Текст книги "Авиация и космонавтика 2005 11"

Автор книги: Авиация и космонавтика Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 4 (всего у книги 7 страниц)

Нижняя секция руля направления и носовые поверхности, установленные на носовой части фюзеляжа, являются рабочими аэродинамическими поверхностями системы демпфирования упругих колебаний планера при полете на малых высотах. Как показали испытания моделей в аэродинамических трубах, носовые демпфирующие поверхности примерно на 40% снизили действующие но экипаж перегрузки при полетах в условиях турбулентности. Получение аналогичного положительного эффекта за счет увеличения жесткости конструкции дало бы прибавку массы самолета до 4,5 т, в то время как система демпфирования дала прибавку лишь в 225 кг.

По требованиям ВВС США максимальная взлетная масса самолета должна была оставаться в пределах 159-182 т (первая опытная машина на рулежке имела массу 179 т). При этом возросло удельная нагрузка на крыло (975 кг/кв.м), что ослабило реакцию самолета на порывы ветра на малых высотах. Машина стало более инертной и более приемлемой для полетов на малых высотах. Однако возрастание массы самолета привело к уменьшению потолка и дальности полета.

Весьма высокая удельная нагрузка на крыло самолета В-1 не только диктует более жесткие требования к управляемости, но и к увеличению значений взлетных и посадочных скоростей самолета. Это в значительной степени компенсируется использованием крыла изменяемой стреловидности с однощелевыми закрылками большой площади, а также секционированными предкрылками по всему размаху крыла. Управление стреловидностью крыла осуществлялось вручную, угол стреловидности в дозвуковом крейсерском полете – 25 град, в полете на малой высоте – 50– 55 град.

Поворотные консоли крыла имеют двухлонжеронный алюминиевый кессон с фрезерованными лонжеронами и нервюрами и цельными фрезерованными нижними и верхними плитами-панелями Проушины узла поворота консолей изготовлены из двойных пластин диффузионной сваркой, эти пластины имеют интегральные элементы жесткости, полученные машинной сборкой. Центральная балка крыла, воспринимающая как продольные нагрузки от фюзеляжа, так и поперечные от крыла, почти на 80% изготовлена из титана с помощью диффузионной сварки. Балка служит также для крепления основных стоек шасси и размещения топлива. Ее внутренние объемы представляют собой топливные баки-отсеки.

При проектировании узлов поворота крыла фирма Рокуэлл рассмотрела 35 проектов и использовала свой опыт разработки проектов СПС, а также опыт других американских фирм по созданию тактических самолетов с крылом изменяемой стреловидности. В конструкции поворотных узлов применено простоя схема передачи нагрузок. Подшипники узлов поворота стальные сферические. Привода поворотных узлов крыло развивают усилие до 450 тс и питаются от четырех гидросистем. Непосредственно привод осуществляется чорез винтовые шариковые преобразователи.

Органами управления и механизации крыла являются предкрылки, закрылки и интерцепторы. Предкрылки занимают весь размах поворотных частей крыла и отклоняются но 20 град, при взлете. Однощелевые выдвижные шестисекционные закрылки занимают значительную часть размаха поворотной части крыла. Закрылки отклоняются но 40 град. При стреловидности крыла более 20 град, две внутренние секции закрылка блокируются. При скорости более М-1 в убранном положении фиксируются также внешние интерцепторы на верхних поверхностях крыла, которые вместе с дифференциально отклоняемым стабилизатором обеспечивают управление по крену.

В ходе проектирование фирма– разработчик изыскивало конструктивные возможности снижения аэродинамического сопротивления, работая над улучшением частной аэродинамики, особенно это касалось элементов в области неподвижной части крыла на участке его сопряжения с поворотными консолями. Была разработана специальная конструкция, состоящая из нескольких элементов, обеспечивающих при различных положениях поворотных частей крыла минимальное сопротивление этого проблемного участка конструкции самолета.

Панель, шарнирно подвешенная на фюзеляже позади шарнирного узла, накрывает поворотную часть крыла, как зализ. За ней находятся два неподвижных зализа, обеспечивающие плавность перехода между фюзеляжем и крылом, а самые задние панели служат зализом между фюзеляжем и моторной гондолой. Под крылом имеется панель, закрепленная на мотогондоле, и специальная панель, контактирующая с нижней поверхностью крыла. Эта поверхность подпружинена и поэтому отслеживает движение крыла в диапазоне эксплутационных перегрузок от 0 до 1.

