Летом 1956 г. произошло событие, всерьез обеспокоившее советское руководство, поскольку выявило серьезную брешь в нашей системе ПВО. 2 июля в воздушном пространстве стран народной демократии впервые был обнаружен американский высотный самолет-разведчик Локхид U-2, а 4 июля настала очередь и Советского Союза. В дальнейшем такие машины периодически безнаказанно совершали вояж на высотах 20-21 км над стратегическими объектами Советского Союза, включая Москву. Однако до 1960 г. что-либо противопоставить и пресечь эти полеты советские войска ПВО не могли. Первую отечественную ЗРС С-25 только вводили в строй и еще не поставили на боевое дежурство, а имевшиеся на вооружении истребители-перехватчики МиГ-17ПФ и МиГ-19П не могли подняться на такую высоту. Единственным средством борьбы с высотными самолетами-разведчиками на тот момент могли стать истребители, оснащенные жидкостными ракетными ускорителями, позволяющими достичь высоты 20-22 км. Причем, к этому времени имелся неплохой задел по созданию подобных конструкций. Еще в сентябре 1953 г. в Правительстве подняли вопрос о необходимости постройки истребителя-перехватчика с ракетным ускорителем, который мог подниматься на высоту более 20 км. Из-за отсутствия опыта в этом направлении было решено первоначально построить экспериментальный самолет для исследований в области аэродинамики и освоения полетов на больших высотах. В качестве разработчика было определено ОКБ-155 главного конструктора А.И.Микояна (опытный завод No.155 МАП).

В соответствии с Постановлением СМ СССР и ЦК КПСС No.473-213 от 19 марта 1954 г. "О создании экспериментального самолета для исследовательских полетов со сверхзвуковыми скоростями на больших высотах" и вышедшим через пять дней приказом МАП No.189 коллективу ОКБ-155 предстояло на базе истребителя МиГ-19 построить опытный экземпляр такой машины и сдать ее на летные испытания в мае 1955 г по заданию самолет должен был обладать максимальной скоростью 1800-2000 км/ч, максимальной высотой полета 20000-22000 м, продолжительностью полета с ЖРД не менее 5 мин и общей продолжительностью полета 25-30 мин. Это же Постановление обязывало ОКБ-1 главного конструктора Л.С.Душкина разработать многоразовый ЖРД с тягой в 4000 кГс для оснащения скоростных высотных истребителей-перехватчиков. После тщательной конструктивной проработки и расчета летных данных в ОКБ-155 совместно со специалистами ЦАГИ и ЛИИ МАП провели сравнительную оценку различных схем самолета с ЖРД. Вывод сводился к тому, что если подобный самолет создавать на основе разрабатываемого в ОКБ нового опытного легкого фронтового истребителя Е-2 с тонким крылом стреловидностью по линии 1/4 хорд в 55°, то его масса будет меньше примерно на 1500 кг. Это могло повысить максимальную скорость до 2200 км/ч и поднять максимальный потолок до 25.000 м. Кроме того, самолет можно было вооружить двумя 30-мм пушками НР-30 и неуправляемыми реактивными снарядами (в перегрузку). А по завершении отработки системы управляемого вооружения К-5 пушки предполагалось заменить УР К-5.

Это предложение поддержало руководство МАП и ВВС, и в октябре 1954 г. оно было вынесено на рассмотрение Правительства. Самолет предлагали построить в двух вариантах: экспериментальном и истребителя-перехватчика. Первый планировали выпустить в июле 1955 г. для проведения летных исследований устойчивости и управляемости на больших высотах и сверхзвуковых скоростях полета. Второй предлагали построить в двух экземплярах - один, вооруженный двумя 30-мм пушками предъявить на госиспытания в мае 1956 г, а другой оснастить РЛС и системой управляемого вооружения К-5. После одобрения в Правительстве работы над новой машиной, начатые еще в феврале 1954 г., пошли полным ходом. Уже в ноябре начали выпускать рабочие чертежи, а к началу следующего года общий процент их технической готовности составил 33,4% против 21% по плану. При создании экспериментального самолета, получившего обозначение Е-50, за основу взяли планер проектируемого истребителя Е-2, значительно его переделав (в основном, в хвостовой части фюзеляжа) в связи с установкой жидкостного ракетного ускорителя. ЖРД С-155 на Е-50 разместили в киле самолета внутри контура теоретических обводов, а компоненты горючего - в фюзеляже. Для конструкторов это было сложной задачей, поскольку весь объем горючего для ЖРД требовалось разместить в фюзеляже вместе с основным двигателем и керосиновыми топливными баками, обеспечив надежность и безопасность эксплуатации силовой установки с четырьмя топливными компонентами:

