Из опыта создания первых реактивных истребителей вывод, что для роста скорости самолета только одного увеличения тяги двигателя недостаточно. Необходимо также изменение аэродинамической компоновки самолета. Снизить его лобовое сопротивление при полете на больших околозвуковых скоростях можно было, применив более тонкий профиль крыла и придав крылу стреловидную форму в плане.

С 1946 года в ЦАГИ, совместно с ведущими ОКБ, начались широкомасштабные эксперименты в аэродинамических трубах Т-104 и Т-1 06 по изучению характеристик крыльев прямой и обратной стреловидности, а также поиск мер борьбы с недостатками этих схем.

Такая работа проводилась и в ОКБ П.О.Сухого. Сохранился протокол совместного совещания представителей завода № 134 П.О.Сухого и И.Е.Баспавского, а также сотрудников ЦАГИ С.А.Христиановича, А.А.Дородницына, П.П.Красильщикова, Г.П.Свищева, А.И.Сильмана, В.В.Струминского и Б.А.Ушакова, состоявшегося в ЦАГИ 21 апреля 1947 года. На совещании был рассмотрен ряд вопросов. Обсуждая один из них: "О рекомендации схемы самолета-перехватчика с максимальной скоростью, соответствующей М=0,87", приняли решение: "...Срочно провести в трубе Т-106 испытания мотогондол на крыле с обратной стреловидностью. ...На основе этих испытаний... выдать рекомендации по схеме самолета-перехватчика (с крылом с обратной стреловидностью) с двумя двигателями "Дервент".

...Выдать рекомендации по схеме самолета-перехватчика (G=4800Kr, S=21M2) с одним двигателем "Нин":

1. с крылом с обратной стреловидностью...

2. с крылом с прямой стреловидностью...".

Результаты исследований и накопленный при этом опыт позволили коллективу ОКБ приступить к проектированию своего первого истребителя со стреловидным крылом.

В соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 11 марта 1947 года, утвердившим план опытного строительства самолетов на 1947 год, П.О.Сухому предписывалось спроектировать и построить истребитель-перехватчик с двумя турбореактивными двигателями "Дервент V" с герметической кабиной, со следующими данными:

• Максимальная скорость у земли - 1050км/ч

• Максимальная скорость на высоте 5000 м 1000км/ч

• Время подъема на 5000 м - 2,5мин

• Время подъема на 10000 м- 6,5мин

• Разбег - 700м

• Пробег - 400м

• Дальность полета

• на высоте 10000м

• на скорости 800км/ч - 1600км

• Максимальная дальность с дополнительными баками - 2000км

• Практический потолок - 15000м

• Вооружение - 3 пушки калибра 37 мм

Самолет построить в двух экземплярах и сдать первый экземпляр на государственные испытания в июле месяце 1948 года...".

В марте приступили к эскизному проектированию и после анализа ряда схем остановились на средне-плане со стреловидным крылом и оперением, с размещением двигателей внутри фюзеляжа. При этом повторение компоновочной схемы самолета МиГ-9 было отвергнуто конструкторами, так как из-за большого диаметра центробежного компрессора двигателя Dervent-V значительно возрастало лобовое сопротивление самолета.

В ОКБ приняли весьма остроумное решение, расположить двигатели не рядом, а последовательно, тандем-но. Подобная схема позволила получить меньший мидель фюзеляжа и в полной мере использовать эффект стреловидного крыла. Самолет получил заводской шифр "П" и обозначение Су-15.

Аналогичную схему размещения двигателей применили в ОКБ А.И.Микояна для перехватчика И-320 (первый полет 16 апреля 1949 года) и в ОКБ С.А.Лавочкина для перехватчика "200" (первый полет 9 сентября 1949 года).

В конце апреля Главком ВВС утвердил ТТТ к истребителю-перехватчику Су-15, согласно которым он предназначался для ведения активного воздушного боя с самолетами противника, для уничтожения самолетов-разведчиков, самолетов-снарядов, беспилотных самолетов, а также для отражения налетов авиации противника в системе ПВО. Заданные в ТТТ высокие значения максимальной скорости и скороподъемности, а также требования по обеспечению длительного горизонтального полета при одном отказавшем двигателе вынудили увеличить энерговооруженность самолета. П.О.Сухой принял решение заменить двигатель Dervent-V (Р=1590кгс) на РД-45 (Р=2040 кгс).

