Истребитель-перехватчик су-15 (первый).

Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Первый полет: 1949 г.Истребитель-перехватчик су-15 (первый).

Из опыта создания первых реактивных истребителей вывод, что для роста скорости самолета лишь одного повышения тяги двигателя не хватает. Нужно кроме этого изменение аэродинамической компоновки самолета. Снизить его лобовое сопротивление при полете на громадных околозвуковых скоростях возможно было, применив более узкий профиль крыла и придав крылу стреловидную форму в плане.

С 1946 года в ЦАГИ, совместно с ведущими ОКБ, начались крупномасштабные опыты в аэродинамических трубах Т-104 и Т-106 по изучению обратной крыльев стреловидности и характеристик прямой, и поиск мер борьбы с недочётами этих схем.

Такая работа проводилась и в ОКБ П.О.Сухого. Сохранился протокол совместного заседания представителей завода № 134 П.О.Сухого и И.Е.Баспавского, и сотрудников ЦАГИ С.А.Христиановича, А.А.Дородницына, П.П.Красильщикова, Г.П.Свищева, А.И.Сильмана, В.В.Струминского и Б.А.Ушакова, прошедшего в ЦАГИ 21 апреля 1947 года. На заседании был рассмотрен последовательность вопросов.

Обсуждая один из них: «О советы схемы самолета-перехватчика с большой скоростью, соответствующей М=0,87», решили: «…Безотлагательно провести в трубе Т-106 опробования мотогондол на крыле с обратной стреловидностью. …На базе этих опробований… выдать советы по схеме самолета-перехватчика (с крылом с обратной стреловидностью) с двумя двигателями «Дервент».

…Выдать советы по схеме самолета-перехватчика (G=4800Kr, S=21M2) с одним двигателем «Нин»:
-с крылом с обратной стреловидностью…
-с крылом с прямой стреловидностью…».

Данные исследований и накопленный наряду с этим опыт разрешили коллективу ОКБ приступить к проектированию собственного первого истребителя со стреловидным крылом.

В соответствии с распоряжением Совета Министров СССР от 11 марта 1947 года, утвердившим замысел умелого строительства самолетов на 1947 год, П.О.Сухому предписывалось спроектировать и выстроить истребитель-перехватчик с двумя турбореактивными двигателями «Дервент V» с герметической кабиной, со следующими данными:
«-Большая скорость у почвы — 1050 км/ч
-Большая скорость на высоте 5000 м — 1000 км/ч
-Время подъема на 5000 м — 2,5 мин
-Время подъема на 10000 м- 6,5 мин
-Разбег — 700 м
-Пробег — 400 м
-Дальность полета на высоте 10000м: на скорости 800км/ч — 1600 км
-Большая дальность с дополнительными баками — 2000 км
-Практический потолок — 15000 м
-Оружие — 3 пушки калибра 37 мм

Самолет выстроить в двух экземплярах и сдать первый экземпляр на национальные опробования в июле месяце 1948 года…»

В марте приступили к эскизному проектированию и по окончании анализа последовательности схем остановились на средне-замысле со оперением и стреловидным крылом, с размещением двигателей в фюзеляжа. Наряду с этим повторение компоновочной схемы самолета МиГ-9 было отвергнуто конструкторами, поскольку из-за громадного диаметра центробежного компрессора двигателя Dervent-V существенно возрастало лобовое сопротивление самолета.

В ОКБ приняли очень остроумное ответ, расположить двигатели не рядом, а последовательно, тандемно. Подобная схема разрешила взять меньший мидель фюзеляжа и полностью применять эффект стреловидного крыла. Самолет взял заводской шифр «П» и обозначение Су-15 (первый с таким заглавием).

Подобную схему размещения двигателей применили в ОКБ А.И.Микояна для перехватчика И-320 (первый полет 16 апреля 1949 года) и в ОКБ С.А.Лавочкина для перехватчика «200» (первый полет 9 сентября 1949 года).

В последних числах Апреля Главком ВВС утвердил ТТТ к истребителю-перехватчику Су-15, в соответствии с которым он предназначался для ведения активного воздушного боя с самолетами соперника, для уничтожения самолетов-разведчиков, самолетов-снарядов, беспилотных самолетов, и для отражения налетов авиации соперника в совокупности ПВО. Заданные в ТТТ высокие значения скороподъёмности и максимальной скорости, и требования по обеспечению долгого горизонтального полета при одном отказавшем двигателе заставили расширить энерговооруженность самолета. П.О.Сухой решил заменить двигатель Dervent-V (Р=1590 кгс) на РД-45 (Р=2040 кгс).

