Вначале 1958 г. специалисты опытных конструкторских бюро П.О.Сухого и А.И.Микояна совместно с ЦАГИ, ЦИАМ ОКБ A.M.Люлька и С.К.Туманского проводили проверку предварительных расчетных данных продолжительности горизонтального полета на большой высоте основных истребителей-перехватчиков с двигателем Р-15-300 или АЛ-11. В конце апреля эти работы завершились с такими итоговыми показателями:

По результатам этих расчетов в проект постановления ЦК КПСС и Совета министров СССР по средствам ПВО для самолетов ОКБ П.О.Сухого были введены следующие дополнения:

Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР от 4 июня 1958 г. давалось задание на проектирование и постройку истребителя-перехватчика Т-3А (в дальнейшем будем его называть Т-37 - согласно заводскому шифру). Этот самолет-носитель комплекса перехвата воздушных целей Т-ЗА-9 должен был обладать исключительно высокими летно-техническими характеристиками.

В состав комплекса средств перехвата маневрирующих воздушных целей Т-3А-9 входили:

Комплекс предназначался для обнаружения, перехвата и поражения воздушных целей - днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, в диапазоне высот цели 10-25 км и скоростей 1000-2500 км/ч (путем вывода истребителя в переднюю или заднюю полусферы).

Вероятность наведения на прямолинейно летящие воздушные цели во всем диапазоне высот и скоростей должна была быть не менее 0,7-0,8.

Вероятность поражения цели двумя снарядами К-9 под любыми ракурсами - как при автоматическом пилотировании истребителя, так и при пилотировании вручную - предполагалась равной 0,8-0,9.

Радиус действия комплекса при перехвате воздушной цели на максимальной высоте боевого применения составлял 400 км. В комплексе предусматривался автоматический вывод истребителя из атаки, привод его на аэродром и посадка с помощью бортового вычислительного устройства БВУ и автопилота.

Наземная станция наведения "Луч-1" должна была выводить истребитель в район цели с точностью плюс-минус 10° и при этом осуществлять автоматический разворот антенны бортовой РЛС на цель, обнаружение цели, захват и ее автоматическое сопровождение.

Было принято решение построить три самолета в следующие сроки: проектирование - май 1959 г., постройка -ноябрь 1959 г., испытания - апрель 1961 г. По тематическому плану на 1960 г. предусматривались заводские испытания во втором квартале 60-го, а государственные - в первом квартале 61-го.

Весной 1959 г. началось эскизное проектирование. Для сверхзвукового истребителя-перехватчика с турбореактивным двигателем Р-15-300 выбрали проверенную аэродинамическую схему типа Т-З...Т-43. Это был цельнометаллический моноплан со среднерасположенным треугольным крылом и стреловидным оперением, с трехколесным убирающимся шасси и герметичной кабиной. Конструкция планера должна была выдерживать большие заданные скорости, скороподъемности, высоты и дальности полета при высоких эксплуатационных перегрузках и скоростных напорах. Стремление получить требуемые характеристики привело разработчиков к поиску и внедрению многих оригинальных технических решений.

Автоматическое управление обеспечивало пилотирование самолета на всех режимах полета, а также демпфирование по трем осям.

Заданная дальность полета обеспечивалась заливкой топлива непосредственно в конструкцию фюзеляжа и крыла (в топливные баки-отсеки).

После выпуска эскизного проекта и завершения в 1958 г. изготовления макета, в ОКБ приступили к рабочему проектированию и строительству самолета.

Фюзеляж Т-37, составленный из элементарных по форме тел вращения - типа полумонокок (при отсутствии стрингерного набора) - имел головную и хвостовую части. Основными материалами, примененными в конструкции головной части фюзеляжа, являлись сплавы Д19, Д16 и АМГ6.

Головная часть фюзеляжа технологически разделялась на четыре отсека.

В носовом отсеке размещались неподвижный конус (легкосъемный радиопрозрачный обтекатель и металлический контейнер), неподвижная обечайка и четыре противопомпажные створки с гидравлическим управлением. Обшивка носового отсека была двойной: его внутренняя обшивка служила внешним контуром воздушного канала.

Вдоль всего отсека кабины проходили боковые рукава воздушного канала. Кабина образовывалась внутренними стенками рукавов канала, полом, передней стенкой (шпангоут № 4) и задней наклонной стенкой. Под полом располагалась ниша передней ноги шасси.

