Истребитель компании Focke-Wulf с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Необычный проект и история его разработки

12
7

Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной. Перевод был выполнен в апреле 2016 года. Хочу выразить большую благодарность уважаемому коллеге redstar72 за помощь в редактировании данной статьи.

Содержание:

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), изначально получивший название Lorin-Düse (дюза Лорена), с точки зрения технологии представляет собой простейшую силовую установку из всех существующих. В подобном трубе агрегате поток сжатого воздуха быстро перемещается относительно продольной оси, и затем в него впрыскивается топливо. Быстрое перемещение летательного аппарата приводит к тому, что набегающий поток воздуха подтормаживается и сжимается на входе в силовую установку. После того как топливо внутри агрегата воспламеняется, горячие выхлопные газы с высокой скоростью выходят из выхлопного сопла ПВРД и заставляют агрегат быстро перемещаться вперёд.

По принципу действия ПВРД отличается от турбореактивных двигателей (ТРД), в которых поступающий в камеру сгорания воздух предварительно сжимается компрессором, тогда как в ПВРД сжатие осуществляется посредством скоростного напора непосредственно в диффузоре (Luftaufstauer).

Поскольку нормальное протекание процесса сгорания возможно только при строго ограниченном соотношении топлива и воздуха, то тяга ПВРД зависит от расхода воздуха. Таким образом, скорость полёта летательного аппарата с подобной силовой установкой пропорционально связана с давлением сжимаемого воздуха; сопротивление самолета возрастает с квадратом его скорости. При приближении скорости полёта к скорости звука появляется высокое дополнительное давление как планера летательного аппарата, так и его силовой установки, и мощность силовой установки лишь ненамного превышает значение скоростного напора.

Таким образом, предельная скорость самолёта на всех высотах полёта зависит от его аэродинамической формы, определяющей критическое значение числа Маха. Следовательно, чтобы полностью реализовать преимущества реактивной силовой установки, достоинства которой раскрываются на высоких скоростях, при известных характеристиках расхода топлива и высотах полета более 11 километров самолёты должны иметь такую форму, чтобы критическая скорость (точка пересечения кривых аэродинамического сопротивления и тяги силовой установки) располагалась как можно выше.

От Рене Лорена к Ойгену Зенгеру

Француз Рене Лорен (Rene Lorin) еще в 1913 году сформулировал концепцию прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Однако в те годы авиация только начинала своё развитие, и для реализации подобных значительно опередивших свое время идей не было технических возможностей. Только в 1936 году французский инженер Ледюк (Leduc) успешно провел опыты и на практике доказал, что ПВРД могут функционировать.

В Германии начиная с конца тридцатых годов – прежде всего компания Walter в г. Киле и доктор Ойген Зенгер (Eugen Sänger) из DFS, – занимались исследованиями, целью которых было создание опытных силовых установок, работающих по предложенному Рене Лореном принципу. В то время как работы компании Walter остановились на стадии эксперимента, доктору Зенгеру в 1941-43 годах удалось создать опытные образцы ПВРД.

Эти опытные ПВРД были испытаны на переделанных в летающие лаборатории бомбардировщиках Do 17 и Do 217. Замеры различных параметров, проведенные в ходе летных испытаний, подтвердили сделанные ранее расчеты. Кроме того, измерительные зонды предоставили ценные сведения о сложных процессах в области внутренней термодинамики прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Тем не менее, полёты с работающими ПВРД дали мало информации о действительном потенциале силовых установок данного типа. Хотя скорость полёта бомбардировщика Do 217 и возросла до 720 км/ч (на 275 км/ч выше его обычной крейсерской скорости), КПД силовой установки по ряду причин – не в последнюю очередь из-за не вполне подходящей летающей лаборатории и нестабильности процесса сгорания топлива внутри трубы силовой установки (сгорало лишь около 70 % топлива) – оставался в целом неудовле­тво­ри­тельным.

По этой причине компания Focke-Wulf осенью 1943 года приступила к собственным исследованиям, целью которых было усовершенствование аэродинамики ПВРД и, соответственно, повышение эффективности силовой установки данного типа.