Как мы знаем, что летом 1946 года правительство СССР разрешило Министерству авиационной индустрии закупить в Англии 10 экземпляров ТРД Dervent-V и Nene-I компании Rolls-Royce. И уже 2 февраля 1947 года Совет Министров СССР своим распоряжением обязал главного конструктора завода № 45 В.Я.Климова предъявить на национальные опробования в декабре 1947 года двигатель РД-45, созданный на базе Nene-I, а помощника главного конструктора завода № 500 В.М.Яковлева предъявить на госиспытания к указанному сроку двигатель РД-500, созданный на базе Dervent-V.

Эскизный проект перехватчика Су-15 завершили во второй половине 40-ых годов двадцатого века и в последних числах Января 1948 года предъявили для анализа в ГК НИИ ВВС. Проект был одобрен, но главному конструктору предписывалось в ходе постройки самолёта и изготовления макета устранить недочёты, отмеченные в Заключении.

В последних числах Февраля рабочая группа разглядела представленный ей макет самолета Су-15 и с некоторыми трансформациями утвердила его.

В середине марта приступили к постройке умелого экземпляра самолета. Месяцем раньше был заложен планер для статических опробований. В ходе постройки умелого экземпляра самолета ритм работ много раз нарушался из-за многих неприятностей, потребовавших собственного разрешения совместно с НИИ-17, ВИАМ, ЦИАМ, к тому же ЦАГИ два раза менял собственные советы по профилям стреловидного крыла.

Все это ставило под угрозу сроки завершения работ. В июне изготовили статический экземпляр самолета и передали на опробования.

В первых числах Июня 1948 года советское правительство решило «…сократить предусмотренные бюджетом на 1948 год затраты на умелые и научно-исследовательские работы по авиапромышленности на 800 миллионов — 1 миллиард рублей…». Это решение послужило предлогом к ликвидации умелых фабрик и ОКБ, возглавляемых И.В.Четвериковым, П.В.Цыбиным, С.М.Алексеевым, М.М.Пашининым, Р.Л.Бартини, В.К.Грибовским, Г.И.Бакшаевым, И.Ф.Незвалем, Н.И.Камовым, Н.Д.Кузнецовым, В.С.Нитченко, С.А.Аксютиным, А.И.Мужиловым, и прекращению работ по созданию нескольких НИИ и Южной испытательной базы. Помимо этого, была скорректирована тематика замысла умелого самолетостроения на 1948 год по всем оставшимся ОКБ.

12 июня Совет Министров СССР своим распоряжением утвердил замысел умелых работ по МАП на 1948 год, в соответствии с которому П.О.Сухому надлежало:

«…Выстроить истребитель-перехватчик с двумя двигателями РД-45, радиолокатором и герметической кабиной, со следующими данными:
-Большая скорость у почвы — 1050км/ч
-на высоте 5000 м — 1000км/ч
-Время подъема на высоту 5000 м — 2,0мин
-10000 м — 5,5мин
-Дальность полета на высоте 10000м со скоростью 800км/ч
-обычная — 1600км
-с подвесным баком — 2000км
-Разбег — 450м
-Пробег — 550м
-Практический потолок — 15000м
-Оружие: 2 пушки калибра 37мм (Проработать установку третьей пушки калибра 37мм на втором экземпляре самолета)
-Экипаж — 1 чел.

Самолет выстроить в двух экземплярах и первый экземпляр предъявить на национальные опробования в ноябре 1948 года…»

В последних числах Сентября завершилось изготовление умелого экземпляра самолета, а 8 октября он был перевезен на аэропорт ЛИИ МАП. В ходе подготовки Су-15 к летным опробованиям проявился последовательность недостатков, мешающий выпуску самолета в атмосферу. самые существенные из них:
-Замедленное растормаживание главных колес шасси (10 с при норме 1-2 с)
-Нечеткая работа совокупностей при аварийном выпуске шасси.

На устранение этих недостатков ушло 14 дней.

В последних числах Октября с целью проведения летных опробований была назначена бригада в составе ведущего летчика-испытателя — летчика ЛИИ МАП Г.М.Шиянова, второго летчика-испытателя — летчика завода № 134 В.А.Котилко, ведущего инженера Н.Н.Каштанова, бортмеханика Л.А.Забалуева, мотористов И.Н.Осипенково и В.В.Конторкина. Забегая вперед, направляться подчернуть, что по различным обстоятельствам В.А.Котилко участия в опробованиях самолета Су-15 не принимал.

