В мае 1953 г. П.О. Сухой был назначен на должность главного конструктора ОКБ-1 МАП вместо В.В. Кондратьева. В августе 1953 г. П.О. Сухой получил задание - разработать два перспективных скоростных истребителя: фронтовой и истребитель-перехватчик. В связи с отсутствием точных рекомендаций по аэродинамической компоновке каждую машину решили делать в двух вариантах: с крылом большой стреловидности и с треугольным крылом (по новой перспективной схеме). В конце 1953 г. ОКБ получило собственную производственную базу - завод № 51.

В 1953 - 1965 гг. в ОКБ П.О. Сухого были созданы, внедрены в серию и приняты на вооружение сразу четыре типа самолетов: Су-7, Су-9, Су-11 и Су-15 (1).

Самолеты типа Су-7

Работы над фронтовым истребителем С-1 (будущий Су-7) начались в августе 1953 г. Правительственное постановление определило срок передачи самолета на испытания - май 1955 г. Фронтовой истребитель должен был иметь стреловидное крыло, двигатель конструкции А.М. Люлька с тягой на форсированном режиме 10 000 кгс, максимальную скорость полета 1800 км/ч и практический потолок 19 000 м.

Первоначальный проект фронтового истребителя базировался на схеме самолета Су-17 ("Р") образца 1948 - 1949 гг., но с увеличенной до 60° (по линии 1/4 хорд) стреловидностью крыла. Это был цельнометаллический моноплан обычной схемы, со стреловидным однолонжеронным крылом и горизонтальным оперением с рулем высоты, носовым осесимметричным воздухозаборником и трехопорным шасси (все три опоры шасси, носовая и обе главных, убирались в фюзеляж). В процессе работы проект претерпел значительные изменения - однолонжеронную схему крыла заменили на вариант с подкосом: основные опоры шасси переместили на крыло - это было удачное техническое решение, - при уборке за счет подтяга рычага они умещались в силовом треугольнике, образованном лонжероном, подкосом и бортовой нервюрой. А горизонтальное оперение с рулем высоты поменяли на цельноповоротное. Крыло самолета имело относительную толщину 7 % (в соответствии с рекомендациями ЦАГИ), выдвижной закрылок и элерон с осевой компенсацией. Управление самолетом по всем трем каналам осуществлялось с помощью бустеров по необратимой схеме, имитация загрузки ручки - при помощи пружинных загрузочных механизмов. Почти одновременно с этим самолетом в ОКБ разрабатывали перехватчик со стреловидным крылом (С-3), но в 1954 г. руководством МАП было решено прекратить работы по самолету на стадии эскизного проекта, так как вести параллельную разработку дублирующих друг друга по назначению машин посчитали слишком накладным для "маломощного" тогда коллектива ОКБ.

Постройку истребителя С-1 завершили летом 1955 г., а 7 сентября 1955 г. (рис. 152) летчик-испытатель А.Г. Кочетков в первый раз поднял его в воздух. Сначала испытания проходили с бесфорсажным вариантом двигателя, но даже с ним была достигнута скорость, превышающая звуковую. В марте 1956 г. на самолет установили штатный двигатель АЛ-7Ф, и летные испытания стали проводить по полной программе. 24 июня 1956 г. на воздушном параде в Тушине С-1 был впервые публично продемонстрирован в воздухе вместе с другим новым опытным самолетом ОКБ Сухого - Т-3.

(1) Не следует путать эти самолеты с опытными машинами под теми же названиями, проходившими испытания в 1944 - 1949 гг. (см. Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР 1938 - 1950 гг. 3-е изд., исправл. М.: Машиностроение, 1994).

В сентябре 1956 г. начались государственные испытания самолета С-1. В ОКБ к этому времени была закончена постройка второго летного экземпляра самолета - С-2 с удлиненным фюзеляжем, позволившим увеличить запас топлива на самолете. Его облет в октябре 1956 г. совершил летчик-испытатель В.Н. Махалин. На заводских летных испытаниях С-1 достиг скорости 2070 км/ч, что значительно превышало заданные показатели. В министерстве решили дать самолету "зеленую улицу" - постановлением правительства самолет С-2 под обозначением Су-7 был запущен в малую серию на заводе № 126 (Комсомольск-на-Амуре). В 1957 г. завод начал технологическую подготовку для производства самолета Су-7. Спешка с запуском в серию еще "сырой" машины вышла для нового самолета "боком" - первоначальный план выпуска был сорван, да и после начала серийного производства завод долго еще лихорадило из-за необходимости внедрения многочисленных доработок.

Рис. 152. Опытный фронтовой истребитель С-1

С перерывами на доработки государственные испытания продолжались в общей сложности больше двух лет - до декабря 1958 г., но не были завершены. Программа испытаний в полном объеме так и не была выполнена из-за ненадежной работы двигателя. Выпуск Су-7 с двигателем АЛ-7Ф прекратили, решив возобновить его с двигателем АЛ-7Ф-1.

Для установки АЛ-7Ф-1 из-за его большего, чем у АЛ-7Ф, габаритного диаметра, пришлось расширить хвостовую часть фюзеляжа. Помимо этого к сентябрю 1958 г. под новый двигатель доработали один из первых серийных самолетов Су-7, получивший обозначение С-41, - для борьбы с помпажем установили в носовой части фюзеляжа противопомпажные створки. После анализа результатов испытаний эта доработка была рекомендована в серию. Чуть позднее для борьбы с помпажем на самолете установили систему автоматического управления воздухозаборником типа ЭСУВ-1. Теперь конус воздухозаборника при М>1 выдвигался вперед, непрерывно обеспечивая оптимальное положение для регулирования системы косых скачков уплотнения с целью минимизации потерь. Первый серийный Су-7 был облетан в марте 1958 г. С 1957 по 1960 г. были собраны около 130 самолетов Су-7 (30 экземпляров с двигателем АЛ-7Ф и "узкой" хвостовой частью фюзеляжа). Часть этих машин по согласованию с ВВС ОКБ использовало для доработок и испытаний, проводившихся по различным программам. Первые серийные самолеты поступили на вооружение ВВС весной 1959 г. Ими укомплектовали два полка. Эксплуатировали Су-7 до середины 1960-х гг.

Су-7Б. В 1956 г. ВВС выдвинули требование - создать истребитель-бомбардировщик. По расчетам специалистов лучшим кандидатом на эту роль был только Су-7. В марте 1956 г. вышло постановление правительства о разработке на базе Су-7 истребителя-бомбардировщика. Максимальная бомбовая нагрузка нового самолета должна была достигать 2000 кг. В состав вооружения включили подвеску различных НУРС (С-ЗК, С-5, С-21) калибра от 57 до 210 мм.

Начиная с 1957 г. в тематическом плане работ ОКБ появился пункт о создании самолета Су-7Б (С-22). Опытный экземпляр -С22-1 построили к осени 1958 г. на базе одного из первых серийных Су-7, но из-за доработок начало испытаний отложили до февраля 1959 г. Облетал опытный экземпляр самолета 24 апреля 1959 г. летчик-испытатель ОКБ Е.С. Соловьев. К осени завершились заводские летные испытания, и в декабре 1959 г. самолет передали на государственные испытания. К январю 1960 г. подготовили второй опытный экземпляр самолета. Обе эти машины к апрелю 1960 г. успешно прошли государственные испытания и были рекомендованы в серийное производство и для принятия на вооружение.

Фюзеляж самолета Су-7Б - круглого сечения, полумонококовой конструкции, с работающей обшивкой. На значительном протяжении (между шпангоутами 15 и 28) фюзеляж имел форму цилиндра диаметром 1550 мм. Хвостовая часть фюзеляжа была несколько расширена, ее максимальный диаметр составлял 1634 мм. Фюзеляж разделен на две части: головную (ГЧФ) и хвостовую (ХЧФ), с разъемом по шпангоутам 28 и 29. Конструктивно головная часть фюзеляжа разделена на передний (или носовой) отсек, отсек гермокабины и задний отсек. В носовой части расположен осесимметричный воздухозаборник с подвижным центральным коническим телом. Двухскачковый конус изготовлен из радиопрозрачного материала и является обтекателем антенны радиодальномера. На боковой поверхности носовой части установлены четыре противопомпажные створки, предназначенные для обеспечения согласованной работы двигателя и воздухозаборника. Как и "бочка" конуса, они управляются от электрогидравлической системы ЭСУВ-1. Воздушный канал в районе кабины разделен на два "рукава", вновь соединяющиеся за ней в единый канал; проходит насквозь через фюзеляж до входа в двигатель. Как головной, так и кабинный отсеки (головной части фюзеляжа) не имеют продольного набора. Кабинный отсек включает собственно гермокабину с фонарем и располагающийся под ней отсек ниши передней опоры шасси. Фонарь состоит из козырька с бронеблоком, выполненным из силикатного стекла, и крепится к фюзеляжу по силовым шпангоутам.

Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно выполнена как единый агрегат. Большую часть внутреннего объема занимает удлинительная труба форсажной камеры двигателя. В нижней части расположены вкладной топливный бак и ниша контейнера тормозного парашюта, прикрываемая створкой, а по сторонам ХЧФ - четыре ниши тормозных щитков. Площадь одного щитка - 0,33 м2, максимальный угол открытия - 50°. На силовых шпангоутах крепятся узлы навески киля и стабилизаторов, а на специальных балках - бустера управления стабилизатором.

Крыло самолета - стреловидное, с углом стреловидности по линии 1/4 хорд 60°, установочным углом Г и отрицательным углом поперечного V -3°. Каркас каждой консоли составляют: продольный силовой набор из лонжерона, подкосной балки и стрингеров и поперечный набор из нервюр и носков. В крыле самолета установлены пушки - по одной на каждую консоль. Отсек шасси расположен между лонжероном и подкосной балкой. Здесь крепятся основные опоры шасси и агрегаты их уборки. Механизация крыла состоит из выдвижного щелевого закрылка и элерона с осевой аэродинамической и весовой компенсацией. На каждой консоли устанавливали по две аэродинамические перегородки и по одному пилону для подвески пусковых устройств для реактивных снарядов, бомбового вооружения или подвесных топливных баков.

