Летающие лодки Blohm & Voss BV 222. Германия

Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной. Перевод был выполнен в июне 2016 года.

Предисловие

Вследствие все более интенсивного трансокеанского авиасообщения руководством немецкой авиакомпании Deutsche Lufthansa в середине тридцатых годов было принято решение вывести на линии крупные морские самолеты с большой вместимостью, и в 1937 году авиастроительной компании Blohm & Voss был выдан заказ на разработку соответствующего самолета. Благодаря этому заданию была создана гигантская шестимоторная трансатлантическая летающая лодка, первоначально получившая обозначение Ha 222. Первое полное описание этого самолета датируется 28 мая 1938 года. Он должен был иметь размах крыла 46 метров, длину 36,5 метров, высоту 5,6 метров и силовую установку из шести двигателей BMW 132H.

После получения заказа на постройку опытных самолетов с теми же самыми размерами и объемом грузового отсека в 105 м³ предполагалось использовать шесть двигателей Bramo 323-R. Первый полет прототипа состоялся 7 сентября 1940 года. Согласно направленным в Имперское министерство авиации (Reichsluftfahrtministerium – RLM) документам теперь этот самолет обозначался BV 222 V-1. 20 января 1942 руководство компании Blohm & Voss сообщило имперскому министру авиации, что оно намерено дать первому опытному самолету BV 222 имя Wiking; министр одобрил это название.

Испытания данного самолета были довольно продолжительными. 28 апреля 1942 года RLM в направленном компании Blohm & Voss письме сообщило, что прототип BV 222 V-1 должен быть передан для использования в качестве транспортного самолета. Мы хотели бы ознакомить читателей с тремя интересными документами.

Таким образом, судьба самолетов BV 222 была решена. Все 13 машин этого типа поступили в ВВС, где их использовали в качестве транспортных и санитарных самолетов, а также дальних разведчиков.

Об отдельных самолетах этого типа мы более подробно расскажем в последующих номерах нашего журнала, а в этом материале мы решили ограничиться кратким рассказом о конструкции серийного варианта «С» и дополним рассказ большим количеством схем и фотографий.

Перечень самолетов

BV 222 V-1: позднее получил обозначение A-1; оснащен двигателями Bramo 323-R; заводской номер 222/365; первоначально получил номер гражданской регистрации D-ANTE, затем военный номер CC+ER, а затем X4+AH.

BV 222 V-2: позднее получил обозначение A-2, оснащен двигателями Bramo 323-R2, заводской номер 222/366; первоначально получил военный номер CC+ER, затем X4+BH.

BV 222 V-3: позднее получил обозначение A-3; оснащен двигателями Bramo 323-R2; заводской номер 222/439; первоначально получил военный номер DM+SD, затем X4+CH.

BV 222 V-4: позднее получил обозначение A-4; оснащен двигателями Bramo 323-R2; заводской номер 222/000 0004; первоначально получил военный номер DM+SE, затем X4+DH.

BV 222 V-5: позднее получил обозначение A-5; оснащен двигателями Bramo 323-R2; заводской номер 222/000 0005; военный номер X4+EH.

BV 222 V-6: позднее получил обозначение A-6; оснащен двигателями Bramo 323-R2; заводской номер 222/000 0006; военный номер X4+FH.

BV 222 V-7: позднее получил обозначение C-7 (а также и C-1); оснащен двигателями Jumo 207C; заводской номер 222/031 0007; военный номер TB+QL.

BV 222 V-8: позднее получил обозначение A-8; оснащен двигателями Bramo 323-R2; заводской номер 222/000 0008; военный номер X4+HH.

BV 222 V-9: позднее получил обозначение C-9; оснащен двигателями Jumo 207C; заводской номер 222/031 0009, военный номер неизвестен.

BV 222 V-10: позднее получил обозначение C-10; оснащен двигателями Jumo 207C, заводской номер 222/031 0010, военный номер неизвестен.

BV 222 V-11: позднее получил обозначение C-11; оснащен двигателями Jumo 207C; заводской номер 222/33 0051, военный номер неизвестен.

BV 222 V-12: позднее получил обозначение C-12; оснащен двигателями Jumo 207C, заводской номер 222/33 0052, военный номер неизвестен.

BV 222 V-13: позднее получил обозначение C-13; оснащен двигателями Jumo 207C; военный номер неизвестен.

Вооружение

Состав вооружения много раз изменялся и зависел от предназначения того или самолета. По состоянию на 5 марта 1942 года вооружение выглядело таким образом:

• • V-1 – без вооружения.
• • V-2 – с оборонительными огневыми установками, располагавшимися на крыле;
• • начиная с V-7 – два пулемета MG 81, три пулемета MG 131 и две автоматические пушки MG 151.