Казалось бы, результаты экспериментов Зенгера подтверждали, что «реактивные трубы» в ходе последовательного развития могут стать, по крайней мере, отличными вспомогательными двигателями для повышения характеристик скоростных самолетов. Однако выбранное им конструктивное исполнение ПВРД было непригодным для самолетов с высокими характеристиками, поскольку он не учел пока еще несовершенный процесс горения и дополнительное сопротивление огромных «печных труб» (Ofenrohre), самая большая из которых достигала в длину 10,6 м и 1,5 м в диаметре. Это сопротивление уже на скоростях порядка 950 км/ч было больше, чем создаваемая ПВРД тяга (Рис. 1).

Рис. 1. Схематическое изображение разработанного Ойгеном Зенгером прямоточного воздушно-реактивного двигателя: a – диффузор, b – сетка впрыска, c – распределение топлива, d – камера сгорания, e – дюза

Рис. 1. Схематическое изображение разработанного Ойгеном Зенгером прямоточного воздушно-реактивного двигателя: a – диффузор, b – сетка впрыска, c – распределение топлива, d – камера сгорания, e – дюза

вернуться к меню ↑

Разработки компании Focke-Wulf

Для дипломированного инженера доктора O. Пабста (Dipl.-Ing. Dr. O. Pabst), руководителя отдела разработок компании Focke-Wulf, проблема в основном состояла в том, чтобы за счет соответствующей формы снизить площади внутренних и внешних поверхностей трения путем нового определения размеров и форм силовой установки и добиться увеличения концентрации тяги силовой установки на единицу площади их поперечного сечения.

Под руководством кандидата технических наук (к.т.н.) Теодора Цобеля (Dr.-Ing. Theodor Zobel), руководителя отдела дозвуковых скоростей Брауншвейгского НИИ авиации (Abteilung «Unterschall» in der Luftfahrtforschungsanstalt Braunschweig), были проведены аэродинамические расчеты обтекания тел различной формы. В конце февраля 1944 года руководимому к.т.н. Цобелем отделу удалось найти оптимальную конфигурацию формы ПВРД, обеспечивающую минимальное аэродинамическое сопротивление при высоких скоростях полета. И внешний вид, и внутреннее устройство этого двигателя существенно отличались от «трубы Зенгера».

Исследования показали, что длина конического диффузора (Kegeldiffusor), в ПВРД конструкции Зенгера равная трем диаметрам двигателя, может быть уменьшена до одного диаметра, а используя принцип диффузора со свободной струёй (Freistrahldiffusor), возможно реализовать основную часть преобразования скорость-давление непосредственно в воздухозаборнике силовой установки. В дальнейшем благодаря использованию форсунок особой конструкции предполагалось не впрыскивать топливо в камеру сгорания, как было сделано в двигателе Зенгера, а подавать его в парообразном или газообразном виде. Это позволяло не только добиться 100 % сгорания топлива, но и уменьшить длину камеры сгорания всего до ¾ диаметра ПВРД; в свою очередь, необходимая длина сопла благодаря усовершенствованной внешней аэродинамике не превышала ½ диаметра. Эти изменения размеров силовой установки и соответствующее уменьшение её поверхности позволили значительно снизить сопротивление трения и тем самым повысить общий КПД двигателя.

По результатам первой фазы исследований был составлен отчет, который вызвал большой интерес не только в техническом отделе, но и в Имперском научно-исследовательском совете (Reichsforschungsrat). Командующий истребительной авиацией (General der Jagdflieger) генерал Галланд также был впечатлён возможностями, которые давали ПВРД новой конструкции, и через своего технического офицера майора Шрёдтера (Major Schroedter) поручил коллективу исследователей компании FW форсировать работы по данной тематике.

О том, насколько изменилось отношение к ПВРД, интерес к которым в течение нескольких предшествующих лет был весьма сдержанным, свидетельствует тот факт, что уже в конце марта 1944 года компания Focke-Wulf получила заказ на скорейшую разработку и изготовление четырёх опытных образцов ПВРД своей конструкции. При этом к ним предъявлялись следующие требования:

  1. Работоспособность двигателя на высотах до 18 км;
  2. Использование дешёвых низкосортных видов топлива, таких как каменноугольное или буроугольное масло, парафинистая нефть.
вернуться к меню ↑

Испытания ПВРД 

В конце апреля 1944 года в тесном сотрудничестве НИИ авиации в Брауншвейге и научно-исследовательский институт аэродинамики (Aerodynamischen Versuchsanstalt) в Геттингене начали совместные исследования моделей. Целью этих исследований было установление окончательной формы силовой установки, а также конструкторские работы по созданию оптимальных форсунок и испарителя.

