Como diferenciar al I-26-1 con el motor M-106 en base a rasgos externos:
- bajo la capota del motor falta la góndola del radiador de aceite;
- el radiador de aceite ubicado dentro del centroplano;
- por encima de la capota del motor ubicada la toma de aire para la
refrigeración de las bujías y válvulas del motor;
- la toma del aire para el sobrecompresor en forma de “trompa” está
ubicada bajo la parte posterior de la capota;
- las cubiertas del tren de aterrizaje formadas por dos elementos;
- la joroba superior a nivel del acristalamiento de la cabina;
- falta el mástil y la antena de la radio.
El caza experimental I-26, llamado más tarde Yak-1, fue construido en
cumplimiento de la resolución gubernamental del 29 de julio de 1939.
Acorde con esta resolución, se exigía fabricar y presentar para las
pruebas estatales en NII VVS dos ejemplares de este avión experimental:
el primer ejemplar dotado del motor M-106 para 1 de febrero de 1940 y el
segundo ejemplar dotado del motor M-105P con turbocompresor (NK) para
marzo de 1940.
El armamento de ambos ejemplares tenía que ser: 1 ametralladora UB del
calibre 12,7mm y dos ametralladoras ShKAS del calibre 7,62mm. Más tarde
estaba previsto instalar 1 cañón-motor ShVAK con 160 proyectiles y 4
ametralladoras ShKAS (sincronizadas) con 2.500 cartuchos.
En realidad, del caza experimental I-29 fueron construidos 3 ejemplares,
los cuales recibieron códigos I-26-1, I-26-2 y I-26-3 respectivamente.
Además, como era habitual, fue fabricado otro ejemplar más (sólo la
estructura del avión) para las pruebas estáticas.
Debido a que los motores M-106 y M-105P equipados con el TK (turbo
compresor) no estaban listos, los tres ejemplares de vuelo se
construyeron con motores M-105P diseñados por el ingeniero V.Y. Klímov.
En el avión experimental I-26 estaba previsto instalar el motor M-107.
Pero este motor tampoco se llegó a instalar debido a que no estaba
terminado.
El motor M-105P fue admitido por el ejército y puesto en producción en
masa en varias fabricas, de acuerdo con la resolución gubernamental del
23 de mayo de 1940.
Los requerimientos táctico-técnicos para el avión I-26 fueron
formalizados en el NII VVS (Instituto de investigación Científica de
VVS) el 1 de junio de 1939 y aprobados por la Dirección General de la
VVS el 23 de julio de 1939. Tanto el proyecto preliminar como la maqueta
del avión no fueron presentados a la VVS.
El I-26-1 era un caza monoplaza para la Aviación Frontal. Era un
monoplano de ala baja cantilever (sin riostras) y tren retráctil. La
estructura del planeador era mixta: el fuselaje y la cuaderna del motor
tenían una estructura tubular hecha de cromansil (aleación de acero,
cromo, manganeso y silicio), formando una sola pieza. La parte frontal
estaba formada por el capó del motor, compuesto por cuatro paneles de
duraluminio, fijados a la carcasa mediante cierres tipo “Dzus”. La parte
central de fuselaje, incluyendo la cabina del piloto, se cerraba por los
lados mediante paneles de duraluminio, fijados con varillas; estos
paneles permitían el libre acceso a todas las partes del fuselaje. Los
laterales traseros del fuselaje estaban recubiertos de tela, mientras
que por la parte superior e inferior estaba cubierta por paneles de
contrachapado a modo de joroba. La cabina del piloto se cerraba mediante
la cubierta transparente de tres secciones fabricadas de plexiglás, con
la parte móvil que se desplazaba hacia atrás. En la parte trasera de la
cabina se instalaba el respaldo blindado de acero de 8mm de grosor, el
cual protegía al piloto de impactos de balas del calibre 7.92mm.
Los planos estaban hechos de madera, y eran del tipo no desintegrable,
sustentados por dos largueros. Su recubrimiento estaba hecho de un
contrachapado de baquelita multi-capa, cuyo grosor variaba entre 5 y
2.5mm.
Los largueros de sección cuadrada estaban hechos de listones de madera
de pino y tenían paredes de contrachapado de abedul, cuyos grosores
variaban entre 10 y 3mm. Las costillas eran de tipo uniforme. La
fijación del recubrimiento exterior a la estructura del ala se efectuaba
mediante cola de caseína y tornillos. La superficie del plano se
encolaba con mitcal, se enmasillaba y se pintaba. En el espacio
entre los largueros, estaba ocupado por los depósitos de combustible,
entre la 1ª y 12ª costillas. Las escotillas para los depósitos se
cerraban con paneles de duraluminio, sirviendo al mismo tiempo como
recubrimiento de ala.
El plano se fijaba al fuselaje mediante 4 pernos básicos y 2 auxiliares.
El plano estaba dotado de alerones tipo “Frise” y flaps tipo “Schrenk”.
Los alerones eran de duraluminio y estaban recubiertos de tela. El
alerón izquierdo estaba dotado de trimmer (compensador),
ajustable desde la cabina. Los flaps eran de duraluminio, completamente
metálicos.
Los planos de cola eran de estructura mixta, cantiléver (sin riostras) y
se fijaban al fuselaje en cuatro puntos. El estabilizador y la quilla
eran de madera. Los timones eran de duraluminio, cubiertos de tela y
estaban dotados de trimmers ajustables desde la cabina.
El tren de aterrizaje era de 3 puntos, con amortiguación oleoneumática,
y se plegaba cerca del borde de ataque, en dirección al fuselaje. Una
vez replegado el tren en los pozos, este quedaba escamoteado
aerodinámicamente con el plano mediante carenados de duraluminio. Las
ruedas eran de tipo “semibalón” (de baja presión, lo que permitía usar
el avión en pistas mal acondicionadas), y estaban dotadas de frenos que
se fijaban al tubo de soporte del amortiguador mediante una
semi-horquilla. En posición desplegada la pata del tren se reforzaba
mediante strut plegable, dotado de un cierre. La rueda de cola era
replegable, de acción libre. Sin embargo, durante el aterrizaje o
despegue podía bloquearse en una posición neutral desde la cabina del
piloto. La posición del tren se controlaba mediante indicadores
luminosos, instalados en el panel de instrumentos.
Los órganos de dirección manual (alerones y timón de profundidad) eran
rígidos, formados por tubos de acero y de duraluminio, manejados a
través de la palanca del avión. En dicha palanca se situaban los
gatillos de disparo del armamento así como una palanca para accionar los
frenos de las ruedas.
Los órganos de dirección, que se manejaban con los pies (timón de
dirección) eran suaves, con transmisión por vía de cables de control,
duplicados para mayor resistencia a los daños en combate.
