Проект бомбардировщика Су-10 (СССР. 1946 - 1948 год).

После второй мировой войны началась эпоха реактивной авиации. Очень быстро проходило переоснащение советских и зарубежных ВВС на истребители с турбореактивными двигателями. Однако создание полноценного реактивного фронтового бомбардировщика, способного заменить устаревшие самолеты с поршневыми моторами, задерживалось. Проблема заключалась в том, что из-за большого удельного расхода топлива у первых турбореактивных двигателей существенно увеличивался запас горючего, его масса и объем. Поэтому требовалось проведение глубоких расчетных и экспериментальных исследований по определению новых геометрических и весовых параметров будущего многодвигательного самолета, схем его компоновки. Бомбардировщик, соответствующий современному уровню развития авиатехники, должен был иметь достаточную грузоподъемность при заданных скорости и дальности полета. На нем предполагалось устанавливать мощное оборонительное вооружение и оборудование, необходимое для выполнения боевых задач в условиях активного действия средств противовоздушной обороны и истребителей противника. В 1946 году три конструкторских коллектива, возглавляемые С.В.Ильюшиным П.О.Сухим и А.Н.Туполевым, приступили к разработке опытных реактивных бомбардировщиков, предназначенных для поддержки наземных войск и уничтожения противника в ближнем фронтовом тылу. В очень короткие сроки были завершены проекты четырехдвигательного Су-10, трехдвигательного Ту-73 и двухдвигательного Ил-28. Однако до стадии летных испытаний доведены только самолеты ОКБ Ильюшина и Туполева ...

Главному конструктору и директору завода 134 Павлу Осиповичу Сухому поручили заняться крупной разработкой, совершенно не характерной для его тогдашней деятельности. Небольшой коллектив конструкторского бюро проводил испытания и доводки самолетов Су-5, Су-7, Ер-2 и его модификаций. Кроме того, создавались варианты десантно-грузового и транспортного самолетов, осуществлялась постройка УТБ, Су-9 и его модификаций.

В постановлении СНК СССР от 26 февраля 1946 г. и приказе НКАП, датированным 27 марта того же года, говорилось: ..Спроектировать и построить бомбардировщик с четырьмя двигателями типа ЮМО-004 со следующими данными :

Vmax при Н=0 800 км/ч
Vmax при Н=8000 м 850 км/ч
Опол. норм. 13500 кг
Зпол. max 14500 кг
Дальность полета
- при Опол. норм, на V=700 кг,
с 1000 кг бомб 1200 км
- при Спол. с максимальным
запасом горючего, с 1000 кг бомб
- при Спол. max, с 1000 кг бомб 1000 км
Предельная высота 11000 м
Стрелковое вооружение
- вперед 1 пушка кал. 20 мм
- вверх - кругом 2 пушки кал. 20 мм
- назад 1 пушка кал. 20 мм
Бомбовая нагрузка
- нормальная, внутри самолета 1000 кг
- максимальная 2000 кг,
из них 500 кг на наружной подвеске

...Самолет построить в 2-х экземплярах и предъявить первый экземпляр на летные испытания 1.02.47 г.

Предварительные расчеты основных параметров и поиск наилучших решений при подготовке аэродинамической компоновки самолета показали, что для выполнения заданных характеристик необходимо увеличить количество двигателей типа ЮМО-004(РД-10) до шести. Уже в мае были подготовлены материалы для эскизного проекта 6-двигательного бомбардировщика первого варианта со средним расположением крыла, составленного из двух трапеций с малой относительной толщиной (12%) почти симметричного профиля. При этом указывалось на ряд преимуществ, получаемых от размещения двигателей в габаритах фюзеляжа. Каркас крыла имел мощный передний лонжерон, заднюю стенку, набор стрингеров и нервюр. Основная стойка опоры с двумя колесами убиралась в усиленную нервюрами нишу крыла, которая была образована передним лонжероном, задней и бортовой стенками. Далее по размаху находился крыльевой топливный бак. По задней кромке до элерона применили мощный выдвижной щиток. Стремление к минимальному миделю привело к совершенно непривычной и своеобразной компоновке фюзеляжа. В сигарообразную конструкцию овального сечения были вписаны все шесть двигателей. Четыре из них располагались попарно, друг над другом, по бортам центральной части фюзеляжа. Перед входной частью каждого канала воздухозаборника фюзеляж был поджат. Канал каждой пары двигателей после входа раздваивался и обходил лонжерон крыла сверху и снизу, попадая во входные устройства РД-10. Остальные два двигателя подвешивались в носовой части под кабиной летчика и были как бы вдавлены в фюзеляж.

