Проект истребителя Focke-Wulf «Flitzer». Германия

Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной. Перевод был выполнен в сентябре 2013 года.

Содержание:

Предисловие

Зимой 1943-1944 фирмой Focke Wulf под руководством господина Мултоппа (Multopp) начались работы над истребителем с реактивным двигателем и с разнесённым хвостовым оперением. Этот истребитель являлся альтернативой другим проектам, которые разрабатывались с целью в дальнейшем заменить двухмоторный истребитель Ме-262 (О разработке Ме-262 материал размещен в выпуске №12 журнала Luftfahrt International, Reg. Nr. 3101-100-4). При разработке проекта «Flitzer», который так же имел обозначение FW P.VI, принималось расчет, что фирма Heinkel в обозримом будущем сумеет довести да необходимого уровня надёжности более мощный реактивный двигатель.

По конструктивно-техническим причинам новый двигатель нельзя было использовать на Ме-262, что стало причиной разработки нового самолета. Другим немаловажным и скорее основным фактором было то, что стоимость новой силовой установки, недостаток необходимых для её изготовления материалов, а так же возрастающий дефицит топлива вынудили попытаться создать вместо одного самолёта с двумя двигателями два самолёта с одним двигателем. В случае получения двигателей с большой тягой, это могли быть HeS 011 или BMW 003, можно было ожидать, что одномоторный самолёт сможет иметь ТТХ по крайней мере равные или даже более высокие чем у Ме-262.

Рис. 1. Вид сзади слева на деревянный макет «Flitzer»-а

Рис. 2. Одна из моделей Flitzer-а при осмотре ведущими специалистами (слева на право) Кэтер (Käther), Миттельхубер (Mittelhuber), Штампа (Stampa), Танк (с моделью в руках), неизвестный

Разработка

Под спецификацией Nr. 272, содержавшей материалы по одномоторному истребителю R-Gerät (Raketengerät) с ракетной силовой установкой в раннем проекте, датированном 1 февраля 1944 года и позже названным «Flitzer», подразумевалось получение важных технических характеристик. Использование ракетного двигателя позволяло получить очень высокие лётные характеристики, включая большой потолок, что позволяло в данном проекте получить нечто вроде перехватчикa вместо обычного истребителя. В качестве вооружения предполагалось иметь две автоматические пушки калибра 30 мм и две MG 151, что для самолёта, чей взлётный вес должен был составлять около 4,7 тонны, было довольно тяжелым вооружением.

Важнейшие технические характеристики этого проекта и варианты его дальнейшего развития размещены в соответствующей таблице.

20 марта 1944 года были готовы расчеты триммеров и 21.03.1944 года очень подробные расчеты по весовым нагрузкам.

Новое размещение воздухозаборника для двигателя, который размещался в задней части фюзеляжа, несколько снижало тягу силовой установки, что подтверждалось испытаниями, проведёнными фирмой Junkers.

Рис. 3. Замеры в аэродинамической трубе полумодели (еще без силовой установки)

Рис. 4. Замеры аэродинамического сопротивления модели

Рис. 5. После значительных исследований и замеров возникла окончательная, изображенная тут версия (полумодель справа)

Рис. 6. Исследования с целью выявления правильного угла установки стабилизатора

Рис. 7. Деревянный макет для исследования возможности установки прицела ниже лобового стекла

В разработанном фирмой Focke-Wulf воздухозаборнике из-за его изгиба двигатель Jumo 004 терял 6,8% тяги. При таком же варианте воздухозаборника для двигателей такого же размера, в том числе и для He S 011, ожидалась такая же потеря тяги.

В течение различных стадий разработки проекта «Flitzer» основа конструкции фюзеляжа практически осталась без изменений, но из-за различного взлётного веса в ряде вариантов варьировались размеры несущей плоскости. В результате чего площадь крыла менялась от 14,0 м² до 15,5 м² и 17,0 м². То же самое касалось и удлинения крыла и его хорды.

Установка вооружения в крыльях вызвала определённые проблемы, так как помимо вооружения в крыле размещались стойки шасси с колёсами. Эти конструктивные трудности были решены 3 июля 1944 года.

5 июля 1944 года была открыта для ознакомления спецификация Nr. 280 касающаяся данного одномоторного истребителя (TL-Jäger) с ракетным двигателем в качестве силовой установки, о которой ниже будет упомянуто в несколько укороченном виде.

Также в этот день был выполнен обзор четырех вариантов вооружения проекта «Flitzer». Обзор будет приведен в таблице ниже.

