Проект вспомогательного транспортного самолёта gotha р 39. германия

Проект вспомогательного транспортного самолёта gotha р 39. германия

Этот материал был переведен глубокоуважаемым сотрудником NF. Перевод был выполнен в мае 2015 года.

В документах под грифом «Тайные материалы. Лишь для руководства» под номером 1150/42 от 25 июля 1942 года речь заходит о новом запасном транспортном самолёте, что должен был заменить в производстве транспортный самолёт Go 244 и что должен был перевозить один грузовик.

К этому времени в компании Gothaer Waggonfabrik проект P 39 уже пребывал в коробке стола. В любом случае описание, приложенное к проекту, датируется 12 августа 1942 года.

Речь заходит о трехмоторном высокоплане, предназначенном для перевозок тяжелых и крупногабаритных грузов. Так, к самолёту кроме всего другого предъявлялись следующие требования:

  • • перевозка грузовика либо автомобильного прицепа;
  • • перевозка тягача;
  • • перевозка штурмовой лодки/катера;
  • • перевозка сбрасываемого топливного бака (при монтаже сбрасываемых контейнеров на полу фюзеляжа);
  • • перевозка истребителя Me 109 в наборе.

Не смотря на то, что до практической реализации Р 39 работы не продвинулись, в данной статье мы желали бы поведать об этом проекте вспомогательного транспортного самолёта.

ИСХОДНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ПРОЕКТУ Р 39

Постановка задачи: «Разработка транспортного самолёта для перевозки тяжелых и крупногабаритных грузов с низкими производственными и эксплуатационными затратами». Трудясь над этим заданием, компания Gothaer Waggonfabrik A.-G. создала множество проектов, среди которых пребывали отправившиеся в серийное производство Go 242 и Go 244.

При разработке проекта Р 39 был учтен опыт прошлых работ. Помимо этого, в дополнение к нему следовало учесть необходимость:

  • • повышения нужной нагрузки;
  • • повышения дальности полёта;
  • • более действенного и экономного применения материалов при производстве и при эксплуатации;
  • • повышения безопасности полётов при выходе из строя одного из двигателей.

Исполнение при проектировании самолёта этих требований стало причиной примечательным изюминкам его конструкции.

1. Самолет-высокоплан с двухкилевым хвостовым оперением

Конструкция самолета должна была разрешить взять грузовой отсек, что благодаря своим формам и объёму во многом отличался бы от прошлых разработок вторых групп транспортных самолётов. При помощи расположенной в кормовой части самолёта грузовой рампы должны были обеспечиваться разгрузка и лёгкая загрузка, каковые не могли бы быть вероятными при другой конфигурации.

В фюзеляже должна была обеспечиваться возможность произвольного – в зависимости от поставленной задачи – размещения легких особых перегородок, съемного дна и т.д., каковые возможно было бы применять, несмотря на другие элементы конструкции. Фюзеляж P 39 должен быть свободен от таких вариантов размещения несущих хвостового оперения и поверхностей, каковые при аварийных посадках на брюхо либо при погрузо-разгрузочных работах имели возможность бы создать какие-либо неудобства.

В хвостовой части должна была быть предусмотрена возможность размещения оружия с большими углами обстрела, что разрешило бы обойтись меньшим числом огневых точек. Кроме этого таковой фюзеляж должен был быть удобен для сброса грузов в полёте либо парашютистов, поскольку позади за фюзеляжем не должно было быть каких-либо помех от хвостового оперения.

У Р 39 нижняя часть фюзеляжа должна была быть легкозаменяемой, что было бы весьма комфортно при аварийных посадках либо при посадках на не хорошо подготовленные взлётно-посадочные полосы. Для облегчения замены нижней части было предусмотрено применение легкоразрушающихся крепежных изделий.

