Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF и мало доработан мной. Перевод был выполнен в апреле 2016 года. Желаю выразить громадную признательность глубокоуважаемому коллеге redstar72 за помощь в редактировании данной статьи.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), изначально названный Lorin-Duse (дюза Лорена), с позиций разработки является несложную силовую установку из всех существующих. В подобном трубе агрегате поток сжатого воздуха скоро перемещается довольно продольной оси, и после этого в него впрыскивается горючее. Стремительное перемещение летательного аппарата ведет к тому, что набегающий поток воздуха подтормаживается и сжимается на входе в силовую установку.
По окончании того как горючее в агрегата воспламеняется, тёплые выхлопные газы с высокой скоростью выходят из выхлопного сопла ПВРД и заставляют агрегат скоро перемещаться вперёд.
По принципу действия ПВРД отличается от турбореактивных двигателей (ТРД), в которых поступающий в камеру сгорания воздушное пространство предварительно сжимается компрессором, в то время как в ПВРД сжатие осуществляется при помощи скоростного напора конкретно в диффузоре (Luftaufstauer).
Потому, что обычное протекание процесса сгорания вероятно лишь при строго ограниченном соотношении воздуха и топлива, то тяга ПВРД зависит от расхода воздуха. Так, скорость полёта летательного аппарата с аналогичной силовой установкой пропорционально связана с давлением сжимаемого воздуха; сопротивление самолета возрастает с квадратом его скорости. При приближении скорости полёта к скорости звука появляется большое дополнительное давление как планера летательного аппарата, так и его силовой установки, и мощность силовой установки только ненамного превышает значение скоростного напора.
Так, предельная скорость самолёта на всех высотах полёта зависит от его аэродинамической формы, определяющей критическое значение числа Маха. Следовательно, дабы всецело реализовать преимущества реактивной силовой установки, преимущества которой раскрываются на высоких скоростях, при высотах полёта расхода и известных характеристиках топлива более 11 километров самолёты должны иметь такую форму, дабы критическая скорость (точка пересечения кривых тяги и аэродинамического сопротивления силовой установки) размешалась как возможно выше.
От Рене Лорена к Ойгену Зенгеру
Француз Рене Лорен (Rene Lorin) еще в 1913 году сформулировал концепцию прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Но в те годы авиация лишь начинала собственное развитие, и для реализации аналогичных существенно опередивших собственный время идей не было техвозможностей. Лишь во второй половине 30-ых годов двадцатого века французский инженер Ледюк (Leduc) удачно совершил испытания и на практике доказал, что ПВРД могут работать.
В Германии начиная с конца тридцатых годов – в первую очередь компания Walter в г. доктор и Киль Ойген Зенгер (Eugen Sanger) из DFS, – занимались изучениями, целью которых было создание умелых силовых установок, трудящихся по предложенному Рене Лореном принципу. Тогда как работы компании Walter остановились на стадии опыта, врачу Зенгеру в 1941-43 годах удалось создать опытные образцы ПВРД.
Эти умелые ПВРД были испытаны на переделанных в летающие лаборатории бомбардировщиках Do 17 и Do 217. Замеры разных параметров, совершённые на протяжении летных опробований, подтвердили сделанные ранее расчеты. Помимо этого, измерительные зонды предоставили полезные сведения о сложных процессах в области внутренней термодинамики прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
Однако, полёты с трудящимися ПВРД дали мало информации о настоящем потенциале силовых установок данного типа. Не смотря на то, что скорость полёта бомбардировщика Do 217 и возросла до 720 км/ч (на 275 км/ч выше его простой крейсерской скорости), КПД силовой установки по многим причинам – не в последнюю очередь из-за не в полной мере подходящей летающей нестабильности и лаборатории процесса сгорания горючего в трубы силовой установки (сгорало только около 70 % топлива) – оставался в целом неудовлетворительным.
По данной причине компания Focke-Wulf в осеннюю пору 1943 года приступила к собственным изучениям, целью которых было усовершенствование аэродинамики ПВРД и увеличение эффективности силовой установки данного типа.