Хвостовое оперение состоит из киля с рулем направления и управляемого цельноповоротного стабилизатора. Конструкция - клепаная, с работающей обшивкой. Киль - однолонжеронный с подкосной балкой, с продольным набором из стрингеров и поперечным из 16 нервюр. Форкиль - составная часть вертикального оперения. Он конструктивно выполнен совместно с хвостовой и головной частями фюзеляжа, имеет разъем. Законцовка киля сформирована из стеклоткани, между слоями которой расположена сетчатая антенна. Руль направления однолонжеронной конструкции с балансировкой масс. Стабилизатор состоит из двух половин, каждая из которых поворачивается относительно собственной полуоси, установленной под углом 48,5° к поперечной оси самолета, с установочным углом -2°. Каждая консоль -однолонжеронной конструкции с передней и задней стенками, стрингерным набором и нервюрами. Для повышения критической скорости флаттера на конце каждой из половин стабилизатора установлен выносной противофлаттерный груз.

Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы В95, Д16 и Д19, ряд ответственных силовых узлов выполнен из сталей ЗОХГСА и ЗОХГСНА.

Шасси самолета состоит из передней опоры, убирающейся по направлению вперед в нишу фюзеляжа под кабиной, и двух главных опор, установленных под консолями крыла и убирающихся в ниши корневых частей крыла по направлению к фюзеляжу. Амортизация - масляно-пневматическая, подвеска колес -рычажная. Уборку и выпуск шасси обеспечивает гидросистема, а аварийный выпуск и торможение колес - пневмосистема. На Су-7Б установлено нетормозное колесо К-283 с шиной размером 570x140 мм на передней опоре, и тормозные колеса КТ-69 с шиной размером 880x230 мм на главных опорах. На передней опоре установлен гаситель колебаний (демпфер) "шимми". Ниши главных опор при убранном положении шасси закрываются щитками, установленными непосредственно на опорах, и створками: фюзеляжные - при помощи гидроцилиндров, а крыльевые - кинематически. Створки передней опоры закрывают рычажные механизмы. Для сокращения длины пробега самолета используют тормозной посадочный парашют ПТ-7.

Сначала на самолете устанавливали ТРД АЛ-7Ф-1, а позднее -АЛ-7Ф1-100, -150 или -200, отличавшиеся повышенным ресурсом. Двигатель имел девятиступенчатый компрессор (со сверхзвуковой ступенью на входе, кольцевым перепуском воздуха над 1-й ступенью, поворотными лопатками направляющего аппарата 1-й ступени и управляемым перепуском воздуха за 4-й и 5-й ступенями), кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую турбину и форсажную камеру с регулируемым на два крайних положения соплом. Тяга на форсированном режиме составляла 9600 кгс при удельном расходе 2,3 кг/(кгс*ч), тяга на максимальном режиме - 6800 кгс при удельном расходе топлива 0,96 кг/(кгс*ч). Сухая масса двигателя - 2050 кг, а вместе с самолетными агрегатами - 2325 кг.

Крепление двигателя - трехточечное. Запускают двигатель при помощи турбостартера ТС-19А или ТС-20, работающего на бензине, а управляют режимами работы - при помощи тросовой системы управления дроссельными кранами насоса-регулятора HP-14 на двигателе и электрической системы управления форсажем. Электромеханическая система управления воздухозаборником ЭСУВ-1 обеспечивает непрерывное управление положением конуса во всем диапазоне режимов полета по обобщенному параметру. При этом на дозвуковых скоростях конус находится в полностью убранном положении, а на сверхзвуковых, с ростом скорости свыше определенных значений, конус постепенно выдвигается, обеспечивая оптимальный характер "картины" косых скачков. Топливная система состоит из фюзеляжных и крыльевых топливных баков, суммарной вместимостью 3375 л. В два подвесных бака вмещают еще 1280 л. Топливо - керосин марки Т-1 или РТ.

Система управления самолетом - необратимая бустерная. Основные органы управления: цельноповоротный стабилизатор, руль направления и элероны. Проводка системы управления стабилизатором и элеронами жесткая, при помощи тяг и качалок, а рулем направления - смешанная. Для имитации аэродинамических нагрузок во все три канала включались пружинные загрузочные механизмы (в системе управления рулем направления (РН) их было два, один из которых был сблокирован с шасси и отключался при его выпуске). Кроме этого в систему продольного управления входят: автомат регулирования загрузки АРЗ-1, предназначенный для изменения величины загрузки ручки управления самолетом в зависимости от режима полета, дифференциальный механизм, изменяющий передаточное соотношение между ручкой и стабилизатором по нелинейному закону, и механизм триммерного эффекта. Систему поперечного управления представляют пружинные тяги для управления самолетом при отказе одного из бустеров элеронов, а систему управления РН - демпфер рыскания АП-106М. Исполнительными органами системы управления во всех трех каналах являются бустеры БУ-49: в продольном канале - БУ-49С, в поперечном -БУ-49Э, а в путевом - БУ-49РП, установленные непосредственно около органов управления. Закрылками управляют гидроцилиндры. Аварийный выпуск закрылков осуществляют пневмосистемой.

Гидравлическая система состоит из трех независимых систем: силовой и двух бустерных (основной и дублирующей). Каждая имеет отдельный источник питания - плунжерный насос НП-26/1, установленный на коробке приводных агрегатов двигателя, свою группу гидроагрегатов и отдельные трубопроводы. Для обеспечения работы системы управления в случае отказа двигателя в дублирующую систему параллельно основному насосу подключен аварийный насос НП-27. Максимальное давление в системе -210 кгс/см2, рабочая жидкость - АМГ-10. Силовую гидросистему используют для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, конуса воздухозаборника, открытия и закрытия противопомпажных створок, а также автоматического торможения колес при уборке шасси, а бустерные системы - только для обеспечения работы бустеров.

Пневматическая система состоит из шести систем. Две из них: основная и аварийная - обслуживали шасси и предназначались для нормального и аварийного торможения колес главных опор шасси, аварийного выпуска шасси и закрылков. У них, как и у пневмосистемы перезарядки пушек, рабочее тело - сжатый азот в баллонах, зарядное давление в системе - 150 кгс/см2. Питание систем герметизации фонаря кабины, поддавливания топливных баков и бачка силовой гидросистемы осуществляют воздухом, отбираемым за 5-й ступенью компрессора.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает летчику в кабине необходимые условия для жизнедеятельности. Воздух для наддува кабины отбирают от 5-й либо от 7-й ступени компрессора.

Система аварийного покидания представлена катапультным креслом собственной разработки ОКБ типа КС и системой аварийного сброса сдвижной части фонаря.

Система противопожарной защиты включает в себя противопожарную перегородку из титанового сплава, установленную в районе шпангоута 31, и специальный кожух, изолирующий горячую зону двигателя, систему сигнализации о пожаре и установку огнетушителя с коллектором распыла.

Основные источники электроэнергии на самолете: генератор постоянного тока ГС-12Т и генератор однофазного переменного тока СГС-7.5Б, установленные на коробке приводов двигателя. Аварийным источником постоянного тока служит аккумуляторная батарея 12САМ-28. Кроме того, на самолете установлены преобразователи ПО-750А - источники переменного однофазного тока стабилизированной частоты и преобразователи ПТ-125Ц - для выработки переменного трехфазного тока стабилизированной частоты. Для подключения к наземным источникам питания установлены вилки аэродромного питания.

Пилотажно-навигационное оборудование самолета Су-7Б позволило совершать полеты днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях. Оно включало: гирокомпас ГИК-1, замененный вскоре на курсовую систему КСИ с указателем курса УКЛ-1 (позднее замененного на УКЛ-2), авиагоризонт АГИ-1, замененный позднее на АГД-1, высотомер ВДИ-30, указатель скорости КУСИ-2500, указатель М = 2,5, вариометр ВАР-300, указатель поворота ЭУП-53, акселерометр АМ-10 и часы АЧХ.

В комплект радионавигационного и радиосвязного оборудования входили: связная УКВ радиостанция РСИУ-4В (позднее РСИУ-5), высотная аппаратура связи из комплекта ККО-2, автоматический радиокомпас АРК-5 (АРК-10), маркерное радиоприемное устройство МРП-56П, радиоответчик СОД-57М радиолокационной системы слепой посадки РСП-6, радиолокационный дальномер СРД-5М, сопряженный с оптическим прицелом АСП-5НМ (НД), ответчик СРО-2М системы госопознавания "Кремний-2М" и аппаратура "Сирена-2" предупреждения о заходе противника сзади.

Вооружение Су-7Б включало систему встроенного артиллерийского вооружения, бомбардировочного вооружения и реактивного вооружения. Встроенное вооружение составляли две пушки НР-30 калибра 30 мм, установленные по одной в корневых частях крыла, с боекомплектом по 65 снарядов на ствол. На самолете имелись четыре точки подвески с универсальными балочными держателями типа БДЗ-57. Бомбардировочное вооружение допускало различные варианты подвески бомб массой до 500 кг, но суммарные массы боевой нагрузки не должны были превышать 2000 кг. Реактивное вооружение включало следующие варианты: 64 НУРС типа С-5 - по 16 в 4 пусковых блоках типа УБ-16, 29 НУРС типа С-3 - по 7 на 4 пусковых устройствах типа АПУ-14 или 4 НУРС типа С-24 на 4 пусковых устройствах типа ПУ-12-40.

Серийный выпуск самолета Су-7Б (рис. 153, 154) начал завод в Комсомольске-на-Амуре в 1960 г. Первые серийные машины поступили на вооружение в начале 1961 г. в авиаполк, базировавшийся в п. Мартыновка Одесской области, где и прошли войсковые испытания. 9 июля 1961 г. на воздушном параде в Тушине в воздухе демонстрировались уже серийные экземпляры Су-7Б.

