Катапультируемое кресло Су-15

Силовая установка состояла из двух ТРД РД-45Ф, расположенных в ГЧФ и ХЧФ. Ось переднего двигателя имела наклон по отношению к строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ), равный 8°13', а ось заднего -параллельна СГФ. Подвод воздуха к двигателям осуществлялся по воздушным каналам, составлявшим единое целое с каркасом фюзеляжа и входившим в его силовую схему. Для обслуживания переднего двигателя предусматривались ряд люков, а для монтажно-демонтажных работ - съемная панель. Для осмотра верхних камер сгорания переднего двигателя он имел возможность поворачиваться в подшипниках основного крепления. Монтаж и демонтаж заднего двигателя осуществлялся после отстыковки ХЧФ, а его обслуживание - через люки в ХЧФ.

Противопожарная система предназначалась для локализации пожара при нарушении целостности камер сгорания и состояла из:
-   защитного кожуха (на каждом двигателе);
-  18 биметаллических датчика пожара (по 9 на каждом двигателе);
-  сигнальной лампы «Пожар»;
-  баллона с углекислотой, снабженного двумя пирозатворами;
-  двух кольцевых коллекторов подачи углекислоты.

Топливная система включала в себя: 4 мягких топливных бака общей емкостью 2875 л, клапанные коробки, блок электромагнитных кранов, насосы подкачки. Предусматривалась возможность подвески дополнительного бака емкостью 875 л. Топливные баки были разбиты на две группы: переднюю и заднюю. Выбранный порядок выработки топлива обеспечивал необходимый диапазон центровок от взлета до посадки самолета. Топливо -  керосин.

Герметическая кабина вентиляционного типа технологически была выполнена в виде отдельного агрегата, который вкладывался в ГЧФ и крепился спец.узлами. Верхняя часть кабины имела фонарь, состоящий из неподвижного козырька, откидной части и закабинного обтекателя. Остекление откидной части и боковые стекла козырька были выполнены двойными. Межстекольное пространство через силикагелевые патроны соединялось с кабиной. Для поддержания в гермокабине необходимых условий жизнедеятельности летчика она была оборудована:
-  системой автоматического регулирования давления;
-  системой вентиляции и наддува с ручной регулировкой температуры воздуха;
-  системой вентиляции наружным воздухом (до Н=2000 м) за счет скоростного напора;
-  системой герметизации фонаря.

Спасение летчика в аварийных ситуациях обеспечивалось катапультируемым креслом шторочного типа, созданного в ОКБ П.О.Сухого.

Вооружение состояло из двух пушек Н-37, расположенных на правом и левом борту ГЧФ. Суммарный боезапас составлял 110 патронов. Гильзы и звенья при стрельбе собирались в специальных отсеках под пушками. Система управления огнем электрическая, а перезарядки - электропневматическая. Наведение на цель и прицеливание осуществлялось при помощи РЛС «Торий», а контроль -  фотокинопулеметом С-13. Бортовое оборудование имело следующий состав:

Электрооборудование состояло из источников электроэнергии и электросети, в которую входили: аппаратура регулирования и защиты, коммутационная аппаратура, электропроводка и электроразъемы. Основными источниками электроэнергии служили два генератора постоянного тока ГС-3000, а аварийным - аккумулятор 12А-30.

Радиооборудование: УКВ-радиостанция 12РСУ-10 «Кура»; радиополукомпас РПКО-10; ответчик опознавания «Барий»; радиолокационная станция «Торий».

Пилотажно-навигационные приборы: авиагоризонт; комбинированный указатель скорости КУС-1200; высотомер динамический ВД-15; вариометр ВР-3-75; М-метр М-0,95; индикатор РПКО-10; индикатор «Торий; часы АВРМ.

Приборы контроля двигателей и систем: тахометры; указатели температуры; манометры; сигнальные лампы.

Высотное и кислородное оборудование: указатель высоты и перепада давления УВПД; указатель расхода воздуха РВ-1; кислородный прибор КП-14; кислородная маска КШ-10; индикатор кислорода ИК-14; кислородный баллон 4л; манометр М-12; кислородный редуктор КР-14; запорный вентиль.

По ТТТ броневая защита предусматривалась только от атак в переднюю полусферу (ППС) и включала: передний щит толщиной 18мм; верхний щит толщиной 12мм; бронестекло толщиной 100мм.

Применение крыльев со стреловидностью 35° обеспечивало лишь приближение к скорости звука. Следующим шагом должен был стать переход к звуковым и сверхзвуковым скоростям полета. Исследования, проведенные в аэродинамических трубах ЦАГИ, показали, что увеличение стреловидности до 45°-55° дает возможность безопасно с допустимым волновым сопротивлением перейти через скорость звука. Для контроля основных аэродинамических характеристик, полученных в трубах Т-106М и Т-112, необходимы были летные эксперименты на летающих моделях и экспериментальных самолетах.

План опытного самолетостроения на 1948 год по ОКБ П.О. Сухого предусматривал ещё одно задание:

«...2. Спроектировать и построить экспериментальный истребитель с ТРД, со стреловидным крылом 50°, со сбрасываемой кабиной, со следующими данными:

Максимальная скорость на высоте 10000 м - Ма=1

Экипаж - 1чел.

Предусмотреть место для установки 2-х пушек калибра 37мм.

Самолет построить в 2-х экземплярах и снять летные данные на первом экземпляре в сентябре 1949 года...».

В начале июля маршал авиации К.А. Вершинин утвердил ТТТ к новому самолету, согласно которым он предназначался для:
-  достижения в установившемся горизонтальном полете числа Маха, равного единице, и исследования особенностей полета со скоростью, соответствующей Ма=1;
-  отработки конструкции герметической сбрасываемой кабины;
-  отработки прототипа фронтового истребителя больших скоростей.

К эскизному проектированию самолета, получившего обозначение «Р» или Су-17 приступили в июне месяце.