С производственной точки зрения громадная независимость самого фюзеляжа от вторых узлов самолета должна была снабжать большие преимущества, потому, что это разрешило бы организовать производство на вторых фирмах. Так фюзеляж, хвостовые балки, хвостовое оперение и несущие плоскости с заблаговременно предусмотренными местами под стыковочные соединения вероятно было создавать в разных местах.

2. Самолёт с неразъемным крылом

Крыло должно было соединяться с фюзеляжем и двумя хвостовыми балками при помощи четырех аналогичных узлов крепления. В крыле должны были отсутствовать какие-либо монтируемые в элементы конструкции — такие, как, к примеру, топливные баки и благодаря этого оно должно было стать несложным и весьма недорогим.

Повышение высоты фюзеляжа за счет проходящего через его верхнюю часть крыла не должно было означать нежелательного из-за аэродинамики повышения поперечного сечения фюзеляжа Р 39, потому, что перед крылом в фюзеляже должна была размешаться кабина пилотов, которая, так же как и крыло, должна была размещаться достаточно высоко. Отсутствие поддерживающих крыло стоек снижало аэродинамическое сопротивление самолёта, и аварийные посадки в этом случае не приводили к дополнительным повреждениям связывающих конструкцию самолёта соединений. Помимо этого, отсутствие стоек должно было разрешить уменьшить перевозку на самолёте разных грузов и выброску парашютистов.

3. Самолёт обязан взять убирающееся шасси с передней стойкой

Убирающееся шасси становилось необходимостью, по причине того, что с его помощью возможно было взять громадную дальность полёта. Требование обеспечения наилучших взлетно-посадочных черт стало причиной выбору для самолета шасси с носовой стойкой: она не должна была разрешить самолёту скапотировать при резком торможении. В конструкции носовой стойки шасси Р 39 должна была быть предусмотрена возможность приподнимать либо наклонять фюзеляж в ту либо иную сторону.

Крен в определённых границах при таком размещении шасси имел важное значение, потому, что должен был снабжать хорошую проходимость и как следствие возможность исполнения посадок на не хорошо подготовленные участки земной поверхности, поскольку удар от неровностей поверхности должен был распространяться в направлении хвоста. Это было особенно принципиально важно при исполнении слепых посадок либо надёжной аварийной посадке на днище фюзеляжа и на неровных площадках потому, что главный удар при посадке воспринимался шасси. Переднее колесо шасси при ударе о поверхность почвы самостоятельно под нагрузкой должно было отклоняться от собственного обычного положения ровно так, как это разрешали демпферы так, дабы днище самолёта не должно было повреждаться.

4. Трехмоторный самолёт

Требование обеспечения надёжного полёта при выходе из строя одного из двигателей приводило к необходимости установки на самолёте более чем двух двигателей. При предназначенных для установки на самолет двигателях Bramo 323 и заданном полётном весе хорошим решением представлялась трехмоторная силовая установка.

В этом случае эффективность среднего двигателя была бы относительно выше и наряду с этим не создавалось бы каких-либо важных неудобств относительно обзора и размещения оборонительных огневых точек. В этом случае симметричное размещение силовой установки было предпочтительнее асимметричного.

5. Относительно низкая удельная нагрузка на несущую поверхность

Из требования применения данного самолёта в качестве транспортного следовало, что, в первую очередь, громадное значение должна была иметь несущая свойство крыла. При громадной нужной нагрузке это возможно было решить лишь за счет крыла с громадной площадью. Результатом этого должны были стать низкая посадочная скорость, маленькие разбег при взлёте и пробег при посадке и устойчивый полёт при выходе из строя одного из двигателей силовой установки.

Низкая горизонтальная скорость должна была дать последовательность важных преимуществ при выбросе парашютистов либо при сбросе грузов на протяжении полёта. В конструкции крыла преимущества самолета в обслуживании и изготовлении должны были быть обеспечены применением лишь несложных выдвижных щитков, исключавших необходимость применения вторых запасных средств. Самолёт должен был быть мало чувствителен к трансформациям нагрузки.

