Проект истребителя Focke-Wulf Projekt VII. Германия

Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF. Перевод был выполнен в мае 2013 года.

Предисловие

Исследования различных проектов, имевшие цель получить информацию о возможности использования реактивных двигателей (см. «Проект истребителя Focke-Wulf Projekt P II. Германия») привели специалистов фирмы Focke-Wulf к двум окончательным типам самолётов подобного класса:

1. Фюзеляж и элементы системы управления образуют единое целое. Разделительный шпангоут и большой защитный кожух обеспечивали удобный доступ для технического обслуживания и ремонта установленной в фюзеляже силовой установки. Доступ воздуха к силовой установке осуществлялся через отверстие воздухозаборника в носовой оконечности фюзеляжа. Воздух по трубе за воздухозаборником (труба кроме того обеспечивала дополнительную жесткость каркаса) поступал к двигателю. Большое количество проектов этого модельного ряда в итоге привели к созданию Та 183, производство которого предусматривалось осуществлять большой серией в 1945 году.
2. Другой ряд проектов заметно отличался использованием двухбалочной компоновкой, выполненной по примеру FW 189. После войны попавшие в руки союзников материалы нередко приводили к тому, что имели место ошибки в определении типов разрабатывавшихся самолётов. В одном из переведённых материалов на эту тему данные самолёты даже считались вариантами дальнейшего развития FW 189. Воздух к силовой установке поступал через два отверстия воздухозаборников, расположенных в корневых частях крыла.

схемы истребителя Focke-Wulf Projekt VII

Данный проект возник из проекта «Flitzer» с турбореактивным двигателем. Установка этого двигателя позволила получить идеальные условия для работы силовой установки в условиях эксплуатации самолёта с небольших или со вспомогательных аэродромов и в сравнении с начальным вариантом «Flitzer»-а с турбореактивным двигателем HeS 011. Данный проект позволял получить более короткий разбег при взлёте и пробег при посадке, а тaк же лучшую скороподъёмность на малых высотах. Проект с турбовинтовым двигателем имел длину разбега на старте всего лишь 360 метров и скороподъёмность на уровне моря 40 м/с. «Flitzer»-у с двигателем HeS 011 требовался разбег в 660 метров, а его скороподъемность на уровне моря составляла 20,5 м/c.

истребитель Focke-Wulf Projekt VII в полете (компьютерная графика)

Описание конструкции

A. Общие данные

Одномоторный истребитель с турбовинтовым двигателем, получившим обозначение PTL Gerät-021, являлся изменённой версией одномоторного истребителя с дополнительным ракетный двигателем, получившего ранее обозначение «Flitzer».

Для установки на самолёт силовой установки PTL Gerät-021 необходимо было разработать новый фюзеляж и часть оборудования с передней стойкой шасси. Основное шасси, хвостовое оперение и конструкции, к которым крепились балки и несущие плоскости с соответствующими приспособлениями и элементами привода системы управления, можно было полностью взять от ранеe разработанного проекта «Flitzer», что несколько облегчало задачу для конструкторов и производства.

Летные характеристики истребителя с турбовинтовым двигателем PTL Gerät-021 рассчитывались исходя из необходимости получить машину с максимально возможными показателями горизонтальной скорости, скороподъёмности, практического потолка, по возможности минимального разбега при старте без использования в качестве вспомогательного ракетного двигателя и превосходящего ранее разработанные проекты истребителей с поршневыми и турбореактивными двигателями. Продолжительность полёта данного варианта примерно соответствовала варианту Einsatzfall III при некотором снижении мощности силовой установки. Особенное преимущество давала возможность получить хорошие взлётно-посадочные характеристики без использования реактивного двигателя R-Gerät. Ожидалось получить лучшие посадочные характеристики, чем у ранее разрабатываемых турбореактивных истребителей, поскольку перестановкой воздушного винта на отрицательный угол можно было получить эффективное дополнительное торможение.

