Как известно, во второй половине 1950-х гг. для советской авиации наступили тяжелые времена в связи с пристрастием руководства страны к ракетам (зенитным, в частности). Как военным, так иконструкторам настойчиво "рекомендовалось" пересмотреть программы перевооружения ВВС и ПВО. В авиапроме царило уныние, перспективы боевой пилотируемой авиации виделись в черном цвете. В 1958 г. в госкомитете по авиатехнике (ГКАТ ) с разработки сняли 24 темы по самолетам и 12 по двигателям, а в следующем году - еще 21 и 9 соответственно.

В то же время на Западе появились новые ударные авиационные комплексы, что заставляло советских военных вырабатывать ответные меры. В частности, требовались истребители ПВО с большими рубежами перехвата, способные атаковать цели в переднюю полусферу (ППС). Учитывая симпатии политического руководства страны, ставить вопрос о создании каких-либо новых самолетов было почти невозможно, речь могла идти только о модернизации существовавших машин. При этом в отношении перехватчика следовало клятвенно обещать, что он будет лишь носителем ракет класса "воздух-воздух", а его полет станет автоматизированным от взлета до посадки.

В такой обстановке в марте 1960 г. возглавляемое П.О.Сухим ОКБ-51 начало работы по созданию самолета, получившего заводской шифр Т-58. Новую тему оформили как дальнейшую модернизацию комплекса Т-3-8М (будущий Су-11). Самолет планировали оснастить РЛС с большими дальностью действия и углами обзора, а также ракетами с более высокими характеристиками. Разработчиком радара ОКБ-339 предлагались два варианта станции: "Орел-2" (главный конструктор Г.М.Кунявский) - модернизированную РЛС "Орел", предназначавшуюся для Су-11, и новую РЛС "Вихрь" (главный конструктор Ф.Ф.Волков) - вариант станции "Смерч" для перехватчика Ту-28. С точки зрения "суховцев", общим для обоих радаров было то, что из-за больших размеров ни один из них не удавалось втиснуть в носовую часть Су-11, оснащенную осесимметричным воздухозаборником. Под станцию требовалось выделить всю носовую часть самолета, а следовательно, перейти к боковым заборникам. В итоге, новый перехватчик обрел классический вид реактивного самолета 2-го поколения.

В ОКБ-51 подобная компоновка уже применялась на опытном перехватчике П-1, а также рассматривалась в рамках нереализованного проекта Т-37. В отличие от них для новой машины был выбран воздухозаборник прямоугольного поперечного сечения с вертикальным клином торможения. Такое устройство в СССР еще не было достаточно отработано, и ОКБ шло на определенный технический риск. Фюзеляж самолета представлял собой тело сложной формы большого удлинения, начинающееся остроконечным обтекателем РЛС, который плавно переходил в носовую часть. Далее следовали кабина пилота и боковые воздухозаборники. К 18 шпангоуту обводы заборников сводились к теоретическому контуру фюзеляжа Су-11, от которого сохранили также крыло, оперение, шасси, систему управления и двигатель АЛ-7Ф-2 разработки ОКБ-165 (главный конструктор A.M.Люлька). Согласно "установкам партии и правительства" единственным оружием самолета оставались ракеты.

Работы по новой теме сначала продвигались быстро: уже в июле 1960 г. началось изготовление деталей планера, сборка носовой части и воздушного канала. Однако постепенно темпы замедлились, т.к. военные постоянно повышали свои требования. Их "аппетит" достиг апогея к концу осени: новому комплексу следовало обеспечить всеракурсную атаку целей, идущих на высотах до 27 км со скоростью до 2500 км/ч. В ноябре "суховцы" подготовили проект постановления правительства, в котором речь шла об оснащении перехватчика РЛС "Вихрь", новыми ракетами типа К-40 и системой автоматического управления "Полет". В этом документе впервые появилось обозначение самолета - Су-15, а весь комплекс перехвата именовался Су-15К-40(Т-3-8МЗ).

К концу года в ОКБ на специальном стенде начались испытания силовой установки с боковыми воздухозаборниками. Параллельно велась сборка двух опытных экземпляров самолета - летного и для прочностных испытаний. Но время шло, а правительственное решение о создании машины не принималось, соответственно, не был узаконен и состав ее оборудования. Поэтому работы в ОКБ продолжались по варианту перехватчика с РЛС "Орел-2" и разработанными в ОКБ-4 (главный конструктор М.Р.Бисноват) ракетами К-8М2 - модернизированный для стрельбы в ППС вариант К-8М. Название Су-15 на время исчезло из официальной переписки, и в документах того периода самолет именовался Су-11М. Окончить постройку летного прототипа планировали в сентябре 1961 г., но летом работы по Т-58 были приостановлены.

К середине 1961 г. стало ясно, что строевые части, осваивавшие Су-7Б и Су-9, столкнулись со значительными трудностями. Факты свидетельствовали о крайне низкой надежности двигателей типа АЛ-7Ф. За первые полтора года эксплуатации в летных происшествиях были потеряны 23 машины, причем более половины из-за отказов единственного на самолете двигателя. Военные требовали срочно устранить выявленные недостатки.

В сложившейся обстановке значительно повысился интерес к созданному в ОКБ А.С.Яковлева в инициативном порядке перехватчику Як-28П. Не дожидаясь проведения Госиспытаний, "пэвэошники" стали активно "пробивать" запуск машины в серию. По скорректированным планам ПВО в 1962-65 гг. предусматривалось серийное производство только Як-28П и Ту-28. К тому времени предполагалось завершить Госиспытания МиГ-21ПФ, который теперь рассматривался как реальная альтернатива Су-9 и Су-11. Командование ВВС, вдохновленное первоначальными успехами освоения МиГ-21Ф, также все больше симпатизировало этой машине в ущерб Су-7. В справедливости этих взглядов военным удалось убедить и руководство промышленности. В результате 27 ноября 1961 г. вышло постановление правительства, предписывавшее завершить производство Су-9 в 1962 г., радикально уменьшить объем выпуска Су-11, а взамен на новосибирском заводе №153 запустить Як-28П. Таким образом, перед ОКБ Сухого зримо встала перспектива полного свертывания серийного производства перехватчиков его разработки.

В такой ситуации Павел Осипович принял очень важное решение о применении на Т-58 вместо одного АЛ-7Ф двух достаточно доведенных двигателей типа Р-11Ф-300 разработки ОКБ-300 (главный конструктор С.К.Туманский). Новый вариант самолета обозначили Т-58Д. Двигатели Р-11Ф2-300 ("изд. 37Ф2") установили на нем аналогично тому, как это было сделано ранее на летающей лаборатории Т-5. В результате, фюзеляж самолета в плановой проекции стал напоминать "молодца, туго перетянутого в талии". Позднее причиной такого конструктивного решения стали называть следование "правилу площадей", но истина была прозаичнее: все получилось само собой при доработке исходной машины.