Известно, что летом 1946 года правительство СССР разрешило Министерству авиационной промышленности закупить в Англии 10 экземпляров ТРД Dervent-V и Nene-I фирмы Rolls-Royce. И уже 2 февраля 1947 года Совет Министров СССР своим постановлением обязал главного конструктора завода № 45 В.Я.Климова предъявить на государственные испытания в декабре 1947 года двигатель РД-45, созданный на базе Nene-I, а заместителя главного конструктора завода № 500 В.М.Яковлева предъявить на госиспытания к указанному сроку двигатель РД-500, созданный на базе Dervent-V.

Эскизный проект перехватчика Су-15 завершили в 1947 году и в конце января 1948 года предъявили для анализа в ГК НИИ ВВС. Проект был одобрен, но главному конструктору предписывалось в процессе изготовления макета и постройки самолета устранить недостатки, отмеченные в Заключении.

В конце февраля комиссия рассмотрела представленный ей макет самолета Су-15 и с некоторыми изменениями утвердила его.

В середине марта приступили к постройке опытного экземпляра самолета. Месяцем раньше был заложен планер для статических испытаний. В процессе постройки опытного экземпляра самолета ритм работ неоднократно нарушался из-за целого ряда проблем, требовавших своего разрешения совместно с НИИ-17, ВИАМ, ЦИАМ, к тому же ЦАГИ дважды менял свои рекомендации по профилям стреловидного крыла. Все это ставило под угрозу сроки окончания работ. В июне изготовили статический экземпляр самолета и передали на испытания.

В начале июня 1948 года советское правительство приняло решение "...сократить предусмотренные бюджетом на 1948 год расходы на опытные и научно-исследовательские работы по авиапромышленности на 800 миллионов - 1 миллиард рублей...". Это решение послужило поводом к ликвидации опытных заводов и ОКБ, возглавляемых И.В.Четвериковым, П.В.Цыбиным, С.М.Алексеевым, М.М.Пашининым, Р.Л.Бартини, В.К.Грибовским, Г.И.Бакшаевым, И.Ф.Незвалем, Н.И.Камовым, Н.Д.Кузнецовым, В.С.Нитченко, С.А.Аксютиным, А.И.Мужиловым, а также прекращению работ по созданию нескольких НИИ и Южной испытательной базы. Кроме того, была скорректирована тематика плана опытного самолетостроения на 1948 год по всем оставшимся ОКБ.

12 июня Совет Министров СССР своим постановлением утвердил план опытных работ по МАП на 1948 год, согласно которому П.О.Сухому надлежало:

"...Построить истребитель-перехватчик с двумя двигателями РД-45, герметической кабиной и радиолокатором, со следующими данными:

• Максимальная скорость у земли - 1050км/ч

• на высоте 5000 м - 1000км/ч

• Время подъема на высоту 5000 м - 2,0мин

• 10000 м - 5,5мин

• Дальность полета на высоте 10000м со скоростью 800км/ч

• нормальная - 1600км

• с подвесным баком - 2000км

• Разбег - 450м

• Пробег - 550м

• Практический потолок - 15000м

• Вооружение: 2 пушки калибра 37мм (Проработать установку третьей пушки калибра 37мм на втором экземпляре самолета)

• Экипаж - 1 чел.

Самолет построить в двух экземплярах и первый экземпляр предъявить на государственные испытания в ноябре 1948 года..."

В конце сентября завершилось изготовление опытного экземпляра самолета, а 8 октября он был перевезен на аэродром ЛИИ МАП. В процессе подготовки Су-15 к летным испытаниям проявился ряд дефектов, препятствующий выпуску самолета в воздух. Наиболее существенные из них:

• Замедленное растормаживание основных колес шасси (10 с при норме 1-2 с)

• Нечеткая работа систем при аварийном выпуске шасси.

На устранение этих дефектов ушло две недели.

В конце октября для проведения летных испытаний была назначена бригада в составе ведущего летчика-испытателя - летчика ЛИИ МАП Г.М.Шиянова, второго летчика-испытателя - летчика завода № 134 В.А.Котилко, ведущего инженера Н.Н.Каштанова, бортмеханика Л.А.Забалуева, мотористов И.Н.Осипенково и В.В.Конторкина. Забегая вперед, следует отметить, что по разным причинам В.А.Котилко участия в испытаниях самолета Су-15 не принимал.

