specifikace na přepadovou radarem vybavenou stíhací modifikaci uzpůsobenou pro činnost za všech meteorologických podmínek ve dne i v noci. Výnosem ze dne 10. srpna 1951 byl v neposlední řadě posvěcen též vývoj dvoumotorového dvoumístného podzvukového přepadového stíhače velkého doletu typu Jak-120 (budoucí Jak-25 Flashlight A) z dílny OKB A.S. Jakovleva. Protože proudové motory s radiálním kompresorem, které poháněly letouny řady MiG-15 (Fagot) a MiG-17 (Fresco), nedokázaly, díky značnému průměru, oběma zmíněným letounům, I-360 (SM-2) a Jak-120, zajistit požadované výkonnostní parametry, do středu pozornosti se tehdy dostaly motory s kompresorem axiálním. Na proudovém motoru této kategorie přitom právě tehdy pracovala OKB-500 A.A. Mikulina. Konkrétně přitom šlo o typ AM-3, který vykazoval bezkonkurenčním tahem 8 750 kp. Tento motor se ale pro stíhací letouny nehodil, protože vykazoval značnými rozměry a hmotností. Vždyť byl taky již od počátku zamýšlen pro těžké bombardovací letouny. Ještě ten samý rok proto A.A. Mikulin obdržel zadání na proudový motor s axiálním kompresorem vhodný pro stíhací letouny. Požadovaná pohonná jednotka přitom vešla ve známost pod označením AM-5 a byla řešena jako přímá zmenšenina motoru typu AM-3. Její tah přitom činil 2 000 kp. Hlavní předností motoru typu AM-5 se staly malé rozměry a bezkonkurenční poměr tahu a hmotnosti (0,22). Z tohoto hlediska překonával konkurenční motory domácí i světové konstrukce o celých 30 %. Letoun typu I-360 (SM-2) již od počátku počítal s dvojicí motorů typu AM-5. Tahu obou pohonných jednotek měl využívat zejména při vzdušném boji. Při přeletu měl být jeden z nich, z důvodů úspory paliva, vypnut. Jako první byl však dvojicí zmíněných pohonných jednotek opatřen řadový MiG-17 (Fresco A). Takto modifikovaný MiG-17 (Fresco A) přitom vešel ve známost jako I-340 (SM-1) a v průběhu letových zkoušek, které se rozeběhly dnem 19. dubna 1952, dosáhl rychlosti 1 193 km/h (M=1,0). Zatímco v případě typu I-340 (SM-1), který zastával pouze poslání vzdušné zkušebny motoru typu AM-5, šlo o výrazně modifikovaný MiG-17 (Fresco A), typ I-360 (SM-2) byl kvalitativně novou konstrukcí s více protáhlým trupem, středoplošně uspořádaným křídlem se znatelně větším úhlem šípu náběžné hrany (55° vs 45°30‘) a tenkým vysokorychlostním profilem a ocasními plochami uspořádanými do tvaru písmene „T“. Odlišná byla přitom též instalace hlavňové výzbroje. S přihlédnutím na skutečnost, že jsou motory s axiálním kompresorem více citlivé na nasátí povýstřelových zplodin než proudové motory s kompresorem radiálním, se totiž konstruktéři OKB MiG rozhodli pro instalaci kanónů v kořenech křídla, a nikoliv v přídi trupu, jak tomu bylo u letounů řady MiG-15 (Fagot) a MiG-17 (Fresco). Toto ale sebou přineslo horší přístup ke kanonům při údržbě a nabíjení. Práce na projektu letounu typu I-360 (SM-2) se podařilo završit v prosinci roku 1951. Pro potřeby zkušebního programu prototypová dílna OKB MiG zhotovila celkem tři prototypy, dva letové (SM-2/1 a SM-2/2) a jeden neletový. Ten byl vyhrazen pro statické zkoušky. První letový prototyp, SM-2/1, na zkušební leteckou základnu Žukovskyj, domovskou základnu zkušebního institutu LII, dorazil dne 26. dubna 1952. Rolovací zkoušky tohoto stroje se rozeběhly dnem 9. května téhož roku. Od vzletové dráhy se prototyp SM-2/1 poprvé odlepil dne 24. května 1952, a to za pomoci motorů typu AM-5 s výrobními čísly 31-112 a 31-113. Letové zkoušky tohoto stroje ale již dne 28. září téhož roku pozastavily