Рис. 8. Чертеж общего вида с размещением оборудования «Flitzer»-а

Между тем работы по силовой установке HeS 011 продвинулись настолько далеко, что господин Юргенс (Jürgens) получил возможность направить запрос на фирму Focke-Wulf в отношении производства этой силовой установки на одном из предприятий фирмы Hirth в Штудгарте.

Рис. 9. Прицел расположенный ниже бронированного стекла

Строительные чертежи, с которыми к тому времени работали в проектном бюро фирмы Focke-Wulf, представляли опытный образец собранного двигателя HeS 011 V6. Эта силовая установка принадлежала к ряду опытных разработок, которые имели нумерацию до V25 включительно. Это были чисто опытные образцы, которые не подлежали установке на самолёт. Двигатели опытной партии имели нумерацию V26–V85 и все они относились к одному и тому же варианту. Поставки двигателей этого варианта планировалось осуществить в период с сентября 1944 года по январь 1945 года. Первые 10 двигателей этой партии планировалось использовать только для стендовых испытаний. Фирма Hirth планировала поставить первые пять силовых установок к дате испытаний «Flitzer»-a, назначенной на 15 марта 1945 года.

В связи со стандартной программой производство двигателей опытной (нулевой) серии в 140 единиц (начиная с V86) планировалось начать изготавливать весной 1945 года. Двигатель V26 фирмой Hirth был выполнен как конструктивный макет, тогда как RLM, начиная с силовой установки V86, заказало 10 макетов. Один из данных макетов планировалось направить фирме Focke-Wulf, но в срок к 14 июля 1944 года это выполнить не удалось.

Рис. 10. Приборная панель, педали и штурвал «Flitzer»-а; справа сверху макет прицела

К этому времени двигатель HeS 011 развивал на испытательных стендах тягу 1000-1100 кг. Фирма Hirth ожидала, что к моменту монтажа силовой установки на «Flitzer» развиваемую двигателем тягу удастся увеличить до 1300 кг. Когда фирма Focke-Wulf предоставила монтажные чертежи самолёта и на фирме Hirth сравнили их с чертежами своей силовой установки, то выяснилось, что для установки реактивного двигателя на «Flitzer» необходимо будет несколько увеличить поперечное сечение и длину фюзеляжа. В проекте расположение некоторых агрегатов на предсерийном двигателе V86 (который должен соответствовать более позднему крупносерийному варианту и который разрабатывался для установки на самолёты фирм Messerschmitt и Arado) ряд агрегатов были значительно смещены. Соответствующие изменения корпуса «Flitzer»-а относительно представленных документов должны были быть согласованы с фирмой Focke-Wulf.

Фирма Hirth приняла предложение фирмы Focke-Wulf помимо двух основных точек крепления HeS 011 у входного патрубка двигателя дополнительно крепить фланец.

В том же месяце RLM потребовала установки варианта вооружения, который предусматривал установку в крыле перед балками хвостового оперения пушек MK 108.

Перестановка стабилизатора этого истребителя должна была выполняться при помощи двух редукторов. Для того чтобы убедиться в синхронности их работы 31 июля 1944 года в Бад-Айлзене (Bad Eilsen) было проведено небольшое испытание более похожее на импровизацию, но тем не менее завершившееся успешно.

Самолёт по планам разработчиков должен был иметь два варианта. В первом варианте в двух фюзеляжных топливных баках размещалось 660 литров топлива общим весом 890 кг и два балочных топливных бака общей ёмкостью 300 литров (267 кг) плюс 15 литров резерв. Этого запаса топлива было достаточно для работы силовой установки в течение 107 секунд при развиваемой тяге 2000 кг.

Во втором варианте с одним фюзеляжным топливным баком объёмом 510 литров (685 кг) и 2-мя балочными топливными баками объёмом 213 литров (206 кг), включая 15 литров резерва, силовая установка работала в течении 82 секунд.

Рис. 11. Левая консоль с рукоятками управления

Рис. 12. Правая консоль с переключателями радиостанции и автоматическими выключателями-предохранителями

Рис. 13. Фонарь кабины пилота и бронированное сиденье пилота

Рис. 14. Носовое колесо спереди справа и защитный кожух бортового вооружения

Рис. 15. Левая стойка шасси и установленная над ней крыльевая пушка

В качестве сравнения для Ме-262 рассчитывалось время на набор высоты 3 минуты с тягой 2000 кг (при этом 1 минута отводилась на старт) и минимум 15 минут на полёт с тягой в 250 кг.

