Поплавковый do 217. знакомство с морским пикирующим бомбардировщиком

Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF. Перевод был выполнен в июле 2014 года.

Только нехорошие результаты совершённых в 1936/1937-х годах опробований, на протяжении которых с громадных высот производились бомбардировки судов-целей, стали обстоятельством, в результате которой в осеннюю пору 1937 года генштаб Luftwaffe и инспектор морской авиации при главнокомандующем Kriegsmarine полковник Кёлер (Coeler), являвшийся так же персональным советником главнокому Kriegsmarine, приступили к поискам соответствующих ответов, каковые разрешили бы удачно решить появившуюся проблему. Наряду с этим вспоминали о более ранних американских попытках атаковать корабли-цели и расположенных где-либо на суше точечных целей, на протяжении которых бомбовые удары наносились в практически вертикальном пикировании. Совершённые дополнительные опробования по нанесению аналогичных ударов одномоторными бомбардировщиками Ju 87 разрешили взять большое повышение количества попаданий.

Но, во-первых, Ju 87 был сухопутным самолётом, а во-вторых, он не был запланирован на нанесение ударов по целям, пребывающим на громадном расстоянии от аэропортов базирования. Руководство ВМС захотело применять для нанесения аналогичных ударов более большие гидросамолёты, владевшие большей дальностью и мощным вооружением полёта.

Компании Blohm Voss, Dornier, Heinkel и Junkers взяли распоряжение технического департамента RLM на разработку морской пикирующего бомбардировщика («Stuka See»). Чтобы уменьшить и ускорить разработку было решено доработать уже имеющиеся самолёты. В будущем при помощи имеющихся в моём архиве документов будет поведано, как велись разработки по созданию морской пикирующего бомбардировщика.

В заключении будет дано чертежи проекта и оригинальное описание Dornier P-85 (Do 217 W).

В письме (L.In.8, B.-Nr. 84/38 g.Kdos.) инспекцией ВВС (Luftwaffeninspektion), выпущенном 5 февраля 1938 года и направленном в своевременный отдел (Genst.1.Abt.) генштаба Luftwaffe, была указана необходимость разработки для морской авиации самолёта нового типа.

Исходным материалом послужили уже вышеупомянутые очень нехорошие результаты совершённых в 1936/1937-х годах опробований, на протяжении которых с громадных высот производились бомбардировки судов-целей. Бомбардировку корабля-цели «Цяринген» («Zahringen») проводили подразделение морской авиации, учебная эскадра «Грейфсвальд» (Greifswald) и пилоты подразделения «Е» испытательного центра Травемюнде (Travemunde).

На протяжении учебного бомбометания корабль-цель двигался с малой скоростью, и потому имел возможность делать только незначительные маневры уклонения. Из-за низкой скорости корабля-цели в него было относительно легко добиться попаданий. Эти условия были намного более несложными чем те каковые имели бы место на протяжении настоящих военных действий, в то время, когда суда соперника двигались бы на громадной скорости и применяли для защиты зенитную артиллерию.

На протяжении учебного бомбометания, которое велось самолётами в горизонтальном полёте, была взята точность попаданий от 1 до 2%. Такие показатели конкретно оценивались, как низкие и потому подобные способы нанесения ударов по точечным целям и кораблям соперника были признаны неприемлемыми.

Имевшееся в то время бомбардировочные прицелы не разрешали наносить более правильные удары, и было как мы знаем, что в обозримое время эту проблему не удастся дать добро. К тому же сверхтяжелые погодные условия Северного и Балтийского морей и в водах, прилегающих к Английским островам, снижали тактическую возможность нанесения аналогичных ударов до минимума.

Еще во второй половине 30-ых годов XX века по заказу отдела L.ln.8 технического департамента RLM были совершены опробования по нанесению ударов учебной эскадрой «Грейфсвальд» по тому же кораблю-цели «Цяринген» на участке перед бухтой Тромпер (Tromper Wiek) и пилотами подразделения «E» испытательного центра Travemunde на участках перед островом Зильт (Sylt) и в Кильской бухте. В данных случаях удары наносились в пикировании одномоторными бомбардировщиками Ju 87, каковые в среднем добились 40% попаданий. Это конкретно доказало явное превосходство пикирующих бомбардировщиков при нанесения ударов по подобным целям.

Разрабатываемый новый самолёт, работы по которому шли под обозначением «Stuka See», должен был употребляться в качестве пикирующего бомбардировщика и морского разведчика, конечно в качестве тяжелого истребителя, талантливого перехватывать над морем самолёты-разведчики соперника.

К самолёту предъявлялись следующие предварительные требования:

двухпоплавковый гидросамолёт;
большая скорость 400 км/ч;
оружие из четырех пулеметов, установленных без движений и стреляющих вперед, и из двух подвижные подвижных пулеметов для защиты задней полусферы;
бомбовая нагрузка 1?500 кг либо 2?250 кг;
дальность полёта 1500 км;
авиационные двигатели с маловысотными нагнетателями;
возможность нанесения бомбовых ударов в пикировании.

