1
0

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

Наименование элемента конструкции:

Вес, кг:

Вес, кг:

Вес, кг:

консоли крыла

1310

 

 

центроплан крыла

1130

 

 

элероны

90

 

 

закрылки

70

 

 

крыло

 

2600

 

передняя часть фюзеляжа

95

 

 

средняя секция фюзеляжа с грузовым отсеком

600

 

 

задняя секция фюзеляжа

110

 

 

привод створок грузового отсека

20

 

 

приспособления

45

 

 

погрузочный кран в грузовом отсеке

 

 

балки хвостового оперения

710

 

 

фюзеляж

 

1580

 

стабилизаторы

240

 

 

руль высоты

65

 

 

кили

110

 

 

рули направления

70

 

 

хвостовое оперение

 

485

 

штурвал

9

 

 

ножные педали

12

 

 

система регулировки триммеров

6

 

 

система регулировки стабилизатора

35

 

 

тросы системы управления в передней части фюзеляжа

5

 

 

тросы системы управления в средней части фюзеляжа

5

 

 

тросы системы управления в крыле

30

 

 

тросы системы управления в балках хвостового оперения

24

 

 

тросы системы управления в хвостовом оперении

8

 

 

система управления

 

134

 

переднее колесо шасси

113

 

 

передняя стойка шасси

55

 

 

вилка передней стойки шасси

18

 

 

механизм уборки передней стойки шасси

30

 

 

колёса основных стоек шасси

341

 

 

основные стойки шасси

310

 

 

механизм уборки основных стоек шасси

50

 

 

шасси

 

917

 

планер

 

 

5716

три двигателя BMW-Bramo 323 P

1740

 

 

три регулируемых воздушных винта VDM

420

 

 

вспомогательное оборудование двигателей

48

 

 

оборудование системы управления двигателями

14

 

 

приспособление для запуска двигателей

3

 

 

моторные рамы

60

 

 

страховочный трос

3

 

 

противопожарная перегородка

38

 

 

приборы для обслуживания систем и оборудования

22

 

 

топливопроводы и арматура

30

 

 

топливные баки

340

 

 

масляные баки

40

 

 

прочие материалы и оборудование

15

 

 

силовая установка

 

2773

 

контрольно-измерительные приборы силовой установки

16

 

 

приборы системы управления

8

 

 

система регулировки винтов

6

 

 

контрольно-измерительные датчики

10

 

 

навигационное оборудование

12

 

 

системы обеспечения безопасности и спасательные приспособления

51

 

 

система внутренней связи

3

 

 

стартеры и пусковое оборудование

27

 

 

источники электропитания (аккумулятор)

70

 

 

контрольно-измерительные приборы систем электроснабжения и освещения

13

 

 

электропроводка и крепёжные элементы электропроводки

38

 

 

постоянный комплект оборудования

 

254

 

вес пустого самолёта

 

 

8743

оборудование для обеспечения безопасности и вспомогательное оборудование

90

 

 

прочее оборудование для обслуживания систем и вспомогательное оборудование

15

 

 

средства радиосвязи

150

 

 

оборонительная установка «А» (MG 81 Z)

18

 

 

оборонительная установка «B» (MG 151)

180

 

 

кормовая оборонительная установка (MG 81 Z)

32

 

 

воздухопроводы отопительной системы

6

 

 

дополнительное оборудование

 

491

 

вес снаряженного самолёта (без горючего)

 

 

9234

нормальный взлётный вес

 

 

 

экипаж

270

270

 

топливо

2200

 

 

смазочные материалы

180

 

 

общий вес ГСМ

 

2380

 

боекомплект

 

 

 

500 снарядов к MG 151

134

 

 

2×2000 патронов MG 81

126

 

 

вес перевозимого груза

4000

 

 

вес полезной нагрузки

 

4260

 

общий вес нагрузки

 

6910

 

нормальный взлётный вес

 

 

16144

перегрузочный вариант 1 (увеличен вес перевозимых грузов)

 

 

 

вес снаряженого самолёта

 

 

9234

экипаж

270

 

 

топливо

2200

 

 

смазочные материалы

180

 

 

общий вес ГСМ

 

2380

 

боекомплект

 

 

 

500 снарядов к MG 151

134

 

 

2×2000 патронов MG 81

126

 

 

вес перевозимого груза

6000

 

 

вес полезной нагрузки

 

6260

 

общий вес нагрузки

 

 

8910

увеличенный взлётный вес

 

 

18144

перегрузочный вариант 2 (увеличен запас топлива)

 

 

 

вес снаряженого самолёта

9234

 

 

экипаж

270

 

 

топливо

5200

 

 