Los órganos de dirección de los flaps y del tren de aterrizaje eran
neumáticos.
El VMG (grupo hélice-motor) estaba compuesto por un motor M-105P de 12
cilindros, refrigerado por liquido que entregaba una potencia de 1.050hp
a 4.000m de altitud. Este se hallaba equipado con una hélice metálica
VISh-52P de tres palas, con paso variable y con un diámetro de 3.0m.
El eje de la hélice se hallaba carenado y tenía un trinquete para el
arranque mediante un camión de puesta en marcha tipo Hucks.
Cuatro depósitos protegidos de combustible (protector tipo “Anazot”),
soldados con aleación tipo AMts y con una capacidad total de 410L
(305kg) se ubicaban dentro de los planos, dos en cada consola alar. El
sistema de combustible estaba dotado de una válvula antiincendio de dos
etapas, que permitía cortar el combustible, o bien tomarlo de todos los
depósitos simultáneamente.
La cantidad de combustible en los depósitos era controlada mediante
indicadores de gasolina (sistema de boya-palanca), instalados a la
derecha e izquierda de la cabina, en la superficie superior de los
planos y dentro del campo visual del piloto. El radiador de aceite de 10
pulgadas se ubicada entre los cilindros del motor. El radiador de agua
se ubicaba debajo del fuselaje en un túnel con salida regulable. El
control de las tapas del radiador de aceite y de agua se efectuaba por
cables metálicos, accionados desde la cabina mediante poleas accionadas
por mandos giratorios.
El armamento del avión estaba compuesto por un cañón-motor ShVAK con 130
proyectiles y 4 ametralladoras sincronizadas ShKAS, instaladas a ambos
lados de fuselaje y que disparaban a través de la hélice, con 420
cartuchos para cada una de las dos ametralladoras superiores y 650
cartuchos para cada una de las dos inferiores. El colimador era óptico,
tipo PAN-23.
El equipo del avión era primitivo y estaba compuesto solamente por el
conjunto de instrumentos de pilotaje y navegación, instrumentos de
control del motor, el equipo de oxigeno KPA-3, una batería de 12-A-5,
luces de aeronavegación en los planos y en la cola, y una lámpara de
iluminación de la cabina, instalada en la palanca de mando del avión.
El avión estaba compuesto por 7 partes básicas desmontables: el ala, el
fuselaje, el estabilizador horizontal, el estabilizador vertical, el
motor, el tren de aterrizaje y la rueda del patín de cola.
A la hora de diseñar el avión se prestó mucha atención para garantizar
la accesibilidad del avión para efectuar las revisiones, así como el
mantenimiento y montaje de los principales sistemas y mecanismos.
El I-26-1 fue pintado en colores tradicionales para todos los aviones
experimentales de A.S. Yákovlev: el ala y el fuselaje en color rojo,
mientras que el timón de dirección se pintó en color rojo con bandas
longitudinales de color blanco.
El I-26-1 fue diseñado entre 9 de mayo y 15 de agosto de 1939, es decir,
los trabajos comenzaron antes de la salida de la resolución
gubernamental y antes de aprobarse los requisitos técnicos. La
construcción del avión comenzó en agosto y terminó el 27 de diciembre de
1939.
Dicho lo anterior, el diseño y la fabricación del I-26-1 duraron
aproximadamente 7,5 meses en total.
Teniendo en cuenta que en 1939 el OKB de Yákovlev contaba con tan solo
45 ingenieros y dibujantes, y 152 obreros, y que toda la base industrial
estaba compuesta por tan solo 44 tornos, este plazo debe ser reconocido
como un record.
30 de diciembre el avión fue transportado al Aeródromo Central de Moscú
para efectuar las pruebas de fábrica.
Estas pruebas fueron llevadas a cabo por la brigada del OKB, compuesta
por el famoso piloto de pruebas en jefe del OKB de Yákovlev, Y.U.
Piontkovskiy, el ingeniero en jefe A.I. Yastrebov, y el técnico F.Z.
Sbitnev.
Las pruebas se efectuaron primero sobre esquíes. El primer vuelo fue
realizado por Y.I. Piontkovskiy el 13 de enero de 1940. El primer
despegue sobre ruedas (el numero 25) se efectuó el 19 de marzo de 1940.
En total durante las pruebas de fábrica fueron realizados 43 vuelos con
una duración total de 13 horas 9 minutos. Fueron efectuados 15
aterrizajes forzosos.
Las pruebas de fábrica del I-26-1 se vieron envueltas en grandes
dificultades, ya que el avión aun estaba lejos de ser perfecto. Había
imperfecciones tanto en el planeador como en los sistemas y partes,
suministradas por los proveedores terceros (esto también afectaba a
otros aviones experimentales de aquel periodo, incluyendo a los cazas
I-301 y I-200).
Los defectos más importantes fueron los siguientes:
1. La insuficiente resistencia general, tanto del propio avión como de
sus partes y sistemas.
Esto era a consecuencia de las tres causas:
a) Los cálculos de resistencia fueron efectuados para una masa de
2.300kg, pero la masa real resultó ser de 2.600kg. El incremento de la
masa real frente a la masa teórica se debió a que el peso del motor
experimental, de la hélice, así como de las ruedas del tren y de otros
componentes y sistemas suministrados por los proveedores terceros fue
mucho mayor que el previsto en el proyecto. Como resultado del sobrepeso
del avión, su reserva de resistencia se había reducido desde 13 (la
reserva de resistencia reglamentaria para los cazas según las normas de
resistencia de la época) hasta aproximadamente 10.
b) Cuando se hicieron los cálculos de resistencia se tomaron como
referencia las normas reglamentarias del año 1939 para la opción Â'
(vuelo curvilíneo con un ángulo de ataque pequeño y negativo), se tomó
el coeficiente de seguridad f=1,5, mientras que según las normas del
TsAGI (Instituto Central Aerohidrodinámico) mejoradas posteriormente,
para los cazas monoplaza con estructura de madera o estructura mixta,
este coeficiente tenía que ser de 1,6.
c) El contrachapado, usado para fabricar el ala, el estabilizador y
parte del revestimiento del fuselaje (su parte superior e inferior),
resultó ser de una calidad insuficiente.
Debido a estos factores, las pruebas de fábrica del I-26-1 tuvieron que
realizarse con un peso de vuelo reducido hasta 2.446kg, retirando la
munición y llenando depósitos de combustible a medias. También se tuvo
que renunciar a las maniobras con sobrecargas (elementos de alto
pilotaje, barrenas, picados).
2. Los defectos en la cinemática y el diseño del tren de aterrizaje.
El defecto de la cinemática del tren consistía en lo siguiente: el par,
creado por el cilindro del repliegue/despliegue del tren, en sus
posiciones extremas (tren completamente replegado/desplegado) alcanzaba
su punto máximo, mientras que en las posiciones intermedias era mínimo.