Центральную часть фюзеляжа образовал бимс, в конструкцию которого входил большой бомбоотсек, переходивший в хвостовую балку с вертикальным оперением и кабиной заднего стрелка. Спереди бомбоотсек плавно переходил в кабину экипажа. Каркас всего фюзеляжа состоял из набора шпангоутов и нескольких лонжеронов, причем стрингерный набор полностью отсутствовал. Экипаж самолета состоял из пилота, штурмана, стрелка-радиста и стрелка задней огневой точки (в кормовой части фюзеляжа). Стрелок-радист кроме передней огневой точки обслуживал и верхнюю, используя для этого лаз в первом топливном баке. Для защиты экипажа устанавливалось бронирование общим весом 275,77 кг. Топливная система самолета состояла из двух крыльевых баков по 600 л (510 кг), первого фюзеляжного бака -4500 л (3825 кг), бака 2 - 3000 л (2550 кг) и бака 4 - 1200 л (1020 кг). Суммарный запас топлива составлял 7415 кг. В состав радиооборудования входили РПКО-2, РСИ-6, приемник радиовысотомера РВ-2, приемник УС-3, передатчик РСБ-3-БИС. Кислородное оборудование состояло из восьми кислородных баллонов по 4 литра и кислородных приборов КП-14. Управление элеронами, рулем высоты и стабилизатором сделали жесткое, рулем поворота - смешанное, закрылками - жесткое. Для уменьшения длины разбега предусматривалась установка четырех стартовых ускорителей. Конкретные рекомендации конструкторам по аэродинамической компоновке новых скоростных самолетов с реактивными двигателями и исследования особенностей полета на больших скоростях в то время практически отсутствовали. Бригада по аэродинамике под руководством И.Е.Баславского серьезно потрудилась над разработкой методов аэродинамического расчета и расчета дальности самолета с реактивными двигателя в различной компоновке. Предложенная ими методика расчета дальности полета позволила вычислить максимальную дальность действия самолета при переменной высоте полета, а также определить режим работы двигателей - для получения наибольшей дальности при полете на заданной высоте. Этот универсальный метод расчета давал возможность определить дальность полета самолета на любой заданной высоте при любой скорости полета. Теперь в ОКБ обсуждались еще две схемы размещения двигателей - шести РД-10 или четырех разрабатывавшихся ТР-1 на крыле. В трубе Т-106 ЦАГИ провели продувки модели самолета Су-10 с различными вариантами расположения гондол на крыле, поскольку стоял вопрос о целесообразности подобного размещения двигателей.

Эти варианты отличались друг от друга количеством двигателей, расположенных на полукрыле: один, два и три. Исследование позволило найти им оптимальное местонахождение. Из отчетов по результатам продувок следовало, что наиболее выгодным расположением двигателей с точки зрения критического числа М являлось такое, при котором ось всей моторной установки совпадала бы с хордой крыла, а носовая часть мотогондолы располагалась бы впереди кромки крыла. Основываясь на этих данных, конструкторы выполнили проект высокоплана с фюзеляжем сигарообразной формы, имеющим овальное сечение. На каждой консоли трапециевидного крыла подвешивалось по три двигателя РД-10 или по два ТР-1. Среднеплан с прямым трапециевидным крылом - такую аэродинамическую схему окончательно выбрали для самолета Су-10. Характерной особенностью этой машины являлась значительная бомбовая нагрузка, полностью размещавшаяся внутри фюзеляжа. Если оценивать степень совершенства компоновки самолета весом бомб, приходящимся на 1 м2 миделя фюзеляжа, а мощность огня - секундным залпом, то получаем следующие данные :

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) :

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, атретий - 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. 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. 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 рамасхромансилиевыми 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 двухлонже-ронное, с работающей обшивкой, стрингеры из прессованных бульбообразных уголков. Лонжероны балочной конструкции двутаврового сечения. Пояса из стальных лент З0ХГСА и дюралевых уголков, дюралевая стенка переменной толщины. Каждая консоль имела две секции элерона (левая внутренняя снабжалась триммером) и четыре секции щитков-закрылков. Двухлонжеронный киль имел 16 нервюр из листового дюраля и крепился к фюзеляжу по 43-му и 51-му шпангоутам при помощи стенок лонжерона и стыковых лент. Работающая обшивка киля была толщиной от 0,8 до 2,0 мм. Стабилизатор имел два лонжерона. Он крепился к килю двумя узлами на переднем лонжероне у первой нервюры и через балочку в носке, соединенную с подъемным механизмом стабилизатора. Все рулевые поверхности снабжались триммерами. Управление самолетом имело ряд особенностей, обусловленных как самой конструкцией планера, так и назначением машины. К ним относились : большая протяженность управления; возникновение большых усилий на исполнительных органах управления; необходимость автоматической корректировки в момент наводки на цель - при взаимодействии с прицелом; необходимость обеспечения безопасности экипажа в случае аварийного покидания самолета. Ввиду большой протяженности проводка управления выполнялась как с помощью тросов, так и с помощью тяг. Управление рулем высоты выполнялось полностью тягами, проходившими по фюзеляжу в направляющих патронах, а в киле осуществлялось качалками. Управление рулем поворота выполнялось в пределах большей части фюзеляжа тросом, а в хвостовой части киля - тягами. В продольное, путевое и поперечное управление были включены бустерные механизмы, поскольку возникали большие усилия на исполнительных органах управления. Приводные цилиндры бустеров размещались в хвостовой части фюзеляжа для того, чтобы нагружать значительными усилиями как можно меньшую часть проводки. Бустерные приводы в управлении элеронами находились в крыле. В систему управления предусмотрели включение рулевых машинок к электрическому автопилоту АП-5, связанному с прицелом - для точной наводки самолета на цель при бомбометании. Штурвальная колонка была обычного для бомбардировщиков типа (с цепью Галля, соединенной с тросами). К педалям -вертикальным, с горизонтальной осью вращения и с литыми башмаками - присоединялись тяги от гидравлического тормозного клапана ДС-3. Торможение производилось наклоном педальных башмаков.

Штурвальная колонка оказалась слишком близко расположена к креслу пилота, поэтому требовалось застраховать летчика от повреждений при покидании самолета в случае аварии. Эта задача решалась путем откидывания штурвальной колонки к приборной доске. Носовая стойка шасси не имела боковых подкосов. Она закреплялась на фюзеляже и убиралась при помощи ломающегося заднего подкоса. На этой стойке крепились два спаренных тормозных колеса размером 700 х 250 мм. Для данного типа стойки разработали специальную систему амортизации, в которой воздушная и жидкостная камеры были изолированы одна от другой. Демпфер шимми устанавливался внутри стойки. Проверку гидравлического расчета амортизаторов осуществили во время динамических испытаний. Кроме того, провели испытания на определение критических скоростей, вызывающих появление шимми носовой установки. Особенностью этого шасси явилось использование полувилки для консольного закрепление колес. Такая конструкция позволяла убирать главные стойки шасси в тонкое крыло без применения больших обтекателей на его поверхности. Главное шасси самолета Су-10 было спроектировано по трехстержневой схеме, с передним и боковым подкосами. Ломающийся боковой подкос являлся звеном механизма, при помощи которого происходила уборка шасси. Хвостовая опора (для предохранения) состояла из амортизационной стойки, установленного на шпангоуте силового кронштейна и обтекателя. Гидросистему самолета можно разделить на три самостоятельные части : первая работала от двух гидропомп на нижнем левом двигателе (подъем и выпуск шасси и закрылков, работа тормозов главных колес); вторая работала от одной из помп на правом двигателе и обеспечивала управление стабилизатором, бомболюками и стрелковой башней; третья работала от второй помпы, установленной на том же двигателе, и обслуживала систему питания бустеров элеронов и рулей. Здесь была задействована схема предпочтительного включения. Гидросистема обслуживала агрегаты самолета в следующей последовательности: шасси, закрылки, стрелковая башня, бомболюки. В системе применили спаренные краны с принудительной установкой на холостую прокачку. Для обеспечения постоянного давления до клапана ДС-3 предусмотрели гидроаккумулятор и автомат подкачки. Вся гидросистема обеспечивала функционирование агрегатов самолета и при возникновении аварийной ситуации. Силовая установка самолета Су-10 состояла из четырех турбореактивных двигателей ТР-1А, размещенных попарно на консолях крыла. Капот двигателей представлял собой набор крышек, верхних и нижних стекателей газовых струй двигателей. Передняя часть входных приемников, имеющих хорошо профилированные обтекатели кромки, являлась деталью самих двигателей. В задней части двигатели закрывались крышками-полукоками, изготовленными из жароупорной стали ЭЯ1Т. Снять их было достаточно трудно. Стекатели газовых струй также были выполнены из жароупорной стали. Между их внутренней и внешней обшивками проходил воздух, поступающий через систему жабр. Для защиты от воздействия горячих газовых струй на нижней обшивке крыла предусмотрели установку гофрированной жароупорной панели. Разработчики силовой установки столкнулись с проблемой. Требовалось создать нетрадиционные системы питания горючим управления и запуска двигателей. Это было вызвано, во-первых, сравнительно большими размерами самолета. А во-вторых - значительным запасом топлива для работы четырех двигателей. В то же время, размещение и расходование горючего должны быть строго регламентированы, чтобы изменение центра тяжести самолета происходило в границах допустимого. Керосин предполагалось перекачивать из переднего бака в задний, и наоборот. Для уменьшения длины разбега на самолете использовались стартовые агрегаты - пороховые ракеты, установка которых ранее была отработана на Су-9. Крепление четырех стартовых ускорителей на самолете осуществлялось по бортам фюзеляжа при помощи специальных замков. Они обеспечивали автоматическое сбрасывание ускорителей после их выгорания или аварийное сбрасывание летчиком стартового агрегата - в случае его отказа. Для оборудования, которое предполагалось применить на самолете Су-10, характерными являлись затраты большого количества электроэнергии. Это привело к решению установить четыре генератора мощностью 3000 W каждый. К основным потребителям относились: две электрифицированные турели, радиоаппаратура, электрический автопилот и шесть помп подкачки горючего. Стремление облегчить летчику управление четырьмя двигателями привело к созданию многочисленных блокированных переключателей, связанных с рукоятками управления двигателями и бензокранами. Радиооборудование состояло из РСБ-Збис, РСИ-6, АРК, радиовысотомера РВ-2 и МА. Вся основная аппаратура находилась у стрелка-радиста. Только РВ-2 и МА располагались в хвостовой части самолета. Имелся фотоаппарат АФА-33 на качающейся установке. Управление его створками осуществлялось дистанционно, с помощью механизма УР-2. Доска приборов пилота представляла собой одну большую панель, на которой располагались все навигационные и моторные приборы. Амортизаторы типа ╚Лорд╩ заменили узловой амортизацией. Кроме того, имелись поддерживающие амортизаторы, к которым крепилась верхняя часть доски с помощью промежуточных тяг. На самолете было установлено кислородное оборудование, включающее в себя нескольких кислородных баллонов и приборов кислородного питания. В состав стрелково-пушечного вооружения бомбардировщика Су-10 входили: неподвижная носовая установка Б-20Э - под пушку калибра 20 мм, верхняя турельная установка Б-20Э с дистанционным управлением - под две пушки калибра 20 мм. Неподвижная носовая установка размещалась под полом кабины штурмана так, чтобы подход к оружию был снаружи, а к патронному ящику - из кабины штурмана. Управление огнем осуществлялось с помощью электричества. Гашетка управления стрельбой размещалась на штурвале летчика, а электрощиток - на приборной доске. Прицеливание производилось через прицел ПБП-1Б. Верхняя турельная установка была электрифицирована, располагалась на границе между бомбоотсеком и баком. Для управления установкой в кабине стрелка-радиста имелась прицельная станция Б-4. Подход к турели обеспечивался сверху - через экран турели, и снизу - из бомбового отсека. Патронные ящики поднимались с помощью специального приспособления. Кормовая установка КГ-2 с электрогидравлическим управлением позволяла вести стрельбу вверх - под 30 градусов, вниз - под 45 градусов и в стороны - под 30 градусов. Установка была снабжена коллиматорным механическим прицелом. В фюзеляжном бомбовом отсеке самолета размещалось бомбардировочное вооружение, которое состояло из одной ФАБ-3000 М46, одной ФАБ-1500 М46, восьми ФАБ-500 М46, двенадцати ФАБ-250 М46 или двадцати ФАБ-100. Для подвески бомб были установлены четыре 3-замковые кассетные держатели КД-3, четыре 3-замковые держатели КД-2, один балочный держатель БД-4 для подвески ФАБ-3000 и ФАБ-1500, два балочных держателя БД-2. Кассетные держатели размещались по бортам отсека, а балочные держатели спереди по порядку. БД-2, БД-4 и БД-2 в верхней части по оси самолета. Управление сбрасыванием - электрическое. Все управляющее оборудование размещалось в кабине штурмана, в том числе прицел ОПБ-4С. Подъем бомб осуществлялся двумя электролебедками БЛЗ-46Э или двумя механическими БЛ-4. В кабине штурмана, которая имела круговое остекление (кроме зоны пола), на приборной доске и пультах располагалось все необходимое навигационное оборудование. Сверху, справа от оси самолета, имелся аварийный люк для покидания самолета. Фонарь кабины летчика состоял из трех частей: неподвижного козырька и двух аварийно сбрасываемых. На правом борту для входа в эту кабину имелась дверь, снабженная аварийным сбрасывателем. Кресла летчика и стрелка радиста располагались спинками друг к другу. При аварийном сбросе фонаря кресло пилота пружинным механизмом наклонялось в плоскости спинки на 18 градусов к борту. Это сделали, чтобы предотвратить столкновение выброшенного в воздух летчика с оперением. Таким образом, у трех членов экипажа (летчика, штурмана и стрелка-радиста) были катапультируемые кресла и бронирование. Кормовая установка имела прозрачную и стальную броню для защиты стрелка. Гидравлическое сидение автоматически регулировалось по высоте - в зависимости от положения оружия. Пульт управления находился перед стрелком. Крепление установки осуществлялось четырьмя разрывными болтами, при помощи которых в случае аварии стрелок мог отбросить установку назад по полету и выброситься в открывающееся отверстие.

Основные даты из истории бомбардировщика Су-10.

1946
26 февраля. Выходит постановление СНК СССР о постройке бомбардировщика с четырьмя двигателями типа ЮМО-004.
27 марта. Подписан приказ министра авиационной промышленности о начале проектирования реактивного бомбардировщика в ОКБ П.О.Сухого.
24 апреля. Начата разработка эскизного проекта. Выпускаются чертежи предварительной продувочной модели, предназначенной для продувки в трубе ЦАГИ Т-106.
26 апреля. Сдана часть чертежей предварительного макета кабины пилота - на каркас и обводы шпангоутов.
30 апреля. Закончена разработка чертежей для продувочной модели.
6 мая. Начата разработка проекта натурного макета самолета с работающими двигателями, предназначенного для продувки в аэродинамической трубе ЦАГИ.
Закончена разработка чертежей для предварительного макета кабины летчика.
8 мая. Начато изготовление продувочной модели. Закончена разработка чертежей для продувочных моделей.
17 мая. Произведено вычерчивание теоретического плаза макета самолета с работающими двигателями.
7 июля. Сданы чертежи стенда (натурного макета) для продувки с работающими двигателями.
19 июня. В ОКБ закончена разработка эскизного проекта. Для достижения Vmax=850 км/ч на высоте 8000 метров, заданной в утвержденном правительством «Плане опытного самолетостроения на 1946 год», главный конструктор П.О.Су-хой предусматривает применение для самолета шести двигателей РД-10 - вместо предполагавшихся ранее четырех.
1 июля. Начата предварительная увязка конструкции самолета.
19 июля. Сдана в ЦАГИ модель для продувки с первым вариантом крыла.
16 августа. Начато проектирование рабочих чертежей.
7 октября. Построенный макет самолета предъявлен предварительной макетной комиссии.
14 октября. Произведена доработка макета самолета по замечаниям предварительной макетной комиссии. Начата заготовка деталей по крылу, фюзеляжу, оперению и шасси для летного экземпляра.
18 ноября. Макет самолета полностью готов для предъявления государственной макетной комиссии.
2 декабря. Макет самолета официально принят государственной комиссией.
4 декабря. В соответствии с ходатайством ГК и с разрешения заместителя министра авиационной промышленности Шишкина, в целях улучшения летных данных на самолет предусматривается установка четырех двигателей ТР-1. Днем раньше (3 декабря) на это получено одобрение макетной комиссии.
23 декабря. Закончено изготовление рабочих чертежей.
30 декабря. Проводится сборка статического экземпляра самолета. Начато изготовление оснастки на летный экземпляр.

1947
7 января. Получено заключение по эскизному проекту (с четырьмя двигателями).
15 января. Во время проведения статических испытаний самолета разрушается задняя стенка крыла у корневого кронштейна крепления элерона при 100-процентной нагрузке.
8 марта. Начальник бригады аэродинамики И.Е.Баславский представляет основные характеристики самолета Е
15 декабря. Заканчиваются монтажные работы, производится опробование гидравлической системы.
29 декабря. Продолжаются работы по монтажу самолетных систем. Постройка Су-10 в окончательном варианте задерживалась из-за отсутствия на заводе 134 -необходимых производственных площадей. Сборку каркасных агрегатов начали только после выпускавшегося по плану двухмоторного артиллерийского разведчика-корректировщика Су-12.
Кроме того, опытный бомбардировщик проектировался с множеством новейших бортовых установок, поэтому возникал целый ряд проблем экспериментального и научного характера. Серьезные помехи в график постройки Су-10 вносили поставщики готовых изделий из смежных отраслей промышленности, которые несвоевременно выполняли заказы.
В 1947 г. так и не было получено стрелковое вооружение от ОКБ-43, автопилот АП-5, радиокомпас АРК-4 и двигатели ТР-1 А.

1948
12 марта. Закончен один из этапов проектных работ по установке четырех двигателей ТР-2. Принято решение вначале летные испытания проводить с двигателями ТР-1. Предполагается сдать самолет на государственные испытания через четыре месяца после получения ТР-2.
Для сравнения: двигатель ТР-2 (экспериментальный экземпляр) - тяга 1885 кг, двигатель ТР-1А - тяга 1500 кг, двигатель ТР-1 -тяга 1300 кг.
4 июня. Выходит Постановление Совмина СССР «О сокращении расходов на ОНИР по авиационной промышленности на 1948 год».
12 июня. Вышло постановление Совмина СССР, которым утверждался план опытных работ МАП на 1948 г. и прекращалось дальнейшее проведение всех работ, не обеспеченных финансированием. В том числе закрывалось и проектирование самолета Су-10.

 

Расчётные ТТХ :

Размах крыльев, м 20.60
Длина, м 19.06
Высота, м 6.56
Площадь крыла, кв.м. 71.30
Масса, кг
пустого самолета 11300
нормальная взлетная 18950
максимальная взлетная 21230
топлива нормальная 5300
топлива максимальная 7500
Тип двигателя 4 ТРД ТР-1
Тяга, кгс 4 x 1400
Mаксимальная cкорость, км/ч
у земли 810
на высоте 850
Дальность полета, км 1500
Разбег, м 1000
Практический потолок, м 12000
Экипаж, чел. 4
Вооружение : пять пушек Б-20Э: одна неподвижная вперед, спаренная на верхней турели и две - в хвостовой установке под вертикальным оперением, бомбовая нагрузка 1000-4000 кг.

 

http://www.airwar.ru/