СУ-7
Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Первый полет: 1955
Тип: Фронтовой истребитель
Согласно Постановления от 8 августа 1953 года ОКБ-1 надлежало разработать сразу несколько машин несколько различавшегося назначения - фронтовой истребитель и истребитель-перехватчик, каждый в двух вариантах - со стреловидным и с треугольным крылом. Вариационный набор компоновок был обусловлен недостаточными в ту пору представлениями об оптимальных аэродинамических схемах машин для высоких сверхзвуковых скоростей. Ожидать появления необходимой теоретической базы для конструкторских работ было непозволительной роскошью, а всё, что могли тогда сказать специалисты по аэродинамике и динамике полета в отношении сверхзвука, заключалось в ожидаемых достоинствах крыла большой стреловидности и крыла треугольной формы. Таким же образом поступили и в ОКБ-155 А.И. Микояна, получившим аналогичное задание на сверхзвуковой истребитель, где строились два опытных образца - Е-2 со стреловидным крылом и Е-4 с треугольным крылом.
Первым в списке фигурировал фронтовой истребитель со стреловидным крылом, на создание которого и сроки выделялись крайне сжатые - самолет надлежало построить и предъявить на Госиспытания уже в марте 1955 года, всего через полтора года после представления задания.
Вскоре после выхода Постановления Совмина ВВС выпустили тактико-технические требования (ТТТ) на новые машины. Для фронтового истребителя задавалась максимальная скорость в 1800 км/ч, потолок 19000 м, практическая дальность без подвесных баков 1500 км. Самолет должен был нести вооружение из трех 30 мм пушек и установки для пуска 57-мм неуправляемых ракет.
Костяк фирмы составил вновь собранный П.О. Сухим почти весь руководящий состав бывшего ОКБ-134 МАП (Е.С. Фельснер, Е.А. Иванов, Н.Г. Зырин, В.А. Алыбин и др.). Этому способствовало то, что при работе в ОКБ-156 Туполев сохранил в подчинении П.О. Сухого ведущих специалистов расчетных и каркасных бригад его конструкторского коллектива, имевших возможность заниматься заданиями Сухого. Часть людей была переведена в ОКБ-51 из состава упраздненного ОКБ-1 В.В. Кондратьева, а также в приказном порядке из других ОКБ МАП. Пополнился коллектив и молодыми выпускниками авиационных институтов.
Отправной точкой для будущего истребителя стал Су-17 ("Р"), проектировавшийся и строившийся в ОКБ-134 согласно плану опытного самолетостроения на 1948-1949 гг. Первоначально Су-17 ("Р") создавался как экспериментальный самолет для достижения в установившемся горизонтальном полете скорости звука. После этого планировалось на его базе создать фронтовой истребитель. Для достижения больших скоростей Су-17 ("Р") имел крыло со стреловидностью консолей по линии четвертей хорд 50°, турбореактивный двигатель А.М. Люльки TP-3 (AJ1-3) с осевым компрессором тягой 4500 кг, стреловидное оперение, трехопорное шасси, убираемое в фюзеляж, и отделяемую кабину летчика. Предусматривалась установка двух 37-мм пушек Н-37 с боезапасом по 80 патронов на ствол.
Самолет по вышеуказанным причинам так и не поднялся в небо, но заложенные в него решения стали основой для нового сверхзвукового истребителя. Отчасти тому способствовала понятная уверенность старых работников су-ховскогоОКБ в своем детище, к тому же реализация имевшихся наработок являлась наиболее кратким и экономичным путем выполнения задания. Первоначально планировалось сообразно возросшим требованиям по скорости заменить крыло на еще более стреловидное и установить более мощный двигатель. Стреловидность крыла устанавливалась равной 60° по линии четвертей хорд, что отвечало максимально возможному значению, отработанному на то время в аэродинамических трубах и рекомендованному ЦАГИ. Такой эскизный проект был подготовлен, и даже пошел в детальную проработку. Но вскоре стало ясно, что без значительных изменений в конструкции сделать истребитель, удовлетворяющий требованиям ВВС, будет практически невозможно. Вскоре по настоянию нового начальника бригады общих видов Е.Г. Адлера (выходца из яковлевского ОКБ, направленного в ОКБ-I по окончании Академии авиапромышленности) проект был серьезно пересмотрен. "Чистая" однолонжеронная силовая схема крыла была заменена на более выигрышный по прочности и весу вариант однолонжеронного крыла с внутренним подкосом (так называемая "кочерга"), основные опоры шасси, освободив фюзеляж, переместили на консоли, горизонтальное оперение со стреловидностью 50° стало цельноповоротным.