В заседании, состоявшемся 6 января 1938 года, участвовал представитель инспекции морской авиации при главнокомандующем Kriegsmarine полковник Кёлер. На протяжении заседания появились вопросы, касавшиеся примерных требований, каковые предъявлялись к чертям «Stuka See».

По окончании заседания компании Dornier, Heinkel и Junkers взяли заказы на исполнение ориентировочных предварительных изучений, целью которых было отработать возможность применения самолётов Do 217, He 115 и Ju 88 в соответствии с указанными выше требованиями. Данные исследований нужно было до начала февраля 1938 года направить в технический департамент RLM.

18 февраля 1938 года в отделе L.ln.8 технического департамента RLM произошло еще одно заседание, на протяжении проведения которого было принято следующее ответ: Do 217 и Ju 88 из-за их высокой посадочной скорости нереально было применять в вариантах гидросамолётов и от их применения было решено отказаться.

В это же время RLM подключило к работам компанию Blohm Voss и предложило ей доработать проект На 140 в качестве морского пикирующего бомбардировщика.

2 марта 1938 года в гамбургском отделении компании компании Blohm Voss и 3 марта 1938 года в компании Heinkel прошли следующие заседания. Обе компании обработали проектную документацию так, дабы прототипы морских многоцелевых самолетов Ha 140 и He 115 соответствовали требованиям нового проекта.

На протяжении семи дней с 12 по 18 марта 1938 года RLM получило от компаний-участников следующие проектные разработки:

• компания Blohm Voss представила проект на базе Ha 140 и новый проект BV P 56;
• компания Dornier представила проект на базе Do 217 – Do P 85;
• компания Heinkel представила проект на базе He 115;
• компания Junkers представила проект на базе Ju 88.

Предварительная перепроверка продемонстрировала превосходство проекта P 56 компании Blohm Voss.

В мае 1938 года своевременный отдел (Genst.1.Abt.) решил применять сухопутный Ju 88 в качестве многоцелевого самолёта, что должен был использоваться для борьбы на море. OKM вычисляло Ju 88 особенно полезным для исполнения боевых задач при ведении военных действий и разведки на морском театре. Но дополнительно нужно было совершить изучения возможности применения этого самолёта в качестве постановщика и торпедоносца мин.

Наряду с этим следовало обеспечить самолёт нужными спасательными средствами для экипажа.

Весной 1938 года руководство ВМФ совершило командно-штабные учения, одним из результатов которых стало сформулирование мнения относительно необходимости применения в составе морской авиации скоростного боевого самолёта, экипаж которого должен был иметь возможность:

a) наносить бомбовые удары по малоразмерным кораблям и точечным целям;
b) наносить удары по западному побережью Британии и Ла-Маншу, делать боевой разведку (главные требования), иметь более высокие летные характеристики и более замечательное оружие, разрешающие попадать вглубь территории соперника на 600 морских миль;
c) делать функции тяжелого истребителя и уничтожать передовые соединения соперника в собственных акватории (вспомогательные задачи);
d) на протяжении проведения разведывательных полётов делать разные задачи вне указанного списка.

Эти требования были изложены в письме руководства ВМФ (1 .Ski. I L Nr.797/38 g.Kdos.) от 6 апреля 1938 года. В примечаниях в замыслу еще раз отмечалось, что бомбовые удары по судам – в случае если метеорологическая обстановка допускает это –следовало наносить лишь с применением пикирующих бомбардировщиков.

В будущем в октябре 1940 года при отработке разных обстановок, где в частях морской авиации использовались гидросамолёты He 115 и BV 138 оказалось, что с передовыми подразделениями флота соперника личные корабельные соединения действенно бороться не могут и оба этих умелых примера самолётов должны были иметь не только достаточно замечательное наступательное оружие, но и нужную для этого более высокую скорость полёта. По данной же причине He 115 и BV 138 не имели возможность делать разведывательные полёты.

В письме ОКМ от 6 апреля 1938 года были установлены окончательные тактические требования к морском пикирующему бомбардировщику:

a) назначение: пикирующий бомбардировщик, разведчик, тяжелый истребитель;
b) регион применения: Северное и Балтийское моря, участки севернее и северо-западнее Английских островов, включая канал Ла-Манш и его западный выход;
c) конструкция: поплавковый гидросамолёт;
d) силовая установка: двухмоторный;
e) экипаж: два человека – наблюдатель и пилот. (от руки приписано 3 человека);
f) скорость: большая – 500 км/ч, крейсерская – 300 км/ч;
g) возможность делать взлёт с поверхности моря при беспокойстве до 3 баллов и делать посадку при беспокойстве до 4 баллов;
h) дальность полёта: 2700 км;
i) оружие: две 2-см автоматические пушки с боекомплектом по 100 снарядов на ствол и два пулемёта с боекомплектом по 1000 патронов на ствол;
j) сбрасываемая нагрузка: одна 500 кг бомба либо две 250 кг бомбы;
k) комплект высоты: максимально высокие характеристики скороподъёмности до рабочей высоты в 6000 метров;
l) желательность обеспечения возможности делать взлёт со сбрасываемой нагрузкой с катапульты;
m) наличие средств связи с дальностью действия до 1500 км, ручного сигнального прожектора, двухствольного сигнального пистолета с боекомплектом и других сигнальных средств;
n) совокупность управления: ручка либо штурвал;
o) средства обеспечения безопасности полета: оборудование для осуществления полётов условиях нехорошей видимости, огнетушить на случай возгорания совокупности подачи горючего;
p) средства защиты: лишь против пожара;
q) аварийно-спасательные средства: аптечка, катастрофический запас продуктов, два линя, якорь;
r) другое оборудование: навигационное оборудование, компас для пилота и второй компас для наблюдателя, сумка с картами, сумка для наблюдателя, рулон писчей бумаги, прибор для замера величины сноса, бортовые часы, высотомер, резервный компас у наблюдателя, строп для запуска с катапульты;
s) последовательность степени важности главных черт: горизонтальная скорость, свойство пикировать, посадочные характеристики, скороподъёмность, взлётные характеристики.

Технический департамент RLM в письменной форме запросил рассмотреть возможность применения самолётов-амфибий, созданных на той же базе, что и вышеописанные самолёты, , если требования пунктов f) и j) для поплавковых самолётов окажутся для недостижимыми.

В будущем руководство ВМФ на случай в случае если самолёты амфибии и поплавковые-самолёты не будут соответствовать предъявляемым к ним требованиям решило проверить вариант применения простого двухмоторного самолёта, что при выходе из строя одного двигателя и по окончании сброса бомбовой нагрузки, имел бы возможность долететь от занимаемой соперником территории до места базирования на высоте 200 метров без утраты высоты и соответствовал бы вышеуказанным требованиям за исключением пунктов c) и g). При аварийной посадки на водную поверхность экипаж должен был иметь возможность без помех подать катастрофический сигнал.

Пожелание обеспечения старта с катапульты было обосновано необходимостью создавать взлёт на побережье при негативных погодных условиях недалеко от авиабазы. Обращение прежде всего идет о авиабазах на побережье Северного моря, где нередки сильное беспокойство, ледоход и образование льда.

15 июня 1938 года из своевременного отдела (Genst.lAbt.) ОКМ было получено письмо (Nr.1173/38 g.Kdos. III), в котором указывалось, что предъявленные требования от разных инстанций отличаются: имели место противоречия между изучениями, каковые проводились по заданию генштаба Luftwaffe и технического департамента RLM. Все эти различия были коротко обобщены в докладе, положения которого должны были послужить для отработки единых требований.

Письмо было датировано 9 августа1938 года, имело пометку начальника технического отдела RLM (Nr. 51/38 LC III g.Kdos.) и было связано с ранее посланным письмом Nr.797/38 от 4 июня 38 года.

I. Принципиальные требования:

1. Скорость, которая предъявлена ОКМ в качестве нужного требования, будет снижена приблизительно на 7%:

– на уровне моря скорость будет равна 415-422 км/ч при полётном весе 9,6-9,7 тысячь киллограм;
– на высоте 4 км скорость будет равна 468-480 км/час при полётном весе 9,6-7,6 тысячь киллограм;
– полный полётный вес будет составлять 9,6 тысячь киллограм;
– полётный вес без бомбовой нагрузки с запасом горючего, достаточным для полёта на экономическом режиме, и с полным боекомплектом будет составлять 7,6 тысячь киллограм.

2. Для самолёта-амфибии предъявленные требования должны быть еще меньше, потому, что двухпоплавковый самолёт если сравнивать с летающей лодкой отличается значительно лучше проработанной аэродинамикой.

3. Использование двухмоторных самолётов, талантливых функционировать с простых аэропортов. При выхода из строя одного из сброса и двигателей бомб самолет, владеющий требуемыми значениями черт, способен возвратиться при полете на малой высоте.

Однако, подача аварийного сигнала по окончании исполнения аварийной посадки на воду была неосуществима. Наряду с этим ожидалось, что при посадке остекленная передняя секция фюзеляжа может сходу заполниться водой либо кроме того разрушиться. Радиостанция при проникновении воды во внутреннюю часть фюзеляжа сразу же выйдет из строя.

Кабина экипажа из-за не подходящего для аналогичных посадок размещения несущих стабилизаторов и плоскостей сразу же окажется заполненной водой.