Топливный отсек и воздушный канал, проходивший внутри этого отсека, выполнялись сварными. В верхней части отсека, между верхними лонжеронами, располагалась съемная панель - для обеспечения подхода к коммуникациям.

В среднем отсеке фюзеляжа находились ниши главных ног шасси, контейнер топливного бака и воздушный канал.

Хвостовую часть фюзеляжа, в которой располагались удлинительная труба двигателя с форсажной камерой и тормозной парашют, впервые в практике отечественного самолетостроения сделали цельносварной из титановых сплавов ОТ4, ВТ6 и стали. К подобному новшеству обратились из-за высоких температур на поверхности удлинительной трубы и форсажной камеры.

Крыло самолета с углом стреловидности 60 градусов по передней кромке и относительной толщиной от 4,2 до 4,7% состояло из двух отъемных консолей. Каждую консоль выполнили по трехбалочной схеме с передним лонжероном и расположили в ней два топливных отсека и нишу основной опоры шасси.

Основная часть обшивки крыла - монолитные оребренные панели, а носок крыла - химически фрезерованные листы. Все выполнялось из сплава Д19. Каждая консоль была снабжена выдвижным целевым закрылком и элероном с осевой компенсацией.

Хвостовое оперение состояло из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Основная часть обшивки киля и стабилизатора - прессованные и химически фрезерованные панели, соединенные с каркасом при помощи клепки и точечной электросварки.

На главных ногах шасси устанавливались тормозные колеса КТ-89 с дисковыми тормозами и пневматиками высокого давления 800х200В. На передней ноге находилось нетормозное колесо К283 с пневматиком высокого давления 570x140В. Подвеска колес на главной и передней ногах рычажная. Амортизация шасси масляно-пневматическая, с торможением на прямом и обратном ходе. На передней ноге был установлен демпфер для погашения колебаний.

Система управления самолетом по всем каналам осуществлялась по необратимой бустерной схеме, с включением в ее состав механизмов загрузки.

Самолет был снабжен автопилотом АП-39, предназначенным для автоматической стабилизации полета, для сопряжения со станцией наведения с земли, бортовой радиолокационной станцией и для ручного управления с автоматическим демпфированием.

В автоматической стабилизации полета управление бустерами производилось посредством рулевых машинок РА-15. А также демпферов, включенных в проводку управления между рулевыми машинками и бустерами в виде раздвижных тяг и таким же демпфером, установленным в канале руля направления.

Гидравлическая система самолета, состоящая из силовой и двух бустерных систем, предназначалась для приведения в действие органов управления самолетом и взлетно-посадочных устройств. При выходе из строя одной из бустерных систем другая обеспечивала бесперебойное пилотирование. В целях повышения живучести самолета во "второй" бустерной системе установлена аварийная насосная станция с электроприводом.

На самолете устанавливался двигатель Р-15-300, который крепился к головной части фюзеляжа в пяти точках. Для охлаждения силовой установки отсек двигателя продувался воздухом с использованием скоростного напора. С этой целью установили четыре воздухозаборника. Гладкий лист, закрывающий хвостовую часть двигателя, образовывал кольцевой канал, через который проходил воздух из забор-ников на охлаждение форсажной трубы. Хвостовая часть двигателя превращалась в эжектор, регламентировавший расход воздуха на охлаждение.

Топливо для силовой установки размещалось в топливных отсеках фюзеляжа 1 и 2, в мягком баке № 3 и в крыльевых отсеках, где расположили по две сообщающихся между собой емкости в каждой консоли. Общая емкость топливной системы составляла 4800 литров. Предусматривалась возможность установки подвесного топливного бака емкостью около 930 литров.

На самолете существовала система аварийного покидания: было установлено катапультируемое кресло с каскадом парашютов и носимым аварийным запасом. После автоматического сброса фонаря защищенный компенсирующим костюмом и гермошлемом летчик имел возможность катапультироваться в открытом кресле. Сброс фонаря производился двумя цилиндрами подброса без предварительной разгерметизации кабины - от аварийных ручек на сидении.

Катапультирование происходило при помощи телескопического пиротехнического механизма калибром 38 мм, который обеспечивал безопасный перелет кресла с летчиком через киль при скорости самолета до 1200 км/ч.