Благодаря новой компоновке шасси были ликвидированы вырезы в фюзеляже и узлы крепления стоек, что позволило увеличить объем фюзеляжных топливных баков. Кроме того, при увеличенной колее значительно повышалась устойчивость самолета при взлете и посадке, а также рулении по земле. Само крыло сместили вниз от строительной горизонтали на 200 мм, избавляя шасси от чрезмерной "голенастости". Горизонтальное оперение, представленное цельноповоротным стабилизатором, перенесли с киля на хвостовую часть фюзеляжа, где стало возможным разместить мощные необратимые бустеры.
Новым стал и воздухозаборник двигателя. Нерегулируемый воздухозаборник на больших скоростях был неприемлем из-за больших потерь давления на входе, где образовывались присоединенные скачки уплотнения и падало давление. Аэродинамические исследования показывали необходимость организации системы скачков с целью минимизации потерь. Поскольку требовалось обеспечить нормальное функционирование воздухозаборника в достаточно широком диапазоне скоростей, оптимальным на то момент представлялось использование регулируемого воздухозаборника с центральным подвижным телом, формирующим набор скачков и обеспечивающим более плавное снижение скорости потока и меньшую величину потерь полного давления. Принятый по рекомендациям ЦАГИ лобовой воздухозаборник с регулируемым центральным конусом на добрые полтора десятка лет стал "классикой жанра" в советской авиации.
Нельзя сказать, что предложенные Адлером новшества были встречены однозначно приязненно. Конструктивные изменения затрагивали не только основные агрегаты, но и саму компоновку самолета, к тому времени уже вполне сложившуюся. Требовались существенные изменения силового набора крыла, кинематики шасси и переделки в управлении, чему с понятным упорством сопротивлялись начальники бригад, вынужденные по второму разу производить разработки и расчеты. Расхождения во мнениях нажили "смутьяну" массу недоброжелателей. По факту "двойного проектирования" было даже проведено партийное собрание, по инициативе заместителя главного конструктора и по совместительству секретаря партбюро ОКБ В.А. Алыбина пригрозившее инициатору выговором "за недобросовестность в работе и затягивание постройки самолета". Дошло до перепалки в стенгазете и на профкоме ОКБ.
В конечном счете, Сухой дал указание о детальном проектировании обеих схем с тем, чтобы выбрать оптимальную в весовом и прочностном отношении. Выяснилось, что новая конструкция принесла существенную экономию веса в 665 кг, из которых 400 кг приходилось на облегченное крыло, 150 кг - на фюзеляж, 80 кг - на шасси и 35 кг - на оперение. Новации были внедрены в окончательную редакцию самолета. Сухой даже предложил Адлеру принять должность ведущего конструктора по строившемуся самолету, но тот решил не испытывать судьбу в роли "варяга". Для самого Адлера победа оказалась пирровой: не дожидаясь дальнейшего развития конфликта, он покинул ОКБ-51, вернувшись к Яковлеву. Новым начальником бригады общих видов стал И.И. Цебриков, соратник Сухого еще с довоенных времен, известный как инже-нер-прочнист и эрудированный конструктор.
В ту пору в ОКБ-51 еще не устоялась практика закрепления главных конструкторов по конкретным темам, отвечавших за весь комплекс вопросов по машине. Главный конструктор был только один - сам П.О. Сухой, а его заместители занимались основными направлениями работ. Каркасными элементами конструкции (планером, как сказали бы сегодня) ведал Н.Г. Зырин, силовой установкой - Е.С. Фельснер, вооружением и радиооборудованием - В.А. Алыбин, системой управления и шасси - Н.П. Поленов и т.д. Такое разделение обязанностей вполне оправдывало себя, поскольку первые проекты самолетов ОКБ-51 включали сходные основные агрегаты. Позднее (с 1959 года) нашла применение методика назначения главных конструкторов по определенным изделиям, в сферу компетенции которых входил весь круг ответственности по "своей" теме, от конструкции до оборудования и вооружения, разрабатывавшихся конструкторскими бригадами ОКБ определенных направлений.