На основании этих характеристик подобный истребитель мог бы использоваться против наземных целей. Также было возможно его использование против воздушных целей.

У описанного здесь истребителя турбовинтовой двигатель располагался раздельно. Турбина находилась в конце средней части фюзеляжа, и необходимый для неё воздух поступал через воздухозаборники, входные отверстия которых располагались в корневых частях крыла. Воздушный винт с редуктором располагались в носовой оконечности фюзеляжа. Подобное размещение силовой установки вытянутой по длине имело следующие преимущества:

1. В сравнении с обычными турбовинтовыми двигателями в данной случае в зоне оснований винтов отсутствовали потери от трения воздуха и турбулентности.
2. Подобное расположение входных отверстий воздухозаборников позволяло получить при сравнительно небольших скоростях полёта большую тягу силовой установки.

Самолёт-среднеплан имел одномоторную силовую установку, свободнонесущее крыло и двухкилевое хвостовое оперение. Вес пустого планера составлял 1300 кг. Из них 53% приходились на сталь (690 кг), 43,8% (570 кг) на лёгкие сплавы, 3,07% (40 кг) на прочие материалы. Экипаж состоял из одного пилота, кабина которого была расположена за воздушным винтом.

1 Фюзеляж

Фюзеляж представлял собой несколько соединённых между собой секций: носовой оконечности, в которой был установлен винт с понижающим редуктором, передней и задней секций фюзеляжа. Носовая оконечность представляла собой обтекатель воздушного винта.

Передняя секция фюзеляжа простиралась от обтекателя до шпангоута, к которому крепился основной лонжерон, и включала в себя отсек, в котором были расположены редуктор воздушного винта, вооружение, боекомплект, носовая стойка шасси, радиостанции и оба топливных бака. Кабина пилота была выполнена герметичной, под ней размещались радиостанции; за кабиной пилота размещались ящики с боекомплектом для установленного в фюзеляже вооружения. Далее сразу за ящиками с боекомплектом в направлении хвоста располагались два протектированных топливных бака. Носовая стойка шасси и вооружение размещались под полом. Пол, нижняя секция фюзеляжа и часть придававших форму секций обеспечивали фюзеляжу жесткость.

Шпангоут, к которому крепился основной лонжерон, соединялся при помощи болтов с задней частью фюзеляжа. В задней части фюзеляжа располагался турбовинтовой двигатель PTL-Gerät 021.

Под силовой установкой вблизи шпангоута, где соединялись передняя и задняя части фюзеляжа, размещались ящики с боекомплектом для вооружения установленного в крыльях. Боковые стенки задней части фюзеляжа представляли собой раму, к которой крепилась силовая установка. Верхняя часть двигателя была закрыта легкосъёмными панелями. На каждой консоли крыла на расстоянии 1,635 метра от фюзеляжа располагались крепления балок хвостового оперения, выполненных в виде цилиндров длиной 2,15 метра и диаметром 336 мм и присоединённые к каркасу крыла при помощи болтов. Оба этих крепления были взаимозаменяемы. В консолях крыла были расположены по одному клёпаному топливному баку объёмом в 156 литра. В середине каждой из балок проходила труба в которой располагались тросы привода системы управления и электропроводка. Балки были выполнены из дюралюминия и в целях защиты внутренней поверхности от коррозии были покрыты лаком.

2 Шасси

Шасси истребителя было выполнено трехстоечным. Колесо передней усиленной стойки шасси имело размеры 560×200 мм, колёса основных стоек шасси имели размеры 740×210 мм.

Носовая стойка шасси выполнена в виде вилки. Стойка шасси скошена вперёд под углом 25 %. Шасси убиралось при помощи гидравлического привода в направлении назад. Выпуск шасси так же выполнялся при помощи гидравлического привода и под воздействием собственного веса. Для предотвращения шимми носовой стойки шасси на ней были установлены гидравлические демпферы.