potíže s pohonnými jednotkami. To již měl na svém kontě 46 zkušebních letů. Dva dny nato byl navrácen OKB MiG. Zde pak obdržel nové motory. Poté byl odeslán zpět do Žukovského. Sem přitom tento stroj dorazil dne 14. listopadu 1952. Zde nejprve, mezi 19. listopadem a 22. prosincem téhož roku, prošel rozsáhlými pozemními zkouškami. Jejich zaměřením se přitom stalo doladění motorů typu AM-5. Poté, mezi 23. a 28 prosincem 1952, vykonal dalších devět zkušebních letů. Na konci roku 1952 měl tedy prototyp SM-2/1 na svém kontě již 55 letů s celkovou délkou trvání 40 hod a 30 min. Měření výkonnostních parametrů tohoto stroje dopadlo nad očekávání. Rychlosti 1 225 km/h, resp. 1 180 km/h, totiž dosahoval již ve výšce 3 000 m, resp. 7 000 m. Dle předběžných výpočtů měl být přitom schopen létat tak rychle až ve výšce 5 000 m, resp. 10 000 m. Zatímco při střemhlavém prototyp SM-2/1 dosahoval rychlosti odpovídající M=1,16, při horizontálním letu ve výškách mezi 10 000 a 11 000 m tomu bylo M=1,045. Na výšku 10 000 m byl schopen vystoupat za 2,7 min. Požadavek přitom zněl 3 min. V případě dostupu, který činil 16 400 m, tomu pak bylo o celých 400 m více. Naproti tomu doletem za požadavky technického zadání poněkud zaostával. Jeho dolet, který činil 2 005 km bez PTB, resp. 3 328 km s dvojicí 760 l PTB v podvěsu, byl totiž o 95 km, resp. 172 km kratší. I přes posledně uvedený nedostatek prototyp SM-2/1 z hlediska letových výkonů znatelně překonával všechny tehdejší stíhací letouny domácí konstrukce. V porovnání se svým předchůdcem v podobě letounu typu MiG-17 (Fresco) byl prototyp SM-2/1 též stabilnější a obratnější. Naproti tomu vykazoval vyšší přistávací (o 20 až 30 km/h) a minimální rychlostí (o 30 až 40 km/h). Zlepšení si žádala rovněž efektivita křidélek a výškovek při extrémních rychlostech. V průběhu závodních zkoušek prototypu SM-2/1 byla prověřena též způsobilost letu tohoto stroje s jedním vypnutým motorem a činnost jeho hlavňové výzbroje, která se sestávala ze dvou 37 mm kanónů typu N-37, na zemi i ve vzduchu. Zatímco při pozemních střeleckých zkouškách bylo uskutečněno celkem 269 výstřelů, 169 z levého a 100 z pravého kanónu, za letu hlaveň levého, resp. pravého, kanónu opustilo 161, resp. 100, projektilů. Přestože se instalace kanónů nacházela, jak již bylo řečeno, v kořenech křídla, tedy ve značné vzdálenosti od příďového lapače vzduchu, střelba měla negativní vliv na chod pohonných jednotek. Zatímco střelba z pravého kanónu ovlivňovala chod pravého, střelba z levého kanónu měla negativní vliv na chod levého motorů. Motory typu AM-5 bylo nicméně možné opět nahodit ve výškách až do 7 000 m. Součástí zkoušek prototypu SM-2/1 se stala též simulace reálné bojové mise. Jeho úkolem v rámci zmíněné simulace bylo odražení útoku nepřátelského letounu v podobě podzvukového MiGu-17 (Fresco) na doprovázený proudový bombardovací letoun typu Tu-16 (Badger A). Ten se přitom pohyboval se rychlostí 900 až 950 km/h ve výšce 10 000 až 11 000 m. Protože byl předpokládaný směr útoku agresora na doprovázený bombardér ze zední polosféry, prototyp SM-2/1 zaujímal pozici ve vzdálenosti 1 500 m za a 1 000 m nad ním. Mezitím, dne 12. září 1952, do Žukovského dorazil prototyp druhý, SM-2/2. Od prototypu prvního se přitom tento stroj odlišoval instalací tříkomorových úsťových brzd na koncích hlavní kanónů, nevelkých ochranných panelů ze žáruvzdorné oceli na bocích trupu, přímo před kořeny křídla, a modifikovaných aerodynamických brzd s mírně větší délkou a plochou (1,04 m² vs 0,92 