Как уже говорилось, первоначально планировалось создать два варианта истребителя - С-1 со стреловидным и Т-1 с треугольным крылом. Но вскоре все работы были сконцентрированы на С-1, а треугольное крыло было принято для создаваемого параллельно перехватчика Т-3. Само наименование машин с использованием букв "С" и "Т" впоследствии расшифровывалось применительно к компоновке со "стреловидным" и "треугольным" крылом. Однако можно обратить внимание, что при обозначении проектов в качестве шифров были использованы очередные буквы русского алфавита (что практиковалось и в других ОКБ, в частности у того же Микояна), следующие после крайних самолетов прежнего ОКБ-134. Последними из них были Су-15 ("П") и Су-17 ("Р"), после чего совершенно логичным было обращение к буквам "С" и "Т". Так или иначе, но и в обозначении всех последующих самолетов суховского ОКБ устоялась практика маркировки проектов именно этими буквами с порядковыми номерами, примером чему может служить и новейший истребитель Т-50.
По своей схеме С-1 представлял собой однодвигательный среднеплан металлической конструкции со стреловидным крылом и оперением, цельноповоротным стабилизатором, осесимметричным воздухозаборником с выдвижным конусом и тупой передней кромкой, трехопорным шасси и герметической кабиной летчика. Фюзеляж круглого сечения большого удлинения являлся цилиндрическим телом с единственным "выступом" в виде фонаря кабины. Такая форма стала типовой для всего тогдашнего поколения советских истребителей, соответствуя рекомендациям ЦАГИ и позволяя максимально снизить волновое сопротивление самолета на больших скоростях. Столь же лаконичной выглядела и схема лобового воздухозаборника, принятого по удобству расчета и исполнения. Однако при такой схеме неизбежно возникали сложности с организацией воздушных каналов к двигателю, тянувшихся по всей длине фюзеляжа. Воздушный канал в районе кабины летчика разветвлялся на два рукава, сходясь за ней вновь, что обуславливало достаточно сложные формы, но в те годы принятое решение выглядело меньшим из зол.
В итоге принятая схема самолета обладала наименьшим возможным аэродинамическим сопротивлением изо всех реализуемых компоновок своего времени, отвечая замыслу достижения высоких сверхзвуковых скоростей. Никаких аэродинамических изысков наподобие вскоре вошедшего в практику правила площадей либо вычурности форм фюзеляжей и воздухозаборников, которые демонстрировали зарубежные конструкции в поиске наилучших решений, создатели С-1 себе позволить не могли, опираясь на небогатые тогда наработки ЦАГИ и представления об аэродинамике больших сверхзвуковых скоростей. С позиций сегодняшнего дня обводы машины кажутся крайне лаконичными, где едва ли не единственной новацией выглядело крыло большой стреловидности, значение которой однозначно определялось заданной скоростью по формуле, известной сегодня каждому студенту авиационного вуза. Обладая стреловидностью по передней кромке крыла 63°, самолет С-1 в ту пору являлся "самой стреловидной" машиной советской авиации и удерживал этот титул больше десятка лет (даже у "треуголки" МиГ-21 угол стреловидности составлял только 57°).
В ноябре 1953 года эскизный проект фронтового истребителя С-I был успешно защищен. Вскоре был построен и натурный деревянный макет самолета, на котором отрабатывали кабину летчика, размещение в ней органов управления и приборов. В феврале 1954 года макет истребителя, схемы и плакаты его систем были представлены на макетную комиссию, председателем которой был заместитель Главкома ВВС по вооружению А.Н. Пономарев. После обсуждения и устранения ряда замечаний он был принят. Рабочий проект завершили в мае 1954 года. Началась постройка двух опытных машин. Одна под шифром С-1 предназначалась для летных, а другая с наименованием С-0 - для статических испытаний. Поскольку статическая машина фактически представляла собой "голый" планер самолета, который не нужно было оснащать большинством агрегатов и систем, её удалось изготовить уже в сентябре того же года, передав для прочностных испытаний.
Стапельная сборка С-1 завершилась в конце октября, однако завершению работ мешало отсутствие ряда агрегатов, не предоставленных к сроку поставщиками. Не было и двигателя, работы по которому в ОКБ-165 шли с отставанием. Макетный образец AJ1-7 для отработки на самолете был доставлен только 26 января 1955 года. В то же время велась подготовка к постройке второго летного образца самолета.
Свободнонесущее стреловидное крыло по рекомендации ЦАГИ имело относительную толщину 7 % в корневой и средней части и 8 % в концевой. Профиль ЦАГИ серии СР-7с отличался непривычной для скоростных машин скругленной передней кромкой. Такое исполнение позволяло ослабить срыв воздушного потока с концов крыла на больших углах атаки и повысить эффективность элеронов для лучшей маневренности самолета. С этой же целью на консолях установили по паре аэродинамических перегородок, которые препятствовали перетеканию потока вдоль размаха крыла и "набуханию" пограничного слоя на их концах. Крыло имело сдвижные закрылки и элероны с осевой компенсацией.