Конфигурация корпуса (трубы) силовой установки, соответствующая последним результатам аэродинамических исследований, была окончательно определена в середине июля 1944 года, а в конце месяца на заводе компании Focke-Wulf в Бад-Айльзене (Bad Eilsen) завершилось изготовление двух опытных образцов (Рис. 2).

Рис. 2. Форма силовой установки, подобранная после завершения испытаний в научно-исследовательском институте аэродинамики, Геттинген

Рис. 2. Форма силовой установки, подобранная после завершения испытаний в научно-исследовательском институте аэродинамики, Геттинген

Однако следующий шаг, предложенный доктором Пабстом – провести лётные испытания для изучения влияния ПВРД на летные характеристики и поведение самолета в воздухе – так и не был сделан. Хотя конструкторская документация по установке корпусов опытных ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190 была полностью разработана, испытания не состоялись из-за отказа поставить самолет для этих целей (Рис. 3).

Рис. 3. Схема размещения ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190A-10

Рис. 3. Схема размещения ПВРД на законцовках крыла истребителя FW 190A-10

Насколько быстро шла разработка корпуса ПВРД, настолько же проблемным оказалось создание работоспособного испарителя, в котором должно было испаряться тяжелое высококипящее топливо (каменноугольное [дегтярное] масло [Teeröl]). Уже при первых принципиальных отработках возникли значительные проблемы с подачей необходимого количества топлива, которое должно было поступать в камеру сгорания в виде паров, со смесеобразованием, с регулировкой подачи топлива, установлением необходимого количества подаваемого топлива и поддержанием фронта пламени.

Сначала в компании Focke-Wulf рассчитывали завершить разработки в течение четырех месяцев, но вскоре стало понятно, что эти сроки иллюзорны и нереальны. В результате инженеры компании сконцентрировались на разработке камеры сгорания, которая могла бы работать без испарителя топлива.

В середине августа 1944 года была представлена первая работоспособная модель ПВРД. Эту силовую установку направили в Брауншвейгский НИИ авиации. Однако несмотря на то, что руководитель группы разработок (Chef der Amtsgruppe «Entwicklung») технического отдела подполковник Кнемайер (Oberstleutnant Knemeyer) в письме напомнил о необходимости провести испытания как можно быстрее, эти испытания камеры сгорания не были начаты. На это была серьезная причина: незадолго перед изготовлением первого работоспособного образца ПВРД бомбардировщики союзников нанесли удар по химическому комбинату Leuna-Werke, производившему необходимый для испытаний пропан. Завод был серьёзно поврежден и о быстром восстановлении производства пропана на нем не могло быть и речи.

После этого в середине сентября доктор Пабст предложил проводить испытания, используя в качестве топлива водород. Монтаж двухсот баллонов с водородом в испытательном центре Люфтваффе в Ораниенбурге (Oranienburg) растянулся на месяцы. Только в конце января 1945 года, когда было установлено всё необходимое для выполнения измерений оборудование и проведена сборка силовой установки, были выполнены измерения сопротивления обшивки неработающего ПВРД. В середине февраля стало возможным производить измерения величины тяги работающей силовой установки. При расходе воздуха 0,705 кг/с скорость газов на выходе из сопла составляла 352 м/с, что соответствовало расчетным данным. (Рис. 4).

Рис. 4. ПВРД, разработанный компанией Focke-Wulf

Рис. 4. ПВРД, разработанный компанией Focke-Wulf

В декабре 1944 года по заказу верховного командования ВВС (степень срочности «DE») предусматривалось изготовить четыре предсерийных прямоточных воздушно-реактивных двигателя, которые можно было бы использовать на самолётах. Исследования в рамках этого заказа должны были вестись до конца августа 1945 года, но после того как войска противника заняли Брауншвейг и Бад-Айльзен, эти испытания прекратились.

Позднее, когда между союзниками по Антигитлеровской коалиции возникли разногласия, исследования, проводившиеся под руководством доктора Цобеля и доктора Пабста, были внимательно изучены. Союзники оценили их как новаторские и значительные. Согласно рассекреченным документам эти результаты использовались американскими и английскими научно-исследовательским институтами в качестве основы для ведущихся ими исследований. Захваченные союзниками материалы стали открыто публиковать только в 1955 году.