23, 25 сентября и 2 ноября были выполнены рулежки, а 10 ноября при попытке осуществления первого взлета самолет потерпел аварию. При разбеге самолета, из-за появления больших усилий на ручке управления от рулей высоты в момент отрыва (У=250км/ч), Г.М.Шиянов прекратил взлет. Самолет выкатился за пределы ВПП и попал в канаву, в результате были сломаны опоры шасси, повреждены щитки колес, створки контейнера тормозного парашюта, съемная крышка нижнего люка и закрылок левой консоли крыла, нуждался в переборке и передний двигатель РД-45.

В середине декабря ремонт самолета был завершен, но из-за отсутствия переднего двигателя работа приостановилась. Эта задержка вынудила К.А.Вершинина обратиться к П.В.Дементьеву с напоминанием о том, что: "...Снятый с самолета и направленный для переборки на завод № 45 двигатель РД-45 до настоящего времени еще не получен.

Строительство 2-го экземпляра самолета производится крайне медленно (начата только стапельная сборка фюзеляжа) из-за большой загруженности завода № 134 договорными работами для завода № 340 МинСудп-рома, для института резиновой промышленности, для аэроклуба им. Чкалова и др. организаций.

Прошу Вас принять необходимые меры по ускорению заводских летных испытаний 1-го экземпляра и по ликвидации значительного отставания в постройке 2-го летного экземпляра самолета".

Накануне нового 1949 года самолет был полностью собран и в начале января началась наземная подготовка к первому полету.

11 января 1949 года Г.М.Шиянов поднял самолет Су-15 в воздух. Первые полеты выявили недоведенность гидросистемы, что не обеспечивало надежную эксплуатацию самолета и выполнение ТТТ. Кроме того, эффективность элеронов на малых скоростях не укладывалась в принятые нормы, а выпуск тормозных щитков создавал большой пикирующих момент. Работы по устранению этих недостатков растянулись до конца испытаний.

К тому же в ряде полетов, начиная с седьмого, наблюдалась незначительная тряска самолета, возникавшая при М>0,87. По мере повышения числа М интенсивность тряски несколько возрастала, достигая максимума при М=0,94, а при еще больших значениях М - ослабевала. Эта тряска носила мягкий характер и на рулях почти не ощущалась. Для выявления ее причин испытатели совместно со специалистами лаборатории № 3 ЦАГИ установили контрольно-записывающую аппаратуру (КЗА). В нескольких полетах были получены осциллограммы колебаний хвостового оперения, крыла и элеронов. Анализ их результатов свидетельствовал о том, что вибрации носили нерегулярный характер, при этом оперение практически не вибрировало, а максимальная амплитуда вибрации концевых частей консолей не превышала 1,5мм.

В то же время обработка полетных данных показала, что вибрации указанного характера возникали независимо от величины скоростного напора и только после достижения определенного значения числа М. Приборная скорость начала возникновения вибраций менялась в диапазоне от 570 до 830км/ч. При достижении тех же приборных скоростей, но при меньших числах М тряска не наблюдалась.

К концу мая были выявлены основные летно-тактические характеристики самолета, и оставалось сделать 12-15 полетов для их корректировки, связанной с установкой переднего форсированного двигателя РД-45Ф (Р=2270 кгс), задний РД-45Ф установили в начале года. С этими двигателями планировалось достигнуть М-1,02.

В связи с затянувшимися заводскими испытаниями самолета Су-15 и для ускорения сдачи его на госиспытания, приказом МАП от 28 мая 1949 года вторым летчиком-испытателем был назначен летчик ЛИИ МАП С.Н.Анохин.

В очередном полете 2 июня, СН. Анохин, выполняя разгон самолета на высоте 5000 м при скорости 790 км/ч, обнаружил подергивание педалей, перешедшее на скорости 805 км/ч в общую тряску самолета. При уменьшении скорости до 780 км/ч тряска прекратилась. Этот режим не был зафиксирован КЗА, так как летчик не включил самописцы. Анализируя полет, специалисты пришли к выводу, что данная тряска не может быть связана с числом М, так как в предыдущих полетах при скорости 805 км/ч на высоте 5000 м и при М=0,86 тряска отсутствовала. Необходим был повторный полет.