При отсутствии официального задания на новый самолет его создание продолжалось полулегально, хотя руководство ГКАТ и ВВС знало о проводимых работах. Это вносило свою специфику в процесс. Например, в отношении выбора системы вооружения между промышленностью и ВВС наметились серьезные разногласия. ГКАТ настаивал на применении модернизированной РЛС "Орел" и ракет К-8М2, указывая, что в этом случае новый комплекс будет создан в кратчайшие сроки. Военные же считали, что необходимо использовать РЛС типа "Смерч" и ракеты К-40, обладавшие существенно лучшими характеристиками и обеспечивавшие полноценную стрельбу в ППС. В рамках ведомственной субординации Сухой был вынужден ориентироваться на использование усовершенствованной РЛС типа "Орел", названной "Соболь". К концу года в ОКБ-339 изготовили летный образец станции, оснащенный новым вычислителем.

Так как было ясно, что новый самолет изрядно потяжелеет по сравнению со своим предшественником, то при неизменной геометрии крыла должны были неизбежно ухудшиться взлетно-посадочные характеристики (ВПХ). Для компенсации было решено установить на Т-58Д "реактивные закрылки", т.е. оснащенные системой управления пограничным слоем (УПС). Она обеспечила обдув закрылков воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей. Для этого на Т-58Д пришлось изменить схему крепления закрылка, который вместо выдвижного стал поворотным. Под большие нагрузки было доработано шасси.

Заново на самолете спроектировали, по сути, только фюзеляж. В его носовой части (НЧФ), под радиопрозрачным конусом находилась антенна РЛС. Конус плавно переходил в предкабинный отсек, в котором размещались блоки станции. Затем следовал кабинный отсек и сверхзвуковые плоские боковые воздухозаборники, каждый из которых оснащался вертикальным клином торможения и подвижной панелью. Обводы средней части фюзеляжа имели уже упоминавшуюся "приталенность". В хвостовой части (ХЧФ) размещались двигатели, и фюзеляж вновь расширялся. Для снижения донного сопротивления на фюзеляже устанавливался хвостовой кок со специально спрофилированными стекателями.

Считалось, что Т-58Д предстоит работать, прежде всего, по одиночным неманевренным целям, летящим на высотах от 2 до 24 км со скоростью до 2500 км/ч. Не имея существенного преимущества в скорости, перехватывать такие цели в заднюю полусферу (ЗПС) было практически невозможно, поэтому предполагалось сбивать их на встречных курсах, а менее скоростные летательные аппараты атаковать с обоих направлений. Методика перехвата целей, имевших больший, чем истребитель потолок, была уже опробована на Су-11 и принята в качестве стандартной. Она включала в себя: выход на опорную высоту полета с одновременным наведением по курсу, обнаружение цели с помощью РЛС, захват ее на сопровождение и при подходе на дальность пуска - выполнение горки с пуском ракет. Нижний предел высоты стрельбы определялся характеристиками РЛС, не обладавшей возможностями обнаружения целей на фоне земли. Повысить боевые возможности комплекса планировали также путем максимальной автоматизации управления самолетом на всех этапах перехвата. Для этого Т-58Д собирались оснастить специально разработанной системой автоматического управления (САУ) с блоками курсовых команд и программами оптимального набора высоты. Таким образом, летчик при наведении и перехвате мог выбирать любой из трех режимов управления самолетом: полностью автоматический, полуавтоматический (т.н. "директорный") или ручной. Роль головного разработчика САУ взяло на себя ОКБ-51. До отработки системы на опытных самолетах предполагалось устанавливать автопилоты типа АП-28Т-1.

Интересно, что, судя по имеющимся документам, защита эскизного проекта и макетная комиссия по самолету не проводились. Очевидно, эти обязательные этапы работ решили не выполнять, т.к. Т-58Д считался модернизированным вариантом Су-11. Позднее, уже в Акте по Госиспытаниям Т-58Д, упоминается лишь макетная комиссия по его кабине. Попутно отметим, что главного конструктора у Т-58, в нынешнем понимании, не было вплоть до середины 1960-х гг. Все "стратегические" вопросы по машине решались непосредственно Сухим, а оперативными занимался Е.А.Иванов. Лишь после запуска самолета в серию эту тематику закрепили за Н.П.Поленовым.

5 февраля 1962 г. вышло Постановление правительства, которым на вооружение был принят комплекс перехвата Т-3-8М (Су-11-8М). Один из пунктов этого документа гласил "С целью повышения боевых характеристик комплекса произвести модернизацию самолета Су-11... для обеспечения атак целей, летящих на высотах от 2 до 24 км со скоростями до 2500 км/ч, в ППС и ЗПС, а также дальнейшего повышения надежности, помехозащищенности и автоматизации комплекса". Эти строки наконец-то дали право на жизнь теме Т-58Д. Однако тип РЛС и вся система вооружения так и не были определены, хотя ОКБ обязали представить два опытных самолета на Государственные совместные испытания (ГСИ) в 1963 г.

Постройка первого опытного экземпляра Т-58Д-1, который предназначался только для снятия ЛТХ и отработки боковых воздухозаборников, завершилась в апреле 1962 г. Вместо радара и других целевых систем на нем установили контрольно-записывающую аппаратуру (КЗА) и центровочный груз. В ночь на 13 мая машину перевезли на летно-испытательную и доводочную базу (ЛИиДБ) ОКБ на территории ЛИИ в Жуковском. Ведущим инженером по летным испытаниям был назначен опытный специалист Р.Г.Ярмарков.

Устранение производственных недоработок и наземные испытания заняли чуть больше двух недель. 30 мая В.Ильюшин впервые поднял самолет в воздух. До конца года на машине было выполнено 56 полетов, которые, прежде всего, доказали правильность решения об использовании новых двигателей - нареканий на их работу почти не было. Конструкция самолета оперативно дорабатывалась. Так, было отмечено, что у Т-58Д-1 по сравнению с Су-11 заметно уменьшился запас путевой устойчивости. Проблему решили с минимальными издержками: увеличили площадь киля, подняв его на 400 мм за счет т.н. "проставки". Кроме того, для повышения энергоемкости тормозов на основных стойках шасси установили колеса КТ-117 со спирто-водяной системой охлаждения.