Для выяснения всех деталей монтажа силовой установки проекта «Flitzer» господин Юргенс 28 июля 1944 года отправился на фирму Walter. Для проекта «Flitzer» предусматривалось установить под основным двигателем ракетный, который должен был развивать максимальную тягу 2000 кг. Ракетный двигатель состоял из:

• 1-го насосного агрегата (турбина с топливом С и насос с топливом Т),
• 1-го пускового топливного бака с С-топливом,
• 1-го запорного клапана (между парогенератором и пусковым топливным баком),
• 1-го регулятора давления,
• 1-го регулятора,
• 1-го фильтра для С-топлива,
• 1-го камеры сгорания,
• 1-го дренажного клапана.

Ракетный двигатель поставлялся полнocтью смонтированным на соответствующей раме и сразу готовым к эксплуатации.

Рис. 16. Установка вооружения в балку хвостового оперения

В отношении материалов, из которых изготавливались топливные баки, в испытательном центре Luftwaffe в Карлсхагене (Karlshagen) 16 мая 1944 года под грифом Br. Nr. 3442/44 (секретно) было установлено, что для хранения Т-топлива необходимо было использовать материалы не содержащие медь. В первую очередь это касалось алюминия. Для эластичных топливопроводов, уплотнителей и манжет следовало применять материал Mipolam. Для С-топлива можно было использовать материалы, которые ранее применялись для изготовления топливных баков. Для уплотнений, манжет и эластичных топливопроводов предписывалось использовать синтетический каучук Buna.

По указанию RLM от 10 сентября 1944 года в Обераммергау (Oberammergau) были рассмотрены и сравнены проекты реактивных истребителей фирм Focke-Wulf, Heinkel и Messerschmitt (более подробная информация об этом опубликована в издании Luftfahrt-International Nr. 6, Heinkel He P 1078 C, Reg. Nr. 3102-100-3 и в издании 7, Messerschmitt P 1101, Reg. Nr. 3102-100-4).

Рис. 17. Балка хвостового оперения и консоль левого крыла. 

Рис. 18. Переход балки хвостового оперения в киль

Рис. 19. Крепление вертикального оперения к балкам

В рамках работ по программе разработки народного истребителя фирмой Focke-Wulf к 15 сентября 1944 года был просчитан более доработанный вариант «Flitzer»-а получивший название Volksflitzer (народный малый скоростной истребитель). На этом самолёте с площадью крыла 14,0 м² должен был быть установлен двигатель BMW 003.

Еще об одном варианте проекта «Flitzer», получившем название «Peterle» мы сообщали в издании Luftfahrt-International Nr. 11: Kampfjäger mit PTL-Gerät 021, Reg. 3083-100-2.

17 ноября 1944 года фирма Junkers по распоряжению OKL направила запрос компании Focke-Wulf с просьбой направить техническую документацию по данному истребителю с целью проверить возможность установки на нем турбореактивной силовой установки TL-Gerät 004. Таким образом, возник еще один вариант этого истребителя.

Рис. 20. Установка автоматических пушек в фюзеляж при снятых обтекателях

Рис. 21. На этом изображении установленная по правому борту пушка не имеет защитного кожуха

До 11декабря 1944 года все расчеты по проекту «Flitzer» фирмы Focke-Wulf велись под обозначением «TL-Jäger». О более поздних документах по этому истребителю сведений не имеется. В дальнейшем вместо данного истребителя велись разработки еще ряда проектов, которые в итоге привели к созданию проекта Та 183.

Комментарии

Проекты разрабатывались на базе «Flitzer»-а (от «TL-Jäger» до «TL-Jäger» с ракетным двигателем).
Используемые в конструкции материалы: сталь — 52%, лёгкие сплавы — 45 %, и прочие материалы — 3 %.

Описание конструкции

1. Фюзеляж

Фюзеляж состоит из носового обтекателя, передней части корпуса и задней части корпуса как секции, к которой крепятся силовая установка и хвостовое оперение.

Носовой обтекатель до шпангоута 1 изготавливался из древесины. Передняя часть фюзеляжа располагалась на участке от шпангоута 1 до шпангоута Н (к нему крепился основной лонжерон). В ней располагались кабина пилота, две автоматические пушки калибра 3 см с боекомплектом, передняя стойка шасси, радиостанция и два топливных бака.

Герметичная кабина пилота располагалась между шпангоутами 4 и 9.

За кабиной пилота монтировалась радиостанция.

В пространстве между шпангоутами 9 и 10 размещался ящик с боекомплектом для установленных в фюзеляже автоматических пушек.

Затем между шпангоутами 10 и 13 и между шпангоутами 13 и Н располагались топливные баки.

Фюзеляжные пушки и носовое колесо размещались в отсеке под полом кабины.