керосин ТС-1;

самовоспламеняющееся топливо с азотной кислотой - ТГ-02;

окислитель - азотная кислота АК-20;

перекись водорода как рабочее тело для вращения турбонасосного агрегата подачи АК-20 и ТГ-02 в ЖРД.

В начале работ по новому самолету, естественно, возникало очень много проблем, с которыми инженеры ОКБ-155 ранее не сталкивались. Поэтому в создании самолета пригодился опыт ОКБ С.А.Лавочкина, накопленный при создании ракет ЗРС С-25. Однако собирать его пришлось по крупицам, так как своими производственными секретами коллеги делились весьма неохотно. Но там было проще - ракетчики создавали одноразовые ЛА, а в условиях применения ЖРД на самолете необходимы иные конструктивные решения, обеспечивающие длительное и многоразовое использование всей этой "агрессивной" техники. Для отработки ЖРД С-155 и его топливной системы до размещения на самолете в декабре 1954 г. в ОКБ-155 приступили к проектированию натурного стенда, полностью имитирующего внутреннюю компоновку будущей машины. Стенд был построен в ЛИИ МАП на базе ОКБ В.М.Мясищева. Стендовая отработка с участием специалистов ОКБ-1 и ЛИИ позволила заблаговременно довести систему питания ЖРД, состоящую из трех групп баков - для горючего ТГ-02 (топливо "К"), кислоты АК-20 (кислота "А") и перекиси водорода ("Т"). Кроме того, оказывалась помощь поставщикам заправочной техники в разработке конструкций для заправки самолета компонентами ракетного топлива. В это же время отработка системы запуска ЖРД С-155 в высотных условиях проходила на летающей лаборатории Ил-28.

Параллельно со стендовыми испытаниями топливной системы жидкостного ускорителя шла сборка первого летного экземпляра Е-50, и все конструктивные изменения, проверенные на стенде, сразу же переносили на машину. Так как основой Е-50 служил самолет Е-2, они во многом походили друг на друга. Правда, фюзеляж немного удлинили, что создало объем для размещения дополнительного топлива, а также изменили форму и конструкцию гаргрота. Хвостовая часть фюзеляжа в связи с установкой ЖРД подверглась более радикальным изменениям, а носовая часть фюзеляжа, крыло, стабилизатор и шасси остались прежними. В отличие от Е-2, на самолете применили специальные кислотостойкие материалы и покрытия. Отметим, что уже на первой машине была предусмотрена установка двух 30-мм пушек НР-30 в нижней части фюзеляжа. Силовая установка Е-50 состояла из турбореактивного РД-9Е с тягой 3300 кГс - доработанного серийного РД-9Б с расширенным диапазоном применения по высоте и скорости, и расположенного над ним ЖРД С-155 с тягой 3800 кГс. Срезы сопел ЖРД и ТРД находились в одной плоскости. В развитой нижней части киля были расположены баки с окислителем, агрегаты управления и турбонасосы подачи компонентов топлива в камеру ЖРД. Под фюзеляжем по обшивке проходили две трубы для аварийного слива компонентов ракетного топлива. Радиооборудование самолета состояло из радиостанции РСИУ-3М, аппаратуры госопознавания "Барий-М", автоматического радиокомпаса АРК-5 и маркерного радиоприемника МРП-48П. Для обеспечения жизнедеятельности летчика на больших высотах использовали разработанный в ОКБ-918 скафандр СИ-3 с прозрачным гермошлемом, больше напоминавшим сферический аквариум, в который был вмонтирован плоский иллюминатор.