Казалось бы, экспериментальные результаты Зенгера подтверждали, что «реактивные трубы» на протяжении последовательного развития смогут стать, по крайней мере, хорошими запасными двигателями для увеличения черт скоростных самолетов. Но выбранное им конструктивное выполнение ПВРД было негодным для самолетов с высокими чертями, потому, что он не учел до тех пор пока еще несовершенный дополнительное сопротивление и процесс горения огромных «печных труб» (Ofenrohre), самая громадная из которых достигала в длину 10,6 м и 1,5 м в диаметре.
Это сопротивление уже на скоростях порядка 950 км/ч было больше, чем создаваемая ПВРД тяга (Рис. 1).
Рис. 1. Схематическое изображение созданного Ойгеном Зенгером прямоточного воздушно-реактивного двигателя: a – диффузор, b – сетка впрыска, c – распределение горючего, d – камера сгорания, e – дюза
Разработки компании Focke-Wulf
Для дипломированного инженера врача O. Пабста (Dipl.-Ing. Dr. O. Pabst), начальника отдела разработок компании Focke-Wulf, неприятность по большей части была в том, чтобы за счет соответствующей формы снизить площади внутренних и внешних поверхностей трения методом форм определения и нового размеров силовой установки и добиться повышения концентрации тяги силовой установки на единицу площади их поперечного сечения.
Под управлением кандидата технических наук (к.т.н.) Теодора Цобеля (Dr.-Ing. Theodor Zobel), начальника отдела дозвуковых скоростей Брауншвейгского НИИ авиации (Abteilung «Unterschall» in der Luftfahrtforschungsanstalt Braunschweig), были совершены аэродинамические расчеты обтекания тел разной формы. В последних числах Февраля 1944 года руководимому к.т.н. Цобелем отделу удалось отыскать оптимальную конфигурацию формы ПВРД, снабжающую минимальное аэродинамическое сопротивление при высоких скоростях полета.
И внешний вид, и внутреннее устройство этого двигателя значительно отличались от «трубы Зенгера».
Изучения продемонстрировали, что протяженность конического диффузора (Kegeldiffusor), в ПВРД конструкции Зенгера равная трем диаметрам двигателя, возможно уменьшена до одного диаметра, а применяя принцип диффузора со свободной струёй (Freistrahldiffusor), вероятно реализовать главную часть преобразования скорость-давление конкретно в воздухозаборнике силовой установки. В будущем благодаря применению форсунок особенной конструкции предполагалось не впрыскивать горючее в камеру сгорания, как было сделано в двигателе Зенгера, а подавать его в парообразном либо газообразном виде.
Это разрешало не только добиться 100 % сгорания горючего, но и уменьшить длину камеры сгорания всего до ¾ диаметра ПВРД; со своей стороны, нужная протяженность сопла благодаря усовершенствованной внешней аэродинамике не превышала ½ диаметра. Эти трансформации размеров силовой установки и соответствующее уменьшение её поверхности разрешили существенно снизить сопротивление трения и тем самым повысить неспециализированный КПД двигателя.
По итогам первой фазы изучений был составлен отчет, что стал причиной громадной интерес не только в техническом отделе, но и в Имперском научно-исследовательском совете (Reichsforschungsrat). Командующий истребительной авиацией (General der Jagdflieger) генерал Галланд кроме этого был впечатлён возможностями, каковые давали ПВРД новой конструкции, и через собственного технического офицера майора Шрёдтера (Major Schroedter) поручил коллективу исследователей компании FW форсировать работы по данной тематике.
О том, как изменилось отношение к ПВРД, интерес к каким в течение нескольких предшествующих лет был очень сдержанным, свидетельствует тот факт, что уже в последних числах Марта 1944 года компания Focke-Wulf взяла заказ на изготовление и скорейшую разработку четырёх опытных образцов ПВРД собственной конструкции. Наряду с этим к ним предъявлялись следующие требования:
- Работоспособность двигателя на высотах до 18 км;
- Применение недорогих низкосортных видов горючего, таких как каменноугольное либо буроугольное масло, парафинистая нефть.
Опробования ПВРД
В последних числах Апреля 1944 года в тесном сотрудничестве НИИ авиации в Брауншвейге и НИИ аэродинамики (Aerodynamischen Versuchsanstalt) в Геттингене начали совместные изучения моделей. Целью этих изучений было установление окончательной формы силовой установки, и конструкторские работы по созданию оптимальных испарителя и форсунок.