II. Заключение к требованиям ОКМ (см. выше):

– пункты a/b, касающиеся территорий и вариантов применения, на которых предусматривается использование: разрабатываемый проект предусмотрен для данных целей;
– пункт c) конструкция: двухпоплавковый самолёт со свободнонесущей подвеской поплавков, расположенным за двигателями двухкилевым хвостовым оперением, расположенной по центру гондолой с экипажем, хорошими секторами обстрела установленного на самолёте оборонительного оружия;
– пункт d) двигатели: 2?DB 601 со взлётной мощностью по 1300 л.с. и боевой мощностью на высоте 4 км по 1200 л.с.;
– пункт e) экипаж: предусмотрено данное размещение членов экипажа. Дополнительно на случай применения самолёта в варианте разведчика возможно будет устанавливать четвертое сиденье;
– пункт f) скорость: на высоте 4 километра 468-480 км/ч. Для получения более правильных данных по дальности полёта и величинам скорости для данного самолёта должна быть выяснена рабочая высота полёта;
– пункт g) взлетно-посадочные характеристики: требуемая мореходность для взлёта с поверхности моря при полной нагрузке по возможности должна быть рассмотрена с учетом высокой взлётной мощности силовой соответствующего малого и установки времени, нужного для исполнения взлёта. Самолет должен быть способен делать посадку при беспокойстве моря до четырех баллов со сниженным полётным весом: без бомб и с маленьким числом горючего на борту.
– пункт h) дальность полёта: при требуемой экономической скорости полёта 300 км/ч дальность полета должна быть равна над уровнем моря – 2670 км, на высоте 4 км – 3000км.
– пункт i) оружие: предусмотрена установка следующего стрелкового оружия:
— наступательное оружие: неподвижная установка в передней части фюзеляжа двух 2-см автоматических пушек и двух пулемётов,
— оборонительное оружие: два пулемёта в оборонительных подвижных огневых точках для защиты задней полусферы. Решение всего набора оружия в связи с состоянием разработок и лафетов и производства вооружений еще не представляется вероятным.

Размещение на борту снарядов в указанном выше количестве предусмотрено.

– бомбовая нагрузка) и пункт: предусмотрена возможность размещения одной бомбы весом 500 кг. От варианта бомбовой нагрузки в виде двух 250 кг бомб предположительно нужно будет отказаться из-за применения несложной совокупности подвески бомб;
– пункт k) комплект высоты: скороподъёмность при обычном полётном весе на уровне моря должна быть 7,5 м/с. Рабочий потолок полёта обязан составлять 7,5 км, время комплекта высоты 4000 метров должно составлять 9 мин.
– пункт l) свойство делать взлёт с катапульты: от этого требования направляться отказаться, потому, что возможно гарантирована возможность взлёта с поверхности воды при полной нагрузке при беспокойстве моря в 2 балла. При превышении нагрузки появляются ограничения касающиеся группы 1. Топливные баки при превышении обычной нагрузки, в случае если это технически быть может, должны иметь возможность принимать дополнительный запас горючего;
– пункт m) аппаратура связи: предусмотрена;
– пункт n) совокупность управления: штурвал, возможность лёгкой замены пилота на протяжении полёта;
– пункт o) средства обеспечения безопасности полета: предусмотрено оборудование самолёта всеми нужными устройствами и размещение экипажа для исполнения полёта по устройствам;
– пункт p) средства защиты: сейчас разрабатывается применение защищенных топливных размещение и баков топливных баков в лонжеронах, изготовленных в виде труб.
– пункт q) другое оборудование: на данном самолете предусмотрена установка других оборудования и приборов.

Отличительной изюминкой данного проекта являются хорошие сектора обстрела в направлении хвоста самолёта для подвижных оборонительных огневых точек. Лёгкий доступ к без движений установленному в носовой части оружию и возможность осмотра данного оружия в ходе полёта особенно ответственны.

III. Даты разных этапов разработки самолета данного типа при условии скорейшего начала работ должны быть следующими:

– изготовление макета к весне 1939 года,
– изготовление первого прототипа к весне 1940 года,
– начало серийного производства с весны 1941 года.

Уже 13 августа 1938 года ОКМ направил в штаб своевременного управления Luftwaffe сообщение, в котором указывалось, что технический департамент RLM обращается прося выдать заказ на изготовление нескольких опытных образцов самолётов. Очевидно, что штаб своевременного управления Luftwaffe сперва хотел убедиться в том, что предъявляемые к самолёту требования вправду смогут быть выполнены. Но это решение вероятно было принять не ранее лета 1940 года.

Примечательным тут есть факт того, что данное предложение ОКМ было связано с изображениями, размещёнными в британском издании «The Aeroplane» (Опубликован 1 апреля 1938 года). На данном изображении продемонстрирована амфибия Saunders-Roe Cloud. Было бы ошибочно предполагать, что шасси тут делало лишь запасного роль, потому, что из летающей лодки была сделана амфибия.