m²) na bocích zádě trupu. Do oblak se prototyp SM-2/2 poprvé vydal 28. dne toho samého měsíce a v průběhu závodních zkoušek, které byly završeny dnem 28. ledna 1953, vykonal 15 letů s celkovou délkou trvání 14 hod a 20 min. Hlavní náplní závodních zkoušek tohoto stroje se stalo prověření činnosti pohonných jednotek, aerodynamických brzd a výzbroje. Aerodynamické brzdy obou prototypů letounu typu I-360, SM-2/1 a SM-2/2, byly odzkoušeny až do rychlosti M=1,16. Jako více efektivní se jevily aerodynamické brzdy prototypu druhého. Zkoušky kanónů prototypu SM-2/2 se omezily pouze na pozemní testy. V jejich průběhu bylo přitom z pravého, resp. z levého, kanónu odpáleno 357, resp. 376, projektilů ráže 37 mm. Jako první na letiště Státního zkušebního institutu vojenského letectva (GK NII VVS) dorazil prototyp SM-2/1. Tomu se přitom stalo v lednu roku 1953. Oficiálně bylo zahájení státních zkoušek tohoto stroje posvěceno dne 24. února téhož roku. Státní zkoušky se rozeběhly den nato. Již dne 6. března 1953 ale státní zkoušky prototypu SM-2/1 pozastavila mimořádná událost, která nastala při letu zaměřeném na prověření stability při prudkém manévrování. Při jedné otočce pod velkým úhlem náběhu prototyp SM-2/1 náhle přešel do prudkého stoupání a odmítal reagovat na přitažení kniplu do krajní přední polohy. Tomu následoval pád do vývrtky. Pilotovi se naštěstí podařilo vývrtku vybrat (po propadu o celých 8 000 m) a prototyp zachránit. Tomu následovaly zkoušky zaměřené na prověření vývrtkových charakteristik. V jejich průběhu se přitom podařilo zjistit, že při ostrých manévrech při velkých rychlostech výškovka letounu typu I-360 (SM-2) vykazuje zcela nedostatečnou účinností, neboť se dostává do úplavu křídla. V některých režimech navíc VOP tohoto stroje sužovaly potíže s třepotáním (buffet). Při letu vysokou rychlostí pod velkými úhly náběhu vykazovala nízkou účinností též křidélka. Toto byl zase důsledek malé efektivity křídleních aerodynamických hřebenů, které měly zpomalovat odtrhávání proudnic vzduchu směrem od kořenů. Kromě výše uvedeného se podařilo odhalit též některé nedostatky v palivovém systému. Následně byl proto prototyp SM-2/1 navrácen OKB MiG k doladění. Ještě předtím, než se konstrukční tým OKB MiG pustil do odstraňování všech výše uvedených nedostatků, byla aerodynamika letounu typu I-360 (SM-2) důkladně prostudována v aerodynamickém tunelu. Na základě takto získaných poznatků o chování letounu typu I-360 (SM-2) v průběhu prudkého manévrování vysokou rychlostí konstruktéři OKB následně přesunuli VOP z vrcholu SOP na boky modifikované zadní části trupu a současně zvětšili její plochu z 3,47 m² na 5,50 m². Větší plochy přitom doznala též směrovka. Bez změn nezůstaly ani aerodynamické brzdy. Ty nyní vykazovaly větší plochou (1,07 m² vs 0,92 m²) a menším úhlem vychýlení (50° vs 53°) a navíc se nacházely blíže u přídě a břicha trupu (přímo za odtokovou hranou křídla). Posledně uvedené mělo přitom zamezit nežádoucímu třepotání VOP. Kromě toho prototyp SM-2/1 obdržel hydraulické posilovače bez zpětné vazby (pilot necítí vzdor ovládacích ploch) typu BU-8A (pro výškovky) a BU-13 (pro křidélka) na místo posilovačů se zpětnou vazbou (pilot cítí vzdor ovládacích ploch), nové čtyřkomorové úsťové brzdy kanónů z dílny OKB-116 a schránku na vystřílené nábojnice a nábojové pásy. Její vestavba do břicha přední části trupu měla zamezovat střetu vystřílených nábojnic s aerodynamickými brzdami. Cenou za to se ale stala redukce objemu hlavní palivové nádrže o 100 