1 ноября 1945 г. завершили производством второй летный экземпляр самолета, который передали в ЦАГИ для аэродинамических исследований.

В начале 1946 г. ведущий инженер С.Я. Горбунов обратился в ЦК ВКП (б) с письмом, в котором сообщал о задержках с испытаниями самолета Су-5. Письмо было переадресовано в Наркомат авиапромышленности. В своем ответе Г.М. Маленкову заместитель Наркома А.С. Яковлев писал:

«...На заводских испытаниях на самолете т. Микояна была достигнута максимальная скорость 823 км/ч на высоте 7000 м, соответствующая заданной скорости; на самолете же т. Сухого была получена скорость значительно меньше заданной, причем на испытаниях не удалось выявить причин недобора скорости.

Ввиду того, что самолет конструкции т. Микояна оказался более отработанным, по нему была начата постройка опытной серии в количестве 10 самолетов на заводе № 381.

Ограниченное количество двигательных установок не дало возможности обеспечить ими одновременно и самолеты т. Микояна, и самолеты т. Сухого , поэтому Наркомавиапромом было дано указание ЦИАМу передать очередной испытанный двигатель заводу № 381 для установки на головной самолет опытной серии конструкции т. Микояна, как более доведенный.

Для выявления причин значительного недобора скорости самолета т. Сухого второй экземпляр этого самолета подготовлен для исследования путем продувки в аэродинамической трубе Т-104 ЦАГИ...»

Фактически судьба Су-5 была уже предрешена. До конца 1946 г. новая силовая установка так и не поступила, а 30 ноября 1946 г. вышло постановление Совета Министров СССР «О прекращении работ по потерявшим актуальность самолетам плана опытного самолетостроения МАП». В него, среди прочих, включили самолет Су-5 со следующим заключением:

«Заданные летные данные на испытаниях не получены и значительно перекрыты на аналогичном самолете т. Микояна, закончившем заводские испытания».

Самолет Су-5, созданный для перехвата и уничтожения самолетов противника и ведения активного воздушного боя, главным образом, на больших высотах, представлял собою свободнонесущий цельнометаллический моноплан с нормальным однокилевым оперением и убирающимся в полете шасси.

Крыло однолонжеронной конструкции с дюралевой обшивкой состояло из двух отъемных частей, стыкующихся с фюзеляжем по бортовым нервюрам. В крыле размещались два бензобака общей емкостью около 180 л и маслорадиатор. Предусматривалась возможность установки дополнительного бензобака емкостью 130 л. Щитки и элероны цельнометаллические. Элероны имели весовую и аэродинамическую компенсацию, на левом элероне размещался триммер.

Фюзеляж - цельнометаллический монокок овального сечения. Внутри фюзеляжа, под полом кабины пилота располагались компрессор ВРДК и радиатор системы охлаждения двигателя ВК-107А, а в хвостовой части фюзеляжа - камера сгорания ВРДК. За кабиной пилота, над радиатором размещался бензиновый бак емкостью 500 л.

Оперение, включающее свободнонесущий цельнометаллический нерегулируемый стабилизатор и цельнометаллический киль, крепилось к хвостовой части фюзеляжа. Рули имели весовую и аэродинамическую компенсацию и были снабжены триммерами.

Шасси - трехопорное с хвостовым колесом. Основные опоры убирались вдоль размаха в носок крыла, а хвостовое колесо - в небольшой обтекатель.

ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СУ-5

Винтомоторная группа (ВМГ) состояла из поршневого двигателя жидкостного охлаждения ВК-107А, мощностью в 1650 л.с. с коробкой привода компрессора и четырехлопастного цельнометаллического винта изменяемого шага, диаметром 2,9 м. Двигатель крепился на мотораме ферменной конструкции, сваренной из стальных труб. Воздух в приводной центробежный нагнетатель (ПЦН) мотора поступал из-за компрессора ВРДК. Радиатор системы охлаждения двигателя размещался в воздушном канале, между компрессором и камерой сгорания. Регулировка охлаждения двигателя осуществлялась с помощью шунта. Маслорадиатор располагался в тоннеле левой консоли, воздух для охлаждения подводился через заборник в носке крыла, с выходом на его нижней поверхности. Маслобак крепился на противопожарной перегородке.

ВРДК состоял из осевого компрессора Э-3020, длинного вала привода компрессора, камеры сгорания с системой форкамер и форсунок. Воздух для ВРДК поступал из носового воздухозаборника, расположенного под коком воздушного винта. Воздушный канал пролегал под ВК-107А и через вырез в лонжероне крыла подходил к осевому компрессору, и далее следовал к передней части камеры сгорания с установленными в ней форкамерами и форсунками. Задняя часть камеры сгорания была оборудована створками для регулирования проходного сечения реактивного сопла. Камера сгорания охлаждалась воздухом, забираемым за компрессором и поступавшим в промежуток между кольцевым экраном и наружной стенкой камеры сгорания. Питание ВРДК осуществлялось из фюзеляжного и правого крыльевого баков. При заводских испытаниях ВРДК в ЦИАМ, закончившихся в апреле 1945 г., были получены следующие данные:

Максимальная сила тяги, кг................................. 344

Расход горючего на номинальном режиме, кг/час.......................... 1235

Масса двигательной установки, кг............................ 140,9

На самолете предусматривалась установка пушки Н-23 с боезапасом в 100 патронов и двух синхронных пулеметов УБС-12,7 с суммарным запасом в 400 патронов.

Бронирование включало бронеспинку толщиной 10 мм, козырек и заголовник из прозрачной брони толщиной 65 мм. Предусматривалась возможность установки дополнительной брони для защиты левой руки, головы пилота и двигателя.