Конфигурация корпуса (трубы) силовой установки, соответствующая последним итогам аэродинамических изучений, была совсем выяснена в середине июля 1944 года, а в конце месяца на заводе компании Focke-Wulf в Бад-Айльзене (Bad Eilsen) завершилось изготовление двух опытных образцов (Рис. 2).
Рис. 2. Форма силовой установки, подобранная по окончании завершения опробований в НИИ аэродинамики, Геттинген
Но следующий ход, предложенный врачом Пабстом – совершить лётные опробования для изучения влияния ПВРД на поведение самолёта и лётные характеристики в воздухе – так и не был сделан. Не смотря на то, что конструкторская документация по установке корпусов умелых ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190 была полностью создана, опробования не состоялись из-за отказа поставить самолет для этих целей (Рис. 3).
Рис. 3. Схема размещения ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190A-10
Как скоро шла разработка корпуса ПВРД, так же проблемным выяснилось создание работоспособного испарителя, в котором должно было испаряться тяжелое высококипящее горючее (каменноугольное [дегтярное] масло [Teerol]). Уже при первых принципиальных отработках появились серьёзные неприятности с подачей нужного количества горючего, которое должно было поступать в камеру сгорания в виде паров, со смесеобразованием, с регулировкой подачи горючего, установлением нужного количества подаваемого горючего и поддержанием фронта пламени.
Сперва в компании Focke-Wulf рассчитывали завершить разработки в течение четырех месяцев, но скоро стало ясно, что эти сроки иллюзорны и нереальны. В следствии инженеры компании сконцентрировались на разработке камеры сгорания, которая имела возможность бы трудиться без испарителя горючего.
В середине августа 1944 года была представлена первая работоспособная модель ПВРД. Эту силовую установку направили в Брауншвейгский НИИ авиации. Но не обращая внимания на то, что начальник группы разработок (Chef der Amtsgruppe «Entwicklung») технического отдела полковник Кнемайер (Oberstleutnant Knemeyer) в письме напомнил о необходимости совершить опробования как возможно стремительнее, эти опробования камеры сгорания не были начаты.
На это была важная обстоятельство: незадолго перед изготовлением первого работоспособного примера ПВРД бомбардировщики союзников нанесли удар по химическому комбинату Leuna-Werke, создававшему нужный для опробований пропан. Завод был серьёзно поврежден и о стремительном восстановлении производства пропана на нем не могло быть и речи.
Затем в середине сентября врач Пабст внес предложение проводить опробования, применяя в качестве горючего водород. Монтаж двухсот баллонов с водородом в испытательном центре Люфтваффе в Ораниенбурге (Oranienburg) растянулся на месяцы. Лишь в последних числах Января 1945 года, в то время, когда было установлено всё нужное для исполнения измерений оборудование и совершена сборка силовой установки, были выполнены измерения сопротивления обшивки неработающего ПВРД.
В середине февраля произошло создавать измерения величины тяги трудящейся силовой установки. При расходе воздуха 0,705 кг/с скорость газов на выходе из сопла составляла 352 м/с, что соответствовало расчетным данным. (Рис. 4).
Рис. 4. ПВРД, созданный компанией Focke-Wulf
В декабре 1944 года по заказу главного руководства ВВС (степень срочности «DE») предусматривалось изготовить четыре предсерийных прямоточных воздушно-реактивных двигателя, каковые возможно было бы применять на самолётах. Изучения в рамках этого заказа должны были вестись до конца августа 1945 года, но по окончании того как войска соперника заняли Брауншвейг и Бад-Айльзен, эти опробования закончились.
Позднее, в то время, когда между союзниками по Антигитлеровской коалиции появились разногласия, изучения, проводившиеся под управлением врача Цобеля и доктора Пабста, были пристально изучены. Союзники оценили их как новаторские и большие. В соответствии с рассекреченным документам эти результаты употреблялись американскими и британскими научно-исследовательским университетами в качестве базы для ведущихся ими изучений.
Захваченные союзниками материалы стали открыто публиковать лишь в 1955 году.
Проекты самолетов с ПВРД
Интенсификация разработки современных замечательных ПВРД вынудила техников и инженеров, трудившихся в проектно-конструкторских бюро германских авиастроительных компаний, заблаговременно перейти к изучению возможностей применения прямоточных воздушно-реактивных двигателей не только в качестве дополнительных силовых установок, но и в качестве главных для истребителей и бомбардировщиков.