смазочные материалы

380

 

 

общий вес ГСМ

 

5580

 

боекомплект

 

 

 

500 снарядов к MG 151

134

 

 

2×2000 патронов MG 81

126

 

 

вес перевозимого груза

2800

 

 

вес полезной нагрузки

 

3060

 

общий вес нагрузки

 

 

8910

увеличенный взлётный вес

 

 

18144

ПРИЛОЖЕНИЕ

Схемы и описание легенды к ним

Проект вспомогательного транспортного самолёта Gotha Р 39. Германия
Pис. 1 Развитие проекта P 39
Проект вспомогательного транспортного самолёта Gotha Р 39. Германия
Рис. 2 Схематичное изображение проекта P-39
Проект вспомогательного транспортного самолёта Gotha Р 39. Германия
Рис. 3 Стандарт номенклатуры
Проект вспомогательного транспортного самолёта Gotha Р 39. Германия
Рис. 4 Сравнение: Go 244 — P 39 (начало)
Проект вспомогательного транспортного самолёта Gotha Р 39. Германия
Рис. 5 Сравнение: Go 244 — P 39 (продолжение)
Проект вспомогательного транспортного самолёта Gotha Р 39. Германия
Рис. 6 Компоновка фюзеляжа P 39

Развитие проекта P 39

Тип:

Основные данные

Основные требования к проекту:

Недостатки:

DFS 230

площадь крыла F=41,3 м²,

размах крыла B=22,0 м,

взлётный вес G=2,1 т,

вес полезной нагрузки Gn=1,1 т

1. Планер присособленный для перевозки 10 человек

2. По возможности как можно больший угол планирования

3. Посадочные полозья

1. Перевозка крупногабаритных грузов возможна только в разобранном виде

2. Не возможна быстрая разгрузка

Go 242

площадь крыла F=64,4 м²,

размах крыла B=24,5 м,

взлётный вес G=5,7 т,

вес полезной нагрузки Gn=2,4 т

1. Планер присособленный для перевозки людей и крупногабаритных грузов

2. Возможно быстрая разгрузка перевозимых грузов

3. Посадочные полозья

Отсутствие возможности самостоятельно выполнять полёты. Необходим самолёт-буксировщик

Go 244

площадь крыла F=64,4 м²,

размах крыла B=24,5 м,

взлётный вес G=7,8 т,

вес полезной нагрузки Gn=1,6 т

крейсерская скорость V= 220 км/ч

посадочная скорость Vl= 135 км/ч

дальность полета R= 400 км

1. Go 242 с трофейными двигателями

2. До двух тонн полезной нагрузки

3. Колёсное шасси

1. Не возможен полёт с одним работающим двигателем

2. Проблемы, связанные с поставками запасных частей к трофейным двигателям

3. Малая дальность полёта

4. Низкий вес перевозимых грузов из-за внесённых позднее дополнительных требований по увеличению дальности полёта, необходимости установки средств связи, колёсного шасси и прочего

Р 35

площадь крыла F=118,6 м²,

размах крыла B=29,8 м,

взлётный вес G=11,5 т,

вес полезной нагрузки Gn=2,5 т

вес полезной нагрузки в перегрузочном варианте Gn=4,0 т

крейсерская скорость V= 250 км/ч

посадочная скорость Vl= 110 км/ч

дальность полета R= 1300 км

1. Транспортировка в большом по размерам грузовом отсеке и удобная погрузка и разгрузка

2. Наиболее дешевое производство, смешанная конструкция

3. 2,5 тонны полезной нагрузки

4. Два двигателя типа Bramo 323

5. Возможность полёта с одним работающим двигателем без полезной нагрузки

6. Дальность полёта 1000 км

 

1. Невозможен полёт с полной полезной нагрузкой с одним работающим двигателем

Р 39

площадь крыла F=165 м²,

размах крыла B=36,3 м,

взлётный вес G=16,0 т,

вес полезной нагрузки Gn=4,0 т

вес полезной нагрузки в перегрузочном варианте Gn=6,0 т

крейсерская скорость V= 270 км/ч

посадочная скорость Vl= 109 км/ч

дальность полета R= 1600 км

дальность полета с перегрузкой R= 4000 км (с 3 т нагрузки)

1. Транспортировка в большом по размерам грузовом отсеке и удобная погрузка и разгрузка.

2. Наиболее дешевое производство, смешанная конструкция.

