Наземная станция наведения «Луч-1» должна была выводить истребитель в район цели с точностью плюс-минус 10° и при этом осуществлять автоматический разворот антенны бортовой РЛС на цель, обнаружение цели, захват и ее автоматическое сопровождение.
Было принято решение построить три самолета в следующие сроки: проектирование – май 1959 г., постройка – ноябрь 1959 г., испытания – апрель 1961 г. По тематическому плану на 1960 г. предусматривались заводские испытания во втором квартале 60-го, а государственные – в первом квартале 61-го.
Весной 1959 г. началось эскизное проектирование. Для сверхзвукового истребителя-перехватчика с турбореактивным двигателем Р-15-300 выбрали проверенную аэродинамическую схему типа T-3…T-43. Это был цельнометаллический моноплан со среднерасположенным треугольным крылом и стреловидным оперением, с трехколесным убирающимся шасси и герметичной кабиной. Конструкция планера должна была выдерживать большие заданные скорости, скороподъемности, высоты и дальности полета при высоких эксплуатационных перегрузках и скоростных напорах. Стремление получить требуемые характеристики привело разработчиков к поиску и внедрению многих оригинальных технических решений.
Автоматическое управление обеспечивало пилотирование самолета на всех режимах полета, а также демпфирование по трем осям.
Заданная дальность полета обеспечивалась заливкой топлива непосредственно в конструкцию фюзеляжа и крыла (в топливные баки-отсеки).
После выпуска эскизного проекта и завершения в 1958 г. изготовления макета, в ОКБ приступили к рабочему проектированию и строительству самолета.
Фюзеляж Т-37, составленный из элементарных по форме тел вращения – типа полумонокок (при отсутствии стрингерного набора) – имел головную и хвостовую части. Основными материалами, примененными в конструкции головной части фюзеляжа, являлись сплавы Д19, Д16 и АМГ6.
Головная часть фюзеляжа технологически разделялась на четыре отсека.
В носовом отсеке размещались неподвижный конус (легкосъемный радиопрозрачный обтекатель и металлический контейнер), неподвижная обечайка и четыре противопомпажные створки с гидравлическим управлением. Обшивка носового отсека была двойной: его внутренняя обшивка служила внешним контуром воздушного канала.
Вдоль всего отсека кабины проходили боковые рукава воздушного канала. Кабина образовывалась внутренними стенками рукавов канала, полом, передней стенкой (шпангоут № 4) и задней наклонной стенкой. Под полом располагалась ниша передней ноги шасси.
Топливный отсек и воздушный канал, проходивший внутри этого отсека, выполнялись сварными. В верхней части отсека, между верхними лонжеронами, располагалась съемная панель – для обеспечения подхода к коммуникациям.
В среднем отсеке фюзеляжа находились ниши главных ног шасси, контейнер топливного бака и воздушный канал.
Хвостовую часть фюзеляжа, в которой располагались удлинительная труба двигателя с форсажной камерой и тормозной парашют, впервые в практике отечественного самолетостроения сделали цельносварной из титановых сплавов ОТ4, ВТ6 и стали. К подобному новшеству обратились из-за высоких температур на поверхности удлинительной трубы и форсажной камеры.
Крыло самолета с углом стреловидности 60 градусов по передней кромке и относительной толщиной от 4,2 до 4,7% состояло из двух отъемных консолей. Каждую консоль выполнили по трехбалочной схеме с передним лонжероном и расположили в ней два топливных отсека и нишу основной опоры шасси.
Основная часть обшивки крыла – монолитные оребренные панели, а носок крыла – химически фрезерованные листы. Все выполнялось из сплава Д19. Каждая консоль была снабжена выдвижным целевым закрылком и элероном с осевой компенсацией.
Хвостовое оперение состояло из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Основная часть обшивки киля и стабилизатора – прессованные и химически фрезерованные панели, соединенные с каркасом при помощи клепки и точечной электросварки.