Рис. 1. Поперечное сечение фюзеляжа

Рис. 2. Балка хвостового оперения

Для увеличения прочности фюзеляжа на участке до шпангоута 10 служил пол пилотской кабины с боковыми секциями, работавший на изгиб и кручение. Таким же образом прочность фюзеляжа увеличивала и секция под полом между шпангоутами 5 и 7. От шпангоута 10 до шпангоута Н располагалась секция внешней обшивки со съёмной панелью, закрывающей на нижней стороне фюзеляжа отсеки с установленными в них топливными баками.

Задняя часть фюзеляжа при помощи болтов крепилась к шпангоуту Н.

К нижней части фюзеляжа крепились оба двигателя. Турбореактивный двигатель располагался над промежуточной внешней обшивкой. R-Gerät с полагающимся ему оборудованием крепился ниже.

Боковые стенки в соединении с промежуточной секцией внешней обшивки и верхней частью фюзеляжа образовывали раму, к которой крепятся силовые установки.

Верхняя часть моторного капота силовой установки выполнена как легкосъёмная панель.

В отсеке между шпангоутами Н и 18 под промежуточной внешней обшивкой располагались элементы бортового вооружения и ящик с боекомплектом для установленных в крыле пушек.

Крепление хвостового оперения крепилось при помощи фланца с болтовым соединением на расстоянии в 1,6 метра от середины фюзеляжа. Эти съёмные секции стабилизаторов взаимозаменяемы. Несущая клёпаная балка имеет форму цилиндра диаметром 336 мм и длиной 2,15 метра. В балке размещается топливо для R-Gerät в количестве 156 литров.

Сквозь середину данной балки проходила труба в которой размещались тяги системы управления самолётом и прочее оборудование.

В качестве материала балки служил Legal. Внутренняя поверхность балки для защиты от коррозии была покрыта слоем лака.

2. Шасси

Шасси состоит из носовой стойки и двух основных стоек, установленных в консолях крыла. Носовое колесо усиленной конструкции имеет размеры 560×200 мм. Колёса основных стоек имеют размеры 740×210 мм.

Переднее шасси представляет собой одиночную в виде вилки стойку, установленную с наклоном под уклоном в 25%. Привод носовой стойки шасси гидравлический. При выпуске стойки на неё дополнительно воздействуют собственный вес и набегающий поток воздуха. Для фиксации стойки в конечных положениях служит специальное устройство.

Для ликвидации шимми носовой стойки предусмотрен гидравлический амортизатор.

Рис. 3. Передняя стойка шасси

Рис. 4. Основная стойка шасси

Основные стойки шасси в убранном положении размещались в крыле и крепились на внутренних рёбрах жесткости (ребро 4) опор хвостового оперения и убирались в крыло по направлению к фюзеляжу.

Для того чтобы обойтись небольшим по размеру отсеком система уборки и выпуска шасси была выполнена таким образом, что при уборке шасси подрессоренная стойка убиралась при помощи эксцентрика, что значительно сокращало общую длину стойки убранного шасси.

Створки шасси открывались и закрывались при помощи гидропривода.

Створки шасси

Привод створок соединён со стойкой шасси при помощи штанги.

Благодаря сокращению при уборке длины основных стоек шасси стало возможным обойтись без дополнительных створок.

Створки ниш основных стоек крепились непосредственно к стойкам.

3. Отклоняющиеся поверхности

Оперение самолёта состоит из механизации крыла, состоящей из элеронов и закрылков, и из хвостового оперения, состоявшего из горизонтального и разделенного вертикального оперения.

Рис. 5. Механизация крыла

Элерон

На каждой консоли крыла установлено по два элерона. Внутренний элерон служил в качестве закрылка при посадке.

Элероны обоих консолей крыла одинаковы и взаимозаменяемы.

Максимальное отклонение внешних элеронов составляет ± 20°. Максимальное отклонение внутренних элеронов при посадке + 30° с дополнительным приводом в ±5°.

Элероны аэродинамически разгружены, имеют весовую компенсацию и уравновешенную булавовидную носовую часть.

Их жесткость и прочность обеспечивается одним лонжероном и работающей на кручение носовой частью. Обшивка матерчатая.

Для серийного производства было принято решение использовать древесину в качестве материала для элеронов.

Закрылки

На каждой консоли крыла между элеронами и фюзеляжем имелись закрылки длиной 0,9 метра. Закрылки были выполнены в виде выдвигающихся поверхностей, обеспечивающих необходимые посадочные характеристики. Максимальное отклонение приводимых гидравлическим приводом закрылков достигало величины в 75°. Закрылки были выполнены из древесины.