вернуться к меню ↑

Проекты самолетов с ПВРД

Интенсификация разработки современных мощных ПВРД заставила инженеров и техников, работавших в проектно-конструкторских бюро немецких авиастроительных компаний, заблаговременно перейти к исследованию возможностей использования прямоточных воздушно-реактивных двигателей не только в качестве дополнительных силовых установок, но и в качестве основных для бомбардировщиков и истребителей.

Так в первые месяцы 1944 года возникло большое количество смелых, с аэродинамической точки зрения смотрящих далеко вперед проектов, в которых описанные выше ПВРД предназначались для нормального продолжительного полёта. (Рис. 5).

Рис. 5. Реактивный бомбардировщик компании Focke-Wulf. Проект разработан к 24 июня 1944 года. Сделанный от руки эскиз находился в приложениях к проекту

Рис. 5. Реактивный бомбардировщик компании Focke-Wulf. Проект разработан к 24 июня 1944 года. Сделанный от руки эскиз находился в приложениях к проекту

Так как «трубы Лорена» в статическом (неподвижном) положении не создавали тяги, то самолёты с ПВРД должны были сначала взлетать и разгоняться до создающей избыток тяги скорости (примерно 150-180 м/с) с использованием иных силовых установок. Вследствие этой проблемы, казавшейся им едва ли разрешимой, инженеры-проектировщики считали себя поставленными в сложное положение. Всё более тяжелое положение Германии и крайне сжатые сроки, отпущенные на разработку, не позволяли им найти приемлемое в военных условиях решение.

Так, например, был предложен вариант запуска истребителя-бомбардировщика при помощи сцепки Mistel. Достигнув высоты в 12 000 метров, самолет с ПВРД должен был отсоединяться от своего носителя и затем в пикировании набрать скорость около 800 км/ч и запустить силовую установку. Конечно, подобная методика взлёта была возможна, равно как был возможен взлет при помощи стартовых ускорителей. Однако издержки по разработке, изготовлению и техническому обслуживанию двух различных по конструкции силовых установок, использовавших различные сорта топлива, были слишком высоки и требовали бы очень много времени. Вследствие этого подобный вариант всерьёз не рассматривался.

вернуться к меню ↑

Проект истребителя с вращающимся крылом (Triebflügel) компании Focke-Wulf

Весной 1944 года в компании Focke-Wulf был разработан проект истребителя с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, который многие специалисты назвали «Колумбовым яйцом». Конструктор Халем (Halem), инженер Х. Мюльтхопп (H. Multhopp), один из конструкторов истребителя Ta 183, и доктор Пабст после рассмотрения различных вариантов пришли к выводу, что комбинация силовой установки Лорена и вращающихся крыльев является оптимальным решением для выполнения самолетом взлёта. ПВРД должны были размещаться на вращающихся с большой скоростью лопастях крыла и, таким образом, можно было бы взлетать без использования дополнительной силовой установки. Ротор при запуске прямоточных воздушно-реактивных двигателей предполагалось разгонять при помощи простого вспомогательного агрегата. Далее воздух в силовой установке сжимался, и затем в камеру сгорания подавались пары топлива. Сразу же после поджигания топливо-воздушной смеси тяга ПВРД сначала была небольшой, но по мере сжимания поступающего в силовую установку топлива тяга должна была сразу же возрастать и уже примерно через минуту после запуска позволила бы самолёту взлететь.

В конце мая 1944 года представления конструкторов обрели конкретную форму. Были представлены три предварительных проекта с новой системой силового привода, которые различались между собой взаимным расположением крыла и кабины пилота. Данные проекты были подвергнуты первым сравнительным оценкам (Рис. 6).

Рис. 6. Варианты взаимного расположения вращающегося крыла и кабины пилота в представленном на рассмотрение в середине мая предварительном проекте истребителя с вращающимся крылом и ПВРД, установленными на законцовках его лопастей

Рис. 6. Варианты взаимного расположения вращающегося крыла и кабины пилота в представленном на рассмотрение в середине мая предварительном проекте истребителя с вращающимся крылом и ПВРД, установленными на законцовках его лопастей

У всех трех проектов, имевших примерно равные размеры, возникли сложности при размещении вращающегося вокруг фюзеляжа крыла, на законцовках лопастей которого были установлены ПВРД. Причиной этому были большие размеры подшипника. В вариантах «А» и «В» в конструкции самолета должно было учитываться воздействие действовавших на фюзеляж сил (Rumpfkräfte), а в варианте «C» пушечные стволы должны были быть установлены наклонно относительно оси фюзеляжа.