Активно проводились наземные эксперименты и стендовые отработки. Например, ОКБ-51 совместно с ЦАГИ продули несколько моделей Т-58Д. Были сделаны натурные стенды электро- и гидросистем, успешно проведен цикл статиспытаний планера самолета. В отдельную большую тему было выделено создание системы автоматического управления, впоследствии получившей обозначение САУ-58. При ее разработке в ОКБ получили широкое распространение методы математического, натурного и полунатурного моделирования. Для отработки САУ еще в 1961 г. был построен специальный моделирующий стенд, а для опережающих летных испытаний отдельных ее элементов использовался один из опытных Су-11 (Т47-4).

Осенью 1962 г. в истории Т-58 появился первый документ, официально определявший тип его радара. 17 сентября вышло распоряжение ГКАТ, в котором был задан следующий состав системы вооружения самолета: РЛС "Смерч-АС" и 2 ракеты К-8М2 (с радио- и тепловой ГСН). Такое решение позволяло унифицировать РЛС всех перспективных перехватчиков: Ту-28, Е-155. (будущего МиГ-25П) и Т-58Д. Но сроки создания "суховской" машины пришлось отодвигать, т.к. под новый локатор следовало перепроектировать НЧФ, да и опытного образца самой станции для установки на самолет все еще не было.

Вряд ли такое положение могло устраивать Сухого. Заводские испытания показали, что новый самолет не таит никаких особых секретов с точки зрения конструкции, а вот отработка БРЭО и вооружения могла на несколько лет задержать запуск его в серийное производство. Выход напрашивался сам собой - добиваться официального решения о хотя бы временном использовании на перехватчике бортового комплекса на основе РЛС "Орел". Судя по всему, Сухого поддержал Бисноват. Им удалось добиться совместного обращения руководства госкомитетов по авиационной, оборонной технике и радиоэлектронике, а также главкомов ВВС и ПВО к заместителю Председателя Совмина Д.Ф.Устинову с предложением установить на Т-58 систему вооружения в составе РЛС "Орел-Д" и ракет К-8М1. Как говорилось в обращении, это позволит уже в мае начать Госиспытания и даст возможность быстро развернуть "серийное производство самолета, в то время, как заданная к установке система вооружения в составе БРЛС "Смерч-АС" и ракет К-8М2 еще не завершена разработкой и может быть предъявлена на совместные испытания никак не ранее 1964 г.". Этот судьбоносный для самолета документ ушел в Совмин 2 марта 1963 г., а 13 марта Устинов уже одобрил предложение, правда, с оговоркой, что на втором этапе доработок на самолете все же будет установлена более совершенная система.

Одновременно военные несколько снизили свои требования к комплексу перехвата: максимальную скорость поражаемых целей теперь установили в 2000 км/ч, а максимальную высоту их полета - в 23 км. По уточненному плану, закончить ГСИ предстояло к началу ноября 1963 г.

Для Госиспытаний готовили 2-й и 3-й летные прототипы, оснащаемые системой вооружения, а на первом опытном самолете продолжались ЛКИ. В 1963 г. летчики-испытатели В.С.Ильюшин, Е.С.Соловьев и А.Т. Боровков выполнили на нем 104 полета. В конструкцию машины вносились незначительные изменения. Так, улучшая местную аэродинамику, на Т-58Д-1 испытали новый носовой конус (более острый, с углом 20 град. вместо 32 град. у исходного), отработали оптимальную форму хвостового кока и исследовали возможность снижения донного сопротивления за счет продувки ХЧФ воздухом через дополнительный воздухозаборник.

Для проведения ГСИ правительство назначило госкомиссию во главе с командующим авиацией ПВО маршалом авиации Е.Я.Савицким. В официальных документах военные по-прежнему называли новый самолет Су-11М.

К апрелю 1963 г. завершилась постройка второго летного экземпляра Т-58Д-2, который был оснащен системой вооружения, включавшей РЛС "Орел-Д58" ("изд. ЗОЗД"). На самолет установили новый носовой обтекатель с углом 28 град. при вершине, но не успели доработать киль. Ведущим инженером по испытаниям Т-58Д-2 был назначен В.М.Торчинский. 4 мая В.С.Ильюшин совершил на этой машине первый полет по программе ЛКИ, а через два месяца самолет предъявили в ГК НИИ ВВС для проведения Госиспытаний. Процедура приемки самолета военными затянулась на месяц, т.к. ОКБ вместе со смежниками пришлось устранять ряд недостатков. Параллельно уточнялась программа ГСИ. Так, в связи с задержками создания САУ-58 было решено выделить ее испытания в отдельную программу за рамками Госиспытаний перехватчика.

С 5 августа 1963 г. в Жуковском началась летная программа ГСИ. Полеты проводили ведущие военные летчики-испытатели С.А.Лаврентьев, Л.Н.Петерин и В.И.Петров; шеф-пилот ОКБ В.С.Ильюшин; летчики облета А.А.Манучаров, В.Г.Иванов, П.Ф.Кабрелев, И.И.Лесников и Э.Н.Князев, а также председатель госкомиссии Е.Я.Савицкий и заместитель начальника ГК НИИ ВВС А.П.Молотков. Руководителем бригады был назначен Жебок-рицкий, а ведущим инженером по испытаниям - Лозовой. Для сокращения сроков Госиспытания проводились без разделения на этапы. В соответствии с практикой тех лет, перед ГСИ требовалось провести оценку штопорных характеристик самолета, чем традиционно занимался ЛИИ. На Т-58Д-1 такую программу, включавшую 7 полетов, летчик-испытатель О.В.Гудков выполнил уже в сентябре.

К тому времени в ОКБ закончили постройку третьего летного прототипа Т-58Д-3. Конструктивно от предыдущей машины он отличался дополнительным фюзеляжным топливным баком, за счет чего общая емкость топливной системы возросла на 180 л (достигла 6585 л), и килем увеличенной площади. В состав оборудования самолета ввели новый автопилот АП-46. 8 и 11 октября второй и третий летные прототипы перегнали на аэродром ГК НИИ ВВС во Владимировке, где предстояло провести испытания системы вооружения. Работы начали с оценки возможностей РЛС, для чего использовались самолеты-цели Ил-28, Ту-16, Як-25РВ и Су-9Л.

В декабре маршал авиации Савицкий подписал доклад, в котором обобщались промежуточные итоги испытаний. "...На 01.12.1963 в ходе ГСП выполнено 87 полетов, из них 53 зачетных, 13 тренировочных, 16 незачетных и 5 - облеты и перелеты. Полностью определены характеристики самолета и самолетных систем. Заявленные Генеральным конструктором летно-технические данные, в основном, подтверждаются... За период испытаний отказов матчасти и самолетных систем в воздухе не было, в среднем, в летный день выполнялось по 2 полета на каждом самолете. Опыт более чем 300 полетов (на этапе заводских и Государственных испытаний) свидетельствует, что эксплуатационная надежность самолета вполне удовлетворительна... Комплекс подготовлен для проверки боевых возможностей при атаке в ППС пусками К-98 по реальным целям...". Савицкий отнюдь не был склонен расточать похвалы конструкторам, так что подобная характеристика в его устах свидетельствовала о несомненном успехе.