Como resultado, pasaba lo siguiente:
a) Volando a velocidades superiores a 220km/h, es decir las velocidades
óptimas de ascenso, el tren no se replegaba. Para poder hacerlo, el
avión tenía que pasar a vuelo horizontal, reducir las revoluciones del
motor y disminuir la velocidad de vuelo hasta 200km/h, es decir,
alcanzando prácticamente la velocidad mínima evolutiva.
b) Al replegar el tren, sus ruedas golpeaban con mucha fuerza sobre la
superficie superior del revestimiento alar (pozos de las ruedas),
mientras que al desplegarlo, las patas y los struts plegables de soporte
se desplegaban con tanta fuerza que existía el riesgo de su destrucción.
Para prevenir estos fenómenos se tenía que replegar y desplegar el tren,
creando primero una contrapresión en el sistema neumático. Para ello,
antes de comenzar a desplegar el tren, la válvula del tren primero tenía
que ser ubicada en posición que correspondía al plegado del tren. Y
viceversa, antes del plegar el tren, era necesario hacer la operación
contraria.
Se probó otro método de despliegue del tren: primero las patas eran
liberadas de los cierres superiores usando la palanca de despliegue de
emergencia, y luego se forzaban en sus posiciones extremas mediante el
sistema neumático. Pero este método era inaceptable, dado que no podía
preservar el tren de los fuertes golpes y de posibles daños.
Uno de sus peores defectos de diseño fue la baja fiabilidad de los
cierres, los cuales bloqueaban las patas en posición replegada y
desplegada. Cuando las patas estaban en posición desplegada, tenían la
tendencia de plegarse, y mientras estaba en esta posición, tenía
tendencia a soltarse fuera de las cúpulas. Para evitar su repliegue, en
el sistema neumático había que mantener una constante presión de aire
durante todo el tiempo, desde el comienzo del aterrizaje hasta el
aparcamiento del avión.
Durante las pruebas de fábrica el grupo hélice-motor causó grandes
problemas.
El nuevo motor de la serie experimental M-105P, instalado en el I-26-1,
aún no estaba perfeccionado. A causa del insuficiente rendimiento de la
bomba de aceite y del gran exceso de presión de aire dentro del cárter,
así como a la insuficiente hermeticidad del sistema, cuando la
temperatura del aceite alcanzaba los 100ºC, se producían fuertes escapes
del aceite a través de la válvula de purga y las junturas del motor. El
aceite ensuciaba el parabrisas de la cabina, empeorando la visibilidad,
y penetraba en las celdillas del radiador, empeorando el régimen de
temperaturas del motor, el cual aún estaba lejos de ser óptimo. La
expulsión del aceite por la válvula de purga era tan intensa que incluso
tras un corto vuelo el cárter del motor acababa completamente seco. Los
carburadores tipo K-105 operaban a revoluciones de 1.600-1.900rpm de
forma muy inestable. En consecuencia la estrangulación del motor era
acompañada de fuertes vibraciones. A menudo fallaba el sistema de
encendido del motor, las magnetos y las bujías. Éstas últimas tenían que
ser reemplazadas prácticamente después de cada vuelo.
Los radiadores de agua y de aceite eran de mala calidad. Debido a los
defectos de soldadura de los tubos y de la propia carcasa, se producían
escapes sistemáticos de agua y de aceite.
La hélice experimental VISh-52P causó asimismo muchos problemas, ya que
cuando se trabajaba a temperaturas bajas, la hélice “se congelaba”:
cambiaba de revoluciones lentamente, y cuando los gases se incrementaban
bruscamente, tenía la tendencia de pasar inesperadamente a pequeños
ángulos de ataque y acelerar hasta un número revoluciones que superaba
considerablemente el número máximo permitido.
Debido a los escapes del aceite a través de la válvula de purga y a
causa de la aceleración de la hélice, el motor M-105P a menudo quedaba
fuera de servicio: en su cárter aparecían virutas. Por estas causas,
durante las pruebas de fábrica en el I-26-1 se sustituyeron 5 motores y
una gran cantidad de hélices.
Las imperfecciones del planeador y del grupo hélice-motor causaban
grandes problemas durante las pruebas, hacían retroceder los plazos y
originaban trabajo extra.
Solamente después de sustituir la hélice VISh-52P por la VISh-61P, e
instalar en el motor nuevos carburadores perfeccionados, un nuevo
regulador de revoluciones y de sobrecompresión, unos radiadores de mayor
calidad, así como unas nuevas ruedas del tren y otras piezas menores, el
I-26-1 comenzó a volar como es debido.
Hemos de considerar que el plazo de diseño y producción de este avión
era extremadamente corto, además hemos de sumar la falta de experiencia
en la creación de cazas del colectivo del OKB de Yákovlev.
Pero la principal causa de todos estos defectos, tal y como se ha
mencionado anteriormente, se debió indiscutiblemente al hecho que todos
los componentes, comenzando por los materiales y terminando por las
piezas y sistemas, eran nuevos, experimentales, y no fueron probados
anteriormente, o estaban en fase de desarrollo y mejora, y por tanto,
todos tenían los defectos implícitos, propios de componentes de nueva
creación.
Durante las pruebas de fabrica del I-26-1, el OKB de Yákovlev no
solamente estaba implicado en las mejoras del planeador (lo que en
condiciones normales seria un asunto usual), sino también en las mejoras
del motor, de la hélice, del regulador de revoluciones, del sistema de
sobrecompresión, de los radiadores, de las ruedas y de toda una serie de
sistemas.
Las pruebas de fábrica del I-26-1 no pudieron ser concluidas, dado que
el 27 de abril de 1940 el avión sufrió un accidente en la zona de
Petrovskiy Park, en cercanías del Aeródromo Central. Junto al avión
pereció Y.I. Piontkovskiy.
La comisión, encargada de investigar el suceso, supuso que la catástrofe
se produjo por culpa del desenganche de los cierres de ambas patas del
tren. Tras ser liberadas, las patas entraron en movimiento, golpeando
fuertemente contra el ala. El revestimiento alar se destruyó, quedando
el avión inestable y fuera de control. [TsAMO, f. 35, op 11287, d 46 y
556.]. La verdadera causa del accidente no pudo ser determinada.
A pesar de que el I-26-1 existió durante poco tiempo, su aporte fue muy
grande. Gracias a este avión, el ingeniero principal y sus ayudantes se
convencieron de que estaban capacitados para crear un caza nuevo,
ligero, muy original hablando en términos de diseño y de proceso
productivo, que al mismo tiempo podía tener altas características
tácticas y de vuelo.
