Опытные истребители Су-1 / Су-3 (СССР. 1940 - 1941 год).

Постановление "О создании новых опытных самолетов-истребителей в 1939-40 годах" обязывало главного конструктора Сухого и директора завода № 135 Нейштадта спроектировать и построить одноместный пушечный истребитель в двух вариантах. Первый из них должен был иметь: мотор М-105П с ТК-2; максимальную скорость полета 560-580 км/ч на высотах 5000-6000 метров, а на 8000-10000 метрах - 600-625 км/ч; посадочную скорость 110-120 км/ч; скоростную дальность полета 600 км, а с подвесным баком - 1000 км; время набора высоты 10000 метров - 8-10 минут; практический потолок 11000-12000 метров; в качестве вооружения мотор-пушку калибра 20 мм и два 7,62-мм синхронных пулемета ШКАС, а также предусматривалась подвеска до 100 кг бомб. Второй вариант самолета планировался с мотором М-106П и ТК-2. Он должен был обладать несколько лучшими летными характеристиками: максимальная скорость 580-600 км/ч на высоте 6000 метров , на 8000-10000 метрах - 620-640 км/ч при тех же посадочной скорости, скороподъемности и дальности полета. Вооружение дополнялось двумя синхронными пулеметами Ультра-ШКАС ...

Сроки предъявления этих истребителей на государственные испытания - соответственно, март и июль 1940 года. Следует отметить, что в связи с ориентацией Управления ВВС на обязательное использование на всех без исключения самолетах турбокомпрессоров, новые машины тоже предлагалось строить только с турбокомпрессорами. Самолет проектировали как истребитель повышенной высотности. Его нельзя было рассматривать в качестве высотного, поскольку герметическая кабина для летчика не предусматривалась. Повышенной высотности достигали в результате применения двух турбокомпрессоров ТК-2. Еще разработчики использовали в этих целях ряд конструктивных и аэродинамических решений. Так, в соответствии с эскизным проектом самолет имел смешанную конструкцию - крыло металлическое, а фюзеляж деревянный. Крыло однолонжеронной конструкции, лонжерон из хромомолибденовых труб. Поперечный набор в виде дюралевых нервюр. Обшивка дюралюминиевая. Крыло с центропланом и отъемными консолями. Металлическое крыло легче деревянного, что давало выигрыш в весе конструкции и обеспечивало повышение потолка самолета. Для того, чтобы снизить аэродинамическое сопротивление самолета на больших высотах и тем самым увеличить его потолок и горизонтальную маневренность, крылу придали относительно большее удлинение и относительно большую площадь. За счет этих мероприятий вес крыла возрастал на 10-15 %, но при этом достигалось увеличение практического потолка примерно на пять процентов.

