Встроенная пушка ТКБ-645 располагалась в нижней части закабинного отсека оборудования. Она монтировалась на лафетной установке в едином блоке с патронным ящиком вместимостью 300 патронов. Для обслуживания этот блок опускался вниз на тросах. В нижней части СЧФ, между гондолами двигателей предусматривалась размещение отсека для коммуникаций, а в законцовке ХЧФ – установка тормозных щитков и контейнера тормозного парашюта.
Консоли крыла – оживальной в плане формы. Вместе с корневым и концевым наплывами они формировали единую несущую систему, набранную из профилей типа П-44М, с переменной по размаху крыла стреловидностью (от 82° до 45°), с деформацией срединной поверхности, и переменными по размаху консоли углами крутки и отгиба носка.
Конструкция консолей крыла – балочного типа, в корневой части каждой консоли предусматривалось размещение резервного топливного бака, увеличивающего емкость топливной системы при перегоне.
Механизация крыла предусматривала только двухсекционный, двухщелевой выдвижной закрылок. Элероны отсутствовали, управление самолета по крену предусматривалось при помощи «кренеров» – специальных органов управления, представляющих собой поворотные аэродинамические поверхности, устанавливаемые по четыре сверху на консолях крыла.
Оперение включало две консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПГО) на боковых поверхностях гондол; два киля, устанавливаемых на верхней поверхности мотогондол с развалом каждой консоли во внешнюю сторону под углом 20°; два аэродинамических гребня на нижней поверхности гондол.
Шасси «квазивелосипедной» схемы. Передняя опора убиралась назад по потоку в нишу в закабинном отсеке. Основные опоры шасси крепились под центропланом и представляли собой две стойки, оснащенные тележками с продольным расположением колес. Уборка стоек осуществлялась в нишу фюзеляжа, назад по потоку, с разворотом тележек на 180°. Все три стойки оснащались колесами единого типоразмера – 840x300 мм.
База шасси – 8,25 метров, колея – 1,65 метров. Дополнительные подкрыльевые стойки шасси на чертеже отсутствовали, необходимость их установки решили определить в аванпроекте.
Двигатели – гипотетические, так как конкретный образец еще предстояло выбрать. Для проработки компоновки силовой установки использовали условный габаритный чертеж двигателя, скомпонованного исходя из заданного уровня тяги и усредненных удельных характеристик ТРДДФ сходной размерности.
Величина форсажной тяги двигателя 10400 кг определялась исходя из весовой размерности самолета и заданного уровня тяговоруженности.
При этом, геометрия обводов и габаритных размеров предполагала установку двигателя с «выносной» коробкой агрегатов, устанавливаемой в нижней части мотогондолы – впереди двигателя.
Это было сделано для снижения площади поперечных сечений гондол и уменьшения миделя самолета.
Под фюзеляжем размещались две изолированные мотогондолы, разнесенные в стороны на расстояние, превышающее два калибра. Воздухозаборники двигателей – прямоугольного сечения, управляемые, с верхним горизонтальным расположением поверхности торможения.
Для предотвращения попадания заторможенного пограничного слоя от несущего корпуса на вход воздухозаборника, его отодвинули от нижней поверхности фюзеляжа. Здесь образовалась щель для слива погранслоя. Форма клина слива выбиралась исходя из условия минимизации сопротивления. Длина воздушного канала, соответствовала пяти калибрам, что обещало приемлемые характеристики стабильности потока на входе в двигатель.
Для защиты двигателя от попадания посторонних предметов на нижней обечайке воздухозаборника предусматривалась установка выдвижной штанги с системой струйной защиты. В качестве рабочего тела использовался воздух, отбираемый от компрессора двигателя. Съем двигателей предусматривался выкаткой назад. Запас топлива во внутренних баках при нормальном взлетном весе – 5000 кг, при полной заправке, с учетом резервного топливного бака – 6360 кг.
Для размещения вооружения предусматривались восемь точек подвески – по три под каждой консолью крыла, и две «тангенциальные» точки, установленные на внешних углах гондол. В качестве основного ракетного вооружения рассматривалась подвеска управляемых ракет типа К-25 и К-60.
В 1971 г. началась параллельная проработка еще одного варианта компоновки перспективного истребителя. Он был официально утвержден генеральным конструктором в качестве альтернативного, получившего обозначение Т10-2. Одним из доводов, которым руководствовался Павел Осипович, являлось желание объективно оценить достоинства и недостатки основного варианта.
Т10-2 был выполнен по традиционной схеме, с обособленным фюзеляжем, по общей компоновке он был идентичен МиГ-25 или F-15. Первый вариант чертежа общего вида, выпущенный в марте- апреле 1971 г., предусматривал разработку самолета длиной 19,1 метров, с шириной фюзеляжа 2,7 метра, размахом крыла 12,24 метра, с площадью крыла 52,6/65,08 м2 (базовое крыло/несущий корпус) и с нормальным взлетным весом 22,5 тонн. Сухой утвердил 28 мая чертеж «Общего вида самолета Т10-2».
Т10-7 в музее ВВС в Монино
На летной станции ОКБ «Сухого»
Этот документ предполагал следующие данные: длина самолета – 17,4 метра, ширина фюзеляжа – 2,4 метра, размах крыла – 11,62 метра, площадь крыла – 47,4/55,6 м 2 , нормальный взлетный вес – 18 тонн.
Носовая часть фюзеляжа Т10-2 имела круглое сечение, далее шли боковые воздухозаборники прямоугольного сечения и с верхним расположением клина торможения. Средняя часть фюзеляжа была прямоугольной формы со скругленными углами, здесь располагались топливные баки и воздушные каналы. Двигатели размещались в хвостовой части по «пакетной» схеме. На самолете решили применить крыло оживальной формы, сходное по схеме с крылом Т10-1. Вертикальное оперение представляло собой два киля, разнесенные по бокам фюзеляжа и установленные с развалом во внешнюю сторону, и подфюзеляжные гребни; а горизонтальное – традиционные цельноповоротные стабилизаторы.
При уменьшении размерности изменились все основные компоновочные параметры.
Колея шасси сократилась с 3,775 до 3,28 метра, база – с 6,6 до 5,8 метра, типоразмер колес на передней опоре шасси уменьшился с 660x200 до 600x160 мм.
В качестве силовой установки первоначально рассматривались два ТРДЦФ типа Р59Ф-300 с форсажной тягой около 13000 кг. В окончательном варианте компоновался условный габарит двигателя с нижней коробкой агрегатов, с форсажной тягой 10400 кг. Съем двигателей осуществлялся опусканием вниз.
Пушка размещалась внизу СЧФ, съем орудия для обслуживания осуществлялся вниз.
Крыло Т10-1 по основным компоновочным параметрам было сходно с крылом Т10-1, но механизация (кроме трехсекционного закрылка и набора кренеров), включала двухсекционный носок, расположенный на прямолинейной части образующей передней кромки крыла. Перестык консолей крыла с фюзеляжем осуществлялся при помощи силовой балки центроплана, расположенной в фюзеляже сверху, над каналами воздухозаборника. Топливо размещалось в фюзеляжных топливных баках и в корневой части консолей (бак № 5). Суммарный запас топлива во внутренних топливных баках уменьшился с 7200 кг до 5000 кг (плотность топлива – 0,82 кг/л). Вооружение размещалось на восьми точках подвески: по три под каждой консолью крыла, и две – под воздухозаборниками.
Конечно, разработчики Т10-2 имели меньше времени на углубленную проработку компоновки, но этот недостаток компенсировался тем, что схема носила характер традиционных, проверенных практикой решений.
Основным направлением работ на Т10- 2 стало снижение миделя самолета. Для этого на новом варианте компоновки, выпущенном летом 1971 г., было применено интересное решение. Каждый из двигателей развернули в поперечной плоскости вокруг продольной оси коробкой агрегатов наружу, с тем, чтобы организовать по оси самолета «выемку», уменьшающую общую площадь поперечного сечения.