Además, las pruebas de fábrica del I-26-1 permitieron a los
especialistas del buró de diseño detectar los errores y faltas,
cometidas durante la fase de diseño y construcción del avión, y
encontrar los caminos correctos para solventar los puntos débiles más
importantes.
El I-26-2 fue el segundo ejemplar del I-26. En cuanto a su diseño, a
grandes rasgos era análogo al I-26-1 y se diferenciaba de éste último
básicamente en lo siguiente: fue modificado el armamento, se
introdujeron mejoras más importantes, cuya necesidad fue detectada
durante las pruebas de fábrica del I-26-1, así como durante las pruebas
estáticas del ala.
Los cambios más importantes fueron:
a) el planeador:
- incremento del grosor del revestimiento alar tras el larguero
delantero de 2,5 a 3,0mm;
- se reforzó el borde de ataque del ala: el grosor en la raíz del ala se
incrementó de 5 a 8mm;
- la fijación del plano al fuselaje, aparte de los 4 tornillos
principales, se efectuaba mediante 6 auxiliares (en vez de 2);
- la fijación de los planos de cola al fuselaje se efectuaba en 6
puntos, en vez de 4;
- el grosor del respaldo blindado del asiento se aumentó de 8 a 9mm.
b) el grupo hélice-motor:
- en lugar de la hélice VISh-52P se instaló la VISh-61P;
- la válvula anti-incendio de dos etapas del sistema de combustible se
reemplazó por otra de tres etapas, lo cual permitía gastar el
combustible desde todos los depósitos simultáneamente, así como desde
depósitos individuales;
- el radiador de aceite redondo de diez pulgadas se reemplazó por otro
en forma de herradura, y se trasladó fuera de las hileras de los
cilindros, debajo del cárter;
- la capota del motor fue modificada, formándose de 6 paneles de
apertura rápida, en vez de 4.
c) el armamento:
- en lugar de 4 ametralladoras ShKAS sincronizadas se instalaron tan
solo las dos ametralladoras superiores, eliminando las dos inferiores
junto a sus cajas de munición;
- la cantidad de munición para ametralladoras se redujo de 2.140 hasta
760 cartuchos (380 para cada ametralladora), mientras que para el cañón
se redujo de 130 a 120 proyectiles;
- en vez del colimador PAN-23 se instaló el PBP-1.
d) el equipo especial:
El equipo especial no sufrió cambios significativos: igual que el
I-26-1, el I-26-2 no tenía equipo de radio ni estaba dotado de
componentes para su instalación. El avión no estaba equipado para vuelos
nocturnos: carecía tanto de iluminación de los instrumentos como de faro
de aterrizaje.
El I-26-2 fue proyectado y construido entre el 9 de enero y el 14 de
abril de 1940. Por consiguiente, entre el 14 y el 27 de abril de 1940
(el día que ocurrió la catástrofe del I-26-1) fueron probados
simultáneamente los dos ejemplares del I-26.
Las pruebas de fábrica del I-26-2 fueron llevadas a cabo por la brigada,
compuesta por el piloto S.A. Korzinshikov, el ingeniero en jefe A.I.
Yastrebov, el técnico F.Z. Sbitnev. Se realizaron 31 vuelos con una
duración total de 13 horas y 37 minutos. En total con el I-26-1 y I-26-2
se realizaron 74 vuelos con una duración total de 24 horas 46 minutos.
A diferencia del I-26-1, el cual fue usado para probar y mejorar los
sistemas y partes del avión, los objetivos de las pruebas de fábrica del
I-26-2 eran la determinación de sus principales características de vuelo
y para generar una valoración sobre sus características para su
posterior presentación en el NII VVS, para luego pasar las pruebas
estatales.
Sin embargo, debido a la pérdida del I-26-1, el OKB tuvo que usar el
I-26-2 para resolver las dos tareas: implementar las mejoras y
determinar sus características de vuelo.
Se efectuaron varios vuelos de técnica de pilotaje, realizando figuras
más simples: nudos, ochos, virajes, y etc. Debido a las limitaciones por
sobrecargas, el pilotaje se limitaba a velocidades reducidas. Por eso no
se llegaron a realizar picados y no se pudo determinar la velocidad
máxima de vuelo. Las pruebas se llevaron a cabo de forma acelerada.
Esto tiene fácil explicación: entre el momento de finalización de
fabricación del I-26-1 y el comienzo de las pruebas de fábrica pasaron
tan solo 5 meses, (un plazo muy corto), sin embargo, no hemos de olvidar
que para el diseño, fase de pruebas y fabricación e introducción de
mejoras de cazas tales como el Me-109 y el “Spitfire”, se necesitaron 3
años antes de comenzar su producción en serie. En aquel momento en la
fábrica ¹301 de Moscú ya fue lanzada en producción una pequeña serie de
I-26, tomando la decisión de fabricarlo en masa masivamente en la
fábrica de Saratov y en otras. Por eso fue sumamente importante
presentar cuanto antes al I-26-2 para la VVS, para obtener su valoración
general y formalizar las exigencias de mejora de la estructura, el grupo
hélice-motor, así como el armamento y el equipo especial, confeccionando
de este modo un programa para posteriores mejoras del avión.
En este escenario, el 29 de mayo de 1940 la comisión del NKAP
(Comisariado Popular de la Industria Aeronáutica), cuyo presidente fue
A.S. Yakovlev y otros miembros fueron M.M. Gromov y S.A. Korzinshikov,
tras haber evaluado los resultados de las pruebas de fabrica del I-26-2,
constataron que las características del avión eran cercanas a las
calculadas previamente y se reconoció que el avión podía ser entregado
para las pruebas estatales.
Acorde con la orden del Jefe de la Dirección General de Abastecimiento
Aeronáutico (GUAS) del 29 de mayo de 1940, el I-26-2 M-105P con hélice
VISh-61 fue aceptado para las pruebas estatales el 1 de junio de 1940.
Estas pruebas duraron hasta 15 de junio (El I-301 pasaba las pruebas
estatales entre 15 y 27 de junio, mientras que el I-200 (dos ejemplares)
lo hicieron desde el 29 de agosto hasta el 12 de septiembre de 1940.).
En el acta de recepción se destacaba lo siguiente:
1. El programa de las pruebas de fábrica solo fue cumplido en un 65%. No
se realizaron pruebas de vuelo:
- barrena hasta 3 vueltas;
- vuelo a mas de 5.500m de altitud para probar el grupo hélice-motor;
- sobrecargas: picados, toneles, immelmans;
- pruebas de estabilidad;
- pruebas para determinar el consumo de combustible;
- pruebas del armamento de fuego.
