Проект истребителя focke-wulf projekt vii. германия

Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF. Перевод был выполнен в мае 2013 года.
Предисловие

Изучения разных проектов, имевшие цель получить данные о возможности применения реактивных двигателей (см. «Проект истребителя Focke-Wulf Projekt P II. Германия») привели экспертов компании Focke-Wulf к двум окончательным типам самолётов аналогичного класса:

  1. элементы и Фюзеляж совокупности управления образуют единое целое. Разделительный шпангоут и громадный защитный кожух снабжали эргономичный доступ для ремонта и технического обслуживания установленной в фюзеляже силовой установки. Доступ воздуха к силовой установке осуществлялся через отверстие воздухозаборника в носовой оконечности фюзеляжа. Воздушное пространство по трубе за воздухозаборником (труба помимо этого снабжала дополнительную жесткость каркаса) поступал к двигателю. Много проектов этого модельного последовательности в итоге стали причиной созданию Та 183, производство которого предусматривалось осуществлять громадной серией в 1945 году.
  2. Второй последовательность проектов заметно отличался применением двухбалочной компоновкой, выполненной по примеру FW 189. По окончании войны попавшие в руки союзников материалы часто приводили к тому, что имели место неточности в определении типов разрабатывавшихся самолётов. В одном из переведённых материалов на эту тему эти самолёты кроме того считались вариантами предстоящего развития FW 189. Воздушное пространство к силовой установке поступал через два отверстия воздухозаборников, расположенных в корневых частях крыла.

Проект истребителя focke-wulf projekt vii. германия

схемы истребителя Focke-Wulf Projekt VII

Этот проект появился из проекта «Flitzer» с турбореактивным двигателем. Установка этого двигателя разрешила взять совершенные условия для работы силовой установки в условиях эксплуатации самолёта с маленьких либо со запасных аэропортов и в сравнении с начальным вариантом «Flitzer»-а с турбореактивным двигателем HeS 011. Этот проект разрешал взять более маленький разбег при взлёте и пробег при посадке, а тaк же лучшую скороподъёмность на малых высотах.

Проект с турбовинтовым двигателем имел длину разбега на старте всего лишь 360 метров и скороподъёмность на уровне моря 40 м/с. «Flitzer»-у с двигателем HeS 011 требовался разбег в 660 метров, а его скороподъемность на уровне моря составляла 20,5 м/c.

истребитель Focke-Wulf Projekt VII в полете (компьютерная графика)

Описание конструкции A. Неспециализированные эти

Одномоторный истребитель с турбовинтовым двигателем, взявшим обозначение PTL Gerat-021, являлся поменянной версией одномоторного истребителя с дополнительным ракетный двигателем, взявшего ранее обозначение «Flitzer».

Для установки на самолёт силовой установки PTL Gerat-021 нужно было создать часть оборудования и новый фюзеляж с передней стойкой шасси. Главное шасси, конструкции и хвостовое оперение, к каким крепились балки и несущие плоскости с элементами привода и соответствующими приспособлениями совокупности управления, возможно было полностью забрать от ранеe созданного проекта «Flitzer», что пара облегчало задачу для производства и конструкторов.

Летные характеристики истребителя с турбовинтовым двигателем PTL Gerat-021 рассчитывались исходя из необходимости взять машину с максимальными показателями горизонтальной скорости, скороподъёмности, практического потолка, по возможности минимального разбега при старте без применения в качестве вспомогательного ракетного двигателя и превосходящего ранее созданные проекты истребителей с поршневыми и турбореактивными двигателями. Длительность полёта данного варианта приблизительно соответствовала варианту Einsatzfall III при некоем понижении мощности силовой установки.

Особое преимущество давала возможность взять хорошие взлётно-посадочные характеристики без применения реактивного двигателя R-Gerat. Ожидалось взять лучшие посадочные характеристики, чем у ранее разрабатываемых турбореактивных истребителей, потому, что перестановкой воздушного винта на отрицательный угол возможно было взять действенное дополнительное торможение.

На основании этих черт подобный истребитель имел возможность бы употребляться против наземных целей. Кроме этого было вероятно его применение против воздушных целей.

