Проект вспомогательного транспортного самолёта Gotha Р 39. Германия

Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF. Перевод был выполнен в мае 2015 года.

В документах под грифом «Секретные материалы. Только для командования» под номером 1150/42 от 25 июля 1942 года речь идёт о новом вспомогательном транспортном самолёте, который должен был заменить в производстве транспортный самолёт Go 244 и который должен был перевозить один грузовой автомобиль.

К этому времени в компании Gothaer Waggonfabrik проект P 39 уже находился в ящике стола. В любом случае описание, приложенное к проекту, датируется 12 августа 1942 года.

Речь идёт о трехмоторном высокоплане, предназначенном для перевозок тяжелых и крупногабаритных грузов. Таким образом, к самолёту помимо всего прочего предъявлялись следующие требования:

• • перевозка грузовика или автомобильного прицепа;
• • перевозка тягача;
• • перевозка штурмовой лодки/катера;
• • перевозка сбрасываемого топливного бака (при монтаже сбрасываемых контейнеров на полу фюзеляжа);
• • перевозка истребителя Me 109 в комплекте.

Хотя до практической реализации Р 39 работы не продвинулись, в данной статье мы хотели бы рассказать об этом проекте вспомогательного транспортного самолёта.

ИСХОДНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ПРОЕКТУ Р 39

Постановка задачи: «Разработка транспортного самолёта для перевозки тяжелых и крупногабаритных грузов с низкими производственными и эксплуатационными расходами». Работая над этим заданием, компания Gothaer Waggonfabrik A.-G. разработала целый ряд проектов, среди которых находились пошедшие в серийное производство Go 242 и Go 244.

При разработке проекта Р 39 был учтен опыт предыдущих работ. Кроме того, в дополнение к нему следовало принять во внимание необходимость:

• • увеличения полезной нагрузки;
• • увеличения дальности полёта;
• • более эффективного и экономного использования материалов при производстве и при эксплуатации;
• • увеличения безопасности полётов при выходе из строя одного из двигателей.

Выполнение при проектировании самолёта этих требований привело к примечательным особенностям его конструкции.

1. Самолет-высокоплан с двухкилевым хвостовым оперением

Конструкция самолета должна была позволить получить грузовой отсек, который благодаря своим объёму и формам во многом отличался бы от предыдущих разработок других групп транспортных самолётов. При помощи расположенной в кормовой части самолёта грузовой рампы должны были обеспечиваться лёгкая загрузка и разгрузка, которые не могли бы быть возможными при иной конфигурации. В фюзеляже должна была обеспечиваться возможность произвольного – в зависимости от поставленной задачи – размещения легких специальных перегородок, съемного днища и т.д., которые можно было бы использовать, невзирая на другие элементы конструкции. Фюзеляж P 39 должен быть свободен от таких вариантов размещения несущих поверхностей и хвостового оперения, которые при аварийных посадках на брюхо или при погрузо-разгрузочных работах могли бы создать какие-либо неудобства. В хвостовой части должна была быть предусмотрена возможность размещения вооружения с очень большими углами обстрела, что позволило бы обойтись меньшим количеством огневых точек. Также такой фюзеляж должен был быть удобен для сброса грузов в полёте или парашютистов, так как сзади за фюзеляжем не должно было быть каких-либо помех от хвостового оперения. У Р 39 нижняя часть фюзеляжа должна была быть легкозаменяемой, что было бы очень удобно при аварийных посадках или при посадках на плохо подготовленные взлётно-посадочные полосы. Для облегчения замены нижней части было предусмотрено использование легкоразрушающихся крепежных изделий. С производственной точки зрения большая независимость самого фюзеляжа от других узлов самолета должна была обеспечивать значительные преимущества, поскольку это позволило бы организовать производство на других предприятиях. Так фюзеляж, хвостовые балки, хвостовое оперение и несущие плоскости с заранее предусмотренными местами под стыковочные соединения возможно было производить в различных местах.