При статиспытаниях планера выявилась недостаточная прочность элементов крыла. При нагружении в 85 % от расчетного произошло разрушение задней стенки по соединению с подкосом (его именовали также главной балкой). Узел пришлось усиливать стальными накладками, одновременно внося изменения в конструкцию крыла летной машины. Повторные испытания крыло выдержало вплоть до предельной расчетной нагрузки, сломавшись при значении 101 80_ Такой запас прочности означал практически идеальное соответствие расчетам и был отмечен Сухим как образец весового совершенства: крыло "держало" заданную нагрузку, не будучи перегруженным лишним металлом.
Аэродинамические перегородки, будучи достаточно тонкими и длинными, трескались под нагрузкой. Было принято оригинальное решение повышения их гибкости, для чего пластины просто разрезали на несколько секций по длине (подобно тому, как крыло птицы состоит из отдельных перьев).
Летчик размещался в гермокабине с неподвижным козырьком и сдвижной частью фонаря. Первоначально предполагалось, что для защиты летчика от воздушного напора сдвижная часть фонаря будет служить экраном с момента выхода кресла из кабины и до отделения в воздухе (по типу известной впоследствии системы аварийного покидания МиГ-21Ф/ПФ). При этом вес всей катапультной системой составлял 240 кг (летчик с креслом - 190 кг, фонарь - 50 кг). Опережающие летные испытания кресла с защитой фонарем, проведенные в апреле 1955 года на летающей лаборатории (ЛЛ) УТИ МиГ-15, сразу же показали всю трудность реализации этой схемы спасения. Были выполнены четыре отстрела кресел с манекенами, параллельно велась отработка системы на наземных стендах. Выявилась недостаточная надежность такого решения и его громоздкость в исполнении, ввиду чего для опытных самолетов рекомендовалось использовать привычную систему с автономным катапультным креслом. Из-за недостатка времени и большой сложности доводки системы было решено перейти к традиционному варианту катапультирования, с предварительным сбросом фонаря кабины (забегая вперед, скажем, что решение было оправданным - сложную и тяжелую конструкцию с защитой фонарем не удалось довести и на МиГ-21Ф, где ее использование сопровождалось частым травматизмом). Уже смонтированную на С-I систему КСАП с защитой фонарем заменили на катапультное кресло КС, разработанное в ОКБ П.О. Сухого бригадой В.М. Засько. Кресло КС обеспечивало безопасное покидание самолета на приборных скоростях вплоть до 850 км/ч.
Бронирование кабины включало 105-мм бронестекло козырька фонаря, 8-мм переднюю стальную бронепере-городку, а также надголовник, бронеспинку и заголовник кресла из алюминиевой брони толщиной 36 мм.
Стреловидное однокилевое оперение состояло из цельноповоротного стабилизатора, киля и руля направления. Первоначальный проект сохранял обычный переставной стабилизатор с рулем высоты, однако по инициативе Адлера внедрили более перспективную конструкцию. Симметричные профили со скругленной передней и острой задней кромкой позволили снизить влияние волнового кризиса на эффективность оперения и уменьшили волновое сопротивление самолета в целом, а цельноповоротный стабилизатор позволил значительно повысить эффективность горизонтального оперения. Прежде применявшаяся система неподвижного стабилизатора и руля высоты не обеспечивала достаточной управляемости на больших скоростях. На сверхзвуке при отклонении руля высоты обтекание неподвижного стабилизатора не изменяется и он перестает участвовать в создании подъемной силы, а площадь руля и его эффективность настолько малы, что не обеспечивают сколько-нибудь приемлемой для истребителя управляемости. В противовес этому управляемый стабилизатор сохраняет достаточную эффективность и на больших скоростях. Вместе с тем, большая площадь управляемого стабилизатора приводит к столь большому возрастанию аэродинамической нагрузки и величины шарнирного момента, что управление им возможно только с помощью гидроусилителя (бустера). На С-1 каждая половина управлялась своим бустером. Для увеличения критической скорости флаттера на концевых частях стабилизатора были установлены противофлаттерные грузы, что позволило довести скорость по прибору до 1850 км/ч (без них скорость ограничивалась бы 1100 км/ч). Приемлемую статическую путевую устойчивость самолета при полете на сверхзвуковых скоростях обеспечило вертикальное оперение большой площади. Система управления рулем поворота была выполнена с применением бустера и загрузочного механизма.