На следующий день (3 июня) при выполнении этого режима скорость была доведена до 825 км/ч, но тряска, имевшая место накануне, не повторилась. С.Н.Анохин приступил к выполнению следующего пункта полетного задания - разгон до максимальной скорости на высоте 2000 м. Вот как он описывает этот полет в донесении, представленном аварийной комиссии: "...снизившись до высоты 2000 м, я довел скорость до 400 км/ч по прибору... и начал выполнять вторую площадку... В районе Воскресенска самолет достиг скорости 870 км/ч, в это время появилась тряска педалей управления рулем направления, которая мгновенно передалась на самолет. Я сразу же убрал сектор управления двигателем полностью, но тряска не исчезла, а достигла еще большей частоты. Я нажал кнопку рации... и передал на старт, что самолет вошел во флаттер..., самолет же вел по горизонту, не создавая ему перегрузок. Через некоторое время частота тряски уменьшились, но амплитуда колебаний возросла и сопровождалась очень большими ударными нагрузками на всю конструкцию самолета.

Стрелки приборов послетали, и мне казалось, что вся приборная панель разрушилась. Правый пульт тумблеров начал сильно искрить, кабина наполнилась запахом горелой резины. Скорость самолета достигла малой величины... Он шел со снижением, руль высоты был взят на себя почти полностью, по всей вероятности, самолет находился в режиме парашютирования. Тряска не прекращалась. Тогда я увеличил обороты двигателей (дав сектора в среднее положение); через короткий промежуток времени тряска снова достигла прежней высокой частоты. Я снова убрал сектора, и тряска приняла другой характер (частота колебаний уменьшилась). Тогда я выключил бустерное управление, тряска не прекращалась, а усилия от рулей стали очень большими, пришлось снова включить бустерное управление. Я пробовал увеличить поочередно обороты заднему и переднему двигателям, но это не изменило положения. От тряски фонарь открылся и остался в полуприподнятом положении. Вслед за этим кабина самолета начала наполняться дымом. Я принял решение покинуть самолет, так как положение стало катастрофическим.

Воспользоваться катапультой я не решился, т.к. при этом фонарь сбрасывался отсосом потока и он мог не сброситься вследствие возможного в таких условиях заклинения. Закрыв стоп-краны, я отстегнул ремни, слегка потянул за рукоятку аварийного сброса фонаря. Фонарь сорвало, но я был отвязан и катапультироваться уже было поздно.

Когда я бросил управление, самолет резко пошел на нос. Зацепившийся за кабину, парашют некоторое время держал меня у фюзеляжа самолета, но с ростом скорости меня сорвало. Парашют открылся, приблизительно, на высоте 600 м.

С момента возникновения тряски и до покидания самолета все управление самолетом работало нормально. Самолет слушался рулей. Управление не вырывало...".

Самолет упал в районе населенного пункта Бронницы, разрушился и частично сгорел. (По свидетельству очевидцев, огонь и дым в полете не наблюдались).

По "горячим" следам была назначена аварийная комиссия под председательством М.А.Тайца, в которую вошли представители различных организаций и учреждений МАП: Я.М.Пархомовский, А.С.Качанов, А.А.Головин, В.С.Степин, Н.Г.Зырин, а для консультаций привлекались М.М.Громов, М.В.Келдыш и другие специалисты. В результате проведенной работы комиссия не смогла выявить причин тряски, повлекшей за собой аварию самолета, а ограничилась лишь предположениями, о чем свидетельствуют выдержки из аварийного акта:

"...С большой вероятностью можно считать, что начало возникновения вибраций в последнем полете вызвано причинами, связанными с аэродинамическими воздействиями, точнее, с величиной скоростного напора, который в данном полете...был наибольшим за время летных испытании самолета.

Однако, как известно, при возникновении вибраций, связанных с аэродинамическими воздействиями, уменьшение скорости на 100-150км/ч всегда является достаточным для полного прекращения возникших и развившихся вибраций...