l. Všechny výše uvedené úpravy sebou přinesly vzrůst hmotnosti o nějakých 150 kg a do konstrukce prototypu SM-2/1 byly vneseny ke dni 8. května 1953. Mezitím, mezi 13. březnem a 10. dubnem téhož roku, prototyp druhý, SM-2/2, vykonal celkem 9 zkušebních letů zaměřených na prověření vlivu různých typů aerodynamických hřebenů na podélnou stabilitu ve výšce 12 000 m při prudkém manévrování. V průběhu některých letů měl navíc mírně sklopeny vztlakové klapky směrem dolů a současně vychýlena křidélka mírně směrem nahoru. Protože nic z toho kýžený výsledek nepřineslo, dne 10. dubna 1953 byl navrácen OKB MiG, aby zde prošel identickými úpravami, jako prototyp SM-2/1. Letové zkoušky modifikovaných prototypů letounu typu I-360 (SM-2), přesunutím VOP z vrcholu SOP na boky trupu atd., se rozeběhly dnem 9. května 1953. Zatímco opravné závodní zkoušky prototypu SM-2/1 se podařilo završit dnem 25. června téhož roku, opravné závodní zkoušky prototypu SM-2/2 mohly být prohlášeny za ukončené dne 21. června 1953, po realizaci 24-ti letů. Náplní závodních zkoušek prototypu SM-2/2 se přitom stalo prověření vlivu nových ocasních ploch na stabilitu a ovladatelnost při prudkém manévrování a v neposlední řadě též prověření vlivu všech konstrukčních výše uvedených úprav na výkonnostní parametry. V jejich průběhu konstrukce tohoto stroje doznala dalších změn. Konkrétně byla zvětšena výška křídleních aerodynamických hřebenů téměř na trojnásobek. Všechny zmíněné úpravy přitom sebou přinesly znatelné zlepšení „vývrtkových“ charakteristik a podélné stability bez významnějšího vlivu na ovladatelnost a letové výkony. Pouze došlo k mírnému poklesu rychlosti (o 10 až 15 km/h) a doletu. Ten nyní činil 1 925 km v konfiguraci bez, resp. 3 238 km v konfiguraci s dvojicí 760 l PTB v podvěsu. Zatímco max. provozní násobek prototypu SM-2/1 byl stanoven na 8 g, max. provozní násobek prototypu SM-2/2 činil 9,56 g. Naproti tomu dostup, stejně jako stoupavost, v této fázi zkušebního programu nebyl měřen. Střelecké zkoušky se zase staly náplní zkušebního programu prototypu prvního, SM-2/1. V jejich průběhu přitom hlaveň pravého a levého kanónu tohoto stroje opustilo 350 a 334 projektilů, z toho 240 a 224 za letu. Na zemi bylo tedy uskutečněno 110 výstřelů z každého z nich. Nové úsťové brzdy pracovaly, jak měly. V průběhu opravných závodních střeleckých zkoušek nedošlo k jedinému výpadku pohonné jednotky v důsledku nasátí povýstřelových zplodin. Opravné závodní zkoušky letounu typu I-360 (SM-2) tedy zakončilo kladné hodnocení. K opravným státním zkouškám byly prototypy SM-2/1 a SM-2/2 předány dne 27. června a 18. července roku 1953. Všechny výkonnostní parametry modifikovaného prototypu SM-2/2 se podařilo změřit ke dni 16. října 1953. Od počátku opravných státních zkoušek až k tomuto dni ale tento stroj létal bez kanónové výzbroje. Instalaci kanónů obdržel dne 17. října téhož roku. Pozemní střelecké zkoušky se přitom rozeběhly dnem 23. října 1953. Zatímco opravné státní zkoušky prototypu SM-2/2 byly ukončeny dne 1. ledna 1954, opravné státní zkoušky prototypu SM-2/1 se podařilo završit dnem 15. prosince 1953. V rámci státních zkoušek, které byly realizovány na leteckých základnách Čkalovsk a Vladimírovka, prototyp SM-2/1 vykonal 128 letů s celkovou délkou trvání 103 hod a 17 min. Zkušební program přitom tento stroj završil se třetím párem motorů typu AM-5 v celkovém pořadí. Hodnocení letových charakteristik letounu typu I-360 (SM-2) ze strany zkušebního institutu GK NII VVS ale nebylo zdaleka tak