У обрисованного тут истребителя турбовинтовой двигатель размешался раздельно. Турбина находилась в конце средней части фюзеляжа, и нужный для неё воздушное пространство поступал через воздухозаборники, входные отверстия которых размешались в корневых частях крыла. Воздушный винт с редуктором размешались в носовой оконечности фюзеляжа. Подобное размещение силовой установки вытянутой по длине имело следующие преимущества:

  1. В сравнении с простыми турбовинтовыми двигателями в данной случае в зоне оснований винтов отсутствовали утраты от турбулентности и трения воздуха.
  2. Подобное размещение входных отверстий воздухозаборников разрешало взять при относительно маленьких скоростях полёта громадную тягу силовой установки.

Самолёт-среднеплан имел одномоторную силовую установку, свободнонесущее крыло и двухкилевое хвостовое оперение. Вес безлюдного планера составлял 1300 кг. Из них 53% приходились на сталь (690 кг), 43,8% (570 кг) на лёгкие сплавы, 3,07% (40 кг) на другие материалы.

Экипаж складывался из одного пилота, кабина которого была расположена за воздушным винтом.

1 Фюзеляж

Фюзеляж воображал собой пара соединённых между собой секций: носовой оконечности, в которой был установлен винт с понижающим редуктором, задней секций и передней фюзеляжа. Носовая оконечность представляла собой обтекатель воздушного винта.

Передняя секция фюзеляжа простиралась от обтекателя до шпангоута, к которому крепился главной лонжерон, и включала в себя отсек, в котором были расположены редуктор воздушного винта, оружие, боекомплект, носовая стойка шасси, радиостанции и оба топливных бака. Кабина пилота была выполнена герметичной, под ней размещались радиостанции; за кабиной пилота размещались коробки с боекомплектом для установленного в фюзеляже оружия.

Потом сходу за коробками с боекомплектом в направлении хвоста размешались два протектированных топливных бака. Носовая стойка шасси и оружие размещались под полом. Пол, часть и нижняя секция фюзеляжа придававших форму секций снабжали фюзеляжу жесткость.

Шпангоут, к которому крепился главной лонжерон, соединялся при помощи болтов с задней частью фюзеляжа. В задней части фюзеляжа размешался турбовинтовой двигатель PTL-Gerat 021.

Под силовой установкой вблизи шпангоута, где соединялись передняя и задняя части фюзеляжа, размещались коробки с боекомплектом для оружия установленного в крыльях. Боковые стены задней части фюзеляжа представляли собой раму, к которой крепилась силовая установка. Верхняя часть двигателя была закрыта легкосъёмными панелями.

На каждой консоли крыла на расстоянии 1,635 метра от фюзеляжа размешались крепления балок хвостового оперения, выполненных в виде цилиндров длиной 2,15 метра и диаметром 336 мм и присоединённые к каркасу крыла при помощи болтов. Оба этих крепления были взаимозаменяемы. В консолях крыла были расположены по одному клёпаному топливному баку количеством в 156 литра.

В середине каждой из балок проходила труба в которой размешались тросы привода совокупности управления и электропроводка. Балки были выполнены из дюралюминия и в целях защиты внутренней поверхности от коррозии были покрыты лаком.

2 Шасси

Шасси истребителя было выполнено трехстоечным. Колесо передней усиленной стойки шасси имело размеры 560?200 мм, колёса главных стоек шасси имели размеры 740?210 мм.

Носовая стойка шасси выполнена в виде вилки. Стойка шасси скошена вперёд под углом 25 %. Шасси убиралось при помощи гидравлического привода в направлении назад. Выпуск шасси так же выполнялся при помощи гидравлического привода и под действием собственного веса.

Для предотвращения шимми носовой стойки шасси на ней были установлены гидравлические демпферы.

Главные стойки шасси представляли собой двухплечевые рычаги, смонтированные в консолях крыла в (нервюра № 4) балок хвостового оперения.

Стойки шасси убираются в направлении фюзеляжа в ниши крыльев. Из за недочёта места в крыльях для убранного шасси подпружиненная стойка шасси на протяжении уборки проворачивается при помощи эксцентрика, за cчет чего протяженность шасси в убранном состоянии существенно уменьшается. уборка и Выдвигание шасси осуществляются при помощи гидравлического привода.

Створки ниши носового шасси раскрываются принудительно, будучи соединены штангой со стойкой шасси.

Выдвигание стоек главного шасси вероятно без дополнительных створок. Створки ниши шасси крепятся к элементам самого шасси.