Выбор типа двигателя для силовой установки был продиктован как требованиями обеспечения межконтинентальной дальности без дозаправки топливом в полете, длительного крейсерского полета со скоростью свыше М-2 на больших высотах и полета на малой высоте с большой дозвуковой скоростью и большой потребной тягой.

Выкатка первого В-1А

Второй опытный В-1A в полете на форсаже

Выбранный для В-1 ТРДДФ типа F101 фирмы Дженерал Электрик имеет требуемый цикл, согласуемый с требованиями к В-1 и приемлемые удельные расходы топлива. Этот ТРДДФ разрабатывался с конца 60-х годов в рамках программы AMSA. F101 представляет из себя двухвальный ТРДДФ со степенью двухконтурности порядка 2, имеет модульную конструкцию.

Первоначально для силовой установки В-1 предполагалось разработать воздухозаборники смешанного сжатия. Однако в ходе проработки проекта, с целью экономии массы и улучшения эксплуатационных характеристик, перешли к воздухозаборником внешнего сжатия. При этом получили некоторое снижение крейсерского числа М, при снижении массы на 610 кг. Воздухозаборники с вертикальным клином, каждый состоит из трех шарнирных секций. Створки перепуска выполнены перед самым входным сечением двигателя и регулируются с учетом температуры, число М в диффузоре канала воздухозаборника во время сверхзвукового полета. Испытания показали высокие противопомпажные запасы работы двигателя в комплекте с данными воздухозаборниками.

Мотогондолы под два двигателя F101 разнесены довольно широко в поперечной плоскости, поэтому фирма-разработчик самолета подробно изучала проблему устойчивости при отказах двигателей в полете. Для случая нормальной беспомпажной работы двигателя были определены границы углов атаки и скольжения в зависимости от скорости полета. Согласно расчетам, при отказе обоих двигателей одной мотогондолы самолет, благодаря автоматической системе управления полетом, не должен выходить за пределы безопасных режимов полета.

Топливо занимает значительную часть внутренних объемов конструкции планера. Все восемь топливных боков интегральные-встроенные, в ряде случаев через них идут проводки систем. В двух основных фюзеляжных баках установлены два подкачивающих насоса и насос, подающий топливо в систему охлаждения. Краны перекрестного питания позволяют подавать топливо в контуры охлаждения и ко всем ТРДДФ из любого бака. ВСУ в каждой гондоле получает топливо из двух основных топливных магистралей. Самолет может заправляться топливом в полете. В любом из передних отсеков вооружения можно разместить дополнительно до Ют топлива.

На самолете имеется автоматическая система изменения центровки с помощью перекачки топлива. Это система измеряет вес топливо во всех баках и вычисляет фактическую центровку. Для этого используются заложенные в память вычислителя данные о плечах сил и информация о боевой

нагрузке, угловой ориентации самолета, числе М и барометрической высоте, положении крыла, закрылков, предкрылков и шосси. Если вычисленная центровка не соответствует необходимой для текущих условий полета, топливо перекачивается вперед или назад. Важную роль эта система играет и при сбросе боевой нагрузки.

В конфигурации начала 70-х годов вооружение В-1 представлялось следующим. В каждом из трех идентичных отсеков вооружения можно было разместить пусковой барабан с восемью аэробаллистическим ракетами SRAM или другое оружие общей массой 34 т во всех трех отсеках.

Но внешних четырех подфюзеляжных узлах предполагалось подвешивать еще восемь ракет или 18,2 т другого оружия Таким образом, общая боевая нагрузка должна была достигать 52 т. Правда, при такой боевой нагрузке самолет должен был осуществлять взлет с полупустыми боками и дозаправляться топливом в воздухе сразу же после взлета.

Одновременно велись работы над дозвуковыми крылатыми ракетами АLСМ с ТРДД, оборудованными системой наведение с отслеживанием рельефа местности и способными прорываться к цели но малых высотах.

Опытное бомбометание с В-1A

Основной отличительной особенностью самолетных систем и бортовых систем оборудования самолета В-1 является их избыточность, принятая при проектировании с целью обеспечения высоких показателей эксплуатационных надежности, технологичности и оперативной готовности к боевому применению.

Немаловажным фактором при проектировании систем самолета стал учет широких модернизационных и модификационных возможностей комплекса в течение его жизненного цикла. В требованиях к самолету указывалось, что одиночный отказ в отдельной подсистеме не должен привести к срыву выполнения основного задания, а второй отказ в той же подсистеме не должен помешать безопасному возвращению на базу. По существу все системы должны быть работоспособны при отказе. Подобные требования впервые выдвигались при проектировании самолета подобного класса.