Фюзеляж представлял собой деревянный полумонокок, Каркас состоял из четырех лонжеронов переменного сечения, стрингеров, шпангоутов и обшивки, выклеенной из шпона. Оперение имело следующий вид: киль был выклеен за одно целое с фюзеляжем, имел два лонжерона коробчатого типа, стабилизатор монококовой конструкции, состоял из трех продольных стенок и ряда бульбстрингеров; дюралевый, каркас рулей и элеронов дюралевый, обшивка полотняная. Управление элеронами и рулем высоты жесткое, а руля направления - тросовое. Шасси одностоечное, убиралось назад в центроплан с поворотом колес на 90 градусов вокруг стоек. Хвостовое колесо также убиралось. Уборка шасси производилась с помощью гидравлической системы. Охлаждение мотора водяное, под давлением. Водорадиатор расположили в фюзеляже за сидением летчика. Воздухозаборник водяного радиатора находился под фюзеляжем. Выход охлаждающего воздуха - в верхней задней части фюзеляжа. Маслорадиатор помещался под передней частью мотора. Покрытый протектором фибровый маслобачек был установлен над мотором под капотом. Турбокомпрессоры - в бортах фюзеляжа, позади мотора. Работали они от выхлопных газов мотора. Предусматривалось автоматическое регулирование температуры воды и масла, оборотов мотора и турбокомпрессоров. Винт трехлопастный изменяемого в полете шага ВИШ-61. Основной бензобак емкостью 250 кг был фибровым и протектированным, устанавливался под сидением летчика. Подвесной бак емкостью 150 кг укрепляли на бомбовых замках под левым крылом. Предусматривалось бронирование летчика и водяного радиатора от обстрела сзади. Самолет обладал достаточно высокими летными данными. По эскизному проекту максимальная скорость на высоте 4500 м должна была составить 580-600 км/ч, на высоте 10000 метров - 640 км/ч, посадочная - 110 км/ч. Практический потолок равнялся 10750 метрам (отметим, что потолок был недостаточным для перехвата немецких высотных разведчиков). Скоростная дальность полета предполагалась в 530 км. По данным, представленным ОКБ позднее, время набора высоты 6000 м составляло 6,1 минут, а высоты 10000 метров - 12 мин. Время виража на 1000 метрах равнялось 16 секундам. Длина разбега со щитками была 220 метров, длина пробега с тормозами - 230 метров. В состав вооружения входила мотор-пушка ШВАК с боезапасом 120 снарядов и два пулемета ШКАС с запасом 1700 патронов. Предусматривалась подвеска до 100 кг бомб. Истребитель имел следующие основные параметры: площадь крыла - 20 м2; размах -11,6 метров, длина самолета - 8,425 метров; взлетный вес - 2816 кг; удельная нагрузка на крыло - 148 кг/м2.; удельная нагрузка на мощность - 2,77 кг/л.с.; удельная мощность, отнесенная к площади крыла - 55 л.с./м2 (на взлетной мощности) и 52,5 л.с./м2 (на номинальной). Проект был одобрен, и самолет включили в план опытного строительства на 1939 год. Несмотря на требование, изложенное в постановлениях Комитета Обороны, конструкторы В.П.Горбунов, С.А.Лавочкин, М.И.Гудков, А.С.Яковлев, а также М.М.Пашинин в ходе работ над новыми истребителями отказываются от применения турбокомпрессоров. Только П.О.Сухой не сдается и продолжает попытки создать истребитель с высокими летными данными на больших высотах. Для облегчения доводки силовой установки в ходе проектирования самолета, получившего индекс И-135, строится специальный доводочный стенд.

Первый опытный экземпляр И-135 в соответствии с заказом No. 330 построили к 25 мая 1940 г. на 135-м заводе (потом, в декабре того же года эту машину переименовали в Су-1). Сразу из цеха самолет по железной дороге отправили в ЦАГИ на заводские испытания. Летчик А.П.Чернавский провел 11 июня рулежки и пробежки. Первый вылет он совершил 15 июня 1940 г., и до 15 июля состоялось четыре полета. Заводские испытания и доводку самолета уже полностью обеспечивали специалисты вновь созданного ОКБ П.О.Сухого. С 10 июня по 3 августа 1940 г. на самолете устанавливались четыре различных типа маслорадиаторов. Для отработки ВМГ было выполнено 12 полетов. В одном из них, который осуществлялся с целью отработки температуры масла, Чернавский по ошибке посадил Су-1 с убранными шасси. Самолет получил повреждения и оправился в ремонт. Это произошло 3 августа 1940 г. Ремонт продолжался до 9 сентября. При этом заменили мотор, сделали новую створку радиатора и новую нижнюю часть капота мотора. Вторично к испытаниям приступили в период с 13 сентября по 2 октября 1940-го. Теперь самолет поднимал в воздух летчик П.М.Попельнюшенко. Он сделал уже двадцать полетов и вот однажды, 2 октября, на высоте 6000 м произошло разрушение мотора из-за обрыва шатунов 4-го и 10-го цилиндров. Летчику удалось нормально посадить машину. На замену двигателя ушло много времени, потому что новые мотор и винт получили лишь 25 и 28 октября 1940 г. соответственно. Испытания возобновились 10 ноября 1940 г. Попельнюшенко, повредившего при запуске мотора М-11 руку, заменил летчик-испытатель Федоров. 

 

За время испытаний были выполнены следующие работы :

определены взлетно-посадочные свойства самолета;
сняты балансировочные кривые на горизонтальном полете, на планировании и на наборе высоты;
определены максимальные скорости полета на высотах до 6000 метров;
определена скороподъемность до 5000 метров;
проведены испытания на флаттер и бафтинг, определена сверхмаксимальная скорость;
определены скорости полета с включенными ТК;
проведен отстрел оружия в тире.