23, 25 ноября и 2 сентября были выполнены рулежки, а 10 ноября при попытке осуществления первого взлета самолет потерпел аварию. При разбеге самолета, из-за появления громадных упрочнений на ручке управления от рулей высоты в момент отрыва (У=250 км/ч), Г.М.Шиянов прекратил взлет. Самолет выкатился за пределы ВПП и попал в канаву, в следствии были сломаны опоры шасси, повреждены щитки колес, створки контейнера тормозного парашюта, съемная крышка нижнего люка и закрылок левой консоли крыла, нуждался в переборке и передний двигатель РД-45.

В середине декабря ремонт самолета был закончен, но из-за отсутствия переднего двигателя работа приостановилась. Эта задержка заставила К.А.Вершинина обратиться к П.В.Дементьеву с напоминанием о том, что: «…Снятый с самолета и направленный для переборки на завод № 45 двигатель РД-45 сейчас еще не взят.

Строительство 2-го экземпляра самолета производится очень медлительно (начата лишь стапельная сборка фюзеляжа) из-за громадной загруженности завода № 134 договорными работами для завода № 340 МинСудп-рома, для университета резиновой индустрии, для аэроклуба им.Чкалова и др. организаций.

Прошу Вас принять нужные меры по ускорению заводских летных опробований 1-го экземпляра и по ликвидации большого отставания в постройке 2-го летного экземпляра самолета».

Незадолго до нового 1949 года самолет был полностью собран и в первых числах Января началась наземная подготовка к первому полету.

11 января 1949 года Г.М.Шиянов поднял самолет Су-15 в атмосферу. Первые полеты распознали недоведенность гидросистемы, что не снабжало выполнение и надёжную эксплуатацию самолёта ТТТ. Помимо этого, эффективность элеронов на малых скоростях не укладывалась в принятые нормы, а выпуск тормозных щитков создавал громадной пикирующих момент.

Работы по устранению этих недочётов растянулись до конца опробований.

К тому же в ряде полетов, начиная с седьмого, наблюдалась малый тряска самолета, появлявшаяся при М0,87. По мере увеличения числа М интенсивность тряски пара возрастала, достигая максимума при М=0,94, а при еще громадных значениях М — ослабевала. Эта тряска носила мягкий темперамент и на рулях практически не ощущалась.

Для обнаружения ее обстоятельств испытатели совместно со экспертами лаборатории № 3 ЦАГИ установили контрольно-записывающую аппаратуру (КЗА). В нескольких полетах были взяты осциллограммы колебаний хвостового оперения, крыла и элеронов. Анализ их результатов свидетельствовал о том, что вибрации носили нерегулярный темперамент, наряду с этим оперение фактически не вибрировало, а большая амплитуда вибрации концевых частей консолей не превышала 1,5 мм.

Одновременно с этим обработка полетных данных продемонстрировала, что вибрации указанного характера появлялись независимо от величины скоростного напора и лишь после достижения определенного значения числа М. Приборная скорость начала происхождения вибраций изменялась в диапазоне от 570 до 830 км/ч. При достижении тех же приборных скоростей, но при меньших числах М тряска не наблюдалась.

К концу мая были распознаны главные летно-тактические характеристики самолета, и оставалось сделать 12-15 полетов для их корректировки, которая связана с установкой переднего форсированного двигателя РД-45Ф (Р=2270 кгс), задний РД-45Ф установили в начале года. С этими двигателями планировалось достигнуть М=1,02.

В связи с затянувшимися заводскими опробованиями самолета Су-15 и для ускорения сдачи его на госиспытания, приказом МАП от 28 мая 1949 года вторым летчиком-испытателем был назначен летчик ЛИИ МАП С.Н.Анохин.

В очередном полете 2 июня, С.Н.Анохин, делая разгон самолета на высоте 5000 м при скорости 790 км/ч, нашёл подергивание педалей, перешедшее на скорости 805 км/ч в неспециализированную тряску самолета. При уменьшении скорости до 780 км/ч тряска закончилась. Данный режим не был зафиксирован КЗА, поскольку летчик не включил самописцы.

Разбирая полет, эксперты заключили , что эта тряска не может быть связана с числом М, поскольку в прошлых полетах при скорости 805 км/ч на высоте 5000 м и при М=0,86 тряска отсутствовала. Нужен был повторный полет.

На следующий сутки (3 июня) при исполнении этого режима скорость была доведена до 825 км/ч, но тряска, имевшая место незадолго до, не повторилась. С.Н.Анохин приступил к исполнению следующего пункта полетного задания — разгон до большой скорости на высоте 2000 м. Вот как он обрисовывает данный полет в донесении, представленном аварийной рабочей: «…снизившись до высоты 2000 м, я довел скорость до 400 км/ч по прибору… и начал делать вторую площадку… В районе Воскресенска самолет достиг скорости 870 км/ч, сейчас показалась тряска педалей управления рулем направления, которая мгновенно передалась на самолет.