Действительно, судя по воспоминаниям участников создания Су-15, Госиспытания этого самолета, в отличие от Су-9/11, проходили на удивление гладко, "как по маслу".

К концу года ОКБ-4 подготовило первые экземпляры ракеты К-8М1П, получившей новое обозначение К-98 ("изделие 56"). В начале 1964 г. их привезли во Вла-димировку, где на Т-58Д началась практическая отработка нового вида боевого применения - атаки цели в ППС. В процессе этих испытаний, подтвердилось большинство заданных характеристик системы вооружения, однако не удалось добиться устойчивого поражения высокоскоростных целей. Причина заключалась в том, что применявшийся на ракете радиовзрыватель "Снегирь-М" при высоких скоростях сближения с целью не успевал срабатывать вовремя, и подрыв боевой части происходил за пределами зоны поражения. В итоге было признано, что вооружение Т-58Д при стрельбе в ППС позволяет поражать цели, идущие со скоростью до 1200 км/ч.

Несмотря на общую благожелательную обстановку, военные не собирались закрывать глаза на невыполнение некоторых основных пунктов I IT, и это касалось не только характеристик системы вооружения. Так, оказались ниже заданных рубежи перехвата и дальность полета самолета (перегоночная с двумя ПТБ при полете "по потолкам" получилась всего 1260 км, а требовалась - 2100 км!). Отмечалось ухудшение разгонных характеристик машины по сравнению с Су-11. Практически не было замечаний по устойчивости и управляемости, за исключением незначительной неустойчивости в посадочной конфигурации на скоростях 340-450 км/ч. Летчики ГК НИИ ВВС указывали также на снижение эффективности элеронов на малых скоростях, что усложняло посадку при боковом ветре. Испытатели столкнулись с неустойчивой работой двигателей при выполнении некоторых энергичных маневров со скольжением. Высокими оказались взлетная и посадочная скорости.

Эти замечания были прогнозируемы, т.к. определялись особенностями конструкции Т-58Д. Так, ухудшение работы двигателей при полете со скольжением было платой за использование боковых воздухозаборников, один из которых на таких режимах затеняется фюзеляжем. По сравнению с базовым Су-11 масса нового самолета существенно возросла (например, масса пустого увеличилась с 8560 до 10060 кг). Однако ГСИ пришлось проходить без системы УПС, т.к. модернизированных под нее двигателей все еще не было, и поэтому ВПХ, естественно, ухудшились.

ОКБ оперативно занялось устранением отмеченных недостатков. Например, для увеличения дальности полета решили повысить запас топлива на борту, организовав дополнительные баки за счет спрямления "талии". Чтобы оценить, как повлияет такое изменение конструкции на аэродинамику самолета, в начале 1964 г. "на скорую руку" (без изменения топливной системы) доработали Т-58Д-1. Кроме того, для улучшения эффективности поперечного управления увеличили диапазон углов отклонения элеронов с 15 до 18,5°, а для повышения устойчивости работы двигателей изменили настройки системы управления воздухозаборниками, уменьшив время перекладки створок с 12 до 5-6 с. После облета машины летчиками ОКБ ее, уже под самый "занавес" ГСИ, перегнали во Владимировку, где военные испытатели также оценили эффективность доработок. Общее резюме было единодушным: самолет получился. Несмотря на спрямление фюзеляжа и кажущийся неизбежным при этом прирост сопротивления, разгонные характеристики улучшились и практически совпали с данными Су-11.

19 июня два полета на Т-58Д-2 выполнил маршал Савицкий. Официально Госиспытания завершились 25 июня. Всего за время их проведения было выполнено 250 полетов: 194 - по программе ГСИ (146 зачетных), 30 - на перелеты, облеты и тренировку летчиков и 26 - на показах авиатехники. В ходе испытаний было выполнено 45 пусков и 2 аварийных сброса ракет, сбито 9 мишеней (7 Ил-28, 1 Як-25РВ и 1 МиГ-15). В "Заключении..." акта отмечались значительные преимущества этого комплекса по сравнению с серийным. Прежде всего - возможность перехвата в ППС, а также повышение безопасности полета, увеличение дальности обнаружения и захвата целей, снижение нижней границы высоты боевого применения в ЗПС до 500 м (вместо 8 км) и повышение помехозащищенности РЛС. ТТТ были не выполнены только по перегоночной дальности (по расчетам, за счет "зашитой талии" она возросла только до 1550 км) и , максимальной скорости целей, перехватываемых в ППС. Констатировалось, что "... комплекс перехвата Су-11-8М (1 этап модификации)... испытания выдержал, по своим характеристикам, в основном, соответствует III ВВС и рекомендуется для принятия на вооружение". Выводы летчиков были более лаконичны: "Самолет Т-58... позволяет осуществлять перехваты воздушных целей на средних и больших высотах днем и ночью и в сложных метеоусловиях. .. Самолет прост в управлении и доступен для освоения летчиками средней квалификации...".

30 апреля 1965 г. вышло постановление правительства, которым самолет был принят на вооружение и запущен в серийное производство. Он получил официальное обозначение Су-15, РЛС стала называться РП-15, ракеты - Р-98, а весь комплекс перехвата - Су-15-98.

Выпускать самолет предстояло тому самому Новосибирскому авиазаводу №153 имени В.П.Чкалова (директор Г.А.Ванаг), который ранее был "отдан" под Як-28П.Таким образом, судьбы этих машин снова пересеклись. К тому времени звезда Як-28П потускнела. Госиспытания самолет прошел значительно труднее, чем Су-15, завершились они позже и с более серьезными замечаниями. В такой ситуации у Яковлева, озабоченного грядущим свертыванием выпуска Як-28П (по плану он должен был прекратиться в 1966 г.), родилась мысль "придать самолету вторую молодость" за счет использования аэродинамической компоновки, примененной на Су-15. В итоге в ОКБ-115 был создан опытный перехватчик Як-28-64.