ОКМ было заинтересовано в гарантированном применении подразделений морской авиации зимой. Амфибии и другие самолёты подразделений морской авиации должны были дополнительно иметь возможность при образовании на поверхности воды льда делать полёты с сухопутных аэропортов.

На Балтийском море неприятности льдообразования предполагалось преодолеть по большей части подготовкой особых участков водной поверхности очищенных ото усиления и льда прочности поплавков самолётов. Считалось, что этого хватит, и появлявшиеся временами неприятности, так, будут решены. В Северном море неприятность льдообразования была существенно сложнее.

Технический департамент должен был проверить вариант, при котором все самолёты подразделений морской авиации имели возможность бы получить возможность установки на поплавки либо корпуса гидросамолётов колёсного шасси и при образования на поверхности воды льда эти самолёты имели возможность бы делать посадки на простые сухопутные аэропорты.

Под пунктом «Временное оборудование самолётов морской авиации с колёсным шасси» штаб управления военными действиями Luftwaffe 31 августа 1938 года сказал ОКМ, что вне всякого сомнения использование в морской авиации самолётов-амфибий есть наилучшим вариантом, что вероятно осуществить на практике. Однако, техническая реализуемость данного предложения претерпела бы неудачу от того, что:

a) принципиальная применимость конструкции самолета-амфибии к двухпоплавковым самолетам была технически малореализуемой. Это касалось как бортовых разведчиков He 60, He 114 и Ar 196, так и многоцелевых самолётов морской авиации He 59 и BV 138.
b) разработка морских самолётов-разведчиков на базе Do 18 до BV 138 привела бы к такому повышению взлётного веса, что их изготовление в вариантах самолётов-амфибий стало бы неосуществимым.

Попытка доработать уже имеющиеся самолёты морской авиации и оборудовать их поплавками (позднее особыми ледовыми поплавками), каковые разрешали бы делать посадки в портах, водная поверхность которых была покрыта льдом, были ответом, которое разрешало бы добиться желаемого результата.

В октябре 1939 года Технический департамент сказал всем заинтересованным инстанциям о том, что разработка проекта «Stuka немного» приостановлена и от постройки опытного образца данного самолёта решено отказаться.

Окончательное распоряжение и так полное прекращение работ по созданию морского пикирующего бомбардировщика было сообщено в письме Genst.1.Abt. Nr. 3598/38 g.Kdos.(III) от 6 октября 1939 года. Обоснование прекращения работ по данной теме было следующим:

Требования по разработке боевых самолётов морской авиации пересмотрены по причине того, что:

по сообщению отдела LC 7 (основной штабной инженер Райденбах [Hauptstabsing. Reidenbach]) в октябре 1938 года разработки, каковые велись по данной теме потребовали привлечения больших ресурсов что не разрешало полностью вести работы по вторым темам;
результаты совершённых изучений продемонстрировали, что предъявляемые требования сложно обеспечить полностью;
в рамках программы развития ВВС, на которой господин фельдмаршал Геринг распорядился сконцентрировать все усилия, боевой самолёт, талантливый делать над морем задачи истребителя, разведчика и пикирующего бомбардировщика, не предусмотрен;
господин фельдмаршал Геринг приказал, что работы по созданию самолётов морской авиации должны быть сконцентрированы на громадных летательных аппаратах с экстремально вооружением и большой дальностью полёта, талантливым бороться с судами соперника.

В заключении направляться заявить, что, быть может, воображают интерес замыслы постройки компанией Dornier двух прототипов (V1 иV2) поплавкового гидросамолета Do 217 W. Для созданья V1 требовалось RM 285100, для его постройки RM 453200 и еще RM 405500 нужно было затратить на постройку Do 217 W V2. Осмотр макета данного варианта самолёта был запланирован на 18 июля 1939 года.

Вследствие этого я желал бы внести некое уточнение. В издании «Flieger», выпуск 06/1979, в статье под заголовком «Dornier P-85» сказано следующее:

«Компания Dornier предлагала RLM как вероятный вариант, реализовать Японии разработки по проекту P-85. Сейчас (1938 год) проект Do 217 еще не был полностью готов и наряду с этим еще не было разрешения реализовывать эти по этому самолету за предел».

Помимо этого, на эскизах, каковые отсутствуют в уникальных документах, представленных в статье издания «Flieger», поплавковый вариант Do 217 должен был взять два двигателя воздушного охлаждения BMW-801. Но дело в том, что двигатели типа BMW-801 не предусматривалось устанавливать на поплавковых предположениях Do 217 и к тому же в то время о возможности установки двигателей данного типа еще не могло быть и речи.

ПРИЛОЖЕНИЕ

Техническое описание

№ 1325

Дата: 8.03.1938 года

Двухмоторный цельнометаллический самолёт Dornier

морской пикирующий бомбардировщик Do P 85

с силовыми установками DB-601 C, редукция 1,88/1

Гостайна!