Горизонтальное хвостовое оперение

Горизонтальное хвостовое оперение имело общую площадь поверхности в 2,87 м² и размах 3,2 м.

Для того чтобы при максимально высоких значениях числа Маха по возможности избежать скачков уплотнения от сжатого потока воздуха, профиль стабилизатора выполнен симметричным с расположением максимальной толщины к 40% от длины профиля. Относительная толщина профиля 10%.

Статическая прочность обеспечивается при помощи связывающих элементов, основой которых являлись два (передний и задний) лонжероны, работавшие на изгиб и кручение. Эти элементы выполнены виде отдельных секций с верхней и нижней поверхностями.

Стабилизатор во время полёта можно регулировать в пределах от +2° до –3° при помощи электрического привода, установленного у переднего лонжерона и одновременно служащего осью вращения. При перестановке стабилизатора усилия на задний лонжерон передавались при помощи штанги.

Руль высоты представляет собой аэродинамическом и в весовом отношениях уравновешенную, обшитую материалом поверхность с дюралевыми нервюрами.

Отклонение положения стабилизатора возможно в пределах от –30° до +20°. Отклонение разгружающего руля от + 15° до –10°.

Вертикальное хвостовое оперение

Вертикальное хвостовое оперение представляло собой двухбалочное разнесённое оперение с общей площадью 2 м². Левая и правая поверхности килей идентичны и взаимозаменяемы.

Два лонжерона киля в соединении с работающей обшивкой образуют прочный элемент конструкции.

Рис. 6. Вертикальное оперение

Рули направления имели аэродинамические и весовые компенсаторы, были выполнены из дюралюминиевого каркаса, обтянутого полотном. Отклонение рулей направления от нейтрального положения составляло ± 20°.

4. Система управления

Система управления включала в себя управление по высоте, продольное и поперечное управления, закрылки и устройство регулировки угла атаки стабилизатора.

Управление рулем высоты и элеронами производилось при помощи ручки управления, рули направления управлялись при помощи педалей. Усилие от элементов системы управления, установленных в кабине пилота, к рулевым поверхностям передавались при помощи стальных штанг и тросов.

Рис. 7. Схема системы управления

Перестановка стабилизатора производилась при помощи электрического привода, выпуск и уборка посадочных закрылков при помощи гидравлики.

5. Несущие поверхности

Суммарная площадь крыла составляла 17,0 м² при размахе 8 метров. Толщина профиля крыла составляла 15% в корневой части крыла до 10% у законцовок. При том же размахе крыла другие варианты проекта «Flitzer» имели площадь крыла 14,0 и 15,2 м².

Стремление получить при развиваемой силовой установкой несколько ограниченной тяге как можно большую скорость полёта стало причиной того, что разработчики самолёта сделали всё необходимое для того, чтобы скачки уплотнения имели место при более высоких значениях числа Маха.

Рис. 8. Крыло

По этой причине для крыла была выбрана трапециевидная форма со стреловидностью 23° на 25% длины хорд крыла. Профиль крыла был симметричным с наибольшей толщиной профиля на 40 % длины хорды. Задняя кромка крыла имела по всей своей длине постоянную стреловидность в 15°.

Конструктивные особенности

Крыло состояло из центроплана и двух консолей. В центроплане крыла располагались основные шасси и воздухозаборники силовой установки (рис. 9).

6. Силовая установка

Силовая установка состоит из турбореактивного двигателя (TL-Gerät) HeS 109-011 и расположенного ниже него ракетного двигателя типа Walter HWK 109-509 с системой питания двигателей.

Рис. 9. Силовая установка

Другие варианты имели в качестве силовой установки только HeS 011 или, как у «Volksflitzer»-а, BMW 109-003.

Воздухозаборники

Двигатель Heinkel HeS 011 монтировался в задней части фюзеляжа. Воздух к нему подавался при помощи двух воздухозаборников, которые перед силовой установкой соединялись в общий канал в виде кольца. Воздух в воздухозаборники поступал через симметрично расположенные в передней кромке крыла входные отверстия.

Силовая установка крепилась к каркасу фюзеляжа в трех точках.

Удобный доступ к силовой установке обеспечивался легкосъёмными моторными капотами.

Дополнительная силовая установка (ракетный двигатель) состояла из испарителя, турбины с насосами, устройств для регулировки и камеры сгорания с форсунками. Эта силовая установка размещалась под турбореактивным двигателем и отделялась от неё дополнительной перегородкой. Сопло двигателя располагалось таким образом, что при работе силовой установки направление тяги создаваемой выбрасываемым из силовой установки потоком газа проходило через центр тяжести. Подвеска ракетного двигателя к фюзеляжу производилась при помощи специальной рамы.

