Самолеты мира 2000 02

Шасси с внешним подкосом наполовину убиралось поворотом назад. Выступающая часть колеса прикрывалась обтекателем. В известной степени это предохраняло фюзеляж от разрушения при вынужденной посадке с убранными шасси. Выдвижная штанга системы заправки в воздухе располагалась под полом кабины пилотов. Площадь крыла составляла 65,4 м 2

Самолет-заправщик должен был иметь аналогичную конструкцию, но на месте пассажирской кабины располагались танки с горючим. Из хвостовой части фюзеляжа выдвигались шланги системы заправки в полете.

Григорович разработал специальный профиль крыла, который обеспечивал снижение сопротивления и чем- то напоминал американские ламинарные профили НАКА. Применение отклоняемого вниз носка крыла и системы закрылков позволяло повысить подъемную силу при взлете и посадке.

После гибели экипажа С.А.Леваневского, предвидя возможные ссылки оппонентов на этот случай, Григорович провел собственный анализ причин катастрофы самолета ДБ-А (бортовой номер Н-209). Главными из них он назвал недостаточно доведенную и испытанную конструкцию машины, малую высотность, плохую подготовку к дальнему перелету.

В развитие своей идеи конструктор разрабатывал и военный вариант самолета – дальний бомбардировщик с системой дозаправки топливом в воздухе. Все это происходило задолго до появления современных боевых машин, оснащенных подобной системой.

Для «подстраховки» Григорович спроектировал пассажирский самолет, который мог бы совершать дальние беспосадочные перелеты по маршруту Москва – Аляска со средней скоростью около 400 км/ч.

Машина отличалась от рассмотренных выше тем, что при неизменных геометрических размерах на ней, вместо моторов воздушного охлаждения в крыле, предполагалось установить два мотора АМ-34 жидкостного охлаждения в фюзеляже – один за другим. Два соосных винта приводились в движение через систему редукторов и трансмиссий. Для размещения моторов кабину сдвинули назад примерно на 1,5 метра. Предполагаемая взлетная масса составляла 10000 кг.

К сожалению, после смерти Д.П.Григоровича 26 июля 1938 г. работа над этими проектами прекратилась.

Размах крыльев 22,9м

Длина 14,5 м

Несущая поверхность 75 м²

Нагрузка коммерческая 1000 кг

Вес конструкции 3350 кг

Вес полетный 5330 кг

Мощность 960 МФ

Скорость макс. 250 км/ч

Дальность 900 км

Экипаж 2 чел.

Пассажиры 11 чел.

Испытано в СССР

Павел КОЛЕСНИКОВ, Андрей КУРАКИН

Накануне войны советские специалисты, кроме боевых самолетов, закупали и учебно-тренировочные машины. Среди них особый интерес представлял FW-58 «Weihe» («Лунь»), выпускавшийся в двух вариантах:

FW-58B – для подготовки стрелков- бомбардиров, штурманов, радистов и для ночных и «слепых» полетов;

FW-58C с двойным управлением-для подготовки летчиков двухмоторных самолетов и радистов, для обучения ночной и «слепой» посадке.

В Советском Союзе эти самолеты испытывала бригада НИИ ВВС КА в следующем составе: ведущий инженер – военинженер 3-го ранга Яськов, ведущие летчики – майор Покровский и военинженер 1-го ранга К.Калинец, ведущий штурман – старший лейтенант Горбунов, ведущий инженер по ВМГ – военинженер 3-го ранга И.Хвостовский, ведущий инженер по вооружению – военинженер 3-го ранга К.Романов, ведущий инженер по спецоборудованию – военинженер 1-го ранга С.Авакимян.

Самолет FW-58 представлял собой двухмоторный подкосный моноплан с низкорасположенным крылом. Металлический каркас имел дюралевую и полотняную обшивку. Рациональная конструкция с применением, главным образом, легких сплавов (дюралюминия, электрона) в сочетании с небольшим количеством хромомолибденовой стали, дерева и полотна позволили сравнительно большой по размерам самолет сделать весьма легким. При взлетном весе 2930 кг вес пустого «фокке- вульфа» равен всего 1985 кг.

Вес пустого самолета, в свою очередь, складывается из веса конструкции – 1247 кг, веса винтомоторной группы (ВМГ) – 695 кг и веса несъемного оборудования – 43 кг.

Экипаж состоял из 3-4 человек. Сиденья летчика и инструктора располагались рядом. Устройство кабины давало возможность свободного непосредственного общения между членами экипажа.

Шасси убиралось в моторные гондолы при помощи гидропривода и закрывалось створками. Выпускались шасси поддействием собственного веса. Амортизация масляно-пневматическая, с большим ходом. Колеса с пневматиками 690 х 200 снабжены гидравлическими тормозами. Хвостовое колесо 260 х 85 ориентирующееся, автоматически стопорится при полной даче газа. На колесах были установлены щитки, предохраняющие механизм подъема от загрязнения при рулении, разбеге и пробеге.

Крыло снабжено закрылками, управляемыми из кабины летчика. На элеронах имелись триммеры, регулируемые на земле; на рулях – триммеры, управляемые в полете.

На самолете устанавливались восьмицилиндровые рядные V-образные перевернутые моторы Аргус-10-С воздушного охлаждения. Взлетная мощность каждого из них – 240 л.с. (при 2000 об/мин), номинальная – 200 л.с. (при 1880 об/ мин). Запускают моторы вручную или сжатым воздухом. Винты двухлопастные, деревянные, фиксированного шага. Два непротектированных бензобака емкостью по 170 л помещались в центроплане.

FW-58B

FW-58B

FW-5SB

FW-5SB

В носовой части фюзеляжа находилось место(лежачее)переднегострелка (штурмана-бомбардира). Над центропланом расположены места пилота и инструктора. Позади пилотов – место радиста, за ним – место заднего стрелка.

На самолете FW-58B размещались две подвижные стрелковые установки с пулеметами MG-15. Их боезапас составлял: 225 патронов на передний пулемет и 375 – на задний. Бомбардировочное вооружение состояло из кассетных бомбодержателей для вертикальной подвески бомб калибра 10 и 50 кг общим весом 120-150 кг. Бомбосбрасыватель механический. Прицел для бомбометания типа GV-219 – механический визир – находился под верхним сдвижным полом фюзеляжа.