Выполнять требования по режиму секретности!

Содержание:

данное техническое описание содержит:

8 страниц и

7 приложений.

Приложение 1, лист 1

Главные размеры № 170

Морской пикирующий бомбардировщик

Do P 85 (Do-217 с поплавками)

Силовая установка: 2?DB-601 C

1) Разное:

Расчетный вес: 10000 кг

Категория: пикирующий бомбардировщик

Норма прочности: требуемая несколько II с 0-8,5 т

Большая протяженность: 16,4 м

Большая ширина: 19,0 м

Большая высота, включая воздушные винты: 5,55 м

2) Количество мест:

Пилот: 1

Радист-стрелок: 1

Стрелок: 1

3) Несущие плоскости:

Размах крыла: 19 м

Большая протяженность хорды крыла: 4,1 м

Площадь крыла, включая элероны: 57 м?

Стреловидность крыла у корня: 4°

Стреловидность крыла у законцовок: 4°

V-образный угол установки крыла по задней кромке: 2°20

4) Поплавки:

Расстояние между поплавками: 5,8 м

Большая протяженность: 10,15 м

Большая ширина: 1,28 м

Большая высота: 1,25 м

Количество поплавков: 2?8100 л

Угол поплавка у редана: 140°

Приложение 1, лист 2

5) Хвостовое оперение:

Площадь горизонтального оперения с компенсаторами: 9,44 м?

Площадь вертикального оперения с компенсаторами: 4,72 м?

Площадь элеронов с компенсаторами: ≈4,16 м?

Площадь посадочных щитков с разгружающими поверхностями: ≈4,4 м?

6) Воздушные винты:

Выполнение винта: с регулировкой шага

Диаметр винта обычный: 4 м

Диаметр винта максимальный: 4 м

Количество лопастей: 3

Материал: металл

Тип винта: VDM

7) Топливная совокупность:

Количество топливных баков: 4

Количество воздуха, помещающийся в топливные баки: 2200 л

Практический количество топливных баков, подлежащий заполнению горючим: 2200 л

Установка топливных баков: встроенные

Материал, из которых изготовлены топливные баки:

2 бака из коттонида,

2 бака мягкие.

8) Совокупность смазки:

Количество воздуха, вмещающийся в масляные баки: 240 л

Практический количество масляных баков: 190 л

Установка масляных баков: встроенные

Материал, из которых изготовлены масляные баки: коттонид

Manzell, 17.02.1938 год

Т 101-Hd/Sch

2 подписи

I Общее

1. Выполнение:

свободнонесущий цельнометаллический высокоплан

2. Прочность:

В соответствии с обговоренными 22.01.1938 года данными, касающимися нагрузки для пикирующего бомбардировщика, предел прочности при полётном весе 9000 кг:

n?j=5,5/1,8=9,9

Т 202

подпись

II Конструкция

1. Фюзеляж:

Фюзеляж как у Do-217 с учетом необходимости размещения на борту выполнения ряда и необходимого оборудования нужных трансформаций.

Фюзеляж складывается из трех частей: до шпангоута 10/11 находится передняя секция, до шпангоута 2/3 съёмная всецело прозрачная кабина, до шпангоута 16/17 находится средняя секция, воображающая собой единое целое со средней частью крыла, и несущая задняя часть фюзеляжа на которой находится так же и часть средней части крыльев.

Подобное выполнение фюзеляжа упрощает изготовление и снабжает возможность транспортировки по автомобильным и железным дорогам.

Экипаж, складывающийся из трех человек, размещается в передней секции фюзеляжа перед 11-м шпангоутом как возможно ближе друг к другу с учетом обеспечения свободного перемещения.

Остекление кабины пилота выполнено из стекла, которое при повреждениях не даёт осколков.

На левой стороне для пилота смонтировано приспособление, разрешающее осуществлять регулировку по длине и высоте установленного на шлицах сидения пилота.

В нижней части приборной доски перед сиденьем пилота смонтирована точка подключения к совокупности радиопеленгатора. Оборудование для обслуживания радиопеленгатора установлено на потолке кабины пилота.

В распоряжении пилота находятся четыре без движений установленные огневых точки: две2 пушки MG-204 калибра 20 мм и 2 пулемёта MG-17 калибра 7,92 мм. Боекомплект для пушек по 200 снарядов на ствол, боекомплект для пулемётов по 500 снарядов на ствол.

К данному оружию имеется эргономичный доступ. Вместо пушек MG-204 вероятна установка MG-151 либо MG FF.

Слева от сидения пилота расположен рычаг регулировки оборотов силовой установки и аппаратура совокупности пожаротушения.

Тумблеры топливной совокупности, рычаги для ручного привода совокупности подачи горючего, регулировки забора радиатора и регулировки воздуха совокупности охлаждения двигателей расположены за сиденьем пилота не левой стенке кабины в особом едином блоке.

