Авторы выражают искреннюю благодарность за конструктивную помощь О. Азаркевичу, Е. Арсеньеву, С. Войлокову, С. Бурдину, А. Галайда, В. Зайцеву, В. Карпенко, А. Короткову, В. Максименко, А. Медведю, С. Морозу, Н. Околелову, В. Петрову, О. Подкладову, А. Павлову, С. Пазыничу, А. Попову, В. Правдивцу, О. Рыбальченко, В. Сикорскому, А. Тышкевичу, А. Фомину, М. Шарапову.
Особая благодарность С. Турбакову за предоставленные материалы по истории полков ИБА и помощь в работе над выпуском.
СТАВКА НА ИЗМЕНЯЕМУЮ ГЕОМЕТРИЮ
К концу 1960-х гг. истребительно-бомбардировочная авиация (ИБА) выступала главной ударной силой советской фронтовой авиации. На её вооружении находились несколько типов боевых самолётов — Су-7Б различных модификаций, МиГ-17 и МиГ-21ПФМ. При этом «сухие» составляли почти половину ИБА: к этому времени ими были оснащены 17 авиаполков советских ВВС. МиГ-17 эксплуатировали 18 полков истребительно-бомбардировочной авиации, один был вооружён МиГ-21ПФМ. Среди стран Варшавского Договора Су-7Б находились на вооружении в Польше и Чехословакии. От других типов Су-7Б выгодно отличался как высокой боевой нагрузкой, так и характеристиками — по скорости и скороподъёмности он не уступал истребителям МиГ-21, существенно превосходя их в вооружении. К концу десятилетия Су-7Б оставались одними из наиболее массовых самолётов ВВС, являясь подлинным воплощением мощи военной авиации: стремительные сверхзвуковые стрелы проносились по небу на парадах, обрушивали бомбовые и ракетные удары на учениях и к тому же прошли проверку боем в многочисленных локальных конфликтах.
Однако со стороны руководства ВВС со временем стали звучать нотки недовольства по отношению к «надежде и опоре ИБА». Чаще других высказывались претензии к недостаточной боевой эффективности Су-7Б, обусловленной, прежде всего, невысоким уровнем бортового прицельного и навигационного оборудования. Фактически Су-7Б обеспечивал боевое применение лишь в хороших погодных условиях при визуальной видимости цели. Помимо этого, с переоценкой роли ядерного оружия и признанием значимости обычных средств огневого поражения (бомб, неуправляемых авиационных ракет (НАР), авиационных пушек) вновь встал вопрос его боевой эффективности, напрямую зависевшей от точности применения оружия. Задача формулировалась следующим образом: для поражения цели следовало её вовремя обнаружить, а затем прицелиться и нанести точный удар (особенно при атаке малоразмерного защищённого объекта, требовавшего прямого попадания — танка, бронемашины или укрытия). В то же время сам выход на цель оказывался проблемой, ведь навигационное оборудование на отечественных истребителях-бомбардировщиках в те годы было небогатым — гиромагнитный компас и автоматический радиокомпас, помогавшие выдерживать направление на маршруте. Высокая скорость, считавшаяся первостепенной для боевого самолёта, создавала свои проблемы: лётчику было непросто распознать цель на проносящейся внизу местности, а на прицеливание оставались считанные мгновения, что не лучшим образом сказывалось на точности удара.
Решением виделся многорежимный боевой самолёт, который бы сочетал хорошие взлётно-посадочные качества с высокими лётными характеристиками во всём диапазоне используемых скоростей — от высокой сверхзвуковой при преодолении рубежей ПВО и прорыве к цели до умеренной при нанесении удара, с сохранением хорошей управляемости и манёвренности, способствовавших точности огневого поражения. Точный выход на цель и эффективное её поражение должно было обеспечить новое прицельно-навигационное оборудование.
Основная задача при создании такого самолёта, в общем случае, сводилась к обеспечению широкого диапазона скоростей и увеличению отношения максимальной скорости полёта к посадочной. Определяющими факторами при этом являлись параметры основной несущей поверхности — крыла. Оптимальным для обеспечения высоких взлётно-посадочных качеств и выгодных несущих характеристик на крейсерских скоростях было крыло небольшой стреловидности (в идеале — прямое), значительной толщины и удлинения, которое бы обладало наибольшими значениями коэффициента подъёмной силы и критического угла атаки. Однако толстое прямое крыло имело высокое сопротивление, волновая и индуктивная составляющие которого резко возрастали с увеличением скорости, а возникновение местных скачков уплотнения на околозвуковых скоростях резко снижало аэродинамическое качество. Выход на сверхзвук для самолёта с таким крылом был практически невозможен из-за роста сопротивления, проявлявшегося в виде «стенки» уплотнённого воздуха — прямого скачка уплотнения, «садившегося» на переднюю кромку крыла.