Я сразу же убрал сектор управления двигателем всецело, но тряска не провалилась сквозь землю, а достигла еще большей частоты. Я надавил кнопку рации… и передал на старт, что самолет вошел во флаттер…, самолет же вел по горизонту, не создавая ему перегрузок. Через некое время частота тряски уменьшились, но амплитуда колебаний возросла и сопровождалась большими ударными нагрузками на всю конструкцию самолета.
Стрелки устройств послетали, и мне казалось, что вся приборная панель разрушилась. Правый пульт тумблеров начал очень сильно искрить, кабина наполнилась запахом горелой резины. Скорость самолета достигла малой величины… Он шел со понижением, руль высоты был взят на себя полностью, по всей видимости, самолет пребывал в режиме парашютирования.

Тряска не прекращалась. Тогда я увеличил обороты двигателей (дав сектора в среднее положение); через маленький временной отрезок тряска опять достигла прошлой высокой частоты. Я опять убрал сектора, и тряска приняла второй темперамент (частота колебаний уменьшилась). Тогда я отключил бустерное управление, тряска не прекращалась, а упрочнения от рулей стали большими, было нужно опять включить бустерное управление.

Я пробовал расширить поочередно обороты заднему и переднему двигателям, но это не поменяло положения. От тряски фонарь открылся и остался в полуприподнятом положении. За этим кабина самолета начала наполняться дымом.

Я решил покинуть самолет, поскольку положение стало катастрофическим.

Воспользоваться катапультой я не решился, т.к. наряду с этим фонарь сбрасывался отсосом потока и он имел возможность не спрыгнуть благодаря вероятного в таких условиях заклинения. Закрыв стоп-краны, я отстегнул ремни, легко потянул за рукоятку аварийного сброса фонаря. Фонарь сорвало, но я был отвязан и катапультироваться уже было поздно.

В то время, когда я бросил управление, самолет быстро отправился на шнобель. Зацепившийся за кабину, парашют некое время держал меня у фюзеляжа самолета, но с ростом скорости меня сорвало. Парашют открылся, примерно, на высоте 600 м.

С момента происхождения тряски и до покидания самолета все управление самолетом трудилось нормально. Самолет слушался рулей. Управление не вырывало…».

Самолет упал недалеко от населённого пункта Бронницы, разрушился и частично сгорел. (Как сообщают свидетели, дым и огонь в полете не наблюдались).

По «горячим» следам была назначена аварийная рабочая группа под руководством М.А.Тайца, в которую вошли представители разных учреждений и организаций МАП: Я.М.Пархомовский, А.С.Качанов, А.А.Головин, В.С.Степин, Н.Г.Зырин, а для консультаций привлекались М.М.Громов, М.В.другие специалисты и Келдыш. В следствии совершённой работы рабочая группа не смогла распознать обстоятельств тряски, повлекшей за собой аварию самолета, а ограничилась только версиями, о чем свидетельствуют выдержки из аварийного акта:

«…Вполне возможно можно считать, что начало происхождения вибраций в последнем полете позвано обстоятельствами, которые связаны с аэродинамическими действиями, правильнее, с величиной скоростного напора, что в данном полете…был громаднейшим за время летных опробовании самолета.

Но, как мы знаем, при происхождении вибраций, которые связаны с аэродинамическими действиями, уменьшение скорости на 100-150 км/ч постоянно является достаточным для полного прекращения появившихся и развившихся вибраций…

Так как в данном полете летчику удалось снизить скорость самолета в 3,5 раза — от 870 км/ч до ~250 км/ч, а тряска самолета не закончилась, возможно высказать предположение, что или благодаря появившихся вибраций, или независимо от них случилось нарушение обычной работы одного из двигателей либо конструкции самолета, явившейся тем неизменно действующим причиной, что поддерживал вибрации самолета в столь широком диапазоне скоростей. Установить темперамент этого нарушения по анализу двигателей и обломков самолёта не представляется вероятным.

Обстоятельствами происхождения вибраций на скорости Vпр=870км/ч могли быть вихреобразования, которые связаны с аэродинамическим срывом с каких-либо элементов самолета либо автоколебания совокупности гидроусилитель -руль направления. Подлинная обстоятельство происхождения вибраций возможно установлена лишь по окончании особых изучений.

Нужно считать очень маловероятным, дабы обстоятельством происхождения тряски являлся флаттер, потому, что, как мы знаем из опыта, развитие вибраций при флаттере происходит существенно резче, чем это было в данном полете. Помимо этого, руль направления был перебалансирован, в то время, как для предотвращения флаттера достаточна полная весовая балансировка».