Основные стойки шасси представляли собой двухплечевые рычаги, смонтированные в консолях крыла внутри (нервюра № 4) балок хвостового оперения.

Стойки шасси убираются в направлении фюзеляжа в ниши крыльев. Из за недостатка места в крыльях для убранного шасси подпружиненная стойка шасси во время уборки проворачивается при помощи эксцентрика, за cчет чего длина шасси в убранном состоянии значительно сокращается. Выдвигание и уборка шасси осуществляются при помощи гидравлического привода.

Створки ниши носового шасси открываются принудительно, будучи соединены штангой со стойкой шасси.

Выдвигание стоек основного шасси возможно без дополнительных створок. Створки ниши шасси крепятся к элементам самого шасси.

3 Отклоняющиеся поверхности

Отклоняющиеся поверхности самолёта состоит из отклоняющиеся поверхностей, расположенных на крыле (элероны и закрылки), и хвостового оперения, состоящего из горизонтального и вертикального оперений.

a) Отклоняющиеся поверхности крыла

На каждой консоли крыла имелись по два элерона. Внутренний элерон служил в качестве посадочного щитка, обеспечивавшего лучшие характеристики при приземлении. Оба элерона каждой консоли одинаковы по конструкции и взаимозаменяемы. Максимальное отклонение элеронов ± 20°. Максимальное отклонение внутренней пары элеронов в момент приземления составляло 30° с дополнительным приводом в ±5°.

Элероны аэродинамически уравновешены, имеют весовую компенсацию и клинообразные уравновешивающие элементы в передней части. Жесткость передней части обеспечивалась лонжероном, работающим на кручение. Поверхность элеронов была обшита полотном. 

Для серийных машин предусматривалось изготовление элеронов из дерева.

b) Закрылки/посадочные щитки

На каждой консоли крыла между балками хвостового оперения и фюзеляжем располагались изготовленные из дерева выдвижные посадочные щитки длиной 0,9 метра. Щитки установленные на обеих консолях крыла были взаимозаменяемы. Привод щитков был гидравлический. Максимальное отклонение щитков составляло 75°. 

Посадочные щитки изготавливались из дерева.

c) Двухбалочное хвостовое оперение

Двухбалочное хвостовое оперение имело расстояние между балками равное 3,2 м. Кили вертикального оперения были связаны между собой стабилизатором.

Для возникновения скачков уплотнения на скоростях с наибольшими значениями числа Маха конструкция хвостового оперения выполнена в виде симметричного профиля с наибольшей толщиной в точке расположенной на 40% его длины. Относительная толщина профиля составляла 10%.

Статические нагрузки воспринимались соединением элементов работающих на изгиб и на кручение. Их основой являлись передний и задний лонжероны и внешняя обшивка, выполненная в виде верхней и нижней секций.

Управляемый стабилизатор можно было переставлять в полёте в пределах от + 2° до –3° при помощи электрического привода, установленного у переднего лонжерона, являвшегося в данном случае осью вращения. При перестановке стабилизатора усилие передаётся и на его задний лонжерон.

Руль высоты был выполнен в виде единого элемента с дюралевым каркасом и полотняной обшивкой и имел весовую компенсацию и аэродинамическую балансировку. Рули высоты могло отклоняться от нормального положения в пределах от – 30° до + 20°; отклонение уравновешивающих рулей (Ausgleichsruder) в пределах от + 15° до – 10°.

Суммарная площадь двухкилевого вертикального оперения составляла 2 м². Взаимозаменяемые кили крепились к стабилизатору при помощи болтовых соединений.

Прочность вертикального оперения обеспечивалось двумя лонжеронами и внешней обшивки выполненной в виде двух секций – верхней и нижней. 

Рули направления также имели аэродинамическую и весовую компенсацию.

Рули направления имели дюралевый каркас и полотняную обшивку. Отклонение рулей направления от нормального положения составляло ± 20°.

4 Система управления

Система управления самолётов в целом включает в себя управление по высоте, боковое, поперечное управление, а также управление посадочными щитками и перестановкой стабилизатора.

