Советский истребитель-перехватчик Су-15, подробный обзор

Су-15 представляет собой советский истребитель-перехватчик, который был разработан в начале 1960-х годов. Самолет имеет название по кодификации НАТО: Flagon — «графин», обозначение прототипа — Т-58, кодовое название — Изделие 42.

Советский истребитель-перехватчик Су-15 длительное время составлял основу ПВО ВС Союза ССР и участвовал во множестве происшествий, связанных с полетами иностранных самолетов над территорией СССР.

Наиболее известное такое происшествие с участием Су-15 случилось в 1983 году, когда Су-15, пилотируемый Геннадием Осиповичем, сбил южнокорейский пассажирский самолет Боинг 747. Также Су-15 прервал полет южнокорейского пассажирского самолета «Боинг-707» над Кольским полуостровом в 1978 году. В послужном списке этого самолета имеет место даже таран — он был выполнен в отношении аргентинского транспортного самолета Canadair CL-44, с грузом израильского оружия для КСИР и иранской армии, нарушившего 18 июля 1981 года государственную границу СССР на территории Армении.

История создания

При постройке предыдущих машин такого типа конструкторами был учтен ряд неточностей, которые были устранены в данной машине еще при разработке. Основной задачей было получение больших скоростей полета. Для этого конструкторами была пересмотрена аэродинамическая компоновка аппарата, и было принято решение создавать машину, которая будет иметь стреловидное крыло. Кроме того, предусматривался достаточно тонкий профиль крыла, который позволил уменьшить сопротивление при полете. Исследования нового крыла были начаты в 46 году прошлого века в ЦАГИ при поддержке многих ОКБ.

В ОКБ Сухого в марте 1947 года пришло постановление о проектировании самолета с тонкопрофильным крылом. Новую машину нужно было оснастить двумя двигателями типа «Дервент V», кроме этого, самолет должен иметь полностью герметичную кабину. По заказу министерства СССР самолет типа Су-15 должен отвечать следующим требованиям:

• Скорость машины должна быть выше 1000 км/ч.
• На высоту в 5 километров аппарат должен подниматься за 2,5 минуты.
• Длина разбега машины должна составлять 700 метров, а пробега – 400 метров.
• Дистанция полета без дозаправок − 1600 километров, а с установленным дополнительным баком и вовсе больше 2 тысяч километров.
• Максимальная высота подъема − 15 километров.
• Что касается вооружения, то самолет Су-15 нужно было оснастить тремя пушками 37-го калибра.

По окончании проектных работ были изготовлены две машины, которые должны были проходить заводские и государственные испытания.

Первая рабочая машина была готова в январе 1949 года. При первом же полете в этом месяце конструкторы смогли увидеть ряд проблем с управлением машиной. Они касались гидравлики, плохой эффективности работы элеронов на невысоких скоростях, а также был большой момент пикирования при выпуске парашютного тормоза. А на больших скоростях, которые почти достигали скорости звука, машину трясло, и отмечались большие вибрации. Конструкторы долго не могли выяснить причины появления тряски. Для выявления проблемы на самолет была установлена специальная пишущая аппаратура, которая провела запись и анализ полета. Было выяснено, что машину трясло только при определенных скоростях − от 570 км/ч до 825 км/ч, а на низших или высших скоростях большая тряска не была выявлена.

В конце весны 49 года были определены все характеристики самолета Су-15. Но испытания были достаточно затянуты, и для ускорения этого процесса был задействован еще один пилот. Заводские испытания Су-15 так и не были закончены, поскольку данная машина была потеряна 3 июня 49 года в результате катастрофы, причины которой точно неизвестны и на сегодняшний день. На момент крушения самолет уже выполнил 38 полетов из 42 запланированных на испытаниях.

