– определена скороподъемность до 5000 м;
– проведено испытание на флаттер и бафтинг в диапазоне скоростей от 150 до 600 км/ч по прибору;
– произведен отстрел оружия в тире.
В ходе летных испытаний самолет Су-1 показал хорошую продольную и поперечную устойчивость. Взлет и посадка отличались простотой и никаких особенностей не имели. Усилия на ручку и педали – нормальные.
В начале января 1941 года самолет Су-1 перелетел на аэродром завода № 289 для выполнения комплекса доработок. Из-за обгорания лопаток турбин с самолета сняли турбокомпрессоры и отправили в ЦИАМ для ремонта. Для улучшения температурных режимов маслосистемы в центроплане крыла смонтировали два восьмидюймовых маслорадиатора, взамен одного, размещавшегося под мотором М-105, в связи с чем, потребовалась доработка центроплана крыла и капота мотора.
По завершению доработок маслосистемы, из-за отсутствия новых ТК-2, приняли решение продолжить программу летных испытаний без них. В течение февраля на Су-1 были сняты скоростные характеристики по высотам свыше 6000 м и определена скороподъемность. 10 марта самолет перелетел на завод № 289 для установки новых турбокомпрессоров, а уже с 21 апреля 1941 года заводские летные испытания были продолжены.
Второй экземпляр И-135 (заказ 360) достраивали на заводе № 135 под руководством главного конструктора П.Д.Грушина. Из-за отсутствия двигателя М-106 на нем установили М-105. Эта машина, получившая обозначение Су-3, в незаконченном виде 17 января 1941 года прибыла на завод № 289 для покраски, установки винта и доработок по маслорадиаторам, центроплану и капоту. К середине апреля самолет Су-3 был готов к проведению заводских летных испытаний. Однако в связи с выявившейся нецелесообразностью дальнейшие работы по самолетам Су-1 и Су-3 были прекращены совместным постановлением СНК СССР и ЦК ВКП(б) от 16 апреля 1941 года. После выхода постановления самолет Су-1 до начала мая совершил еще несколько полетов, а Су-3 был законсервирован.
О дальнейшей судьбе этих самолетов известно мало. По некоторым сведениям самолет Су-1 сильно повредили в процессе эвакуации и больше не восстанавливали. Что касается самолета Су-3, то он был эвакуирован в Новосибирский филиал ЛИИ НКАП. По сводкам НИИ ВВС в марте-апреле 1942 года по решению руководства ЛИИ проводилась НИР «…по рациональности применения ТК на современных истребителях…». Для этих целей использовался самолет Су-3. В процессе исследовательских полетов было выявлено, что полностью открытые створки водорадиатора приводили к тряске хвостового оперения. Тряску устранили путем установки створок измененной формы.
Справедливости ради следует отметить, что, несмотря на требование, изложенное в постановлениях правительства, конструкторы С.А.Лавочкин, В.П.Горбунов, М.И. Гудков и А.С.Яковлев в ходе работы над новыми истребителями (И-301 и И-26), по тем или иным причинам, отказались от применения турбокомпрессоров. И только П.О. Сухой, попытался создать истребитель с высокими ЛТД. Но эта попытка не увенчалась успехом, из-за невозможности довести силовую установку с ТК до надежной эксплуатации.
Скоростной истребитель Су-1 (Су-3), предназначенный «для ведения активного боя на перехвате или догоне», представлял собой одноместный моноплан смешанной конструкции с низко расположенным крылом.
Фюзеляж по конструкции – деревянный полумонокок овального сечения, выполненный без технологических разъемов. Силовой каркас состоял из четырех лонжеронов переменного сечения, стрингеров, шпангоутов и обшивки, выклеенной из березового шпона. К переднему шпангоуту крепилась сварная рама ферменной конструкции, на которой размещался двигатель М-105 и вооружение, закапотированные легкосъемными металлическими крышками. В средней части фюзеляжа располагалась кабина пилота, закрытая прозрачным фонарем, а под полом – бензобак. В хвостовой части находился канал водорадиатора, и размещалось оборудование.
Свободнонесущее цельнометаллическое крыло состояло из двух отъемных консолей и центроплана. Силовой каркас крыла включал в себя стальной лонжерон, заднюю стенку, нервюры и обшивку. На левом элероне располагался триммер.
Хвостовое оперение включало в себя киль с рулем поворота и стабилизатор с рулем высоты. Киль выклеивался заодно с фюзеляжем и имел два лонжерона коробчатого типа. Стабилизатор состоял из трех продольных стенок, набора стрингеров и обшивки, выполненных из дюралюминия. Каркас руля поворота и руля высоты – дюралевый с полотняной обшивкой. Руль поворота и рули высоты имели триммеры.
Шасси – трехопорное с хвостовым колесом. Основные опоры убирались назад в центроплан с поворотом колес относительно опор на 90°. Хвостовое колесо убиралось в фюзеляж. Уборка и выпуск шасси осуществлялись при помощи гидросистемы.
Система управления самолетом – смешанная. Управление рулем высоты и элеронами при помощи жестких тяг, а рулем поворота – тросовое.
Силовая установка состояла из поршневого авиационного двигателя жидкостного охлаждения М-105, мощностью 1100 л.с. и трехлопастного воздушного винта ВИШ-61. Система охлаждения – водяная, замкнутая, под давлением. Водорадиа-тор располагался в специальном канале хвостовой части фюзеляжа. Вход охлаждающего воздуха в канал осуществлялся через подфюзе-ляжный воздухозаборник, а выход – в верхней части фюзеляжа, перед килем. Регулировка охлаждения радиатора выполнялась при помощи створок с механическим управлением.
Маслорадиатор помещался под передней частью двигателя М-105П. Протестированный фибровый маслобак устанавливался в подкапотном пространстве над двигателем. Регулировка температурных режимов масла осуществлялась автоматическим и ручным способом.
Для повышения высотности двигатель имел комбинированную систему наддува, включавшую двухско-ростной приводной центробежный нагнетатель (ПЦН) и два турбокомпрессора ТК-2.
Топливо размещалось в протек-тированном фибровом бензобаке на 250 кг. Предусматривалась возможность установки под левой консолью крыла подвесного бака на 150 кг.
В состав вооружения входила мотор-пушка ШВАК калибра 20 мм с боезапасом 190 патронов, укрепленная в развале цилиндров и стреляющая через полый вал редуктора и два синхронных пулемета
ШКАС с суммарным боезапасом 1800 патронов.
В перегрузочном варианте предусматривалась бомбовая нагрузка до 1 00 кг.
Самолет имел броневую защиту летчика и водяного радиатора от обстрела сзади.
ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА СУ-1
Длина самолета, мм… 8425 (8380) Размах крыла, мм …. 11500 (10500)
Площадь крыла, м2………………………19 (17)
Масса самолета, кг:
– пустого………………………………. 2151
– полетная………………… 2816 (2860)