Управление рулем высоты и элеронами осуществлялось при помощи установленной в кабине пилота на колонке ручке управления. Управление рулями направления выполнялось при помощи педалей. Усилие от штурвала и педалей передавалось к исполнительным элементам системы управления через штанги и тросы.

Перестановка руля высоты обеспечивалась электроприводом. Выпуск и уборка посадочных щитков производилась при помощи гидравлического привода.

5 Крыло

Размах крыла составлял 8 м, площадь крыла – 17 м².

Стремление получить как можно большую скорость при заданной тяге силовой установки стало причиной, по которой при конструировании самолёта его создатели сделали всё возможное для того, чтобы скачок уплотнения мог произойти на как можно более высоких значениях числа Маха. Исходя из этого трапецевидное крыло имелои стреловидность в 23° на линии 25% длины хорд крыла. Крыло имело симметричный профиль с наибольшей толщиной на 40 % длины хорды крыла. Задняя кромка крыла имела постоянную стреловидность на всей длине в 15°.

Крыло состояло из одной внутренней (центроплана) и двух внешних съёмных секций (консоли). Во внутренней секции размещались шасси, отверстия воздухозаборников и крыльевые автоматические пушки. Элементы, при помощи которых крыло крепилась к фюзеляжу, так же располагались в центроплане крыла.

В центроплане крыла располагалась вертикально установленный двутавровый лонжерон, соединённый при помощи клёпки со шпангоутом Н фюзеляжа.

Верхняя сторона крыла представляла собой монококовую конструкцию и соединялась с лонжероном фюзеляжа.

Нижняя часть крыла в качестве характерных элементов конструкции имела вырезы под шасси и вооружение.

Шахты воздухозаборников, через которые воздух извне поступал в обе полости крыла, имели овалообразную форму и размещались между нервюрами 1 и 3. Каналы обоих воздухозаборников перед основным лонжероном проходили через основную нервюру, затем после лонжерона оба несколько изогнутых канала соединялись в один канал круглого сечения.

Шахты с крылом были выполнены как единый элемент и обеспечивали его прочность.

Крыло крепилось к фюзеляжу шпангоутом основного лонжерона Н, задним лонжероном; также при помощи болтовых соединений происходило соединение носка нервюры 1 к фюзеляжу. Для изготовления основных элементов лонжеронов, нескольких нервюр и несущей внешней обшивки использовалась сталь, для воздухозаборников и защитных кожухов изготавливались из сплава Legal. Изгибы воздуховодов, концевые нервюры и обшивка за задним лонжероном были изготовлены из дюраля. Консоли крыла представляли собой отдельные секции, крепившиеся при помощи болтов у нервюр 5 к центроплану. Пространство внутри консолей крыла между нервюрами 6 и 9 представляло собой клёпаный топливный бак емкостью 300 литров.

Имеющиеся места соединения обеспечивают возможность быстрой замены консолей в случае повреждения или разгерметизации крыльевых баков.

Ручки (Handkappe) на были выполнены из дерева и крепились в трех точках.

6 Силовая установка

Силовая установка PTL Gerät 021 разработана на основе ранее созданных двигателей компании Daimler-Benz. В отличие от устанавливавшихся на крыле, у данной силовой установки воздушный винт с редуктором были расположены отдельно от самого двигателя и приводились в движение при помощи промежуточного вала. Силовая установка включала в себя собственно двигатель, промежуточный вал, воздушный винт с понижающим редуктором и топливную систему.

Двигатель был установлен в задней части фюзеляжа, и воздух в него подавался через два воздухозаборника, расположенные в корневых частях крыла симметрично относительно профиля и объединяющихся перед двигателем в общий канал круглой формы.

Силовая установка крепится к каркасу тремя точками, расположенными на нижней части двигателя. Доступ к двигателю обеспечивался за счет лёгкосъёмных панелей.

