Су-15

Самолёт предназначался для перехвата воздушных целей с диапазоном скоростей 500—3000 км/ч и высот 500—23000 метров. Вывод перехватчика в район встречи с целью и до обнаружения её бортовой радиолокационной станцией (БРЛС) выполнялся с помощью наземного комплекса автоматизированного наведения «Воздух-1». Перехват цели, прицеливание и наведение ракеты с радиолокационной головкой самонаведений (РГС) осуществлялось БРЛС. Ракеты с инфракрасной головкой самонаведения (ИКГСН) имели иной принцип наведения — инфракрасное (тепловое) излучение, которое они улавливали, излучалось непосредственно целью.

Проектирование истребителя-перехватчика в ОКБ П. О. Сухого было начато в 1961 году. В связи с тем, что по указанию Н. С. Хрущёва запрещалась разработка новых типов самолётов, а допускалась только модернизация существующих, новый самолёт рассматривался как модернизация комплекса перехвата на базе истребителя Су-11.^[6]

Опытный экземпляр был построен и испытан в 1962 году. Во время государственных испытаний не было существенных замечаний и происшествий. По результатам Госипытаний единственным минусом самолёта была малая дальность полёта. Этот недостаток был устранён за счёт увеличения запаса топлива.

Прочность конструкции самолёта позволяла развивать сверхзвуковую скорость даже у земли. Мировая авиация не знала аналогов данному самолёту в то время.

На вооружение Войск ПВО СССР самолёт был принят 30 апреля 1965 года, он был определён в состав комплекса перехвата Су-15-98.^[6]

Первый предсерийный Су-15 был собран на авиазаводе в Новосибирске. Самолёту был присвоен внутризаводской индекс изделие 37. В марте 1966 года первый полёт на нём совершил заводской лётчик-испытатель И. Ф. Сорокин, которому впоследствии, во многом именно за эти испытания, было присвоено звание Героя Советского Союза. Третий полёт на самолёте 15 марта 1966 года выполнил лётчик-испытатель ОКБ В. С. Ильюшин. Затем лётные испытания самолёта продолжили лётчики-испытатели Ю. Н. Харченко, В. М. Морозов, В. А. Дыров, Е. С. Соловьёв, Е. К. Кукушев, В. Н. Кондауров и другие. В июле 1967 года истребитель был показан широкой публике на воздушном параде в Домодедово.

Серийное производство началось в 1966 году. С 1971 по 1975 год было выпущено 450 Су-15ТМ, наиболее совершенной модификации перехватчика. В 1976—1981 годах строился модернизированный учебно-тренировочный Су-15УМ. Всего за время серийного производства было выпущено около 1300 Су-15 всех модификаций^[3].

Истребитель Су-15 долгое время был основой ПВО СССР. Большинство самолётов Су-15ТМ и Су-15УМ были списаны, не выработав до конца свой ресурс, так как они попали под сокращение по договору ОСВ-2.^[6]

Су-15 одноместный сверхзвуковой истребитель-перехватчик — цельнометаллический среднеплан нормальной аэродинамической схемы. Основные конструкционные материалы — алюминиевые сплавы, ряд ответственных узлов изготавливался из легированных сталей, а отдельные элементы хвостовой части фюзеляжа, работающие в условиях высоких температур изготавливались из титанового сплава.