2. El avión I-26-2 fue presentado inacabado para las pruebas.
a) A pesar de las medidas, tomadas por el OKB de Yakovlev para reforzar
la resistencia del avión, esta última aun sigue siendo insuficiente, ya
que el borde de ataque del ala aún es débil. Durante las pruebas
estáticas y tras ser reforzado el borde de ataque, solamente pudo
aguantar el 67% de la carga según las normas de resistencia del año
1939. La resistencia general del avión era insuficiente, dado que los
cálculos de resistencia fueron hechos para una masa de 2.300kg, mientras
que la masa real (según las pruebas de fábrica) era de 2.700kg. Debido a
esto el avión tenía una 11ª reserva de resistencia en vez de 13ª,
determinada por las normas de resistencia (por tanto, las pruebas
estatales también se efectuaron para una masa de 2.700kg, a pesar de que
la masa real del I-26-2 era en realidad de 2.803kg).
b) En el avión faltaba por instalar el generador, la iluminación de la
cabina, el faro de aterrizaje, el receptor y el transmisor de radio. No
fue efectuada la metalización del avión ni el apantallamiento de la red
eléctrica. En el acta consta que “el avión I-26-2 fue aceptado para las
pruebas estatales para verificar las características obtenidas”. Las
pruebas fueron efectuadas por una brigada, compuesta por los pilotos de
pruebas del NII VVS A.S. Nikolaev y P.M. Stefanovskiy, el
ingeniero en jefe N.I. Maksimov y el técnico V.F. Sbitnev. El avión fue
asimismo probado por otros pilotos del NII, tales como A.I. Filin, S.G.
Joloptsev, A.I. Kabanov, y por los pilotos de pruebas con una gran
experiencia en pilotar múltiples modelos de aviones, soviéticos y
extranjeros: A.I. Nikashin, N.I. Maksimov, A.G. Kochetkov, A.G.
Kubyshkin, A.G. Proshakov y otros.
Durante las pruebas en tierra se midió el peso del avión, fue
determinado su centrado, se midieron las capacidades de los sistemas de
combustible, de aceite y de agua y se hicieron pruebas del armamento en
el polígono de tiro.
Tras haber pesado el avión se determinó que a pesar de las medidas
tomadas, el peso en vuelo del I-26-2 en comparación con el peso del
I-26-1 se incrementó en 100kg como consecuencia del refuerzo de la
estructura del planeador.
Durante las pruebas estatales del I-26-2 se efectuaron 52 vuelos con una
duración total de 21 horas y 11 minutos. Se registraron: la velocidad
máxima, la velocidad ascensional, el techo, la maniobrabilidad, las
características de despegue y aterrizaje, los parámetros de estabilidad,
así como los consumos de combustible y la autonomía del avión.
Debido a la insuficiente resistencia del borde de ataque del ala, los
vuelos se efectuaban con sobrecargas inferiores a 6,5. Se hacían figuras
de pilotaje más simples: los virajes, los ochos y los giros de combate.
No se llegaron a realizar las pruebas en picado, de alto pilotaje y
barrenas.
Las pruebas estatales determinaron que por sus principales
características tácticas y de vuelo, el caza experimental I-26-2 se
correspondía en plena medida con las exigencias, presentadas para un
caza moderno y veloz. El I-26-2 tenía:
- velocidad máxima horizontal a nivel de suelo: 490km/h;
- velocidad máxima horizontal en la segunda frontera de altitud
(4.800m): 585,5km/h;
- tiempo de ascenso hasta 5.000m: 6.0min;
- techo práctico: 10.200m;
- recorrido al despegue: 300m;
- recorrido al aterrizaje: 540m;
- tiempo de viraje a altitud de 1.000m: 24.0 seg;
- ganancia de altitud en giro de combate desde altitud inicial de
1.000m: 750-800m.
La relativamente baja maniobrabilidad horizontal y vertical del I-26-2
era consecuencia de la insuficiente resistencia del avión, la cual
limitaba las sobrecargas permitidas en vuelo.
La velocidad ascensional del avión era baja debido a que las pruebas se
realizaron a bajas revoluciones del motor (hasta 2.400rpm frente a los
2.700rpm nominales). Esto fue debido al rcalentamiento del motor, y en
parte porque el manejo del avión aun no fue bien asimilado por el
personal de vuelo (el cual no lograba mantener las velocidades optimas
del ascenso).
El gran recorrido de aterrizaje del I-26-2 (en el I-301 era de 400m) era
consecuencia del insuficiente ángulo anti-capotaje (en este caso de 24º
frente al I-301 que era de más de 30º, siendo el mínimo permitido de
26,5º según los requisitos técnicos para el avión).
Una particularidad típica del I-26-2 (que acabó siendo típica en todos
los aviones de la familia “Yak” en mayor o menor medida) fue la
tendencia a levantar la cola, lo cual causaba muchos disgustos durante
su explotación, dado que aparte del incremento del recorrido durante el
aterrizaje, exigía del personal técnico sujetar la cola para evitar su
elevación cuando se probaba el motor en el aparcamiento, asimismo
requería a los pilotos un cuidado uso de los frenos durante el
aterrizaje y los carreteos por pista a causa del riesgo de capotar.
Las pruebas de vuelo dieron resultados muy importantes. Todos los
pilotos destacaron que las características de pilotaje eran muy altas.
Según la opinión de todos, el I-26-2, que tenía una velocidad de vuelo
superior en 100 km/h respecto al I-16, resultó ser mucho más sencillo en
cuanto a técnicas de pilotaje, lo que en aquel entonces era un autentico
logro que prometía aumentar la seguridad de vuelo y la facilidad de
manejo entre los pilotos. Estos factores abrían muchas puertas al I-26.
Hemos de recordar que A.I. Filin ya en 1939 escribió que la teoría,
según la cual “cuanto mayor sea la velocidad de un avión, mas difícil
sería pilotarlo”, era errónea. Pero A.S. Yakovlev pudo demostrarlo
en la práctica por primera vez.
Las pruebas revelaron gran cantidad de defectos de diseño, de producción
y de explotación. La lista incluía 123 puntos en total, entre ellos: 38
puntos relacionados con el planeador, 25 con el grupo hélice-motor, 33
con el armamento y 24 con los equipos especiales.
La existencia de una cantidad relativamente alta de defectos no era
propia solo del I-26-2, sino también de los aviones experimentales de
otros ingenieros. Por ejemplo, el I-301 experimental (LaGG-1) tenia 115
defectos (sin contar los del armamento, el cual durante las pruebas
estatales no fue probado), el I-200 (MiG-1) tenía 112 defectos, mientras
que el I-180 mostraba 81 defectos (sin incluir los defectos de armamento
en ninguno de ellos).