Система питания силовой установки

В систему питания силовой установки входили два фюзеляжных топливных бака, клёпаные балки хвостового оперения и внешние секции крыла.

В нормальных условиях топливо для ракетной силовой установки размещалось в фюзеляже и в балках хвостового оперения. Топливо для турбореактивного двигателя размещалось в консолях крыла.

Фюзеляжные топливные баки помещались в фюзеляж через отверстия в его нижней части.

Передний бак вмещал 470 литров, задний 200 литров.

Клёпаные герметичные консоли крыла вмещали по 300 литров. Герметичные клёпаные балки хвостового оперения вмещали 156 литров топлива.

В варианте исполнения Einsatzfall I топливные баки не имели специальной защиты.

В двух других вариантах исполнения Einsatzfall II и III фюзеляжные топливные баки получали броневую защиту толщиной в 13 мм.

Рис. 10. Топливная система

Конструкционные материалы

Топливные баки для ракетного двигателя изготавливались из очищенного от примесей меди алюминия. Внутренние поверхности этих баков покрывалась слоем антикорризийного покрытия.

7. Снаряжение

a) Вооружение

Количество установленного вооружения на «Flitzer»-е должно было обеспечить возможность использования данного самолёта при выполнении различного рода задач. В таблице указаны различные варианты вооружения которые планировалось установить на данном самолёте.

Нормальный состав вооружения

Одна автоматическая пушка МК-103 с 80-ю снарядами в фюзеляже и две автоматические пушки MG 151/20 калибра 20 мм с 350-ю снарядами в крыле.

Установка второй 30 мм пушки МК-103 в фюзеляже была возможна только у варианта самолёта с более мощной силовой установкой HeS 011. Как было уже указано ранее, установка второй пушки МК-103 в фюзеляже была предусмотрена изначально. Значительное место в фюзеляже позволяло устанавливать там и иной состав вооружения.

Рис. 11. Кабина пилота

Вооружение, установленное в фюзеляже

Обе 30 мм пушки МК-103 монтировались под полом кабины пилота будучи повёрнутыми на 90° относительно продольной оси, что обеспечивало удобный доступ в отсек вооружения через легкосъёмную панель. Снаряжение пушек снарядными лентами при подготовке самолёта к полёту было последовательным из-за ограниченного пространства, не позволявшего одновременно снаряжать обе пушки.

Пушки крепились в передней части корпуса для установки вооружения.

Перезарядка пушек была пневматической. Сжатый воздух содержался в двух семи литровых баллонах смонтированных на полу кабины пилота.

Ящики для боекомплекта были вмонтированы в фюзеляж на кабиной пилота между шпангоутами 9 и 10.

Снарядные ленты в оба ящика с боекомплектом помещались через лёгкосъёмные люки в боковых стенках фюзеляжа.

Благодаря этим же люкам имелся удобный доступ к фюзеляжным пушкам.

Вооружение, установленное в крыле

В каждой из консолей между нервюрами 4 и 5 в устанавливалось по одной автоматической пушке MG 151/20.

Пушки крепились между нервюрами на соединяющей их перемычке будучи повёрнутыми на 90°.

Удобный доступ к пушкам обеспечивался через открывающиеся в направлении от фюзеляжа специальные люки на нижней стороне поверхности крыла.

В фюзеляже между шпангоутами 16 и 17 под промежуточной продольной перегородкой перпендикулярно к направлению полёта крепились ящики для боекомплекта обеих установленных в крыле пушек.

Для снаряжения ящиков снарядными лентами их вынимали через быстросъёмные люки в нижней части фюзеляжа.

Снарядные ленты вставлялись в лентоприёмники пушек через люки на верхней поверхности крыльев.

В случае необходимости имелась возможность установки новых автоматических пушек MG 213 на месте широко распространённых MG 151.

Прицельные приспособления

При установке автоматических пушек МК-103 следовало устанавливать прицел ZFR 4a (смотри издание Luftfahrt int. Nr. 1 Reg.Nr. 8580-100-1), в случаях других вариантов вооружения следовало использовать прицел Revi 16 C.

b) Бронирование

На самолёте предполагалось устанавливать бронирование наиболее значимых элементов конструкции, обеспечивающее защиту от пуль пулемётов калибра 12,7 мм. Расположение броневых плит указано на схеме.

Рис. 12. Бронирование

Сначала для самолёта предусматривался вариант бронирования, получивший обозначение Panzerungs-Zustand I. В данном случае от обстрела спереди защищались пилот и расположенные позади его кабины наиболее уязвимые элементы: боекомплект, радиостанция, топливные баки, турбореактивный двигатель. В дополнение к этому как на FW 190 дополнительно устанавливался бронированный подголовник, защищавший голову и плечи пилота при обстреле сзади. Этот бронированный подголовник вместе с бронированным стеклом пилотской кабины весили 140 кг.

В другом варианте бронирования Panzerungszustand II бронирование по сравнению с первым вариантом Panzerungszustand I было несколько улучшено и позволяло надёжно защитить пилота от обстрела спереди от пуль в конусе выпущенном под углом ± 10°. Вес данного варианта бронирования составлял 200 кг.

c) Нормальный комплект оборудования

Распределение оборудования

• I. Силовая установка и контрольно-измерительные приборы для наблюдения на ней
• II. Электрооборудование
• III. Радиостанция
• IV. Аварийно-спасательное оборудование

I. Силовая установка и контрольно-измерительные приборы для наблюдения на ней

Расположение основной приборной панели в кабине пилота и размещение на ней датчиков не отличалось от принятого ранее для других самолётов.

На левой стороне приборной панели располагались датчики и приборы необходимые для контроля и информирования пилота о условиях протекания полёта. На правой половине размещались приборы для контроля работы силовых установок.

II. Электрооборудование

Бортовая сеть была выполнена подобно ранее принятой для электрооборудования схеме. Ток вырабатывал приводимый от реактивного двигателя генератор мощностью 2000 ватт.

Аккумулятор 24-х вольтовый ёмкостью 7,5 ампер-часов.

III. Радиостанция

Радиостанции FuG 15y и FuG 25a смонтированы за сиденьем пилота. Перед их выемкой для технического обслуживания сначала необходимо снять кресло пилота. Для работы с данными радиостанциями во время полёта на правой стороне приборной панели перед пилотом имелись соответствующие переключатели.

IV. Аварийно-спасательное оборудование

Самолёт был снабжен герметичной кабиной пилота. При наборе высоты до 6 километров давление воздуха в кабине увеличивалось в соответствии с понижением внешнего давления. От высоты в 6 километров воздух подавался при помощи специального нагнетателя Roots. Hа высоте до 12 километров поддерживалось постоянное давление нагнетаемого воздуха равное 5000 мм водяного столба.

Для поддержания в кабине приемлемой температуры она была оснащена регулируемым охладителем воздуха. На высотах от 12 до 14 километров давление в пилотской кабине снижалось до 4500 мм водяного столба, что соответствовало внешнему давлению на высоте 6,7 километра.

Для выполнения полётов на больших высотах имелся кислородный баллон с системой подачи воздуха.

Для обеспечения безопасности пилота на самолёте была установлена разработанная фирмой Junkers система пожаротушения, в которой для тушения пожаров использовалось вещество «Dachlaurin».

Данная система пожаротушения служила для ликвидации пожаров в четырех отсеках самолёта:

• — отсеки, где установлены топливные баки,
• — моторный отсек,
• — левая консоль крыла
• — правая консоль крыла.

Вещество «Dachlaurin» для тушения пожара содержалось в двух пятилитровых баллонах.

ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ

Весовые данные

Каркас фюзеляжа: 230 кг
Балки хвостового оперения: 92 кг
Внешняя обшивка фюзеляжа: 98,5 кг
Крепеж элементов фюзеляжа: 10 кг
Общий вес бронирования: 140 кг
Общий вес фюзеляжа: 570 кг

Носовая стойка шасси: 59 кг
Oсновные стойки шасси: 188 кг
Система фиксации: 17 кг
Общий вес шасси: 264 кг

Два киля: 44 кг
Два руля направления: 16 кг
Стабилизатор: 33 кг
Руль высоты: 15 кг
Хвостовое оперение: 108 кг

Элементы системы управления установленные в фюзеляже: 23 кг
Элементы системы управления установленные в крыле: 13,5 кг
Элементов привода системы управления стабилизатором: 5 кг
Вес прочих элементов системы управления: 11 кг
Общий вес элементов системы управления: 51,5 кг

Крыло без механизации: 417 кг
Закрылки: 10 кг
Элероны: 28 кг
Крыло: 455 кг
Планер самолета: 1449 кг

Турбореактивный двигатель: He S011 788 кг
Ракетный двигатель Walter 509: 125 кг
Передний фюзеляжный топливный бак для ракетного двигателя: 35 кг
Задний фюзеляжный топливный бак для ракетного двигателя: 30 кг
Топливопроводы, расположенные в фюзеляже: 15 кг
Топливопроводы, расположенные в крыле: 20 кг
Топливопроводы, расположенные в балках: 8 кг
Тяговые механизмы двигателей: 7 кг
Силовая установка: 1023 кг

