Проект истребителя Blohm und Voss BV P 212. Германия
Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной.
Предисловие
В выпуске № 4 журнала «Luftfahrt International» («Проект истребителя Junkers EF 128. Германия») мы начали серию материалов o турбореактивных самолётах-истребителях, разрабатывавшихся фирмами Junkers, Blohm & Voss, Messerschmitt, Focke Wulf и Heinkel в соответствии с выпущенными в 1944 году требованиями RLM. В ходе совместного совещания, состоявшегося в Берлине 15 декабря 1944 года, проекты истребителей, разработанные этими фирмами по очереди рассматривались представителями вышеуказанных компаний. Фирма Blohm & Voss со своим проектом Projekt 212 из-за недостатка времени не принимала участие в рассмотрении представленных проектов.
Этот самолёт внешне соответствовал доработанному BV P 208. Первые предварительные проработки проекта BV P 212 были сделаны еще в 1943 году. Благодаря тому, что данный проект в отличии от BV P 209 не имел хвостового оперения, от него ожидали получить лучшие летно-технические характеристики, чем у самолётов, спроектированных по традиционной схеме и оснащенных двигателем HeS 109.011. Небольшие по размерам консоли крыла, удачно решенные вопросы, связанные с выбросом отработанных газов силовой установки, и стреловидное крыло представляли собой значительное улучшение в сравнении с ранее разработанным P 209. К тому времени силовые установки имели еще множество проблем и в них часто возникали пожары. Вариант без хвостового оперения и удобный доступ к силовой установке позволили значительно повысить надёжность всего самолёта в целом. По своему исполнению фюзеляж и кабина пилота были близки к тому, что имел проект P 209.
15 февраля 1945 года фирма Blohm & Voss получила из главного командования ВВС (OKL – Oberkommando der Luftwaffe) письмо за №252, в котором было предписано провести исследования выбранных для данного проекта конструкции крыла и расположения хвостового оперения на жесткость и безопасность на случай возникновения флаттера. 23 февраля 1945 года был представлен календарный план изготовления трех прототипов. Этим планом предусматривалось начать сборку первого самолёта в мае. В августе первый и в сентябре второй самолёты должны быть собраны.
Предварительные проекты BV P 212.01 и 02 имели незначительные различия. P 212.02 будет подробно описан ниже. P 212.03 мог стать окончательным вариантом данного проекта.
Описание конструкции проекта BV P 212.02
1 Крыло
Крыло выполнено из стали и имеет монококовую конструкцию. Угол стреловидности крыла 45°. Консоли крыла не имеют сужений, поскольку расположенные на законцовках консолей элементы хвостового оперения, создавали большой изгибающий момент. Работавшее на кручение стреловидное несуживающееся крыло имело достаточный запас прочности для того, чтобы выдерживать возникающие при этом нагрузки. Несуживающаяся форма стреловидного крыла так же снижала вероятность сваливания самолёта. Улучшения получили и элероны самолёта, которые были расположены у законцовок крыла и являлись лишь рудиментами. Посадочные щитки были расположены почти по всей длине крыла.
В обеих консолях крыла были размещены частично протектированные топливные баки, которые вмещали почти 750 литров топлива. Благодаря тому, что самолёт выполнен как высокоплан, несущие поверхности легко крепятся. Крыло выполнено разъемным, вследствие чего его общий вес выше на 30-40 килограммов, чем у крыла выполненного неразъемным.
2 Хвостовое оперение
Каждая из половинок хвостового оперения устанавливается на наклоненной вниз задней кромке консоли крыла. При помощи одной единственной рулевой поверхности осуществляется управление самолётом по высоте и по направлению. Благодаря уклону назад возникают разворачивающий момент и изменение положения самолёта относительно продольной оси, вследствие чего отпадает необходимость в элеронах.
Большие по ширине посадочные щитки расположены почти по всей длине крыла. Предусмотрена установка предкрылков.
3 Фюзеляж
Воздуховод турбореактивного двигателя одновременно являлся внутренним несущим элементом фюзеляжа. K нему крепились все элементы системы управления, вооружение и различное оборудование. Ко всем агрегатам был обеспечен удобный доступ. Воздуховод силовой установки имел большой диаметр. Стенки воздуховода имели одинаковую по всей длине небольшую толщину и обеспечивали ему необходимую прочность.
Перед силовой установкой от воздуховода отходили элементы конструкции, на которых спереди и сзади был подвешен двигатель. В данных элементах крепления силовой установки расположен сварной топливный бак ёмкостью 560 литров. Для монтажа вооружения и оборудования служил специальный отсек в передней части фюзеляжа.
4 Шасси
Основные стойки шасси крепились к элементам конструкции и убирались в направлении вперёд. Выпуск шасси осуществлялся за счет гидравлического привода и при помощи набегающего потока воздуха.
Передняя подпружиненная стойка шасси крепилась к воздуховоду и убиралась в направлении назад.
5 Силовая установка
Двигатель HeS 109.011 был подвешен под специальными элементами конструкции, крепившимися в свою очередь к воздуховоду. С обеих сторон от двигателя были расположены демпферы, ограничивающие его поперечные колебания. Cиловая установка в передней своей части крепилась при помощи болтовых соединений к расположенному перед ней воздуховоду. Доступ к двигателю осуществлялся через люки с легкосъемными панелями. Задняя часть силовой установки не была закрыта внешней обшивкой.
6 Топливные баки
Топливо размещалось в двух топливных баках по одному в каждой консоли крыла и в фюзеляже в элементах конструкции расположенных у силовой установки. Емкость каждого их крыльевых баков составляла 375 литров, емкость фюзеляжных баков – 560 литров. В ходе полёта сначала расходовалось топливо из крыльевых баков: оно перекачивалось насосами в фюзеляжный топливный бак и уже оттуда подавалось к силовой установке.
7 Вооружение
В фюзеляже слева и справа от воздухозаборника на высоте пилотской кабины устанавливались две автоматические пушки МК-108. Боекомплект для них в количестве 100 снарядов на ствол размещался в снарядных ящиках, расположенных за сиденьем пилота. Третья пушка МК-108 крепилась к воздухозаборнику снизу. Боекомплект в виде ленты с 70-ю снарядами размещался вокруг воздухозаборника. Отдача от стреляющей пушки передавалась на каркас воздухозаборника.
8 Оборудование
Снаряжение и оборудование монтировалось в виде отдельных блоков, которые устанавливались в фюзеляже через люки с быстросъёмными крышками.
Описание конструкции проекта BV P 212.03
1 Крыло
Стреловидность крыла (среднеплан) составляла только 40°, что даёт определённые преимущества при сборке крыла и фюзеляжа. Крыло монтировалось ближе к центру фюзеляжа и к центру тяжести самолёта. Крыло, так же как и у предыдущего проекта, имело монококовую конструкцию. Также как и в предыдущем проекте был возможен вариант разъемного крыла. Для получения большей продолжительности полёта предусмотрено устанавливать на самолёты крылья с шириной профиля 2200 мм и 2400 мм.
Благодаря этому площадь крыла увеличивалась до 20 м², а суммарный запас топлива на борту самолёта до 2400 литров.
При абсолютно одинаковом положении элементов хвостового оперения смещение рулей назад было несколько меньшим, что снижало опасность возникновения флаттера.
Жесткость более широкого крыла, имевшего большую площадь поверхности, увеличилась.
Крыло было изготовлено из стали, деревянных конструкций и алюминиевых деталей. Профиль крыла BV 155 C.
рис.2. Схемы BV P 212.03
2 Хвостовое оперение
Оценка результатов испытаний в аэродинамической трубе модели P 208 показала, что дополнительные разнесённые поверхности вертикального оперения позволяли получить лучшие результаты, чем комбинация элементов вертикального оперения проекта P 212.01/02. На этом основании было решено установить на самолёте проекта P 212.01/03 аналогичные дополнительные разнесённые вертикальные кили.
3 Фюзеляж
У проекта P 212.01/03 из-за изгиба воздуховода, по которому воздух поступал к силовой установке, имелась возможность устанавливать на самолёте другие двигатели и иной состав вооружения. Так же благодаря изгибу воздуховода отпадала необходимость в специальных элементах конструкции у силовой установки, к которым на предыдущем проекте крепился двигатель. В данном случае силовая установка монтировалась на короткой несущей консоли, располагавшейся под двигателем. Болтовые соединения между воздуховодом и двигателем оставались без изменений. Вооружение монтировалось в передней части фюзеляжа. Еще две автоматические пушки можно было устанавливать в нижней части фюзеляжа. В дополнение к этому предусматривалась возможность нести на подвеске, крепящейся вблизи от центра тяжести самолёта, полуутопленную в фюзеляже бомбу.