Рис. 153. Схемы модификаций самолета Су-7

Рис. 154. Схема серийного фронтового истребителя-бомбардировщика Су-7Б

С ростом числа самолетов, находящихся в эксплуатации, резко возросла и аварийность: сказывались недоведенность самолета и отказы двигателя. Специалистам ОКБ, серийного завода и предприятий-смежников пришлось в кратчайшие сроки проводить доработку серийных машин прямо в строю.

Су-7БМ (см. рис. 153). В январе 1961 г. ОКБ получило задание увеличить дальность полета Су-7Б. Дополнительные топливные отсеки решили разместить в крыле и предусмотреть возможность подвески под крылом двух подвесных топливных баков. Доработанный второй опытный экземпляр самолета - С22-2 поступил на заводские летные испытания в июне, а с октября по ноябрь 1961 г. успешно прошел государственные испытания. На ряде опытных машин Су-7Б в течение 1961 - 1962 гг. ОКБ провело испытания новых приборов и оборудования: системы струйной защиты воздухозаборника, автопилота АП-106М, радиостанции РСИУ-5 и навигационных приборов КСИ-2 и АГД. В течение 1962 г. на серийном заводе была проведена подготовка производства, а с конца года начался выпуск новой модификации самолета, которой был присвоен индекс Су-7БМ (С-22М). В 1963 г. новый самолет поступил в строевые части ВВС и заменил все еще находившиеся на вооружении МиГ-17. Су-7БМ стал первым из Су-7 самолетом ОКБ Сухого, пошедшим на экспорт: в 1964 - 1965 гг. партия Су-7БМ поставлена в ЧССР, а в июле 1965 г. - в Польшу.

Су-7БКЛ. Параллельно модернизации исходного самолета в ОКБ шли исследовательские работы по улучшению взлетно-посадочных характеристик Су-7Б. Так, на опытном самолете С-25, доработанном из серийного Су-7Б, была опробована система сдува пограничного слоя с носка крыла и на поворотном закрылке с отбором воздуха от компрессора двигателя. Самолет проходил испытания в ОКБ в начале 1960-х гг., но из-за малой эффективности системы в серию не внедрялся.

В ОКБ также работали над лыжным и смешанным (на передней опоре колесо, а на основных - лыжи) вариантами шасси для расширения возможностей использования самолета на грунтовых ВПП. Опытный самолет С-23, доработанный из Су-7, проходил заводские испытания с 1959 по 1961 г. На переднюю опору шасси, так же как и на основные опоры, установили лыжи. В 1963 г. в ОКБ начались заводские испытания двух опытных машин С-26, доработанных из серийных Су-7Б, с основным лыжным шасси, новой парашютно-тормозной установкой и подвеской пороховых ракетных ускорителей. Испытания самолетов проходили в очень жестких условиях - в разное время года и в различных по характеру природных и климатических регионах страны, на разных покрытиях (снег, грунт различной степени твердости). В апреле 1966 г. С-26 успешно завершил государственные испытания и даже был рекомендован для принятия на вооружение, но к этому времени уже было принято решение о внедрении в серию альтернативного варианта самолета с так называемым колесно-лыжным шасси.

Работы над смешанным шасси начались в соответствии с постановлением правительства от марта 1960 г., по которому для улучшения ВПХ на Су-7Б предлагалось испытать установку пороховых ускорителей и новую более эффективную парашютно-тормозную систему. В развитие этих работ было решено отработать на самолете также и новый вариант шасси - колесно-лыжное. На основные опоры самолета наряду с колесами установили небольшие полозья - так называемые "лыжонки", которые разгружали колесо и, следовательно, снижали суммарное давление, обеспечивая базирование самолета на фунтовую или снежную ВПП. Доработки были выполнены на одном из серийных самолетов, получившем обозначение С22-4. На испытания самолет вышел весной 1961 г. Летные заводские испытания завершили к осени 1961 г., а государственные испытания - лишь через два года, к декабрю 1963 г. Столь долгий срок объясняется исключительно сложной и насыщенной программой испытаний самолета по базированию на фунтовых ВПП в самых разнообразных сезонных условиях и климатических зонах страны. Самолет получил обозначение Су-7БКЛ. Уже по окончании государственных испытаний, в ходе выполнения программы полетов по устранению замечаний, 18 апреля 1964 г. в результате катастрофы из-за неисправности порохового ускорителя на этом самолете разбился летчик-испытатель ОКБ А.А. Кознов.

Рис. 155. Схема истребителя-бомбардировщика Су-7БКЛ с колесно-лыжным шасси

Самолет Су-7БКЛ (С-22КЛ) (рис. 155) был рекомендован в серию и с лета 1965 г. сменил на стапелях серийного завода предыдущую модификацию машины - Су-7БМ. В конце 1965 г. самолет начал поступать на вооружение строевых частей истребительно-бомбардировочной авиации (ИБА). Су-7БКЛ также поставлялись на экспорт - в ВВС ПНР и ЧССР.

Су-7БМК (см. рис. 153, 156). В связи с заданием правительства о создании специальной экспортной модификации самолета для поставки в дружественные СССР развивающиеся страны в ОКБ был разработан вариант самолета на базе планера Су-7БКЛ с облегченным (т.е. обычным, без лыж) шасси и упрощенным составом бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО). Эта машина получила обозначение Су-7БМК (С-22МК) (рис. 156). Первый самолет собрали на серийном заводе в марте 1966 г., а уже в июле 1966 г. первая партия была отправлена в Египет. В составе ВВС АРЕ они участвовали в арабо-израильской войне 1967 г., правда, без особого успеха (как и ВВС Египта в целом). Позднее самолет поставляли в Сирию и Ирак. В 1968 - 1969 гг. крупную партию самолетов получила Индия, что позволило ей к сентябрю 1969 г. обучить и укомплектовать шесть полноценных эскадрилий. К началу индо-пакистанского конфликта 1970 г. самолеты Су-7БМК составляли основу ударной мощи ВВС Индии и неплохо показали себя в ходе боевых действий. В 1969 - 1970 гг. Су-7БМК появились в ВВС Афганистана, Алжира и КНДР.

Су-7У, Су-7УМК (рис. 157). Учебно-боевой вариант самолета решено было делать на базе боевой машины, установив в фюзеляж кабину для инструктора. При этом изменялась конструкция фонаря кабины (фонарь теперь в эксплуатации открывался не со сдвигом назад, как на одноместной машине, а с поворотом вверх - назад), а на фюзеляже появился гаргрот, в котором разместили блоки оборудования и жгуты электропроводки. На самолете оставили только одну пушку, а бомбовое вооружение ограничили массой в 500 кг. Работы по созданию учебно-боевого варианта самолета, получившего обозначение Су-7У (У-22), несколько затянулись. Первый опытный самолет У22-1 собрали на серийном заводе лишь к концу лета 1965 г. и перевезли в ОКБ. 25 октября 1965 г. машину облетал летчик-испытатель ОКБ Е.К. Кукушев. Заводской этап летных испытаний завершился в декабре, а с января по май 1966 г. два опытных образца самолета прошли государственные испытания. В серию самолет был запущен с начала 1966 г., а уже к концу года - экспортная модификация спарки - Су-7УМК (У-22МК). Обе машины выпускались параллельно с боевыми вариантами самолета Су-7БКЛ и Су-7БМК до конца 1971 г.

ЛЛ на базе Су-7. На базе различных модификаций Су-7 в ОКБ спроектировали и построили несколько летающих лабораторий для отработки отдельных агрегатов, систем и силовой установки. К их числу относятся уже упоминавшиеся выше С-41, С-23, С-25 и С-26, а также "номерные" самолеты типа С-21 (от С21-1 до С21-4) и С-22 (от С22-1 до С22-11). На серийной спарке Су-7У отрабатывали новые катапультные кресла. В конце 1960 г. в рамках работ по теме Т-4 ("100" -тяжелый дальний самолет, рассчитанный на полет со скоростью, соответствующей М = 3) ОКБ совместно с ЛИИ на базе серийного Су-7У построило и провело испытания специальной ЛЛ "100ЛДУ", предназначенной для отработки электродистанционной системы управления перспективным самолетом. В носовой части этого самолета установили дестабилизаторы для смещения вперед фокуса.

Рис. 156. Су-7БМК - экспортный вариант самолета Су-7Б

Рис. 157. Самолет Су-7У

Развитие конструкции Су-7Б ОКБ Сухого достигло предела, исчерпав в модификации весь изначально заложенный запас. Его аэродинамическая схема с крылом большой стреловидности не имела дальнейших перспектив, так как не удовлетворяла все возрастающим требованиям к взлетно-посадочным характеристикам. Выход был найден в использовании крыла изменяемой стреловидности. В 1966 г. в ОКБ на базе серийного Су-7БМ был построен экспериментальный - первый в СССР - самолет с крылом изменяемой стреловидности С-22И (см. рис. 153). Это стало началом работ над новым семейством самолетов истребительно-бомбардировочной авиации, получившим обозначение Су-17.

Самолеты типа Су-9

Т-3 (рис. 158, 159). В 1954 г. одновременно с проектированием истребителей со стреловидным крылом (С-1 и С-3) в ОКБ начались работы по созданию вариантов самолета с треугольным крылом: фронтового истребителя Т-1 и истребителя-перехватчика Т-3. Проектировали самолеты параллельно, с небольшим опережением С-1 по срокам. Для ускорения работ максимально унифицировали оба варианта, использовав единые схемные решения: идентичные по обводам (а во многом - и по конструкции) фюзеляж (за исключением носовой части), хвостовое оперение, кабину пилота и силовую установку с двигателем АЛ-7Ф, единый состав систем. Отличия касались только крыла и связанных с ним изменений конструкции фюзеляжа и систем. А вариант перехватчика отличался от фронтового истребителя лишь компоновкой носовой части фюзеляжа, так как оснащался РЛС типа "Алмаз" вместо радиодальномера. По техническому заданию предполагалось, что вооружение самолетов должно состоять только из встроенных пушек калибра 30 мм и подвески НУРС, но позднее решили, что для перехватчика основным вариантом вооружения должна стать подвеска двух управляемых ракет типа К-7.