Los defectos más importantes del I-26-2 eran los siguientes:
- insuficiente resistencia del borde de ataque del ala;
- imperfección del diseño del tren de aterrizaje;
- los eslabones de la cinta de munición de los cañones y ametralladoras
impactaban en el estabilizador cuando se disparaba en el aire;
- imposibilidad de abrir la cabina volando a grandes velocidades debido
a que la parte móvil de la cubierta se abría hacia delante;
- insuficiente reserva de estabilidad longitudinal del avión durante el
centrado de explotación trasero extremo;
- recalentamiento del motor y las fugas del aceite;
- elevado esfuerzo (hasta 27kg) sobre los gatillos de accionamiento de
las ametralladoras.
- altas temperaturas dentro de la cabina, originadas por falta de
ventilación y la ubicación del radiador de agua debajo de la misma;
- situación incómoda de algunos instrumentos y órganos de control dentro
de la cabina;
- distorsión óptica de los objetos, observados a través del parabrisas;
- falta de indicador mecánico de la posición del tren de aterrizaje, y
etc.
Los cuatro primeros defectos eran peligrosos a la hora de volar.
Los principales defectos del tren de aterrizaje del I-26-2 eran:
- imposibilidad de recoger el tren de aterrizaje en régimen de velocidad
ascensional optima;
- imposibilidad de despliegue normal del tren de aterrizaje;
- rozamiento de las ruedas contra las semi-horquillas y pozos de
alojamiento del tren;
- el tamaño de las ruedas era incompatible con el peso de vuelo del
avión;
- insuficiente reserva de aire en los depósitos de abordo;
- insuficiente resistencia y rigidez de las cubiertas del tren y de su
fijación a las patas;
- insuficiente ángulo de giro de la rueda trasera;
- imperfección de la cinemática del tren de aterrizaje.
Aparte de los defectos principales del I-26-1, mencionados
anteriormente, el I-26-2 tenia asimismo numerosos defectos de menor
importancia, tales como agrietamiento de los cilindros del tren de
aterrizaje y en los tubos de escape, se aflojaban los tornillos,
defectos en el remachado, escapes de aire, de agua y de aceite, y otros
defectos.
Estos defectos, que se sumaban a los ya mencionados defectos
principales, provocaban largas y frecuentes paradas en las pruebas y
causaban gran cantidad de trabajo adicional.
Pero lo más importante era que la estructura del I-26-2 no tenía ningún
defecto importante que no hubiera podido ser solucionado durante la
producción en serie.
En la resolución del consejo técnico del NII VVS del día 19 de junio de
1940, concluida en base a los resultados de las pruebas estatales del
I-26-2, constaba que este avión no llegó a terminar las pruebas
estatales [la expresión literal “El I-26-2 no llegó a terminar las
pruebas estatales” debe interpretarse en el sentido que “este avión no
llegó a realizar determinados tipos de maniobras (por ejemplo, figuras
de alto pilotaje, barrenas y picados), las cuales por norma general se
efectuaban durante las pruebas estatales de los cazas”.] debido a la
insuficiente resistencia del ala y a que la estructura no estaba del
todo terminada. Fue reconocida la necesidad de recomendar al OKB para el
1 de julio de 1940 efectuar el incremento de la capacidad de las cajas
de munición para las ametralladoras, así como a solventar los
principales defectos, que dificultaban la explotación normal del avión.
Asimismo se recomendó efectuar una serie de pruebas, tales como
barrenas, picados y figuras de alto pilotaje, para así poder presentar
el avión en el NII VVS en un plazo lo más breve posible, con todos los
defectos solucionados, con el fin de continuar las pruebas estatales.
La reunión del consejo técnico entre los representantes del NII VVS y el
OKB de A.S. Yakovlev suscitó grandes discusiones.
Unos afirmaban que el ala del Yak-1, completamente de madera y no
desmontable, era un gran punto débil, dado que:
1) Al ser de madera se pudría con cierta facilidad y era difícil
protegerla de la destructiva acción de los hongos;
2) El ala no desmontable excluye la posibilidad de transportar el avión
entero (sin desmontar planos) por medio de vehículos hacia los talleres
aeronáuticos de retaguardia desde los lugares de aterrizajes forzosos.
Remolcar el avión sin ser desmontado solo era posible en las zonas
esteparias, en donde las carreteras no tienen obstáculos serios.
Otros, apenas sin contradecir estos argumentos, ponían en su lugar los
siguientes argumentos a favor de un ala de madera no desmontable:
1) El uso de madera no es un capricho sino una necesidad. Evidentemente
sería mejor fabricar un ala de metal, pero el duraluminio era un
material escaso;
2) El ala de madera tiene una serie de ventajas frente a la metálica:
los daños recibidos en combate son fácilmente reparables en condiciones
de campo, y la mayoría de estos daños pueden ser reparados por el
personal de mantenimiento técnico de los propios regimientos;
3) Para que el peso del ala de madera esté en un rango aceptable, ésta
tiene que ser del tipo no desmontable. En tal caso (por prescindir de
los elementos de conexión), se ganan 50kg. Sería mejor destinar este
peso para ampliar sistemas y equipamiento del avión.
Es probable que en tiempos de paz el ala de madera no desmontable fuera
un importante punto débil de este avión.
Sin embargo, en poco tiempo empezó la guerra, lo que hizo aceptar y
justificar este inconveniente, a pesar de que la explotación del ala de
este modelo causaba incomodidades.
La segunda cuestión que provocó acaloradas discusiones, fue la radio.
Todos estaban de acuerdo en que ningún caza debía operar sin aparato de
radio, dado que ésta permite guiar el avión desde tierra y establecer
comunicación en el aire con los demás aparatos. En lo que no estaban de
acuerdo era en que etapas se debía dotar al avión con el
radiotransmisor.
Los representantes de VVS afirmaban que el radiotransmisor no solo debe
ser instalado, también debía ser completamente probado en el avión
experimental, dado que solo así se garantiza la ausencia de problemas
con el radiotransmisor en los aviones de serie.
En su lugar, los representantes del OKB de Yakovlev y del NKAP no
estaban de acuerdo con este punto de vista y afirmaban que:
1) La existencia de un radiotransmisor en un avión experimental no es
necesaria. Esta no es aquella cuestión clave, en base a que se debe
tomar la decisión de aceptar o no a este avión en el ejército. Se puede
fabricar un avión con un buen radiotransmisor, pero totalmente
inaceptable por sus características de vuelo. Por tanto, antes de dotar
con el radiotransmisor a un avión experimental, hay que asegurarse que
éste vuela debidamente y que sus características corresponden a las
exigencias de VVS;
2) Siempre se está a tiempo de dotar con el radiotransmisor a un avión
determinado para garantizar una buena comunicación, ello se puede hacer
cuando el avión ya se fabrica en serie;
3) Los radiotransmisores que la industria fabricaba en aquel momento
pesaban mucho (hasta 51kg) y su calidad era deficiente, en consecuencia
no eran fiables y no garantizaban la debida calidad de transmisión y
recepción.
Esta discusión finalizó con el dictamen de una resolución gubernamental
de 16 de octubre de 1940, según la cual a partir de 1 de enero de 1941
todos los Yak-1 de serie tenían que ser fabricados con el
radiotransmisor RSI-4 (mucho mejor que el RSI-3). Lamentablemente, esta
resolución no fue cumplida en los plazos establecidos, por lo que unos
1.000 Yak-1 fueron fabricados sin el radiotransmisor.
La importancia del I-26-2 radica en que en este prototipo se
determinaron por primera vez las características básicas de vuelo y
tácticas para el nuevo caza I-26, y se halló la respuesta a la pregunta
- de cuáles deberían ser los trabajos de mejora para convertir este
avión en un aparato apto para el combate.
Tras haber pasado las pruebas estatales, el I-26-2 fue entregado a la
fábrica de aviones de Moscú ¹301 en calidad de patrón para organizar una
producción en serie de los aviones I-26 (Yak-1).
El I-26-3 fue el tercer ejemplar experimental de vuelo del I-26. Fue
fabricado usando como patrón el I-26-2, pero incorporando una serie de
modificaciones:
- se reforzó el borde de ataque del ala, su resistencia ascendió hasta
el 107% de la carga teórica de destrucción;
- la presión en los depósitos de aire de abordo incrementó de 40 a 50at,
para garantizar la recogida del tren durante el despegue y ascenso,
volando a velocidades equivalentes o superiores a las velocidades de
ascenso optimas;
- la cabina del piloto fue equipada con un sistema de ventilación;
- se modificó la disposición del sistema de armas para evitar los
impactos de los casquillos y eslabones en el estabilizador,
introduciendo un sistema de recogida de los casquillos de ametralladoras
en una caja especial y así como la expulsión de los eslabones y los
casquillos del cañón por debajo del fuselaje;
- se incrementó la cantidad de cartuchos para cada ametralladora de 380
a 750 unidades, y de los proyectiles de cañón de 120 a 135;
- se redujo el esfuerzo necesario para accionar los gatillos de las
armas;
- se reforzaron los cilindros de los amortiguadores del tren y los
cierres de los struts plegables;
- se instalaron los amortiguadores de goma para reducir el esfuerzo
necesario para abrir la parte móvil de la cúpula de la cabina;
- se mejoró la accesibilidad hacia el interior de la parte trasera del
fuselaje por medio de la inclusión de escotillas;
- los trimmers del alerón izquierdo y del timón de dirección,
controlados desde la cabina del piloto, fueron sustituidos por laminas
no controlables o “patillas”;
- la indicación luminosa de la posición del tren de aterrizaje,
instalada en el panel de instrumentos, fue complementada con indicadores
mecánicos en forma de varillas, que sobresalían sobre la superficie del
plano derecho e izquierdo cuando el tren estaba bajado;
- se solucionaron parcialmente los pequeños defectos, detectados en el
I-26-2;
- fueron realizadas diversas modificaciones que facilitaban el
mantenimiento y el uso del avión.
El equipo especial en el I-26-3 a grandes rasgos era el mismo que en el
I-26-2, a excepción de algunos detalles: fue instalado un sistema de
iluminación para la cabina, así como la calefacción para el tubo pitot,
y otras mejoras.
La masa en vuelo del I-26-3 comparado con la del I-26-2 se incrementó de
2.700 a 2.801kg, mientras que el centro de gravedad del avión se
desplazó hacia atrás, desde 23.85 hasta 24.4% de la cuerda media
aerodinámica y el ángulo anti-capotaje no sufrió apenas ninguna
variación.
El incremento de la masa en vuelo se produjo principalmente a causa de
las siguientes modificaciones:
- al incremento de la cantidad de munición y de aceite: 26.5kg;
- a la inclusión de los contrapesos en el borde de ataque de ala y en el
timón de profundidad con el objetivo de incrementar la velocidad crítica
del flatter: 16.0kg;
- al refuerzo del borde de ataque del ala, del revestimiento alar, de
los cierres del tren de aterrizaje y debido a la mejora de otros
defectos: 58.5kg.
En total, el peso se incrementó en 101kg.
El I-26-3 fue diseñado y construido entre el 25 de enero y el 17 de
septiembre de 1940 (estas son las fechas de la apertura y cierre de los
pedidos en el libro de registro de pedidos del OKB de Yákovlev); entre
el 18 de septiembre y el 12 de octubre de 1940 el avión pasó pruebas de
fabrica adicionales.
Las pruebas fueron llevadas a cabo por la brigada, compuesta por el
piloto S.A. Korzinshikov, el ingeniero en jefe A.S. Yastrebov, el
tecnico F.Z. Sbitnev. Se realizaron 27 vuelos con una duración total de
10 horas 55 minutos. Se ejecutaron todas las figuras de alto pilotaje
sin ninguna limitación en cuanto a sobrecargas, se hicieron picados
hasta una velocidad de 650 km/h por el indicador, además de barrenas de
hasta dos giros completos a derechas e izquierdas. Se probó el armamento
en el aire.
En base a estas pruebas de fábrica se concluyó que el I-26-3 estaba
listo para ser entregado al NII VVS para pasar las pruebas estatales.
Las pruebas adicionales del I-26-3 se llevaron a cabo entre el 13 de
octubre y el 12 de noviembre de 1940 por la brigada, compuesta por los
pilotos en jefe P.M. Stefanovskiy y A.S. Nikolaev, el ingeniero en jefe
A.T. Stepanets (el autor de la presente obra), y los siguientes
ingenieros: el especialista en el grupo hélice-motor V.I. Ivanov, el
especialista en armamento V.A. Berezin, el especialista en equipos
especiales A.I. Krasovskiy, el técnico del avión V.F. Sbitnev. En las
pruebas estatales participaron los pilotos K.A. Gruzdev, A.G. Proshakov,
A.G. Kubyshkin.
El programa de pruebas estatales incluía también pruebas en picado, la
verificación de las cualidades de pilotaje y barrenas, el registro de la
estabilidad del avión en vuelo y las pruebas del armamento.
Las pruebas estatales determinaron que en cuanto a las técnicas de
pilotaje el I-26-3 era sencillo y accesible a los pilotos de las
unidades regulares del VVS KA con un nivel de preparación medio e
incluso inferior [TsAMO, f.NII VVS. op. 645266, d. 4.].
El incremento de la resistencia de la estructura y la anulación de las
limitaciones de sobrecargas, a pesar de incrementar el peso de vuelo,
mejoraron significativamente la maniobrabilidad horizontal y vertical
del avión: el tiempo de viraje a 1.000m de altitud se redujo a 20-21seg,
mientras que la ganancia de altitud en un giro de combate a una altitud
inicial de 1.000m era la siguiente: el giro izquierdo – 900-1.000m, el
giro derecho – 800-900m.
