Опытный средний бомбардировщик и самолет-разведчик Aero A-300. Чехословакия Часть 2

В предыдущей части монографии было рассказано о разработке бомбардировщика A-300, его первых полетах и подготовке к проведению испытаний в VTLÚ.

4 апреля 1938 года VTLÚ принял прототип бомбардировщика. К этому времени A-300 выполнил 38 полетов, проведя в небе 17 часов 42 минуты. В VTLÚ летные испытания прототипа были продолжены LZO (Letecké zkušební oddělení – отделение летных испытаний). 9 августа самолет пилотировал майор Амбруш (major Ambruš), наблюдателями были подпоручик-инженер Брейха (ppor. ing. Brejcha) и ротмистр Бичиште (rtm. Bičiště). 10 августа A-300 под управлением Амбруша и Бичиште выполнил восемь полетов с целью проверить указатель скорости самолета. В тот же день, а затем 12, 16, 17 и 31 августа полеты были выполнены под управлением ротмистра Бичиште, целью которых было измерение скорости и расхода топлива на различных высотах.

5 сентября 1938 года в VTLÚ был выпущен предварительный отчет №10.209 dův.-II-1938, посвященный испытаниям прототипа A-300. Из этого обширного отчета мы приводим некоторые наиболее важные данные. Рулежка была оценена очень высоко с очень хорошим подрессориванием и амортизацией основных стоек шасси. В отчете подчеркивалось, что на взлете расположенные по периметру капотов подвижные створки системы охлаждения двигателей должны были открываться на угол, не превышавший 10°. В случае, если створки открывались на больший угол, разбег значительно увеличивался, и самолет становился

«тяжелым на голову». 

В случае если угол раскрытия створок не превышал 10° взлет был легким и без каких-либо проблем с управляемостью.

Далее в отчете было сказано, что при рулежке и взлете необходимо обращать внимание на небольшое стремление самолета развернуться вправо вследствие левостороннего вращения винтов (подобная тенденция наблюдалась и на скоростных бомбардировщиках B-71 [выпускавшиеся по лицензии советские бомбардировщики СБ]). Самолет отрывался от земли после небольшого разбега и достижения скорости 120-130 км/ч.

прототип A-300, сфотографированный во время проведения летных испытаний в VTLÚ

Что касается посадки, то вновь была подчеркнута необходимость закрытия створок системы охлаждения двигателей и фиксации хвостовой стойки в выпущенном положении. Закрылки выпускались на скорости не более 180 км/ч, скольжение было возможно на скоростях 140-150 км/ч, а касание поверхности – на 110-120 км/ч. Активность экипажа во время выполнения посадки не превышала обычной и считалась более простой по сравнению с B-71.

Что касается полета, то во время разворотов A-300 вел себя нормально; было установлено, что эффективность рулей направления и нагрузки на них были хорошо согласованы. Лишь на элеронах усилия превысили требуемые значения, и компании было предложено модифицировать механизмы системы управления. В ходе летных испытаний было выполнено пикирование, во время которого была достигнута скорость 526 км/ч (по бортовому указателю скорости); во время пикирования поведение самолета в воздухе было устойчивым, трясок и вибраций не наблюдалось.

Балансировка была хорошей и, хотя стабильность не была измерена, испытания дали понять, что A-300 был более устойчивым, чем Avia B-158 и B-71. В целом A-300 имел схожие характеристики управляемости с Aero A-204. Полет на одном двигателе был возможен с убранными закрылками и основными стойками шасси. В данной конфигурации был все еще возможен небольшой набор высоты. С выпущенными стойками шасси самолет терял высоту. С одним работающим двигателем допускалось совершать посадку с убранными закрылками.

Сотрудников VTLÚ приятно удивил тот факт, что положение выдвижной башни не влияло на летные характеристики, поскольку при ее подъеме ожидалось их ухудшение. Не оправдались некоторые опасения, возникшие из-за того, что крыло было изготовлено неразъемным. Выбор неразъемного крыла затруднял сборку или демонтаж в случае вынужденной посадки или даже на полевом аэродроме, где отсутствует специальное оборудование. Однако неразъемное крыло имело преимущества в плане прочности и веса и, в конечном итоге, было принято представителями VTLÚ. Возможность транспортировки крыла была подтверждена с помощью стандартного грузовика L.T.V.37, перевезшего данное крыло из расположенного в Летнянах аэродрома VTLÚ в Высочаны на заводской аэродрома компании Aero. Дорога, по которой везли крыло, были полна довольно крутых поворотов.

Само собой разумеется, что прототип также имел различные недостатки и дефекты. Их перечень, составленный специалистами VTLÚ, выглядит следующим образом:

В заключительной части отчета было сказано, что самолет обладал хорошими летными характеристиками – в этом плане Aero A-300 превосходил все чехословацкие самолеты данного типа. В качестве главного недостатка была указана слишком большая длина разбега, требуя аэродромной площадки с размерами 800 × 1000 метров – очевидно в этом пункте сохранялись требования к более медленным бипланам. Хотя A-300 был не самым сложным боевым самолетом Чехословакии, специалисты VTLÚ оценили относительную простоту обоих двигателей и их установку и осмотр, а также пилотирование машины.

19 и 20 сентября 1938 года в Малачках (Malacky), Словакия, II отделением VTLÚ было испытано установленное на борту A-300 вооружение. По наземным целям велся огонь из переднего и заднего пулеметов. Оружие функционировало вполне удовлетворительно. При стрельбе очередями у переднего пулемета была обнаружена более сильная вибрация, вызванная большим зазорами в зубчатой передаче подвижной рамки. Её компенсация оказалась недостаточной; кроме того, размещение пулемета в походном положении было оценено как неудовлетворительное и было оценено как неудобное. У подъемного люка нижней стрелковой позиции была обнаружена недостаточная жесткость рычага управления механизмом. Во время рулежки по песчаной полосе аэродрома в Малачках песок попадал в щели в остеклении передней пулеметной позиции и в хвостовую стойку шасси; песок также попадал и в пулеметы, расположенные относительно низко над землей.

9 ноября 1938 года – уже после оккупации немцами части территории Чехословакии – военный комитет MNO провел дискуссию по данному самолету, результатом которой стал ряд выводов. Бомбардировщик Aero A-300 был признан прошедшим испытания (на дату проведения дискуссии) и время с начала разработки машины считалось очень коротким. Было положительно отмечено, что бомбовая нагрузка была выше, чем указано в требованиях. Комиссия также положительно отметила совершенство системы сброса бомб, технический уровень системы уборки шасси, конструкция которого была разработана компанией Aero и оперативную готовность машины.

В качестве недостатков были отмечены плохой обзор в стороны у стрелка-радиста и ограниченное пространство у стрелка выдвижной башни. Шум от двигателей было предложено уменьшить выведением выхлопных труб над крылом по типу B-71. По мнению комиссии A-300 оказался предпочтительнее B-71 как по внутренней компоновке, скорости и грузоподъемности, так и в большей дешевизне производства. Чехословацкие офицеры, которые имели возможность выполнять полеты на самолетах данной категории, таких как Bristol Blenheim, Fokker G-1 и Potez 63, отмечали превосходство характеристик A-300.

После представления докладов для членов комиссии были выполнены два демонстрационных полета. К этому времени самолет в 117 полетах провел в воздухе 49 часов.

Комиссия MNO пришла к единодушному заключению признать, что в нынешнем виде A-300 соответствует техническим требованиям MNO №21264-dův.-V/3 odd. 1938, и принять машину данного типа на вооружение. На первом этапе планировалось заказать опытную партию из 10-15 экземпляров. При этом компании-производителю было предложено заменить в конструкции самолета импортные хромомолибденовые трубы на маннесманновские (конструкции Mannesmann AG – ныне несуществующего немецкого концерна по производству труб; byakin), которые хотя и были менее прочными, но изготавливались в Чехословакии. Производство деревянного крыла должно быть передано компании ČKD Praga. Компания Walter, которая уже получила лицензию на производство двигателей, должна была изготовить моторы, качество которых не уступало бы британскому оригиналу. В соответствии с новыми инструкциями по обозначению летательных аппаратов Aero A-300 должен был быть обозначении как

«самолет-бомбардировщик B-72».

Также самолет должен был быть лишен грифа секретности и разрешен для продажи за рубеж. Дело в том, что ряд иностранных государств проявил заинтересованность в A-300: уже в сентябре 1937 года, когда еще не был изготовлен прототип, компания Aero направила Греции свое предложение. После переписки с указанием некоторых данных о летных характеристиках 1 декабря 1938 года в Афины министерству авиации Греции было отправлено официальное предложение. Документация самолета, подготовленная в соответствии с распоряжением MNO №21.501-111/1. odd. 1938, была запрошена американским военным атташе в декабре 1938 года.

прототип A-300 в первоначальном варианте; вид сбоку

прототип A-300 в окончательном варианте; вид сбоку

К этому времени программа создания A-300 в усеченной Чехословакии подходила к концу. На защиту суверенитета страны «трехсотка», подававший большие надежды истребитель B-35 и ряд самолетов других типов уже не могли встать. После оккупации Чехословакии нацистской Германией приемочных протоколах оккупантов появились записи о A-300, из которых вытекало, что были конфискованы один прототип и два A-300, которые еще находились в постройке. Прототип, на поверхности которого были нанесены отвратительные нацистские знаки, в течение некоторого времени оставался на аэродроме Летняны, а затем, предположительно, испытывался в Бремене компанией Focke-Wulf, где карьера этой машины и закончилась…

Хотя Aero A-300 и не был запущен в серийное производство, тем не менее, он заслуживает внимания как одна из самых прогрессивных конструкций инженера Антонина Хусника. В те годы смешанная конструкция уже не соответствовала передовым достижениям, однако данное техническое решение было выбором представителей MNO и соответствовало возможностям отечественной авиастроительной промышленности.

16 декабря 1936 года компания Aero, опираясь на опыт работ с компанией Rohrbach по созданию металлического крыла для A-42 и на опыт постройки самолетов A-102 и MB-200, предложила цельнометаллический вариант A-300. Однаок оствается вопрос: насколько реализуемо было данное решение, особенно если учитывать сложности, возникшие с организацией серийного производства цельнометаллических бомбардировщиков СБ. В конечном итоге самолеты смешанной конструкции со значительным использованием дерева (знаменитые истребители конструкции Александра Яковлева), оставались в производстве в течение всей Второй Мировой войны даже при большом объеме алюминиевых сплавов.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

A-300 был двухмоторным низкопланом смешанной конструкции с двухкилевым хвостовым оперением, убирающимися основными стойками шасси и рассчитанного на экипаж из четырех человек. Это был самолет т.н. единого типа, способный действовать как бомбардировщик и как самолет-разведчик.

Крыло 

Крыло самолета было неразъемны; оно имело трапециевидную форму с закругленными законцовками. Крыло имело цельнодеревянную двухлонжеронную конструкцию с обшивкой из бакелизированной фанеры. Пояса лонжеронов были изготовлены из ели, стойки – из фанеры; пояса и стойки были соединены между собой бакелитовым клеем. Лонжероны, соединенные между собой фанерными силовыми элементами, образовывали работавшую на кручение жесткую кессонную конструкцию.

Для увеличения жесткости крылапо диагонали была расположена обшивка, изготовленная из волокнистой фанеры и пропитанная бакелитовой смолой. Поскольку в те годы в Чехословакии не было опыта работ с данной технологией, то фанеру пришлось импортировать из-за рубежа; непрерывность обшивки крыла нарушали только контрольные отверстия, расположенные на его нижней поверхности.

В конструкции крыла использовался очень толстый профиль крыла, возможно разработки компании Aero. У корневых частях крыла его относительная толщина составляла 22%, у законцовок – 16%. Угол установки крыла на участке от корневых частей до двигателей составлял 2°, а на участке от двигателей до законцовок он увеличивался до 8°. 

Статически и динамически сбалансированные щелевые элероны имели деревянный силовой набор с задней кромкой, образованной натянутым стальным кордом. В качестве обшивки элеронов использовалось полотно. Элероны с помощью шарикоподшипников были прикрепрены к трем петлям на нижней поверхности крыла; уравновешивающие грузы были размещены на нижней стороне в двух местах. Элероны, оснащенные регулируемыми на земле балансировочными поверхностями, управлялись при помощи тяг.

Состоявшие из двух частей закрылки щелевого типа имели дюралюминиевый силовой набор. С помощью гидравлического цилиндра закрылки могли отклоняться на любой угол; максимальный угол отклонения закрылков был равен 60°. Гидроцилиндр был расположен на оси самолета и был соединен с закрылками с помощью тросов и роликов. Отклонение в градусах устанавливалось ручным указателем, расположенным на правой стороне приборной доски.

снимок крупным планом отклоненного вниз закрылка и оккрытой двери на левой стороне фюзеляжа

Фюзеляж 

Силовой набор фюзеляжа представлял собой ферменную конструкцию, сваренную из стальных хромо-молибденовых труб. Для придания обтекаемой формы к ферме крепились вспомогательных шпангоуты из дюралюминия и деревянные стрингеры,после чего собранная конструкция покрывалась полотном.

Стальные хромо-молибденовые трубы импортировались из Швеции, где они изготавливались компанией Sandvicken. Застекленная органическим стеклом дюралевая монококовая оболочка в передней части корпуса могла быть легко демонтирована.

Помимо полотна в обшивке фюзеляжа использовался также и дюралюминий: за кабиной пилота в районе выдвижной пулеметной башней, панель над бомбовым отсеком, усиления в районе нижней стрелковой позиции и массивные аэродинамические переходы (зализы) от крыла к фюзеляжу.

Экипаж попадал в самолет при помощи металлических лестниц: первые три члена экипажа (пилот, бомбардир-наблюдатель-стрелок и стрелок) через дверь в полу фюзеляжа, четвертый (стрелок-радист) через боковую дверь на левой стороне фюзеляжа.

Хвостовое оперение 

Хвостовое оперение имело металлический силовой набор и покрывалось полотняной обшивкой. Хвостовое оперение самолета было двухкилевым с почти круглыми вертикальными плоскостями.

Стабилизатор и два руля высоты имели основу из дюралюминия и полотняную обшивку. Статически и динамически сбалансированные рули направления были сварены из стальных труб и покрыты полотном. 

На задних кромках рулей направления были расположены балансировочные поверхности, которыми пилот мог управлять в полете при помощи механических ключей, расположенных в кабине над его головой. Так также находились индикаторы положения балансировочных поверхностей.

Задняя кромка рулей высоты – вне зоны размещения балансировочных поверхностей – была армирована стальной нитью ⌀1 мм. Относительно небольшие рули направления отклонялись в диапазоне углов ±20°.

Управление рулями высоты и элеронов осуществлялось с помощью штурвала, расположенного слева (как и сиденье пилота), и было простым. Отклонение рулей высоты осуществлялось при помощи двойных направляющих роликов и двойных тросов; управление элеронами осуществлялось через систему тяг.

Педали, с помощью которых осуществлялось управление рулями направления, могли быть отрегулированы в зависимости от роста пилота. Данная возможность была учтена в цепи управления автопилотом Sperry.

Шасси 

Шасси самолета было классического типа с относительно большим расстоянием между колесами основных стоек (4,80 м). Гидравлическая система уборки основных стоек шасси была конструкции компании Pantof и была подобна гидравлической системе компании Messier. Колеса основных стоек убирались назад в моторные гондолы и лишь небольшие части колес находились в воздушном потоке.

На правой стороне приборной панели пилота находились световая индикация положения основных стоек шасси: красные лампочки постояно горели, если стойки были убраны, и зеленые лампочки – если выпущены. В случае, если мощность работающих двигателей значительно уменьшалась и основные стойки шасси были убраны, в кабине срабатывал звуковой сигнал клаксона.

Ниши основных стоек шасси были закрыты двумя створками, привод которых был механически связан с  системой уборки стоек. Шины основных стоек шасси были низкого давления и имели размеры 900 × 300 мм. Основные стойки шасси были оснащены пневматическими тормозами, управлявшимися при помощи рачага, расположенного на штурвале, и дифференцированно отклонением ножных педалей. Прототип был оснащен колесами от бомбардировщика B-71, которые были предоставлены компании Avia представителями MNO.

Хвостовое колесо также было оснащено шиной низкого давления; диаметр шины был равен 380 мм. Колесо было сделано из электропроводящего материала для заземления самолета во время рулежек. Хвостовая стойка шасси была поворотной относительно вертикальной оси. Хвостовая стойка автоматически приводилась к среднему положению (по оси самолета) и могла быть заблокирована пилотом.

На прочных двойных опорах основных стоек шасси были расположены проушины для буксировки самолета. Другие проушины были установлены на нижней поверхности внешних секций крыла и под задней частью фюзеляжа.

Силовая установка

На прототипе были установлены два британских радиальных девятицилиндровых двигателя воздушного охлаждения Bristol Mercury IX, развивавших на высоте 4400 метров при 2750 об/мин мощность 610 кВт (830 л.с.) и имевших рабочий объем 24,9 литров. Правый двигатель имел заводской номер 41 574 и вес 476,7 кг; левый двигатель – 41575 и 481,3 кг соответственно. Двигатели при помощи эластичных прокладок были присоединены к моторным рамам, сваренным из хромо-молибденовых труб.

радиальный девятицилиндровый двигатель Bristol Mercury IX

В соответствии с требованиями простоты сборки и разборки каждая моторная рама крепилась к крылу при помощи пяти штифтов. Все трубы и тяги, проходившие через огнестойкую металлическую перегородку, могли быть легко отсоединены. 

В передних частях аэродинамических кольцевых капотов NACA были расположены выхлопные коллекторы. Задние части капотов были оснащены отклоняемыми заслонками (дефлекторами) для регулировки температуры двигателей.

Двигатели приводили во вращение трехлопастные металлические винты de Havilland-Hamilton  диаметром 3,3 метра; с помощью гидравлического привода двигатели можно было регулировать в полете и устанавливать в два положения: для набора высоты (у поверхности земли) при 2 200 об/мин и для полета на высоте 3 800 метров при 2 650 об/мин. Правый винт имел заводской номер 41 679, левый – 41 680. Пропеллеры были соединены с двигателями при помощи редукторов с передаточным числом 1:2. Двигатели были оснащены механическими стартерами Bristol Eclipse.

В каждой противопожарной перегородке был установлен огнетушитель с распылытелем. Рычаги управления тягой двигателей были расположены слева от пилота.

Силовая установка, в т.ч. и капоты с отклоняемыми заслонками на их задних кромках и пропеллеры имели британское происхождение и должны производиться по лицензии.

Топливная система

Топливная система самолета состояла из трех баков, который были изготовлены из листового дюралюминия и имели общий объем 926 литров (2 × 296 + 334). Топливные баки были расположены в крыле между фюзеляжем и двигателями. Потенциально баки могли быть модернизированы установкой защиты бака от боевых повреждений (протектирование).

В бомбоотсеке можно было подвесить дополнительные баки, увеличив запас топлива (в варианте самолета-разведчика) до 2250 литров. Крыльевые баки были снабжены крышками Relumit для наполнения топливом под давлением. Выводы магистралей топливной системы были адаптированы для быстрого слива содержимого как в восходящем, так и в нисходящем полете.

Маслосистема 

Маслобаки объемом 112 литров были расположены в моторных гондолах за противопожарными перегородками. Баки были снабжены фильтрами и электрическими нагревателями, предназначенными для ускорения запуска двигателей в холодную погоду.

Системы 

Электрическая сеть запитывалась от двух динамо-машин мощностью по 1200 Вт, который были подключены к двигателям. Другим источником был аккумулятор емкостью 45 А×ч. В число потребителей электроэнергии входили (или планировалось подключить) радиостанции, электронагреватели масла, бортовой телефон, трубка Пито, освещение рабочих мест всех членов экипажа, обогреватели, два посадочных огня на левой консоли крыла и габаритные огни, установленные в положенных местах; задний габаритный огонь белого цвета был закрыт большой прозрачной крышкой и находился в крайней задней точке фюзеляжа.

Гидравлическая система осуществляла уборку основных стоек шасси (а также соединенных с ними створок ниш) и закрылков. Гидравлический насос высокого давления приводился в действие двигателем. Также можно использовать аварийный насос, работавший на мускульной силе пилота самолета.

Пневматическая система была аналогична установленной на бомбардировщике MB-200 и обеспечивала подкачку колес, их торможение, открытие створок бомболюка, подъем стрелковой башни и работу пневмопочты, обеспечивавшей связь между членами экипажа, расположенными в разных концах машины. Для аварийного выпуска основных стоек шасси мог быть использован воздушный аккумулятор.

Оборудование 

Рабочее место пилота было оснащено полным комплектом оборудования, предназначенного для управления самолетом: указателем скорости, высотомером Kolsmann, указателем поворота и скольжения, вариометром, компасом Klevin vz. 36, авиагоризонтом Sperry и гирополукомпасом. Для управления двигателями у пилота были электрические тахометры Jaeger, указатели давления и температуры масла, указатель давления топлива и электрический указатель уровня топлива.

На борту самолета были размещены две радиостанции: основная vz.36, работавшая на длинных и коротких волнах, и вспомогательная коротковолновая vz.35. В состав оборудования самолета также входили упомянутые выше телефон и пневматическая почта. Каждый член экипажа должен был быть оснащен парашютом и кислородным прибором vz.35 с двумя восьмилитровыми баллонами. На правой стороне кабины пилота была размещена коробка с сигнальным пистолетом.

Вооружение 

Оборонительное вооружение самолета состояло из трех 7,92-мм пулеметов vz.30; боезапас переднего пулемета составлял 300 патронов, верхнего и нижнего – по 400 патронов. Все пулеметы имели ленточное питание с гибкой лентой. У переднего и верхнего пулеметов боезапас размещался в коробчатых патронных ящиках, тогда как у нижнего в специальном барабане. Пустые гильзы и звенья лент должны были свободно падать на пол стрелковых позиций и не мешать перемещениям членов экипажа.

Передний пулемет был снабжен коллиматорным прицелом vz.38, рулевым приводом и гильзоотводом производства завода ČZ Strakonice (Česká zbrojovka Strakonice – Чешский оружейный завод в Страконице). Передний пулемет мог отклоняться на 50° вверх, на 45° вниз и на 20° в стороны. Верхний пулемет, установленный на трегере vz.38, был оснащен коллиматорным прицелом; нижний пулемет был оснащен двумя прицелами: электрическим vz.37 в качестве основного и оптическим (коллимторным) в качестве вспомогательного. При использовании электрического прицела нижний пулемет мог отклоняться на 30° вверх, на 34° вниз и на 20° в стороны; при использовании коллиматорного прицела секроты обстрела уменьшались.

В центральной части фюзеляжа находился бомбоотсек со створками Pantof vz.35. Самолет мог нести до 1 000 кг бомб. Были предусмотрены следующие варианты размещенной внутри фюзеляжа бомбовой нагрузки:

• ● десять 100 кг бомб; 
• ● десять 50 кг бомб;
• ● сорок 20 кг бомб.

Под фюзеляжем предусматривалась установка двух держателей Pantof vz.37 для подвески тяжелых 500-кг бомб. На установленных под крылом держателях vz.35 можно было нести осветительные бомбы.

Сброс бомб осуществлялся сидевшим в носу самолета членом экипажа при помоши пневматической системы (в качестве резервной предусматривалась механическая). Осветительные бомбы сбрасывал исключительно пилот, используя для этого пневматическую систему.

Для боевого применения были разработаны несколько вариантов бомбовой нагрузки:

• ● бомбардировщик с 500 кг бомб и дальностью полета 900 километров при 70% мощности силовой установки (общий вес нагрузки 2 085 кг);
• ● бомбардировщик с 1000 кг бомб и дальностью полета 900 километров при 70% мощности силовой установки (общий вес нагрузки 2 665 кг, т.е. с перегрузкой в 10%);
• ● самолет-разведчик с дальностью полета 1 800 километров при 70% мощности силовой установки (общий вес нагрузки 2 425 кг) или бомбардировщик 500 кг бомб и дальностью полета 1 400 километров; 
• ● самолет-разведчик с дальностью полета 2 200 километров при 70% мощности силовой установки (общий вес нагрузки 2 755 кг) или бомбардировщик 500 кг бомб и дальностью полета 2 000 километров (с перегрузкой в 5%);
• ● бомбардировщик с 900 кг бомб и дальностью полета 1 400 километров при 70% мощности силовой установки (общий вес нагрузки 3 010 кг, т.е. с перегрузкой в 8%).

Окраска поверхностей 

В соответствии с техническими требованиями внешние поверхности самолета были окрашены в матовый коричнево-зеленый цвет (хаки).

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Тип: Aero A-300 (B-72)

Назначение: бомбардировщик и самолет-разведчик

Статус: опытный

Экипаж: 4 чел.

Силовая установка: два девятицилиндровый радиальных двигателя воздушного охлаждения Bristol Mercury IX, развивавших на высоте 4400 метров при 2750 об/мин мощность 610 кВт (830 л.с.)

Размеры:

размах крыла 19,05 м
длина 13,50 м
высота 3,80 м
площадь крыла 45,5 м²

Вес:

пустого 4337 кг
взлетный 6040 кг
удельная нагрузка на крыло 133 кг/м²

Летные характеристики:

максимальная скорость 
     у земли 376 км/ч
     на высоте 5960 метров 456 км/ч
посадочная скорость 
     с выпущенными закрылками 120 км/ч
     без закрылков 135 км/ч
максимальная скороподъемность
     у земли 8,20 м/с
     на высоте 4 000 метров 9,50 м/с
     на высоте 6 000 метров 6,00 м/с
время набора высоты
     1000 метров 1 мин 58 с
     2000 метров 3 мин 40 с
     4000 метров 7 мин. 03 с
     6000 метров 11 мин 35 с
практический потолок
     с двумя работающими двигателями 9400 м
     с одним работающим двигателем 4900 м
дальность полета на полной мощности (вариант – бомбардировщик) 611 км
длина разбега 394 м
длина пробега 278 м

Примечание: приведенные выше характеристики являются лучшими из тех, которые были получены во время проведения летных испытаний

источник: ING.PAVEL KUČERA VÝKRES: ING. JIŘÍ MEDULA «AERO A-300» «L + K» 81-2//32-35