Весной 1955 г. работы по Т-1 отодвинули на второй план, а вскоре и вовсе свернули. Все начинавшиеся разработки были использованы для достройки самолета Т-3, благо конструкция Т-1 позволяла сделать это при минимальных доработках. На перехватчике Т-3 установили радиолокационную станцию "Алмаз-3", состоящую из двух антенн: обзорной и прицельной. Этим и объяснялся выбранный вариант компоновки воздухозаборника, при котором обе антенны располагались отдельно друг от друга в двух изолированных радиопрозрачных обтекателях. Должного внимания к конструкции этого важнейшего для сверхзвуковой машины узла тогда не уделяли из-за слабого знания предмета.

Рис. 158. Схемы опытного самолета-истребителя Т-3 и машин, построенных на его базе

Рис. 159. Опытный истребитель Т-3

Рис. 160. Схема опытного истребителя Т-3

Рис. 161. Опытно-экспериментальный истребитель Т-5

Планер был изготовлен в основном из алюминиевых сплавов, особо нагруженные детали и узлы - из стали. Крыло самолета -треугольной формы в плане со стреловидностью 60° по передней кромке и относительной толщиной 6 %. Выполнено оно по трехбалочной схеме с двумя лонжеронами. Механизация крыла состояла из выдвижного закрылка и элерона с осевой компенсацией. Горизонтальное оперение - цельноповоротное. Управление по всем трем каналам осуществлялось по необратимой схеме, при помощи бустеров, проводка системы управления включала механизмы загрузки (рис. 160).

Постройку самолета закончили к весне 1956 г. Первый полет на нем выполнил 26 мая летчик-испытатель В.Н. Махалин. Впоследствии испытания продолжил летчик-испытатель B.C. Ильюшин. 24 июня самолет в числе других новинок авиатехники был продемонстрирован на воздушном параде в Тушине. Первый этап заводских испытаний закончили к сентябрю. Самолет показал неплохой уровень летно-технических характеристик: скорость 1930 км/ч и потолок 18 000 м. Но основным сдерживающим фактором была крайне ненадежная работа опытных образцов двигателя АЛ-7Ф, что объяснялось недоведенностью его конструкции и отсутствием к тому времени достаточного опыта у конструкторов в проектировании сверхзвуковых воздухозаборников. Способы регулировки входных устройств искали, по сути, "на ощупь", и, как результат, нередки были помпажи и остановки двигателей в полете. В дальнейшем на базе Т-3 по просьбе военных был построен опытный самолет Т-5 (см. рис. 158, 161), на котором была отработана компоновка силовой установки, состоящей из двух двигателей типа Р-11. Самолет проходил испытания в 1958 - 1959 гг., показал неплохие летные данные, но дальнейшего развития тема не получила из-за сложностей, возникших с центровкой машины.

ПТ-7 и ПТ-8. Летом 1957 г. на испытания вышел второй опытный самолет - "дублер", получивший обозначение ПТ-7 (см. рис. 158). Конструктивно он отличался от Т-3 лишь конфигурацией воздухозаборника, а точнее - формой радиопрозрачного обтекателя нижней прицельной станции, который стал теперь подобен верхнему. Машина была предназначена для испытаний системы ракет К-7. В этом качестве она проходила испытания до середины 1958 г., когда программа работ по ракетам К-7 была окончательно свернута.

Еще в ноябре 1955 г. было принято решение о запуске самолета в серийное производство на заводе № 153 (г. Новосибирск). В начале 1957 г. на серийном заводе собрали три первые предсерийные машины, которые без облета передали ОКБ для доработок. По конструкции они были полностью идентичны ПТ-7, но в этой исходной конфигурации ни одна из них испытаний так и не проходила: все они были доработаны в опытные или экспериментальные самолеты.

В августе 1956 г. военные скорректировали тактико-техническое задание: увеличили потолок самолета. Для этого требовалось установить на самолете форсированный вариант двигателя АЛ-7Ф-1, который имел несколько больший габаритный диаметр, чем исходный двигатель. В связи с этим пришлось дорабатывать конструкцию хвостовой части самолета, расширив ее до приемлемых размеров. Одновременно, по рекомендациям ЦАГИ, на крыле самолета установили так называемый "зуб", игравший роль аэродинамической перегородки, уменьшили площадь элеронов, доработали носовую часть фюзеляжа с целью разместить РЛС "Алмаз" в подвижном конусе больших размеров. В таком виде самолет был запущен в серию под обозначением ПТ-8. Наряду с этим прорабатывались варианты повышения высотности путем применения ракетных ускорителей с ЖРД, повышения тяги двигателя за счет впрыска воды (тема Т-39). Доработанный под подвеску ЖРД самолет, получивший обозначение Т-43, был оснащен двигателем АЛ-7Ф-1 и модифицированным вариантом воздухозаборника (по типу С-1), т.е. его делали управляемым, осесимметричным, с подвижным центральным телом в виде конуса и острыми кромками обечайки. Самолет вышел на испытания в октябре 1957 г. В первых же полетах машина показала очень хорошие летно-технические характеристики: скорость 2200 км/ч и потолок 21 500 м. Стало очевидно, что успеха можно достичь в первую очередь за счет грамотно спроектированного воздухозаборника. Необходимо было выбрать такой вариант РЛС, чтобы она умещалась в подвижном конусе приемлемых размеров. Остановились на двух вариантах.

Постановление правительства, вышедшее в апреле 1958 г., поставило перед ОКБ задачу разработать на базе самолета Т-3 два новых комплекса перехвата: Т-3-51 с РЛС ЦД-30 и подвеской ракет типа К-5МС, наводимых по лучу, и Т-3-8М с РЛС "Орел" и ракетами К-8М в вариантах с тепловой или радиолокационной головкой самонаведения. В 1958 - 1960 гг. работы по обоим типам перехватчика шли в ОКБ практически параллельно, с некоторым опережением работ над Т-3-51 по времени.

Су-9. В первой половине 1958 г. на базе первых серийных машин ПТ-8 в ОКБ и на серийном заводе были доработаны и подготовлены к испытаниям шесть опытных машин типа Т-43 (Т43-1...Т43-6) с аппаратурой комплекса перехвата: РЛС ЦЦ-30, системой наведения "Воздух-1" и подвеской ракет К-5МС. Государственные испытания проводили в два этапа. На первом - с декабря 1958 г. по июнь 1959 г. - проверяли работу всех систем самолета и определяли его основные ЛТХ; на втором - с октября 1959 г. по март 1960 г. - боевые характеристики комплекса перехвата в целом. От ВВС полеты выполняли летчики-испытатели ГНИКИ Г.Т. Береговой, Н.И. Коровушкин, В.Г. Плюшкин и Л.Н. Фадеев, а от ОКБ - B.C. Ильюшин, А.А. Кознов и Л.Г. Кобещан. Испытания проходили трудно: сказывалась недоведенность силовой установки - нередки были случаи помпажа при дросселировании двигателя на сверхзвуковом режиме полета. Для его устранения в ОКБ разработали и испытали на самолете Т43-1 систему автоматического управления воздухозаборником ЭСУВ-1, обеспечившую непрерывное управление конусом воздухозаборника и противопомпажными створками во всех диапазонах высот и скоростей полета. До этого на самолетах устанавливали систему с двухпозиционным управлением конусом. Наибольшее внимание в ходе государственных испытаний уделялось обеспечению возможности перехвата самолета на потолке. В отличие от прежних дозвуковых самолетов для достижения потолка на Т-3 требовалось точно выполнять оптимальную программу управления с промежуточным разгоном на опорной высоте 10 000... 11 000 м до М = 1,9 и последующим набором высоты на больших углах тангажа с точным выдерживанием скорости.

Требование военных увеличить радиус перехвата вызвало необходимость увеличения объема баков топливной системы. Резиновые баки в фюзеляже заменили на гермоотсеки и разместили дополнительное топливо в крыле. Доработанный таким образом самолет, получивший обозначение Т43-12, был облетан в январе 1960 г. После его испытаний доработки внедрили в серию. К началу апреля 1960 г. программа государственных испытаний была выполнена в полном объеме. Несмотря на отдельные недочеты самолет получил очень высокую оценку военных и был рекомендован к принятию на вооружение. В то время перехватчик Т-43 был самым скоростным и высотным серийным самолетом в СССР, что подтверждала серия рекордов, установленных на самолетах этого типа в 1960 - 1962 гг.

В октябре 1960 г. постановлением правительства комплекс Т-3-51 приняли на вооружение под обозначением Су-9-51 (самолет получил обозначение Су-9, РЛС - РП-9У, а ракеты -РС-2УС) (см. рис. 158, 162, 163). Самолет серийно производился на заводе № 153 в Новосибирске в 1958 - 1962 гг., а в 1959 -1962 гг. - на заводе № 30 в Москве. Всего было выпущено более 1000 самолетов.

Рис. 162. Самолет Су-9

Первые серийные машины поступили в полк ПВО в июне 1959 г. Переучивание на Су-9 в строевых частях проходило очень трудно, так как по сравнению с дозвуковыми МиГ-15 и МиГ-17 новый самолет был гораздо сложнее для освоения. Усугубила положение и недоведенность конструкции некоторых узлов и агрегатов самолета, в особенности силовой установки. В результате первые годы эксплуатации ознаменовались множеством аварий и катастроф. В КБ были вынуждены принять экстренные меры для доводки конструкции и агрегатов - на самолетах, находящихся в строю, выполнили в общей сложности несколько комплексов доработок, что существенно снизило показатели аварийности. К середине 1960-х гг. Су-9 представлял собой достаточно надежную машину. Летный состав авиации ПВО, в совершенстве освоивший самолет, отзывался о нем как о чрезвычайно "летучей" машине, особо отмечая хорошие разгонные характеристики (благодаря мощному АЛ-7Ф-1, даже с подвеской 4хРС-2УС, самолет обеспечивал при разгоне пх = 0,2). Существенным недостатком машины являлся сравнительно малый радиус полета, но устранить его не представлялось возможным, так как это требовало замены двигателя АЛ-7Ф-1, а альтернативы тогда ему не было.

