Экспериментальный истребитель-перехватчик Т-37 (Т-3А).
Разработчик: ОКБ Сухого
Страна: СССР
Проект 1958-1960 гг.
Вначале 1958 года специалисты опытных конструкторских бюро П.О.Сухого и А.И.Микояна совместно с ЦАГИ, ЦИАМ ОКБ A.M.Люлька и С.К.Туманского проводили проверку предварительных расчетных данных продолжительности горизонтального полета на большой высоте основных истребителей-перехватчиков с двигателем Р-15-300 или АЛ-11. В конце апреля эти работы завершились с такими итоговыми показателями:
По результатам этих расчетов в проект постановления ЦК КПСС и Совета министров СССР по средствам ПВО для самолетов ОКБ П.О.Сухого были введены следующие дополнения:
Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР от 4 июня 1958 года давалось задание на проектирование и постройку истребителя-перехватчика Т-3А (в дальнейшем будем его называть Т-37 — согласно заводскому шифру). Этот самолет-носитель комплекса перехвата воздушных целей Т-3А-9 должен был обладать исключительно высокими летно-техническими характеристиками.
В состав комплекса средств перехвата маневрирующих воздушных целей Т-3А-9 входили:
— самолет Т-37 с двигателем Р-15-300 конструкции ОКБ С. К Туманского;
— система наземного наведения «Луч-1», система вооружения с двумя ракетами К-9 с полуактивной системой наведения;
— система приема и передачи команд, навигации, привода и посадки «Барометр-Л»;
— система общегосударственного опознавания «Кремний-2М».
Комплекс предназначался для обнаружения, перехвата и поражения воздушных целей — днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, в диапазоне высот цели 10-25 км и скоростей 1000-2500 км/ч (путем вывода истребителя в переднюю или заднюю полусферы).
Вероятность наведения на прямолинейно летящие воздушные цели во всем диапазоне высот и скоростей должна была быть не менее 0,7-0,8.
Вероятность поражения цели двумя снарядами К-9 под любыми ракурсами — как при автоматическом пилотировании истребителя, так и при пилотировании вручную — предполагалась равной 0,8-0,9.
Радиус действия комплекса при перехвате воздушной цели на максимальной высоте боевого применения составлял 400 км. В комплексе предусматривался автоматический вывод истребителя из атаки, привод его на аэродром и посадка с помощью бортового вычислительного устройства БВУ и автопилота.
Наземная станция наведения «Луч-1» должна была выводить истребитель в район цели с точностью ±10° и при этом осуществлять автоматический разворот антенны бортовой РЛС на цель, обнаружение цели, захват и ее автоматическое сопровождение.
Было принято решение построить три самолета в следующие сроки: проектирование — май 1959 года, постройка — ноябрь 1959 года, испытания — апрель 1961 года. По тематическому плану на 1960 год предусматривались заводские испытания во втором квартале 1960 года, а государственные — в первом квартале 1961-го.
Весной 1959 года началось эскизное проектирование. Для сверхзвукового истребителя-перехватчика с турбореактивным двигателем Р-15-300 выбрали проверенную аэродинамическую схему типа Т-3 или Т-43 (Су-9). Это был цельнометаллический моноплан со среднерасположенным треугольным крылом и стреловидным оперением, с трехколесным убирающимся шасси и герметичной кабиной. Конструкция планера должна была выдерживать большие заданные скорости, скороподъемности, высоты и дальности полета при высоких эксплуатационных перегрузках и скоростных напорах. Стремление получить требуемые характеристики привело разработчиков к поиску и внедрению многих оригинальных технических решений.
Автоматическое управление обеспечивало пилотирование самолета на всех режимах полета, а также демпфирование по трем осям.
Заданная дальность полета обеспечивалась заливкой топлива непосредственно в конструкцию фюзеляжа и крыла (в топливные баки-отсеки).
После выпуска эскизного проекта и завершения в 1958 году изготовления макета, в ОКБ приступили к рабочему проектированию и строительству самолета.
Фюзеляж самолета Т-37, составленный из элементарных по форме тел вращения — типа полумонокок (при отсутствии стрингерного набора) — имел головную и хвостовую части. Основными материалами, примененными в конструкции головной части фюзеляжа, являлись сплавы Д19, Д16 и АМГ6.
Головная часть фюзеляжа технологически разделялась на четыре отсека.
В носовом отсеке размещались неподвижный конус (легкосъемный радиопрозрачный обтекатель и металлический контейнер), неподвижная обечайка и четыре противопомпажные створки с гидравлическим управлением. Обшивка носового отсека была двойной: его внутренняя обшивка служила внешним контуром воздушного канала.