Разворачивая серийное производство Су-15, необходимо было провести ряд важных доработок комплекса. В частности, следовало повысить эффективность элеронов, для чего решили увеличить их размах. На концевых частях крыла организовали т.н. "наплывы" уменьшенной стреловидности, за счет которых размах крыла

увеличился на 720 мм. 22 февраля 1965 г. Ильюшин облетал доработанный таким образом Т-58Д-1, а к июню на этом самолете уже испытали три версии модифицированного крыла. В качестве базового был рекомендован вариант с увеличенной и отклоненной вниз на 7° передней кромкой "наплыва". Доработка положительно сказалась как на устойчивости и управляемости самолета, так и на его ВПХ. Серийный выпуск Су-15 тогда еще не начинался, и казалось, это нововведение следовало сразу же внедрить в производство. Однако дирекция новосибирского завода, сославшись на отсутствие авторитетного заключения ГК НИИ ВВС, отказалась это сделать. Конечно же, не стоит заносить сибиряков в списки злостных саботажников. Для них, как и для руководителей любого советского предприятия, соблюдение установленных планом сроков выпуска продукции было святая святых, а внесение изменений в конструкцию требовало доработки уже изготовленной оснастки и угрожало срывом этих самых сроков, которые и так "горели".

Для уменьшения длины разбега решили применить выпуск закрылков на взлете, т.к. по действовавшей до тех пор методике на Су-15 они использовались только при посадке. Для этого Т-58Д-3 доработали, обеспечив выпуск закрылков на 15° (посадочное положение - 25°). В результате скорость на взлете снизилась на 20 км/ч, а длина разбега - в среднем на 150 м. Доработка была рекомендована в серию. Для снижения посадочной скорости необходимо было использовать систему УПС, но двигатель необходимой модификации все еще отсутствовал.

С точки зрения технологии производства Су-15 не повлек за собой революции, т.к. имел много общего с выпускавшимися ранее в Новосибирске Су-9 и Су-11, а по оборудованию практически полностью соответствовал Як-28П. И все же первый предсерийный Су-15 (сер. №00-01) выкатили на заводскую ЛИС с опозданием на несколько месяцев - только 21 февраля 1966 г. В конце апреля самолет был перебазирован на ЛИиДБ ОКБ в Жуковском, а 21 июля туда же перегнали второй предсерийный Су-15 №00-02.

Со второй половины 1966 г. постепенно разворачивалось полномасштабное производство Су-15. До конца года было собрано уже 17 самолетов. На серийных Су-15 изначально объем "зашитой талии" включался в конструкцию, что позволило увеличить емкость топливной системы до 6860 л (5600 кг) без учета ПТБ. На самолетах также устанавливался модернизированный вариант системы управления воздухозаборником УВД-58М и новое катапультное кресло КС-4.

А вот систему автоматического управления в то время внедрить на Су-15 не удалось. Дело в том, что разработка САУ стала для ОКБ Сухого первым реальным опытом такого рода. Как всякое новое дело, она потребовала серьезных теоретических изысканий и экспериментов, что сильно сказалось на сроках окончания работы. Хотя "суховцы" получили существенную помощь от ведущей советской организации в этой области ОКБ-118, заводские испытания САУ на самолете Т-58Д-3, прошли только в 1965-66 гг., а Государственные завершились в 1968 г. Они показали, что требуются серьезные доработки системы, и было решено внедрить ее в серию во время дальнейшей модернизации самолета. В результате сложилась интересная ситуация. При запуске Су-15 в производство предполагалось, что со временем САУ на нем все-таки будет установлена, поэтому для нее зарезервировали место, и не предусмотрели оснащение самолета хотя бы автопилотом АП-28, устанавливаемым на Су-11 и опытных Д-58. На серийных Су-15 не оказалось даже демпферов ни в одном из каналов системы управления, а из средств улучшения устойчивости и управляемости стоял лишь автомат регулирования загрузки АРЗ-1. Самое интересное, что военные не потребовали доработок самолета, т.к. его устойчивость и управляемость оказались вполне приемлемы!

Повышением помехозащищенности РЛС "Орел-Д" и доводкой радиовзрывателя ракеты занимались смежники ОКБ Сухого в 1964-66 гг. Эти работы также сильно затянулись, и совместные испытания модернизированной РЛС, получившей обозначение РП-15М ("Орел-Д58М"), завершились только в 1967 г., когда серийные Су-15 уже пошли в войска. Затем доработки были внедрены в серию, а на уже выпущенных самолетах выполнялись в строю по бюллетеням.

Темп производства Су-15 постепенно нарастал: в 1967 г. построили 90 машин, в 1968 г. - 150. По ходу выпуска самолет и его системы совершенствовались. Наиболее крупный комплекс конструктивных изменений был связан с внедрением крыла с "наплывом" и системы УПС. Первые доработанные под УПС двигатели Р-11Ф2Су-300 ("изд. 37Ф2СУ") поступили в ОКБ Сухого в начале 1968 г. Ими и крылом с "наплывом" оснастили машину 0001*, которую после облета фирменными летчиками передали в ГК НИИ ВВС, где на ней выполнили программу специальных испытаний. Как и ранее, было отмечено положительное влияние "наплывов" на характеристики устойчивости самолета. Одновременно констатировалось, что изменение геометрии крыла привело к некоторому ухудшению его характеристик на сверхзвуке и снижению потолка, но т.к. полученное значение укладывалось в допуск, то "бить тревогу" не стали. В отношении системы УПС летчики отметили, что при ее включении возникает перебалансировка самолета, усложняющая посадку из-за отсутствия запаса хода стабилизатора. Но очевидны были и преимущества: использование УПС позволило снизить скорость захода на посадку на 40 км/ч (до 280 км/ч). В общем, заключение НИИ ВВС было положительным, и доработки получили рекомендацию на внедрение в серию.

В 1969 г., начиная с машины №11-01, на серийных Су-15 стали устанавливать систему УПС, а с №11-31 -новое крыло с "наплывом". С №11-36 самолеты были доработаны под установку двигателей Р-13-300. С той же 11-й серии Су-15 стали оснащать системой регистрации полетных параметров САРПП-12В-1.

Как и положено, эти машины прошли на заводе приемо-сдаточные испытания, в ходе которых выяснился неприятный факт: технические условия (ТУ) по величине потолка уже не выполнялись. Разразился скандал: военная приемка в Новосибирске приостановила сдачу машин, за что заместитель П.О.Сухого Е.А.Иванов, курировавший тематику Су-15, получил выговор по министерской линии. Часть самолетов этой серии была срочно направлена во Владимировку для контрольных испытаний, туда прибыла и бригада ОКБ. Полеты подтвердили полученные в Новосибирске результаты. Однако и конструкторы, и военные хорошо понимали - сделать что-нибудь для поднятия потолка не удастся. Поэтому стороны решили подписать согласительный протокол, в котором для Су-15 с доработанным крылом просто "застолбили" новое значение максимальной высоты полета: 18100 м вместо 18500 м. Страсти улеглись. Завод снова стал "гнать план", а самолеты, заполнившие было поле летно-испытательной станции, постепенно "рассосались" по частям.