pozitivní, jako hodnocení továrních pilotů. Potíže s podélnou stabilitou při prudkém manévrování při vysokých rychlostech, které velmi ztěžovaly míření při střelbě, dle pilotů GK NII VVS přetrvávaly, byť nebyly tak intenzivní, jako předtím. Ve výškách pod 9 000 až 10 000 m bylo dokonce provádění prudkých manévrů s tímto strojem shledáno vyloženě za nebezpečné. Bez kritiky nezůstal ani tehdy ještě ne zcela vyzrálý systém řízení. Své předchůdce v podobě letounů typu MiG-17 (Fresco A/B) a MiG-17F (Fresco C) letoun typu I-360 (SM-2) nicméně překonával z hlediska většiny výkonnostních parametrů. To se týkalo zejména rychlostního rozsahu, stoupavosti a vytrvalosti. Ve výškách 5 000 až 10 000 m tento stroj letoun typu MiG-17 (Fresco A/B), resp. MiG-17F (Fresco C), překonával o 40 až 42 km/h, resp. o 20 až 23 km/h.  Výstup na výšku 10 000 m mu zabral o 2 min, resp. o 0,4 min méně než MiGu-17 (Fresco A/B), resp. MiGu-17F (Fresco C). V případě doletu (a vytrvalosti) v konfiguraci bez PTB, resp. s PTB, oba zmíněné letouny, MiG-17 (Fresco A/B) a MiG-17F (Fresco C), překonával o 300 a 460 km (13 a 21 min), resp. o 640 a 760 km (26 a 29 min). Naproti tomu vykazoval, v porovnání s letouny typu MiG-17 (Fresco A/B) a MiG-17F (Fresco C), delším dojezdem při přistání (o 100 a 175 m), větší přistávací rychlostí (o 33 km/h), větším poloměrem otáčení (o 200 m ve výšce 12 000 m) a delší dobou otočení (o 14 a 22 sec ve výšce 10 000 m). Za výkonnějším MiGem-17F (Fresco C) zaostával též dostupem (o celých 1 270 m). Pro společné mise s proudovými bombardéry typu Il-28 (Beagle) a Tu-16 (Badger) byl však doprovodný stíhač typu I-360 (SM-2) shledán jako plně způsobilý, byť součinnost tohoto stroje s posledně uvedeným typem komplikoval malý dostup v konfiguraci s PTB v podvěsu, který činil 13 600 m. Protože navíc šlo o revoluční stroj se značným vývojovým potenciálem, v závěrečné zprávě byl doporučen pro přijetí do výzbroje. Podmínkou toho se ale stalo odstranění všech nedostatků, které se podařilo odhalit v průběhu státních zkoušek. Konkrétně přitom šlo o špatnou obratnost a akceleraci ve velkých výškách, nedostatečný dostup s dvojicí 760 l PTB v podvěsu, nedostatečnou výkonnost zaměřovacího vybavení v podobě optického zaměřovače typu ASP-4NM a radiolokačního dálkoměru typu SRD-1 Konus (Scan Fix), špatné vzletové a přistávací charakteristiky, absenci prostředků zabraňujících průniku cizorodých předmětů k lopatkám kompresoru pohonných jednotek a značnou délku přípravy k bojové misi. Ta totiž činila celých 60 až 65 min, což bylo 2 x tolik, co u MiGu-17 (Fresco). Kromě výše uvedeného bylo shledáno za nanejvýš účelné letoun typu I-360 (SM-2) vybavit silnějšími pohonnými jednotkami. Díky nízkému tahu motorů typu AM-5, který činil 2 000 kp, totiž nebyl schopen zdaleka využívat svého teoretického potenciálu. Na tuto skutečnost přitom A.A. Milkulin odpověděl konstrukčně odvozenou axiálním kompresorem opatřenou proudovou pohonnou jednotkou typu AM-9F, která vykazovala tahem 2 600 kp s vypnutým, resp. 3 250 kp se zapnutým přídavným spalováním. Oficiálně byla přitom OKB MiG začleněním motorů typu AM-9F do pohonného systému letounu typu I-360 (SM-2) pověřena dne 15. srpna 1953. Všechny výše uvedené požadavky následně daly za vznik výrazně modifikovanému modelu, známému jako SM-9. Ten se pak stal základem frontového stíhacího letounu typu MiG-19 (Farmer A), prvního plnohodnotného sériově vyráběného nadzvukového stíhače na světě. Plná produkce tohoto stroje se přitom rozeběhla v roce 1955.