Каскад состоял из двух стабилизирующих парашютов и основного парашюта летчика. Малый стабилизирующий парашют каскада обеспечивал устойчивое движение кресла при его торможении - от скорости в момент катапультирования до скорости 600 км/ч.

Большой стабилизирующий парашют гарантировал устойчивое снижение летчика в кресле до малых высот.

Основной парашют обеспечивал снижение и приземление после отделения летчика от кресла. Предусматривалась возможность спасения летчика без стабилизирующих парашютов - путем использования основного парашюта сразу после катапультирования.

Компенсирующий костюм ВКК-4 в комплекте с автоматом давления АД-6Е обеспечивал переносимость перегрузок до 8 д. Герметический шлем ГШ-4М защищал лицо пилота от потока воздуха в момент катапультирования до индикаторной скорости 1200 км/ч.

Связь самолета с землей и другими самолетами осуществлялась через УКВ радиостанцию РСИУ-5В (ДУБ-5), которая обеспечивала двухстороннюю телефонную связь на двадцати фиксированных каналах настройки.

Для ближней навигации и посадки устанавливался самолетный ответчик СОД-57М, работавший с наземными радиолокационными системами "Глобус-2" и "Перископ". А также бортовая система ближней навигации и посадки РСБН-2 ("Свод") в варианте со счетно-решающим прибором.

Опознавание отечественных самолетов велось с помощью радиолокационной станции запроса-ответа СРЗО-2 ("Хром-никель"), работавшей в системе "Кремний-2М".

В средства перехвата, прицеливания и атаки входили бортовая аппаратура радионаведения "Лазурь", работавшая в системе наведения "Воздух-1", радиолокационный прицел ЦП-1, сопряженный с радиолокационной головкой снаряда К-9 и система пуска снарядов.

В систему вооружения самолета входили:

Первоначально работы по системе "К-9" шли в рамках темы истребителя П-1 по постановлениям Совета министров СССР от 17.08.56 г. и от 04.04.58 г. со сроками: проектирование - апрель 1959 г., постройка - июль 1960 г., испытания - март 1961 г.

К отработке системы вооружения (антенны станции ЦП и снарядов К-9) приступили на опытно-экспериментальном самолете Т47-6.

При постройке самолета Т-37 в его конструкцию были внесены некоторые изменения. В носовой части установили трехступенчатый конус, увеличили противопомпажные створки. В фонаре кабины летчика применили более технологичные и удобные для обтекания формы. Планировавшиеся воздухозаборники для охлаждения форсажной трубы двигателя заменили на сопловую часть эжекторного типа со створками. С такими изменениями рабочие чертежи были переданы в филиал ОКБ на авиационном заводе им. В.П.Чкалова в Новосибирске.

По графику к началу февраля 1960 г. на "нулевом" экземпляре самолета, предназначенном для статических испытаний, оставалось только установить шасси. Проводились стапельно-сборочные работы на летном экземпляре Т-37, и одновременно шло производство ракет Р-38.

Однако 29 января 1960 г. председатель Государственного комитета Совета министров СССР по авиационной технике П.В.Дементьев представил председателю Комиссии Президиума СМ СССР по военно-промышленным вопросам Д.Ф.Устинову "...перечень разработок опытных образцов авиационной техники, потерявших актуальность и подлежащих прекращению...". В этом документе, среди прочих, значился комплекс перехвата Т-ЗА-9.

И уже 5 февраля вышло постановление Совмина СССР, согласно которому дальнейшие работы по постройке самолета Т-37 и ракет прекращались. Самолет вынули из стапелей и разрезали на металлолом. Отдельные фрагменты этой машины находились на территории новосибирского завода до середины 1960-х годов.

Модификация	Т-37
Размах крыла, м	8.56
Длина, м	19.41
Высота, м	5.28
Площадь крыла, м2
Масса, кг
пустого самолета	7260
нормальная взлетная	10750
максимальная взлетная	12000
Тип двигателя	1 ТРД Р-15-300
Тяга, кгс	1 х 7600
Максимальная скорость , км/ч	3000
Практическая дальность, км
с ПТБ	2000
без ПТБ	1500
Практический потолок, м	25000-27000
Экипаж, чел	1
Вооружение:	две УР К-9-51 (Р-38)