Напоследок было отмечено, что: «…Рабочая группа считает необходимым:
-Широко развернуть теоретические и экспериментальные иследования влияния работы обратимого бустерного управления на вибрационные особенности самолета.
-Усилить в ЛИИ и ЦАГИ систематические изучения малоизученных типов вибраций, видящихся в ряде опробований умелых самолетов при больших значениях и больших скоростях числа М.
-Внедрить в практику летных опробований умелых самолетов использование устройств с бронированными кассетами и телеметрических способов измерения… …при опробовании дублера самолета Су-15 переход в ходе летных опробований на числа М больше 0,92 и при Vnp 850км/ч обязан производиться по окончании проведения особых изучений по обнаружению обстоятельств тряски…».

На момент аварии программа заводских опробований была выполнена на 92%. Неспециализированный налет составил 20 ч. 15 мин. Из 42 полетов Г.М.Шиянов выполнил 38, а С.Н.Анохин — 4, не считая полет 3 июня.

Что касается второго экземпляра («дублера») истребителя-перехватчика Су-15, то работы по нему были прекращены в декабре 1948 года и во второй половине 40-ых годов XX века не возобновлялись, при неспециализированной готовности — 42%. без сомнений, авария самолета Су-15 послужила одной из обстоятельств, повлекших за собой ликвидацию ОКБ П.О.Сухого во второй половине 40-ых годов XX века.

Во выполнение ответа макетной рабочей группе в ОКБ разрабатывался эскизный проект двухместного учебно-тренировочного варианта истребителя-перехватчика Су-15. В соответствии с ТТТ, утвержденным Главкомом ВВС 16 июля 1948 года, он предназначался для тренировки и обучения летчиков в боевом применении и технике пилотирования истребителя-перехватчика.

От собственного прототипа Су-15УТ отличался двухместной вооружением и негерметичной кабиной, складывающимся из одной пушки Н-37 с боекомплектом в 20 патронов и пулемета УБ кал. 12,7-мм с боекомплектом в 100 патронов. О состоянии работ по данному проекту сведений не имеется.

Вторым незавершенным проектом можно считать модификацию самолета Су-15 в вариант истребителя сопровождения. В первых числах Июня 1948 года основной инженер ВВС обратился к С.А.Лавочкину, А.И.Микояну и П.О.Сухому прося сказать собственные мысли о возможности модификации проектируемых ими истребителей-перехватчиков в истребители сопровождения, с сохранением Ltd, вооружения и оборудования, но с увеличенной до 3000 км дальностью полета на высоте 10000 м.

Через 20 дней пришел ответ от П.О.Сухого, что информировал, что: «Модификация стоящего в плане моего КБ самолета-перехватчика в истребитель сопровождения вероятна при условии переделок, вызываемых повышением горючего до 5000 кг, считая а также 1 000 кг в подвесном баке. Главная переделка — удлинение фюзеляжа в зоне его цилиндрической части для размещения горючего.

При сохранении вооружения и оборудования всецело по самолету-перехватчику, вес истребителя сопровождения будет порядка 12500 кг, при взлетной нагрузке на крыло порядка 300кг/м2 самолет будет иметь следующие эти с РД-45:
-Большая скорость у земли — 1070 км/ч
-без подвесного бака на Н=5000 — 1040 км/ч
-Дальность — 3000 км при Vпр-600-800км/ч на Н=10000м
-Дальность до опорожнения подвесного бака — 400 км
-Высота — 14000 м
-Длина разбега без ускорителей — 625 м

С целью проведения опробований целесообразно не переделывать существующий экземпляр перехватчика, а изготовить новый по своим III. Вследствие этого на опробования возможно подан истребитель сопровождения в варианте одноместном либо, в случае если это будет признано нужным, в двухместном варианте».

И.В.Марков переадресовал письмо в Авиатехнический комитет (АТК) ВВС для анализа. Этот вариант модификации Су-15 был рассмотрен и одобрен комитетом, но глава АТК генерал ИАС А.Н.Пономарев высказал собственные сомнения по поводу целесообразности его реализации, аргументируя это тем, что:

«…Потому, что модификация перехватчика в истребитель сопровождения не указана в распоряжении Совета Министров от 12 июня 1948 года, то т. Сухой на данный момент, ввиду отсутствия средств, может ограничиться лишь эскизной проектировкой.

В связи с тем, что производство завода № 134 загружено 1-м и 2-м экземплярами истребителя-перехватчика…, учитывая, что т. Сухой еще не приступил к эскизной проектировке экспериментального истребителя по замыслу 1948 года — не нужно на данный момент ставить вопрос о модификации…». Основной инженер ВВС согласился с этими аргументами. Вопрос был исчерпан.