Рис. 164. Опытный учебно-боевой самолет У-43

Рис. 163. Схема серийного Су-9

Су-9У. В 1960 г. был построен опытный учебно-боевой самолет У-43 (рис. 164) - двухместная модификация Т-43. Для размещения инструктора удлинили фюзеляж и изменили конструкцию фонаря кабины пилотов, а число точек подвески ракет уменьшили до двух. В течение 1961 - 1962 гг. самолет успешно прошел заводские и государственные испытания и с 1961 г. был внедрен в серию на заводе № 30. На вооружение машина поступила под обозначением Су-9У (рис. 165).

ЛЛ на базе Су-9, Су-9У. Самолет Су-9 послужил основой для создания ряда опытных самолетов: Т-431, Т-405, Т-49, 100Л, Л.02-10 (рис. 166), а также двух ЛЛ, предназначенных для испытаний катапультных кресел на базе спарки: У43Л-1 и У43Л-2.

На машинах Т-405 и Т-431 летчиками ОКБ B.C. Ильюшиным и А.А. Козновым и ВВС Б.М. Адриановым были установлены четыре рекорда высоты и скорости полета, утвержденные Международной авиационной федерацией (ФАИ):

• 14 июня 1959 г. (летчик-испытатель B.C. Ильюшин) - мировой рекорд высоты полета (динамический потолок), равный 28 852 м;
• 7 сентября 1962 г. (он же) - абсолютный мировой рекорд высоты установившегося горизонтального полета, равный 21 170 м; 2 октября 1960 г. (полковник Б.М. Адрианов) - абсолютный мировой рекорд скорости полета на 100-км замкнутом маршруте, равный 2092 км/ч;
• 25 сентября 1962 г. (летчик-испытатель А.А. Кознов) - мировой рекорд скорости полета на 500-км замкнутом маршруте, равный 2337 км/ч.

Т-49 - самолет с измененной компоновкой носовой части фюзеляжа (рис. 167, 168). Неподвижный обтекатель антенны вынесли вперед, а воздухозаборник сдвинули назад, выполнив его в виде двух секторов. Проточную часть воздухозаборника и канала спрофилировали таким образом, чтобы она обеспечивала изоэнтропическое сжатие воздуха, позволившее свести к минимуму потери полного давления на входе в двигатель. Постройку закончили в конце 1959 г. и в начале 1960 г. самолет выполнил несколько полетов, но завершить программу испытаний не удалось из-за нехватки двигателей.

Рис. 166. Летающая лаборатория Л.02-10

Рис. 165. Схемы опытного самолета У-43 (а) и серийного самолета Су-9У (б) и летающих лабораторий (в, г), созданных на базе Су-9

Рис. 167. Экспериментальный истребитель Т-49

В 1967 г. для отработки аэродинамической схемы крыла с наплывом, предназначавшегося для проектируемого самолета Т-4 ("100"), на базе самолета Су-9 была построена ЛЛ 100Л (рис. 169). В 1967 - 1969 гг. на ней были проведены исследования восьми различных вариантов крыла. Было отмечено серьезное улучшение несущих свойств крыла ЛЛ по сравнению с базовым крылом самолета Су-9 на больших углах атаки. Последний из испытанных вариантов крыла позволил достигнуть снижение посадочной скорости до 200...210 км/ч по сравнению с 280...290 км/ч для серийного самолета (высокая посадочная скорость была ахиллесовой пятой Су-7 и Су-9).

Рис. 168. Схема самолета Т-49

В 1978 - 1981 гг. на базе Су-9 была спроектирована и построена ЛЛ Л.02-10 для исследования возможности непосредственного управления боковой силой, для чего в носовой части фюзеляжа установили так называемый декиль (термин образован от слова "киль" по аналогии с парой стабилизатор - дестабилизатор) (см. рис. 165, в, г).

Кроме того, на базе Су-9 и Су-9У были разработаны и испытывались летающие лаборатории, предназначенные для отработки новых систем катапультирования и высотного снаряжения, систем автоматического управления самолетов-истребителей и других систем.

Истребитель-перехватчик Су-11

Работы по второму комплексу перехвата на базе самолета Т-3 начались в 1958 г. Радиолокационная станция "Орел", созданная на базе РЛС "Сокол-2" для перехватчика Як-27, имела гораздо большие габариты зеркала антенны, чем ЦД-30, что потребовало увеличения размеров носовой части фюзеляжа самолета. Следует отметить, что в начале 1958 г. в рамках работ по теме ПТ-8 с РЛС "Алмаз" и ракетами К-7 (рис. 170, 171) в ОКБ уже испытывали два опытных самолета подобной схемы (Т-47 и ПТ8-4). В середине года работы по этой тематике прекратили, но конструкторский задел не пропал даром: работы по теме Т-3-8М развивались на базе компоновки самолета Т-47 (рис. 172). Первый опытный самолет - Т47-3 для испытаний комплекса построили к ноябрю 1958 г. и облетали 25 декабря, а весной 1959 г. были подготовлены к испытаниям еще два самолета: Т47-4 и Т47-5. На этих трех машинах до конца 1959 г. проходил заводские испытания комплекс перехвата.

Рис. 169. Летающая лаборатория 100Л

Рис. 171. Самолет ПТ-8

Рис. 170. Схема опытного истребителя ПТ-8

Государственные испытания проводили в два этапа. На первом, продлившемся с ноября 1959 г. по апрель 1960 г., была выполнена оценка комплекса с ракетой К-8М с тепловой головкой самонаведения. В испытаниях участвовали три машины, полеты выполняли летчики ГНИКИ: Б.М. Адрианов, В.М. Андреев, Н.П. Захаров, П.Ф. Кабрелев, Э.М. Князев и В.М. Комаров, а также практически весь летный состав ОКБ. К окончанию первого этапа государственных испытаний в ОКБ подготовили к испытаниям еще две опытные машины (Т47-7 и Т47-8), предназначенные специально для отработки ракет К-8М с радиолокационной головкой самонаведения. Кроме того, по требованию заказчика, на самолетах установили более мощный двигатель АЛ-7Ф-2 и выполнили доработки по увеличению запаса топлива: в хвостовой части фюзеляжа установили дополнительный топливный отсек и залили корневые отсеки крыла. Необходимость подобных доработок была вызвана ухудшением разгонных характеристик и уменьшением радиуса действия Т-47 по сравнению с Т-43. Последнее объяснялось просто - параметры воздухозаборника на Т-47 были отнюдь не оптимальны из-за габаритов антенны локатора. Позднее доработки выполнили и на других машинах комплекса, и с июня 1960 г. по июнь 1961 г. на пяти самолетах был выполнен второй этап государственных испытаний. На втором этапе испытаний основное внимание уделяли боевому применению комплекса, отработке РЛС и ракет К-8М при реальных перехватах. Летом 1961 г. состоялась и первая официальная премьера самолета: в июле Т47-8, пилотируемый Е.С. Соловьевым, принял участие в воздушном параде в Тушине.

Рис. 172. Опытный истребитель-перехватчик Т-47 (прототип серийного Су-11)

Рис. 173. Схема серийного Су-11

В феврале 1962 г. комплекс перехвата был официально принят на вооружение под обозначением Су-11-8М. Самолет получил обозначение Су-11, РЛС - РП-11, а ракеты - Р-8М (рис. 173). Серийное производство было развернуто на заводе № 153 в Новосибирске со второй половины 1962 г., но в дальнейшем из-за переориентации на выпуск перехватчика Як-28П программу производства Су-11 сильно урезали - до 100 машин. Военные требовали повышения характеристик надежности самолета, силовой установки и всего комплекса бортового оборудования. В результате на самолете Су-11 и двигателе АЛ-7Ф-2 был выполнен большой объем доработок, который явно пошел на пользу машине: по сравнению с Су-9 с двигателем АЛ-7Ф-1 существенно улучшились эксплуатационные характеристики самолета, что привело к гораздо менее болезненному процессу освоения машины в строю.

Самолет Су-11 в некотором смысле стал "переходным" этапом между Су-9 и Су-15. Летные характеристики Су-11 несколько уступали исходным характеристикам Су-9, зато возможности новой РЛС и более мощных самонаводящихся ракет Р-8М компенсировали это. С другой стороны, неудача с Су-11, выпускавшимся ограниченной серией, ускорила поиск альтернативных вариантов компоновки новой машины.

Истребители-перехватчики Су-9 и Су-11 оставались самыми скоростными и высотными самолетами авиации ПВО России до 1969 г., когда началось серийное производство МиГ-25. Последние самолеты этого типа были выведены из эксплуатации в 1980 г., т. е. прослужили на вооружении более 20 лет.

Самолеты типа Су-15

Работы по проектированию нового перехватчика начались в ОКБ в 1960 г. в рамках модернизации комплекса перехвата Т-3-8М. Для повышения боевых возможностей самолета в первую очередь требовалось улучшить характеристики установленной на нем РЛС. Модернизированный вариант станции увеличился в размерах и требовал для размещения дополнительных объемов в носовой части фюзеляжа. Прежний вариант компоновки входного устройства типа Т-43/47 с носовым воздухозаборником не годился. Был выбран новый вариант - с боковыми регулируемыми заборниками прямоугольного сечения и вертикальным расположением клина торможения. Работу по этому проекту, шедшему в ОКБ под шифром Т-58, вели на базе самолета Т-47 (Су-11). Доработки пытались свести к минимуму: первоначально менялась лишь конструкция головной части фюзеляжа, а хвостовую часть фюзеляжа, крыло, оперение и шасси брали практически без изменений с базового самолета. Силовая установка также оставлена прежней - двигатель АЛ-7Ф-2. К середине 1961 г. было выполнено рабочее проектирование и началось изготовление двух опытных образцов самолета. В дальнейшем в связи с настойчивым требованием военных повысить надежность силовой установки ОКБ пришлось пересмотреть первоначальный проект - предусмотреть возможность установки на самолете двух двигателей типа Р11Ф-300, которые к тому времени были уже хорошо отработаны при испытаниях МиГ-21. Работа облегчалась тем, что ОКБ уже имело опыт отработки подобной по компоновке силовой установки на экспериментальном самолете Т-5.