• Фюзеляж — конструктивно состоял из двух частей — головной и хвостовой. Хвостовая часть была спроектирована таким образом, что при необходимости её можно было отсоединить, чтобы отремонтировать двигатель или заменить его. В носовом отсеке головной части находилась радиолокационная станция, установленная под радиопрозрачным конусом. За носовым отсеком располагался отсек с кабиной лётчика, под ним находился закабинный отсек оборудования и ниша передней опоры шасси. Кабина пилота состояла из сдвижной части и неподвижного козырька с бронеблоком. Сдвижная часть была выполнена из термостойкого оргстекла. По бокам были установлены воздухозаборники, оснащённые регулировкой. За отсеком оборудования располагался топливный отсек, разделённый перегородками на три б��ка. Головная часть фюзеляжа заканчивалась отсеком двигателя. Хвостовая часть фюзеляжа состояла из трёх отсеков и съёмного хвостового обтекателя. Над ней размещались четыре тормозных щитка.
• Крыло — стреловидное, треугольное в плане состояло из двух отъёмных консолей. Каркас каждой консоли состоял из переднего и заднего лонжеронов, балок, стрингеров и нервюр. Конструктивно каждая консоль делилась на пять отсеков: носок, передний отсек, отсек шасси, топливный отсек и хвостовая часть. Топливный отсек был герметичный и в качестве обшивки в нём использовались монолитные штампованные панели. Механизация крыла — отклоняемый закрылок и элерон с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой.
• Хвостовое оперение — киль с рулём направления и цельноповоротный стабилизатор. Киль однолонжеронный с подкосной балкой. В нижней части киля был установлен контейнер тормозного парашюта, а в верхней части законцовка из радиопрозрачного материала, где располагалась антенна радиостанции, а в задней части — обтекатели антенн слепой посадки. Руль направления однолонжеронный, с весовой балансировкой. Стабилизатор состоял из двух половин, каждая из которых крепилась к фюзеляжу при помощи полуоси на двух подшипниках.
• Шасси — классическое трёхстоечное. Передняя опора самоориентирующаяся, оснащалась тормозным колёсами в полёте убиралась в фюзеляж. Основные опоры убирались в крыльевые ниши. Тормоза дисковые с биметаллическим и металлокерамическими элементами. Амортизация — гидропневматическая, подвеска колёс рычажная. Уборка и выпуск шасси выполнялись гидросистемой, торможение и аварийный выпуск пневмосистемой.
• Силовая установка — два турбореактивных двигателя. Тяга одного двигателя в режиме полного форсажа составляла 6600 кгс, на максимальном режиме — 4100 кгс. Топливо — керосин. Топливная система состояла из трёх фюзеляжных и двух крыльевых баков-отсеков общей ёмкостью 6860 литров. Дополнительно в двух подвесных топливных баках могло размещаться ещё 1200 литров.
• Система противопожарной защиты — состоит из противопожарных перегородок и кожухов, системы сигнализации о пожаре, фреоновых огнетушителей и двух распылительных коллекторов.
• Система управления — необратимая бустерная. Проводка управления стабилизатором и элеронами жёсткая при помощи тяг, рулём направления смешанная: от педалей до промежуточного узла тросовая, а далее жёсткая тягами. Для имитации аэродинамических нагрузок в систему управления включены пружинные загрузочные механизмы. В систему продольного управления включены: автомат регулирования загрузки и механизм триммерного эффекта. Исполнительными органами системы управления являлись гидромеханизмы — бустеры.
• Электрическая система — основными источниками электроэнергии на самолёте являлись: два стартер-генератора постоянного тока с напряжением 28,5 В и два генератора переменного тока с напряжением 115 В; аварийный источник постоянного тока — две аккумуляторные батареи с напряжением 22,5 В. Вся самолётная электросеть была выполнена по однопроводной схеме, минусовым проводом служил корпус самолёта. Внешнее светотехническое оборудование самолёта включало в себя: бортовые аэронавигационные огни, расположенные на верхней поверхности крыла, хвостовой огонь на законцовке киля и аналогичные огни на опорах шасси. При рулёжке и на посадке использовались фары на нижней поверхности крыла.
• Гидравлическая система — состоит из четырёх независимых частей: двух основных и двух бустерных. Каждая из систем имеет отдельный независимый источник питания — плунжерные насосы. В случае отказа двигателя, для обеспечения работы системы управления, в левой бустерной системе установлена аварийная насосная станция. Первая силовая система обеспечивала выпуск и уборку шасси и закрылков, открытие и закрытие тормозных щитков, переключение механизма загрузки педалей, автоматическое торможение колёс при уборке шасси, а также управление правым воздухозаборником и створками реактивного сопла правого двигателя. Вторая силовая система обеспечивала работу гидропривода радиолокационной станции, а также управление левым воздухосборником и створками реактивного сопла левого двигателя. Бустерные системы обеспечивают работу только бустеров.
• Пневматическая система — обеспечивала торможение колёс шасси, аварийный выпуск шасси и закрылков, герметизацию фонаря кабины. Сжатый воздух размещался в трёх баллонах ёмкостью по 6 литров, с давлением 200 кг/см². На самолёте также устанавливалась автономная пневмосистема питания гиростабилизаторов ракет.
• Система жизнеобеспечения — состоит из системы кондиционирования воздуха и системы кислородного питания. При полётах на высоте до 10000 м и скорости до 900 км/ч снаряжение пилота состояло из кислородной маски, защитного шлема и вентилируемого комбинезона. При полётах на сверхзвуке лётчик одевал высотный компенсирующий костюм и гермошлем. Система аварийного покидания с катапультируемым креслом обеспечивало аварийное покидание самолёта во всём диапазоне высот и скоростей полёта.
• Пилотажно-навигационное оборудование — состояло из: курсовой системы с указателем курса, авиагоризонт, указатель высоты, указатель скорости, указатель числа Маха, указатель перегрузок, часы, компас, система сигнализации критического угла атаки и обеспечивало полёты самолёта в любое время дня и ночи в любых метеоусловиях.
• Радионавигационное и радиосвязное оборудование — УКВ радиостанция, автоматический радиокомпас, маркерное радиоприёмное устройство, радиовысотомер, ответчик, радиолокационное устройство слепой посадки, бортовая аппаратура радиолинии комплексной системы наведения истребителей на самолёты противника, запросчик-ответчик системы госопознавания.
• Вооружение — две ракеты «воздух-воздух» средней дальности. Использовались ракеты с радиолокационной и тепловой головками самонаведения. Пуск ракет мог осуществляться как одиночно так и залпом, с интервалом 0,5 секунды. В строевых частях самолёты оснащались двумя подвесными контейнерами УПК-23-250 с двуствольной пушкой ГШ-23Л калибра 23 мм и боезапасом 250 снарядов каждый (подвешивались вместо ПТБ), а также ракетами «воздух-воздух» малой дальности.