Еще один комплекс доработок был осуществлен на Су-15 по итогам первых контрольных испытаний, которые прошли с 7 июля 1967 г. по 25 сентября 1968 г. в ГК НИИ ВВС для определения соответствия фактических характеристик серийного самолета №02-01 данным, полученным в ходе ГСИ. Результаты оказались малоприятными - перехватчик испытания не выдержал! Обнаружились две основные проблемы. Первая была связана с силовой установкой. На самолете облетали три пары двигателей: две производства московского завода №500 и одну - уфимского №26. Сделали это не зря, ибо с уфимскими двигателями самолет испытания "завалил". Прежде всего, оказались ниже заданных рубежи перехвата в ЗПС цели. Так как с московскими двигателями характеристики Су-15 оказались в пределах допусков, то резонно решили, что суть проблемы - в регулировках ТРД. Продукцию уфимцев отправили в Центральный институт авиамоторостроения (ЦИАМ) для испытаний на высотном стенде, где и обнаружилось, что из-за неправильной регулировки баростата системы управления двигателем происходило снижение тяговых характеристик.

С 10 июня по 30 августа 1969 г. на том же Су-15 №02-01 провели повторные контрольные испытания с новой парой двигателей. Характеристики удалось повысить до требуемого уровня, за исключением одной: величина рубежа перехвата в ЗПС цели, летящей на высоте 23000 м со скоростью 1400 км/ч, оказалась 150 км, что было на 25 км ниже заданной. Тут специалисты ОКБ нашли нетрадиционное решение: выполнив очередной полет не с двумя ПТБ, а с одним, получили рубеж перехвата в 195 км. Проблема была снята.

Другим сюрпризом, выявленным в ходе контрольных испытаний, стало обнаружение, так называемых упоров на ручке управления самолетом (РУС). Это явление уже было известно, его вызывала недостаточная мощность бустеров, проявлявшаяся на некоторых режимах полета в связи с резким увеличением шарнирных моментов на органах управления. Для Су-15 такими режимами оказались маневры на незначительных высотах в трансзвуковой зоне (М=0,92-0,97). Упор был обнаружен только в продольном канале управления. По заключению военных, "наличие упоров... приводит к невозможности на высотах менее 1500 м... выполнять маневры с перегрузкой более 3,5, что ограничивает возможности (самолета) по ведению маневренного воздушного боя и перехвату маневрирующих воздушных целей".

Хотя "диагноз" и методы "лечения болезни" были, вроде бы, очевидны, борьба с этим явлением вылилась в длительную кампанию. К решению ее привлекли отраслевую науку в лице ЛИИ, где в конце 1968 г. на Су-15 №01-04 провели специальную исследовательскую программу по определению шарнирных моментов и достаточности располагаемого усилия бустеров. Ведущим исполнителем от ЛИИ выступила Л.В.Левашова, а полеты выполнил летчик-испытатель А.А.Щербаков. Сделанные выводы оказались не столь катастрофичны, как у военных: упоры могут "затруднять пилотирование, если летчик не ознакомлен с этой особенностью (самолета)".

Параллельно в ОКБ искали решение проблемы. Сперва хотели обойтись "малой кровью", попытавшись снизить шарнирные моменты на стабилизаторе за счет изменения углов отгиба триммерных пластин и применения новых подшипников. Выполнив на Су-15 №№0002 и 01-02 ряд летных экспериментов, выяснили, что оптимальным является угол отгиба пластины -9°, при котором зона возникновения упоров на РУС уменьшилась до высоты 850 м. Это несколько снизило остроту проблемы, но не ликвидировало ее полностью. На фоне более насущных задач, работу отложи-

ли до лучших времен. К ней вновь вернулись после оснащения Су-15 крылом с "наплывом". Избавиться от возникновения упоров удалось, применив более мощные гидроприводы. Проведенные в 1970 г. испытания показали, что на самолетах, оснащенных новыми бустерами БУ-220, упоры возникают только при полете с выпущенными тормозными щитками или отказе одной из бустерных систем. БУ-220 стали устанавливать на серийных Су-15 во всех каналах системы управления. Использование развивавшего еще большее усилие БУ-250 снимало вопрос с упорами практически полностью. Такой вариант был реализован уже на Су-15ТМ, где эта история имела свое продолжение.

На максимальный темп выпуска Су-15 Новосибирский завод вышел в 1969 г., построив 165 самолетов. В серии Су-15 оставался до 1971 г., когда его сменил Су-15ТМ.

В 1966-75 гг. в ОКБ, JJHH и ГК НИИ ВВС на опытных и серийных Су-15 проводились многочисленные испытания различных систем и оборудования (только за 1966-69 гг. было выполнено 26 таких программ). Рассмотрим лишь некоторые из них, .связанные с доводкой силовой установки и вооружения.

Двигатели типа Р-11Ф-300 хоть и отличались большей надежностью, чем АЛ-7Ф, но отнюдь не были лишены недостатков. Их эксплуатация на МиГ-21 выявила такие явления, как помпаж, самопроизвольная остановка на больших высотах, нестабильный запуск в полете и др. Полеты на Су-15 в строевых полках внесли в этот перечень определенное своеобразие. Выявилась, например, повышенная пожароопасность силовой установки, а также низкая надежность систем сигнализации о пожаре и пожаротушения. Так, только в 1968-69 гг. в авиачастях ПВО произошло 6 предпосылок и 2 летных происшествия по таким причинам. Были подобные случаи и в ОКБ. 30 сентября 1969 г. в очередном полете на Су-15 0002 по программе отработки САУ-58 после отключения форсажа Ильюшин обнаружил, что створки сопла не закрылись и решил срочно возвратиться на аэродром. Там выяснилось, что причиной отказа стал прогар форсажной камеры в месте крепления стабилизатора пламени, в результате чего огненная струя, как газовым резаком, пережгла трубы гидросистемы управления соплом и начала выжигать конструкцию планера. К моменту приземления силовой шпангоут хвостовой части "висел на честном слове". В 1972 г. аналогичная ситуация привела к потере самолета №11-42, который оказался единственным Су-15, разбившимся в ОКБ. 12 июня летчик-испытатель А.С.Комаров выполнял очередной полет по определению характеристик поперечной устойчивости и замеру температур в ХЧФ. Ему повезло меньше, чем Ильюшину - прогар форсажной камеры произошел в месте расположения тяг управления самолетом, и пилотировать машину стало невозможно. Летчику пришлось катапультироваться. Он получил серьезные травмы, после чего два года не участвовал в летных испытаниях.