Доработанный вариант проекта получил обозначение Т58Д. Интересной особенностью аэродинамической компоновки этой машины стала реализация по рекомендациям ЦАГИ "правила площадей", в соответствии с которым фюзеляж самолета был "обжат" не только в традиционном месте сочленения с крылом (так называемая "приталенность" фюзеляжа), но даже в районе фонаря кабины пилота. Постройка первого опытного экземпляра самолета Т58Д-1 была закончена весной 1962 г. (рис. 174), а первый полет на нем выполнил 30 мая 1962 г. летчик-испытатель ОКБ B.C. Ильюшин. Заводские испытания самолета продолжались до лета 1963 г. По результатам анализа испытаний в конструкцию машины внесли изменения: несколько удлинили носовой обтекатель РЛС и увеличили площадь киля, усилили опоры шасси, а тормозной парашют перенесли наверх и установили в специальном обтекателе под обрезом руля направления (в дальнейшем этот вариант компоновки стал типовым). Все они были внедрены на двух последующих опытных экземплярах самолета: Т58Д-2 (см. рис. 174), который был облетан в мае 1963 г., и Т58Д-3, облетанный в октябре 1963 г. (рис. 175, 176).

С августа 1963 г. по июнь 1964 г. на опытных самолетах Т58Д-1, Т58Д-2 и Т58Д-3 прошел государственные испытания модернизированный комплекс перехвата. От ГНИКИ ВВС в испытаниях участвовали летчики-испытатели: В.И. Петров, И.И. Лесников, Э.М. Князев, Л.Н. Петерин и В.Г. Иванов, а от ОКБ -B.C. Ильюшин, Е.С. Соловьев и Е.К. Кукушев. В отличие от ранее проводившихся испытаний комплексов перехвата, установленных на Су-9-51 и Су-11-8М, государственные испытания Т-58Д прошли на редкость удачно, а по времени уложились в гораздо меньшие сроки. Усовершенствованная система вооружения - модернизированная РЛС "Орел-Д-58" и ракеты К-98 - обеспечивали перехват целей на встречных курсах (в передней полусфере), что существенно повысило боевые характеристики комплекса. Единственную серьезную претензию военных - недостаточной радиус перехвата - удалось устранить в ходе государственных испытаний. Для этого решили отказаться от "талии" на фюзеляже, спрямив его обводы по ширине раствора воздухозаборника, а полученные дополнительные объемы залили топливом. При этом практически не пострадали скоростные характеристики самолета, а вот благодаря увеличению на 1/3 внутреннего запаса топлива (с исходных 4200 до 5600 кг) был решен вопрос с дальностью полета.

Рис. 174. Схемы развития самолета типа Су-15

Первоначально предполагалось, что Т-58Д постепенно сменит в серии Т-47 (Су-11) на заводе № 153 в г. Новосибирске. Но программу выпуска Су-11 сильно сократили, а в серию запустили перехватчик Як-28П, имевший практически однотипный с Т-58Д комплекс системы вооружения. В результате, несмотря на благоприятные отзывы военных, запуск чертежей в производство отложили почти на год: правительственное постановление о принятии на вооружение нового комплекса перехвата под обозначением Су-15-98 и запуске в серию на заводе в Новосибирске самолета Су-15 вышло только в апреле 1965 г. Первый серийный самолет был облетан в марте 1966 г., а поставка машин в строевые полки ПВО началась с 1967 г. В том же году, в июле, на воздушном параде в Домодедове состоялся первый публичный показ Су-15.

Рис. 175. Истребитель-перехватчик Т58Д-3 - прототип серийного самолета Су-15

Рис. 176. Схема самолета Т58Д-3

Фюзеляж самолета Су-15 (рис. 177) - металлический полумонокок переменного сечения с продольным и поперечным силовыми наборами и работающей обшивкой. В носовой части расположена радиолокационная станция "Орел-Д58М", антенну которой закрывает конический радиопрозрачный обтекатель. Далее идет кабинный отсек: гермокабина с фонарем, а под ней -отсек ниши передней опоры шасси. Фонарь состоит из козырька с бронеблоком из силикатного стекла и сдвижной части с остеклением из термостойкого оргстекла. За ними расположен отсек радиооборудования. Воздухозаборники - регулируемые прямоугольной формы с вертикальным клином торможения -установлены по бокам фюзеляжа. Каждый из них обеспечивает работу одного из двух двигателей. Управляет ими система УВД-58М. В среднем отсеке фюзеляжа размещены топливные баки-отсеки, воздушные каналы и отсеки двигателей. Крыло крепится к фюзеляжу в четырех точках по силовым шпангоутам 16, 21, 25 и 28, а между шпангоутами 28 и 34 установлены двигатели.

Рис. 177. Первый серийный истребитель-перехватчик Су-15

Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно выполнена как единый агрегат. По сторонам хвостовой части фюзеляжа расположены четыре ниши тормозных щитков. Максимальный угол открытия тормозных щитков - 50°. Киль и стабилизаторы крепятся к фюзеляжу узлами навески на силовых шпангоутах, а бустеры устанавливаются на специальные балки.

Крыло самолета треугольной формы в плане, с углом стреловидности по передней кромке 60°, установочным углом 0° и отрицательным углом поперечного V - 2°. Каркас каждой консоли составляют: продольный силовой набор из переднего и заднего лонжеронов, три балки и стрингеры и поперечный набор из нервюр и носков. Конструктивно каждая консоль делится на пять отсеков: передний отсек, отсек шасси, задний отсек, носок и хвостовую часть (аналогично консолям самолетов Су-9 и Су-11). В переднем отсеке крыла размещено оборудование системы вооружения. Отсек шасси расположен между балками 1 и 2. Здесь крепятся основные опоры шасси и агрегаты их уборки. Задний отсек - между второй и третьей балками - выполнен герметичным и является топливным баком. Под каждой консолью установлено по одному пилону с пусковым устройством для подвески ракет типа Р-8М. Начиная с 11-й серии на крыле появился "наплыв" со стреловидностью на передней кромке 45°.

Хвостовое оперение - киль с рулем направления и управляемый цельноповоротный стабилизатор. Конструкция - клепаная, с работающей обшивкой. Киль - однолонжеронный с подкосной балкой, продольным набором из стрингеров и шестнадцатью поперечными нервюрами. Форкиль - составная часть вертикального оперения, конструктивно выполнен совместно с головной частью фюзеляжа. Законцовка киля выполнена из стеклоткани, между слоями которой расположена сетчатая антенна радиостанции РСИУ-4В (РСИУ-5). В верхних частях боковых обшивок устанавливали антенны СОД-57М. Руль направления однолонжеронной конструкции с балансировкой масс. В обтекателе руля направления размещались блоки и антенны СОД-57М и СРЗО-2М. Стабилизатор состоял из двух половин, каждая из которых поворачивалась относительно собственной полуоси, установленной под углом 48,5° к поперечной оси самолета, с установочным углом -4° 10' и отрицательным поперечным V - 6 °. Каждая консоль - однолонжеронной конструкции с передней и задней стенками, стрингерным набором и нервюрами. Для повышения критической скорости флаттера на конце каждой из половин стабилизатора установлен противофлаттерный груз.

Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы В95, Д16 и Д19, ряд ответственных силовых узлов выполнен из сталей ЗОХГСА и ЗОХГСНА.

Шасси самолета состоит из передней опоры, убирающейся по направлению вперед в нишу фюзеляжа под кабиной, и двух главных опор, установленных под консолями крыла и убирающихся в ниши корневых частей крыла по направлению к фюзеляжу. Амортизация - масляно-пневматическая, подвеска колес -рычажная. Уборку и выпуск шасси обеспечивают гидросистемы, а аварийный выпуск и торможение колес - пневмосистемы. Передняя опора - самоориентирующаяся с рычажной подвеской колеса, основные опоры - консольного типа, также с рычажной подвеской колес. На передней опоре установлено тормозное колесо КТ-61 с шиной размером 66x200 мм, а на основных - тормозные колеса КТ-117 с шиной размером 88x230 мм. На передней опоре размещен гаситель колебаний (демпфер) "шимми". Ниши главных опор при убранном положении шасси закрываются щитками, установленными непосредственно на опорах, и створками: фюзеляжные - при помощи гидроцилиндров, а крыльевые - кинематически. Створки передней опоры закрываются рычажным механизмом при ее уборке. Для сокращения длины пробега самолета используют тормозной посадочный парашют.

На самолете устанавливали два ТРД Р-11ФС2С-300 или Р-11Ф2СУ-300 с максимальной тягой в нефорсированном режиме 3900 кгс, а на форсированном - 6200 кгс каждый. Топливная система состоит из трех фюзеляжных и двух крыльевых топливных баков общей емкостью 8060 л.

Системы самолета были выполнены аналогично системам, установленным на Су-9 и Су-11.

Пилотажно-навигацинное оборудование обеспечивает самолетовождение днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях. В его состав входят: курсовая система типа КСИ-5, авиагоризонт АГД-1, радиовысотомер малых высот РВ-УМ, связная УКВ, радиостанция РСИУ-5, автоматический радиокомпас АРК-10, маркерное радиоприемное устройство МРП-56П, радиоответчик СОД-57М, радиолокационные системы слепой посадки РСП-6, бортовая аппаратура радиолинии "Лазурь" (АРЛ-С) комплексной системы наведения "Воздух-1", запросчик-ответчик СРЗО-2М системы госопознования "Кремний-2М", радиолокационный прицел РП-15М ("Орел-Д58М"), станция предупреждения "Сирена-2".