Под этим блоком расположен пенал для полётных карт.

Справа между шпангоутами 8 и 9 на стенке закреплено складывающееся сиденье наблюдателя.

На левой стенке кабины закреплены радиостанции. На правой стенке закреплены коробки с аккумуляторными батареями, пеленгатор, электрические тумблеры и оба аккумулятора. Потом позади сверху и снизу находятся подвижные огневые точки, в каждой из которых расположено по одному пулемёту MG-15.

Стрелок-радист сидит спиной к направлению полёта, имеет возможность обслуживать верхнюю оборонительную точку и вести переговоры при помощи радиостанции. В кабину пилота и в кабину стрелка-радиста возможно попасть сверху через раскрывающийся фонарь между шпангоутами 9 и 10. Встать в верхнюю часть фюзеляжа возможно при помощи особых скоб установленных на обоих консолях крыла.

Помимо этого в нижней части фюзеляжа между шпангоутами 7 и 9 находится еще 1 люк со сбрасываемой крышкой.

Между шпангоутами 11 и 12 находится особое спасательное оборудование нужное экипажу при аварийной посадке на воду. Между шпангоутами 12 и 15 находится бомбоотсек, в котором на бомбодержателях возможно подвешивать 1 бомбу весом 500 кг либо 2 бомбы весом по 250 кг. При монтаже в бомбоотсеке особого держателя имеется возможность подвешивать 8 бомб весом по 50 кг.

За шпангоутом 15 находится кормовая секция фюзеляжа, в которой расположен компас, аптечка, оборудование и преобразователь радиостанций для слепого полёта. Между шпангоутами 14 и 15 и между шпангоутами 17 и 18 на верхней части фюзеляжа находятся особые углубления, при помощи которых члены экипажа имеют возможность встать в кабину.

2. Поплавки:

Любой из поплавков имеет количество приблизительно 8100 литров.

Поплавки в целях обеспечения герметичности снабжены особыми перегородками.

Для осмотра каждого из изолированных отсеков поплавков имеются герметично закрываемые люки.

В каждом из поплавков расположено по одному мягкому резиновому, изготовленному из материала Buna, топливному баку количеством по 550 литров.

3. Хвостовое оперение:

Хвостовое оперение выполнено такими же как и у Do-217.

4. Совокупность управления:

Раздельная. Курсовое управление компании Siemens K4U.

5. Несущие плоскости:

Как у Do-217. Трансформации, внесённые в конструкцию, разрешают вместо колёсного шасси устанавливать поплавки.

Профиль с постоянной точкой приложения сил. Тормозные щитки на нижней поверхности крыла. Противообледенительная совокупность на передней кромке крыльев. Соединения секций крыла выполнены вне моторных гондол. Средняя секция крыла выполнена как единое целое с фюзеляжем.

Внешние секции крыла съёмные.

Выбранное разделение и исполнение крыла даёт последовательность преимуществ:

При повреждений съёмные внешние секции крыльев разрешают легко создавать ремонт и замену.

Упрощается изготовление.

Упрощается сборка, потому, что поплавки крепятся к неразъёмным элементам конструкции самолёта.

Имеется возможность располагать для хранения на относительно маленьком пространстве большее количество самолётов, у которых демонтированы внешние секции крыла. При необходимости внешние секции крыла возможно скоро установить на самолёты.

Имеется возможность транспортировки частично разобранных самолётов по металлическим и трассам .

III Силовая установка

1. Размещение:

Расстояние между моторными гондолами образовывает 5,8 м.

2. Характеристики:

Двигатели DB-601 G с понижающим редуктором , редукция 1,88/1. В целях улучшения условий полёта в обычных условиях и при полёте с одним неработающим двигателем нужно, дабы направления вращения воздушных винтов были противоположными.

Взлётная мощность 1300 л.с.

Большая мощность, развиваемая на уровне почвы в течение пяти мин., 1200 л.с.

Большая мощность, развиваемая высоте 500 м в течение пяти мин., с учетом набегающего потока воздуха 1230 л.с.

3. Моторные гондолы:

Несущая рама двигателя и все соединительные разъёмы силовой установки, установленные на противопожарной перегородке, выполнены так, что при необходимости имеется возможность устанавливать на самолёт разные модификации как DB-601, так и Jumo-211.

Незначительные трансформации разрешат в будущем устанавливать и силовые установки с двигателями воздушного охлаждения.

4. Управление силовой установкой:

Рычаг подачи газа и рычаг привода совокупности пожаротушения установлены в кабине пилота на левой стенке кабины.

В том месте же на левой стенке кабины сзади пилота установлены рычаг ручного привода топливного насоса, регулятор потока воздуха забираемого для силовых установок и регулятор совокупности охлаждения.

5. Совокупность запуска двигателя:

Запуск производится стартером Bosch-Eclipse либо вручную.