Так как в данном полете летчику удалось снизить скорость самолета в 3,5 раза - от 870км/ч до ~250км/ч, а тряска самолета не прекратилась, можно предположить, что либо вследствие возникших вибраций, либо независимо от них произошло нарушение нормальной работы одного из двигателей или конструкции самолета, явившейся тем постоянно действующим фактором, который продолжал поддерживать вибрации самолета в столь широком диапазоне скоростей. Установить характер этого нарушения по анализу обломков самолета и двигателей не представляется возможным.

Причинами возникновения вибраций на скорости Vпр=870км/ч могли быть вихреобразования, связанные с аэродинамическим срывом с каких-либо элементов самолета или автоколебания системы гидроусилитель -руль направления. Истинная причина возникновения вибраций может быть установлена только после специальных исследований.

Следует считать весьма маловероятным, чтобы причиной возникновения тряски являлся флаттер, поскольку, как известно из опыта, развитие вибраций при флаттере происходит значительно резче, чем это было в данном полете. Кроме того, руль направления был перебалансирован, в то время, как для предотвращения флаттера достаточна полная весовая балансировка".

В заключение было отмечено, что: "...Комиссия считает необходимым:

1. Широко развернуть теоретические и экспериментальные работы по исследованию влияния работы обратимого бустерного управления на вибрационные свойства самолета.

2. Усилить в ЦАГИ и ЛИИ систематические исследования малоизученных типов вибраций, встречающихся в ряде испытаний опытных самолетов при больших скоростях и больших значениях числа М.

3. Внедрить в практику летных испытаний опытных самолетов применение приборов с бронированными кассетами и телеметрических методов измерения... ...при испытании дублера самолета Су-15 переход в процессе летных испытаний на числа М больше 0,92 и при Vnp >850км/ч должен производиться после проведения специальных исследований по выявлению причин тряски...".

На момент аварии программа заводских испытаний была выполнена на 92%. Общий налет составил 20ч.15мин. Из 42 полетов Г.М.Шиянов выполнил 38, а С.Н.Анохин - 4, не считая полет 3 июня.

Что касается второго экземпляра ("дублера") истребителя-перехватчика Су-15, то работы по нему были прекращены в декабре 1948 года и в 1949 году не возобновлялись, при общей готовности - 42%. Несомненно, авария самолета Су-15 послужила одной из причин, повлекших за собой ликвидацию ОКБ П.О.Сухого в 1949 году.

Во исполнение решения макетной комиссии в ОКБ разрабатывался эскизный проект двухместного учебно-тренировочного варианта истребителя-перехватчика Су-15. Согласно III, утвержденным Главкомом ВВС 16 июля 1948 года, он предназначался для обучения и тренировки летчиков в технике пилотирования и боевом применении истребителя-перехватчика. От своего прототипа Су-15УТ отличался двухместной негерметичной кабиной и вооружением, состоящим из одной пушки Н-37 с боекомплектом в 20 патронов и пулемета УБ-12,7 с боекомплектом в 100 патронов. О состоянии работ по данному проекту сведений не имеется.

Другим незавершенным проектом можно считать модификацию самолета Су-15 в вариант истребителя сопровождения. В начале июня 1948 года главный инженер ВВС обратился к С.А.Лавочкину, А.И.Микояну и П.О.Сухому с просьбой сообщить свои соображения о возможности модификации проектируемых ими истребителей-перехватчиков в истребители сопровождения, с сохранением ЛТД, оборудования и вооружения, но с увеличенной до 3000км дальностью полета на высоте 10000м.

Через три недели пришел ответ от П.О.Сухого, который сообщал, что: "Модификация стоящего в плане моего КБ самолета-перехватчика в истребитель сопровождения возможна при условии переделок, вызываемых увеличением горючего до 5000 кг, считая в том числе 1 000 кг в подвесном баке. Основная переделка - удлинение фюзеляжа в зоне его цилиндрической части для размещения горючего.

При сохранении оборудования и вооружения полностью по самолету-перехватчику, вес истребителя сопровождения будет порядка 12500 кг, при взлетной нагрузке на крыло порядка 300кг/м2 самолет будет иметь следующие данные с РД-45:

• Максимальная скорость у земли - 1070 км/ч

• без подвесного бака на Н=5000 - 1040 км/ч

• Дальность - 3000 км при Vпр-600-800км/ч на Н=10000м

• Дальность до опорожнения подвесного бака - 400 км

• Высота - 14000 м

• Длина разбега без ускорителей - 625 м

Для проведения испытаний целесообразно не переделывать существующий экземпляр перехватчика, а изготовить новый по своим III. В связи с этим на испытания может быть подан истребитель сопровождения в варианте одноместном или, если это будет признано необходимым, в двухместном варианте".