Но в ОКБ работа по вариантам модификации Су-15 до тех пор пока длилась, и в последних числах Июля П.О.Сухой направил управлению ВВС дополнительные предложения: «…мною эскизно рассмотрены два варианта истребителя сопровождения с дальностью 3000 км. Первый является малого модификацию моего истребителя с 2 РД-45, в которой количество горючего возрастает до 5000 кг за счет трансформации сечений воздухопроводов двигателей, соответствующего повышения фюзеляжных применения и баков подвесного бака на 1500 кг. Дублер самолета-перехватчика строится с поменянными сечениями воздухопроводов.

Второй вариант есть модификацией того же истребителя-перехватчика с заменой двух двигателей РД-45 одним ТР-3 и полным трансформацией формы фюзеляжа. Нужное для дальности 3000км количество горючего 4700кг в этом варианте всецело размещается в фюзеляже.»

Первый отечественный истребитель-перехватчик Су-15 воображал собой одноместный цельнометаллический среднеплан реданной схемы.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. Силовой комплект складывался из 42 шпангоутов, четырех лонжеронов, обшивки и стрингеров. Эксплуатационно фюзеляж разделялся на две части: головную (ГЧФ) и хвостовую (ХЧФ), стыкующиеся между собой в плоскости шпангоутов № 31 и № 32 при помощи болтовых соединений.

В ГЧФ размещались: воздухозаборник, бортовая РЛС, герметическая кабина, ниша передней опоры шасси, передний двигатель, топливные баки, главная часть агрегатов совокупностей оборудования самолета и его оружие. Неспециализированный лобовой воздухозаборник разделялся на два канала, один из которых подводил воздушное пространство к переднему двигателю, а второй — к заднему. Над воздухозаборником, в обтекателе из полистирола, помещалась антенна БРЛС «Торий-2».

Из-за принятого размещения воздушных каналов гермокабина была пара перемещена влево от оси симметрии фюзеляжа.

В ХЧФ размещался задний двигатель, а по бортам — два воздушных тормозных щитка неспециализированной площадью 1,21м2.

Крыло — свободнонесущее с углом стреловидности 35° по линии хорд, установочным и 1° отрицательным углом поперечного «V» 0°40?. Корневой профиль ЦАГИ С-7с-12, концевой — СР-3-12. Крыло складывалось из двух консолей, стыкующихся с фюзеляжем по шпангоутам №№ 13, 17, 20.

Помимо этого, обшивка крыла крепилась к фюзеляжу стыковочными уголками. Каркас каждой консоли складывался из лонжерона, двух дополнительных стенок, стрингеров, литых носков, обшивки и набора нервюр.

Механизация крыла включала элероны с внутренней компенсацией и выдвижные закрылки.

Хвостовое оперение стреловидное (Х=35°), складывалось из киля с рулем стабилизатора и поворота с рулем высоты. Киль однолонжеронной конструкции со набором стрингеров и вспомогательной балкой и нервюр был выполнен из двух частей. Нижняя воображала единое целое с фюзеляжем, а верхняя, съемная, крепилась при помощи болтов.

Для устранения экранного результата верхняя часть киля (от 7-й нервюры), под которой размещалась антенна радиостанции, имела древесную конструкцию. Руль поворота однолонжеронный с весовой балансировкой крепился в трех точках. Углы отклонения руля поворота ±30°. Стабилизатор складывался из двух половин, силовой каркас каждой включал: главной лонжерон, разрезанный по оси симметрии, два вспомогательных и комплект нервюр. Стабилизатор крепился к килю болтами.

Руль высоты складывался из двух половин, соединенных между собой карданным валом. Любая добрая половина подвешивалась в трех точках и имела триммер. Углы отклонения руля высоты: +30°, -20°.

Шасси — трехколесное с носовым колесом. Передняя опора рычажного типа убиралась в фюзеляж по потоку. Главные опоры балочного типа убирались в крыло по направлению к фюзеляжу, наряду с этим колеса поворачивались относительно опор на 90 градусов и размещались в фюзеляже вертикально. В убранном положении ниши шасси закрывались щитками и створками, а опоры фиксировались механическими замками.

В выпущенном положении опоры фиксировались гидравлическими и шариковыми замками. На передней опоре устанавливалось нетормозное колесо размером 580х240А, а на главных — двухкамерные тормозные размером 900?275.

Для сокращения пробега при посадке на самолете было установлено тормозное парашютное устройство складывающееся из:
-контейнера тормозного парашюта;
-тормозного парашюта (S =26,2 м2);
-соединительного троса;
-замка тормозного парашюта;
-совокупности управления.