ОКБ Сухого совместно с разработчиком двигателя, ЛИИ и НИИ ВВС проводило целый комплекс работ по доводке силовой установки. Например, на Т-58Д-1 и Д-2 в 1964-65 гг. отрабатывалась новая опытная система управления створками воздухозаборника с целью снятия ограничений по режимам работы двигателя при дросселировании. Работы в этом направлении велись очень долго, но безуспешно. Снять ограничения так и не удалось, и они остались "родимым пятном" самолета на всю его жизнь. На самолете №01-04 в ЛИИ испытывали новую модификацию двигателя Р-11ФЗ-300, на которой для повышения тяги на малых высотах ввели т.н. "чрезвычайный режим".

Развитием Р-11 стал двигатель Р-13-300 ("изд. 95"). Его созданием занималось Уфимское моторное КБ "Союз" (главный конструктор - С.А.Гаврилов), которое ко времени начала работ еще не имело достаточного опыта проектирования и столкнулось со значительными трудностями. А объем задуманных изменений был достаточно велик. Например, на Р-13-300 решили увеличить количество ступеней компрессора высокого давления и ввели систему II (второго) форсажа, увеличив тягу на этом режиме до 6600 кгс. После проведения стендовых испытаний опытный двигатель установили на летающей лаборатории, в которую переоборудовали Су-15 №04-02, получившей в ОКБ Сухого обозначение Т-58-95. К августу 1967 г. на ней заменили правый Р-11 на опытный Р-13 и установили КЗА. После 11 полетов самолет передали ЛИИ, где в 1967-68 гг. провели летно-конструкторские испытания опытного двигателя.

К середине декабря 1968 г. в ОКБ Сухого двумя опытными двигателями Р-13-300 оснастили Су-15 №07-11. Его заводские испытания закончили в марте 1969 г. Затем машину перебазировали во Владимировку, где до июля провели Государственные испытания, включавшие 53 полета. Выяснилось, что потолок, время разгона, дальность полета, рубежи перехвата и длина разбега Су-15 с новой силовой установкой улучшились.

С ноября 1969 г. по февраль 1970 г. Ильюшин провел на Су-15 №07-11 дополнительную летную программу по исследованию газодинамической устойчивости Р-13-300. С декабря к программе подключили принадлежавший ЛИИ самолет №11 -37 -один из первых серийных Су-15, оборудованных Р-13-300. В ходе полетов на обеих машинах были обнаружены самопроизвольные остановы двигателей на больших числах М при работе двигателя на II форсаже. Оказалось, что воздухозаборники Су-15 не обеспечивали для новых двигателей поступления достаточного количества воздуха. Чтобы ликвидировать опасное явление, следовало увеличить проходное сечение входного устройства, но для серийного производства в то время это было неприемлемо. Поэтому на Су-15 с Р-13-300 решили использовать только режим I форсажа, обеспечивающий вполне достаточное улучшение характеристик самолета.

Су-15 создавался как "ракетный" перехватчик, но военных практически всегда интересовало оснащение его пушечным вооружением. Вначале в качестве бортовой артиллерии предусматривалось использовать одну подвесную гондолу ГП-9, включавшую двуствольную пушку ГШ-23 Тульского КБП (главные конструкторы -В.П.Грязев и А.Г.Шипунов). После цикла испытаний было признано, что ГП-9 может применяться на перехватчике. В 1970 г. в Новосибирске выпустили 10 машин 12-й серии, оборудованных для подвески ГП-9, но поставка гондол в части, вооруженные Су-15, так и не состоялась. К тому времени военные окончательно определились в своих пристрастиях. В качестве штатного артиллерийского вооружения Су-15 теперь рассматривался универсальный пушечный контейнер УПК-23-250. Он оснащался той же пушкой ГШ-23, но в отличие от ГП-9 был легкосъемным и включал больший боезапас (250 партонов вместо 200). Под фюзеляжем перехватчика вместо ПТБ можно было подвесить два таких контейнера. Для испытаний был выделен самолет №11-42, который в марте-сентябре 1971 г. прошел ГСП. Хотя из-за использования для прицеливания штатного визира К-10Т точность стрельбы оказалась далеко не блестящей, УПК-23-250 был рекомендован в качестве вооружения Су-15 для борьбы как с воздушными, так и наземными целями. Серийное производство исходного Су-15 тогда уже завершилось, и дооборудование этих перехватчиков производилось в строю.

В 1968-69 гг. Су-15 пытались оснастить встроенной пушкой. Для этого в корне правого полукрыла собирались создать специальный отсек. В качестве оружия рассматривалось экспериментальное "изделие 225П" разработки КБ точного машиностроения. Это была достаточно компактная скорострельная пушка калибром 23 мм барабанного типа, но разместить в корневой части крыла ее боекомплект оказалось очень сложно, и от этого оружия пришлось отказаться.

Предпринимались серьезные меры по усилению ракетного вооружения перехватчика. Так, после принятия на вооружение Су-15ТМ исходный Су-15 решили доработать для применения ракет Р-98М, предназначенных для работы с РЛС "Тайфун". Переоборудование было выполнено на Су-15 №14-01, который в 1975г. успешно прошел программу специальных испытаний. К началу 1970-х гг. в ОКБ "Молния" была создана высокоманевренная ракета ближнего боя Р-60, и ВВС решили узаконить ее в качестве "личного" оружия всех истребителей. Испытав Р-60 на Су-15ТМ, решили оснастить ею и "старшего брата". После успешных испытаний в 1978-79 гг. на строевом Су-15 №06-27 ракета получила законную прописку в арсенале перехватчика, и при выполнении ремонтов доработку прошел весь парк Су-15.

Руководство министерства обороны и войск ПВО придавали Су-15 большое значение. Он должен был стать неким "стандартным" перехватчиком и заменить в ПВО устаревшие самолеты нескольких типов. По уже сложившейся методике началось освоение нового истребителя в Учебном Краснознаменном центре (УКЦ) авиации войск ПВО, базировавшемся в Савостлейке (Горьковская обл.). Головным полком при этом стал 594-й учебный ИАП этого Центра, личный состав которого приступил к изучению самолета в начале 1966 г. Серийный выпуск машины затягивался, и практическое обучение удалось начать только осенью, после того как 28 октября Ильюшин перегнал из ОКБ в Савостлейку самолет 0002. До конца года летчики управления УКЦ выполнили на нем 14 полетов.

Серийные Су-15 стали поступать в 594-й УИАП только в январе 1967 г. Первыми в части самостоятельно на этом перехватчике вылетели: заместители командира полка подп-ки В.А.Беляев и В.Г.Маняхин, заместитель командира эскадрильи м-р А.О.Крылов и командиры звеньев П.М.Анищенко и В.Г.Бородулин. Из-за отсутствия учебного варианта Су-15 переучивание начиналось на "спарках" Су-9У. Но этих машин не хватало даже для строевых полков, поэтому было принято решение использовать вместо них Су-7У. В мае на них стали "вывозить" летчиков строевых частей, которых затем допускали к самостоятельным полетам на Су-15.