Экспериментальный самолет Е-50 покинул сборочный цех 4 ноября 1955 г. Для летных испытаний новой машины ОКБ-155 был назначен экипаж в составе летчика-испытателя ЛИИ МАП В.Г.Мухина, ведущего инженера Н.В.Зайкина, которого вскоре сменил Ю.Н.Скоров, механика С.М.Дмитриева и моториста И.И.Семенова. От ОКБ-1 в испытаниях принимали участие ведущий-инженер А.Э.Зарин и начальник сектора В.В.Палло. По завершении наземной отработки и устранении выявленных недостатков 9 января 1956 г. самолет Е-50 совершил первый полет. Наличие дополнительной силовой установки обусловило некоторые особенности пилотирования. Как отмечал летчик-испытатель В.Г.Мухин, на рулении самолетом управлять было трудно. Особенно на заснеженном грунте. В связи с чем рекомендовалось применение управляемой передней стойки шасси. При взлете с полностью заправленными компонентами топлива ЖРД, но без использования последнего длина разбега составляла порядка 3000 м. Поэтому в случае неудовлетворительной работы форсажа двигателя РД-9Е требовалось либо прекращать взлет, либо включать ЖРД. При полете на скоростях, соответствующих М=0,87-0,98 наблюдались самопроизвольные толчки педалей. Причем с увеличением высоты сила толчков возрастала. При отключенных бустерах самолет нормально управлялся на скоростях до 550 км/ч (по прибору), а при полете на М=0,87-0,98 появлялась "валежка" вправо или влево, а затем происходил резкий переброс в обратную сторону. В остальном же самолет в полете вел себя устойчиво и предсказуемо. Как показали дальнейшие испытания, выработка компонентов топлива ЖРД на центровку машины влияла незначительно. Поначалу непроизвольное рыскание и крен, сопровождаемый "дерганием педалей" на скоростях, соответствующих М=0,9-1, пытались устранить, установив "нож" на руле направления. В третьем полете ширина "ножа" была 50 мм, а в четвертом - 75 мм. Но избавиться от этих явлений не удалось. В итоге после шестого полета машину отправили на более существенную доработку хвостовой части. 25 мая 1956 г. состоялся ее очередной вылет. Полностью решить проблему не удалось, но ее проявление все же минимизировали.

В полете 7 июня 1956 г. отработали систему аварийного слива компонентов топлива ЖРД без включения последнего. Слив прошел без замечаний, а распыленные компоненты, хотя и образовали облако, не воспламенились. Весь процесс фиксировали с самолета сопровождения Як-25 No. 07, который пилотировал летчик-испытатель Амет-хан Султан. На следующий день летчик-испытатель В.Г.Мухин впервые совершил на Е-50 взлет с работающим ЖРД. Причем, разбег занял всего 11 секунд. Первое включение ЖРД С-155 в воздухе было проведено в 12-м полете, а затем его также запускали в 13-м и 16-м полетах. Во всех случаях, как на земле, так и в воздухе запускался он безотказно. На испытаниях профиль полета включал в себя запуск ЖРД на высоте 6600 м и дальнейший набор высоты с углом тангажа 30°. При этом была достигнута высота 16250 м. При этом С-155 во всех случаях работал на режиме малой тяги. Автоматическая остановка ЖРД после полной выработки компонентов ракетного топлива протекала нормально. Испытания проходили довольно-таки успешно. После 17 полетов на самолет Е-50 установили новый двигатель РД-9Е 4-й серии и заменили камеру ЖРД С-155. При "гонках" и отработке силовой установки на земле РД-9Е отработал без замечаний и в общей сложности наработал 1 ч 10 мин.