На главных ногах шасси устанавливались тормозные колеса КТ-89 с дисковыми тормозами и пневматиками высокого давления 800x200В. На передней ноге находилось нетормозное колесо К283 с пневматиком высокого давления 570x140В. Подвеска колес на главной и передней ногах рычажная. Амортизация шасси масляно-пневматическая, с торможением на прямом и обратном ходе. На передней ноге был установлен демпфер для погашения колебаний.
Система управления самолетом по всем каналам осуществлялась по необратимой бустерной схеме, с включением в ее состав механизмов загрузки.
Самолет был снабжен автопилотом АП-39, предназначенным для автоматической стабилизации полета, для сопряжения со станцией наведения с земли, бортовой радиолокационной станцией и для ручного управления с автоматическим демпфированием.
В автоматической стабилизации полета управление бустерами производилось посредством рулевых машинок РА- 15. А также демпферов, включенных в проводку управления между рулевыми машинками и бустерами в виде раздвижных тяг и таким же демпфером, установленным в канале руля направления.
Гидравлическая система самолета, состоящая из силовой и двух бустерных систем, предназначалась для приведения в действие органов управления самолетом и взлетно-посадочных устройств. При выходе из строя одной из бустерных систем другая обеспечивала бесперебойное пилотирование. В целях повышения живучести самолета во «второй» бустерной системе установлена аварийная насосная станция с электроприводом.
На самолете устанавливался двигатель Р-15-300, который крепился к головной части фюзеляжа в пяти точках. Для охлаждения силовой установки отсек двигателя продувался воздухом с использованием скоростного напора. С этой целью установили четыре воздухозаборника. Гладкий лист, закрывающий хвостовую часть двигателя, образовывал кольцевой канал, через который проходил воздух из забор- ников на охлаждение форсажной трубы. Хвостовая часть двигателя превращалась в эжектор, регламентировавший расход воздуха на охлаждение.
Топливо для силовой установки размещалось в топливных отсеках фюзеляжа 1 и 2, в мягком баке № 3 и в крыльевых отсеках, где расположили по две сообщающихся между собой емкости в каждой консоли. Общая емкость топливной системы составляла 4800 литров. Предусматривалась возможность установки подвесного топливного бака емкостью около 930 литров.
На самолете существовала система аварийного покидания: было установлено катапультируемое кресло с каскадом парашютов и носимым аварийным запасом. После автоматического сброса фонаря защищенный компенсирующим костюмом и гермошлемом летчик имел возможность катапультироваться в открытом кресле. Сброс фонаря производился двумя цилиндрами подброса без предварительной разгерметизации кабины – от аварийных ручек на сидении.
Катапультирование происходило при помощи телескопического пиротехнического механизма калибром 38 мм, который обеспечивал безопасный перелет кресла с летчиком через киль при скорости самолета до 1200 км/ч.
Каскад состоял из двух стабилизирующих парашютов и основного парашюта летчика. Малый стабилизирующий парашют каскада обеспечивал устойчивое движение кресла при его торможении – от скорости в момент катапультирования до скорости 600 км/ч.
Большой стабилизирующий парашют гарантировал устойчивое снижение летчика в кресле до малых высот.
Основной парашют обеспечивал снижение и приземление после отделения летчика от кресла. Предусматривалась возможность спасения летчика без стабилизирующих парашютов – путем использования основного парашюта сразу после катапультирования.
Компенсирующий костюм ВКК-4 в комплекте с автоматом давления АД-6Е обеспечивал переносимость перегрузок до 8 д. Герметический шлем ГШ-4М защищал лицо пилота от потока воздуха в момент катапультирования до индикаторной скорости 1200 км/ч.
Связь самолета с землей и другими самолетами осуществлялась через УКВ радиостанцию РСИУ-5В (ДУБ-5), которая обеспечивала двухстороннюю телефонную связь на двадцати фиксированных каналах настройки.