Так в первые месяцы 1944 года появилось много храбрых, с аэродинамической точки зрения наблюдающих на большом растоянии вперед проектов, в которых обрисованные выше ПВРД предназначались для обычного продолжительного полёта. (Рис. 5).
Рис. 5. Реактивный бомбардировщик компании Focke-Wulf. Проект создан к 24 июня 1944 года. Сделанный от руки эскиз пребывал в приложениях к проекту
Так как «трубы Лорена» в статическом (неподвижном) положении не создавали тяги, то самолёты с ПВРД должны были сперва взлетать и разгоняться до создающей избыток тяги скорости (приблизительно 150-180 м/с) с применением иных силовых установок. Благодаря данной неприятности, казавшейся им чуть ли разрешимой, инженеры-проектировщики вычисляли себя поставленными в непростое положение. Всё более тяжелое положение Германии и очень сжатые сроки, отпущенные на разработку, не разрешали им отыскать приемлемое в военных условиях ответ.
Так, к примеру, был предложен вариант запуска истребителя-бомбардировщика при помощи сцепки Mistel. Достигнув высоты в 12 000 метров, самолет с ПВРД должен был отсоединяться от собственного носителя и после этого в пикировании собрать скорость около 800 км/ч и запустить силовую установку. Само собой разумеется, подобная методика взлёта была вероятна, равно как был вероятен взлет при помощи стартовых ускорителей.
Но издержки по разработке, техническому обслуживанию и изготовлению двух разных по конструкции силовых установок, применявших разные сорта горючего, были через чур высоки и потребовали бы довольно много времени. Благодаря этого подобный вариант всерьёз не рассматривался.
Проект истребителя с вращающимся крылом (Triebflugel) компании Focke-Wulf
Весной 1944 года в компании Focke-Wulf был создан проект истребителя с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, что многие эксперты назвали «Колумбовым яйцом». Конструктор Халем (Halem), инженер Х. Мюльтхопп (H. Multhopp), один из конструкторов истребителя Ta 183, и врач Пабст по окончании рассмотрения разных вариантов заключили , что комбинация силовой установки Лорена и вращающихся крыльев есть хорошим решением для исполнения самолетом взлёта.
ПВРД должны были размещаться на вращающихся с громадной скоростью лопастях крыла и, так, возможно было бы взлетать без применения дополнительной силовой установки. Ротор при запуске прямоточных воздушно-реактивных двигателей предполагалось разгонять при помощи несложного запасного агрегата. Потом воздушное пространство в силовой установке сжимался, и после этого в камеру сгорания подавались пары горючего.
Сразу же по окончании поджигания горючее-воздушной смеси тяга ПВРД сперва была маленькой, но по мере сжимания поступающего в силовую установку горючего тяга должна была сразу же возрастать и уже приблизительно через 60 секунд по окончании запуска разрешила бы самолёту взлететь.
В последних числах Мая 1944 года представления конструкторов получили конкретную форму. Были представлены три предварительных проекта с новой совокупностью силового привода, каковые различались между собой обоюдным размещением крыла и кабины пилота. Эти проекты были подвергнуты первым сравнительным оценкам (Рис.
6).
Рис. 6. Варианты обоюдного размещения вращающегося крыла и кабины пилота в представленном на рассмотрение в середине мая предварительном проекте истребителя с вращающимся крылом и ПВРД, установленными на законцовках его лопастей
У всех трех проектов, имевших приблизительно равные размеры, появились сложности при размещении вращающегося около фюзеляжа крыла, на законцовках лопастей которого были установлены ПВРД. Обстоятельством этому были громадные размеры подшипника. В вариантах «А» и «В» в конструкции самолета должно было учитываться действие действовавших на фюзеляж сил (Rumpfkrafte), а в варианте «C» пушечные стволы должны были быть установлены наклонно относительно оси фюзеляжа.
В варианте «С» присоединение подшипника имело возможность осуществляться к фюзеляжу простой конструкции; в вариантах «А» и «В» требовалось наличие фюзеляжной трубы (Rumpfrohre) с диаметром, достаточным для размещения вращающегося крыла. Такое техническое ответ не являлось недочётом, потому, что труба фюзеляжа являлась главным несущим элементом конструкции и для самолётов с вращающимся крылом такая компоновка должна была быть весьма успешной.