2. Самолёт с неразъемным крылом

Крыло должно было соединяться с фюзеляжем и двумя хвостовыми балками при помощи четырех идентичных узлов крепления. В крыле должны были отсутствовать какие-либо монтируемые внутри элементы конструкции — такие, как, например, топливные баки и вследствие этого оно должно было стать простым и очень дешевым. Увеличение высоты фюзеляжа за счет проходящего через его верхнюю часть крыла не должно было означать нежелательного из соображений аэродинамики увеличения поперечного сечения фюзеляжа Р 39, поскольку перед крылом в фюзеляже должна была располагаться кабина пилотов, которая, так же как и крыло, должна была размещаться достаточно высоко. Отсутствие поддерживающих крыло стоек снижало аэродинамическое сопротивление самолёта, и аварийные посадки в этом случае не приводили к дополнительным повреждениям связывающих конструкцию самолёта соединений. Кроме того, отсутствие стоек должно было позволить облегчить перевозку на самолёте различных грузов и выброску парашютистов.

3. Самолёт должен получить убирающееся шасси с передней стойкой

Убирающееся шасси становилось необходимостью, потому что с его помощью можно было получить большую дальность полёта. Требование обеспечения наилучших взлетно-посадочных характеристик привело к выбору для самолета шасси с носовой стойкой: она не должна была позволить самолёту скапотировать при резком торможении. В конструкции носовой стойки шасси Р 39 должна была быть предусмотрена возможность приподнимать или наклонять фюзеляж в ту или иную сторону. Крен в определённых границах при таком расположении шасси имел решающее значение, поскольку должен был обеспечивать хорошую проходимость и как следствие возможность выполнения посадок на плохо подготовленные участки земной поверхности, так как удар от неровностей поверхности должен был распространяться в направлении хвоста. Это было особенно важно при выполнении слепых посадок или надёжной аварийной посадке на днище фюзеляжа и на неровных площадках вследствие того, что основной удар при посадке воспринимался шасси. Переднее колесо шасси при ударе о поверхность земли самостоятельно под нагрузкой должно было отклоняться от своего нормального положения ровно настолько, насколько это позволяли демпферы так, чтобы днище самолёта не должно было повреждаться.

4. Трехмоторный самолёт

Требование обеспечения безопасного полёта при выходе из строя одного из двигателей приводило к необходимости установки на самолёте более чем двух двигателей. При предназначенных для установки на самолет двигателях Bramo 323 и заданном полётном весе оптимальным решением представлялась трехмоторная силовая установка. В этом случае эффективность среднего двигателя была бы сравнительно выше и при этом не создавалось бы каких-либо серьезных неудобств относительно обзора и размещения оборонительных огневых точек. В данном случае симметричное расположение силовой установки было предпочтительнее асимметричного.

5. Сравнительно низкая удельная нагрузка на несущую поверхность

Из требования применения данного самолёта в качестве транспортного следовало, что, прежде всего, большое значение должна была иметь несущая способность крыла. При большой полезной нагрузке это можно было решить только за счет крыла с большой площадью. Результатом этого должны были стать низкая посадочная скорость, короткие разбег при взлёте и пробег при посадке и устойчивый полёт при выходе из строя одного из двигателей силовой установки. Очень низкая горизонтальная скорость должна была дать ряд серьёзных преимуществ при выбросе парашютистов или при сбросе грузов во время полёта. В конструкции крыла преимущества самолета в изготовлении и обслуживании должны были быть обеспечены использованием только простых выдвижных щитков, исключавших необходимость применения других вспомогательных средств. Самолёт должен был быть мало восприимчив к изменениям нагрузки. Грузовой отсек должен был быть просторным, что было важно при перевозке различных материалов и грузов, поскольку самолёт должен был иметь большой диапазон изменения положения центра тяжести. 

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

Самолёт должен был представлять собой трехмоторный высокоплан с размещенным на балках двухкилевым хвостовым оперением, предназначенный для перевозки тяжелых и крупногабаритных грузов.

Об основных особенностях конструкции ниже приведены следующие данные:

1 Фюзеляж

Фюзеляж должен был состоять из двух частей: грузового отсека, прочно скреплённого с передней частью фюзеляжа, и задней части фюзеляжа, которая должна была подниматься вверх и которую, при необходимости, можно было бы сбросить.

Силовой набор фюзеляжа должен был состоять из стальных труб. В качестве обшивки в фюзеляже должно было использоваться полотно. Выбор данного технического решения должен был обеспечить легкость проведения ремонтных работ.