Совокупность управления самолетом — смешанная. Управление элеронами и рулём высоты — твёрдое, рулем поворота до разъема фюзеляжа — дублированное тросовое, а в хвостовой части — твёрдое. Управление триммерами руля и элерона высоты — электромеханическое.

В проводку управления элеронами и рулём высоты были включены по обратимой схеме бустерные механизмы, питание которых осуществлялось от отдельной гидросистемы. Помимо этого, предусматривалась возможность установки бустерного механизма в проводку управления рулем поворота. Бустерные механизмы, изготовленные на заводе № 279 (главный конструктор и директор Т.М.Башта), конструктивно отличались друг от друга формой кронштейна крепления.

Гидравлическая совокупность складывалась из двух свободных систем: силовой и бустерной. Любая имела независимый источник питания — два гидронасоса с приводом от ТРД. Рабочее давление в главной гидросистеме 120-150 кгс/см2, а в бустерной — 42-65 кгс/см2.

Рабочая жидкость — смесь, складывающаяся из 50% спирта и 50% глицерина. Силовая гидросистема предназначалась для выпуска и уборки шасси, закрылков, тормозных щитков, торможения главных колес, а бустерная лишь для обеспечения работы бустеров.

Пневматическая (аварийная) совокупность служила для аварийного выпуска шасси и закрылков. Рабочее тело — сжатый воздушное пространство, давление в совокупности 150 кг/см2, емкость баллона 10 л (шп.4).

Силовая установка складывалась из двух ТРД РД-45Ф, расположенных в ГЧФ и ХЧФ. Ось переднего двигателя имела наклон по отношению к строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), равный 8°13?, а ось заднего -параллельна СГФ. Подвод воздуха к двигателям осуществлялся по воздушным каналам, составлявшим единое целое с каркасом фюзеляжа и входившим в его силовую схему. Для обслуживания переднего двигателя предусматривались последовательность люков, а для монтажно-демонтажных работ — съемная панель.

Для осмотра верхних камер сгорания переднего двигателя он имел возможность поворачиваться в подшипниках главного крепления. демонтаж и Монтаж заднего двигателя осуществлялся по окончании отстыковки ХЧФ, а его обслуживание — через люки в ХЧФ.

Противопожарная совокупность предназначалась для локализации пожара при нарушении целостности камер сгорания и складывалась из:
-защитного кожуха (на каждом двигателе);
-18 биметаллических датчика пожара (по 9 на каждом двигателе);
-сигнальной лампы «Пожар»;
-баллона с углекислотой, снабженного двумя пирозатворами;
-двух кольцевых коллекторов подачи углекислоты.

Топливная совокупность включала в себя: 4 мягких топливных бака неспециализированной емкостью 2875л, клапанные коробки, блок электромагнитных кранов, насосы подкачки. Предусматривалась возможность подвески дополнительного бака емкостью 875л. Топливные баки были разбиты на две группы: переднюю и заднюю. Выбранный порядок выработки горючего снабжал нужный диапазон центровок от взлета до посадки самолета.

Горючее — керосин.

Герметическая кабина вентиляционного типа технологически была выполнена в виде отдельного агрегата, что вкладывался в ГЧФ и крепился спец.узлами. Верхняя часть кабины имела фонарь, складывающийся из неподвижного козырька, откидной части и закабинного обтекателя. Остекление откидной части и боковые стекла козырька были выполнены двойными.

Межстекольное пространство через силикагелевые патроны соединялось с кабиной. Для поддержания в гермокабине нужных условий жизнедеятельности летчика она была снабжена:
-совокупностью автоматического регулирования давления;
-совокупностью наддува и вентиляции с ручной регулировкой температуры воздуха;
-совокупностью вентиляции наружным воздухом (до Н=2000м) за счет скоростного напора;
-совокупностью герметизации фонаря.

Спасение летчика в аварийных обстановках обеспечивалось катапультируемым креслом шторочного типа, созданного в ОКБ П.О.Сухого.

Оружие складывалось из двух пушек Н-37, расположенных на правом и левом борту ГЧФ. Суммарный боезапас составлял 110 патронов. Гильзы и звенья при стрельбе планировали в особых отсеках под пушками.

Совокупность управления огнем электрическая, а перезарядки — электропневматическая. Наведение на цель и прицеливание осуществлялось при помощи РЛС «Торий», а контроль — фотокинопулеметом С-13.

Оборудование имело следующий состав:

Электрооборудование складывалось из электросети и источников электроэнергии, в которую входили: защиты и аппаратура регулирования, коммутационная аппаратура, электропроводка и электроразъемы. Главными источниками электричества помогали два генератора постоянного тока ГС-3000, а аварийным — аккумулятор 12А-30.