Той же весной в 148-м ЦБПиПЛС для участия в домодедовском воздушном параде сформировали специальную группу, в которую включили летчиков из управления Центра, 594-го УИАП и нескольких строевых пилотов. Для тренировок группа вместе с самолетами перебазировалась на аэродром ЛИИ в Жуковском. Репетиции парада проводились с подвешенными на перехватчики габаритно-весовыми макетами (ГВМ) ракет Р-98, и 4 июля при выполнении на Су-15 №03-04 энергичной "горки" произошел срыв пилона с подвеской. При расследовании удалось выяснить, что перегрузка в тот момент значительно превысила расчетную, составив 9,4. Когда самолет стали нивелировать, выявили существенные остаточные деформации планера, и машину пришлось списать. Во избежание неприятностей на самом параде Су-15 летали без ГВМ ракет, а лишь с контейнерами системы дымообразования, подвешенными вместо ПТБ.

В том же 1967 г. новые перехватчики начали поставляться и в строевые части. Весной свои первые Су-15 получил 611-й ИАП Московского округа ПВО, базировавшийся на аэродроме Дорохове под Бежецком (Ярославская обл.). С июля "пятнадцатые" стали поступать в 62-й ИАП 8-й Отдельной армии ПВО (Бельбек, Крым), а чуть позднее - в 54-й ГИАП 2-й ОА ПВО (Вайноде, Эстония). Замена устаревшей техники, прежде всего Як-25М и МиГ-17, происходила постепенно, по мере выпуска Су-15. Часто этот процесс растягивался на несколько лет, например, в 611-м ИАП он завершился в феврале 1969 г.

Программой переучивания предусматривалось в течение полугода подготовить в каждой части к боевому дежурству днем в сложных метеоусловиях (СМУ) и ночью в простых (ПМУ) по одному летчику на каждый самолет. Для этого пилотам необходимо было выполнить минимум 80 полетов общей продолжительностью не менее 53 часов. Реализовать это оказалось непросто, и для сокращения сроков переучивания практиковались выезды в полки инструкторов из 148-го Центра. Так как в строевых частях ПВО двухместных Су-7У недоставало, иногда инструкторы прилетали туда прямо на своих "спарках".

Следует сказать, что в отличие от Су-7 и Су-9, период освоения Су-15 не сопровождался всплесками аварийности. Однако первая машина была потеряна уже 16 августа 1967 г. В тот день к-н Н.И.Назаренко из 611-го ИАП выполнял на самолете №03-01 очередной тренировочный полет. При заходе на посадку, после выполнения четвертого разворота, на высоте 270 м летчик заметил плавное падение оборотов обоих двигателей. Он перевел РУДы вперед, но обороты продолжали падать, а на табло загорелись лампы, сигнализирующие об отказе обоих генераторов и отсутствии топлива в основных группах баков. Летчик доложил руководителю полетов о ситуации и благополучно катапультировался из падающего с правым креном самолета. Перехватчик рухнул на землю в 7 км от ВПП. Комиссия, расследовавшая происшествие, сделала вывод, что "авария самолета произошла по причине полной выработки топлива из-за неполной заправки, неверной выставки расходомера и отсутствия у летчика контроля за выработкой топлива по топливомеру". В дальнейшем, на всем протяжении эксплуатации Су-15, статистика его аварийности имела традиционный "среднетиповой" характер. Доля летных происшествий, случившихся из-за конструктивно-производственных недостатков, не превышала 30%, а почти вся остальная часть печальной статистики была связана с влиянием пресловутого человеческого фактора.

Летом 1968 г. в авиации войск ПВО подвели итоги первого года перевооружения на новый самолет. К июню в восемь авиаполков поступили 130 машин. Полностью на Су-15 перешел только 62-й ИАП, еще в двух частях эти перехватчики получили по две эскадрильи, а в остальных - только по одной. На "пятнадцатых" летали 149 пилотов, из которых 63 были готовы к несению боевого дежурства днем в СМУ и только 2 -ночью в СМУ. Особое внимание уделялось отработке перехватов в переднюю полусферу, т.к. этот вид подготовки осваивался впервые и являлся для Су-15 основным. Практическое обучение пускам ракет началось с апреля 1967 г. Первыми стрельбы на полигоне под Красноводском провели летчики 611-го ИАП, которые выполнили 47 пусков: 11 - по парашютным мишеням и 36 - по радиоуправляемым, в т.ч. 19 - в ППС.

Как и любому другому новому образцу военной техники, Су-15 предстояло пройти войсковые испытания. Для их проведения выбрали 611-й ИАП, в котором выделили 10 самолетов, преимущественно 3-й серии. Испытания длились более полутора лет: с 29 сентября 1967 г. по 15 мая 1969 г. За указанный период на этих машинах было выполнено 1822 полета, в т.ч. - 418 по программе испытаний. Дважды прошли боевые стрельбы, в ходе которых было израсходовано 58 ракет. Пуски проводились по мишеням Ла-17, Як-25РВ и МиГ-17М, а также парашютным мишеням М-6, как с задней, так и с передней полусфер. Результаты войсковых испытаний, в основном, соответствовали полученным в ходе ГСИ, но был выявлен и ряд существенных недостатков. В частности, отмечалось снижение практического потолка самолета из-за ухудшения тяговых характеристик двигателей в процессе эксплуатации, а рубежи перехвата типовых целей оказались меньшими, чем требовалось.

Краткое техническое описание 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 зака-бинный 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 660x200 мм может поворачиваться на угол до 60s). Для устранения колебаний типа "шимми" стойка оборудована демпфером. Основные опоры оснащены тормозными колесами КТ-117 с пневматиками 880x230 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.

Модификация	Су-15
Размах крыла, м	8,62
Длина самолета, м	22,07
Высота самолета, м	5,00
Площадь крыла, м2	34,56
Масса , кг
пустого самолета	10220
нормальная взлетная	16520
максимальная взлетная	17094
Тип двигателя	ТРДФ Р-11Ф2С-300
Максимальная тяга, кН	2 х 60,80
Максимальная скорость, км/ч:
у земли	1200
на высоте 12000 м	2230
Посадочная скорость, км/ч	350
Практический потолок, м:
у самолетов с коническим обтекателем РЛС	18500
у самолетов с оживальным обтекателем	17000
Практическая дальность, км	1550
Длина разбега с ПТБ, м	1650
Макс. эксплуатационная перегрузка	6.5
Экипаж, чел	1
Вооружение:	две УР класса воздух-воздух средней дальности с полуактивной радиолокационной и ИК системами наведения Р-98 или Р-8М