Грузовой отсек должен был быть просторным, что было принципиально важно при перевозке разных грузов и материалов, потому, что самолёт должен был иметь громадный диапазон трансформации положения центра тяжести.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

Самолёт должен был воображать собой трехмоторный высокоплан с размещенным на балках двухкилевым хвостовым оперением, предназначенный для перевозки тяжелых и крупногабаритных грузов.

Об главных изюминках конструкции ниже приведены следующие эти:

1 Фюзеляж

Фюзеляж должен был складываться из двух частей: грузового отсека, прочно скреплённого с передней частью фюзеляжа, и задней части фюзеляжа, которая должна была подниматься вверх и которую, при необходимости, возможно было бы скинуть.

Силовой комплект фюзеляжа должен был складываться из металлических труб. В качестве обшивки в фюзеляже должно было употребляться полотно. Выбор данного технического ответа должен был обеспечить легкость проведения ремонтных работ.

Пол грузового отсека должен был входить в статическую связку с конструкцией всего грузового отсека. Кроме этого конструкция грузового отсека должна была быть усилена, что разрешило бы самолёту делать аварийные посадки на «брюхо» без повреждения пребывавших в отсеке грузов. В передней части фюзеляжа должны были пребывать кабина экипажа, средний двигатель и убирающаяся носовая стойка шасси.

Через верхнюю часть фюзеляжа должно было проходить крыло, крепившееся к балкам фюзеляжа в четырех точках при помощи болтовых соединений.

2 Шасси

Главные и передняя стойки шасси должны были быть убираемыми: передняя стойка шасси должна была убираться в фюзеляж, а главные стойки – в балки хвостового оперения, что разрешило бы улучшить лётные характеристики. К изюминкам конструкции относилась качающаяся совокупность рычагов стоек шасси, разрешавшая, с одной стороны, создавать посадки на не хорошо подготовленные участки местности, а с другой — при помощи гидравлики опускать фюзеляж на поверхность почвы и без погрузочных рамп создавать разгрузку и погрузку грузов.

3 Хвостовое оперение

Горизонтальное оперение должно было крепиться к хвостовым балкам. Стабилизатор предполагалось выполнить регулируемым: при помощи поворотных шарниров его угол установки имел возможность изменяться в пределах ± 6°. По обоим финишам горизонтального оперения размешалось двухкилевое вертикальное оперение.

Оперение должно было иметь древесный силовой комплект; обшивка килей и стабилизатора предполагалась фанерная, направления и рулей высоты — полотняная. Рули должны были быть всецело уравновешены статически и динамически. В конструкции хвостового оперения предусматривалась установка триммеров.

4 Совокупность управления

Совокупность управления самолета должна была быть двойной и разрешать руководить самолётом обоим пилотам. Сиденья пилотов должны были быть расположены рядом между собой. Управление элеронами должно выполняться при помощи штурвала. Ножные педали должны были быть регулируемыми и руководить тормозными цилиндрами шасси. Упрочнения от органов управления к рулям должны были передаваться при помощи тяг и тросов с круглым сечением.

Для эксплуатации и упрощения изготовления при разработке совокупности управления было решено применять простые подшипники скольжения, что было отражено в конструкции самолета.

5 Несущие плоскости

Крыло самолета должно было иметь древесную конструкцию. Базой силового комплекта крыла являлись два лонжерона. область и Лонжероны между ними должны были разрешить создать легкую и в также время несложную и недорогую монококовую конструкцию. хвостовые балки и Фюзеляж должны были быть соединены с крылом в четырех точках несложными крепёжными элементами.

Ко всем элементам совокупности управления, расположенным в несущих плоскостях, должен был быть обеспечен эргономичный доступ.

6 Силовая установка

Силовая установка должна была складываться из трех двигателей типа Bramo 323, каковые должны были вращать воздушные винты изменяемого шага диаметром 3,7 метра.

Горючее весом в 2200 кг должно было размещаться в топливных баках, находящихся в хвостовых балках. Топливные баки должны были легко демонтироваться.

7 Оборудование

Самолёт должен был располагать полным набором оборудования, разрешающего делать полёты при нехорошей видимости. Средства связи представлены радиостанциями FuG XP, FuB1 II, FuG25a.

Оружие должно было складываться из двух спаренных пулемётов типа MG 81 Z (спереди в шароподобной вращающейся башне, позади на подвижном лафете) и спаренной пушки HD 151/2. Оружие должно было размещаться в оборонительных огневых точках (A-Stand, B-Stand, кормовая). Сектора обстрелов оборонительных огневых точек должны были полностью покрывать всё пространство около самолёта.

Технические данные Р 39

назначение и Конструкция: многоцелевой трехмоторный высокоплан с двухкилевым хвостовым оперением, предназначенный для транспортировки тяжелых и крупногабаритных грузов

Размеры:

  • размах крыла 36,4 м
  • протяженность 24,0 м
  • высота 7,7 м
  • площадь крыла 165,0 м?
  • грузовой отсек (размеры в свету):
  • высота 2,2 м
  • ширина 2,5 м
  • протяженность 6,5 м

Силовая установка:

три авиационных двигателя с воздушным охлаждением типа BMW-Bramo 323 P со взлётной мощностью по 1000 л.с. при 2500 об/мин
воздушные трехлопастные винты VDM диаметром 3,7 м

Вес:

Обычная нагрузка:

  • вес безлюдного 8743 кг
  • нужная нагрузка 7401 кг
  • обычный взлётный вес 16144 кг
  • дополнительное оборудование 491 кг
  • экипаж 270 кг
  • горючее 2200 кг
  • смазочные материалы 180 кг
  • боекомплект 260 кг
  • груз 4000 кг
  • неспециализированный вес нужной нагрузки 7401 кг

Перегрузка А (увеличена масса нужной нагрузки):

  • вес безлюдного 8743 кг
  • нужная нагрузка 9401 кг
  • большой взлётный вес 18144 кг
  • дополнительное оборудование 491 кг
  • экипаж 270 кг
  • горючее 2200 кг
  • смазочные материалы 180 кг
  • боекомплект 260 кг
  • груз 6000 кг
  • неспециализированный вес нужной нагрузки 9401 кг

Перегрузка В (увеличена дальность полёта):

  • вес безлюдного 8743 кг
  • нужная нагрузка 9401 кг
  • большой взлётный вес 18144 кг
  • дополнительное оборудование 491 кг
  • экипаж 270 кг
  • горючее 5200 кг
  • смазочные материалы 380 кг
  • боекомплект 260 кг
  • груз 2800 кг
  • неспециализированный вес нужной нагрузки 9401 кг

Лётные характеристики:

Скорость полёта при среднем полётном весе равном 15 тысячь киллограм

а) при большой мощности двигателей на высоте 4 км: 350 км/ч

b) При боевом режиме работы двигателей

  • на уровне моря: 290 км/ч
  • на высоте 2 км: 310 км/ч
  • на высоте 4 км: 318 км/ч
  • на высоте 6 км: 314 км/ч

с) При большой мощности, допустимой при долгом режиме работы двигателей

  • на уровне моря: 260 км/ч
  • на высоте 2 км: 281 км/ч
  • на высоте 4 км: 292 км/ч
  • на высоте 6 км: 294 км/ч

Время комплекта высоты при взлётном весе 16 тысячь киллограм

  • 0-2 км: 7,8 мин
  • 0-4 км: 16,8 мин
  • 0-6 км: 28,2 мин

Скороподъёмность на уровне моря при работе силовой установки на взлётном режиме: 4,4 м/с

Протяженность участка при взлёте до комплекта высоты 20 м:

а) при обычном взлётном весе равном 16 тысячь киллограм:

  • на ВПП с цементным покрытием: 490 м
  • на ВПП с травяным покрытием: 530 м

b) при перегрузке со взлётным весом равным 18 тысячь киллограм:

  • на ВПП с цементным покрытием: 600 м
  • на ВПП с травяным покрытием: 665 м

Дальность полёта на высоте 2 км:

a) при обычном взлётном весе (2200 кг груза и 4000 кг топлива)

  • при эксплуатационном режиме работы двигателей на экономической скорости 281 км/ч: 1360 км
  • при крейсерском режиме работы двигателей на скорости 260 км/ч: 1630 км.
  • при оптимальном режиме работы двигателей на скорости 220 км/ч: 1880 км

b) при перегрузке со взлётным весом равным 18 тысячь киллограм (5200 кг груза и 3000 кг топлива):

  • при эксплуатационном режиме работы двигателей на экономической скорости 279 км/ч: 3240 км
  • при крейсерском режиме работы двигателей на скорости 258 км/ч: 3860 км
  • при оптимальном режиме работы двигателей на скорости 225 км/ч: 4380 км

Посадочная скорость

  • a) при обычном посадочном весе равном 14 тысячь киллограм: 109 км/ч
  • b) при перегрузочном посадочном весе равном 16 тысячь киллограм: 116 км/ч

Лётные характеристики при выходе из строя одного из двигателей:

самолёт со средним полётным весом и при эксплуатационном режиме работы двигателей полностью способен продолжать полёт

самолёт при перегрузке и при боевом режиме работы двигателей полностью способен продолжать полёт

удельная нагрузка на крыло (обычный взлётный вес): 97 кг/м?
удельная нагрузка на мощность (обычный взлётный вес): 6,3 кг/л.с.
удлинение крыла: 8,0

Весовые характеристики отдельных элементов конструкции Р 39

Наименование элемента конструкции:

Вес, кг:

Вес, кг:

Вес, кг:

консоли крыла

1310

центроплан крыла

1130

элероны

90

закрылки

70

крыло

2600

передняя часть фюзеляжа

95

средняя секция фюзеляжа с грузовым отсеком

600

задняя секция фюзеляжа

110

привод створок грузового отсека

20

приспособления

45

погрузочный кран в грузовом отсеке

балки хвостового оперения

710

фюзеляж

1580

стабилизаторы

240

руль высоты

65

кили

110

рули направления

70

хвостовое оперение

485

штурвал

9

ножные педали

12

совокупность регулировки триммеров

6

совокупность регулировки стабилизатора

35

тросы совокупности управления в передней части фюзеляжа

5

тросы совокупности управления в средней части фюзеляжа

5

тросы совокупности управления в крыле

30

тросы совокупности управления в балках хвостового оперения

24

тросы совокупности управления в хвостовом оперении

8

совокупность управления

134

переднее колесо шасси

113

передняя стойка шасси

55

вилка передней стойки шасси

18

механизм уборки передней стойки шасси

30

колёса главных стоек шасси

341

главные стойки шасси

310

механизм уборки главных стоек шасси

50

шасси

917

планер

5716

три двигателя BMW-Bramo 323 P

1740

три регулируемых воздушных винта VDM

420

вспомогательное оборудование двигателей

48

оборудование совокупности управления двигателями

14

приспособление для запуска двигателей

3

моторные рамы

60

страховочный трос

3

противопожарная перегородка

38

устройства для оборудования и обслуживания систем

22

арматура и топливопроводы

30

топливные баки

340

масляные баки

40

оборудование и прочие материалы

15

силовая установка

2773

контрольно-измерительные устройства силовой установки

16

устройства совокупности управления

8

совокупность регулировки винтов

6

контрольно-измерительные датчики

10

навигационное оборудование

12

совокупности обеспечения безопасности и спасательные приспособления

51

совокупность внутренней связи

3

пусковое оборудование и стартёры

27

источники электропитания (аккумулятор)

70

контрольно-измерительные прибо

Мой дипломный проект по животноводческим фермам.Германия и Россия

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: