– 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.
Су-10
Проект «Ј» с шестью двигателями РД-10
Схема технологического членения самолета Су-10
Схема 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 ЭЯ1 Т. 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 kW 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 0ПБ-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.
Сбрасываемые аварийные люки носовой части фюзеляжа
Контейнер тормозного парашюта
Фонарь кабины летчика и стрелка-радиста
Капотирование двигателей
1 и 3 – входной диффузор двигателей, 2 – верхним крышка нижнего двигателя, 4 – верхняя крышка верхнего двигателя, 5 – средняя крышка верхнего двигателя, 6 – задний полукок верхнего двигателя, 7 – стекатель, 8 – задний полукок нижнего двигателя, 9 – боковая крышка, 10 – средняя крышка нижнего двигателя, 11 – передняя крышка нижнего двигателя
Отделяемая часть кабины стрелка
Сверху, справа от оси самолета, имелся аварийный люк для покидания самолета.
Фонарь кабины летника 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.