В варианте «С» присоединение подшипника могло осуществляться к фюзеляжу обычной конструкции; в вариантах «А» и «В» требовалось наличие фюзеляжной трубы (Rumpfröhre) с диаметром, достаточным для размещения вращающегося крыла. Такое техническое решение не являлось недостатком, поскольку труба фюзеляжа являлась главным несущим элементом конструкции и для самолётов с вращающимся крылом такая компоновка должна была быть очень удачной. Удар о поверхность земли при посадке самолёта через основное шасси мог бы передаваться прямо на фюзеляж, далее на трубу и на расположенные вокруг нее топливные баки. Таким образом, внешняя обшивка представляла собой только обтекатель. Заливку топливных баков можно было выполнять в кратчайшие сроки. Протектированные топливные баки защищали фюзеляжную трубу и размещавшиеся внутри фюзеляжа приводы стоек шасси и систему управления от повреждений, наносимых огнем противника. Таким образом, фюзеляжная труба была простым конструктивным элементом, с легкой возможностью провести расчеты необходимых размеров и выполнить испытания полученной модели.

С точки зрения размещения необходимого для истребителя вооружения, оптимальным представлялся вариант «А», поскольку он позволял разместить пушки наилучшим образом. В носовой части самолета предполагалось разместить по две пушки MK-103 и MG-151 или четыре пушки MG-213 с соответствующим боезапасом. Оружие, лафеты и коробки с боезапасом располагались между герметичной кабиной пилота и вращающимся крылом. Таким образом, всё вооружение располагалось ближе к оси самолета и к нему обеспечивался удобный доступ. При этом на скорострельность не влияли вращающиеся лопасти крыла, и пилоту обеспечивался отличный обзор.

Истребитель компании Focke-Wulf с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Необычный проект и история его разработки

У варианта «В» кабина пилота располагалась со смещением далеко назад, и поэтому обзор был значительно хуже. У варианта «С» вооружение располагалось бы менее удачно, чем у вариантов «А» и «В». В данном варианте пушка могла размещаться в коке/обтекателе лопастей крыла, из-за чего снимать и устанавливать на самолёт вооружение было бы сложно. Так как свободное пространство в варианте «С» располагалось бы в задней части корпуса, то отсек с вооружением в этом случае должен был быть смещен далеко назад и установленное в нем вооружение должно было стрелять вне зоны ометания лопастей крыла, т.е. с наклоном относительно оси самолета. В этом случае вести прицельный огонь было бы очень затруднительно.

Исследования вопросов аэродинамики и устойчивости самолета, прежде всего при вертикальном снижении, продемонстрировали однозначное преимущество варианта «А», у которого лопасти с установленными на их законцовках ПВРД располагались на 37 % длины фюзеляжа. В свою очередь у варианта «В» лопасти крыла, за которыми находилась кабина пилота, располагались на 30 % длины, а у варианта «С» крыло располагалось в носовой части фюзеляжа.

Выбор размещения шасси для самолета столь нетрадиционной компоновки был также необычным. В задней части фюзеляжа на линии продольной оси самолета конструкторы предусмотрели установку основной стойки шасси и четырех небольших дополнительных амортизационных телескопических стоек, размещавшихся на законцовках крестообразного хвостового оперения. Данные дополнительные стойки должны были выдвигаться при нахождении самолета на аэродроме и при перемещении по взлетно-посадочной полосе (Рис. 7).

Рис. 7. Расположение шасси у истребителя с вращающимся крылом

Рис. 7. Расположение шасси у истребителя с вращающимся крылом

Колесо основной стойки шасси в выдвинутом состоянии выступало на 50 см перед колесами дополнительных стоек шасси. При посадке поверхности земли касалось сначала основное колесо, и стойка основного шасси принимала на себя всю нагрузку. Под воздействием этой нагрузки стойка основного шасси проседала, после чего земли касались четыре колеса дополнительных стоек шасси. Ход этих четырех стоек дополнительного шасси был равен всего 20 см. Таким образом, основное шасси служило при посадке самолета, а дополнительные использовались при рулежке самолета по поверхности аэродрома. Благодаря такой конструкции ударная нагрузка при посадке передавалась прямо на трубу фюзеляжа, что предотвращало большие колебания корпуса относительно продольной оси.