Промежуточный вал передавал мощность от основного вала самого двигателя на понижающий редуктор винта. На режиме полной мощности силовой установки понижающие редуктор развивал 11000 об/мин. Редуктор был смонтирован в плотную к полу кабины. Для устранения возможных колебаний и тряски был предусмотрен монтаж специальных сочленений и демпферов.

На истребителе использовался металлический трехлопастный воздушный винт изменяемого шага диаметром 2,8 метра. Понижающий редуктор был аналогичен редуктору, установленному на PTL-Gerät 021, но в данном варианте силовой установки он располагался отдельно от двигателя в передней части фюзеляжа.

Топливная система включала в себя два взаимозаменяемых фюзеляжных топливных бака, два клёпаныx бакa, установленных в балках, и два топливныx бакa, установленных во внешних секциях крыла.

Протектированные фюзеляжные топливные баки вмещали примерно 700 литров топлива.

Крыльевые баки имели ёмкость по 300 литров, а баки смонтированные в балках вмещали по 150 литров. Общая ёмкость топливной системы данного проекта составляла примерно 1600 литров.

7 Оборудование

a) Вооружение

Варианты установленного на самолёте вооружения должны были отвечать требованиям, предъявляемым к выполняемым задачам,и выглядили следующим образом:

Обычный вариант вооружения, подходивший для выполнения всех основных задач, состоял из двух фюзеляжных MG 213 с 240-ка снарядами и двух крыльевых MG 213 с 240-ка снарядами.

Варианты вооружения B, C и D были на 90 кг легче чем вариант А.

Автоматические пушки, установленные в фюзеляже, стреляли через плоскость ометания воздушного винта. Синхронизоторы для этих пушек устанавливались на понижающем редукторе воздушного винта. Пушки MG 213 монтировались под полом кабины пилота, будучи развёрнутыми на 90° верхней частью пушек в направлении центра фюзеляжа. Снарядные ленты в пушки при подготовке к полёту вставлялись в лентоприёмник поочерёдно.

Не снимаемые cнарядные ящики монтировались вне герметичной кабины.

Снарядные ленты в них укладывались через открывающиеся в боковых стенках фюзеляжа быстросъёмные люки. Такие же быстросъёмные люки, расположенные на нижней части фюзеляжа, обеспечивали удобный доступ к установленному в фюзеляже вооружению.

В случае необходимости можно было так же устанавливать и другой состав вооружения, включая пушки MK103 и, возможно, MG 151. Установка этих пушек выполнялась таким же образом, как и MG 213.

Перезарядка пушек MK103пневматическая. Для перезарядки монтировались специальные приспособления и два баллона со сжатым воздухом, расположенные в пространстве под полом пилотской кабины между полом со стволами пушек.

В каждой консоли крыла между нервюрами 4 и 5 устанавливалось по одной пушке MG 213. Пушки крепились к перемычке между рёбрами жесткости и, как и фюзеляжные пушки, были развёрнуты на 90°. Верхняя часть пушек была обращена в сторону внешних секций крыла. Доступ к пушкам обеспечивался через люки на нижней поверхности крыла.

В задней части фюзеляжа под промежуточной горизонтальной перегородкой поперёк к направлению полёта самолёта крепились ящики с боекомплектом. Для пополнения боекомплекта ящики вынимались из фюзеляжа через быстросъёмные люки на его нижней стороне.

При установке на самолёт пушек MK103 следовало устанавливать прицел ZFR-4A. В случае вооружения самолёта 2-мя другими типами пушек применялись прицелы Revi 16 C.

Предусматривалось бронирование способное защищать против обстрела из пулемётов калибра 12,7 мм. Бронировались кабина пилота и размещённые сзади пилота ящики с боеприпасами, фюзеляжные топливные баки и двигатель. Кроме того бронировался подголовник кресла пилота аналогично тому как это было выполнено на Fw 190. Общий вес бронирования, включая бронестекло кабины пилота в варианте защиты Panzerungszustand I cоставлял 140 кг.