Пол грузового отсека должен был входить в статическую связку с конструкцией всего грузового отсека. Помимо этого конструкция грузового отсека должна была быть усилена, что позволило бы самолёту выполнять аварийные посадки на «брюхо» без повреждения находившихся в отсеке грузов. В передней части фюзеляжа должны были находиться кабина экипажа, средний двигатель и убирающаяся носовая стойка шасси. Через верхнюю часть фюзеляжа должно было проходить крыло, крепившееся к балкам фюзеляжа в четырех точках при помощи болтовых соединений.

2 Шасси

Основные и передняя стойки шасси должны были быть убираемыми: передняя стойка шасси должна была убираться в фюзеляж, а основные стойки – в балки хвостового оперения, что позволило бы улучшить лётные характеристики. К особенностям конструкции относилась качающаяся система рычагов стоек шасси, позволявшая, с одной стороны, производить посадки на плохо подготовленные участки местности, а с другой — при помощи гидравлики опускать фюзеляж на поверхность земли и без погрузочных рамп производить погрузку и разгрузку перевозимых грузов.

3 Хвостовое оперение

Горизонтальное оперение должно было крепиться к хвостовым балкам. Стабилизатор предполагалось выполнить регулируемым: при помощи поворотных шарниров его угол установки мог изменяться в пределах ± 6°. По обоим концам горизонтального оперения располагалось двухкилевое вертикальное оперение. Оперение должно было иметь деревянный силовой набор; обшивка стабилизатора и килей предполагалась фанерная, рулей высоты и направления — полотняная. Рули должны были быть полностью уравновешены статически и динамически. В конструкции хвостового оперения предусматривалась установка триммеров.

4 Система управления

Система управления самолета должна была быть двойной и позволять управлять самолётом обоим пилотам. Сиденья пилотов должны были быть расположены рядом друг с другом. Управление элеронами должно выполняться при помощи штурвала. Ножные педали должны были быть регулируемыми и управлять тормозными цилиндрами шасси. Усилия от органов управления к рулям должны были передаваться при помощи тяг и тросов с круглым сечением. Для упрощения изготовления и эксплуатации при разработке системы управления было решено использовать простые подшипники скольжения, что было отражено в конструкции самолета.

5 Несущие плоскости

Крыло самолета должно было иметь деревянную конструкцию. Основой силового набора крыла являлись два лонжерона. Лонжероны и область между ними должны были позволить создать легкую и в тоже время простую и дешевую монококовую конструкцию. Фюзеляж и хвостовые балки должны были быть соединены с крылом в четырех точках простыми крепёжными элементами. Ко всем элементам системы управления, расположенным в несущих плоскостях, должен был быть обеспечен удобный доступ.

6 Силовая установка

Силовая установка должна была состоять из трех двигателей типа Bramo 323, которые должны были вращать воздушные винты изменяемого шага диаметром 3,7 метра.

Топливо весом в 2200 кг должно было размещаться в топливных баках, находящихся в хвостовых балках. Топливные баки должны были легко демонтироваться.

7 Оборудование

Самолёт должен был располагать полным комплектом оборудования, позволяющего выполнять полёты при плохой видимости. Средства радиосвязи представлены радиостанциями FuG XP, FuB1 II, FuG25a.

Вооружение должно было состоять из двух спаренных пулемётов типа MG 81 Z (спереди в шароподобной вращающейся башне, сзади на подвижном лафете) и спаренной пушки HD 151/2. Вооружение должно было размещаться  в оборонительных огневых точках (A-Stand, B-Stand, кормовая). Сектора обстрелов оборонительных огневых точек должны были полностью покрывать всё пространство вокруг самолёта.

Технические данные Р 39

Конструкция и назначение: многоцелевой трехмоторный высокоплан с двухкилевым хвостовым оперением, предназначенный для транспортировки тяжелых и крупногабаритных грузов

Размеры:

• размах крыла 36,4 м
• длина 24,0 м
• высота 7,7 м
• площадь крыла 165,0 м²
• грузовой отсек (размеры в свету):
• высота 2,2 м
• ширина 2,5 м
• длина 6,5 м

Силовая установка:

три авиационных двигателя с воздушным охлаждением типа BMW-Bramo 323 P со взлётной мощностью по 1000 л.с. при 2500 об/мин
воздушные трехлопастные винты VDM диаметром 3,7 м

Вес:

Нормальная нагрузка:

• вес пустого 8743 кг
• полезная нагрузка 7401 кг
• нормальный взлётный вес 16144 кг
• дополнительное оборудование 491 кг
• экипаж 270 кг
• топливо 2200 кг
• смазочные материалы 180 кг
• боекомплект 260 кг
• перевозимый груз 4000 кг
• общий вес полезной нагрузки 7401 кг

Перегрузка А (увеличена масса полезной нагрузки):

• вес пустого 8743 кг
• полезная нагрузка 9401 кг
• максимальный взлётный вес 18144 кг
• дополнительное оборудование 491 кг
• экипаж 270 кг
• топливо 2200 кг
• смазочные материалы 180 кг
• боекомплект 260 кг
• перевозимый груз 6000 кг
• общий вес полезной нагрузки 9401 кг

Перегрузка В (увеличена дальность полёта):

• вес пустого 8743 кг
• полезная нагрузка 9401 кг
• максимальный взлётный вес 18144 кг
• дополнительное оборудование 491 кг
• экипаж 270 кг
• топливо 5200 кг
• смазочные материалы 380 кг
• боекомплект 260 кг
• перевозимый груз 2800 кг
• общий вес полезной нагрузки 9401 кг

Лётные характеристики:

Скорость полёта при среднем полётном весе равном 15 тонн

а) при максимальной мощности двигателей на высоте 4 км: 350 км/ч

b) При боевом режиме работы двигателей

• на уровне моря: 290 км/ч
• на высоте 2 км: 310 км/ч
• на высоте 4 км: 318 км/ч
• на высоте 6 км: 314 км/ч

с) При максимальной мощности, допустимой при длительном режиме работы двигателей

• на уровне моря: 260 км/ч
• на высоте 2 км: 281 км/ч
• на высоте 4 км: 292 км/ч
• на высоте 6 км: 294 км/ч

Время набора высоты при взлётном весе 16 тонн

• 0-2 км: 7,8 мин
• 0-4 км: 16,8 мин
• 0-6 км: 28,2 мин

Скороподъёмность на уровне моря при работе силовой установки на взлётном режиме: 4,4 м/с

Длина участка при взлёте до набора высоты 20 м:

а) при нормальном взлётном весе равном 16 тонн:

• на ВПП с бетонным покрытием: 490 м
• на ВПП с травяным покрытием: 530 м

b) при перегрузке со взлётным весом равным 18 тонн:

• на ВПП с бетонным покрытием: 600 м
• на ВПП с травяным покрытием: 665 м

Дальность полёта на высоте 2 км:

a) при нормальном взлётном весе (2200 кг топлива и 4000 кг груза)

• при эксплуатационном режиме работы двигателей на экономической скорости 281 км/ч: 1360 км
• при крейсерском режиме работы двигателей на скорости 260 км/ч: 1630 км.
• при оптимальном режиме работы двигателей на скорости 220 км/ч: 1880 км

b) при перегрузке со взлётным весом равным 18 тонн (5200 кг топлива и 3000 кг груза):

• при эксплуатационном режиме работы двигателей на экономической скорости 279 км/ч: 3240 км
• при крейсерском режиме работы двигателей на скорости 258 км/ч: 3860 км
• при оптимальном режиме работы двигателей на скорости 225 км/ч: 4380 км

Посадочная скорость

• a) при нормальном посадочном весе равном 14 тонн: 109 км/ч
• b) при перегрузочном посадочном весе равном 16 тонн: 116 км/ч

Лётные характеристики при выходе из строя одного из двигателей:

самолёт со средним полётным весом и при эксплуатационном режиме работы двигателей в полной мере способен продолжать полёт

самолёт при перегрузке и при боевом режиме работы двигателей в полной мере способен продолжать полёт

удельная нагрузка на крыло (нормальный взлётный вес): 97 кг/м²
удельная нагрузка на мощность (нормальный взлётный вес): 6,3 кг/л.с.
удлинение крыла: 8,0

Весовые характеристики отдельных элементов конструкции Р 39

ПРИЛОЖЕНИЕ

Схемы и описание легенды к ним

Развитие проекта P 39

Сравнение: Go 244 — P 39 (начало)

Сравнение: Go 244 — P 39 (продолжение)

источник: источник: Eine Dokumentation von Karl R. Pawlas «Die Sturm- und Lastensegler» LUFTFAHRT monographie LS 2