Фото 1. BV 222 V-1 с номером гражданской регистрации D-ANTE

Фото 2. Тот же самолёт, вид сбоку

Фото 3. BV 222 V-1 уже с опознавательными знаками Люфтваффе и военным номером X4+AH

Фото 4. BV 222 V-1; вид ¾ спереди

Фото 5. BV 222 V-2 перед первым полетом

Фото 6. BV 222 V-2, вид сбоку

Фото 7. BV 222 V-3, вид спереди

Фото 8. BV 222 V-7 – первая машина серии «C»

Фото 9. BV 222 V-7, вид сбоку

Фото 10. BV 222 V-8 на слипе дока

Фото 11. Кабина пилотов BV 222 V-8

Фото 12. BV 222 V-8, вид сверху

Фото 13. BV 222 V-9

Серия С

В то время как самолеты с V-1 по V-6 и V-8 в целях распознавания получили обозначение серии A, прототип V-7 первоначально получил обозначение серии B, но затем стал первой машиной серии C. Наименование «серия B» предназначалось для гражданских самолетов компании Lufthansa, которые никогда не строились. Реальное серийное производство началось с серии C и самолета V-9, получившего обозначение C-09.

Был также запланирован выпуск летающих лодок серий D и E, но вследствие хаоса военного времени и смены приоритетов их производство налажено не было.

Описание конструкции самолетов серии С

1 Предназначение

Самолет типа BV 222C представлял собой шестимоторную летающую лодку, которая применялась в качестве вооруженного транспортного самолета и дальнего разведчика.

Экипаж самолета состоял из 10 человек.

2 Конструкция

Летающая лодка имела расположенный по оси симметрии фюзеляж, крыло, каждая из консолей которого состояла из внутренней и наружной секций, убирающиеся боковые поплавки и однокилевое вертикальное оперение с высоко расположенным стабилизатором.

Каркас крыла представлял собой сплошной, проходивший сквозь фюзеляж, трубчатый лонжерон с тонкими стенками. Во внутренних частях крыла лонжерон был сварен из листовой стали, а во внешних частях крыла склепан из листов дюралюминия. Внутреннее пространство трубчатого лонжерона (внутренние секции крыла) использовалось в качестве топливных баков. В собранном состоянии летающая лодка могла быть перевезена только морским транспортом. По автомобильным и железным дорогам можно было перевозить только отдельные элементы конструкции, например хвостовое оперение, руль и боковые поплавки.

Рис. 1. Самолет серии «С»; вид спереди

Рис. 2. Самолет серии «С»; вид сбоку

Рис. 3. Самолет серии «С»; вид сзади

Рис. 4. Расположение отсеков: 1 — кабина пилотов; 2 – вспомогательный отсек; 3 – отсек лонжерона крыла; 4 – багажный отсек; 5 – носовой отсек; 6 – грузовой отсек; 7 – кают-компания (бытовое помещение); 8 – кормовой отсек

Рис. 5. Схема самолета BV 222C

Рис. 6. Схема BV 222С; виды сбоку

Рис. 7. Схема камуфляжной окраски

3 Планер самолета

a) Лодка

Длина фюзеляжа равна 37 метров. Из этой длины 27 метров относятся к погружающейся в воду части – 15,5 метров носовой части фюзеляжа и 11,5 метров в части за реданом. Внешняя обшивка состояла из тонких гладких листов металла, соединенных потайной клепкой. Шпангоуты фюзеляжа были собраны из открытых угловых и изогнутых профилей. Многочисленные шпангоуты по конструкции были простыми в виде открытых рам. Расположенные непосредственно перед и за крыльевым лонжероном шпангоуты (№№ 27–30) были усилены. Шпангоуты №№ 39, 44 и 55 представляли собой сплошные перегородки с проемами для прохода.

Носовая часть лодки над днищем представляла собой большой по объему открывающийся отсек, люк которого откидывался на шарнирах, закрепленных на шпангоуте № 7.

На верхней палубе в направлении от носа к хвосту располагались следующие друг за другом отсеки:

• 1) кабина экипажа (между шпангоутами №№ 7–22);
• 2) вспомогательный отсек (между шпангоутами №№ 22–26);
• 3) отсек, в котором располагался лонжерон крыла (между шпангоутами №№ 26–33);
• 4) багажный отсек (между шпангоутами №№ 33–44).

Соответствующим образом располагались и отсеки на нижней палубе:

• 1) носовой отсек (до шпангоута № 7);
• 2) грузовой отсек (между шпангоутами №№ 7–39);
• 3) кают-компания (бытовое помещение; между шпангоутами №№ 39–44);
• 4) кормовой отсек (от шпангоута № 44 до хвоста фюзеляжа).

В заднюю часть фюзеляжа до места крепления хвостового оперения можно было пройти по трапу. За лонжероном стабилизатора в самой корме фюзеляжа располагался отсек, к которому можно было пройти через люк в шпангоуте № 55.

Пол нижней палубы при помощи клепки был выполнен герметичным, и 12 отсеков, расположенных ниже уровня воды, были разделены между собой герметичными переборками.

Рис. 8. Размещение членов экипажа при взлете (вариант дальнего разведчика)

Рис. 9. Размещение членов экипажа при посадке (вариант дальнего разведчика)

Рис. 10. Размещение членов экипажа в полете над территорией противника и во время воздушного боя

Рис. 11. Размещение членов экипажа при использовании в качестве транспортного самолета

Рис. 12. Схемы продольного и поперечного сечения корпуса летающей лодки с обозначением шпангоутов

Рис. 13. Носовая оконечность с открытым передним погрузочным люком

Рис. 14. Вид сзади на передний погрузочный люк

Рис. 15. Боковой погрузочный люк; вид ¾ спереди

Рис. 16. Передняя входная дверь

Рис. 17. Задняя входная дверь

Рис. 18. Сбрасываемый иллюминатор

Рис. 19. Остекление кабины пилотов

Рис. 20. Вид кабины пилотов (снимок сделан в направлении полета)

Рис. 21. Вид кабины пилотов (снимок сделан против полета)

Рис. 22. Лестница, ведущая на верхнюю палубу

Рис. 23. Сиденье командира экипажа

Рис. 24. Унифицированное бронированное сиденье

Рис. 25. Сиденье бортмеханика

Рис. 26. Вращающееся сиденье

Рис. 27. Сиденье члена экипажа

Рис. 28. Шкаф с навигационным оборудованием

Рис. 29. Коридор для пролаза в переднюю часть фюзеляжа

Рис. 30. Коридор для пролаза в заднюю часть фюзеляжа

Рис. 31. Отсек лонжерона крыла (вид в направлении полета)

Рис. 32. Вспомогательный отсек (вид против полета)

Рис. 33. Вспомогательный отсек

Рис. 34. Вспомогательный отсек (вид в направлении полета)

Рис. 35. Панель контрольно-измерительных приборов системы смазки

Рис. 36. Отсек лонжерона крыла (вид против полета)

Рис. 37. Багажный отсек (вид против полета)

Рис. 38. Носовой отсек

Рис. 39. Грузовой отсек (вид по полету)

Рис. 40. Грузовой отсек. Вид против полета

Рис. 41. Кают-компания (бытовое помещение; вид по полету)

Рис. 42. Кают-компания (бытовое помещение; вид против полета)

Рис. 43. Кормовой отсек (вид против полета)

b) Подкрыльевые поплавки

Поддерживающие поплавки размещались под крылом и крепились к его усиленным нервюрам на расстоянии 15,5 метра от оси фюзеляжа. Каждый поплавок состоял из двух половин, убиравшихся в ниши в крыле: одна – в направлении к фюзеляжу, вторая – в сторону законцовки. При этом поверхности обеих половин, обращённые друг к другу при выпущенном поплавке, в убранном положении закрывали собой ниши, становясь заподлицо с нижней поверхностью крыла.

Уборка поплавков осуществлялась при помощи тросов, соединенных с электрическим приводом. Выпуск поплавков осуществлялся самостоятельно под собственным весом и под воздействием набегающего потока воздуха после того как убирались стопоры, удерживавшие поплавки в нишах консолей крыла.

Рис. 44. Подкрыльевой поплавок выпущен

Рис. 45. Подкрыльевой поплавок убран

Рис. 46. Схема кинематики механизма уборки-выпуска подкрыльевого поплавка

c) Хвостовое оперение и отклоняющиеся поверхности крыла

Хвостовое оперение состояло из свободнонесущих стабилизатора и киля, к которым были присоединены рули высоты и направления. Элероны размещались на внешних секциях крыла, посадочные щитки на внутренних.

Горизонтальное оперение представляло собой правую и левую половинки стабилизатора, которые располагались над фюзеляжем и крепились к килю.

Силовой набор киля летающей лодки по конструкции аналогичен крылу. Его основу составляла коническая труба, собранная из четырех дюралюминиевых секций, соединенных между собой при помощи клепки.

В отличие от обычной тогда конструкции к задним кромкам стабилизатора крепились не целиковые рули высоты, а системы, состоящие из трех отдельных частей каждая. Каждая из этих частей выполняла свою строго определенную задачу:

• 1) внутренний руль являлся рулем высоты, который как и руль направления служил для снижения усилия прилагаемого пилотами к штурвалу и который использовался в качестве вспомогательного руля (сервотриммера);
• 2) средний руль, так называемый дополнительный руль, который служил для обеспечения устойчивости летающей лодки;
• 3) внешние, так называемые посадочные рули, которые соответствовали переставному стабилизатору.

Вертикальное оперение выступало над фюзеляжем и сужалось кверху.