Радиооборудование: УКВ-радиостанция 12РСУ-10 «Кура»; радиополукомпас РПКО-10; ответчик опознавания «Барий»; радиолокационная станция «Торий».

Пилотажно-навигационные устройства: авиагоризонт; комбинированный указатель скорости КУС-1200; высотомер динамический ВД-15; вариометр ВР-3-75; М-метр М-0,95; индикатор РПКО-10; индикатор «Торий; часы АВРМ.

Устройства систем и контроля двигателей: тахометры; указатели температуры; манометры; сигнальные лампы.

Высотное и кислородное оборудование: указатель перепада и высоты давления УВПД; указатель расхода воздуха РВ-1; кислородный прибор КП-14; кислородная маска КШ-10; индикатор кислорода ИК-14; кислородный баллон 4л; манометр М-12; кислородный редуктор КР-14; запорный вентиль.

По ТТТ броневая защита предусматривалась лишь от атак в переднюю полусферу (ППС) и включала: передний щит толщиной 18мм; верхний щит толщиной 12мм; бронестекло толщиной 100мм.

Использование крыльев со стреловидностью 35 градусов снабжало только приближение к скорости звука. Следующим шагом должен был стать переход к звуковым и сверхзвуковым скоростям полета. Изучения, совершённые в аэродинамических трубах ЦАГИ, продемонстрировали, что повышение стреловидности до 45-55° позволяет безопасно с допустимым волновым сопротивлением перейти через скорость звука.

Для контроля главных аэродинамических черт, взятых в трубах Т-106М и Т-112, нужны были летные опыты на летающих экспериментальных самолётах и моделях.

ЛТХ:

Модификация: Су-15
Размах крыла, м: 12,87
Протяженность, м: 15,44
Высота, м:
Площадь крыла, м2: 36,00
Масса, кг
-безлюдного самолета: 7409
-обычная взлетная: 10437
Тип двигателя: 2 х ТРД РД-45Ф
Тяга, кгс: 2 х 2270
Большая скорость, км/ч
-на высоте: 1045
-у почвы: 1032
Практическая дальность, км: 1600
Боевая дальность, км: 1050
Макс. скороподъемность, м/мин: 2000
Практический потолок, м: 15000
Экипаж: 1
Оружие: 2 х 37-мм пушки Н-37 (с боезапасом — 110 снарядов).

Истребитель-перехватчик Су-15 (первый).

Истребитель-перехватчик Су-15 (первый).

Истребитель-перехватчик Су-15 (первый).

Приборная панель самолета Су-15(первый).

Су-15 (первый). Рисунок.

Компоновочная схема самолета Су-15 (первый).

Компоновочная схема самолета Су-15 (первый).

Дублер самолета Су-15 (первый). Схема.

.

.

Перечень источников:
В.Б.Шавров. История конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг.
Б.Л.Симаков. Самолеты страны Советов. 1917-1970.
Космонавтика и Авиация. Владимир Проклов. Истребители Су-15 и Су-17.
Полигон. Николай Гордюков. Первые реактивные истребители Сухого.

ЗАБЫТЫЕ САМОЛЁТЫ… Су-15 посвящается…

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:

  • Истребитель-бомбардировщик су-11 (первый).

    Разработчик: ОКБ Сухого Страна: СССР Первый полет: 1947 г. По распоряжению правительства от 26 февраля 1946 года одноместный истребитель с двумя…

  • Истребитель-бомбардировщик су-9 (первый).

    Разработчик: ОКБ Сухого Страна: СССР Первый полет: 1946 г. Опыт применения на боевых самолетах ВРД и ЖРД-ускорителей в комбинации с поршневыми…

  • Истребитель-перехватчик як-7пд.

    Разработчик: ОКБ Яковлева Страна: СССР Первый полет: 1942 г. Як-7ПД — это высотный истребитель-перехватчик, специально предназначенный для применения в…

  • Опытный истребитель-перехватчик p.z.l. p.1. польша

    Первым самолетом, созданным сравнительно не так давно основанным национальным авиационным заводом, был истребитель-перехватчик P.Z.L. P.1. Разработка…

  • Опытный истребитель vought xf8u-3 crusader iii. сша

    История авиации – как прошлого, так и настоящего, – знает много случаев, в то время, когда успешная и в то время непревзойденная конструкция, на создание…

  • Истребитель ла-9.

    Разработчик: ОКБ Лавочкина Страна: СССР Первый полет: 1946 г. Из-за недоведенности двигателя АШ-83 ОКБ-301 переключилось на разработку самолета «126» с…