3. 4,0 тонн полезной нагрузки

4. Три двигателя типа Bramo 323

5. Полная способность продолжать полёт с полной перегрузкой при выходе из строя одного из двигателей

6. Расчетная дальность полёта R= 1800 км

 

 

Составил данные: подпись

Проверил: подпись

Р 39-108

Сравнение: Go 244 — P 39 (начало)

 

Go-244

Р-39

 

Слева над контуром самолёта Go-244 (вид сбоку), надписи: левая вертикальная черта указывает положение середины грузового отсека, вторая (правая) вертикальная черта показывает расположение центра тяжести

Справа над контуром Р-39 (вид сбоку) вертикальная черта указывает совпадение середины грузового отсека и центра тяжести самолёта

1 Основные размеры:

 

 

размах крыла

24,5 м

36,3 м

длина

15,5 м

24,0 м

высота

4,8 м

7,0

размеры грузового отсека (длина × ширина × высота)

2,3×1,9×6,0 м

2,5×2,2×6,5 м

2 Данные по нагрузкам:

 

 

удельная нагрузка на крыло

121,0 кг/м²

97,0 кг/м²

(при перегрузке 109 кг/м²)

нормальный взлётный вес

7800 кг

16000 кг

(при перегрузке 18000 кг)

полезная нагрузка

1600

4000 кг

(при перегрузке 6000 кг)

экипаж

3 чел.

3 чел.

допустимое отклонение центра тяжести самолёта

17,5 см

60,0 см

Расположение грузового отсека относительно центра тяжести самолёта

Центр грузового отсека, по длине, находится перед допустимым отклонением расположения центра тяжести

Центр грузового отсека, по длине, находится в пределах допустимого отклонения центра тяжести

3 Общие данные:

 

 

a) шасси

неубирающееся шасси не позволяющее выполнять посадки на неподготовленных участках местности

шасси позволяющее выполнять взлёт/посадку на неподготовленных участках местности. Возможно опускание самолёта на поверхность земли для выполнения погрузки и разгрузки

b) посадка на «брюхо»

не предусмотрена

допускается

c) сброс грузов во время полета

невозможен

допускается. Предусмотрено открытие люков в полу и в кормовой стенке грузового отсека

d) сброс тяжелых крупногабаритных грузов во время полета

невозможен

при монтаже в грузовом отсеке самолёта специального покрытия пола отсека при нормальной полезной нагрузке возможен сброс перевозимых грузов от отдельных упаковок, до крупногабаритных грузов весом до величины нормальной нагрузки

 

Составил данные: подпись

Проверил: подпись

Р 39-109

Сравнение: Go 244 — P 39 (продолжение)

 

Go-244

Р-39

e) выброс парашютистов

возможен при помощи дополнительного люка в задней части грузового отсека

предусмотрен

f) перевозка транспортных средств, грузовиков

не предусмотрена

предусмотрена

4 Лётные характеристики:

 

 

взлётная мощность двигателей

1400 л.с.

3000 л.с.

максимальная скорость

280 км/ч

350 км/ч

крейсерская скорость

210 км/ч

270 км/ч

скороподъёмность на уровне моря

2,7 м/с

4,4 м/с

рабочий потолок

4,7 км

7,9 км

дальность полёта при нормальной нагрузке

450 км

1800 км

дальность полёта при перегрузке

4000 км (с полезной нагрузкой 3 т)

протяженность участка необходимого для разгона при взлёте и набора высоты 20 метров

680 м

490 м

посадочная скорость

125 км/ч

109 км/ч

возможность продолжения полёта при выходе из строя одного из двигателей

полёт невозможен

возможен полёт с перегрузкой

 

Составил данные: подпись

Проверил: подпись

Р 39-110

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

4
Комментировать

Пожалуйста, авторизуйтесь чтобы добавить комментарий.
3 Цепочка комментария
1 Ответы по цепочке
0 Последователи
 
Популярнейший комментарий
Цепочка актуального комментария
0 Авторы комментариев
redstar72Дед АрхимедNF Авторы недавних комментариев
  Подписаться  
новее старее большинство голосов
Уведомление о
NF

++++++++++

++++++++++

redstar72

++++++++ 
В данном случае

++++++++ yes

В данном случае симметричное расположение силовой установки было предпочтительнее асимметричного.

Весьма интересно: асимметричное — это как? blush

Дед Архимед

 + + + + 
Весьма интересно:

 + + + + yescool

Весьма интересно: асимметричное — это как? blush

Полагаю, что сверху фюзеляжа, над крылом. Возможно даже с толкающим винтом, как, например, на советском гидроплане МБР-2. Или "родном" Do 18.

 

redstar72

Дед Архимед пишет:
 Полагаю,

[quote=Дед Архимед]

 Полагаю, что сверху фюзеляжа, над крылом. Возможно даже с толкающим винтом

[/quote]

Так это всё равно симметричное… Оно ведь по оси самолёта стояло бы.

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