Лонжерон киля до места, где он соединялся с половинами стабилизатора, был изготовлен из сварных стальных конструкций. Выше стабилизатора лонжерон киля представлял собой клепаную дюралевую секцию.

Элероны располагались по всей длине задней кромки внешних трапециевидных секций крыла.

Каждый элерон был разделен на внешнюю секцию с прямым приводом, которая находилась ближе к законцовкам крыла, и на значительно бóльшую по площади внутреннюю секцию, которая приводилась в действие при помощи вспомогательного руля. Внешние секции для настройки величины усилий на штурвале были соединены с парой лопастей. Кроме этого на внешних секциях элеронов имелись триммеры.

Закрылки имели постоянную длину хорды и располагались по всему размаху внутренних секций крыла. Закрылки перемещались по направляющим и поворачивались от нейтрального положения до угла 40°, позволяя получать щелевидные отверстия.

Закрылки приводились в действие при помощи электродвигателя, который располагался в фюзеляже между шпангоутами №№ 31 и 32, и двух понижающих планетарных редукторов с толкающими штангами.

В случае отказа механического привода закрылков имелся аварийный ручной привод, для чего было необходимо выполнить 190 оборотов ручки. Время выпуска закрылков составляло примерно 20 секунд.

Рис. 47. Соединительные разъемы водоотливной установки

Рис. 48. Схемы хвостового оперения и отклоняемых поверхностей крыла

Рис. 49. Схемы каркаса горизонтального оперения (1/2 стабилизатора и составных частей руля направления)

Рис. 50. Стабилизатор

Рис. 51. Основной (внутренний) руль высоты

Рис. 52 Средняя секция руля высоты («дополнительный руль»)

Рис. 53. Внешняя секция руля высоты (т.н. посадочный руль)

Рис. 54. Схемы каркаса вертикального оперения

Рис. 55. Вертикальное оперение: 1 – киль; 2 – руль направления; 3 – вспомогательный руль (сервотриммер)

Рис. 56. Элерон (внутренняя секция)

Рис. 57. Элерон (внешняя секция)

Рис. 58. Размещавшийся у сиденья пилота переключатель системы привода закрылков

d) Система управления

Система управления летающей лодкой в целом значительно отличалась от принятой в те годы. Это отличие было вызвано большими размерами самолета, поскольку применение обычной системы управления потребовало бы чрезвычайно больших усилий при ее эксплуатации.

Для снижения прилагаемых пилотами усилий рули приводились в действие при помощи вспомогательных рулей (сервокомпенсаторов), способных приводить в действие уже основные рули.

Вспомогательные рули в соответствии с полученной ими командой совершали движение, противоположное тому, которое должен был совершать соответствующий основной руль, и возникающие при этом усилия и должны были приводить в действие и отклонять от нейтрального положения в желаемое сам основной руль. Таким образом использовались бы противоположные необходимому перемещения вспомогательного руля.

Система управления тремя отклоняемыми поверхностями типа Patin работала таким образом, что элероны и руль направления работали в обычном режиме, и только для привода рулей высоты должен был использоваться дополнительный руль.

В кабине пилотов имелась система двойного управления самолетом. Для управления по высоте вперед и назад на скользящем валу перемещался рычаг системы управления. В свою очередь сам вал находился в отливке из легких металлов и был расположен перед приборной панелью кабины пилотов. На этой же отливке располагались и педали системы управления и агрегат для привода в действие триммера.

Толкающие штанги в качестве элементов линий системы управления располагались под верхней частью настила слева у стенки в направлении назад и изгибы в верхней части левой стенки далее проходили к толкающим штангам до лонжерона киля.

Система управления по крену включала в себя соединение между внутренними и внешними секциями элеронов и представляла собой проворачивавшийся вал.

Для регулировки тримминга имелась единственная рукоятка.

Тримминг внешних секций элеронов осуществлялся при помощи червячного привода.

Тем не менее, рули высоты и направления триммеров не имели. В данном случае редуктор триммера при помощи вспомогательного руля устанавливался в среднее положение и оказывал влияние на основные приводные элементы системы управления. Таким образом, была устранена необходимость в дистанционном управлении триммингом.

Элероны, рули высоты и направления приводились в действие при помощи электрического привода и фиксировались при помощи пальца ушка рессоры.

e) Несущие плоскости

Несущие плоскости имели размах 46 метров и площадь 255 м². Относительное удлинение крыла было равно 8,3.

Внутренние секции крыла проходили через фюзеляж над полом верхней палубы и имели угол поперечного V, равный 2°. По всей длине крыла профиль имел одинаковую толщину равную примерно 20 % от длины хорды крыла. Внешние секции крыла имели угол поперечного V, равный 4°, и длину хорды, уменьшавшуюся с 6 метров до 4,5 метров.

Основным несущим элементом каркаса крыла был трубчатый лонжерон, сваренный из тонких стальных листов и склепанный из тонких дюралюминиевых листов. По мере удаления от фюзеляжа диаметр лонжерона ступенчато уменьшался. В местах прохождения лонжерона сквозь фюзеляж были приварены фланцы, к которым при помощи клепки и болтовых соединений крепились боковые стенки. Внутренняя часть трубчатого лонжерона представляла собой отделенные друг от друга герметичные отсеки, в которых размещалось топливо. После слива топлива и удаления уплотнительных пластин в местах соединения можно было произвести осмотр баков в целях внутреннего контроля.

Вне соединительных фланцев к лонжероны был приварен еще ряд крепежных элементов:

• • моторные рамы двигателей силовой установки;
• • крепления нервюр;
• • крепежные элементы системы отопления и прочего оборудования;
• • крепежные элементы для ракетных ускорителей;
• • изготовленные из U-образных профилей решетчатые секции нервюр, к которым крепились передние и хвостовые части нервюр.

Хвостовые части нервюр располагались на расстоянии двух метров друг от друга, при этом в пространстве между нервюрами нагрузки воспринимались поперечными несущими элементами и далее нагрузки передавались на узловые точки нервюр. Над поперечными несущими элементами располагались параллельные нервюрам формующие планки. Передние части нервюр крыла располагались близко друг к другу и формировали пониженную передачу нагрузок.

Подвесные направляющие закрылков перемещаются при помощи роликов, крепящихся к основным нервюрам.

Расположение нервюр во внешних секциях крыла было подобным тому, что имелось во внутренних его секциях. Тем не менее, конструкция внешних секций отличалась наличием больших вырезов, в которые при полете убирались поплавки.

f) Система отопления, оборудование системы отопления и такелаж

Для отопления летающей лодки сверху к лонжерону крыла между внутренним и средним двигателями приваривались крепежные элементы, к которым при помощи рым-болтов крепились элементы отопительной системы.

Ниже горячекованных лонжеронов были приварены подъемные соединители (Aufbockbeschläge).

Крепление по-походному летающей лодки осуществлялось к нервюрам №1 внешних секций крыла с помощью выпускных проволочных канатов с петлями. При помощи этих канатов находящийся на поверхности воды самолет можно было буксировать и разворачивать в нужном направлении.

В носовой части корпуса летающей лодки в боковой наружной обшивке и в хвостовой части располагались крепежные элементы для швартования.

Внешние секции крыла, стабилизатор и киль могли находиться в горизонтальном положении при соответствующих установках креплений.

Подогрев двигателей силовой установки осуществлялся с помощью особого устройства для подогрева и двух стальных тросов с поддерживающей стойкой.

Буксировочное устройство в носовой части было рассчитано на допустимую нагрузку в 10 тонн.

В хвостовой части фюзеляжа к шпангоуту № 55 крепился буксировочный крюк, рассчитанный на нагрузку в 5,7 тонн и приводившийся в действие из кабины пилота.

4 Силовая установка

Силовая установка самолета состояла из шести двигателей Jumo 207C, разработанных двигателе­строительным отделением компании Junkers и представлявших собой шестицилиндровые рядные двухтактные дизельные двигатели с двумя поршнями на цилиндр. На каждой из консолей крыла располагалось по 3 двигателя.

Все шесть авиамоторов были одинаковыми и взаимозаменяемыми.

Высотные двигатели работали в паре с турбонагнетателями, приводимыми выхлопными газами. Благодаря турбонагнетателям самолету обеспечивалась мощность в режиме набора высоты на высоте 5000 метров.

Взлетная мощность каждого двигателя при 3000 об/мин была равна 1000 л.с.

Радиаторы двигателей устанавливались под крылом на рамах, крепления которых приваривались к лонжерону внутренней секции крыла.

Баки с противообледенительной жидкостью, предназначенной для воздушных винтов, располага­лись в фюзеляже лодки в отдельном отсеке трубчатого лонжерона крыла.

В качестве вспомогательной силовой установки в фюзеляже лодки в отдельном отсеке трубчатого лонжерона крыла размещался бортовой агрегат компании DKW типа BL 500.

Запуск и прогрев этого агрегата осуществлялся при помощи бензина. При продолжительной работе использовалось дизельное топливо из топливных баков, расположенных в лонжероне крыла.

Моторная рама нового типа была изготовлена новым способом и представляла собой трубчатую опору, своей задней частью приваренную к лонжерону внутренней секции крыла, который одновременно служил и для размещения баков со смазочными материалами и с охлаждающей жидкостью для двигателей и помимо этого являлся и противопожарной перегородкой.

Двигатели крепились в четырех точках: слева в неподвижных опорах, справа в подпружиненных опорах. Благодаря этому двигатели устанавливались в своих креплениях параллельно друг другу и могли параллельно изменять свое положение.