В состав системы вооружения Су-15 входят: РЛС РП-15М, две ракеты типа Р-98, подвешивающиеся по одной под каждой консолью крыла на пусковых устройствах ПУ-1-8, система пуска ракет и контроля. Обычный вариант подвески включал одну ракету Р-98Р с полуактивной радиолокационной головкой самонаведения ПАРГ-1ВВ и одну ракету Р-98Т с тепловой головкой самонаведения С1Д-58. Пуск ракет возможен как по одной, так и залпом.

В середине 1960-х гг. в ОКБ на опытных самолетах было выполнено несколько программ специальных испытаний по улучшению характеристик Су-15: испытано крыло с так называемым "наплывом" для улучшения эффективности элеронов на малых скоростях, отработаны меры по повышению эффективности РЛС. Кроме того, отрабатывалась возможность базирования самолета на грунтовой ВПП. Для этого вторую опытную машину Т58Д-2 в 1965 г. доработали в вариант Т-58Л с лыжным шасси и в 1965 - 1970 гг. испытали по программе определения взлетно-посадочных характеристик на грунтовых ВПП, а Т58Д-1 в 1965 - 1966 гг. - в экспериментальный самолет с коротким взлетом и посадкой Т-58ВД с тремя дополнительными подъемными двигателями РД-36-35 в фюзеляже. В 1966 - 1967 гг. этот самолет использовали в качестве ЛЛ для отработки методики укороченного взлета и посадки. 9 июля 1967 г. наряду с другими новинками Т-58ВД демонстрировался на воздушном параде в Домодедове.

В ходе серийного производства самолет постепенно дорабатывался. Крупный комплекс доработок был внедрен в 1969 г.: на самолете установили новое крыло с "наплывом" меньшей стреловидности на концевой части, новые двигатели Р11Ф2СУ-300 и систему управления пограничным слоем, предназначенную для снижения скорости при посадке (высокая скорость при заходе на посадку была основной сложностью в летной эксплуатации самолета). Несколько серийных Су-15 ОКБ использовало для отработки различного оборудования, позднее внедрявшегося в серию на новых модификациях самолета. Таким образом были испытаны: система автоматического управления САУ-58, новый двигатель Р13-300, подвесная пушечная установка ГП-9, а также РЛС следования рельефу местности, предназначенная для установки на Т-6 (будущий Су-24), и опытный комплекс системы дозаправки топливом "Сахалин-6А". Серийное производство Су-15 завершилось в 1970 г., в серии машину сменила новая модификация самолета - Су-15Т (ТМ) (см. рис. 174).

Су-15УТ. Учебный вариант самолета под обозначением У-58 был спроектирован в филиале ОКБ на заводе в Новосибирске. Он представлял собой традиционный вариант с размещением кабины инструктора за счет вставки в фюзеляж дополнительной секции длиной 550 мм. Из-за неопределенности состава БРЭО спарки проектирование сильно затянулось. В результате для ускорения создания самолета решили наряду с учебно-боевым У-58Б вариантом самолета параллельно проектировать самолет и в учебно-тренировочном У-58Т варианте, т.е. без установки РЛС и системы вооружения. Опытный экземпляр У-58Т был закончен постройкой к лету 1968 г. и облетан 26 августа летчиком-испытателем ОКБ Е.К Кукушевым. После успешного проведения в 1969 г. государственных испытаний самолета летом 1970 г. самолет приняли на вооружение под обозначением Су-15УТ. С 1970 по 1972 г. самолет серийно производили на заводе в Новосибирске. Работы по учебно-боевому варианту самолета из-за сложностей с центровкой самолета сильно затянулись. Опытный экземпляр облетали лишь летом 1970 г. и в серию не запускали.

Су-15ТМ. Согласно правительственному постановлению создание Су-15 должно было стать лишь первым этапом работ по новому комплексу средств перехвата. Второй этап предполагал модернизацию самолета - оснащение новой, более мощной и помехозащищенной РЛС, средствами автоматизации и модернизированными ракетами, т.е. существенно повысить боевые возможности комплекса. Работать над этим проектом в ОКБ начали в 1965 г., в 1967 г. приступили к выпуску документации по модернизированному варианту Су-15, оборудованному РЛС "Коршун-58", но в связи с решением о замене станции разработку приостановили и возобновили лишь в 1968 г. Теперь, согласно тактико-техническому заданию, на самолете планировали установить РЛС "Тайфун", созданную на базе станции "Смерч" (устанавливавшейся на перехватчики типа Ту-128 и МиГ-25П). Вооружение самолета должны были составить две модернизированные ракеты К-98М. На самолете установили более мощные двигатели Р13-300 с системой УПС, расширенные воздухозаборники, усиленную переднюю опору шасси со спаркой колес и т.д.

К концу 1968 г. в опытный образец самолета доработали одну из серийных машин. Заводские испытания начались с января 1969 г., первый полет на самолете выполнил летчик-испытатель ОКБ В.А. Кречетов. После заводских испытаний машину сразу передали на государственные испытания. К концу 1970 г. на заводе в Новосибирске полностью завершили сборку опытной партии Су-15Т (Т-58Т). Этот самолет выпустили в ограниченном количестве, так как вскоре было принято решение об оснащении его модернизированным вариантом РЛС - "Тайфун-М".

Для отработки нового варианта станции в 1969 г. в ОКБ модифицировали еще один серийный Су-15. По требованию военных дорабатывалась вся система вооружения. Наряду с ПТБ подфюзеляжные балочные держатели обеспечивали подвеску бомб, пушечных контейнеров или блоков НУРС. Самолет вышел на испытания в начале 1970 г. Государственные испытания начались в августе 1970 г. Первоначально в них принимал участие лишь один самолет, а в феврале 1971 г. подключили и вторую машину. Позднее, уже в конце 1971 г., на государственные испытания поступили два первых серийных самолета Су-15ТМ, собранные на заводе в Новосибирске, оборудованные РЛС "Тайфун-М". Полеты выполняли летчики-испытатели ГНИКИ ВВС: В.И. Мостовой, Э.М. Колков, В.В. Мигунов и С.А. Лаврентьев. Государственные испытания официально завершились в апреле 1973 г. Самолет рекомендовали для принятия на вооружение. Он серийно производился с 1971 по 1975 г. На вооружение модернизированный комплекс Су-15-98М приняли лишь в январе 1975 г., а через год, в 1976 г., производство Су-15ТМ было уже завершено.

В 1972 г. Су-15ТМ поступили на вооружение войск ПВО. В ходе серийного производства самолеты дорабатывались. Так, в частности, установка на самолет САУ-58-2 обеспечила маловысотный перехват, радиопрозрачный конус обтекателя оживальной формы улучшил характеристики РЛС, систему вооружения дополнили подвеской двух ракет малой дальности типа Р-60М с тепловой головкой самонаведения.

Еще одной интересной работой стала установка на Су-15ТМ двигателей увеличенной тяги Р25-300. Доработанный самолет, получивший обозначение Т-58бис (Су-15бис), построенный к июлю 1972 г., успешно прошел заводские и государственные испытания, но в серию не запускался в связи с ограниченным производством двигателей данного типа (рис. 178).

Су-15УМ. На базе Су-15ТМ по заказу ВВС был также создан учебно-боевой вариант самолета. Для сокращения сроков разработки переделки были сведены к минимуму: в отличие от Су-15УТ фюзеляж на новом варианте спарки (заводской шифр ОКБ У-58ТМ, официальное обозначение - Су-15УМ) не удлиняли, а кабину инструктора включили в конструкцию, вписав в обводы Су-15ТМ, только за счет сокращения состава БРЭО даже без уменьшения объема топлива. Несмотря на отсутствие РЛС Су-15УМ, в отличие от Су-15УТ, все же был учебно-боевым самолетом и обеспечивал применение в учебных целях ракет Р-98МТ и Р-60 с тепловой головкой самонаведения. Опытный самолет собрали в Новосибирске весной 1976 г., первый полет на нем выполнил в апреле 1976 г. заводской экипаж в составе: В.Т. Выломов и В.А. Белянин. Заводские испытания в течение мая провели летчики ОКБ Е.С. Соловьев и Ю.А. Егоров, а в период с июня по ноябрь 1976 г. самолет успешно прошел государственные испытания и был рекомендован в серию и для принятия на вооружение. Производство Су-15УМ началось в 1976 г., последние серийные спарки ушли с завода в строевые части в начале 1980 г.

Рис. 178. Истребитель-перехватчик Су-15бис с двигателями Р-25

Су-15 заслужил при эксплуатации в войсках гораздо больше положительных оценок, чем его предшественники Су-9 и Су-11, так как был достаточно надежной и удобной в управлении машиной. В 1970-е и 1980-е гг. Су-15 и его различные модификации (наряду с МиГ-23) составили костяк истребительной авиации войск ПВО страны. После реформы войск ПВО в конце 1970-х гг. многие истребительные полки были переподчинены ВВС, и Су-15 стали использовать как истребители, а на Су-15ТМ даже пытались, правда, без особого успеха, отрабатывать ударные действия по наземным целям. Наряду с этим Су-15 по-прежнему несли боевое дежурство и в качестве перехватчиков. Су-15 и Су-15УТ состояли на вооружении авиации ПВО СССР вплоть до конца 1980-х гг. и постепенно снимались с эксплуатации в связи с выработкой ресурса. А вот судьба Су-15ТМ и Су-15УМ была печальной: довольно большое число этих самолетов, даже не выработав до конца свой ресурс, подлежало сокращению по договору об ОВСЕ 1990 г. и было уничтожено на базах разделки.

Истребитель-перехватчик П-1

В конце 1954 г. возникла необходимость создания нового истребителя-перехватчика, вооруженного авиационными реактивными снарядами, пушками и ракетами с системой управления полетом и огнем. Позднее систему управления полетом и огнем дополнила новейшая радиолокационная станция "Пантера".

Большие габариты новой РЛС требовали много места в носовой части фюзеляжа. Поэтому ОКБ приступило к разработке еще слабо изученной аэродинамической компоновки самолета с двумя боковыми регулируемыми воздухозаборниками.