Удар о поверхность почвы при посадке самолёта через главное шасси имел возможность бы передаваться прямо на фюзеляж, потом на трубу и на расположенные около нее топливные баки. Так, внешняя обшивка представляла собой лишь обтекатель. Заливку топливных баков возможно было делать в малейшие сроки.
Протектированные топливные баки защищали фюзеляжную трубу и размещавшиеся в фюзеляжа приводы стоек шасси и совокупность управления от повреждений, наносимых огнем соперника. Так, фюзеляжная труба была несложным конструктивным элементом, с легкой возможностью совершить расчеты нужных размеров и выполнить опробования взятой модели.
С позиций размещения нужного для истребителя оружия, оптимальным представлялся вариант «А», потому, что он разрешал разместить пушки наилучшим образом. В носовой части самолета предполагалось разместить по две пушки MK-103 и MG-151 либо четыре пушки MG-213 с соответствующим боезапасом. Оружие, коробки и лафеты с боезапасом размешались между герметичной кабиной пилота и вращающимся крылом.
Так, всё оружие размешалось ближе к оси самолета и к нему обеспечивался эргономичный доступ. Наряду с этим на скорострельность не воздействовали вращающиеся лопасти крыла, и пилоту обеспечивался хороший обзор.
У варианта «В» кабина пилота размешалась со смещением на большом растоянии назад, и исходя из этого обзор был существенно хуже. У варианта «С» оружие размешалось бы менее удачно, чем у вариантов «А» и «В». В данном варианте пушка имела возможность размещаться в коке/обтекателе лопастей крыла, почему снимать и устанавливать на самолёт оружие было бы сложно.
Так как свободное пространство в варианте «С» размешалось бы в задней части корпуса, то отсек с оружием в этом случае должен был быть смещен на большом растоянии назад и установленное в нем оружие должно было стрелять вне территории ометания лопастей крыла, т.е. с наклоном относительно оси самолета. В этом случае вести прицельный пламя было бы весьма затруднительно.
устойчивости вопросов самолёта и Исследования аэродинамики, в первую очередь при вертикальном понижении, показали однозначное преимущество варианта «А», у которого лопасти с установленными на их законцовках ПВРД размешались на 37 % длины фюзеляжа. Со своей стороны у варианта «В» лопасти крыла, за которыми пребывала кабина пилота, размешались на 30 % длины, а у варианта «С» крыло размешалось в носовой части фюзеляжа.
Выбор размещения шасси для самолета столь нетрадиционной компоновки был кроме этого необыкновенным. В задней части фюзеляжа на линии продольной оси самолета конструкторы предусмотрели установку главной стойки шасси и четырех маленьких дополнительных амортизационных телескопических стоек, размещавшихся на законцовках крестообразного хвостового оперения.
Эти дополнительные стойки должны были выдвигаться при нахождении самолета на аэропорте и при перемещении по взлетно-посадочной полосе (Рис. 7).
Рис. 7. Размещение шасси у истребителя с вращающимся крылом
Колесо главной стойки шасси в выдвинутом состоянии выступало на 50 см перед колесами дополнительных стоек шасси. При посадке поверхности почвы касалось сперва главное колесо, и стойка главного шасси принимала на себя всю нагрузку. Под действием данной нагрузки стойка главного шасси проседала, по окончании чего почвы касались четыре колеса дополнительных стоек шасси. Движение этих четырех стоек дополнительного шасси был равен всего 20 см.
Так, главное шасси служило при посадке самолета, а дополнительные употреблялись при рулежке самолета по поверхности аэропорта. Благодаря таковой конструкции ударная нагрузка при посадке передавалась прямо на трубу фюзеляжа, что предотвращало громадные колебания корпуса довольно продольной оси.
Из-за однозначных преимуществ варианта «А», распознанных в следствии анализа компоновок, именно он лег в базу проекта истребителя с вращающимся крылом, представленного компанией Focke-Wulf на рассмотрение планового отдела Имперского научно-исследовательского совета (Reichsforschungsrat) 15 сентября 1944 года (Рис. 8, 9).