Popis (původní úprava z roku 1952):  Lehký nadzvukový doprovodný stíhací letoun typu I-360 (SM-2) byl řešen jako jednomístný dvoumotorový celokovový středoplošník s šípovým křídlem a šípovými ocasními plochami uspořádanými do tvaru písmene „T“. Protáhlý doutníkovitý trup tohoto stroje měl poloskořepinovou konstrukci a sestával se ze dvou částí, přední a zadní. Na přídi trupu letounu typu I-360 (SM-2) se nacházel kruhový lapač vzduchu pohonných jednotek. Zmíněný příďový lapač byl rozdělen vertikální přepážkou na dva samostatné vzduchové kanály s průřezem na výšku postavené elipsy, které se táhly po obou stranách trupu až k pohonným jednotkám. Zatímco levý vzduchový kanál zásoboval vzduchem levý motor, pravý kanál přiváděl vzduch k pravému motoru. Přímo mezi oběma zmíněnými vzduchovými kanály se nacházel jednomístný přetlakový kokpit spolu s přístrojovou sekcí, šachtou příďového podvozku a dvojicí palivových nádrží (č.1 a č.2). Jednomístná pilotní kabina letounu typu I-360 (SM-2) ukrývala vystřelovací sedačku se sklápěcím štítem, který chránil hlavu pilota při katapultáži, a byla opatřena dvoudílným průzračným polokapkovitým překrytem. Zmíněný průzračný překryt se sestával z pevného čelního štítku s jedním plochým oválným čelním opticky čistým okénkem, které bylo zhotoveno z 64 mm neprůstřelného skla, a dvěma zaoblenými postranními okénky s tvarem trojúhelníku a odsuvného (směrem dozadu) zadního pyrotechnicky oddělitelného dílu s neděleným zasklením. Ochranu pilota před projektily palných zbraní kromě zmíněného čelního okénka z neprůstřelného skla zajišťovala též čelní pancéřová deska s tloušťkou 10 až 18 mm a pancéřový záhlavník s tloušťkou 16 mm. Přímo před pilotní kabinou, tedy v samém čele dělící přepážky příďového kruhového vstupu vzduchu, se nacházela přední přístrojová sekce, která byla přístupná přes rozměrnou demontovatelnou hřbetní servisní krytku. Přímo pod zmíněným úložným prostorem se nacházela šachta příďového podvozku. Zadní část trupu letounu typu I-360 (SM-2) ukrývala pohonné jednotky v podobě dvou 2 000 kp proudových motorů typu AM-5 spolu s dlouhými výtokovými trubicemi a dalšími dvěma palivovými nádržemi (č.3 a č.4). Ty byly umístěny přímo pod přední částí výtokových trubic. Celá zadní část trupu, i s ocasními plochami, byla řešena jako demontovatelná. Toho se využívalo při údržbě a výměně motorů. Všechny čtyři trupové nádrže letounu typu I-360 (SM-2) byly řešeny jako pružné a dohromady pojaly celkem 2 270 až 2 290 l (1 900 kg) paliva. Z toho přitom 1 470 až 1 475 l (1 225 kg) připadalo na nádrž č.1, 320 až 330 l (275 kg) na nádrž č.2 a 480 až 485 l (400 kg) na nádrže č.3 a č.4. Zásobu paliva tohoto stroje bylo ale možné dále rozšířit umístěním dvou 760 l přídavných nádrží na pumové závěsníky, které se nacházely pod náběžnou hranou křídla. Středoplošně uspořádané šípové křídlo letounu typu I-360 (SM-2) mělo tenký vysokorychlostní profil, záporné vzepětí 4°30‘, plochu 25,0 m², náběžnou a odtokovou hranu s konstantním úhlem šípu v celém rozpětí a rovné koncové oblouky. Jeho hloubka se plynule zmenšovala směrem od kořenů k rovným koncových obloukům (z 4,19 m na 1,378 m). Úhel šípu náběžné hrany přitom činil 55°. Zatímco k horní ploše křídla letounu typu I-360 (SM-2), přibližně v polovině rozpětí, byl uchycen jeden pár mohutných aerodynamických hřebenů s plochou 2 x 0,56 m², pod jeho náběžnou hranou se nacházela instalace jednoho páru zbraňových závěsníků. Do kořenů křídla tohoto stroje byla zase vestavěna dvojice 37 mm kanónů typu N-37. Nábojové schránky zmíněných kanónů procházely náběžnou hranou a každá z nich pojala 50 až 75 ks munice. Na náběžné hraně křídla letounu typu I-360 (SM-2) se nacházela též instalace dvou PVD. Ty byly zase umístěny poblíž rovných koncových oblouků. Mechanizaci křídla tohoto stroje tvořily jednodílné vztlakové klapky typu CAGI (modifikované vzletové klapky typu Fowler) s plochou 3,0 m² a max. úhlem vychýlení 15° a jednodílná křidélka s plochou 1,6 m² a mezním úhlem vychýlení ±20°. Ocasní plochy letounu typu I-360 (SM-2) se sestávaly s jedné šípové svislé plochy (SOP) s plochou 4,5 m² a úhlem šípu náběžné hrany 56° a jedné šípové vodorovné plochy (VOP) s úhlem šípu náběžné hrany 55°, rozpětím 2,78 m a plochou 3,47 m² a zaujímaly vzájemné uspořádání do tvaru písmene „T“. Instalace VOP se tedy nacházela na vrcholu SOP. Zatímco na odtokové hraně SOP bylo umístěno jednodílné směrové kormidlo s plochou 1,10 m², odtokovou hranu VOP zaujímala po celém rozpětí dvojice výškových kormidel s plochou 0,24 m². Ocasní plochy letounu typu I-360 (SM-2) doplňovala jedna nízká protáhlá zaoblená kýlovka, nacházející se v ose břicha zadní části trupu, a jeden pár aerodynamických brzd s plochou 0,92 m² a max. úhlem vychýlení 53°, instalovaný po stranách zádě trupu, přímo před tryskami pohonných jednotek. Vzletové a přistávací zařízení letounu typu I-360 (SM-2) tvořil zatahovatelný tříbodový kolový podvozek příďového typu. Zatímco nebrzděné 480 x 200 mm kolo příďového podvozku se zatahovalo (proti směru letu) do břicha přídě trupu, resp. do spodní části čela dělící přepážky příďového vstupu vzduchu, brzděná 660 x 220 mm kola hlavního podvozku se zasouvala (směrem k podélné ose trupu) do útrob střední části křídla. Ke zkrácení dojezdu při přistání tento stroj mohl využít 15 m² brzdící padák typu PT-2165-51. Jeho pouzdro bylo přitom vestavěno do zadní části břišní kýlovky.

