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Los cazas "Yak" en la Gran Guerra Patriotica

 

I-26

 

 

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. Stefanovskiyel 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.

 

Isaac Montoya / HR_Crash / HR_Torero

 

 

 

 

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