Рис. 8. Внешний вид проекта, представленного в сентябре. Уникальные чертежи
Рис. 9. Схемы созданного компанией Focke-Wulf проекта истребителя с вращающимся крылом
Как уже сообщалось, из-за затянувшихся испытаний и исследований прямоточных воздушно-реактивных двигателей, до окончания войны этот проект не был закончен.
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАТЕРИСТИКИ
«Тайные документы. Лишь для высшего руководства»
Истребитель с вращающимся силовой установкой и крылом Лорена
Неспециализированные эти
|
Назначение: |
одноместный истребитель с герметичной кабиной |
|
Конструкция: |
с вращающимся силовой установкой и крылом Лорена |
|
Прочность: |
nA = 6 при полётном весе G = 5,175 тысячь киллограм |
|
Силовая установка: |
три дюзы Лорена конструкции компании Focke-Wulf |
|
Размеры: |
|
|
площадь лопасти вращающегося крыла: F = 16,5 м? |
|
|
площадь территории ометания лопастей вращающегося крыла: Fp = 80 м? |
|
|
добрая половина размаха крыла: b/2 = 5 м |
|
|
относительное удлинение крыла: Λ = 9,1 |
|
|
площадь вертикального оперения: Fs = 5 м? |
|
|
площадь горизонтального оперения: Fh = 5 м? |
|
|
громаднейшая протяженность: L = 9,15 м |
|
|
громаднейшая ширина: B = 11,5 м |
|
|
большая удельная нагрузка на несущую поверхность: G/Fmax = 314 кг/м? |
|
|
минимальная удельная нагрузка на несущую поверхность: G/Fmin = 212 кг/м? |
|
|
Экипаж: |
1 человек |
|
Полетный вес: |
|
|
большой взлетный: Gmax = 5,175 тысячь киллограм |
|
|
минимальный посадочный: Gmin = 3,5 тысячь киллограм |
|
|
Шасси: |
|
|
одна главная стойка шасси с колесом размером 760?260 мм |
|
|
четыре вспомогательные стойки шасси с колесами размером 380?150 мм |
|
|
Вспомогательное взлётно-посадочное устройство: |
три силовых установки Вальтера с тягой по 300 кг любая, установленные в соплах дюз Лорена |
|
Топливная совокупность: |
суммарный вес горючего, находящегося в протектированных топливных баках – 1500 кг |
|
Оружие: |
|
|
две 30-мм автоматические пушки МК-103 с боекомплектом по 100 снарядов на ствол |
|
|
две 20-мм автоматические пушки MG-151 с боекомплектом по 250 снарядов на ствол |
|
|
Бронирование: |
простое для истребителей, защищающее от обстрела спереди под углом в 10° |
|
Скорость полета: |
|
|
на уровне моря: 1000 км/ч |
|
|
на высоте 7 км: 900 км/ч |
|
|
на высоте 11 км: 840 км/ч |
|
|
на высоте 14 км: 840 км/ч |
|
|
Скороподъёмность: |
|
|
на уровне моря: 125 м/с |
|
|
на высоте 7 км: 50 м/с |
|
|
на высоте 11 км: 20 м/с |
|
|
на высоте 14 км: 7 м/с |
|
|
на высоте 15 км: 2 м/с |
|
|
на высоте 15,5 км: 0 м/с |
|
|
Время комплекта высоты: |
|
|
1 км: 8,2 с |
|
|
2 км: 16,8 с |
|
|
4 км: 39,5 с |
|
|
8 км: 1,8 мин |
|
|
12 км: 4,5 мин |
|
|
14 км: 7,4 мин |
|
|
15 км: 11,5 мин |
|
|
Дальность полёта: |
|
|
на уровне моря: 650 км при экономической скорости Vr = 925 км/ч |
|
|
на высоте 4 км: 900 км при экономической скорости Vr = 870 км/ч |
|
|
на высоте 8 км: 1300 км при экономической скорости Vr = 800 км/ч |
|
|
на высоте 12 км: 2000 км при экономической скорости Vr = 725 км/ч |
|
|
на высоте 14 км: 2400 км при экономической скорости Vr = 625 км/ч |
|
|
Длительность полёта: |
|
|
на уровне моря: 0,7 ч при экономической скорости Vr = 925 км/ч |
|
|
на высоте 4 км: 1,0 ч при экономической скорости Vr = 870 км/ч |