Все моторные капоты крепились к двигателям и изменяли свое положение вместе с ними. Переход от подвижных элементов конструкции моторной установки к ее неподвижно установленным элементам осуществлялся через промежуточные резиновые прокладки.

Трехлопастные воздушные винты изменяемого шага VDM имели диаметр 3,3 метра и изготавливались из черной слегка уплотнённой слоистой древесины на синтетическом связующем.

Изменение шага лопастей каждого из винтов осуществлялось при помощи единого управляющего агрегата.

Каждый из двигателей имел свою собственную независимую от других двигателей топливную систему в виде шести одинаковых по объему топливных баков, которые располагались внутри трубчатого лонжерона крыла, начиная от его излома на оси симметрии самолета.

При необходимости топливо из баков можно было быстро сбрасывать во время полета при помощи специально для этих целей установленных систем аварийного слива.

Каждый из двигателей помимо собственной системы питания топливом был оснащен системой подачи смазочных материалов.

Для размещения масляных баков служили отсеки в задних частях трубчатых опор, находящихся непосредственно у лонжерона внутренней секции крыла.

Расходный бак со смазочными материалами, через который осуществлялся долив масла, располагался в лонжероне внутренних секций крыла. Емкость данного масляного бака была равна 950 литров.

Каждый двигатель имел свою полностью независимую от других двигателей систему охлаждения. Компенсационные бачки системы охлаждения каждого из двигателей располагались в отсеках, находящихся в задних частях моторных рам. Объем охлаждающей жидкости для каждого из двигателей был равен 84 литра. Объем каждого из компенсационных бачков был равен 32 литрам.

Охлаждающая жидкость представляла собой смесь воды и гликоля в пропорции 50:50 с примесью 1,5 % специального антикоррозионного масла Korrosionsschutzöl 39.

Объем расходного бака, через который доливалась охлаждающая жидкость, был равен 5 литров.

Рис. 59. Схемы камуфляжа самолета с указаниями размеров

Рис. 60. Самолет серии «С», вид спереди; на снимке видны все шесть двигателей силовой установки

Рис. 61. Двигатель левого борта

Рис. 62. Воздушный винт

Рис. 63. Единый агрегат управления углом установки лопастей

Рис. 64. Пульт с переключателями I

Рис. 65. Пульт с переключателями II

Рис. 66. Индикаторные устройства, размещенные на приборной доске пилота самолета

Рис. 67. Индикаторные устройства, размещенные на приборной доске бортмеханика

Рис. 68. Моторный капот открыт

Рис. 69. Протектированный двухсекционный бак

Рис. 70. Коллектор выхлопных газов и воздухонагреватель

Рис. 71. Пульт с переключателями I:
1 – рычаги регулировки подачи газа; 2 – центральный рычаг для режима полной подачи газа; 3 – центральный рычаг для режима холостого хода; 4 – рычаг для притормаживания двигателя; 5 – рычаги управления шагом воздушных винтов; 6 – центральный рычаг для максимального набора высоты; 7 – центральный рычаг для малого набора высоты; 8 – рычаги системы зажигания; 9 – центральный рычаг системы зажигания; 10 – рычаг привода закрылков; 11 – рычаг перестановки стабилизатора; 12 – рычаги перестановки рулей с сигнальными лампочками; 13 – рычаг для выдвижения/уборки прожектора; 14 – выключатель прожектора; 15 – выключатель лампочки подсветки компаса; 16 – выключатель освещения носовой оконечности; 17 – выключатель освещения посадочных огней; 18 – выключатель бортовой электрической сети; 19 – рычаг привода поплавков; 20 – автомат привода закрылков при перегрузке; 21 – автомат привода поплавков при перегрузке; 22 – прибор для работы с бакеном

Рис. 72. Пульт с переключателями II:
1 – рычаги управления пожарными кранами; 2 – рычаги управления жалюзями маслорадиаторов; 3 – рычаги управления подачей топлива; 4 – перекидные переключатели для впускного клапана системы холодного запуска двигателя; 5 – перекидной переключатель бортового агрегата и топливоподающих насосов системы холодного запуска двигателя; 6 – рычаги управления шагом воздушных винтов; 7 – кнопочный выключатель (с фиксированным положением включения) короткого замыкания для обесточивания электрической сети; 8 – кнопочный выключатель (с фиксированным положением включения) для запуска бортовых агрегатов; 9 – тумблер системы ультрафиолетового освещения рабочего места бортмеханика; 10 – рычаги управления жалюзями водяных радиаторов; 11 – рычаг системы быстрого сброса топлива; 12 – рычаги привода системы пожаротушения двигателей силовой установки

Рис. 73. Приборная панель командира экипажа.
Приборы силовой установки: 1 – дистанционный тахометр; 2 – указатель давления наддува двигателей; 3– указатель шага воздушных винтов.
Приборы управления полетом: 4 – указатель скорости полета; 5 – указатель отопительной системы приемника воздушного давления; 6 – высотомер больших высот полета; 7 – высотомеры больших и малых высот полета; 8 – вариометр; 9 – указатель поворота; 10 – авиагоризонт; 11 – трибометр; 12 – переключатель для замера статического давления воздуха; 13 – указатель эхолота; 14 – манометр эхолота; 15 – термометр наружного воздуха
Приборы индикации положения отклоняемых поверхностей и поплавков: 16 – указатель положения поплавков с четырьмя контрольными лампочками; 17 – указатель положения закрылков; 18 – указатель положения рулей высоты.
Навигационные приборы: 19 – путевой компас с подсветкой; 20 – бортовые часы; 21 – репитер гирокомпаса командира экипажа; 22 – указатель отклонения от курса
Радионавигация: 23 – указатель направления полета к цели; 24 – переключатель пеленгатора и переключатель с нейтральным положением; 25 – индикатор бакена.
Система управления тремя отклоняемыми поверхностями типа Patin (PDS): 26 – основной выключатель PDS; 27 – переключатель указателей «курса», «поперечного положения» и «высоты»; 28 – указатель положения самолета относительно сторон горизонта (Aufrichtungsschalter); 29 – переключатель указателя курса (Richtungsgeber); 30 – указатель положения самолета относительно горизонта (угла атаки) (Horizonttochter); 31 – дальний гирополукомпас; 32 – указатель курса самолета.
Освещение приборной панели: 33 – выключатель ультрафиолетового освещения; 34 – реостат для затемнения указателя ближнего луча направления (Nahanstrahier); 35 – переключатель указателя дальнего луча направления (Fernanstrahler); 36 – реостат для затемнения указателя курса самолета; 37 – реостат для затемнения (не подключен к источнику питания)

Рис. 74. Приборная панель бортмеханика:
1 – тумблер освещения; 2 – указатели давления продувочного воздуха; 3 – указатели числа оборотов двигателей; 4 – указатели шага воздушных винтов; 5 – переключатель системы синхронизации (Gleichlaufabstimmung); 6 – высотомер больших высот полета; 7 – вариометр; 8 – указатель скорости полета PDS; 9 – указатели запаса топлива для двигателей 1, 2 и 3; 10 – переключатели для указателей запаса топлива двигателей 1, 2 и 3; 11 – переключатели для указателей запаса топлива двигателей; 12 – переключатели для указателей запаса топлива двигателей 4, 5 и 6; 13 – индикаторы расхода топлива; 14 – тумблеры нагнетательных насосов для подачи топлива KP 1 E; 15 – тумблер перекачивающего насоса для топлива UP 2 A; 16 – ручной регулятор работы насоса для перекачки топлива; 17 – контрольные лампочки указателей запаса масла системы смазки двигателей; 18 – контрольные лампочки указателей уровней охлаждающей жидкости; 19 – указатели (по четыре: сверху слева – температура охлаждающей жидкости, справа сверху – температура масла, слева внизу – давление в системе подачи топлива, справа внизу – давление масла в системе смазки двигателей); 20 – сигнальная лампочка системы пуска; 21 – тумблер насоса системы запуска двигателей; 22 – переключатель системы запуска двигателей; 23 – пусковой переключатель системы запуска двигателей 1, 2 и 3; 24 – пусковой переключатель системы запуска двигателей 4, 5 и 6; 25 – тахометры стартеров двигателей 1, 2 и 3; 26 – тахометр стартеров двигателей 4, 5 и 6; 27 – обратный переключатель (Rückholschalter) системы запуска двигателей 1, 2 и 3; 28 – обратный переключатель системы запуска двигателей 4, 5 и 6; 29 – указатель давления насоса системы запуска двигателя; 30 – реле скоростного напора для подкрыльевых поплавков; 31 – индикатор температуры наружного воздуха; 32 – указатель температуры в системе подогрева воздуха во внутренней секции правой консоли крыла; 32 – указатель температуры в системе подогрева воздуха во внутренней секции левой консоли крыла; 34 – поворотный выключатель противообледенительной системы воздушных винтов; 35 – тумблер противообледенительной системы хвостового оперения; 36 – указатель давления в противообледенительной системе хвостового оперения; 37 – указатели бортовых агрегатов; 38 – бортовые часы

Рис. 76. Передняя часть капота двигателя

Рис. 77. Масляный радиатор (1), двигатель (2), передняя часть (3)

Рис. 78. Воздухозаборник системы охлаждения двигателя

Рис. 79. Жалюзи радиатора

Рис. 80. Бортовой кран с дополнительным краном

Рис. 81. Подъем двигателя

5 Вооружение

Вооружение морского разведчика и транспортного самолета выглядело следующим образом:

• • одна носовая оборонительная установка WL 131 с пулеметом MG 131;
• • одна оборонительная установка «В» – HD 151/D с автоматической пушкой MG 151/EZ;
• • две оборонительные установки HD 151/2 A, расположенные в консолях крыла, с автоматическими пушками MG 151/EZ;
• • четыре бортовые оборонительные установки SL 131 с пулеметами MG 131;
• • одна оборонительная установка «B2» – HD 151/D с автоматической пушкой MG 151/EZ.