В ходе летных испытаний самолет показал хорошую продольную и поперечную устойчивость, а также удовлетворительную путевую устойчивость. Взлет и посадка были просты и никаких особенностей не имели. Усилия на ручку и педали были нормальные.

В сводке о ходе опытных работ, датированной 6 января 1941 г., указано, что Су-1 перелетел на аэродром "Подлипки" завода No. 289. Там на самолет установили новые ТК-2, потому что на старых сгорели лопатки роторов. Переделали капоты мотора и переместили маслорадиаторы в крыло (в носок центроплана). Последнее было вызвано тем, что охлаждение масла осуществлялось недостаточно эффективно. К 13 января маслорадиаторы установили в центроплан. Для продолжения заводских испытаний 5 февраля Су-1 перегнали в ЦАГИ. Один полет на снятие данных по максимальным скоростям на высотах сделан 13 февраля. До 3 марта определен режим самой оптимальной скороподъемности. Масло снова перегревалось, пришлось принимать меры по дополнительному охлаждению картера. Следует отметить, что с этой проблемой в то время столкнулись все конструкторы, использующие мотор М-105. К сожалению, у ЦАГИ отсутствовали какие-либо достаточно радикальные рекомендации на этот счет. К 10 марта 1941 г. были сняты летные характеристики Су-1 без ТК. В начале мая 1941-го самолет Су-1 совершал полеты на высоте до 6000 м опять без ТК, потому что на первом экземпляре довести силовую установку с турбокомпрессорами так и не удалось. В связи с этим машину на государственные испытания не передавали. Без ТК самолет Су-1 имел небольшие преимущества перед запущенным в серию яковлевским истребителем И-26 - по горизонтальному маневру, взлетно-посадочным характеристикам и устойчивости полета, однако уступал по вертикальному маневру.

Размах крыла, м 11.60
Длина, м 8.42
Высота, м 2.71
Площадь крыла, м² 20.00
Масса, кг
пустого самолета 2495
максимальная взлетная 2875
Тип двигателя 1 ПД Климов М-105П
Мощность, л.с. 1 х 1100
Максимальная скорость , км/ч
у земли 500
на высоте 641
Крейсерская скорость , км/ч 526
Практическая дальность, км 720
Максимальная скороподъемность, м/мин 1020
Практический потолок, м 12500
Экипаж, чел. 1
Вооружение : одна 23-мм пушка ШВАК и два 7.62-мм пулемета ШКАС, до 100 кг бомб.

 

Первый опытный экземпляр И-135 в соответствии с заказом No. 330 построили к 25 мая 1940 г. на 135-м заводе (потом, в декабре того же года эту машину переименовали в Су-1). Второй экземпляр И-135 (заказ 360) достраивали на заводе No.135 под руководством нового главного конструктора - П.Д.Грушина. Из-за отсутствия двигателя М-106 на нем установили М-105. Эта машина, получившая обозначение Су-3, в незаконченном виде 17 января 1941 года прибыла на завод No.289 для покраски, установки винта и доработок по маслорадиаторам, центроплану и капоту. К середине апреля самолет Су-3 был готов к проведению заводских летных испытаний. Однако в связи с выявившейся нецелесообразностью дальнейшие работы по самолетам Су-1 и Су-3 были прекращены совместным постановлением СНК СССР и ЦК ВКП(б) от 16 апреля 1941 года. После выхода постановления самолет Су-1 до начала мая совершил еще несколько полетов, а Су-3 был законсервирован.

О дальнейшей судьбе этих самолетов известно мало. По некоторым сведениям самолет Су-1 сильно повредили в процессе эвакуации и больше не восстанавливали. Что касается самолета Су-3, то он был эвакуирован в Новосибирский филиал ЛИИ НКАП. По сводкам НИИ ВВС в марте-апреле 1942 года по решению руководства ЛИИ проводилась НИР "...по рациональности применения ТК на современных истребителях...". Для этих целей использовался самолет Су-3. В процессе исследовательских полетов было выявлено, что полностью открытые створки водорадиатора приводили к тряске хвостового оперения. Тряску устранили путем установки створок измененной формы.