Из-за однозначных преимуществ варианта «А», выявленных в результате анализа компоновок, именно он лег в основу проекта истребителя с вращающимся крылом, представленного компанией Focke-Wulf на рассмотрение планового отдела Имперского научно-исследовательского совета (Reichsforschungsrat) 15 сентября 1944 года (Рис. 8, 9).

Рис. 8. Внешний вид проекта, представленного в сентябре. Оригинальные чертежи

Рис. 8. Внешний вид проекта, представленного в сентябре. Оригинальные чертежи

Рис. 9. Схемы разработанного компанией Focke-Wulf проекта истребителя с вращающимся крылом

Рис. 9. Схемы разработанного компанией Focke-Wulf проекта истребителя с вращающимся крылом

Как уже сообщалось, из-за затянувшихся исследований и испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей, до окончания войны данный проект не был завершен.

вернуться к меню ↑

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАТЕРИСТИКИ

«Секретные документы. Только для высшего командования»

Истребитель с вращающимся крылом и силовой установкой Лорена

вернуться к меню ↑

Общие данные

Назначение: одноместный истребитель с герметичной кабиной
Конструкция: с вращающимся крылом и силовой установкой Лорена
Прочность: nA = 6 при полётном весе G = 5,175 тонн
Силовая установка: три дюзы Лорена конструкции компании Focke-Wulf
Размеры:  
  площадь лопасти вращающегося крыла: F = 16,5 м²
  площадь зоны ометания лопастей вращающегося крыла: Fp = 80 м²
  половина размаха крыла: b/2 = 5 м
  относительное удлинение крыла: Λ = 9,1
  площадь вертикального оперения: Fs = 5 м²
  площадь горизонтального оперения: Fh = 5 м²
  наибольшая длина: L = 9,15 м
  наибольшая ширина: B = 11,5 м
  максимальная удельная нагрузка на несущую поверхность: G/Fmax = 314 кг/м²
  минимальная удельная нагрузка на несущую поверхность: G/Fmin = 212 кг/м²
Экипаж: 1 человек
Полетный вес:  
  максимальный взлетный: Gmax = 5,175 тонн
  минимальный посадочный: Gmin = 3,5 тонн
Шасси:  
  одна основная стойка шасси с колесом размером 760×260 мм
  четыре вспомогательные стойки шасси с колесами размером 380×150 мм
Вспомогательное взлётно-посадочное устройство: три силовых установки Вальтера с тягой по 300 кг каждая, установленные в соплах дюз Лорена
Топливная система: суммарный вес топлива, находящегося в протектированных топливных баках – 1500 кг
Вооружение:  
  две 30-мм автоматические пушки МК-103 с боекомплектом по 100 снарядов на ствол
  две 20-мм автоматические пушки MG-151 с боекомплектом по 250 снарядов на ствол
Бронирование: обычное для истребителей, защищающее от обстрела спереди под углом в 10°
Скорость полета:  
  на уровне моря: 1000 км/ч
  на высоте 7 км: 900 км/ч
  на высоте 11 км: 840 км/ч
  на высоте 14 км: 840 км/ч
Скороподъёмность:  
  на уровне моря: 125 м/с
  на высоте 7 км: 50 м/с
  на высоте 11 км: 20 м/с
  на высоте 14 км: 7 м/с
  на высоте 15 км: 2 м/с
  на высоте 15,5 км: 0 м/с
Время набора высоты:  
  1 км: 8,2 с
  2 км: 16,8 с
  4 км: 39,5 с
  8 км: 1,8 мин
  12 км: 4,5 мин
  14 км: 7,4 мин
  15 км: 11,5 мин
Дальность полёта:  
  на уровне моря: 650 км при экономической скорости Vr = 925 км/ч
  на высоте 4 км: 900 км при экономической скорости Vr = 870 км/ч
  на высоте 8 км: 1300 км при экономической скорости Vr = 800 км/ч
  на высоте 12 км: 2000 км при экономической скорости Vr = 725 км/ч
  на высоте 14 км: 2400 км при экономической скорости Vr = 625 км/ч
Продолжительность полёта:  
  на уровне моря: 0,7 ч при экономической скорости Vr = 925 км/ч
  на высоте 4 км: 1,0 ч при экономической скорости Vr = 870 км/ч
  на высоте 8 км: 1,5 ч при экономической скорости Vr = 800 км/ч
  на высоте 12 км: 2,6 ч при экономической скорости Vr = 725 км/ч
  на высоте 14 км: 3,4 ч при экономической скорости Vr = 625 км/ч
Расход топлива при наборе высоты:  
  4 км: 80 кг
  8 км: 170 кг
  12 км: 260 кг
  14 км: 340 кг
Весовые данные:    
  фюзеляж: 475 кг  
  основное шасси: 250 кг  
  дополнительное шасси: 225 кг  
  система управления: 60 кг  
  крыло: 575 кг  
  силовая установка Лорена: 240 кг  
  крепёжные элементы: 125 кг  
  протектированные топливные баки: 250 кг  
  комплект постоянно находящегося на борту самолёта оборудования: 225 кг  
  бронирование: 175 кг  
  вооружение (2×30-мм МК-103 и 2×20-мм MG-151): 500 кг  
  вес снаряженного самолёта: 3200 кг 3200 кг
     