И.В.Марков переадресовал письмо в Авиационно-технический комитет (АТК) ВВС для анализа. Данный вариант модификации Су-15 был рассмотрен и одобрен комитетом, однако председатель АТК генерал-майор ИАС А.Н.Пономарев высказал свои сомнения по поводу целесообразности его реализации, мотивируя это тем, что:

"...Поскольку модификация перехватчика в истребитель сопровождения не указана в постановлении Совета Министров от 12 июня 1948 года, то т. Сухой в настоящее время, ввиду отсутствия средств, может ограничиться только эскизной проектировкой.

В связи с тем, что производство завода № 134 загружено 1-м и 2-м экземплярами истребителя-перехватчика..., учитывая, что т. Сухой еще не приступил к эскизной проектировке экспериментального истребителя по плану 1948 года - нецелесообразно в настоящее время ставить вопрос о модификации...". Главный инженер ВВС согласился с этими доводами. Вопрос был исчерпан.

Но в ОКБ работа по вариантам модификации Су-15 пока продолжалась, и в конце июля П.О.Сухой направил руководству ВВС дополнительные предложения: "...мною эскизно рассмотрены два варианта истребителя сопровождения с дальностью 3000км. Первый представляет собой незначительную модификацию моего истребителя с 2 РД-45, в которой количество горючего увеличивается до 5000кг за счет изменения сечений воздухопроводов двигателей, соответствующего увеличения фюзеляжных баков и применения подвесного бака на 1500кг.

Дублер самолета-перехватчика строится с измененными сечениями воздухопроводов.

Второй вариант является модификацией того же истребителя-перехватчика с заменой двух двигателей РД-45 одним ТР-3 и полным изменением формы фюзеляжа. Необходимое для дальности 3000км количество горючего 4700кг в этом варианте полностью размещается в фюзеляже.

Первый отечественный истребитель-перехватчик Су-15 представлял собой одноместный цельнометаллический среднеплан реданной схемы.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. Силовой набор состоял из 42 шпангоутов, четырех лонжеронов, стрингеров и обшивки. Эксплуатационно фюзеляж разделялся на две части: головную (ГЧФ) и хвостовую (ХЧФ), стыкующиеся между собой в плоскости шпангоутов № 31 и № 32 при помощи болтовых соединений.

В ГЧФ размещались: воздухозаборник, бортовая РЛС, герметическая кабина, ниша передней опоры шасси, передний двигатель, топливные баки, основная часть агрегатов систем оборудования самолета и его вооружение. Общий лобовой воздухозаборник разделялся на два канала, один из которых подводил воздух к переднему двигателю, а другой - к заднему. Над воздухозаборником, в обтекателе из полистирола, помещалась антенна БРЛС "Торий-2". Из-за принятого расположения воздушных каналов гермокабина была несколько сдвинута влево от оси симметрии фюзеляжа.

В ХЧФ размещался задний двигатель, а по бортам - два воздушных тормозных щитка общей площадью 1,21м2.

Крыло - свободнонесущее с углом стреловидности 35° по линии j хорд, установочным углом 1° и отрицательным углом поперечного "V" 0°40'. Корневой профиль ЦАГИ С-7с-12, концевой - СР-3-12. Крыло состояло из двух консолей, стыкующихся с фюзеляжем по шпангоутам №№ 13,17,20. Кроме того, обшивка крыла крепилась к фюзеляжу стыковочными уголками. Каркас каждой консоли состоял из лонжерона, двух дополнительных стенок, стрингеров, литых носков, набора нервюр и обшивки.

Механизация крыла включала элероны с внутренней компенсацией и выдвижные закрылки. Углы отклонения элеронов +20°, углы отклонения закрылков: взлетный 25°, посадочный Второй вариант имеет преимуще- 50е. Конструктивно элероны и закрылки выполнены однолонжеронными цельнометаллическими. На левом элероне размещался триммер.

