Мир Авиации 1998 03

Крыло прямоугольной в плане формы, постоянного симметричного профиля имело угол установки около 3° и состояло из двух консолей. Силовую схему крыла составлял один трубчатый лонжерон и набор нервюр. В фюзеляже лонжерон проходил через топливный бак и посредством быстросъемных узлов соединялся с лонжеронами консолей. Каждая консоль обшивалась целиковым листом обшивки, никаких подвижных элементов крыло не имело.

Плоскости вертикального и горизонтального оперений тоже прямоугольной формы, аналогичной конструкции с нормальными рулевыми поверхностями. Силовые элементы планера и обшивка — из легких металлов, за исключением одного деревянного шпангоута для крепления магнитного компаса.

Силовая установка: пульсирующий воздушно-реактивный двигатель Argus As 014, усредненные значения тяги: стартовая — 366 кг, в крейсерском полете на Н=3000 м — 254 кг. В передней части двигателя располагался короткий профилированный воздухозаборник (диффузор), в нем находилась клапанная решетка и топливный коллектор. Далее сужающийся канал переходил в прямую выхлопную трубу. Передний узел навески находился в корпусе воздухозаборника и через короткую цилиндрическую балку, проходившую внутри пилона, крепился к шпангоуту. Сзади труба скобой крепилась к лонжерону киля. Подача топлива — за счет вытеснения сжатым воздухом из бака, свечи зажигания работали от аккумулятора.

Система управления состояла из автопилота, работавшего от системы датчиков, который воздействовал на рули управления через сервоприводы, работающие от баллонов сжатого воздуха. В систему датчиков входил гироскопический компас, осуществлявший корректировку курса, анемометр контроля дальности с приводом от пропеллера, выдававший сигнал на отключение двигателя и перевод ракеты в пикирование, и барометрический датчик, выводивший аппарат на заданную высоту и поддерживавший ее в полете. Динамическое давление подавалось к аппаратуре управления через ПВД, расположенный в передней кромке пилона. Жгут проводов от носового отсека к органам управления проходил снаружи корпуса и закрывался специальным кожухом.

Электросистема состояла из аккумулятора и преобразователя, подававших напряжение к свече зажигания. Устанавливалось два взрывателя: механический Z.80A и электрический с замедлением Zt.Z.17BM.

Компоновочная схема FL103A-1

1. Пропеллер датчика дальности полета. 2. Магнитный компас. 3. Электровзрыватель с замедлением Zt.Z.17BM. 4. Механический взрыватель Z.80A. 5. Узел подвески. 6. Топливный бак. 7. Обратный клапан. 8. Баллоны сжатого воздуха. 9. Редуктор. 10. Трубка ПВД. 11. Топливный коллектор. 12. Клапанная решетка. 13. Диафрагма. 14. Свеча зажигания. 15. Сервоприводы рулей высоты и направления. 16. Трубопровод подвода сжатого воздуха к сервоприводам. 17. Аккумулятор. 18. Управляющий клапан. 19. Разъемная муфта. 20. Клапан остановки двигателя. 21. Заправочный штуцер. 22. Фильтр топливный. 23. Лонжерон крыла. 24. Стартовый башмак.

1. К. von Gersdorff, Grossmann К. Flugmotoren und Strahltriebwerke.

2. Wagner W. Die ersten Strahlflugzeuge der Welt. 1989.

3. Nowarra H. Die deutsche Luftrustung 1933–1945. B.4.1989.

4. Dornberger W. Peenemunde. Die Geschichte der V-Waffen. 1981.

5. Hahn F. Deutsche Geheimwaffen. B.1.1963.

6. Stich K. Die Luftverteidigung Grossbritaniens gegen unbemannte Luftangriffsmittel. 1975.

7. Kiel H. Kampfgeschwader "Legion Kondor" 53. 1993.

8. Gellermann G. W. Moskau ruft Heeresgruppe Mitte. 1988.

9. Stahl P. W. Das Geheimgeschwader KG 200. 1986.

10. Groehler O. Geschichte des Luftkriege. 1981.

11. Groehler O. Kampf um die Luftherrschaft. 1989.

12. Flug Revue 8/88.

13. Flugzeug 1/88.

14. Luftwaffe 7/90.

15. Der Flieger 4–6/66.

Fi 103А-1 V-l

Размах, м 5,37

Полная длина, м 8,32

Высота, м 1,42

Взлетный вес, кг 2152

Вес боевой части, кг 830

Максимальная скорость, км/ч 644

Стартовая скорость, км/ч 400

Продолжительность полета, мин 25

Дальность полета, км 238

Задаваемая высота, м 2625

Стартовая установка представляла собой две боковые направляющие длиной 42 м, установленные под углом 6°30′ на земляной насыпи (на испытаниях применялись иногда и более длинные). Между ними располагалась труба с прорезью сверху, по ней двигался поршень со специальным крюком, цеплявшим башмак ракеты, входивший в эту прорезь. Стартовый ускоритель разгонял ракету примерно до 320 км/ч, на этой скорости запускался основной двигатель. Далее аппарат набирал заданную высоту и, разгоняясь до максимальной скорости, следовал к цели.

ПОИСК

Материалы о разбившемся в 1944 г. В-25С № 41-12984 из 396 ОАПОН предоставил редакции житель г. Хилок Владимир Петров. Вместе с другими энтузиастами он провел большую работу по поиску документов, касающихся катастрофы. Мы признательны как ему, так и его коллегам Ю. И. Емелину, В. И. Котельникову и А. Г. Мартынюку, сделавшим летом 1984 и 1997 гг. фотографии места падения самолета.

Документы приводятся без комментариев, с сохранением стиля оригинала.

29.09.44 года самолёт Б-25 под управлением АРТАМОНОВА вылетел из Чита через Иркутск и далее Красноярск, Новосибирск. Экипаж к месту посадки не прибыл и установить его местонахождение не удалось.

Детальным изучением причин потери самолёта установил:

I. АРТАМОНОВ прибыл в Читу 27.9.44. 28.9.44 готовилась матчасть к дальнейшему полёту, который был намечен 29.9.44 г. 9.00 местного.

В день вылета явно плохой погоды Замначальника Штаба 12 ВА Подполковником ЛЕБЕДЕВЫМ полёт АРТАМОНОВУ был запрещен. Тов. АРТАМОНОВ получив консультацию о состоянии погоды в /?/AM и имея полномочия решать свой вылет самостоятельно вылетел 12.50 местного 29.9.44. В течение 52-х минут своего полёта самолёт Б-25 держал радиосвязь с Читой, Улан-Удэ передавая «иду по курсу все в порядке».

13.42 связь была прервана, несмотря на вызов всех наземных радиостанций, не отвечал.

В соответствии штурманских расчетов надо предполагать, что самолёт продолжал свой путь до меридиана Бада, что 70 км сев. зап. Бада. Поиски самолёта всеми имеющимися средствами были организованы немедленно. 30.9.44 с утра и продолжаются по сей день, за это время произведено 340 самолётовылетов, израсходовано 60 тонн авиа. ГСМ, осмотрена площадь 580 х 575 квадратных километров.