Вдоль всего отсека кабины проходили боковые рукава воздушного канала. Кабина образовывалась внутренними стенками рукавов канала, полом, передней стенкой (шпангоут № 4) и задней наклонной стенкой. Под полом располагалась ниша передней ноги шасси.
Топливный отсек и воздушный канал, проходивший внутри этого отсека, выполнялись сварными. В верхней части отсека, между верхними лонжеронами, располагалась съемная панель — для обеспечения подхода к коммуникациям.
В среднем отсеке фюзеляжа находились ниши главных ног шасси, контейнер топливного бака и воздушный канал.
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, ВТ6 и стали. К подобному новшеству обратились из-за высоких температур на поверхности удлинительной трубы и форсажной камеры.
Крыло самолета с углом стреловидности 60 градусов по передней кромке и относительной толщиной от 4,2% до 4,7% состояло из двух отъемных консолей. Каждую консоль выполнили по трехбалочной схеме с передним лонжероном и расположили в ней два топливных отсека и нишу основной опоры шасси.
Основная часть обшивки крыла — монолитные оребренные панели, а носок крыла — химически фрезерованные листы. Все выполнялось из сплава Д19. Каждая консоль была снабжена выдвижным целевым закрылком и элероном с осевой компенсацией.
Хвостовое оперение состояло из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Основная часть обшивки киля и стабилизатора — прессованные и химически фрезерованные панели, соединенные с каркасом при помощи клепки и точечной электросварки.
На главных ногах шасси устанавливались тормозные колеса КТ-89 с дисковыми тормозами и пневматиками высокого давления 800х200В. На передней ноге находилось нетормозное колесо К283 с пневматиком высокого давления 570 x 140В. Подвеска колес на главной и передней ногах рычажная. Амортизация шасси масляно-пневматическая, с торможением на прямом и обратном ходе. На передней ноге был установлен демпфер для погашения колебаний.
Система управления самолетом по всем каналам осуществлялась по необратимой бустерной схеме, с включением в ее состав механизмов загрузки.
Самолет был снабжен автопилотом АП-39, предназначенным для автоматической стабилизации полета, для сопряжения со станцией наведения с земли, бортовой радиолокационной станцией и для ручного управления с автоматическим демпфированием.
В автоматической стабилизации полета управление бустерами производилось посредством рулевых машинок РА-15. А также демпферов, включенных в проводку управления между рулевыми машинками и бустерами в виде раздвижных тяг и таким же демпфером, установленным в канале руля направления.
Гидравлическая система самолета, состоящая из силовой и двух бустерных систем, предназначалась для приведения в действие органов управления самолетом и взлетно-посадочных устройств. При выходе из строя одной из бустерных систем другая обеспечивала бесперебойное пилотирование. В целях повышения живучести самолета во «второй» бустерной системе установлена аварийная насосная станция с электроприводом.
На самолете устанавливался двигатель Р-15-300, который крепился к головной части фюзеляжа в пяти точках. Для охлаждения силовой установки отсек двигателя продувался воздухом с использованием скоростного напора. С этой целью установили четыре воздухозаборника. Гладкий лист, закрывающий хвостовую часть двигателя, образовывал кольцевой канал, через который проходил воздух из забор-ников на охлаждение форсажной трубы. Хвостовая часть двигателя превращалась в 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. Общая емкость топливной системы составляла 4800 литров. Предусматривалась возможность установки подвесного топливного бака емкостью около 930 литров.
На самолете существовала система аварийного покидания: было установлено катапультируемое кресло с каскадом парашютов и носимым аварийным запасом. После автоматического сброса фонаря защищенный компенсирующим костюмом и гермошлемом летчик имел возможность катапультироваться в открытом кресле. Сброс фонаря производился двумя цилиндрами подброса без предварительной разгерметизации кабины — от аварийных ручек на сидении.
Катапультирование происходило при помощи телескопического пиротехнического механизма калибром 38 мм, который обеспечивал безопасный перелет кресла с летчиком через киль при скорости самолета до 1200 км/ч. Каскад состоял из двух стабилизирующих парашютов и основного парашюта летчика. Малый стабилизирующий парашют каскада обеспечивал устойчивое движение кресла при его торможении — от скорости в момент катапультирования до скорости 600 км/ч. Большой стабилизирующий парашют гарантировал устойчивое снижение летчика в кресле до малых высот. Основной парашют обеспечивал снижение и приземление после отделения летчика от кресла. Предусматривалась возможность спасения летчика без стабилизирующих парашютов — путем использования основного парашюта сразу после катапультирования.