Хвостовое оперение стреловидное (Х=35°), состояло из киля с рулем поворота и стабилизатора с рулем высоты. Киль однолонжеронной конструкции со вспомогательной балкой и набором стрингеров и нервюр был выполнен из двух частей. Нижняя представляла единое целое с фюзеляжем, а верхняя, съемная, крепилась при помощи болтов. Для устранения экранного эффекта верхняя часть киля (от 7-й нервюры), под которой размещалась антенна радиостанции, имела деревянную конструкцию. Руль поворота однолонжеронный с весовой балансировкой крепился в трех точках. Углы отклонения руля поворота +30°. Стабилизатор состоял из двух половин, силовой каркас каждой включал: основной лонжерон, разрезанный по оси симметрии, два вспомогательных и набор нервюр. Стабилизатор крепился к килю болтами. Руль высоты состоял из двух половин, соединенных между собой карданным валом. Каждая половина подвешивалась в трех точках и имела триммер. Углы отклонения руля высоты - плюс 30°, минус 20°.

Шасси - трехколесное с носовым колесом. Передняя опора рычажного типа убиралась в фюзеляж по потоку. Основные опоры балочного типа убирались в крыло по направлению к фюзеляжу, при этом колеса поворачивались относительно опор на 90° и размещались в фюзеляже вертикально. В убранном положении ниши шасси закрывались створками и щитками, а опоры фиксировались механическими замками. В выпущенном положении опоры фиксировались гидравлическими и шариковыми замками. На передней опоре устанавливалось нетормозное колесо размером 580х240А, а на основных - двухкамерные тормозные размером 900x275.

Для сокращения пробега при посадке на самолете было установлено тормозное парашютное устройство состоящее из:

• контейнера тормозного парашюта;

• тормозного парашюта (S =26,2 м2);

• соединительного троса;

• замка тормозного парашюта;

• системы управления.

Система управления самолетом - смешанная. Управление рулем высоты и элеронами - жесткое, рулем поворота до разъема фюзеляжа - дублированное тросовое, а в хвостовой части - жесткое. Управление триммерами элерона и руля высоты - электромеханическое. В проводку управления рулем высоты и элеронами были включены по обратимой схеме бустерные механизмы, питание которых осуществлялось от отдельной гидросистемы. Кроме того, предусматривалась возможность установки бустерного механизма в проводку управления рулем поворота. Бустерные механизмы, изготовленные на заводе № 279 (директор и главный конструктор Т.М.Башта), конструктивно отличались друг от друга формой кронштейна крепления.

Гидравлическая система состояла из двух независимых подсистем: силовой и бустерной. Каждая имела автономный источник питания - два гидронасоса с приводом от ТРД. Рабочее давление в основной гидросистеме 120-150 кгс/см2, а в бустерной - 42-65 кгс/см2. Рабочая жидкость - смесь, состоящая из 50% глицерина и 50% спирта. Силовая гидросистема предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, торможения основных колес, а бустерная только для обеспечения работы бустеров.

Пневматическая (аварийная) система служила для аварийного выпуска шасси и закрылков. Рабочее тело - сжатый воздух, давление в системе 150 кг/см2, емкость баллона 10 л (шп.4).

Силовая установка состояла из двух ТРД РД-45Ф, расположенных в ГЧФ и ХЧФ. Ось переднего двигателя имела наклон по отношению к строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), равный 8°13;, а ось заднего -параллельна СГФ. Подвод воздуха к двигателям осуществлялся по воздушным каналам, составлявшим единое целое с каркасом фюзеляжа и входившим в его силовую схему. Для обслуживания переднего двигателя предусматривались ряд люков, а для монтажно-демонтажных работ - съемная панель. Для осмотра верхних камер сгорания переднего двигателя он имел возможность поворачиваться в подшипниках основного крепления. Монтаж и демонтаж заднего двигателя осуществлялся после отстыковки ХЧФ, а его обслуживание - через люки в ХЧФ.

Противопожарная система предназначалась для локализации пожара при нарушении целостности камер сгорания и состояла из:

• защитного кожуха (на каждом двигателе);

• 18 биметаллических датчика пожара (по 9 на каждом двигателе);

• сигнальной лампы "Пожар";

• баллона с углекислотой, снабженного двумя пирозатворами;

• двух кольцевых коллекторов подачи углекислоты.

Топливная система включала в себя: 4 мягких топливных бака общей емкостью 2875л, клапанные коробки, блок электромагнитных кранов, насосы подкачки. Предусматривалась возможность подвески дополнительного бака емкостью 875л. Топливные баки были разбиты на две группы: переднюю и заднюю. Выбранный порядок выработки топлива обеспечивал необходимый диапазон центровок от взлета до посадки самолета. Топливо - керосин.

Герметическая кабина вентиляционного типа технологически была выполнена в виде отдельного агрегата, который вкладывался в ГЧФ и крепился спец.узлами. Верхняя часть кабины имела фонарь, состоящий из неподвижного козырька, откидной части и закабинного обтекателя. Остекление откидной части и боковые стекла козырька были выполнены двойными. Межстекольное пространство через силикагелевые патроны соединялось с кабиной. Для поддержания в гермокабине необходимых условий жизнедеятельности летчика она была оборудована:

• системой автоматического регулирования давления;

• системой вентиляции и наддува с ручной регулировкой температуры воздуха;

• системой вентиляции наружным воздухом (до Н=2000м) за счет скоростного напора;

• системой герметизации фонаря.

Спасение летчика в аварийных ситуациях обеспечивалось катапультируемым креслом шторочного типа, созданного в ОКБ П.О.Сухого.

Вооружение состояло из двух пушек Н-37, расположенных на правом и левом борту ГЧФ. Суммарный боезапас составлял 110 патронов. Гильзы и звенья при стрельбе собирались в специальных отсеках под пушками. Система управления огнем электрическая, а перезарядки - электропневматическая. Наведение на цель и прицеливание осуществлялось при помощи РЛС "Торий", а контроль - фотокинопулеметом С-13.

Бортовое оборудование имело следующий состав:

Электрооборудование состояло из источников электроэнергии и электросети, в которую входили: аппаратура регулирования и защиты, коммутационная аппаратура, электропроводка и электроразъемы. Основными источниками электроэнергии служили два генератора постоянного тока ГС-3000, а аварийным - аккумулятор 12А-30.

Радиооборудование: УКВ-радиостанция 12РСУ-10 "Кура"; радиополукомпас РПКО-10; ответчик опознавания "Барий"; радиолокационная станция "Торий".

Пилотажно-навигационные приборы: авиагоризонт; комбинированный указатель скорости КУС-1200; высотомер динамический ВД-15; вариометр ВР-3-75; М-метр М-0,95; индикатор РПКО-10; индикатор "Торий; часы АВРМ.

Приборы контроля двигателей и систем: тахометры; указатели температуры; манометры; сигнальные лампы.

Высотное и кислородное оборудование: указатель высоты и перепада давления УВПД; указатель расхода воздуха РВ-1; кислородный прибор КП-14; кислородная маска КШ-10; индикатор кислорода ИК-14; кислородный баллон 4л; манометр М-12; кислородный редуктор КР-14; запорный вентиль.

По ТТТ броневая защита предусматривалась только от атак в переднюю полусферу (ППС) и включала: передний щит толщиной 18мм; верхний щит толщиной 12мм; бронестекло толщиной 100мм.

Применение крыльев со стреловидностью 35° обеспечивало лишь приближение к скорости звука. Следующим шагом должен был стать переход к звуковым и сверхзвуковым скоростям полета. Исследования, проведенные в аэродинамических трубах ЦАГИ, показали, что увеличение стреловидности до 45°-55° дает возможность безопасно с допустимым волновым сопротивлением перейти через скорость звука. Для контроля основных аэродинамических характеристик, полученных в трубах Т-106М и Т-112, необходимы были летные эксперименты на летающих моделях и экспериментальных самолетах.

Модификация	Су-15
Размах крыла, м	12.87
Длина, м	15.44
Высота, м
Площадь крыла, м2	36.00
Масса, кг
пустого самолета	7409
нормальная взлетная	10437
Тип двигателя	2 РД РД-45Ф
Тяга, кгс	2 х 2270
Максимальная скорость , км/ч
на высоте	1045
у земли	1032
Практическая дальность, км	1600
Боевая дальность, км	1050
Максимальная скороподъемность, м/мин	2000
Практический потолок, м	15000
Экипаж	1
Вооружение:	две 37-мм пушки Н-37 (с боезапасом - 110 снарядов)