Verze:

I-360 (původní úprava z roku 1952) – původní úprava letounu typu I-360 s instalací 3,47 m² VOP na vrcholu SOP a 0,92 m² (v případě prototypu prvního) nebo 1,07 m² (v případě prototypu druhého) aerodynamickými brzdami s mezním úhlem vychýlení 53° na bocích zádě trupu, přímo před tryskami pohonných jednotek

I-360 (pozdější úprava z roku 1953) – pozdější úprava letounu typu I-360 s instalací modifikované VOP, která vykazuje větší plochou (5,50 m²), na bocích zadní části trupu (na místo na vrcholu SOP), SOP se zvětšeným směrovým kormidlem na odtokové hraně a pozměněnou konstrukcí vrcholového krytu a kořenů v ose hřbetu zadní části trupu, modifikovaných aerodynamických brzd vyznačujících se větší plochou (1,07 m²), menším úhlem vychýlení (50°) a absencí vystouplých polokapkovitých krytů vysouvací mechaniky na vnějších plochách blíže u přídě trupu, přímo mezi kořeny odtokové hrany křídla a kořenem náběžné hrany SOP, hydraulických posilovačů bez zpětné vazby typu BU-8A (pro výškovky) a BU-13 (pro křidélka) na místo hydraulických posilovačů se zpětnou vazbou, čtyřkomorových úsťových brzd na koncích hlavní kanónů (na místo tříkomorových) a schránky na vystřílené nábojnice a prázdné nábojové pásy v břichu přední části trupu (její vestavba si ale vyžádala zredukovat objem hlavní palivové nádrže o 100 l)