3 Отклоняющиеся поверхности

Отклоняющиеся поверхности самолёта складывается из отклоняющиеся поверхностей, расположенных на крыле (закрылки и элероны), и хвостового оперения, складывающегося из горизонтального и вертикального оперений.

a) Отклоняющиеся поверхности крыла

На каждой консоли крыла имелись по два элерона. Внутренний элерон служил в качестве посадочного щитка, снабжавшего лучшие характеристики при приземлении. Оба элерона каждой консоли однообразны по конструкции и взаимозаменяемы.

Большое отклонение элеронов ± 20°. Большое отклонение внутренней пары элеронов в момент приземления составляло 30° с дополнительным приводом в ±5°.

Элероны аэродинамически уравновешены, имеют весовую компенсацию и клинообразные уравновешивающие элементы в передней части. Жесткость передней части обеспечивалась лонжероном, трудящимся на кручение. Поверхность элеронов была обшита полотном.

Для серийных автомобилей предусматривалось изготовление элеронов из дерева.

b) Закрылки/посадочные щитки

На каждой консоли крыла между балками хвостового оперения и фюзеляжем размешались изготовленные из дерева выдвижные посадочные щитки длиной 0,9 метра. Щитки установленные на обеих консолях крыла были взаимозаменяемы. Привод щитков был гидравлический.

Большое отклонение щитков составляло 75°.

Посадочные щитки изготавливались из дерева.

c) Двухбалочное хвостовое оперение

Двухбалочное хвостовое оперение имело расстояние между балками равное 3,2 м. Кили вертикального оперения были связаны между собой стабилизатором.

Для происхождения скачков уплотнения на скоростях с солиднейшими значениями числа Маха конструкция хвостового оперения выполнена в виде симметричного профиля с громаднейшей толщиной в точке расположенной на 40% его длины. Относительная толщина профиля составляла 10%.

Статические нагрузки воспринимались соединением элементов трудящихся на изгиб и на кручение. Их базой являлись передний и задний внешняя обшивка и лонжероны, созданая в форме верхней и нижней секций.

Управляемый стабилизатор возможно было переставлять в полёте в пределах от + 2° до –3° при помощи электрического привода, установленного у переднего лонжерона, являвшегося в этом случае осью вращения. При перестановке стабилизатора упрочнение передаётся и на его задний лонжерон.

Руль высоты был сделан в форме единого элемента с полотняной обшивкой и дюралевым каркасом и имел аэродинамическую балансировку и весовую компенсацию. Рули высоты имело возможность отклоняться от обычного положения в пределах от – 30° до + 20°; отклонение уравновешивающих рулей (Ausgleichsruder) в пределах от + 15° до – 10°.

Суммарная площадь двухкилевого вертикального оперения составляла 2 м?. Взаимозаменяемые кили крепились к стабилизатору при помощи болтовых соединений.

Прочность вертикального оперения обеспечивалось двумя лонжеронами и внешней обшивки выполненной в виде двух секций – верхней и нижней.

Рули направления кроме этого имели аэродинамическую и весовую компенсацию.

Рули направления имели дюралевый каркас и полотняную обшивку. Отклонение рулей направления от обычного положения составляло ± 20°.

4 Совокупность управления

Совокупность управления самолётов в целом включает в себя управление по высоте, боковое, поперечное управление, и управление перестановкой стабилизатора и посадочными щитками.

Управление элеронами и рулём высоты осуществлялось при помощи установленной в кабине пилота на колонке ручке управления. Управление рулями направления выполнялось при помощи педалей. Упрочнение от педалей и штурвала передавалось к аккуратным элементам совокупности управления через штанги и тросы.

Перестановка руля высоты обеспечивалась электроприводом. уборка и Выпуск посадочных щитков производилась при помощи гидравлического привода.

5 Крыло

Размах крыла составлял 8 м, площадь крыла – 17 м?.

Рвение взять как возможно громадную скорость при заданной тяге силовой установки стало обстоятельством, по которой при конструировании самолёта его создатели сделали всё вероятное чтобы скачок уплотнения имел возможность случиться на максимально больших значениях числа Маха. Исходя из этого трапецевидное крыло имелои стреловидность в 23° на линии 25% длины хорд крыла. Крыло имело симметричный профиль с громаднейшей толщиной на 40 % длины хорды крыла.

Задняя кромка крыла имела постоянную стреловидность на всей длине в 15°.