В процессе проектирования были проанализированы одно-местный и двухместный варианты самолета с различным вооружением (пушки, снаряды, неуправляемые или управляемые ракеты), с одним (АЛ-11) иди двумя (ВК-9Ф) двигателями и с различными радиолокационными станциями. Конструкторы остановили свой выбор на двухместном варианте самолета с одним двигателем АЛ-9 тягой 10 000 кгс. Конструкция фюзеляжа самолета, получившего обозначение П-1 (рис. 179), - типа полумонокок с набором шпангоутов, лонжеронов и стрингеров. Обшивка, в основном из листового материала В95, крепилась с помощью потайной клепки, реже - контактной точечной электросваркой. В носовой части фюзеляжа установлен герметичный контейнер для радиолокационной станции "Пантера". В средней части размещены два топливных бака и спецоборудование. Воздушный канал двигателя начинается регулируемыми воздухозаборниками, расположенными с правой и левой сторон (с сечением в форме полумесяца), и переходит в единый канал круглого сечения. Канал собирают отдельно, затем устанавливают в фюзеляж.

Рис. 179. Опытный истребитель П-1

Цельнометаллическое крыло треугольной формы в плане с "зубом" имеет элерон с осевой компенсацией и сдвижной щелевой закрылок.

Силовой каркас консоли состоит из трех балок, переднего лонжерона, набора нервюр и стрингеров. Наружная поверхность образована в основном монолитными панелями с поперечными и продольными ребрами, изготовленными из плит путем фрезерования и электрохимического травления. В крыле расположены два топливных бака и отсек шасси.

Горизонтальное оперение - управляемый стабилизатор обычного типа - выполнено из двух разъемных половин.

В вертикальное оперение входят киль и руль направления. Силовой набор киля составляют лонжерон, балка, передняя и задняя стенки, набор нервюр и стрингеров. Обшивку киля образуют правая и левая панели, изготовленные химическим фрезерованием. Руль направления имеет лонжерон, стенку и набор нервюр с приклепанной к ним обшивкой, изготовленные методом химического фрезерования.

Система управления самолетом состоит из ножного, ручного и автопилота с электрогидравлическими рулевыми агрегатами. Проводка управления от педалей - смешанная, а от ручки - жесткая. Отклонение всех органов управления производилось в помощью бустеров, работавших по необратимой схеме.

Шасси самолета - убирающееся, трехопорное, с передним нетормозным колесом размером 570x140 мм. Главные опоры (под консолями крыла) телескопической конструкции при уборке укладывают в ниши крыла.

Гидравлическая система самолета состоит из трех самостоятельных систем: силовой, основной бустерной и дублирующей бустерной. Каждая система имеет отдельные источники питания, группу гидроагрегатов и трубопроводы.

Поскольку запроектированный двигатель не был готов, самолет проходил испытания с двигателем АЛ-7Ф-1 меньшей тяги. Проводка управления выполнена из тросов и тяг. Топливо размещено в двух фюзеляжных баках и четырех крыльевых отсеках. Цельносварной подвесной топливный бак емкостью 930 л подвешивался под фюзеляжем.

На самолете установили радиооборудование, аппаратуру радионавигации и посадки, радиолокации, радионаведения и автопилот АП-28.

В носовой части самолета П-1 разместили батарею из 32 (по проекту 50) АРС-57. Стволы их пусковых устройств закрывались в полете специальными щитками, которые отклонял кран, автоматически управляемый от радиолокационной станции "Пантера".

Проектом предусматривалась подвеска двух ракет К-7 и установка двух пушек калибра 30 мм.

С 12 июля по 22 сентября 1958 г. летчики-испытатели Э.В. Елян и Н.И. Коровушкин провели заводские летные испытания.

Отсутствие запроектированного двигателя привело к прекращению не только летных испытаний, но и дальнейших работ по самолету.

Истребитель-перехватчик Т-37

Работы над всепогодным истребителем-перехватчиком с заводским обозначением Т-37 (рис. 180) начались в 1958 г.

4 июня 1958 г. постановлением правительства было дано задание на постройку самолета-носителя для комплекса перехвата воздушных целей Т-ЗА-9 с исключительно высокими летно-техническими характеристиками.

В состав комплекса средств перехвата входили: самолет Т-ЗА с двигателем Р-15-300 конструкции С.К. Туманского, система наземного наведения "Луч-1", система вооружения с двумя снарядами К-9 с полуактивной системой наведения, система приема и передачи команд, навигации, привода и посадки "Барометр-Л" и система общего государственного опознавания "Кремний-2М".

Рис. 180. Схема самолета Т-37

Комплекс Т-ЗА-9 предназначался для обнаружения, перехвата и поражения воздушных целей днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях на высотах полета цели 10 000...25 000 м и скорости 1000...2500 км/ч. Радиус перехвата воздушной цели на максимальной высоте боевого применения определялся в 400 км.

Комплекс должен был обеспечивать вывод истребителя в переднюю или заднюю полусферу цели, атаку и поражение цели снарядом К-9 под любым ракурсом, как при автоматическом пилотировании самолета, так и при ручном пилотировании. В комплексе Т-ЗА-9 предусматривались автоматические выход истребителя из атаки, привод его на аэродром и посадка с помощью бортового вычислительного устройства (БВУ) и автопилота.

При разработке эскизного проекта (весна 1959 г.) выбрали проверенную аэродинамическую схему типа Т-З...Т-43. Конструкция планера должна была выдержать большие максимальные скорости, высоты и дальности полета при высоких эксплуатационных перегрузках и скоростных напорах, что потребовало от разработчиков поиска многих оригинальных технических решений.

Фюзеляж, составленный из элементарных тел вращения, -типа полумонокок с отсутствием стрингерного набора. Он состоял из головной и хвостовой частей. В носовой части фюзеляжа располагался воздухозаборник изоэнтропического сжатия с неподвижным конусом, регулировка проходного сечения которого осуществлялась подвижной обечайкой. Кабина пилота образована передней и задней стенками, полом и внутренними стенками рукавов канала. В закабинном отсеке установили оборудование, для подхода к которому имелись три люка. Топливный отсек и воздушный канал, проходивший внутри него, выполнили цельносварными из сплава АМгб. Хвостовую часть фюзеляжа, в которой располагались удлинительная труба двигателя с форсажной камерой и тормозной парашют, впервые в практике отечественного самолетостроения сделали цельносварной из титановых сплавов ОТ4 и ВТ6 и стали (из-за высоких температур на поверхности удлинительной трубы и форсажной камеры).

Крыло самолета - треугольной формы в плане с углом стреловидности 60° по передней кромке с относительной толщиной от 4,2 до 4,7 % и углом поперечного V, равным -3°. Его выполнили по трехбалочной схеме с передним лонжероном. В консоли крыла расположили два топливных отсека и нишу основной опоры шасси. Основная часть обшивки крыла - монолитные оребренные панели, а носок крыла - химически фрезерованные листы. Все выполнено из сплава Д19. Каждая консоль снабжена выдвижным щелевым закрылком и элероном с осевой компенсацией.

Хвостовой оперение проектировалось с цельноповоротным стабилизатором и килем с рулем управления. Основная часть обшивки киля и стабилизатора - из прессованных и химически фрезерованных панелей, соединенных с каркасом при помощи клепки и точечной электросваркой.

Управление по всем каналам осуществлялось по необратимой схеме, при помощи бустера; в проводку управления включались механизмы загрузки.

На самолете установили только что разработанный двигатель Р-15-300, крепившийся к головной части фюзеляжа в пяти точках.

Силовая установка охлаждалась продувом отсека двигателя воздухом с использованием скоростного напора. Для этого установили четыре воздухозаборника. Гладкий лист, закрывающий хвостовую часть двигателя, образовывал кольцевой канал, через который проходил воздух из заборников на охлаждение форсажной трубы. Хвостовая часть двигателя образовывала эжектор, регламентировавший расход воздуха на охлаждение.

Топливо для силовой установки размещалось в топливных отсеках фюзеляжа 1 и 2, в мягком баке № 3 и в крыльевых отсеках, где расположили по две сообщающихся между собой емкости в каждой консоли. Предусматривалась возможность установки подвесного топливного бака емкостью 930 л. Общая емкость топливной системы составляла 4800 л. Управление двигателем -жесткое, из системы тяг, двигавшихся в направляющих рамках.

Для аварийного покидания самолета летчиком на Т-37 установили катапультируемое кресло с каскадом парашютов. Экипировку летчика составляли компенсирующий костюм и герметический шлем.

Истребитель был вооружен двумя реактивными самонаводящимися снарядами К-9-51 класса "воздух - воздух" разработки ОКБ (заводской шифр Р-38). Снаряды подвешивали на пилонах АПУ-28 под консолями крыла.

Для выполнения задач перехвата противника, прицеливания и атаки на самолете установили: бортовую аппаратуру радионаведения самолета с земли "Лазурь", работавшую в системе наведения "Воздух-1" или "Луч-1", радиолокационный прицел ЦП-1, сопряженный с радиолокационной головкой снарядов К-9, и систему пуска снарядов.

Радиолокационный прицел ЦП-1 выполнял поиск цели и совместно с аппаратурой опознавания СРЗО-2 ("Хром-Никель") проверял государственную принадлежность самолета. Выбрав цель для атаки, станция ЦП-1 автоматически производила захват цели и ее сопровождение. На дистанции разрешенной стрельбы ЦП-1 давал команду на пусковую систему снарядов К-9.

При рабочем проектировании и постройке самолета Т-37 в его конструкцию были внесены некоторые изменения. В носовой части фюзеляжа внутри воздухозаборника установили трехступенчатый конус, увеличили противопомпажные створки. Планировавшиеся воздухозаборники для охлаждения форсажной трубы заменили на сопловую часть эжекторного типа. С такими изменениями рабочие чертежи были переданы на авиационный завод им. В.П. Чкалова (г. Новосибирск) для запуска машины в серийное производство.

К февралю 1960 г. самолет находился в стапелях. Несмотря на это по решению ГКАТ все работы по этой теме были прекращены, самолет вынут из стапелей, разрезан и отправлен на металлолом.

Таблицы к главе 7