Читаем Самолеты мира 2000 04 полностью

– 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 плюс-минус 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 г., постройка – ноябрь 1959 г., испытания – апрель 1961 г. По тематическому плану на 1960 г. предусматривались заводские испытания во втором квартале 60-го, а государственные – в первом квартале 61-го.

Весной 1959 г. началось эскизное проектирование. Для сверхзвукового истребителя-перехватчика с турбореактивным двигателем Р-15-300 выбрали проверенную аэродинамическую схему типа T-3…T-43. 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 г. изготовления макета, в ОКБ приступили к рабочему проектированию и строительству самолета.

Фюзеляж 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.