Е.В.Арсеньев - История конструкций самолетов в СССР в 1951-1965 гг

Рис. 152. Опытный фронтовой истребитель С-1

С перерывами на доработки государственные испытания продолжались в общей сложности больше двух лет - до декабря 1958 г., но не были завершены. Программа испытаний в полном объеме так и не была выполнена из-за ненадежной работы двигателя. Выпуск Су-7 с двигателем АЛ-7Ф прекратили, решив возобновить его с двигателем АЛ-7Ф-1.

Для установки АЛ-7Ф-1 из-за его большего, чем у АЛ-7Ф, габаритного диаметра, пришлось расширить хвостовую часть фюзеляжа. Помимо этого к сентябрю 1958 г. под новый двигатель доработали один из первых серийных самолетов Су-7, получивший обозначение С-41, - для борьбы с помпажем установили в носовой части фюзеляжа противопомпажные створки. После анализа результатов испытаний эта доработка была рекомендована в серию. Чуть позднее для борьбы с помпажем на самолете установили систему автоматического управления воздухозаборником типа ЭСУВ-1. Теперь конус воздухозаборника при М>1 выдвигался вперед, непрерывно обеспечивая оптимальное положение для регулирования системы косых скачков уплотнения с целью минимизации потерь. Первый серийный Су-7 был облетан в марте 1958 г. С 1957 по 1960 г. были собраны около 130 самолетов Су-7 (30 экземпляров с двигателем АЛ-7Ф и "узкой" хвостовой частью фюзеляжа). Часть этих машин по согласованию с ВВС ОКБ использовало для доработок и испытаний, проводившихся по различным программам. Первые серийные самолеты поступили на вооружение ВВС весной 1959 г. Ими укомплектовали два полка. Эксплуатировали Су-7 до середины 1960-х гг.

Су-7Б.В 1956 г. ВВС выдвинули требование - создать истребитель-бомбардировщик. По расчетам специалистов лучшим кандидатом на эту роль был только Су-7. В марте 1956 г. вышло постановление правительства о разработке на базе Су-7 истребителя-бомбардировщика. Максимальная бомбовая нагрузка нового самолета должна была достигать 2000 кг. В состав вооружения включили подвеску различных НУРС (С-ЗК, С-5, С-21) калибра от 57 до 210 мм.

Начиная с 1957 г. в тематическом плане работ ОКБ появился пункт о создании самолета Су-7Б (С-22). Опытный экземпляр -С22-1 построили к осени 1958 г. на базе одного из первых серийных Су-7, но из-за доработок начало испытаний отложили до февраля 1959 г. Облетал опытный экземпляр самолета 24 апреля 1959 г. летчик-испытатель ОКБ Е.С. Соловьев. К осени завершились заводские летные испытания, и в декабре 1959 г. самолет передали на государственные испытания. К январю 1960 г. подготовили второй опытный экземпляр самолета. Обе эти машины к апрелю 1960 г. успешно прошли государственные испытания и были рекомендованы в серийное производство и для принятия на вооружение.

Фюзеляж самолета Су-7Б - круглого сечения, полумонококовой конструкции, с работающей обшивкой. На значительном протяжении (между шпангоутами 15 и 28) фюзеляж имел форму цилиндра диаметром 1550 мм. Хвостовая часть фюзеляжа была несколько расширена, ее максимальный диаметр составлял 1634 мм. Фюзеляж разделен на две части: головную (ГЧФ) и хвостовую (ХЧФ), с разъемом по шпангоутам 28 и 29. Конструктивно головная часть фюзеляжа разделена на передний (или носовой) отсек, отсек гермокабины и задний отсек. В носовой части расположен осесимметричный воздухозаборник с подвижным центральным коническим телом. Двухскачковый конус изготовлен из радиопрозрачного материала и является обтекателем антенны радиодальномера. На боковой поверхности носовой части установлены четыре противопомпажные створки, предназначенные для обеспечения согласованной работы двигателя и воздухозаборника. Как и "бочка" конуса, они управляются от электрогидравлической системы ЭСУВ-1. Воздушный канал в районе кабины разделен на два "рукава", вновь соединяющиеся за ней в единый канал; проходит насквозь через фюзеляж до входа в двигатель. Как головной, так и кабинный отсеки (головной части фюзеляжа) не имеют продольного набора. Кабинный отсек включает собственно гермокабину с фонарем и располагающийся под ней отсек ниши передней опоры шасси. Фонарь состоит из козырька с бронеблоком, выполненным из силикатного стекла, и крепится к фюзеляжу по силовым шпангоутам.

Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно выполнена как единый агрегат. Большую часть внутреннего объема занимает удлинительная труба форсажной камеры двигателя. В нижней части расположены вкладной топливный бак и ниша контейнера тормозного парашюта, прикрываемая створкой, а по сторонам ХЧФ - четыре ниши тормозных щитков. Площадь одного щитка - 0,33 м2, максимальный угол открытия - 50*. На силовых шпангоутах крепятся узлы навески киля и стабилизаторов, а на специальных балках - бустера управления стабилизатором.

Крыло самолета - стреловидное, с углом стреловидности по линии 1/4 хорд 60*, установочным углом Г и отрицательным углом поперечного V -3*. Каркас каждой консоли составляют: продольный силовой набор из лонжерона, подкосной балки и стрингеров и поперечный набор из нервюр и носков. В крыле самолета установлены пушки - по одной на каждую консоль. Отсек шасси расположен между лонжероном и подкосной балкой. Здесь крепятся основные опоры шасси и агрегаты их уборки. Механизация крыла состоит из выдвижного щелевого закрылка и элерона с осевой аэродинамической и весовой компенсацией. На каждой консоли устанавливали по две аэродинамические перегородки и по одному пилону для подвески пусковых устройств для реактивных снарядов, бомбового вооружения или подвесных топливных баков.

Хвостовое оперение состоит из киля с рулем направления и управляемого цельноповоротного стабилизатора. Конструкция - клепаная, с работающей обшивкой. Киль - однолонжеронный с подкосной балкой, с продольным набором из стрингеров и поперечным из 16 нервюр. Форкиль - составная часть вертикального оперения. Он конструктивно выполнен совместно с хвостовой и головной частями фюзеляжа, имеет разъем. Законцовка киля сформирована из стеклоткани, между слоями которой расположена сетчатая антенна. Руль направления однолонжеронной конструкции с балансировкой масс. Стабилизатор состоит из двух половин, каждая из которых поворачивается относительно собственной полуоси, установленной под углом 48,5* к поперечной оси самолета, с установочным углом -2*. Каждая консоль -однолонжеронной конструкции с передней и задней стенками, стрингерным набором и нервюрами. Для повышения критической скорости флаттера на конце каждой из половин стабилизатора установлен выносной противофлаттерный груз.

Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы В95, Д16 и Д19, ряд ответственных силовых узлов выполнен из сталей ЗОХГСА и ЗОХГСНА.