Датчики (Betriebsgeräte): 10 кг
Электрооборудование: 87 кг
Аварийно-спасательное оборудование: 3 кг
Гидравлическое оборудование: 56 кг
Cистемa пожаротушения: 190 кг
Стандартный комплект оборудования: 190 кг

Вес пустого самолёта: 2662 кг

Радиостанции: 43 кг
Автоматическая пушка МК-103: 204 кг
Две автоматические пушки MG 151: 126 кг
Дополнительное оборудование: 373 кг

Снаряженная масса варианта Einsatzfall I: 3035 кг

Снаряженная масса варианта Einsatzfall I: 3035 кг
Дополнительный вес защиты для заднего фюзеляжного топливного бака: 33 кг
Снаряженная масса варианта Einsatzfall II: 3068 кг

Снаряженная масса варианта Einsatzfall I: 3035 кг
Дополнительный вес защиты для переднего фюзеляжного бака: 43 кг
Отсутствие элементов ракетного двигателя: –120 кг
Снаряженная масса варианта Einsatzfall III: 2991 кг

Вес пилота: 100 кг
Боекомплект для двух пушек MG 151 (350 снарядов): 78 кг
Боекомплект для пушки МК-103 (80 снарядов): 68 кг
Топливо для турбореактивного двигателя: 400 кг
Топливо для ракетного двигателя: 1319 кг
Общий вес полезной нагрузки для варианта Einsatzfall I: 1965 кг
Взлётный вес варианта Einsatzfall I: 5000 кг

Вес пилота: 100 кг
Боеприпасы: 146 кг
Tопливо для турбореактивного двигателя: 570 кг
Tопливo для ракетного двигателя: 936 кг
Общий вес полезной нагрузки для варианта Einsatzfall II: 1752 кг
Взлётный вес варианта Einsatzfall II: 4820 кг

Вес пилота: 100 кг
Боеприпасы: 146 кг
Топливо для турбореактивного двигателя: 1113 кг
Вес нагрузки для варианта: Einsatzfall III: 1359 кг
Взлётный вес варианта: Einsatzfall III: 4350 кг

Источники:

Baubeschreibung Nr. 272: Einmotoriger TL-Jäger mit R-Gerät, 1. 2. 44
Schwerpunktsbestimmung für TL-Jäger mit R-Gerät, 20. 3. 44
Mitteilung: Schwerpunktsgrenzlagen TL-Jäger, 21.3.44
Versuche an einem FW-Zulaufkrümmer für den Rumpfeinbau eines Jumo 004, 20. 5. 44
Waffeneinbau Jäger mit Leitwerksträgern, 3. 7. 44 i
Baubeschreibung Nr. 280: Einmotoriger TL-Jäger mit R-Gerät, 5.7.44
Gleichlaufversuch 2er Getriebe über Torsionswelle mit Höhenflossenverstellgetriebe, 31. 7. 44
Reisebericht Jürgens zur Fa. Walther, 5. 8. 44
Reisebericht Jürgens: Besuch bei Fa. Hirth, 8. 8. 44
Bewaffnungsübersicht für TL-Jäger, 18. 7. 44
Aerodynamische Berechnungsunterlagen für TL-Jäger, 31.8.44
Messerschmitt; Protokoll Nr. 1: Vergleich der TL-Jäger Entwürfe von Fw, Heinkel und Messerschmitt, 10. 9. 44
Einstrahlige Jägerprojekte von Fw, Übersicht, 20. 9. 44
Technische Daten Volksflitzer, 15.9.44
Rollstrecken beim Volksflugzeug und Volksflitzer, 21.9.44
Kurzbeschreibung Nr. 18: Jagdflugzeug mit He S 011, 3.10. 44
Junkers Schreiben an Fw: Betr. Einbau TL 004, 17.11. 44
Fw Bezeichnungen für rechnerische Unterlagen der Strahljäger, 11.12.44

Чертежи и схемы:

Übersicht TL-Jäger mit R-Gerät, 14. 3. 44
Systemgrundmaße TL-Jäger, 19. 7. 44
Rumpfsystem TL-Jäger, 2. 8. 44
Leitwerksträger und Seitenleitwerk für TL-Jäger, 27. 7. 44
Tragwerksystem für TL-Jäger, 4. 8. 44 Fahrgestell für TL-Jäger, 17. 8. 44
Gewichtsgruppenblatt für TL-Jäger, 18. 7. 44
Radlisten für TL-Jäger, 12. 9. 44.

источник: «Projekt “Flitzer”» LUFTFAHRT international 17