В соответствии с заданием на выполнение контрольного полета,. назначенного на 14 июля 1956 г., требовалось проверить работу нового двигателя, для чего необходимо было взлететь с убранными закрылками на максимальном режиме, на высоте 5000 м включить форсаж и набрать высоту 12000-13000 м. Кроме того, предстояло оценить качество термозащиты фонаря с уменьшенным обзором, представлявшего собой металлический колпак с круглыми иллюминаторами. Во время выруливания В.Г.Мухина на старт загорелась красная лампочка "Пожар двигателя". Прекратив рулежку, он перевел двигатель на режим малого газа и вернулся на стоянку. Сигнальная лампа замигала, а затем погасла. Осмотр силовой установки не выявил каких-либо отклонений от нормы. Ведущий инженер Ю.Н.Скоров дал указание повторить взлет, а в случае срабатывания пожарной сигнализации в полете прекратить выполнение задания и произвести посадку. Самолет вырулил на старт и в 12 ч 53 мин взлетел. Сразу после взлета на максимальном режиме (11150 об/мин.) на высоте 150-200 м снова начала мигать лампочка "Пожар двигателя". Летчик убрал газ до номинала (10200-10300 об/мин). Во втором развороте на высоте 1000-1100 м лампа начала гореть постоянно, хотя показания приборов контроля силовой установки были нормальными. Согласно полученным инструкциям, летчик прекратил выполнение задания, сообщив об этом на землю. С выпущенными в третьем развороте шасси он зашел на посадку с убранными закрылками, а после четвертого разворота установил 9200 об/мин двигателя и скорость планирования 420-430 км/ч (по прибору). Из четвертого разворота он вышел на высоте 400 м между дальним и ближним приводами, установленными в створе ВПП-4. Однако после этого самолет повел себя непредсказуемо, начав быстро снижаться. Пилот плавно добавил газ для подтягивания, но обороты двигателя оставались постоянными. "Зависание оборотов" не позволило дотянуть до бетонки, и В.Г.Мухин посадил самолет с выпущенными шасси в створе ВПП-4. Первое касание земли произошло на расстоянии 700 м от посадочной полосы. В 12 ч 58 мин "пропахав" около 200 м по земле, самолет замер.

К счастью, на здоровье летчика аварийная посадка практически не отразилась, а вот самолет получил серьезные повреждения: в средней части фюзеляж разорвало, смяло его носовую часть, оборудование в ней сильно деформировалось, большинство шпангоутов с обшивкой и жесткие баки также смяло, а мягкие частично повредило, задние стрингеры и закрылки крыла погнуло, а левую консоль оторвало по нервюре No.13, шасси полностью вышло из строя. Двигатель РД-9Е No. Г534248 также пришел в негодность: при ударе о землю произошла деформация и разрушение лопаток компрессора и смялась нижняя часть реактивного сопла. Комиссия под председательством начальника отдела летных испытаний МАП Л.В.Чистякова, созданная в тот же день, установила, что "зависание" оборотов двигателя, как причины случившегося, произошло из-за производственного дефекта топливного насоса-регулятора НР-10А (малый натяг втулки гидрозамедлителя). В итоге он не обеспечил должной приемистости двигателю РД-9Е. Кроме того, косвенной причиной аварии стал ограниченный обзор через круглые иллюминаторы термозащиты фонаря кабины пилота. До аварии самолет налетал 5 ч 25 мин, при этом объем испытательных работ на нем составил 42% от запланированного. Однако, несмотря на аварию, основные проблемы были разрешены, и данная конструкция доказала свое право на жизнь. ВСУ работала вполне удовлетворительно, и испытания требовалось продолжить. К этому времени американские самолеты-разведчики Локхид U-2 уже вовсю "бороздили бескрайние просторы нашей необъятной Родины", а машины класса Е-50, казалось, были единственной возможностью воспрепятствовать этому безобразию.

В связи с этим 25 августа 1956 г. Постановлением СМ СССР и ЦК КПСС No.1195-613 было принято решение не только продолжить испытания самолета с комбинированной силовой установкой, но и подготовить производство опытной серии Е-50 на горьковском заводе No.21 им. С.Орджоникидзе. Этим же Постановлением на заводе No.154 запускали в серийное производство ЖРД С-155. 6 сентября на основе Постановления вышел приказ МАП No.481, в котором опытному заводу No.155 предписывалось восстановить первый летный экземпляр, построить второй и совместно с ВВС испытать их. Изначально, согласно составлении, о аварийной комиссией технического акта, предполагалось, что вышедший из строя и получивший серьезные повреждения первый летный экземпляр можно восстановить ремонтным вариантом на опытном заводе No.155. Однако в ходе детального техосмотра и дефектации агрегатов оказалось выгоднее построить новый самолет с использованием отдельных годных узлов. Второй опытный экземпляр самолета Е-50 (Е-50/2) находился в производстве с 18 июля по 7 декабря 1956 г. Внешне он практически ничем не отличался от Е-50/1 за исключением незначительных изменений конструкции хвостовой части: изменена форма стекателя в корневой части киля и увеличена площадь руля направления. Взлетная масса машины с запасом топлива в 3450 кг составила 8472 кг. Как и на первом экземпляре, на Е-50/2 предусмотрели место для двух 30-мм пушек НР-30, но их тоже не устанавливали. Для продолжения испытаний был назначен летчик-испытатель ЛИИ МАП В.П.Васин.