Крыло складывалось из одной внутренней (центроплана) и двух внешних съёмных секций (консоли). Во внутренней секции размещались шасси, отверстия воздухозаборников и крыльевые автоматические пушки. Элементы, при помощи которых крыло крепилась к фюзеляжу, так же размешались в центроплане крыла.

В центроплане крыла размешалась вертикально установленный двутавровый лонжерон, соединённый при помощи клёпки со шпангоутом Н фюзеляжа.

Верхняя сторона крыла представляла собой монококовую конструкцию и соединялась с лонжероном фюзеляжа.

Нижняя часть крыла в качестве характерных элементов конструкции имела вырезы под шасси и оружие.

Шахты воздухозаборников, через каковые воздушное пространство извне поступал в обе полости крыла, имели овалообразную форму и размещались между нервюрами 1 и 3. Каналы обоих воздухозаборников перед главным лонжероном проходили через главную нервюру, после этого по окончании лонжерона оба пара изогнутых канала соединялись в один канал круглого сечения.

Шахты с крылом были выполнены как единый элемент и снабжали его прочность.

Крыло крепилось к фюзеляжу шпангоутом главного лонжерона Н, задним лонжероном; кроме этого при помощи болтовых соединений происходило соединение носка нервюры 1 к фюзеляжу. Для изготовления главных элементов лонжеронов, нескольких нервюр и несущей внешней обшивки употреблялась сталь, для воздухозаборников и защитных кожухов изготавливались из сплава Legal. Изгибы воздуховодов, обшивка и концевые нервюры за задним лонжероном были изготовлены из дюраля.

Консоли крыла представляли собой отдельные секции, крепившиеся при помощи болтов у нервюр 5 к центроплану. Пространство в консолей крыла между нервюрами 6 и 9 воображало собой клёпаный топливный бак емкостью 300 литров.

Имеющиеся места соединения снабжают возможность стремительной замены консолей при повреждения либо разгерметизации крыльевых баков.

Ручки (Handkappe) на были выполнены из дерева и крепились в трех точках.

6 Силовая установка

Силовая установка PTL Gerat 021 создана на базе ранее созданных двигателей компании Daimler-Benz. В отличие от устанавливавшихся на крыле, у данной силовой установки воздушный винт с редуктором были расположены раздельно от самого двигателя и приводились в перемещение при помощи промежуточного вала. Силовая установка включала в себя фактически двигатель, промежуточный вал, воздушный винт с понижающим редуктором и топливную совокупность.

Двигатель был установлен в задней части фюзеляжа, и воздушное пространство в него подавался через два воздухозаборника, расположенные в корневых частях крыла симметрично относительно профиля и объединяющихся перед двигателем в неспециализированный канал круглой формы.

Силовая установка крепится к каркасу тремя точками, расположенными на нижней части двигателя. Доступ к двигателю обеспечивался за счет лёгкосъёмных панелей.

Промежуточный вал передавал мощность от главного вала самого двигателя на понижающий редуктор винта. На режиме полной мощности силовой установки понижающие редуктор развивал 11000 об/мин. Редуктор был смонтирован в плотную к полу кабины.

Для устранения вероятных тряски и колебаний был предусмотрен монтаж особых демпферов и сочленений.

На истребителе употреблялся железный трехлопастный воздушный винт изменяемого шага диаметром 2,8 метра. Понижающий редуктор был подобен редуктору, установленному на PTL-Gerat 021, но в данном варианте силовой установки он размешался раздельно от двигателя в передней части фюзеляжа.

Топливная совокупность включала в себя два взаимозаменяемых фюзеляжных топливных бака, два клёпаныx бакa, установленных в балках, и два топливныx бакa, установленных во внешних секциях крыла.

Протектированные фюзеляжные топливные баки вмещали приблизительно 700 литров топлива.

Крыльевые баки имели ёмкость по 300 литров, а баки смонтированные в балках вмещали по 150 литров. Неспециализированная ёмкость топливной совокупности данного проекта составляла приблизительно 1600 литров.

7 Оборудование

a) Оружие

Варианты установленного на самолёте оружия должны были отвечать требованиям, предъявляемым к делаемым задачам,и выглядили следующим образом:

Фюзеляж

Боекомплект

Крыло

Боекомплект

A) 2 ? MG 213

240 снарядов

2 ? MG 213

240 снарядов

B) 2 ? MK 103

160 снарядов

C) 2 ? MK 103

80 снарядов

2 ? MG 151/15

350 снарядов

D) 2 ? MG 151/20

350 снарядов

2 ? MK 108

160 снарядов

Простой вариант оружия, доходивший для исполнения всех главных задач, складывался из двух фюзеляжных MG 213 с 240-ка боеприпасами и двух крыльевых MG 213 с 240-ка боеприпасами.