Другим требованием являлось получение высоких показателей надежности при действиях вне основной базы, так как справедливо считалось, что но все бозы стратегической авиации США нацелены советские МБР, и поэтому самолеты-носители должны находиться в полной боевой готовности и обладать способностью выполнить боевой вылет в течение 30 суток, находясь но аэродромах рассредоточения, классность которых может быть значительно ниже, чем на месте постоянного базирования. Все это можно увидеть при рассмотрении

особенностей решений по некоторым системам самолета, многие из которых и сейчас не утратили своей актуальности.

Например, гидросистема В-1 состоит из четырех одновременно работающих систем с давлением 280 кгс/см :, первая и вторая системы питаются от гидронасосов левых ТРДДФ, о третья и четвертая – от правых, поэтому при одном отказе в гидросистеме самолет способен выполнять и дальше боевое задание, а при двух отказах – совершить безопасную посадку.

Автоматическая система управления полетом выполнена четырехканальной с обычной механической проводкой, которая, по мнению фирмы-разработчика, имеет преимущества по объему и весу перед другими вариантами. Например, на том этапе состояния различных систем управления, специалисты фирмы Рокуэлл оценивали электродистанционную систему управления, которую уже начали использовать на многих самолетах, как недостаточно совершенную, считая, что уровень совершенства этих систем приблизительно соответствует уровню совершенства бустерных систем управления середины 50-х годов, что на момент формирования облика самолета В-1, его систем и утверждения проекта было явно недостаточно.

(Продолжение следует)

Международный авиасалон в Чехии Брно-2005 «CIAF» CIAF'2005

Гв. полковник Николай Дятел с наградным холодным оружием, полученный в Брно пилотажной труппой «Стрижи»

С 9 по 11 сентября 2005 в Брно проходил Чешский международный авиасалон (CIAF'2005). Первый в истории Чехии салон такого масштаба. На статической экспозиции и в небе доминировала авиация НАТО. ВВС США представляли самолет ДРЛО Е-ЗА, транспортный С-23, штурмовик А-10А. Франция выставила «Мираж» F.1, Греция – новейшую модификацию F-16. Словакию представлял МиГ-29УБ. Германию представлял «Торнадо», Великобританию – «Ягуар», Бельгию – F-16. Чехия, как хозяйка салона, продемонстрировало на земле и в небе L-39, L-159, вертолеты Ми-24, Ми-8МТВ и W-3 «Сокол». «Гвоздем» экспозиции и летного показа стола тройка истребителей «Гриппен» ВВС Чехии. «Свеженькие» истребители прибыли в Чехию из Швеции совсем недавно – летом 2005 г. Кстати, самолеты не являются собственностью Чехии, о взяты в лизинг. По такой же схеме начнут получать В 2006 г. «гриппены» ВВС Венгрии. После долгого перерыва напомнили о своем существовании ВВС Сербии, казалось бы полностью уничтоженные авиацией НАТО. Но стоянках и в полете демонстрировались самолеты «Галеб» и «Орао». К другим интересным экспонатам стоит отнести модернизированный румынский вертолет «Пума».

Россию представляла авиационная группа высшего пилотажа «Стрижи» и транспортный самолет сопровождения Ил-76. После длительного перерыва пилотажники из Кубинки демонстрировали свое летное мастерство в небе Европы. Об интересе к «Стрижам» говорит такой факт: премьер-министр Чехии в силу занятости не смог присутствовать на летном показе «для всех», но все-таки приехал но аэродром, где по его личной просьбе индивидуальный пилотаж открутил командир «Стрижей» гвардии полковник Николай Дятел. По завершении салона «Стрижи» как лучшая пилотажная группа получила ценный приз – старинную саблю с дарственной надписью президента Южной Моравии.

Славянские страны ныне разъединены. Чехия и Словакия стали членами НАТО, а в Сербии вряд ли скоро забудут бомбежки НАТОвской авиации. Россия – сама по себе. Однако на салоне в Брно «братья– славяне» держались вместе, презрев политические разграничения. Даже словацкий МиГ-29УБ стоял в одной линейке С МиГ-29 из Кубинки.

Помимо боевой авиации в Брно достаточно широко было представлена авиация спортивная. Пилоты-спортсмены продемонстрировали как индивидуальный, так и групповой пилотаж.

Когда номер готовился к печати, стало известно о том, что орденами Мужества награждены Н.М. Дятел и зам. начальника 237-то ЦПАП им. Кожедуба И. В. Ткаченко

Фоторепортаж Олега Черникова

Владимир ПРОКЛОВ

Первые реактивные самолеты ОКБ им. П.О. Сухого

Истребители Су-15 и Су-17

Из опыта создания первых реактивных истребителей вывод, что для роста скорости самолета только одного увеличения тяти 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 1-106 по изучению характеристик крыльев прямой и обратной стреловидности, а также поиск мер борьбы с недостатками этих схем.

Такоя робота проводилась и в ОКБ П.О.Сухого. Сохранился протокол совместного совещания представителей завода No 134 П.О.Сухого и И.Е.Бославского, а также сотрудников ЦАГИ С.А.Христиамовича, 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. Но 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-4800кг, S= 21м) с одним двигателем «Нин»:

а) с крылом с обратной стреловидностью…

б) 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 но 1947 год, П.О.Сухому предписывалось спроектировать и построить:

в…о) истребитель-перехватчик с двумя турбореактивными двигателями "Дервент V" с герметической кабиной. со следующими данными Максимальное скорость у земли – 1050км/ч

Максимальная скорость но высоте 5000 м 1000км/ч

Время подьема но 5000 м – 2.5мин

Время подъема но 10000 м– 6,5мин

Разбег – 700м

Пробег – 400м

Дальность полета но 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…».

Компоновочная схема Су-15

В марте приступили к эскизному проектированию и после анализа ряда схем остановились на среднеплане 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, о последовательно, тандемно. Подобная схема позволило получить меньший мидель фюзеляжа и в полной мере использовать эффект стреловидного крыло. 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, о 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-1590 кгс) но 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 но базе Nene-I, а заместителя главного конструктора завода № 500 В.М.Яковлева предъявить на гос-испытания 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 рассмотрело 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 стреловидною крыла. Все это ставило под угрозу сроки окончания робот. В июне изготовили статический экземпляр самолета и передали на испытания.

Су-15

В начале июня 1948 года советское правительство приняло решение «…сократить предусмотренные бюджетом на 1948 год расходы но 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, РЛ.Бартини, В.К.Грибовским, Г.И.Бекшаевым, 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 скорректировано 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:

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

Максимальная скорость

у земли – 1050км/ч

но 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, о 8 октября он был перевезен но аэродром ЛИИ МАП. В процессе подготовки Су-15 к летным испытаниям проявился ряд дефектов, препятствующий выпуску самолета в воздух. Наиболее существенные из них:

– Замедленное расторможивание основных колес шасси (10 с при норме 1-2 с)

– Нечеткая робота 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 No 134 В.А.Котилко, ведущего инженера Н.Н.Каштанова, бортмеханика Л.А.Забалуева, мотористов И.Н.Осипенкова 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 но 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 крыло, 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 роботами для завода No 340 МинСудпрома, 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 ИТ. Кроме того, эффективность элеронов на малых скоростях не укладывалось 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 – ослабевало. Эта тряска носила мягкий характер и на рулях почти не ощущалось. Для выявления ее причин испытатели совместно со специалистами лаборатории No 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 превышало 1,5мм.

В то же время обработка полетных данных показало, 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 моя 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 моя 1949 года вторым летчиком-испытателем был назначен летчик ЛИИ МАП С.Н.Анохин.

В очередном полете 2 июня, СН. А.ю– хин, 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 тряско прекратилась. Этот режим не был зафиксирован КЗА, ток кок 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 но 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 доведено 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 передалось 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 сопровождалось очень большими ударными нагрузками на всю конструкцию самолета.

Стрелки приборов послетали, и мне козалось, что вся приборная панель разрушилась. Правый пульт тумблеров начал сильно искрить, кабина наполнилась запахом горелой резины. Скорость самолета достигло малой величины… Он шел со снижением, руль высоты был взят но 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, тж. 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» следом было назначено аварийная комиссия под председательством М.А.Тайца, в которую вошли представители розничных организаций и учреждений МАП: Я.М.Пархомовский, А.С.Кочанов, 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, о ограничилось 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 донном полете…был наибольшим за время летных испытаний самолета.

Место падения Су-15 (3 июня 1949 г.)

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 тряско самолета не прекратилось, 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 но скорости Упр-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.