Компенсирующий костюм ВКК-4 в комплекте с автоматом давления АД-6Е обеспечивал переносимость перегрузок до 8 д. Герметический шлем ГШ-4М защищал лицо пилота от потока воздуха в момент катапультирования до индикаторной скорости 1200 км/ч.
Связь самолета с землей и другими самолетами осуществлялась через УКВ радиостанцию РСИУ-5В (ДУБ-5), которая обеспечивала двухстороннюю телефонную связь на двадцати фиксированных каналах настройки.
Для ближней навигации и посадки устанавливался самолетный ответчик СОД-57М, работавший с наземными радиолокационными системами «Глобус-2» и «Перископ». А также бортовая система ближней навигации и посадки РСБН-2 («Свод») в варианте со счетно-решающим прибором.
Опознавание отечественных самолетов велось с помощью радиолокационной станции запроса-ответа СРЗО-2 («Хром-никель»), работавшей в системе «Кремний-2М».
В средства перехвата, прицеливания и атаки входили бортовая аппаратура радионаведения «Лазурь», работавшая в системе наведения «Воздух-1», радиолокационный прицел ЦП-1, сопряженный с радиолокационной головкой снаряда К-9 и система пуска снарядов.
В систему вооружения самолета входили:
— два самонаводящихся снаряда с неподвижным крылом К-9-51 (Р-38) класса «воздух-воздух» с неконтактными взрывателями (разработки ОКБ);
— радиолокационная станция ЦП;
— бортовое вычислительное устройство;
— автопилот истребителя-перехватчика;
— устройство подвески АПУ-28;
— аппаратура питания и пуска снарядов.
Первоначально работы по системе «К-9» шли в рамках темы истребителя П-1 по постановлениям Совета министров СССР от 17.08.1956 г. и от 04.04.1958 г. со сроками: проектирование — апрель 1959 года, постройка — июль 1960 года, испытания — март 1961 года.
К отработке системы вооружения (антенны станции ЦП и снарядов К-9) приступили на опытно-экспериментальном самолете Т-47-6 (Су-11).
При постройке самолета Т-37 в его конструкцию были внесены некоторые изменения. В носовой части установили трехступенчатый конус, увеличили противопомпажные створки. В фонаре кабины летчика применили более технологичные и удобные для обтекания формы. Планировавшиеся воздухозаборники для охлаждения форсажной трубы двигателя заменили на сопловую часть эжекторного типа со створками. С такими изменениями рабочие чертежи были переданы в филиал ОКБ на авиационном заводе им. В.П.Чкалова в Новосибирске.
По графику к началу февраля 1960 года на «нулевом» экземпляре самолета, предназначенном для статических испытаний, оставалось только установить шасси. Проводились стапельно-сборочные работы на летном экземпляре Т-37 и одновременно шло производство ракет Р-38.
Однако 29 января 1960 года председатель Государственного комитета Совета министров СССР по авиационной технике П.В.Дементьев представил председателю Комиссии Президиума СМ СССР по военно-промышленным вопросам Д.Ф.Устинову «…перечень разработок опытных образцов авиационной техники, потерявших актуальность и подлежащих прекращению…». В этом документе, среди прочих, значился комплекс перехвата Т-3А-9. Из проходивших испытания дальних перехватчиков на вооружение авиации ПВО в 1965 году поступил лишь самолет Ту-128 с двумя двигателями АЛ-7Ф-2.
И уже 5 февраля вышло постановление Совмина СССР, согласно которому дальнейшие работы по постройке самолета Т-37 и ракет прекращались. Самолет вынули из стапелей и разрезали на металлолом. Отдельные фрагменты этой машины находились на территории новосибирского завода до середины 1960-х годов.
ЛТХ:
Модификация: Т-37
Размах крыла, м: 8,56
Длина, м: 19,41
Высота, м: 5,28
Масса, кг
-пустого самолета: 7260
-нормальная взлетная: 10750
-максимальная взлетная: 12000
Тип двигателя: 1 х ТРД Р-15-300
Тяга, кгс: 1 х 7600
Максимальная скорость, км/ч: 3000
Практическая дальность, км
-с ПТБ: 2000
-без ПТБ: 1500
Практический потолок, м: 25000-27000
Экипаж, чел: 1
Вооружение: две УР К-9-51 (Р-38).
Истребитель-перехватчик Т-37. Рисунок из эскизного проекта.
Компоновочная схема Т-37.
Т-37. Схема.
.
.
Список источников:
История конструкций самолетов в СССР 1951-1965 гг.
Журнал «Авиация» №№ 1; 2 за 1999 г. Ефим Гордон. «Нестандартные» МиГи.
Самолеты Мира. Николай Гордюков. Истребитель-перехватчик Т-37.