Краткое техническое описание. Скоростной истребитель Су-3, предназначенный "для ведения активного боя на перехвате или догоне", представлял собой одноместный моноплан смешанной конструкции с низкорасположенным крылом. Фюзеляж по конструкции - деревянный полумонокок овального сечения, выполненный без технологических разъемов. Силовой каркас состоял из четырех лонжеронов переменного сечения, стрингеров, шпангоутов и обшивки, выклеенной из шпона. К переднему шпангоуту крепилась сварная рама ферменной конструкции, на которой размещался двигатель М-105П и вооружение, закапотированные легкосъемными металлическими крышками. В средней части фюзеляжа располагалась кабина пилота, закрытая прозрачным фонарем, а под полом - бензобак. В хвостовой части находился канал водорадиатора и размещалось оборудование. Свободнонесущее цельнометаллическое крыло состояло из двух отъемных консолей. Силовой каркас крыла включал в себя стальной лонжерон, заднюю стенку, нервюры и обшивку, выполненные из дюралюминия. Элероны имели дюралевый каркас и полотняную обшивку. На левом элероне располагался триммер. Хвостовое оперение включало в себя киль с рулем поворота и стабилизатор с рулем высоты. Киль выклеивался за одно целое с фюзеляжем и имел два лонжерона коробчатого типа. Стабилизатор состоял из трех продольных стенок, набора стрингеров и обшивки, выполненных из дюралюминия. Каркас руля поворота и руля высоты - дюралевый с полотняной обшивкой. Руль поворота и рули высоты имели триммеры. Шасси - трехопорное с хвостовым колесом. Основные опоры убирались назад в центроплан с поворотом колес относительно опор на 90 град.. Хвостовое колесо убиралось в фюзеляж. Уборка и выпуск шасси осуществлялись при помощи гидросистемы. Система управления самолетом - смешанная. Управление рулем высоты и элеронами при помощи жестких тяг, а рулем поворота - тросовое.

Силовая установка состояла из поршневого авиационного двигателя жидкостного охлаждения М-105П, мощностью 1100 л.с. и трехлопастного воздушного винта ВИШ-61. Система охлаждения - водяная, замкнутая, под давлением. Водорадиатор располагался в специальном канале хвостовой части фюзеляжа. Вход охлаждающего воздуха в канал осуществлялся через подфюзеляжный воздухозаборник, а выход - в верхней части фюзеляжа, перед килем. Регулировка охлаждения радиатора выполнялась при помощи створок с механическим управлением. Маслорадиатор помещался под передней частью двигателя М-105П. Протектированный фибровый маслобак устанавливался в подкапотном пространстве над двигателем. Регулировка температурных режимов масла осуществлялась автоматическим и ручным способом. Для повышения высотности двигатель имел комбинированную систему наддува, включавшую двухскоростной приводной центробежный нагнетатель (ПЦН) и два турбокомпрессора ТК-2. Топливо размещалось в протектированном фибровом бензобаке на 250 кг. Предусматривалась возможность установки под левой консолью крыла подвесного бака на 150 кг. В состав вооружения входила мотор-пушка ШВАК калибра 20-мм, с боезапасом 190 патронов, укрепленная в развале цилиндров и стреляющая через полый вал редуктора, и два синхронных пулемета ШКАС с суммарным боезапасом 1800 патронов. В перегрузочном варианте предусматривалась бомбовая нагрузка до 100 кг. Самолет имел броневую защиту летчика и водяного радиатора от обстрела сзади.

Размах крыла, м 10.10
Длина, м 8.42
Высота, м 2.71
Площадь крыла, м² 18.00
Масса, кг
пустого самолета 2496
максимальная взлетная 2992
Тип двигателя 1 ПД Климов М-105П
Мощность, л.с. 1 х 1100
Максимальная скорость , км/ч
у земли 500
на высоте 638
Крейсерская скорость , км/ч 570
Практическая дальность, км 700
Максимальная скороподъемность, м/мин 910
Практический потолок, м 11900
Экипаж, чел. 1
Вооружение : одна 20-мм пушка ШВАК и два 7.62-мм пулемета ШКАС

 

http://www.airwar.ru/