Особенности конструкции истребителя-перехватчика Су-15

• Одноместный сверхзвуковой истребитель-перехватчик Су-15 -цельнометаллический среднеплан нормальной аэродинамической схемы. Основные конструкционные материалы — алюминиевые сплавы Д16, В95 и АК4-1, ряд ответственных узлов изготавливался из легированных сталей ЗОХГСА, ЗОХГСНА и ЗОХГСЛ, а отдельные элементы хвостовой части фюзеляжа, работающие в условиях высоких температур, -из титанового сплава ОТ4.
• Фюзеляж — полумонококовой конструкции, состоял из двух частей — головной и хвостовой (ГЧФ и ХЧФ), с разъемом по 34-35 шпангоутам. Хвостовая часть отстыковывалась для замены и обслуживания двигателей. Под радиопрозрачным конусом и в носовом отсеке (до шп. 4) располагалась РЛС РП-15М. Далее (до шп. 14а) следовали: отсек кабины пилота с расположенной под ним нишей передней опоры шасси и закабинный отсек оборудования. Фонарь кабины состоял из неподвижного козырька с бронеблоком и сдвижной части из термостойкого оргстекла. По бокам кабины располагались воздухозаборники — регулируемые, с вертикальным трехступенчатым клином торможения. На боковой поверхности каждого воздухозаборника имелось по створке дополнительного забора воздуха. Для улучшения работы на больших углах атаки плоскости воздухозаборников отклонены от вертикали на угол 2,5 град. За отсеком оборудования располагался топливный отсек (до шп. 28), разделенный перегородками на три бака. Заканчивалась ГЧФ отсеком двигателей (между шп. 28 и 34). ХЧФ технологически состояла из 3 отсеков и съемного хвостового обтекателя. На ней размещались 4 тормозных щитка суммарной площадью 1,32 м2 с максимальным углом открытия 50 град..
• Крыло состояло из двух отъемных консолей треугольной формы, с углом стреловидности по передней кромке 60е, углом установки 0s и углом поперечного «V» минус 2 град. На самолетах, начиная с №11-31, устанавливалось крыло увеличенной площади, с т.н. «наплывом», имеющим стреловидность по передней кромке 45 град. Излом проходил на дистанции 2,625 м от оси симметрии самолета, на концевой части крыла имелась геометрическая крутка, выполненная отклонением носка вниз на 7 град. Каркас каждой консоли составляли: передний и задний лонжероны, 3 балки, стрингеры, 17 нервюр и 28 носков нервюр. Консоль с «наплывом» отличалась дополнительной силовой балкой, пристыкованной к переднему лонжерону, и увеличенным числом нервюр и носков (18 и 29). Конструктивно каждая консоль делилась на 5 отсеков: носок, передний отсек, отсек шасси, топливный отсек, хвостовая часть. Топливный отсек располагался между 2-й и 3-й балками. Он был герметичным и отличался от остальных тем, что в качестве обшивки в нем использовались монолитные штампованные панели. Механизация крыла состояла из отклоняемого закрылка, оснащенного системой управления погранслоем (УПС), и элерона с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Углы отклонения закрылков: на взлете — 15 град., на посадке — 25 град., а при включенной системе УПС — 25 град. и 45 град., соответственно. Максимальные углы отклонения элеронов — 18,5 град.
• Хвостовое оперение состояло из киля с рулем направления и цельноповоротного стабилизатора. Киль — однолонжеронный, с подкос -ной балкой. В нижней части киля установлен контейнер тормозного парашюта ПТ-15 площадью 25 мг, а в верхней части — законцовка из радиопрозрачного материала, между слоями которого располагалась антенна радиостанции, а в задней части — обтекатели антенн систем слепой посадки и госопознавания. Руль направления — однолонжеронный, с весовой балансировкой. Стабилизатор состоял из двух половин, каждая из которых крепилась к фюзеляжу при помощи полуоси на двух подшипниках. Угол нейтрального положения стабилизатора минус 4е, поперечного «V» — минус 6е. Половины стабилизатора — однолонжеронной конструкции, с подкосной балочкой. На каждой из них установлен противофлаттерный груз.
• Шасси — трехопорное с носовой опорой. Амортизация — гидропневматическая, подвеска колес — рычажная. Уборка и выпуск выполнялись гидросистемой, торможение и аварийный выпуск — пневмосистемой. Тормоза — дисковые, с биметаллическими и металлокерамическими элементами. Передняя опора — самоориентирующаяся (тормозное колесо КТ-61/3 с пневматиком 660×200 мм может поворачиваться на угол до 60s). Для устранения колебаний типа «шимми» стойка оборудована демпфером. Основные опоры оснащены тормозными колесами КТ-117 с пневматиками 880×230 мм.
• Силовая установка включала два турбореактивных двигателя Р-11Ф2С-300 или Р-11Ф2СУ-300 (на самолетах с №11-31 могли устанавливаться Р-13-300, данные, приводимые ниже в скобках, относятся к ним). Тяга одного двигателя на режиме полного форсажа составляла 6175 (6600) кгс при удельном расходе 2,37 (2,25) кг/кг тяги в час, а на максимальном режиме — 3900 (4100) кгс при удельном расходе 0,93 (0,96) кг/кг тяги в час. Р-11Ф2СУ-300 отличался от Р-11Ф2С-300 наличием фланцев отбора воздуха для системы УПС. Расход воздуха на нужды УПС не превышал 2,5 кг/с. Система УПС работала на режимах двигателей ниже форсажных. Топливная система состояла из трех фюзеляжных и двух крыльевых баков-отсеков общей емкостью 6860 л (5600 кг). Дополнительно в двух подвесных топливных баках могло размещаться еще 1200 л (980 кг). Топливо — керосин марок Т-1, ТС-1 или РТ Система противопожарной защиты включала: противопожарные перегородки и кожухи, систему сигнализации о пожаре ССП-2И, фреоновый огнетушитель УБШ-6-1 и два распылительных коллектора.
• Система управления — необратимая бустерная. Проводка управления стабилизатором и элеронами жесткая, рулем направления — смешанная: от педалей до узла на шп. 31 тросовая, далее — жесткая. Для имитации аэродинамических нагрузок служат пружинные загрузочные механизмы. В систему продольного управления включены: автомат регулирования загрузки АРЗ-1, предназначенный для изменения величины загрузки ручки управления самолетом в зависимости от режима полета, дифференциальный механизм, изменяющий передаточное отношение между ручкой и стабилизатором по нелинейному закону, и механизм триммерного эффекта. Никаких иных средств автоматизации на Су-15 не было, а кнопки автопилота в кабине так и остались незадействованными. Исполнительными органами системы управления являлись бустеры БУ-49 или БУ-220Д.
• Электрическая система. Основными источниками электроэнергии на самолете являлись: два стартер-генератора ГСР-СТ-12000ВТ, вырабатывавшие постоянный ток с напряжением 28,5 В, и два генератора переменного тока СГО-8ТФ с напряжением 115 В; аварийный источник постоянного тока — две аккумуляторные батареи 15-СЦС-45А с напряжением 22,5 В. Вся самолетная электросеть выполнялась по однопроводной схеме, с присоединением минусового провода к корпусу самолета. Для подключения самолета к наземным источникам питания на левом борту фюзеляжа имелись 2 вилки аэродромного питания. Внешнее светотехническое оборудование Су-15 включало бортовые аэронавигационные огни БАНО-45 на верхней поверхности крыла, хвостовой огонь ХС-39 на законцовке киля и такие же огни на опорах шасси. При рулежке и на посадке использовались фары ПРФ-4 на нижней поверхности крыла.
• Гидравлическая система состояла из четырех независимых систем: двух т.н. «силовых» и двух бустерных, предназначенных только для работы бустеров. Каждая имела отдельный независимый источник питания — плунжерные насосы типа НП-34 и НП-26М. Для обеспечения работы системы управления в случае отказа двигателя, в левой бустерной системе установлена аварийная насосная станция НС-3. Рабочая жидкость гидросистемы — масло АМГ-10, давление — 215 кгс/см2. Первая силовая система обеспечивала выпуск и уборку шасси и закрылков, открытие и закрытие тормозных щитков, переключение механизма загрузки педалей, автоматическое торможение колес при уборке шасси, а также управление правым воздухозаборником и створками реактивного сопла правого двигателя. Вторая силовая система обеспечивала работу гидроприводов РЛС, а также управление левым воздухозаборником и створками сопла левого двигателя.
• Пневматическая система обеспечивала торможение колес шасси (вт.ч.в аварийной ситуации), аварийный выпуск шасси и закрылков, герметизацию фонаря кабины. Сжатый воздух размещался в 3 баллонах емкостью по 6 л, давление зарядки — 200 кгс/см2. Кроме того, на самолете устанавливалась автономная пневмосистема питания гиростаби-лизаторов ГСН ракет Р-98 (Р-8М) с зарядным давлением 150 кгс/см2.
• Система жизнеобеспечения состояла из кондиционирования воздуха и системы кислородного питания. При полетах на высоте до 10 км и скорости до 900 км/ч стандартное снаряжение пилота составляла кислородная маска КМ-32, защитный шлем ЗШ-3 и вентилируемый комбинезон ВК-3 или ВК-4. При полетах на сверхзвук летчик одевал высотный компенсирующий костюм ВКК-4, ВКК-6 или ВКК-6П, гермошлем ГШ-4МС, ГШ-6М или ГШ-4МП.
• Система аварийного покидания с катапультируемым креслом КС-4 обеспечивала безопасное покидание самолета во всем диапазоне высот и скоростей полета, включая разбег и пробег на скоростях выше 140-150 км/ч.
• Пилотажно-навигационное оборудование обеспечивало самолетовождение днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях. В его состав входили: курсовая система КСИ-5 с указателем курса УКЛ-2, авиагоризонт АГД-1, указатель высоты ВДИ-30, указатель истинной скорости КУСИ-2500, указатель числа Маха М-2,5, комбинированный прибор ДА-200, указатель перегрузок АМ-10, часы АЧС-1, магнитный жидкостный компас КИ-13 и система сигнализации критического угла атаки. Для определения высотно-скоростных параметров служили анероидно-мембранные приборы, работавшие от основного и аварийного приемников воздушного давления ПВД-7.
• Радионавигационное и радиосвязное оборудование включало: связную УКВ-радиостанцию РСИУ-5В (Р-802В), автоматический радиокомпас АРК-10, маркерное радиоприемное устройство МРП-56П, радиовысотомер РВ-УМ, ответчик СОД-57М радиолокационной системы слепой посадки РСП-6, бортовую аппаратуру радиолинии «Лазурь-М» (АРЛ-СМ) комплексной системы наведения истребителей на самолеты противника, запросчик-ответчик системы госопознавания СРЗО-2М («Кремний-2М»).
• Система автоматической регистрации параметров полета САРПП-12В-1, устанавливаемая на Су-15, начиная с 11-й серии, обеспечивала регистрацию на фотопленке 6 непрерывных аналоговых сигналов {высота, скорость и перегрузка, а также перемещения стабилизатора и обороты обоих двигателей) и 12 разовых команд.
• Вооружение состояло из 2 ракет «воздух-воздух» средней дальности типа Р-98. Использовались ракеты Р-98Р с радиолокационной и Р-98Т с тепловой ГСН. Кроме того, на Су-15 могли применяться и более старые ракеты типа Р-8М или Р-8М-1, но только при перехвате цели в ЗПС. Пуск ракет мог осуществляться как одиночно, так и залпом, с интервалом 0,5 с. В состав системы вооружения входили: РЛС РП-15М («Орел-Д58М»), коллиматорный визир К-10Т и балочные держатели БДЗ-59ФК. В строевых частях самолеты оснащались пушечными контейнерами УПК-23-250 с пушкой ГШ-23Л и боекомплектом по 250 снарядов, а также ракетами «воздух-воздух» малой дальности Р-60.

Технические характеристики

Модификации Су-15

Воздушный таран

С истребителем Су-15 связан довольно редкий для реактивных самолетов случай – воздушный таран. 18 июля 1981 года транспортный самолет CL-44, принадлежащий авиакомпании «Transportes Aereo Rioplatense» из Аргентины, совершал рейс по маршруту Тель-Авив-Тегеран, перевозя оружие для Ирана. Скорее всего, непреднамеренно данный самолет вторгся в воздушное пространство СССР со стороны Армении. На его перехват был поднят истребитель-перехватчик Су-15ТМ под управлением капитана Куляпина. Сопровождая CL-44, он, согласно международному коду, подавал самолету-нарушителю знаки следовать за собой.

Однако аргентинский самолет никак не реагировал и продолжал лететь в сторону границы.

Времени на атаку с помощью ракет Р-98 уже не оставалось, и Куляпину было приказано таранить самолет-нарушитель, что он и сделал, ударившись фюзеляжем в стабилизатор CL-44. После этого транспортный самолет вошел в штопор и упал, погибли 4 члена его экипажа. В то же время летчик Су-15 благополучно катапультировался и остался жив. За этот таран он был представлен к ордену Боевого Красного Знамени. Это был всего лишь 2-й и последний случай таранов в истории реактивной авиации.