Самолеты мира 2000 03

* Верхнее число - внутренняя подвеска бомб, нижнее число - комбинированная (внутренняя и внешняя) подвеска бомб

Можно сделать вывод, что Су-10 превосходил по удельной бомбовой нагрузке как отечественный Ту-2, так и наиболее совершенные американские бомбардировщики, а по абсолют­ному залпу уступал только В-29. Наглядной иллюстрацией рационального использования объема конструкции Су-10 яв­ляется сравнение условных плотностей самолетов (отношение веса самолета к объему фюзеляжа):

Самолет	Полетный вес,	Мидель	Длина	Объем	G.KC/
	G кг	фюзеляжа, S м³	фюзеляжа, 1 м	фюзеляжа, V м³	V м³
Ту-2	10380	2,04	13,8	28,1	370
В-25	12900	2,7	16,12	43,5	296
В-29	54430	6.6	30,2	199	274
Су-10	18950	2,7	16.975	45.8	415

Малая величина миделя фюзеляжа (по сравнению с аналогичным по назначению самолетом Ил-22) была в основном достигнута благодаря размещению основных опор шасси на консолях с уборкой в центроплан крыла.

Силовую установку РД-10 спроектировали по «пакетной» схеме с «реданом»: два двигателя – под крылом, а третий – еще ниже и со смещением вперед. Продольный сдвиг ТРД уменьшил высоту и площадь поперечного сечения гондол. Двигательные агрегаты, надстроенные на корпусах верхних и нижних ТРД, располагались один за другим, а межосевое расстояние получилось меньшим по высоте.

За счет разворота двигателей по вертикали на небольшой угол удалось их сблизить между собой. В результате было уменьшено лобовое сопротивление всей гондолы и понижена ее металлоемкость. Причем подход к двигателям при их эксплуатации и замене оставался очень удобным.

Дальность и продолжительность полета Су-10 с шестью двигателями РД-10

G пол., кг	G бомб., кг	втопл., кг	Н пол., м	V пол., км/ч	Дальность полета L, км
19500	1000	5700	10000	655-690	1500
21700	1000	7760	10000	660-700	2000
21700	4500	4400	10000	650-710	1020

Использование в силовой установке четырех двигателей ТР- 1 (по два на каждый консоль), с выносом их далеко вперед относительно передней кромки крыла, улучшало рассмотренные выше характеристики самолета. Это происходило за счет изменения суммарного веса двигателей (приблизительно на 1 тонну), некоторого увеличении общей тяги и более совершенной аэродинамики крыла.

Дальность и продолжительность полета Су-10 с четырьмя двигателями ТР-1

G пол., кг	G бомб., кг	G топл., кг	Н пол., м	V пол., км/ч	Дальность полета L, км
18950	1000	5300	1000	700	1500
21230	1000	7500	1000	700	2000
21230	2000	6500	1000	700	1700
21300	3000	5580	1000	700	1400
21230	4000	4580	1000	700	1100

Самолет Су-10 представлял собой цельнометаллический моноплан с однокилевым оперением.

Фюзеляж имел металлическую полумонококовую конструкцию, состоящую из следующего набора: 51 основной шпангоут и стрингер, нескольких лонжеронов и работающая гладкая обшивка.

Для обеспечения гладкой поверхности при раскрое обшивки разработчики стремились уменьшить количество стыков. Обшивку средней части фюзеляжа делали из Д16Т толщиной от 1,5 до 2,5 мм, а носовой и хвостовой части – толщиной от 1,0 до 1,2 мм.

Конструкция лонжеронов выполнялась из листового материала в виде гнутых прессованных профилей переменного сечения.

Экипаж состоял из четырех человек: пилота, штурмана, стрелка-радиста и стрелка-наблюдателя задней огневой точки. Первые три члена экипажа размещались в носовой части фюзеляжа, а четвертый – в кормовой.

Кабина штурмана, имевшая круговой обзор, была непосредственно в носу самолета. За ней – сверху – располагались фонарь и кабина летчика и стрелка-радиста. Под этой кабиной находилась ниша передней стойки шасси. В той же зоне по правому борту был сделан вырез под дверь, в углублении которой установили лестницу для входа и выхода из фюзеляжа. За передней кабиной располагался передний топливный бак.

В центральной части фюзеляжа находился большой грузовой отсек с эксплуатационными люками для бомб различного калибра. Над ним – мощная рама с хромансилиевыми поясами. На контуре фюзеляжа рама стыковалась с лонжеронами крыла. Далее располагался задний топливный бак, за которым установили контейнер тормозного парашюта.

Фюзеляж заканчивался кабиной стрелка кормовой установки, имевшей люк-трап.

Крыло самолета (профиль ЦАГИ Ш-2/12) было двухлонжеронное, с работающей обшивкой, стрингеры из прессованных «бульбообразных» уголков. Лонжероны балочной конструкции двутаврового сечения. Пояса из стальных лент ЗОХГСА и дюралевых уголков, дюралевая стенка переменной толщины.