6. Топливная совокупность:

В крыле расположены два защищенных топливных бака ёмкостью по 550 литров.

Топливные баки в целях поставок и упрощения производства, взаимозаменяемы.

В каждом из поплавков расположено по 1 мягкому резиновому, изготовленному из материала Buna, топливному баку количеством по 550 литров.

Горючее к двигателям поступает из соединённых между собой расходных топливных баков, установленных в передней части крыла.

Количества масла для силовой установки, заливаемого в масляные баки, зависят от количества горючего, заливаемого в топливные баки для исполнения тех либо иных задач.

7. Совокупность смазки:

В крыле расположены два защищенных топливных бака ёмкостью по 120 литров, в каковые заливается по 95 литров моторного масла.

Масляные баки в целях поставок и упрощения производства, взаимозаменяемы.

8. Совокупность охлаждения:

водяная.

9. Выхлопная совокупность:

выхлопной коллектор.

В целях применения реактивной тяги выхлопных коллекторов силовой установки были совершены соответствующие изучения.

10. Воздушные винты:

Два воздушных винта компании VDM с диаметром 4 метра и с регулируемым шагом лопастей.

В целях улучшения лётных черт нужно применение воздушных винтов с противоположным вращением.

Do P 85-01

Лётные характеристики

А) Предварительное замечание:

При расчёте лётных черт за базу для исполнения расчетов принимались следующие эти:

1. Размеры: эти забраны из чертежей неспециализированного вида проекта Do P 85-01.

2. Весовые нагрузки: в соответствии с страницы с соответствующими данными № 866.

3. Мощность силовой установки: 2?DB-601 G по данным указанным в приложении DB-601/VIII, датированном мартом 1938 года № 9.

Взлётная мощность: 1300 л.с. при 2600 об/мин.

4. Воздушный винт: с регулируемым шагом винта, диаметр 4 м.

Редукция: обороты двигателя/ обороты воздушного винта: 1,88/1.

Скорости

Для определения скоростных показателей за базу возможно принять следующие эти:

а) Главные эти cw (ориентировочные):

b) КПД воздушного винта: 0,83 при частоте вращения 1330 об/мин.

Летные характеристики

Do P 85

(Do-217 с поплавками)

2 ? DB 601 G

шесть единиц оружия, антенна, шахта для антенны, рамка пеленгатора (с обтекателем),

с протектированными топливными баками,

с воздушными винтами с регулируемым шагом.

Летные характеристики вычислены не учитывая реактивной тяги силовой установки.

Сверху-вниз:
скоростные характеристики на высоте 0,5 км при мощности силовой установки 2?1230 л.с.
скоростные характеристики на разных высотах при мощности силовой установки 2?1230 л.с.
скороподъёмность по продолжительном (30 мин) взлётном режиме работы силовой установки (слева).
потолок полёта при скороподъемности 0,5 м/сек. с одним двигателем, трудящимся на режиме большой мощности

Сверху-вниз:
скоростные характеристики на разных высотах при взлётном весе 9710 кг, посадочном 7520 кг, среднем полётном весе 8365 кг с 1650 кг бомб и 500 кг топлива
средний расход горючего при разных мощностях силовой установки на разных скоростях полёта.

Дальность полёта

При допустимой продолжительной мощности силовой установки по А3 предположительный удельный расход горючего при большом дросселировании двигателей на минимальной и прочих высоте :

Показатели оптимальной дальности полёта при самый экономичном режиме работы силовых установок и разных высотах

Нагрузка: 500 кг топлива и 1650 кг бомб

Высота полёта 1500 м

Мощность силовой установки: 2?400 л.с.

Экономическая скорость: 246 км/ч

Оптимальная дальность полёта 2420 км

Высота полёта 4000 м

Мощность силовой установки: 2?450 л.с.

Экономическая скорость: 270 км/ч

Оптимальная дальность полёта 2400 км

посадка и Взлёт (расчетные эти)

Взлёт с громаднейшим полётным весом 9710 кг

Самолет оборудован	посадочными щитками	закрылками Фаулера
Взлётная мощность	2?1300 л.с.	2?1300 л.с.
Протяженность разбега	480 м	320 м
Время, затрачиваемое на взлёт	25 с	20 с
Взлётная скорость	145 км/ч	124 км/ч
Время, затрачиваемое на отрыв от почвы	1,7 с	2,3 с

Посадка при весе 8365 кг

Самолет оборудован	посадочными щитками	закрылками Фаулера
Посадочная скорость	114 км/ч	107 км/ч
Время, затрачиваемое на отрыв от почвы	2,3 с	2,6 с

источник: Theodor Mohr «Do 217 auf Schwimmern» Luftfahrt international 6/1982

Поплавковый do 217. знакомство с морским пикирующим бомбардировщиком

Do-217 с одного ОФ пушки М4

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: