целям, находящимся на большом расстоянии вне зоны визуального наблюдения. Предполагалось также оборудовать самолет системой автоматического наведения на цель, включающейся в работу сразу же после взлета.
При проведении испытаний самолета в 1956 г. в одном из полетов возникла раскачка. Полет был прерван, и самолет совершил вынужденную посадку, повредив шасси, крыло и фюзеляж. Для устранения эффекта раскачки потребовалось доработать бортовую аппаратуру. Впоследствии были построены еще 3 опытных образца. Однако доводка самолета затянулась, и было принято решение о прекращении работ над ним.
Описание самолета. Ла-250 представляет собой среднеплан классической схемы с треугольным крылом и треугольным горизонтальным оперением. Крыло самолета с углом стреловидности по передней кромке 57° и относительной толщиной профиля около 6% выполнено по многолонжеронной схеме. С целью уменьшения поперечной устойчивости самолета крыло имеет отрицательный угол поперечного V, равный 5°. Передние и задние кромки крыла прямолинейные, причем задняя кромка имеет небольшую положительную стреловидность. Как и у большинства советских сверхзвуковых самолетов первого поколения, крыло Ла-250 не имеет конической или аэродинамической крутки.
Фюзеляж самолета круглого сечения в носовой и эллиптического в центральной и хвостовой частях выполнен в соответствии с правилом площадей. В носовой части, слегка отклоненной вниз для улучшения обзора при взлете и посадке, размещаются РЛС, отсек электрооборудования, кабина экипажа и ниша уборки передней стойки шасси. Благодаря применению боковых воздухозаборников за радиопрозрачным обтекателем в носовой части удалось разместить большого диаметра антенну радиолокационного прицела. Применение такой РЛС обеспечило большую дальность обнаружения цели и высокую разрешающую способность. Кабина экипажа с местами пилота и штурмана-оператора, расположенными друг за другом, оборудована катапультируемыми сиденьями и фонарем, значительно выступающим за обводы фюзеляжа. В средней части фюзеляжа находятся воздушные каналы, топливные баки, узлы крепления консолей крыла и ниши уборки главных стоек шасси. Хвостовая часть вместе с оперением-отъемная, что обеспечивает быстроту и удобство замены двигателей.
Для управления самолетом по тангажу используется управляемый стабилизатор треугольной формы, по крену-элероны, расположенные в концевых частях крыла, а по курсу – руль направления на киле большой площади, имеющем стреловидность по передней кромке 42°. Конструкция киля-двухлонжеронная, а плоскостей стабилизатора – однолонжеронная с подкосной балкой. В хвостовой части фюзеляжа под килем расположен контейнер тормозного парашюта. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик крыло самолета имеет закрылки, отклоняемые при взлете на 18°, а при посадке до 43°. На самолете использована гидравлическая система управления с необратимыми бустерами. Для повышения надежности гидросистема задублирована, а каждый гидроусилитель имеет две камеры питания, каждая из которых подключена к своей гидросистеме. Шасси самолета-трехстоечное, нормальной схемы. Передняя стойка со спаренными колесами убирается в фюзеляж назад, а главные стойки с одинарными колесами – вперед. Передняя стойка шасси имеет увеличенную длину, что при разбеге самолета обеспечивает увеличение угла атаки и подъемной силы крыла.
Двигательная установка. На самолете установлены два турбореактивных двигателя АЛ-7Ф конструкции A.M. Люлька. Воздухозаборники- боковые, сверхзвуковые, нерегулируемые с малогабаритными неподвижными полуконусами.
Вооружение. На самолете предполагалось подвешивать под крылом 2-4 ракеты класса воздух – воздух. Пушечного вооружения самолет не имеет.
Размах крыла, м 13
Длина, м 22
Высота, м 5,7
Максимальная взлетная масса, ?? 25000
Максимальная скорость, км/ч 2000
Потолок, м 16000
Одноместный истребитель-перехватчик конструкции П. О. Сухого-СССР, 1956 г.
История создания. Одновременно с созданием самолета Су-7 были развернуты работы над новым истребителем-перехватчиком, и разработка этих машин велась практически параллельно, так что летные испытания нового перехватчика начались всего на год позже (в 1956 г.). В этом же году самолет был публично показан на аэродроме в Тушино.
В отличие от Су-7 новый самолет имел не стреловидное, а треугольное крыло (что позволило несколько улучшить летные характеристики), а также более совершенное электронное и радиолокационное оборудование.
На базе самолета были разработаны усовершенствованные модификации, получившие обозначения Т- 431 и Т-405. Эти самолеты оснащались более мощным двигателем и не имели, в отличие от прототипа, носового обтекателя. На рубеже 1950-1960-х годов на самолете Т-431 были установлены мировой рекорд высоты 28 852 м и абсолютный рекорд высоты горизонтального полета 21 700 м, а также мировой рекорд скорости полета 2337 км/ч на 500-км замкнутом маршруте. На самолете Т-405 был установлен мировой рекорд скорости полета 2092 км/ч на 100-км замкнутом маршруте.
В 1959 г. на основе самолета Т-431 было организовано серийное производство нового одноместного истребителя-перехватчика.
В развитие версии самолета в 1957 г. был разработан двухместный истребитель-перехватчик с одним турбореактивным двигателем и боковыми воздухозаборниками. Одной из конструктивных особенностей самолета было размещение в носовой части фюзеляжа батареи из 50 НУРС, стволы пусковых устройств которых закрывались в полете специальными щитками, убирающимися при стрельбе. Отсутствие надежного двигателя требуемой тяги вынудило прекратить дальнейшую разработку самолета, ограничившись его летными испытаниями.
Описание самолета. Одноместный истребитель- перехватчик представляет собой выполненный по классической схеме среднеплан с треугольным крылом тонкого ламинарного профиля и стреловидным хвостовым оперением. Угол стреловидности крыла и оперения по передней кромке равен 57°. Механизация крыла, как и у самолета Су-7, состоит из щелевых закрылков, расположенных в околофюзеляжных частях, и элеронов (на внешних частях крыла). Передние и задние кромки крыла – прямолинейные, без геометрических или щелевых уступов. Крыло не имеет аэродинамической или конической крутки и установлено с нулевым углом поперечного V.
Фюзеляж самолета (полумонококовой конструкции) выполнен в соответствии с правилом площадей. Кабина пилота, расположенная в носовой части, оборудована катапультируемым сиденьем класса 04) и сдвигаемым назад фонарем, аналогичным примененному на Су-7.
Хвостовое оперение самолета состоит из классического вертикального (с рулем направления) и управляемого горизонтального оперения. На киле, под рулем направления, расположен контейнер