Варианты оружия B, C и D были на 90 кг легче чем вариант А.

Автоматические пушки, установленные в фюзеляже, стреляли через плоскость ометания воздушного винта. Синхронизоторы для этих пушек устанавливались на понижающем редукторе воздушного винта. Пушки MG 213 монтировались под полом кабины пилота, будучи развёрнутыми на 90° верхней частью пушек в направлении центра фюзеляжа.

Снарядные ленты в пушки при подготовке к полёту вставлялись в лентоприёмник поочерёдно.

Не снимаемые cнарядные коробки монтировались вне герметичной кабины.

Снарядные ленты в них укладывались через раскрывающиеся в боковых стенках фюзеляжа быстросъёмные люки. Такие же быстросъёмные люки, расположенные на нижней части фюзеляжа, снабжали эргономичный доступ к установленному в фюзеляже оружию.

При необходимости возможно было так же устанавливать и второй состав оружия, включая пушки MK103 и, быть может, MG 151. Установка этих пушек выполнялась таким же образом, как и MG 213.

Перезарядка пушек MK103пневматическая. Для перезарядки монтировались особые приспособления и два баллона со сжатым воздухом, расположенные в пространстве под полом пилотской кабины между полом со стволами пушек.

В каждой консоли крыла между нервюрами 4 и 5 устанавливалось по одной пушке MG 213. Пушки крепились к перемычке между рёбрами жесткости и, как и фюзеляжные пушки, были развёрнуты на 90°. Верхняя часть пушек была обращена в сторону внешних секций крыла.

Доступ к пушкам обеспечивался через люки на нижней поверхности крыла.

В задней части фюзеляжа под промежуточной горизонтальной перегородкой поперёк к направлению полёта самолёта крепились коробки с боекомплектом. Для пополнения боекомплекта коробки вынимались из фюзеляжа через быстросъёмные люки на его нижней стороне.

При установке на самолёт пушек MK103 следовало устанавливать прицел ZFR-4A. При оружия самолёта 2-мя вторыми типами пушек использовались прицелы Revi 16 C.

Предусматривалось бронирование талантливое защищать против обстрела из пулемётов калибра 12,7 мм. Бронировались кабина пилота и размещённые позади пилота коробки с снарядами, фюзеляжные двигатель и топливные баки. Помимо этого бронировался подголовник кресла пилота подобно тому как это было выполнено на Fw 190.

Неспециализированный вес бронирования, включая бронестекло кабины пилота в варианте защиты Panzerungszustand I cоставлял 140 кг.

Второй вариант бронирования Panzerungszustand II воображал собой более идеальный вариант Panzerungszustand I. В этом варианте неспециализированный вес бронирования составлял 200 кг.

b) Простой набор оборудования

В простой набор оборудования входили контрольно-измерительные устройства контроля за параметрами работы двигателя, за параметрами полёта, электрооборудование, приспособления и средства связи для его безопасности спасения и обеспечения пилота при покидании самолёта.

Контрольно-измерительные устройства контроля работы силовой установки и за параметрами полёта как в большинстве случаев были размещены на главной приборной панели в кабине пилота. На левой стороне приборной панели размещались индикаторы устройств контроля параметров полёта. На правой индикаторы устройств для контроля за работой силовой установки.

Бортовая электросеть так же выполнена по принятой для боевых самолётов схеме. Питание данной сети обеспечивалось генератором мощностью 2000 Вт. Аккумулятор с напряжением 24 В и ёмкостью 4,7 ампер/часов.

В качестве средств связи были использованы радиостанции FuG 15 y и FuG 25 a. Обе радиостанции были установлены за сиденьем пилота. К ним был обеспечен доступ для ухода и настройки. Нужные для работы с радиостанциями на протяжении полёта приспособления и переключатели установлены на правой половине приборной панели перед пилотом.