  топливо для силовых установок Лоренa: 1500 кг  
  топливо для силовых установок Вальтерa: 90 кг  
  боекомплект к пушкам МК-103 (200 снарядов): 170 кг  
  боекомплект к пушкам MG-151 (500 снарядов): 115 кг  
  вес пилота: 100 кг  
  общий вес нагрузки: 1975 кг 1975 кг
  взлётный вес: 5175 кг 5175 кг

Бад-Айльзен, 15.9.1944 года.    Подпись:

вернуться к меню ↑

Источники: 

Entwicklungsprotokolle und Schriftwechsel zum Lorin-Antrieb: Focke-Wulf GmbH, Deutsche Forschungsanstalt für Segelflug (DFS) Ainring, Luftfahrt-Forschungsanstalt (LFA) Braunschweig, Kaiser Wilhelm Institut für Strömungsforschung (KWI/AVA) Göttingen, Oberkommando der Luftwaffe (OKL). Ferner Voruntersuchungen zum Entwurf eines Triebflügel-Jägers mit Lorin-Düsenantrieb der Focke-Wulf GmbH vom 12. Juli, 15. Sept., 4. Okt. und 12. Okt. 1944.

Чертежи и схемы из собрания автора


источник: Manfred Boehme «Focke-Wulf Triebflügeljäger mit Staustrahlantrieb» // Luftfahrt International 12-1980, c. 511–515

12
Комментировать

Пожалуйста, авторизуйтесь чтобы добавить комментарий.
8 Цепочка комментария
4 Ответы по цепочке
0 Последователи
 
Популярнейший комментарий
Цепочка актуального комментария
3 Авторы комментариев
W_Scharapowgrunmouse Авторы недавних комментариев
  Подписаться  
новее старее большинство голосов
Уведомление о
Wasa

Можно ещеролик добавить типа

Можно ещеролик добавить типа вундервафля в действии https://www.youtube.com/watch?v=bqqQ48KFXJE

Ansar02

!!! Ахринеть!

yes!!! Ахринеть!

redstar72

++++++++++++ 
Несколько

++++++++++++ yes

Несколько красивых 3D картинок (к сожалению, не знаю их автора):

Взято отсюда.

А всё-таки интересно, смог ли бы летать подобный аппарат…

ZuLuS

пушек не надо крылья из

пушек не надо крылья из нержавейки , подлетаеш к крепости и рубишь ее в фарш , экипажи осталных в шока выпрыгивают с парашутами 

ZuLuS

+++++Сумрак германского гения

+++++Сумрак германского гения во всей красе

NF

++++++++++

++++++++++

Pisel

повезло немецким

повезло немецким хартманам-шмартманам, что этот бесовской аппарат не воплотили в металле, иначе они были бы в этом агрегате как пилот вертолета, у которого рулевой винт потерялся. Неофицальное название сего творения среди летунов Геринга было бы что-то вроде Erbrechenirrstern

Эскулап
Эскулап

Бредовость проекта очевидна,

Бредовость проекта очевидна, хотя ради науки стоило бы и попилить гитлеровское бабло….

ilyasan

Уже выдвигалась такая версия 

Уже выдвигалась такая версия  тут, типа антифашисты таки макаром диверсии делали ( на уровне подрыва экономики Рейха ) smile

 

grunmouse
grunmouse

Реактивный привод несущего винта? Не, не слышали.

vad26

Короткая крупнокалиберная очередь в площадь «круга» ….. и всё….

W_Scharapow

Прикольный аппарат! Жаль не построили.

×
Зарегистрировать новую учетную запись
Сбросить пароль
Compare items
  • Включить общее количество Поделиться (0)
Сравнить