максимальной скорости Ил-2 АМ-38ф, а максимальная скорость у земли составила 500 км/ч. Время набора высоты 1000 м - 1,6 мин, а высоты 3000 м - 5,0 мин. Практический потолок машины составил 7270 м.
Максимальная техническая дальность полета Ил-10 на высоте полета 500 м при скорости полета по прибору 310 км/ч составила 800 км (продолжительность полета 2 часа 28 мин.). При этом скоростная дальность (0,9 V) до полного выгорания горючего на высоте полета 2400 м не превышала 600 км (1 час 14 мин).
Длина разбега с отклоненными на 17 щитками и с форсажем мотора составила 475 м, при этом длина взлетной дистанции (взлет с набором высоты 25 м) равнялась 1220 м.
При посадочном весе 5380 кг длина пробега самолета с применением тормозов и отклонением щитков на 45° равнялась 460 м, а длина посадочной дистанции при тех же условиях не превышала 1040 м (с высоты 25 м).
Посадочная скорость штурмовика была почти такой же, как и у Ил-2 -при посадочном весе 5380 кг с отклоненными на 45° щитками она равнялась 148 км/ч.
Удельные нагрузки на крыло и мощность мотора при нормальном полетном весе 6300 кг, равные 210 кг/м2 и 3,15 кг/л.с. соответственно, полностью соответствовали концепции маневренного скоростного штурмовика.
На высотах от земли до 2000 м скорость двухместного бронированного Ил-10 была всего лишь на 10-15 км/ч меньше максимальных скоростей истребителей люфтваффе BflO9G-2 и FW190A-4.
По прочности штурмовик относился к классу 'Б' с коэффициентом перегрузки на случай 'А' (соответствующий наибольшему коэффициенту подъемной силы), равным 8,28 при полетном весе 6000 кг.
Аэродинамическое совершенство Ил-10 достигалось улучшением обводов бронекорпуса, изменением системы уборки шасси, применением более скоростных профилей крыла, герметизацией отсеков самолета. В результате лобовое сопротивление Ил-10 по сравнению с Ил-2 уменьшилось почти в два раза.
Как и на втором опытном штурмовике Ил-8 АМ-42, в бронекорпусе серийного Ил-10 наряду с мотором и кабиной пилота размещалась кабина стрелка, которая располагалась сразу же за бронеспинкой летчика.
Распределение толщины брони было сделано с учетом опыта боевого применения штурмовика Ил-2. От огня со стороны задней полусферы воздушного стрелка защищала более эффективная бронеперегородка, образованная двумя рядом стоящими бронеплитами толщиной по 8 мм каждая с промежутком между ними. Бронеперегородка одновременно являлась и силовым шпангоутом стыка бронекорпуса с хвостовой частью фюзеляжа. Задняя бро-нестенка и подголовник пилота были также сделаны из двух броневых листов толщиной по 8 мм. Такая схема бронирования более эффективно защищала стрелка и пилота от поражения 20-мм снарядами немецких авиапушек.
В передних стеклах фонаря пилота ставилась прозрачная броня толщиной 64 мм с металлической окантовкой. Прозрачная броня выполнялась двухслойной: сырое силикатное стекло наклеивалось на органическую (плексигласовую) подушку. Откидывающиеся боковые крышки фонаря кабины пилота выполнялись из металлической брони (толщиной 6 мм) и плексигласа. Сверху голова пилота прикрывалась установленной на фонаре 6-мм броней.
Раздельное открытие крышек фонаря позволяло летчику вылезти из кабины при полном капоте самолета. Сбоку фонаря имелись сдвижные форточки.
Передняя и средняя части фюзеляжа, образующие броневой корпус, выполнялись из листов гомогенной броневой стали типа АБ-2 толщиной от 4 (боковые листы и крышки капота) до 6 мм (диск винта, броня бензобака). Толщина нижних боковых стенок капота мотора была увеличена до 6 и 8 мм, а толщина боковых стенок кабины пилота и стрелка уменьшена до 4 и 5 мм (нижняя боковая броня кабины пилота при этом имела толщину 4 мм).
Нижняя боковая часть и пол кабины стрелка бронировались бронелистом толщиной 6 мм. Верхняя же часть бронекорпуса, имевшая поверхность двойной кривизны (за счет этого обеспечивался небольшой угол встречи снаряда с обшивкой), выполнялась из дюра-люминовых листов толщиной от 1,5 до 6,0 мм.
Дело в том, что верхняя передняя часть бронекорпуса Ил-2, как показал опыт его боевого применения, практически не поражалась в воздушных боях - для огня с земли она недосягаема, от огня истребителей со стороны хвоста самолета ее защищал стрелок, а спереди немецкие летчики старались Ил-2 не атаковать, справедливо опасаясь огневой мощи пушек ВЯ-23.
Отметим, что работа по определению оптимального распределения толщины брони на самолете Ил-2 была проведена еще летом 1943 г. специалистами НИИ-48 под руководством директора института профессора Завьялова (Отчет № 658 от 24.08.43 г.). Предложение НИИ-48 об изменении схемы бронирования штурмовика Ил-2 было поддержано начальником 5 отдела УЗСиМ ВВС инженер- подполковником Игнатьевым и начальником управления генералом Алексеевым. С целью проверки результатов НИИ-48 и конкретизации некоторых параметров по приказу Алексеева в январе 1944 г. в действующую армию (в 17-ю ВА) были командированы инженер-майор Фридман от 5 отдела УЗСиМ ВВС и старший инженер АЛ.Немчинский от НИИ-48.
Пока выездная бригада ВВС и НИИ-48 работала в частях, схема бронирования двухместного Ил-1 АМ-42, предъявленная на утверждение в НИИ ВВС КА в марте 1944 г., была отклонена военными специалистами, несмотря на то, что общий вес брони достигал 1236 кг. ' Уязвимые места - задняя перегородка, моторная часть -снизу-сбоков. Их необходимо усилить путем перераспределения брони', -требовалось в заключении НИИ ВВС от 23.03.44 г.
2 мая 1944 г. директор НИИ-48 Завьялов в письме на имя Главного инженера ВСС генерала А.И.Репина докладывал, что результаты командировки специалистов достигнуты и получен 'вполне удобный материал о действительно необходимом перераспределении броневой защиты.'
Именно результаты этих работ и были положены в основу схемы бронирования скоростного штурмовика Ил-10.
Форма бронекорпуса Ил-10 без излишнего усложнения технологии изготовления, была значительно улучшена за счет новой компоновки водо- и мас-лорадиаторов систем охлаждения и смазки мотора, которые теперь полностью размещались в бронекорпусе за передним лонжероном центроплана под полом кабины пилота.
Охлаждение радиаторов осуществлялось наружным воздухом, поступавшим по двум туннелям: справа и слева от мотора. Вход в туннель был образован вырезом в носке центроплана и углублением в боковине капота. Правый туннель подводил воздух только к во-дорадиатору (фронтовая поверхность радиатора Scp=33,5 дм2), а левый, имевший два рукава, - к водо- и маслора-диаторам (фронтовая поверхность мас- лорадиатора 5ф=12 дм2).
Температура воды и масла регулировалась открытием бронезаслонок на выходе туннеля. Бронезаслонки (толщина брони 5 и 6 мм) управлялись с помощью механизмов УР-6 и УР-2 из кабины пилота.
Туннели изготавливались из материала АМЦН толщиной 1,5 мм. Входные туннели несъемные - крепились заклепками к капоту, к носку и к профилям центроплана. Выходные туннели водо- и маслорадиаторов съемные - крепились на винтах. Вырез в переднем лонжероне для прохода туннелей тщательно герметизировался чехлом из прорезиненной ткани. Снизу туннели прикрывались 6-мм броней, а с боков -4- мм броневым корпусом. Со стороны заднего лонжерона туннели прикрывались броней толщиной 8 мм.
Благодаря такому компоновочному решению обводы бронекорпуса удалось сделать более плавными, чем у Ил-2, а более выгодная в аэродинамическом отношении схема продува радиаторов позволила уменьшить их размеры и сопротивление.
Броневые листы соединялись при помощи толстых дюралюминовых лент на стальных заклепках и частично на анкерных гайках и болтах. Общий вес брони серийного самолета Ил-10 (без крепления) равнялся 914 кг.
Отметим, что на опытном Ил-10, проходившем государственные испытания, толщина брони наиболее поражаемых участков бронекорпуса (нижние боковые и боковые стенки капота мотора) была 4 мм, бронирование стрелка и пилота было несколько сильнее -боковые бронелисты обеих кабин имели толщину 6 мм, нижний боковой бро-нелист кабины пилота имел толщину 5 мм, а сверху пилот прикрывался 8-мм