Самолёт был оборудован герметичной кабиной. Внутреннее давление в кабине пилота при повышении высоты от уровня моря до 6 километров понижалось соответственно внешнему давлению. Начиная с высоты 6 км и до высоты в 12 км в кабину пилота при помощи особого нагнетателя ROOTS подавался воздушное пространство с постоянным давлением в 5000 мм водяного столба. Для поддержания в кабине пилота на протяжении полёта приемлемой температуры установлен кондиционер с устройством для регулирования параметров его работы.

При полётах на высотах от 12 км до 14 км давление в кабине пилота понижалось до 4500 мм водяного столба, что соответствовало внешнему давлению воздуха на высоте 6,7 км.

На случай происхождения на борту самолёта пожара на нём была установлена совокупность пожаротушения компании направляться. Эта установка снабжала тушение появившихся пожаров в 4-х территориях:

  1. Фюзеляжные топливные баки;
  2. Двигательный отсек;
  3. Левая консоль недалеко от размещения крыльевого топливного бака;
  4. Правая консоль недалеко от размещения крыльевого топливного бака.

В качестве средства для тушения пожаров употреблялось находящееся в двух пятилитровых баллонах вещество Dachlaurin.

Технические данные:

Площадь крыла

17,0 м2

Размах крыла

8,00 м

Громаднейшая протяженность самолёта

9,00 м

Высота

2,65 м

Силовая установка

PTL 109-021

Размеры колеса передней стойки шасси

560 ? 200 мм

Размеры колёс главной стойки шасси

740 ? 210 мм

Размах стабилизатора

3,20 м

Высота рулей направления

1,30 м

Диаметр трехлопастного воздушного винта

2,80 м

Суммарный количество двух фюзеляжных топливных баков

700 л

Суммарный количество двух крыльевых топливных баков

600 л

Суммарный количество двух топливных баков установленных в балках

300 л

Вес

Фюзеляжа

420 кг

Бронирование

140,0 кг

Шасси

270,0 кг

Аккуратные элементы совокупности управления

108,0 кг

Элементы привода совокупности управления

52,0 кг

Несущие плоскости

455,0 кг

Турбовинтовая силовая установка PTL

1330,0 кг

топливопроводы и Топливные баки

200,0 кг

Набор постоянного оборудования

190,0 кг

Средства связи

43,0 кг

2 ? MG 213 в фюзеляже

191,0 кг

2 ? MG 213 в крыльях

186.0 кг

Экипаж 1 человек

100,0 кг

Боекомплект

187,0 кг

Горючее

1128,0 кг

Взлётный вес всецело снаряженного самолёта

5000,0 кг

Протяженность разбега

360 м

Скороподъёмность на уровне моря

40 м/с

Скороподъёмность на высоте 10 км

17 м/с

Большая скорость на уровне моря

845 км/ч

На высоте 10 км

910 км/ч

Дальность полёте на уровне моря при полной нагрузке

550 км

Дальность полёте на высоте 10 км

1460 км

Потолок полёта

15,2 км

Длительность полёта на уровне моря на режиме полной мощности

40 мин

Длительность полёта на уровне моря на экономическом режиме работы

70 мин

Источники:

Focke Wulf Flugzeugbau GmbH: Baubeschreibung Nr. 281, Imotoriges Jagdflugzeug mit PTL-Gerat 021, 18.8. 1944
Gewichtsaufstellung fur Imotoriges Jagdflugzeug mit PTL-Gerat 021, 17. 8. 1944
Fertig- und Kontingentgewichte fur Imotoriges Jagdflugzeug mit PTL-Gerat 021, 18. 8. 1944
Jager mit PTL-Gerat 021. Hochstgeschwindigkeit uber der Flughohe, 15. 9. 1944
Jager mit PTL-Gerat 021, Steigleistungen uber der Flughohe, 15. 9. 1944
Jager mit PTL-Gerat 021, Hochstgeschwindigkeit uber der Flughohe, 18. 9. 1944
Jager mit PTL-Gerat 021, Steigleistung uber der Flughohe, 18. 9. 1944
Jager mit PTL-Gerat 021, Reichweite uber der Flughohe, 18.9. 1944
Jager mit PTL-Gerat 021, Flugdauer uber der Flughohe, 18. 9. 1944
Zeichnung Nr. 0310226-113 A, 18.9.1944
PTL-Jager, Zeichnungs-Nr. 0310226-113, 17. 7. 1944

источник: Kampfjager mit PTL-Gerat 021 Projekt VII Luftfahrt International 11-1975

Focke Wulf Flitzer

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: