Первые реактивные самолеты П. О. Сухого (1941-1950 гг.)

П. О. Сухой

Постановлением Комитета Обороны при СНК СССР от 29 июля 1939 г. на базе конструкторского отдела №15 московского завода №156 НКАП СССР было образовано самостоятельное конструкторское бюро П.О. Сухого. Частая смена мест базирования (1939 г. – завод №135 НКАП СССР г. Харьков; 1940 г. – завод №289 НКАП СССР ст. Подлипки (г. Королев) Моск. обл.; 1941 г. – завод №289 НКАП СССР г. Молотов (г. Пермь); 1943 г. – завод №289 НКАП СССР г. Тушино Московской области; 1945 г. – завод №134 НКАП СССР г. Москва – Тушино), слабая производственная база, сложные бытовые условия и другие трудности, возникшие с первого дня существования КБ и преследовавшие его на протяжении первого десятилетия, не сломили творческий дух коллектива. В этот период были разработаны проекты различных типов самолетов, часть которых строилась и испытывалась. Среди них важное место занимают самолеты с реактивными двигателями.

В начале 1941 г., наряду с плановыми работами по самолетам Су-1, Су-2, Су-3, Су-4, Су-6, конструкторское бюро завода №289 приступило к выполнению ряда инициативных работ. В апреле была завершена одна из них – эскизный проект двухмоторного высотного бомбардировщика «СБ» с гермокабиной. По своей схеме, геометрическим и летным данным самолет П.О. Сухого практически не отличался от фронтового бомбардировщика «103», созданного в ОТБ при НКВД СССР под руководством А.Н.Туполева и совершившего свой первый полет 29 января 1941 г.

Особый интерес в данном проекте вызывает силовая установка, включавшая в себя два поршневых двигателя жидкостного охлаждения АМ-38 с турбокомпрессорами (ТК), выхлопные газы которых создавали дополнительную тягу. Следует отметить, что идея использования реакции выхлопных газов для повышения скорости полета к этому времени уже нашла применение в авиации в виде реактивных патрубков, однако «суховцы» выбрали иную схему, обеспечивающую более значительный прирост скорости.

Каждый двигатель АМ-38 имел по два турбокомпрессора, размещенных в хвостовой части мотогондолы, причем турбинные части ТК крепились внутри специальной камеры (в эскизном проекте «камера реактора» или «камера дожигания»), куда и поступали выхлопные газы. Они, совершив работу на лопатках турбин ТК, а затем, истекая через отверстие в хвостовой части камеры, создавали силу тяги. Выхлопные коллекторы каждого двигателя на участке от передней кромки крыла до камеры заключались в кожухи, в результате чего через образовавшиеся кольцевые каналы атмосферный воздух под действием скоростного напора поступал в камеру, причем с повышенным теплосодержанием. Проект предусматривал и возможность подачи в камеру дополнительного топлива, что в свою очередь способствовало увеличению силы тяги. Вся установка ТК была выполнена в виде отдельного блока.

Если отбросить некоторые условности, то данную конструкцию можно рассматривать как простейший прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) и, следовательно, как первую работу КБ П.О.Сухого в области реактивной авиации.

Вышеупомянутый эскизный проект был отправлен на рассмотрение в НИИ ВВС КА, где получил отрицательное заключение, связанное с некоторыми недостатками проекта. В то же время в выводах отмечалось:

«Полученную в проекте максимальную скорость 630 км/час на высоте 8500 м можно считать реальной при использовании реактивного эффекта выхлопных газов. Необходимо довести максимальную скорость до '650 км/час …».

В годовом отчете завода №289 за 1942г. упоминается еще об одном, правда, незавершенном проекте варианта самолета СУ-6 с ТК и воздушно-реактивным двигателем (ВРД), а также о проекте одноместного экспериментального самолете с ВРД, разработанного в октябре 1942 г.

В нем, в качестве силовой установки, предусматривалось использование мотокомпрессорного ВРД ( по терминологии тех лет – воздушно-реактивного двигателя компрессорного типа или ВРДК) разработки КБ П.О.Сухого, принципиально схожего с ВРДК самолета Caproni-Campini CC-2, построенного в Италии и совершившего первый полет 17 августа 1940 г.

У этого самолета потребная тяга создавалась работой ВРДК, в котором наружный воздух, поступавший в реактивный двигатель, предварительно сжимался осевым компрессором, приводимым поршневым двигателем.

По-видимому, выбор данной схемы силовой установки был обусловлен, прежде всего, отсутствием какого-либо доведенного ВРД, а также возможностью создания тяги двигателем и без сжигания топлива в камере сгорания. В этом случае теплосодержание воздуха увеличивалось за счет сжатия его в компрессоре, а также за счет охлаждения цилиндров и маспорадиатора приводного двигателя и его выхлопа в тракт ВРДК. Данный режим снижал тягу реактивного двигателя, но значительно увеличивал продолжительность полета.

Мотогондолы с двигателями АМ-38 и турбокомпрессорами, создающими реактивную тягу

Схема проекта самолета с ВРДК

Схема проекта истребителя с ВРДК под крылом

Самолет П.О. Сухого по схеме представлял собой моноплан с низкорасположенным трапециевидным крылом, нормальным однокилевым хвостовым оперением и убирающимся в полете шасси.

Носовая часть самолета – эллиптическая гондола с кабиной пилота, бортовым оборудованием и топливным баком – крепилась к фюзеляжу на шести стойках, образуя кольцевую щель воздухозаборника.

Внутри фюзеляжа размещался девятицилиндровый поршневой двигатель воздушного охлаждения, предположительно М-62 или М-63, приводящий во вращение двухступенчатый осевой компрессор. За поршневым двигателем располагался ВРД, состоящий из: завихрителя (турболизатора), топливного коллектора с форсунками и камеры сгорания с нерегулируемым реактивным соплом.

К сожалению, другие данные по проекту отсутствуют, сохранились лишь общий вид самолета и компоновочная схема ВРД. Тем не менее известно, что данный проект был передан на рассмотрение в реактивный отдел ЦАГИ и получил там отрицательное заключение, которое можно объяснить следующим образом.

Созданный в начале 40-х годов по инициативе профессора Г.Н.Абрамовича реактивный отдел (4 лаборатория ЦАГИ) занимался работами по изучению термодинамического цикла ВРДК, по созданию методик расчета его основных параметров и по разработке принципов регулирования. Кроме того, велось проектирование нескольких самолетов с различными вариантами этого двигателя.

Основываясь на опыте лаборатории, Г.Н.Абрамович пришел к выводу, что разработка полноценного ВРДК связана с большой научно-исследовательской работой и под силу только учреждениям типа ЦАГИ и ЦИАМ, имеющим мощную исследовательскую базу.

Как бы в подтверждение этого вывода в ЦИАМ уже к середине 1943 г. были завершены проектные работы по ВРДК трех схем:

– в комбинации с поршневыми двигателями (конструкторы А.А.Фадеев и К.В.Холщевников);

– в комбинации с авиационным дизелем (конструктор А.И.Толстов);

– газотурбинного ВРД (конструктор В.В.Уваров).

Эти работы ЦИАМ не остались без внимания со стороны П.О.Сухого, и к концу 1943 г. в КБ уже велись предварительные проработки проекта одноместного истребителя с комбинированной силовой установкой, выполненной по схеме А.И.Толстова. Принципиальной особенностью которой являлось использование авиационного дизеля М-30Б с воздушным винтом в качестве основного двигателя самолета, а двух ВРДК, расположенных под консолями крыла, как ускорителей, необходимых для кратковременного увеличения скорости полета. В данной схеме ВРДК турбина, вращавшая осевой компрессор, приводилась в действие выхлопными газами основного двигателя самолета.

По предварительным расчетам, самолет должен был иметь следующие данные:

Максимальная скорость

на высоте 8000 м, км/ч………. 770

Полетная масса, кг……. 5800

Масса пустого самолета, кг 4200

Масса нагрузки, кг…….. 1600

Длина самолета, мм… 11280

Размах крыла, мм………. 13450

Площадь крыла, кв.м……. 30

Учитывая то, что никаких упоминаний о данном проекте в архивных документах не найдено, можно предположить, что к началу 1944 г. работы по нему были прекращены в связи с большими трудностями, возникшими при создании данной схемы ВРДК. Однако следует отметить, что в начале 1945 г. П.О.Сухой еще раз вернулся к этой силовой установке, но уже применительно к самолету Ер-2.

В январе 1944 г. в КБ завода №289 в инициативном порядке приступили к эскизному проектированию одноместного истребителя с комбинированной силовой установкой конструкции А.А.Фадеева и К.В.Холщевникова.

К середине февраля был готов 1-й вариант проекта. Самолет по схеме представлял собой свободнонесущий моноплан, цельнометаллической конструкции с однокилевым хвостовым оперением и убирающимся в полете шасси.

Первый вариант истребителя с ВРДК

Комбинированная силовая установка состояла из основного поршневого двигателя М-107А с воздушным винтом и дополнительного ВРДК, выполнявшего функцию ускорителя. Компрессор приводился во вращение двигателем М-107А при помощи двух валов и промежуточного редуктора. Забор воздуха для ВРДК осуществлялся двумя воздухозаборниками, расположенными в носках центроплана крыла. Воздушные каналы пролегали внутри центроплана, затем входили в фюзеляж и объединялись в один общий канал, который подводил воздух к осевому одноступенчатому компрессору, затем сжатый воздух поступал к передней части камеры сгорания с установленными в ней форсунками. Задняя часть камеры сгорания переходила в нерегулируемое реактивное сопло.

В начале марта 1944 г. был завершен эскизный проект 2-го варианта одноместного истребителя с М-107А и ВРДК Фадеева-Холщевникова. Данный проект имел ряд существенных отличий от предыдущего варианта. Учитывая то, что крыльевые воздухозаборники имеют значительные потери полного давления, связанные с большим количеством изгибов воздушных каналов, а также с увеличенными скоростями потока из-за малых размеров проходных сечений, во втором варианте приняли решение разместить воздухозаборник под коком воздушного винта двигателя М-107А, в связи с чем изменилась компоновка самолета. Кроме того, изменения коснулись мест размещения маслорадиатора и радиатора системы охлаждения М-107А, упростилась трансмиссия привода компрессора ВРДК. Проект имел и ряд других отличий.

По завершению проектирования 2-й вариант был направлен для ознакомления в НКАП СССР и там включен в проект плана опытного строительства самолетов ВВС КА на 1944 г.

Ранее, в феврале 1 944 г., Государственный Комитет Обороны (ГОКО) принял решение об организации НИИ-1, в котором сосредотачивались бы все научно-исследовательские и практические работы по реактивной технике. Кроме того, это постановление обязывало НКАП СССР в месячный срок представить предложения по созданию конкретных образцов самолетов и реактивных двигателей.

В марте подготовили проект постановления правительства, в который, наряду с самолетами других КБ, включили и вышеупомянутый истребитель П.О.Сухого.

22 мая 1944 г. ГОКО принял постановление, послужившее началом нового этапа в развитии реактивной техники в Советском Союзе. Это постановление и приказ НКАП СССР № 371 от 30 мая

1944 г. обязывали главных конструкторов А.С. Яковлева, С.А.Лавочкина, Н.Н. Поликарпова, А.И. Микояна, М.И. Гуревича и П.О. Сухого приступить к работам по созданию самолетов с реактивными двигателями.

П.О. Сухой получил задание: «Спроектировать и построить одноместный экспериментальный самолет с мотором ВК- 107А с установкой дополнительного ВРДК конструкции и постройки ЦИАМ, со следующими летно-техническими данными:

Максимальная скорость с включением ВРДК на расчетной высоте 7000-8000 м

в течение 10 мин……. 800 км/ч

Максимальная скорость

без включения ВРДК. 700 км/ч

Скороподъемность на 5000 м

без включения ВРДК. 5,5 мин

Скороподъемность на 5000 м

с включением ВРДК.. 4,3 мин.

Продолжительность полета при условии пользования форсажем не более 10 мин.

(включение ВРДК)… 1ч. 30 мин

Практический потолок 11800 м

Разбег…………………………. 330 м

На самолете предусмотреть установку одной пушки калибра 20 мм или 23 мм и 2-х пулеметов калибра 12,7 мм.

Самолет построить в 2-х экземпляров и предъявить на летные испытания:

1-й экземпляр – 15 февраля 1945 г.

2-й экземпляр – 15 марта 1945 г.».

В начале июня в КБ приступили к проектированию самолета, первоначально получившего обозначение И-107, или «Д», а уже в процессе заводских летных испытаний – Су-5.

Второй вариант истребителя с ВРДК

Макет истребителя Су-5

Хвостовая часть макета Су-5

За основу приняли 2-й вариант эскизного проекта одноместного истребителя с М-107А и ВРДК ЦИАМ, который после доработки предъявили на рассмотрение руководству НКАП СССР и ВВС КА.

Параллельно с эскизным проектированием велись работы по техническому проекту и постройке макета. Чтобы уложиться в установленные правительством сроки, в июле, еще до полного изготовления чертежей, приступили к постройке экземпляра самолета для статических испытаний.

В середине сентября состоялось заседание совместной макетной комиссии, которая высказала ряд замечаний по оборудованию кабины, по ВМГ и ВРДК, по вооружению и ряду других систем. Изменения конструкции, связанные с замечаниями, были срочно внесены в строящийся экземпляр опытного самолета.

Заключение по эскизному проекту было утверждено руководством НКАП СССР – 19 сентября, главным инженером ВВС КА – 6 октября, а протокол макетной комиссии – 24 октября 1944 г.

23 ноября завершили постройку и передали в ЦАГИ экземпляр самолета для статических испытаний.

Постройка летного экземпляра затянулась из-за несвоевременной подачи силовой установки, и лишь 24 марта 1945 г. самолет был передан на летно-испытательную станцию (ЛИС) завода № 134. В этот же день летчик-испытатель Г.И. Комаров выполнил первые рулежки, а 6 апреля, после получения разрешения, состоялся первый полет экспериментального истребителя Су-5. Начались заводские летные испытания.

Приказом НКАП СССР № 156 от 17 апреля 1945 г., с некоторым опозданием, была утверждена бригада по обслуживанию летных испытаний, в которую от завода № 134 вошли: летчик испытатель – ПИ. Комаров, ведущий инженер по самолету – С.Я. Горбунов, бортмеханик – А.М.Зуев и моторист – И.Н. Осипенко, а ЦИАМ представляли: ведущий инженер по ВРДК – А.И. Комиссаров и механик Мазанов.

Истребитель Су-5

Мотокомпрессорная установка ВДРК

Камера сгорания ВРДК

Испытания самолета проводились на Тушинском аэродроме, но 15 июня они прекратились из-за аварии двигателя ВК-107А. К этому моменту были выполнены 23 полета с общим налетом 8 ч. 50 мин. По их результатам составили отчет, в котором указывалось:

«… 1. Винтомоторная установка в части питания, смазки и охлаждения работает на всех режимах вполне удовлетворительно.

2. Управляемость и устойчивость самолета на различных скоростях и эволюциях – нормальная.

3. При производстве полета на сверхмаксимальную скорость никаких элементов срыва и вибраций не наблюдалось.

4. Полученная максимальная скорость на высоте Н=4350 м равна 793 км/ч. При дальнейших полетах подтвердить полученную однажды скорость не удалось…", что объяснялось недоведенностью ВРДК.

В период вынужденного простоя из- за отсутствия двигателя на самолете установили новое крыло с ламинари- зированным профилем ЦАГИ, кроме того, в связи с подготовкой к авиаци; онному параду, по распоряжению НКАП СССР, ЛИС завода № 134 была передислоцирована на Центральный аэродром.

Новый двигатель ВК-107А с 15-часовым ресурсом (вместо 25-часового) получили 7 июля, а доработанный компрессор ВРДК – 2 августа.

Заводские испытания возобновились 7 августа и продолжались до 18 октября. Полеты прекратили из-за выработки двигателем своего ресурса. К этому времени по программе заводских испытаний были выполнены 42 полета, из них с включением ВРДК -11. Общий налет составил 17ч. 49 мин.

1 ноября 1945 г. завершили производством второй летный экземпляр самолета, который передали в ЦАГИ для аэродинамических исследований.

В начале 1946 г. ведущий инженер С.Я. Горбунов обратился в ЦК ВКП (б) с письмом, в котором сообщал о задержках с испытаниями самолета Су-5. Письмо было переадресовано в Наркомат авиапромышленности. В своем ответе Г.М. Маленкову заместитель Наркома А.С.Яковлев писал:

«…На заводских испытаниях на самолете т. Микояна была достигнута максимальная скорость 823 км/ч на высоте 7000 м, соответствующая заданной скорости; на самолете же т. Сухого была получена скорость значительно меньше заданной, причем на испытаниях не удалось выявить причин недобора скорости.

Ввиду того, что самолет конструкции т. Микояна оказался более отработанным, по нему была начата постройка опытной серии в количестве 10 самолетов на заводе № 381.

Ограниченное количество двигательных установок не дало возможности обеспечить ими одновременно и самолеты т.Микояна, и самолеты т. Сухого , поэтому Наркомавиапромом было дано указание ЦИАМу передать очередной испытанный двигатель заводу № 381 для установки на головной самолет опытной серии конструкции т. Микояна, как более доведенный.

Для выявления причин значительного недобора скорости самолета т. Сухого второй экземпляр этого самолета подготовлен для исследования путем продувки в аэродинамической трубе Г-104 ЦАГИ…»

Фактически судьба Су-5 была уже предрешена. До конца 1946 г. новая силовая установка так и не поступила, а 30 ноября 1946 г. вышло постановление Совета Министров СССР «О прекращении работ по потерявшим актуальность самолетам плана опытного самолетостроения МАП». В него, среди прочих, включили самолет Су-5 со следующим заключением:

«Заданные летные данные на испытаниях не получены и значительно перекрыты на аналогичном самолете т. Микояна, закончившем заводские испытания».

Самолет Су-5, созданный для перехвата и уничтожения самолетов противника и ведения активного воздушного боя, главным образом, на больших высотах, представлял собою свободнонесущий цельнометаллический моноплан с нормальным однокилевым оперением и убирающимся в полете шасси.

Крыло однолонжеронной конструкции с дюралевой обшивкой состояло из двух отъемных частей, стыкующихся с фюзеляжем по бортовым нервюрам. В крыле размещались два бензобака общей емкостью около 180 л. и мас- лорадиатор. Предусматривалась возможность установки дополнительного бензобака емкостью 130 л. Щитки и элероны цельнометаллические. Элероны имели весовую и аэродинамическую компенсацию, на левом элероне размещался триммер.

Фюзеляж – цельнометаллический монокок овального сечения. Внутри фюзеляжа, под полом кабины пилота располагались компрессор ВРДК и радиатор системы охлаждения двигателя ВК-107А, а в хвостовой части фюзеляжа – камера сгорания ВРДК. За кабиной пилота, над радиатором размещался бензиновый бак емкостью 500 л.

Оперение, включающее свободно- несущий цельнометаллический нерегулируемый стабилизатор и цельнометаллический киль, крепилось к хвостовой части фюзеляжа. Рули имели весовую и аэродинамическую компенсацию и были снабжены триммерами.

Шасси – трехопорное с хвостовым колесом. Основные опоры убирались вдоль размаха в носок крыла, а хвостовое колесо – в небольшой обтекатель.

Винтомоторная группа (ВМГ) состояла из поршневого двигателя жидкостного охлаждения ВК-107А, мощностью в 1650 л.с. с коробкой привода компрессора и четырехлопастного цельнометаллического винта изменяемого шага, диаметром 2,9 м. Двигатель крепился на мотораме ферменной конструкции, сваренной из стальных труб. Воздух в приводной центробежный нагнетатель (ПЦН) мотора поступал из-за компрессора ВРДК. Радиатор системы охлаждения двигателя размещался в воздушном канале, между компрессором и камерой сгорания. Регулировка охлаждения двигателя осуществлялась с помощью шунта. Маспорадиа- тор располагался в тоннеле левой консоли, воздух для охлаждения подводился через заборник в носке крыла, с выходом на его нижней поверхности. Маслобак крепился на противопожарной перегородке.

ВРДК состоял из осевого компрессора Э-3020, длинного вала привода компрессора, камеры сгорания с системой форкамер и форсунок. Воздух для ВРДК поступал из носового воздухозаборника, расположенного под коком воздушного винта. Воздушный канал пролегал под ВК-107А и через вырез в лонжероне крыла подходил к осевому компрессору, и далее следовал к передней части камеры сгорания с установленными в ней форка- мерами и форсунками. Задняя часть камеры сгорания была оборудована створками для регулирования проходного сечения реактивного сопла. Камера сгорания охлаждалась воздухом, забираемым за компрессором и поступавшим в промежуток между кольцевым экраном и наружной стенкой камеры сгорания. Питание ВРДК осуществлялось из фюзеляжного и правого крыльевого баков. При заводских испытаниях ВРДК в ЦИАМ, закончившихся в апреле 1945г., были получены следующие данные:

Максимальная

сила тяги, кг…………….. 344

Расход горючего на номинальном

режиме,кг/час………… 1235

Масса двигательной

установки, кг………….. 140,9

На самолете предусматривалась установка пушки Н-23 с боезапасом в 100 патронов и двух синхронных пулеметов УБС-12,7 с суммарным запасом в 400 патронов.

Бронирование включало бронеспинку толщиной 10 мм, козырек и заголовник из прозрачной брони толщиной 65 мм. Предусматривалась возможность установки дополнительной брони для защиты левой руки, головы пилота и двигателя.

(Окончание следует)