Для использования оборонительной установки «В2» в летающей лодке было выполнено все необходимое, включая и прокладку электрической проводки, но монтаж самой установки осуществлялся при использовании летающей лодки для выполнения специальных задач.

Рис. 82. Носовая оборонительная установка; вид изнутри

Рис. 83. Схема размещения оборонительных установок

Рис. 84. Слева – оборудование бортовой оборонительной установки; справа – оборудование носовой оборонительной установки

Рис. 85. Переговорная система для связи с бортовой оборонительной установкой

Рис. 86. Оборонительная установка в консоли крыла

Рис. 87. Оборонительная установка в консоли крыла

Рис. 88. Оборонительная установка В1

Рис. 89. Оборонительная установка В1

Рис. 90. Пулемет MG 131 бортовой передней оборонительной установки

Рис. 91. Пулемет MG 131 бортовой задней оборонительной установки

Рис. 91A. Бортовая задняя оборонительная установка SL 131 с пулеметом MG 131

Рис. 92. Демонтированная оборонительная установка HD 151/D

Рис. 93. Крепление лафета WL 131

6 Перевозка грузов и аварийно-спасательные работы

Перевозка грузов и аварийно-спасательные работы, производившиеся с помощью этой летающей лодки, можно увидеть на ниже расположенных снимках.

Рис. 94. BV 222 на выкатной тележке

Рис. 95. Выкатная тележка для BV 222

Рис. 96. Летающая лодка BV 222 на выкатной тележке

Рис. 97. Выкатная тележка для BV 222

Рис. 98. Летающая лодка на слипе

Рис. 99. Схематическое изображение устройства, предназначенного для схода лодки со слипа

Рис. 100. Летающая лодка в воде на выкатной тележке

Рис. 101. Летающая лодка BV 222 выполняет разбег

Рис. 102. Буксировка летающей лодки BV 222

Рис. 103. Буксировка летающей лодки BV 222 по воде в плавучем доке

Рис. 104. Выход из плавучего дока

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

ПРИЛОЖЕНИЕ

Письмо – B/25
Рейхсминистра авиации
и командующего Luftwaffe
GL/O-E 2 Nr. 23/42 (IVA)

Berlin W 8, 28.4.1942 года
Kausapp. 2922

Срочное письмо!

Фирме

Blohm & Voss, Abt. Flugzeugbau Hamburg 1

По поводу: BV 222 V-1

Опытный образец самолета типа BV 222 V-1 должен быть передан для выполнения доставки грузов. Согласно письма фирмы Blohm & Voss до конца месяца испытания этого опытного образца должны быть закончены и будут проведены все необходимые работы для передачи этого самолета для эксплуатации. От установки радиолокатора FuG X и оборонительного вооружения из-за недостатка времени придется отказаться, если только установка пулеметов типа MG 81 может быть произведена в ходе подготовительных работ. Сообщение о как можно более скорой передачи опытного образца V-l подразделению 2 C-E; то же самое касается и ремонтных работ лонжерона опытного образца V-2 в Травемюнде.

Все работы нужно проводить с самым большим ускорением.

По поручению

Распределение: Fi200/F1236/TK gez. Bree

Письмо 655/ Основное представительство, Берлин 12.9.1942 года
отправлено админ. округ 25; 14.9.1942 года в 9:15

По поводу: BV 222 V 1

Опытный самолет BV 222 V 1 срочно подготовить для использования в качестве транспортного самолета. Для выполнения особых операций внутри самолета должно быть установлено все необходимое для этого оборудование. Работы по подготовке самолета к регулярным полетам должны быть ускорены и приступать к этим работам следует сразу же после получения данного распоряжения. Переговоры о перегоне этого самолета на испытательный центр ВВС в Травемюнде будут проведены позднее или же испытания будут проводиться в испытательном центре фирмы B & V.

Валь (Wahl)/RLM

Адресуется: Берлин письмо № 664 от 18.9.42

По поводу: письма за №2964 BV 222 V1

Взлет был совершен 18.9.1942 года в 12:35; продолжительность полета 2 часа.

V1 прибыл к месту назначения в Гамбург 19.9.1942 года в 9:00 без выполнения промежуточных посадок. Носовая оборонительная установка должна быть установлена на самолет как это и предполагается для транспортного варианта. На монтаж установки требуется 5 дней, вследствие чего передать самолет предполагается на день позже – 24.9.1942 года.

подлинник подписал: Гембаала (Gembaala)

источник: Blohm & Voss BV 222 «Wiking» // Luftfahrt International вып. 27