|
|
на высоте 8 км: 1,5 ч при экономической скорости Vr = 800 км/ч |
|
|
на высоте 12 км: 2,6 ч при экономической скорости Vr = 725 км/ч |
|
|
на высоте 14 км: 3,4 ч при экономической скорости Vr = 625 км/ч |
|
|
Расход горючего при комплекте высоты: |
|
|
4 км: 80 кг |
|
|
8 км: 170 кг |
|
|
12 км: 260 кг |
|
|
14 км: 340 кг |
|
Весовые эти: |
||
|
фюзеляж: 475 кг |
||
|
главное шасси: 250 кг |
||
|
дополнительное шасси: 225 кг |
||
|
совокупность управления: 60 кг |
||
|
крыло: 575 кг |
||
|
силовая установка Лорена: 240 кг |
||
|
крепёжные элементы: 125 кг |
||
|
протектированные топливные баки: 250 кг |
||
|
набор неизменно находящегося на борту самолёта оборудования: 225 кг |
||
|
бронирование: 175 кг |
||
|
оружие (2?30-мм МК-103 и 2?20-мм MG-151): 500 кг |
||
|
вес снаряженного самолёта: 3200 кг |
3200 кг |
|
|
горючее для силовых установок Лоренa: 1500 кг |
||
|
горючее для силовых установок Вальтерa: 90 кг |
||
|
боекомплект к пушкам МК-103 (200 снарядов): 170 кг |
||
|
боекомплект к пушкам MG-151 (500 снарядов): 115 кг |
||
|
вес пилота: 100 кг |
||
|
неспециализированный вес нагрузки: 1975 кг |
1975 кг |
|
|
взлётный вес: 5175 кг |
5175 кг |
Бад-Айльзен, 15.9.1944 года. Подпись:
Источники:
Entwicklungsprotokolle und Schriftwechsel zum Lorin-Antrieb: Focke-Wulf GmbH, Deutsche Forschungsanstalt fur Segelflug (DFS) Ainring, Luftfahrt-Forschungsanstalt (LFA) Braunschweig, Kaiser Wilhelm Institut fur Stromungsforschung (KWI/AVA) Gottingen, Oberkommando der Luftwaffe (OKL). Ferner Voruntersuchungen zum Entwurf eines Triebflugel-Jagers mit Lorin-Dusenantrieb der Focke-Wulf GmbH vom 12. Juli, 15.
Sept., 4. Okt. und 12. Okt. 1944.
схемы и Чертежи из собрания автора
источник: Manfred Boehme «Focke-Wulf Triebflugeljager mit Staustrahlantrieb» // Luftfahrt International 12-1980, c. 511–515
Экономика на пальцах. Как раскрепостить белорусский бизнес
Увлекательные записи:
Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны:
-
Последний поршневой истребитель эмиля девуатина. проект истребителя hispano-suiza hs-50. испания
Предисловие редакции: В первой половине 40-ых годов двадцатого века в Испании Эмиль Девуатин собирался создать истребитель, что стал бы предстоящим…
-
Ночные загадки марселя дассо. часть 3. проект ночного истребителя dassault mystere iv c
В конце 1952 года проект оснащенного двигателем Vulcain всепогодного истребителя Super-Mystere отошел в прошлое. Связано это было прежде всего с…
-
Альтернативные истребители saab j 27. швеция
Этот материал из серии моделей отечественного германского коллеги dizzyfugu был мной переведен и существенно переработан. Желаю выразить громадную…
-
Ночные загадки марселя дассо. часть 2. опытный истребитель dassault md 453 mystere iii n. франция
Разработка ночного истребителя с применением опыта, накопленного на протяжении работ по проекту MD 451, была разрешена в июле 1951 года подписанием…
-
Через десятилетие по окончании окончания Второй мировой намерения ВМФ Франции (Marine Nationale) относительно постройки авианосцев казались не до конца…
-
Проект палубного истребителя supermarine type 543. великобритания
Этот материал выкладывается на сайт в продолжение темы, поднятой в статье глубокоуважаемого коллеги p_d_m «Эластичная палуба. Часть 1». Самые ранние…