En el rango de los centrados de explotación (21.2 – 25.35% de la cuerda
media aerodinámica en vuelo horizontal y en planeo) el I-26-3 tenia
buena estabilidad longitudinal. En el régimen óptimo de velocidad
ascensional, la reserva de estabilidad estática era insuficiente.
La estabilidad frontal, transversal y en espiral era buena en todos los
regímenes de vuelo.
Las ametralladoras y el cañón del I-26-3, tras haberse solucionado los
defectos iniciales durante las pruebas previas, funcionaron sin fallo
alguno.
Se prestó gran atención a la revisión de los defectos ya solventados,
detectados en el I-26-2, y a la determinación del grado de preparación
del avión para ser usado en combate.
Se debe destacar que parte de las nuevas modificaciones mejoraron las
cualidades de explotación del avión. A pesar de ello, las exigencias,
expuestas en el informe de las pruebas estatales del I-26-2 y relativas
a las mejoras urgentes de la estructura, del grupo hélice-motor y de los
equipos especiales, en muchos casos no se cumplieron. En particular, no
se pudo resolver el principal defecto del grupo hélice-motor: el
recalentamiento del aceite cuando el motor funciona a potencia nominal.
Además, no se cumplió la resolución en la cual se ordenaba a instalar el
radiotransmisor en los I-26 de serie a partir del 1 de enero de 1941,
dado que el I-26-3 fue presentado para las pruebas estatales sin el
radiotransmisor; su instalación tampoco fue prevista (no fueron
realizados el apantallamiento y metalización, no se instaló el
generador, el mástil, la antena, y etc.) [TsGASA, f. NII VVS, op. 9, ed.
jr. 437 y 544.].
Tras haberse obtenido los resultados de las pruebas estatales del
I-26-3, se formalizaron dos listas de defectos: una incluía aquellos que
tuvieron lugar durante las pruebas y que fueron resueltos en el acto, y
otra con los defectos, detectados durante las pruebas y que tenían que
ser resueltos tras finalizar las pruebas.
Se emitió un informe sobre las pruebas estatales del I-26-3, así como la
resolución del consejo técnico del NII VVS, el cual fue celebrado bajo
la presidencia del Jefe del NII VVS General Mayor A.I. Filin y en
presencia del Miembro del Consejo Técnico y el Segundo Jefe de Armamento
y Abastecimiento de VVS General Mayor de las Fuerzas Aéreas P.I. Fedorov
y de los representantes del OKB: el director de la fabrica A.I.
Yastrebov y el sustituto del ingeniero en jefe K.A. Vigant. En este
informe constaba:
1. El avión I-26-3, cuyo cañón y ametralladoras se sometieron a pruebas,
así como se hicieron pruebas de vuelo, haciendo figuras de pilotaje,
picados hasta una velocidad de 635km/h por el indicador, barrenas de
hasta 3 giros completos y las pruebas de estabilidad, pasó las pruebas
satisfactoriamente.
2. Los defectos estructurales del avión (en el tren de aterrizaje, en el
sistema neumático), del grupo hélice-motor (el recalentamiento del
aceite, el funcionamiento inestable de los carburadores en un rango de
1.600-1.900rpm), así como la disconformidad de la dotación de los
equipos especiales con las exigencias táctico-técnicas del VVS (la
inexistencia del radiotransmisor, de los medios de aterrizaje nocturno,
del generador, del indicador de combustible, del variómetro, y etc.)
empeoran las características de vuelo, de explotación y de combate del
caza I-26-3 [TsGASA, f. NII VVS, d. 890.].
Al OKB de Yákovlev le fue planteada la necesidad de mejorar la
estabilidad longitudinal del avión hasta alcanzar plenamente los
requisitos táctico-técnicos. Además, se destacaba que estas medidas de
mejora facilitarían de manera significativa el pilotaje del avión, y
aumentarían la facilidad de aprendizaje por parte del personal de vuelo,
haciendo que este avión se posicionara entre los primeros puestos en el
ranking [CGASA. f. NII VVS, op. 9, ed. jr. 437.].
En cuanto a los defectos detectados durante las pruebas estatales de los
aviones experimentales I-26 (I-26-2 y I-26-3), el consejo técnico tomó
la siguiente resolución: parte de los defectos detectados en las pruebas
(los llamados defectos básicos) debían ser solventados de manera
inmediata en todos los I-26 ya fabricados y en los que aun estaban en
fase de fabricación (en el momento en que I-26-3 estaba pasando las
pruebas estatales, las fabricas ¹301 y ¹292 fabricaron acerca de medio
centenar de aviones de serie I-26 (Yak-1), y en todo el año 1940 se
fabricaron 64 aviones en total).
Entre las principales exigencias, sin el cumplimiento de las cuales la
comisión de admisión de aviones no podía aprobar su recepción,
destacaremos las siguientes:
- aumento de la resistencia y la fiabilidad de las cubiertas del tren de
aterrizaje y de la carcasa de la zona acristalada de la cabina para
poder efectuar picados sin excepciones;
- instalación de las ruedas según la nomenclatura del listado, aprobado
por el NKAP;
- instalación del indicador de combustible;
- mejora del grupo hélice-motor, solventando su principal defecto: el
recalentamiento del aceite cuando el motor trabaja a potencia nominal;
- dotar al avión de los equipos especiales de acuerdo con los requisitos
táctico-técnicos vigentes, en particular, de la instalación del
radiotransmisor.
Referente a los demás defectos, detectados durante las pruebas estatales
en el I-26-2 y I-26-3, deberían ser solventados en todos los aviones de
serie I-26 (Yak-1), ya fabricados o en fase de producción; el trabajo
debía ser acordado directamente entre el NKAP y la VVS.
Tras haber pasado las pruebas estatales, el I-26-3 durante un tiempo
permaneció en el NII VVS, en donde estuvo pasando las pruebas de picado
entre el 19 de noviembre de 1940 y el 14 de febrero de 1941.
Posteriormente el I-26-3 fue entregado al 12 IAP (Regimiento Aéreo de
Cazas), emplazado en el Aeródromo Central de Moscú, para poder ser
estudiado por el personal de vuelo y técnico del regimiento.
La historia del desarrollo del I-26 impresiona por el rápido
perfeccionamiento del aparato, alcanzando la calidad de algunos de sus
elementos hasta el nivel de un avión patrón. El OKB de A.S. Yákovlev,
que hasta el momento no tenía experiencia en la creación de cazas, supo
adaptarse hábilmente y aprender a trabajar eficazmente en este nuevo
campo. |