Vyrobeno:  dva letové prototypy (SM-2/1 a SM-2/2) a jeden neletový exemplář pro statické zkoušky

Uživatelé:  žádní

SM-2/1 (1. úprava)

Posádka:    jeden pilot

Pohon:       dva proudové motory typu Mikulin AM-5 s max. tahem po 2 000 kp

Radar:        radiolokační dálkoměr typu SRD-1 Konus (‘Scan Fix’) s dosahem 0,3 až 1,2 km. Toto zařízení slouží pro sledování a měření vzdálenosti vzdušných cílů a využívá nevelkou hřebenovitou anténu, nacházející se na hřbetu přídě trupu, přímo před pilotní kabinou.

Vybavení:  - zaměřovací: jeden střelecký zaměřovač typu ASP-4N (jeho instalace se nachází uvnitř pilotní kabiny)

                   - obranné: identifikační systém „vlastní-cizí typu SRZO-1 Uzel

Výzbroj:     dva 37 mm kanóny typu N-37 se zásobou 50 až 75 nábojů na hlaveň, vestavěné do kořenů křídla, a dva raketové bloky typu ORO-57 (osm 57 mm neřízených raket typu ARS-57 Skvorec) nebo dvě neřízené pumy o hmotnosti 50, 100 nebo 250 kg, přepravované na jednom páru křídelních závěsníků (alternativně lze na křídelní závěsníky tohoto stroje umístit 760 l přídavné palivové nádrže typu PTB-760)

* s dvojicí 760 l PTB v podvěsu, resp. 6 600 kg bez PTB

SM-2/1 (2. úprava)

Posádka:    jeden pilot

Pohon:       dva proudové motory typu Mikulin AM-5 s max. tahem po 2 000 kp

Radar:        radiolokační dálkoměr typu SRD-1 Konus (‘Scan Fix’) s dosahem 0,3 až 1,2 km. Toto zařízení slouží pro sledování a měření vzdálenosti vzdušných cílů a využívá nevelkou hřebenovitou anténu, nacházející se na hřbetu přídě trupu, přímo před pilotní kabinou.

Vybavení:  - zaměřovací: jeden střelecký zaměřovač typu ASP-4NM (jeho instalace se nachází uvnitř pilotní kabiny)

                    - obranné: identifikační systém „vlastní-cizí typu SRZO-1 Uzel

Výzbroj:     dva 37 mm kanóny typu N-37 se zásobou 50 nábojů na hlaveň, vestavěné do kořenů křídla, a dva raketové bloky typu ORO-57 (osm 57 mm neřízených raket typu ARS-57 Skvorec) nebo dvě neřízené pumy o hmotnosti 50, 100 nebo 250 kg, přepravované na jednom páru křídelních závěsníků (alternativně lze na křídelní závěsníky tohoto stroje umístit 760 l přídavné palivové nádrže typu PTB-760)

* s dvojicí 760 l PTB v podvěsu, resp. 6 820 kg bez PTB

** bez podvěsu, resp. 13 600 m s dvojicí 760 l PTB v podvěsu

Poslední úpravy provedeny dne 14.8.2010