Авиационный сборник № 3 + Крылья дайджест № 1 - [9]

Несмотря на большие размеры самолета, экипаж расположен очень тесно, что значительно затрудняет работу экипажа, особенно навигатора- бомбардира. Первый пилот не имеет доступа к управлению некоторыми агрегатами. В случае аварии в воздухе выбрасывание из самолета с парашютом затруднено. Обзор из самолета хороший вперед и в стороны. Обзор назад для пилота отсутствует. Самолет оборудован для слепого полета, а также для полетов в плохих метеорологических условиях.

Характеристика самолета

Размах крыла, м 32,86

Длина самолета (в линии полета), м 23,50

Высота (на стоянке), м 5,20

Хорда крыла, м:

у корня 5,07

в разъеме 3,89

у конца 1,98

Средняя аэродинамическая хорда, м 3,92

Ширина колеи шасси, м 5,87

Поперечное V крыла, град 7,30

Стреловидность крыла, град:

по центроплану 5,30

по концам 12

Удлинение крыла 9,15

Площадь, м²:

крыла с элеронами 118,4

элеронов 11,24

щитков 13,11

стабилизатора 11,02

руля высоты 7,44

киля 4,17

руля направления 3,30

Основные летные данные

Максимальная горизонтальная скорость при работе моторов на максимальной мощности, допускаемой в течение 30 мин при п=2250 об/ мин и полностью открытом дросселе, км/ч:

у земли 342

на 1-й границе высотности (1100 м) 367

на 2-й границе высотности (4200 м) 387

Подъем на 5000 м, мин 11,6

Практический потолок, м 6480

Время подъема до практического потолка, мин 23

Взлетные данные самолета*

Положение щитков, град	Полетный вес, кг	Режим мотора, об/мин	Наддув, атм	Длина разбега,м	Время разбега,с	Скорость отрыва, км/ч	Длина взлетной дистанции, м
15	18500	2500	1,5	630	20,7	159	1180

Дальность полета (по фирменным данным, при запасе горючего 8000 л)

Высота полета, км	0	2	4
Давление наддува, кг/см²	1,1	1.1	1.1
Режим мотора, об/мин	2100	2100	2100
Расход горючего, л/ч	775	775	775
Скорость, км	315	335	365
Общая продолжительность полета, ч	9,45	9,45	9,45
Дальность полета, км	3050	3250	3550

* Взлеты производились с бетонированной дорожки.

** Приведенные данные являются переводом с бортовой таблицы, в которой полный вес и нагрузки не указаны.

Рис. 1

Рис. 2

Планер самолета Дорнье Do-217F (ЭИ № 23 (219), декабрь 1943 г.)

В журнале «ТВФ» № 3, 1943 г. и английских журналах «Aircraft Engineering», «Flight» и др. приведены материалы по германскому пикирующему бомбардировщику Дорнье Do-217E-l. Имеющийся в нашем распоряжении планер самолета Do-217F дает возможность отметить некоторые характерные особенности конструкции его планера.

Как показали произведенные обмеры, самолет Do-217F (рис. 1) очень мало отличается по геометрическим размерам от самолета Do-215, однако конструктивно он является совершенно новой машиной. Планер самолета Дорнье Do-215 разбирался для транспортировки только на три части (фюзеляж, неразъемное крыло, оперение), в то время как Do-217F скомпонован таким образом, что разбирается уже не на три, а на семь частей.

Обследованный экземпляр Do-217, по-видимому, был оборудован под вариант разведчика, что следует из установки дополнительного бензобака в центроплане и замены хвостового зонтичного тормоза на обычный хвостовой обтекатель.

Следует отметить, что в связи со значительным увеличением нагрузки на крыло (увеличение полетного веса по сравнению с Do-215 с 8,6 до 15,3 т при той же практически площади крыла) ход амортизационной стойки шасси увеличен и составляет 375 мм вместо 245 мм. Размер колес также увеличен с 1100x350 мм до 1200x420 мм.

С внешней стороны самолет изменился мало, за исключением коренной переделки передней части фюзеляжа, аэродинамика которой значительно улучшилась. Каркас носовой части состоит из 10 шпангоутов и 22 стрингеров, из которых два служат лонжеронами. Типовые сечения шпангоутов даны на рис. 2 (сечения по У-У, Т-Т, Р-Р и X–X). Все шпангоуты и стрингеры выполнены из дюраля. Разъемный шпангоут представляет собой равносторонний замкнутый уголковый профиль размером сечения 37x37 мм (см. рис. 2, вид по стрелке А).

Особый интерес с точки зрения прочности и технологии представляет каркас прозрачной части. Ребра каркаса отлиты из алюминиевого сплава отдельными секторами переменного сечения (см. рис. 2, сечения по Б-Б) наибольшей толщины в центре каркаса с уменьшением к верху и низу от него. Отдельные секторы соединены между собой сваркой и крестообразными приваренными накладками. Плексиглас фонаря и прозрачной части прикреплен при помощи дюралевых накладок винтами к секторам каркаса и профилям фонаря. Между секторами каркаса и накладками проложены резиновые ленты в целях уплотнения (см. рис. 2, сечение по F-F).

Летные испытания самолета FW-190 (ЭИ № 23 (219), декабрь 1943 г.)

Испытания проходил одномоторный трофейный истребитель FW-190A4 № 2310 с мотором BMW-801 выпуска 1942 г.

Сведения о самолете FW-190 приводились в ЭИ № 16 и 46, 1942 г. и в журнале «ТВФ» № 1, 1943 г. Здесь мы укажем лишь на особенности самолета и на отдельные агрегаты, хорошо показавшие себя во время летных испытаний.

По заключению НИИ ВВС КА, где самолет проходил испытания, детального изучения и внедрения на отечественных самолетах заслуживают:

1) компоновка винтомоторной группы в виде самостоятельного агрегата, включающего мотор, мотораму, маслобак, маслорадиатор, масляный фильтр и трубопроводы. Такое выделение ВМГ в отдельный агрегат очень выгодно в производственном и эксплуатационном отношениях;