СУ-5

В середине 40-х годов в Советском Союзе продолжались работы по дальнейшему увеличению максимальной скорости полета самолетов с поршневыми двигателями. В этих целях на самолеты дополнительно устанавливали жидкостно-реактивные (ЖРД), прямоточные воздушно-реактивные (ПВРД), компрессорные воздушно-реактивные (ВРДК) и другие двигатели, использовавшиеся как ускорители. Они позволяли временно увеличивать скорость полета.

Коллектив конструкторов, возглавляемый Павлом Осиповичем Сухим, спроектировал в 1944 году два экспериментальных самолета с ускорителями такого типа. Первый - Су-7 с двигателем АШ-82ФН и жидкостным реактивным двигателем РД-1; второй - экспериментальный самолет-истребитель Су-5 (И-107) с двигателем жидкостного охлаждения ВК-107А мощностью 1650 л. с. и компрессорным двигателем ВРДК. Тяговая мощность ВРДК составляла 900 л. с. Ускоритель мог использоваться в полете в течение 10 мин.

Самолет Су-5 представляет собой одноместный моноплан цельнометаллической конструкции с дюралюминиевой обшивкой толщиной 1-2 мм.

Однолонжеронное крыло у корня имеет профиль ЦАГИ 1В10 с относительной толщиной 16,5%, на концевой части крыла профиль NАСА 230 с относительной толщиной 11%. Крыло - двухконсольное. Консоли стыкуются с фюзеляжем по бортовым нервюрам. Стык убран под зализ.

На истребителе применены элероны типа «Фрайз» с весовой и аэродинамической компенсацией. На левом элероне - - управляемый триммер. Щитки и элероны - цельнометаллические.

На самолете предусматривалась установка пушки Н-23 калибра 23 мм с боезапасом 100 снарядов. Пушка размещалась в развале V-образного двигателя и стреляла через втулку пропеллера. Над двигателем были установлены два пулемета УБС калибра 12,7 мм с боезапасом по 200 патронов. Стрельба из пулеметов велась через плоскость винта и поэтому была синхронизирована с его вращением.

Четырехлопастный воздушный винт изменяемого шага - цельнометаллический. Защита кабины состоит из бронеспинки толщиной 10 мм, козырька и заголовника из бронестекла.

Конструкция фюзеляжа - типа «монокок», выполнена из дюралюминия. По всей длине фюзеляжа проходит воздушный канал, в котором последовательно размещаются компрессор (с приводом от двигателя), водяной радиатор и форсуночная камера. Хвостовая часть канала, изготовленная из жаропрочной стали, является камерой сгорания с регулируемым отверстием выхода. Форсуночная часть канала и камера сгорания имеют двойную стенку, в полости которой проходит воздух для охлаждения.

Маслорадиатор - в тоннеле левой консоли крыла с выходом на нижней поверхности крыла. Питание горючим основного двигателя и ВРДК производится из двух бензобаков, расположенных в фюзеляже за кабиной пилота и в правой консоли крыла.

Свободнонесущий металлический нерегулируемый стабилиза--тор и металлический киль укреплены над фюзеляжем. Места заделки закрыты зализами. Рули имеют весовую и аэродинамическую компенсац о, а также снабжены металлическими управляемыми триммерами.

Шасси убирается вдоль размаха в носок крыла с помощью гидравлического управления. Размер колес - 650X200 мм. Стойки шасси и колеса в убранном положении закрыты створками. Убираемое в полете костыльное колесо и его механизм уборки располагаются под камерой сгорания. Костыльное колесо без протектора, размером 300X125 мм.

Первый этап заводских летных испытаний проходил в апреле - июне 1945 года. Их проводил летчик-испытатель Г. Комаров. По расчетам, включение ВРДК увеличивало скорость самолета у земли на 90 км/ч, а на высоте - на 110 км/ч. Во время испытаний на высоте 4350 м была достигнута скорость 793 км/ч против расчетной - 768 км/ч. Максимальная расчетная скорость на высоте 7800 м с включением ВРДК - 810 км/ч.

Испытания были прерваны в связи с аварией двигателя. Дальнейшие работы над самолетом не проводились, так как к этому времени стало ясно, что комбинированные установки с отбором мощности на компрессор от двигателя неперспективны.

Самолет Су-5 имел сверху зеленую окраску, снизу - светло-голубую (поверхность матовая).

КРАТКАЯ ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА

Габаритные размеры, м:
размах крыла - 10,6
длина - 8,51
колея шасси - 3,9
размах стабилизатора - 4,0
диаметр винта - 2,9
Площадь крыла (с подфюзеляжной частью), м² - 17,0
Вес, кг:
пустого - 2954
взлетный - 3604
Максимальная скорость, км/ч 830
Потолок, м - 12 000
Дальность полета, км - 600