Первый вылет самолета Е-50/2 состоялся 3 января 1957 г. После отработки в воздухе с ТРД провели полеты и с работающим ЖРД. В третьем полете (18 февраля) с включенным ЖРД удалось "взять" высоту 23600 м и разогнаться до скорости 2130 км/ч в режиме набора высоты. Летчик отметил, что на высоте машина вела себя устойчиво, была вполне управляема, позволяла маневрировать и продолжать горизонтальный полет после выключения ЖРД. Анализ результатов давал надежду достичь в последующем высоты 25000 м и максимальной горизонтальной скорости 2500 км/ч. Всего на Е-50/2 по программе заводских испытаний выполнили 25 полетов, в том числе 17 - с работающим ЖРД. При этом было установлено несколько неофициальных рекордов высоты и скорости с включенным ЖРД:

максимальная высота полета 25580 м (при работе ЖРД с высоты 9000 м до 23000 м);

максимальная скорость 2470 км/ч на высоте 18000 м;

время горизонтального полета на высоте 20000 м - 4 мин (с учетом торможения после выключения ЖРД).

Кроме того, был совершен взлет с включением С-155 на старте. За успешные испытания второго опытного экземпляра самолета Е-50 летчику-испытателю В.П.Васину 1 мая 1957 г. присвоили звание Героя Советского Союза. По окончании заводских летных испытаний самолет Е-50/2 по распоряжению 7-го ГУ МАП в августе передали в ЛИИ для дальнейших исследований работы двигателей на больших высотах. Между тем еще в августе 1956 г. на заводе No.155 приступили к постройке третьего опытного экземпляра самолета Е-50 (Е-50/3) - боевого варианта - с установкой двух пушек НР-30, прицела АСП-5Н и СУВ. К началу следующего года готовность машины составляла 58% против 45%, предусмотренных графиком. По ходу ее строительства устраняли конструктивные недостатки, выявленные в испытаниях предыдущих экземпляров. Внешне самолет значительно отличался от своих предшественников - с целью размещения радиооборудования и дополнительного запаса топлива у него удлинили носовую часть фюзеляжа, хвостовую в зоне установки ЖРД еще раз модифицировали, а также заострили кромки обечайки воздухозаборника. Существенному пересмотру подвергли топливную систему, приборное и электрооборудование. Для работы летчика на больших высотах машину оснастили комплектом кислородного оборудования ККО-2М с высотным компенсирующим костюмом ВКК-3М и гермошлемом ГШ-4 с электрообогревом. Кроме этого, на машине смонтировали комплект высотной аппаратуры для работы в высотных условиях (до 25 км) с существующей самолетной аппаратурой связи (СПУ и радиопередатчиками). Комплект ККО-2М работал в следующих режимах:

длительно (до 10 ч) при полетах в разгерметизированной кабине на высотах до 12 км и в загерметизированной на высотах до 24 км;

кратковременно (не менее 10 мин) при разгерметизации кабины на высотах от 12 км до 20 км и не более 3-4 мин на высоте 24 км;

кратковременно при катапультировании летчика на высотах до 24 км с одновременным автоматическим переключением на питание кислородом от парашютного прибора КП-27М.