Приведённые ниже характеристики соответствуют модификации Су-15ТМ: Источник данных: «Уголок неба»^[8], «Sukhoi Interceptors»^[9]

Технические характеристики

• Экипаж: 1 пилот
• Длина: 22,03 м
• Размах крыла: 9,34 м
• Высота: 4,843 м
• Площадь крыла: 36,6 м²
• Угол стреловидности по линии 1/4 хорд: 55°/45°
• База шасси: 5,942 м
• Колея шасси: 4,79 м
• Масса пустого: 10 874 кг
• Нормальная взлётная масса: 17 094 кг
• Максимальная взлётная масса: 17 900 кг
• Посадочная масса: 12 060 кг
• Масса топлива во внутренних баках: 5350—5620 кг
• Объём топливных баков: 6860 л
• Силовая установка: 2 × ТРДФ Р-13Ф-300
  • Бесфорсажная тяга: 2 × 4100 кгс (40,2 кН)
  • Форсажная тяга: 2 × 6600 кгс (64,7 кН)

Лётные характеристики

• Максимальная скорость:  
  • у земли: 1300 км/ч
  • на высоте: 2230 км/ч на 13 000 м (М=2,16)
• Скорость отрыва: 370 км/ч
• Посадочная скорость: 285–295 км/ч
• Боевой радиус: 725 км
• Практическая дальность: 1380 км
• Перегоночная дальность: 1700 км
• Практический потолок: 18 500 м
• Скороподъёмность: 228 м/с
• Нагрузка на крыло: 397 кг/м²
• Тяговооружённость: 0,82
• Длина разбега: 1000—1100 м
• Длина пробега:  
  • без тормозного парашюта: 1050—1150 м
  • с тормозным парашютом: 850—950 м 
• Максимальная эксплуатационная перегрузка: +6,5 g
  • с ракетами Р-98: +3,0 g
  • с ракетами Р-60: +5,0 g

Вооружение

• Точки подвески: 6
• Боевая нагрузка: 1500 кг
• Управляемые ракеты: ракеты «воздух-воздух»: 2×Р-98М и 2×Р-60М могли применяться и более старые ракеты типа Р-8М или Р-8М-1, но только при перехвате цели в ЗПС
• Бомбы: 2×ФАБ-250 (вместо ПТБ)

•   СССР — состоял на вооружении вплоть до распада государства.
•   Россия — снят с вооружения в 1994 году^[2].
•   Украина — после распада СССР получила около 70 Су-15ТМ и некоторое количество Су-15УМ, которые стояли на вооружении 62-го ИАП ПВО (Бельбек) и 636-го ИАП ПВО (Краматорск)^[10][11]. Снят с вооружения в 1996 году^[2].

Представленные данные не полные и не окончательные.

•  
  Су-15
•  
  Су-15ТМ
•  
  Су-15ТМ в экспозиции музея
•  
  Су-15ТМ на площадке ЛИИ имени М. М. Громова
•  
  Су-15ТМ в киевском авиамузее «Музей авиации» ⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀⠀
•  
  Су-15 как целая эпоха города Андреаполя

• Павлов В. Классика второго поколения (рус.) // Авиация и Время : журнал. — Киев: АэроХобби, 2003. — № 1 (62). — С. 4—20, 33-39.

• Su-15 from FAS (англ.)
• Su-15 from The Global Aircraft Organization (англ.)