Другой вариант бронирования Panzerungszustand II представлял собой более совершенный вариант Panzerungszustand I. В этом варианте общий вес бронирования составлял 200 кг.

b) Обычный комплект оборудования

В обычный комплект оборудования входили контрольно-измерительные приборы контроля за параметрами работы двигателя, за параметрами полёта, электрооборудование, средства связи и приспособления для обеспечения безопасности пилота и его спасения при покидании самолёта.

Контрольно-измерительные приборы контроля работы силовой установки и за параметрами полёта как обычно были размещены на основной приборной панели в кабине пилота. На левой стороне приборной панели размещались индикаторы приборов контроля параметров полёта. На правой индикаторы приборов для контроля за работой силовой установки.

Бортовая электрическая сеть так же выполнена по принятой для боевых самолётов схеме. Питание данной сети обеспечивалось генератором мощностью 2000 Вт. Аккумулятор с напряжением 24 В и ёмкостью 4,7 ампер/часов.

В качестве средств связи были использованы радиостанции FuG 15 y и FuG 25 a. Обе радиостанции были установлены за сиденьем пилота. К ним был обеспечен доступ для настройки и ухода. Необходимые для работы с радиостанциями во время полёта приспособления и переключатели установлены на правой половине приборной панели перед пилотом.

Самолёт был оборудован герметичной кабиной. Внутреннее давление в кабине пилота при увеличении высоты от уровня моря до 6 километров снижалось соответственно внешнему давлению. Начиная с высоты 6 км и до высоты в 12 км в кабину пилота при помощи специального нагнетателя ROOTS подавался воздух с постоянным давлением в 5000 мм водяного столба. Для поддержания в кабине пилота во время полёта приемлемой температуры установлен кондиционер с устройством для регулирования параметров его работы. При полётах на высотах от 12 км до 14 км давление в кабине пилота снижалось до 4500 мм водяного столба, что соответствовало внешнему давлению воздуха на высоте 6,7 км.

На случай возникновения на борту самолёта пожара на нём была установлена система пожаротушения фирмы Junkers. Эта установка обеспечивала тушение возникших пожаров в 4-х зонах:

1. Фюзеляжные топливные баки;
2. Двигательный отсек;
3. Левая консоль в районе размещения крыльевого топливного бака;
4. Правая консоль в районе размещения крыльевого топливного бака.

В качестве средства для тушения пожаров использовалось находящееся в двух пятилитровых баллонах вещество Dachlaurin.

Источники:

Focke Wulf Flugzeugbau GmbH: Baubeschreibung Nr. 281, Imotoriges Jagdflugzeug mit PTL-Gerät 021, 18.8. 1944
Gewichtsaufstellung für Imotoriges Jagdflugzeug mit PTL-Gerät 021, 17. 8. 1944
Fertig- und Kontingentgewichte für Imotoriges Jagdflugzeug mit PTL-Gerät 021, 18. 8. 1944
Jäger mit PTL-Gerät 021. Höchstgeschwindigkeit über der Flughöhe, 15. 9. 1944
Jäger mit PTL-Gerät 021, Steigleistungen über der Flughöhe, 15. 9. 1944
Jäger mit PTL-Gerät 021, Höchstgeschwindigkeit über der Flughöhe, 18. 9. 1944
Jäger mit PTL-Gerät 021, Steigleistung über der Flughöhe, 18. 9. 1944
Jäger mit PTL-Gerät 021, Reichweite über der Flughöhe, 18.9. 1944
Jäger mit PTL-Gerät 021, Flugdauer über der Flughöhe, 18. 9. 1944
Zeichnung Nr. 0310226-113 A, 18.9.1944
PTL-Jäger, Zeichnungs-Nr. 0310226-113, 17. 7. 1944

источник: "Kampfjäger mit PTL-Gerät 021 Projekt VII" Luftfahrt International 11-1975