Третий опытный экземпляр был закончен в производстве 17 апреля 1957 г. и сразу отправлен на заводские летные испытания. Взлетная масса машины составила 8610 кг (в том числе запас топлива - 3554 кг). По завершении наземной отработки 21 мая летчик-испытатель В.П.Васин совершил на Е-50/3 первый вылет. Как и в предыдущем случае, испытания проходили успешно. По воспоминаниям ведущего инженера Ю.Н.Скорова, после 20-25 полетов на Е-50/2 были получены прекрасные результаты, проявилась уверенность в надежной работе систем самолета, и особенно его силовой установки. И вот тогда кто-то "наверху" предложил снарядить Е-50/3, отправив его на реальный перехват самолета-разведчика U-2, который в это время периодически "пасся" в воздушном пространстве СССР. Однако простое, казалось бы, решение было трудновыполнимым, так как помимо истребителя-перехватчика к месту назначения, которое заранее трудно было предугадать, требовалось отправить целый эшелон с техникой, обеспечивающей полет самолета с жидкостным ускорителем. В связи с этим командировка Е-50/3 "на особо важное задание" не состоялась.

8 июля руководство МАП предложило командованию ВВС принять Е-50/3 на дальнейшие летные испытания с целью выявления тактических возможностей использования истребителей-перехватчиков с ЖРД. Принимать самолет назначили летчика-испытателя ГК НИИ ВВС подполковника Н.А.Коровина. После трех контрольных полетов для освоения и оценки машины, в том числе и с работающим ЖРД, он в 12 ч 50 мин вылетел 8 августа 1957 г. в приемочный полет. По заданию Н.А.Коровин должен был достичь с работающим ЖРД высоты 20000 м. В 13 ч 01 мин летчик сообщил, что самолет вошел в штопор, а через полминуты последовало вторичное сообщение, что попытка вывода из штопора не удалась, и он покидает машину. Истребитель-перехватчик Е-50/3 упал в районе деревни Радовицы, в 100 км юго-восточнее аэродрома Раменское. Летчик был обнаружен мертвым вместе с пилотским креслом и нераскрывшимся парашютом в 150 м от места падения самолета. Примечательно, что за день до катастрофы, перед сдачей машины военным, летчик-испытатель В.П.Васин выполнил подобный контрольный полет без замечаний. Всего на самолете Е-50/3 до катастрофы выполнили 10 полетов, в том числе шесть - с работающим ЖРД. Комиссия установила, что в полете произошел взрыв турбонасосного агрегата ЖРД, а начавшийся пожар быстро уничтожил часть конструкции вертикального оперения. Став неуправляемым, самолет вошел в штопор, из которого уже не вышел. И хотя летчик катапультировался, но, к несчастью, нештатно сработал механизм расцепления кресла и фонаря. Таким образом, в момент, когда казалось, что все проблемы позади, "агрессивная" техника проявила свое коварство.

ЛТХ:

Модификация	Е-50
Размах крыла, м	8.11
Длина, м	14.85
Высота, м
Площадь крыла, м2	21.00
Масса, кг
пустого самолета	5920
максимальная взлетная	8500
Тип двигателя	1 ТРДФ АМ-9Е и 1 ЖРД С-155
Тяга, кгс	1 х 3800 + 1 х 1300
Максимальная скорость , км/ч	2460 (М=2.33)
Практическая дальность, км	450
Практический потолок, м	23000
Экипаж	1
Вооружение:	две 30-мм пушки НР-30

Чертеж "Микоян,Гуревич Е-50"

	Е-50/1
	Е-50/1
	Е-50/1
	Е-50/1
	Е-50/3
	Е-50/3
	Е-50/3
	Е-50/3
	Кабина пилота Е-50/3

Схемы:

E-50/1 (c) Александр Гаврилов

Модификация	Е-50
Размах крыла, м	8.11
Длина, м	14.85
Высота, м
Площадь крыла, м2	21.00
Масса, кг
пустого самолета	5920
максимальная взлетная	8500
Тип двигателя	1 ТРДФ АМ-9Е и 1 ЖРД С-155
Тяга, кгс	1 х 3800 + 1 х 1300
Максимальная скорость , км/ч	2460 (М=2.33)
Практическая дальность, км	450
Практический потолок, м	23000
Экипаж	1
Вооружение:	две 30-мм пушки НР-30