рис.3. Схемы BV P 212.03
Высота фюзеляжа у этого варианта была на 6 сантиметров ниже, чем у предварительных проектов. Общая площадь внешней поверхности самолёта благодаря несколько большей длине фюзеляжа осталась без изменений. Герметичная кабина пилота крепилась к воздуховоду силовой установки. Носовая оконечность была выполнена съёмной.
4 Шасси
Основные стойки шасси крепились к несущей консоли силовой установки. Вследствии этого длина стоек шасси была сокращена. Подпружиненные стойки шасси у данного варианта в убранном состоянии не размещались по обе стороны от двигателя, а располагались перед ним.
Носовая стойка шасси убиралась в направлении вперёд, поворачиваясь на 90° относительно оси. В убранном состоянии ось стойки носового шасси располагалась ниже воздуховода. Paзмеры колёс у всех трех вариантов проекта P 212 одинаковыми. В качестве стоек основного шасси было решено воспользоваться стойками от Me-109G.
5 Силовая установка
Из-за нового типа силовой установки центр тяжести самолёта несколько смещался назад, что давало некоторое преимущество при посадке. В качестве силовой установки было решено использовать HeS 109.011. Для разрабатывавшихся позднее вариантов предусматривался монтаж дополнительных стартовых ускорителей с тягой в 1000 кг.
6 Топливные баки
На месте ранее предлагавшихся конструкций крепления силовой установки, одновременно служивших в качестве фюзеляжного топливного бака, у данного варианта за пилотом должен был быть установлен прорезиненный топливный бак ёмкостью 480 литров. Для версии в крылом большей ширины предусматривался другой металлический топливный бак, который был защищен от обстрела снарядами калибра 20 мм.
Топливный бак ёмкостью в 150 литров, располагавшийся ранее в средней секции консолей крыла, переносился в фюзеляж и служил в качестве расходного бака. Во внутренних секциях консолей крыла рядом с фюзеляжем располагались по одному частично защищенному баку ёмкостью по 410 литров.
По одному дополнительному топливному баку ёмкостью по 200 литров размещались во внешних секциях консолей крыла.
Запас топлива
Длина хорды крыла, мм | 2000 | 2200 | 2400 |
Ёмкость фюзеляжных топливных баков, л | 480 | 420 | 380 |
Ёмкость топливный баков, расположенных в средних секциях консолей крыла, л | 150 | 190 | 270 |
Общая ёмкость двух топливных баков, расположенных в крыле, л | 820 | 830 | 790 a) |
Нормальный общий запас топлива, л | 1450 | 1440 | 1440 |
Общая ёмкость двух подвесных топливных баков, л | 400 | 540 | 960 b) |
Общая ёмкость двух топливных баков расположенных в элементах хвостового оперения, л |
| 100 |
|
Максимальное количество топлива, л | 1850 | 2080 | 2400 |
Дополнительный топливный бак под фюзеляжем, л |
| 300 | 300 |
a) у варианта с крылом, длина хорды которого была 2400 мм, бак во внешней секции крыла входил в состав нормального комплекта топливных баков.
b) у варианта с крылом, длина хорды которого была 2400 мм, топливный бак размещавшийся во внутренней секции крыла был дополнительным (перегрузочным вариантом).
7 Вооружение
Благодаря размещению трех пушек МК-108 в носовой части фюзеляжа (аналогично тому, как это было выполнено на BV P 209) доступ к установленному на самолёте вооружению для его обслуживания и замены был значительно облегчен. Боекомплект каждой из пушек составлял по 100 выстрелов. Дополнительно можно было установить под фюзеляжем еще две пушки МК-108 с боекомплектом по 60 выстрелов на ствол. Предусматривалась подвеска под фюзеляжем в полуутопленном состоянии 500 килограммовой бомбы.
Для проекта BV P 212.03 с более широким крылом был предусмотрен тот же комплект основного вооружения. Кроме двух дополнительных пушек МК-108 можно было установить несколько сзади снаружи еще две таких же пушки МК-108 с боекомплектом по 60 снарядов на ствол. Таким образом, вооружение самолёта могло состоять из трех, пяти или семи автоматических пушек МК-108. Установка на самолёт любого из этих вариантов вооружения мало влияла на смещение центра тяжести самолёта.
Специальное вооружение
В качестве варианта специального вооружения на самолёте вместо трех установленных в носовой части пушек МК-108 можно было установить 22 пусковые установки для ракет R4M, при этом прочее вооружение в виде установленных в фюзеляже автоматических пушек МК-108 сохранялось.
рис.4. Варианты с 22-мя ракетами R4M и двумя пушками MK-108; с бомбой SC 500 и тремя пушками MK-108; с семью пушками MK-108
Различные варианты вооружения, которые могли устанавливаться на данном самолёте и взлётный вес указаны в таблице:
Варианты вооружения | Боекомплект, снаряды | Взлётный вес, кг | |||
2×MK 108 | 2×100 | 4180 | |||
3×MK 108 | 3×100 | 4320 | |||
5×MK 108 | 5×60 или 3×100 и 2×60 | 4480 | |||
7×MK 108 | 7×60 | 4880 | |||
2×MK 103 | 2×70 | 4370 a) | |||
1×MK 112 | 1×50 | 4340 a) | |||
2×MK 103 и 2×MG 151/15 | 2×70 и 2×150 | 4580 a) | |||
1×MK 112 и 2×MK 108 | 1×50 и 2×60 | 4600 a) | |||
22×R4M и 2×MK 108 | 2×100 | 4330 a) | |||
3×MK 108 и 1×SC 500 | 3×100 | 4860 a) | |||
a) Стартовый вес для BV P 212.03 с площадью глубиной 2400 мм.
рис.5. Вариант окраски BV P 212.03
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Технические данные | P 212.01 | P 212.02 | P 212.03 |
Максимальный размах крыла, м |
| 10,00 | 9,50 |
Размах несущей плоскости, м | 8,10 | 7,50 | 7,00 |
Площадь крыла включая элементы хвостового оперения, м² | 14,00 | 14,00 | 14,00 |
Максимальная длина самолёта, м |
| 7,56 | 7,185 |
Длина фюзеляжа, м | 5,10 | 5,90 | 7,185 |
Максимальная высота, м |
| 2,62 |
|
Относительное удлинение крыла | 4,69 | 4,69 | 3,5 |
Стреловидность крыла, град | 45 | 45 | 40 |
Ширина профиля крыла, м |
| 1,86 | 2,00 |
Относительная толщина профиля, % |
|
| 12 |
Ширина колеи шасси, м |
|
| 1,70 |
Площадь поверхностей хвостового оперения, м² | 2,90 | 2,90 | 2,80 |
Длина элеронов, м | 3,00 | 2,65 |
|
Высота несущего каркаса системы управления: м. | 0,63 | 0,63 |
|
Размеры колёс основного шасси, мм | 700×175 | 700×175 | 700×175 |
Размеры колеса передней стойки шасси, мм | 465×165 | 465×165 | 465×165 |
Удельная нагрузка на крыло, кг/м² | 284 | 288 | 310 |
Удельная нагрузка на мощность, кг /кг тяги | 3,03 | 3,10 | 3,14 |
Взлётный вес (abfluggewicht), кг | 3980 | 4030 | 4340 |
Силовая установка | 1×HeS 109.011 | 1×HeS 109.011 | 1×HeS 109.011 |
Статическая тяга силовой установки, кг | 1300 | 1300 | 1300 |
Тактико-технические характеристики. |
|
|
|
Стартовый вес (startgewicht), кг | 4000 | 4050 | 4180 |
Взлётный вес (abfluggewicht), кг | 3980 | 4030 | 4164 |
Длина разбега при взлёте, м | 700 | 700 | 840 |
Длина разбега с использованием стартовых ускорителей c тягой 1000 кг, м | 330 | 330 |
|
Время набора высоты 2 км, мин | 1,6 | 1,6 |
|
Время набора высоты 4 км, мин | 3,0 | 3,2 |
|
Время наборa высоты 6 км, мин | 5,2 | 6,3 |
|
Время набора высоты 8 км, мин | 8,0 | 8,2 |
|
Время набора высоты 10 км, мин | 12,5 | 13,1 |
|
Время набора высоты 12 км, мин | 19,8 | 30,0 |
|
Скороподъёмность на уровне моря, м/с | 27,4 | 26,1 | 21,3 |
Скороподъёмность на высоте 6 км, м/с | 14,4 | 12,5 |
|
Скороподъёмность на высоте 9 км, м/с | 11,8 | 10,5 |
|
Максимальная скорость на уровне моря, км/ч | 940 | 920 |
|
Максимальная скорость на высоте 6 км, км/ч | 970 | 1010 | (7 км) 965 |
Максимальная скорость на высоте 9 км, км/ч | 1070 | 1030 |
|
Максимальная скорость на высоте 12 км, км/ч | 1050 | 940 |
|
Крейсерская скорость на высоте 2 км, км/ч | 760 | 760 |
|
Крейсерская скорость на высоте 4 км, км/ч | 810 | 770 |
|
Крейсерская скорость на высоте 6 км, км/ч | 825 | 775 |
|
Крейсерская скорость на высоте 8 км: км /час. | 825 | 775 |
|
Дальность полёта на режиме 100 % тяги силовой установки на уровне моря, км | 450 | 450 |
|
Дальность полёта на режиме 70% тяги силовой установки на уровне моря, км | 525 | 520 |
|
Дальность полёта на режиме 100% тяги силовой установки на высоте 6 км, км | 725 | 720 |
|
Дальность полёта на режиме 70% тяги силовой установки на высоте 6 км, км | 875 | 850 |
|
Дальность полёта на режиме 100% тяги силовой установки на высоте 9 км, км | 975 | 975 |
|
Дальность полёта на режиме 70% тяги силовой установки на высоте 9 км, км | 1150 | 1150 |
|
Тяга развиваемая силовой установкой на режиме полной мощности на уровне моря на скорости 1000 км/ч, кг | 1075 | 1075 | 1075 |
Статическая тяга силовой установки на уровне моря, кг | 1300 | 1300 | 1300 |
Практический потолок, км | 12,9 |
|
|
Данные по состоянию на | 21.11.44 | 27.11.44 | Январь 1945 |
Вeсовые нагрузки BV P 212.02
1. Планёр самолёта |
|
|
| |
Площадь крыла14,00 м² |
|
|
| |
Стальные лонжероны, включая крепления | 4,20 м² | 325 кг |
| |
Коробчатая конструкция передней части крыла | 2,70 м² | 40 кг |
| |
Коробчатая конструкция задней части крыла | 3,70 м² | 45 кг |
| |
Элероны | 0,60 м² | 16 кг |
| |
Посадочные щитки | 2,70 м² | 54 кг | 480 кг | |
Хвостовое оперение | 2,90 м² | 60 кг |
| |
Приспособления для перестановки стабилизатора |
| 35 кг | 95 кг | |
Привод хвостового оперения |
|
| 40 кг | |
Фюзеляж |
|
|
| |
Воздухозаборник силовой установки, включая крепления |
| 50 кг |
| |
Задняя часть воздухозаборника включая топливный бак ёмкостью 560 литров |
| 100 кг |
| |
Створки основных стоек шасси |
| 20 кг |
| |
Основной шпангоут: |
| 4 кг |
| |
Мидель-шпангоут |
| 3 кг |
| |
Створки шасси с приводом |
| 30 кг |
| |
Обшивка передней части |
| 43 кг |
| |
Створки ниши передней стойки шасси |
| 3 кг |
| |
Бронированное стекло |
| 25 кг |
| |
Несущий каркас хвостового оперения |
| 50 кг | 328 кг | |
Гидравлическое оборудование |
|
| 60 кг | |
Шасси: |
|
|
| |
2 колеса основного шасси размером 700 × 175 мм |
| 71 кг |
| |
2 стойки шасси |
| 90 кг |
| |
2 втягивающие штанги основного стойки |
| 23 кг |
| |
Колесо передней стойки шасси 380 × 150 мм |
| 8 кг |
| |
Подпружиненная носовая стойка шасси |
| 22 кг |
| |
Втягивающая носовое шасcи штанга |
| 8 кг | 222 кг | |
|
|
| 1225 кг | |
2. Силовая установка |
|
|
| |
1 × HeS 109.011 с комплектом оборудования |
|
| 880 кг | |
Приспособления для обслуживания силовой установки |
|
| 6 кг | |
Tрубопроводы силовой установки |
|
| 20 кг | |
Капоты силовой установки |
|
| 40 кг | |
|
|
| 946 кг | |
3. Оборудование |
|
|
| |
Датчики контроля за работой силовой установки |
|
| 10 кг | |
Оборудование для обеспечения полётов |
|
| 53 кг | |
Электрооборудование |
|
| 50 кг | |
Аварийно-спасательное оборудование |
|
| 12 кг | |
Вспомогательное оборудование |
|
| 9 кг | |
Элементы крепления оборудования и арматура |
|
| 38 кг | |
Сиденье |
|
| 5 кг | |
|
|
| 177 кг | |
4. Вооружение |
|
|
| |
3 автоматические пушки MK108: |
|
| 174 кг | |
Снаряжение с прицелом |
|
| 130 кг | |
|
|
| 304 кг | |
5. Бронирование |
|
|
| |
Лобовое бронирование |
|
| 50 кг | |
Бронирование днища фюзеляжа |
|
| 60 кг | |
Бронированное стекло |
|
| 30 кг | |
|
|
| 140 кг | |
6. Противовес |
|
| 35 кг | |
| Масса снаряженного самолёта |
|
| 2827 кг |
7. Топливо | 1450 литров |
| 1000 кг |
|
8. Пилот |
|
| 100 кг |
|
9. Боекомплект | 3 × 70 снарядов |
| 123 кг | 1223 кг |
| Стартовый вес |
|
| 4050 кг |
Вeсовые нагрузки BV P 212.03
1. Планёр самолёта |
|
| ||
Площадь крыла:14,00 м² |
|
| ||
Стальной лонжерон | 405 кг |
| ||
Законцовки крыла | 20 кг |
| ||
Элероны | 15 кг |
| ||
Посадочные щитки | 45 кг | 485 кг | ||
Площадь хвостового оперения 2,80 м² |
|
| ||
Хвостовое оперение | 75 кг |
| ||
Приспособления для перестановки стабилизатора | 20 кг | 95 кг | ||
Система управления |
| 40 кг | ||
Фюзеляж |
|
| ||
Воздухозаборник силовой установки с элементами крепления |
|
| ||
Несущая рама двигателя и элементы крепления шасси | 165 кг |
| ||
Передняя секция фюзеляжа | 35 кг |
| ||
Основной шпангоут и шпангоут шасси | 15 кг |
| ||
Средняя секция включая створки шасси | 57 кг |
| ||
Нагнетатель воздуха | 30 кг |
| ||
Фонарь кабины | 30 кг |
| ||
Капоты силовой установки | 38 кг |
| ||
Каркас хвостового оперения | 50 кг | 420 кг | ||
Гидравлическая система без цилиндров шасси |
| 50 кг | ||
Шасси |
|
| ||
2 колеса основного шасси размером 700 × 175 мм | 71 кг |
| ||
2 подпружиненные стойки основного шасси | 90 кг |
| ||
2 втягивающие штанги основного шасси: | 23 кг |
| ||
Колесо передней стойки шасси 465 × 165 мм | 10 кг |
| ||
Подпружиненная носовая стойка шасси | 25 кг |
| ||
Втягивающая носовое шасси штанга | 7 кг | 226 кг | ||
|
| 1316 кг | ||
2. Силовая установка |
|
| ||
1 × HeS 109.011: |
| 820 кг | ||
Приспособления для обслуживания силовой установки |
| 6 кг | ||
Tопливопроводы и прочая арматура |
| 20 кг | ||
Мёртвый остаток топлива |
| 25 кг | ||
Топливо для запуска силовой установки |
| 16 кг | ||
Смазочные материалы |
| 9 кг | ||
Защищенные топливные баки |
| 80 кг | ||
|
| 976 кг | ||
3. Оборудование. |
|
|
| |
Приборы для контроля за работой силовой установки |
| 17 кг | ||
Средства связи |
| 46 кг | ||
Электрооборудование |
| 60 кг | ||
Аварийно-спасательное оборудование |
| 12 кг | ||
Система пожаротушения |
| 25 кг | ||
|
| 160 кг | ||
4. Bооружение |
|
| ||
2 × MK 108 |
| 126 кг | ||
Оборудование |
| 34 кг | ||
Гироскопический прицел EZ 42 |
| 18 кг | ||
|
| 178 кг | ||
5. Бронирование |
|
| ||
Лобовое бронирование |
| 70 кг | ||
Бронирование днища |
| 26 кг | ||
Подголовник |
| 4 кг | ||
Бронированное стекло |
| 30 кг | ||
|
| 130 кг | ||
| Вес снаряженного самолёта: |
| 2760 кг | |
6. Топливо | 1440 л |
| 1200 кг | |
7. Экипаж |
|
| 100 кг | |
8. Боекомплект | 2 × 100 снарядов |
| 120 кг | |
| Взлётный вес |
| 4180 кг | |
Дополнительное топливо в крыле | 400 л |
| 330 кг | |
Бомбовое вооружение |
|
|
| |
1 бомбодержатель ETC 501 | 14 кг |
| ||
Приспособление для аварийного сброса бомбы: | 6 кг |
| ||
1 бомба SC 500 | 500 кг | 520 кг | ||
Взлётный вес с перегрузкой |
| 5030 кг | ||
Источники:
- Kurzbeschreibung Schnellstjäger mit He S 011 P212 Schwanzlos mit Randleitwerken, Nov. 1944
- Kurzbeschreibung P 212, Nachtrag Nr. 1, Januar 1945
- Kurzbeschreibung P212, Nachtrag Nr. 2, Januar 1945
- Übersichtszeichnung P 212.02, Dez. 1944
- Übersichtszeichnung P 212.03, Jan. 1945
- Rumpfübersicht P 212, 15.1.1945
- Druckverteilung an der Kabinenhaube P 212, 12.1. 45, 17.1.1945
- Schwerpunktlage P 212, 12.1.1945, 13. 2.1945
- Flugleistungen P 212.01, 20.4.1943, 15.11.44, 16.11.44, 20.11.44, 21.11.44, 22.11.44, 24.11.44.
- Widerstandsschätzungen P 212.01 mit He S 011, 14. 11.1944
- Widerstandsschätzungen P 212.02 mit He S 011, 14. 11.1944
- Tragwerk P 212.02, 24.11.1944
- Flugleistungen P 212.02, 27.11.1944, 28.11.1944
- Tragwerk P 212.03, Schnitt durch die Flügelnase, M. 1 : 2,5, 5.1.1944
- Tragwerk P 212.03, Schnitt durch die Flügelvorderkante, M 1 : 2,5
- Tragwerk P 212.03, 13.1. bis 24. 2.1945
- Tragwerk P 212.03, 19.12. bis 30.12.1944
- Tragwerk P 212.03, 6.1.1945
- Vorläufige Mitteilung für die Festigkeit des Baumusters P 212, 13.1.1945
- Tragwerk P 212.03, 25.1. bis 16. 2.1945
- Hauptfahrwerk P 212, 24. 2.1945
- Rumpfmittelgerüst P 212.03, 1945
- Flansch für TL der P 212.03, 18. 2.1945
- B & V FS. an das OKL FI.-E2 III A vom 6.12. 44. Betr.: TL-Jäger mit HeS 011
- B & V FS. Nr. 01/1235 an das OKL vom 7. 12. 1944, Betr.: Besprechungstermin in Berlin
- B & V FS. an OKL vom 7. 12. 1944; Betr.: Unterlagenaustausch
- B & V FS. 1529 an das OKL vom 7. 12. 1944; Betr.: Jägerbesprechung
- OKL FS. 7783 an B & V vom 12.12.1944; Betr.: TL-Jäger
- B & V Telegramm an Fw/Bad Eilsen vom 12. 12. 1944; Betr.: TL-Jäger
- B & V FS. Nr. 279 an Fw/Bad Eilsen vom 13. 12.1944; Betr.: TL-Jäger
- B&V Betriebsmitteilung vom 18.1.1945; Betr.: Fertigung P212 Terminplan P212, 23. 2.1945
- Bedarf an Vorrichtungsbauern für P 212, 23. 2.1945
- B&V Schreiben an E'Stelle Rechlin vom 8.12.1944; Betr.: Federbein Me 109 für BV P 212.
- B&V Schreiben an Oberb. Forschungsanstalt vom 8.12.1944; Betr.: Federbein Me 109 G.
- B&V Schreiben an VDM vom 8.12. 1944; Betr.: Flugzeug-Laufrad 700 x 175.
- OKL FS Nr. 252 an B & V vom 15. 2.1944; Betr.: TL-Jäger mit 109.011.
- Terminplan Nr. 23245 vom 23. 2.1945 für BV P 212.
- Plan für Vorrichtungsbau P 212, 1945.
источник: «Blohm & Voss BV P 212» LUFTFAHRT international 5
