Focke Wulf Fw 190D Ta 152

Длина, мм 2006 2610 2610 2680 2668 2740 Ширина, мм 830 830 830 770 1008 Высота/диаметр, мм 1290 1156 1167 1160 1142 1203 Сухая масса, кг 1010 910 915 910 825 975 Стартовая мощность, л.с./кВт-мин ^{– 1} 1730/1273- 1750/1288-2700 1670/1229- 1750/1288- 1900/1398- 1820/1339-2700 2700 1580/1163-2500 2700 2700 2700 1675/1232-2500 Боевая мощность, л.с./кВт-мин ^{– 1} 1500/1104- 1620/1192-5700 1510/1111- 1580/1163- 1550/1140- 1400/1030-10000 2400 5700 2500 2500 2500 10020 То же с впрыском, на выс. л.с./кВт-м 5300 0,52(0,71) 1450/1067- 1590/1170- 1600/1177- 0.54(0,73) 39,3(28,9) 7300 6300 7000 40,9(30.1) Высота падения мощности, м 0,58(0,79) 7300 9200 11000 40,6(31.0) 0,55(0,74) 0,53(0,71) 0,43(0,58) Удельная масса, кг/л.с.(кг/кВт) 39,3(28,9) 39,3(28,9) 42,7(30,1) Удельная мощность, л.с./л (кВт/л) Топливо, октан. ч. С3(100) В4(87) В4(87) В4(87) С3(100) С3(100) Мин. расход топлива, г л.с./ч (г кВт/ч) 200(272) 205(279) 205(279) 215(292) Применялся Fw 190V12, Fw 190B-0, Fw 190B-1 Fw 190V13, V14,V18,V26, V27, Fw 190D-14 Fw 190V16 Fw 190V16 Fw 190V32 (Та 153) Fw 190V16, V20-21, Ta 152V6-8, V13, V16-18, V22-24, V26, V28, Та 152C1 Комментарии Высотные характеристики поправлены с помощью GM1 Боевая мощность с MW 50 на высоте 10000 м — 950 л.с./698 кВт при 2700 мин ^{– 1}с турбонаддувом ТК 11 «Хирт» Боевая мощность на высоте 15000 м 590 л.с./434 кВт при 2700 мин ^{– 1}

Рулевое управление

Продольная стабильность самолета регулировалась с помощью изменения руля атаки горизонтального стабилизатора. Нормальное положение стабилизатора имело угол атаки +2 гр, а диапазон регулировки составлял от +4гр до -1гр. Рули высоты приводились в движение с помощью тяг и качалок с дифференциальными ограничителями у основания ручки управления. Рули высоты отклонялись в диапазоне от +30 гр до -25гр. Руль направления приводился в движение с помощью регулируемых по длине толкателей с дифференциальными ограничителями. Руль направления отклонялся на 30° вправо и влево.

Элероны приводились в движение толкателями и подвешивались к заднему лонжерону крыла. Угол отклонения составлял 17гр вниз и вверх.

Закрылки приводились в движение трехпозиционной веретенной передачей. В полете закрылки находились в убранном положении, при взлете их устанавливали в положение -11гр, а при посадке -58гр. Положение закрылков показывалось на градусной шкале и на 12-ламповом контрольном щитке.

Шасси самолета

Шасси почти такое же, как на А-9. Убиралось шасси с помощью электрического привода и дополнительного пружинного толкателя. Амортизирующие стойки типа ЕС с электрическим и механическим указателями положения. Ступицы колес VDM 8-2056C-3/D-3 с камерами высокого давления размером 740x210 мм. Колея 3500 мм. Хвостовое колесо убиралось с помощью тяги, сопряженной с правой стойкой главного шасси. Вилка хвостового колеса могла вращаться в диапазоне 360 гр. Имелся блокиратор вилки, который использовался при разбеге и пробеге. Хвостовое колесо KPZ/8-3512B-2 размером 380x150 мм. Тормоза главного шасси типа «Дуо-Серво» включались с помощью педалей. Шасси имело электромеханический замок, приводившийся в действие из кабины пилота. Внутренние створки колесной ниши были подвижные, а при наличии бомбодержателя ETC 501 или ETC 504 автоматически блокировались.

Двигательная установка

Самолет оснащался двигательным агрегатом Junkers 9-8213Е1 с двигателем Jumo 213A-1.

Водяной радиатор кольцевидный, состоящий из двух сегментов. Суммарная лобовая поверхность радиатора около 65 дм^2. Антифриз находился в двух баках общей емкостью 115л, расположенных справа и слева от двигателя. Поток воздуха через радиатор регулировался термостатом VDM.

Маслорадиатор представлял собой теплообменник, охлаждаемый набегающим потоком воздуха.

Выхлопная система состояла из индивидуальных для каждого цилиндра выхлопных патрубков.

Винт трехлопастный Junkers VS 111 переменного шага с гидравлическим приводом, диаметр 3,50 м, лопасти из модифицированной древесины. Каждая лопасть была уравновешена по массе.

Чтобы увеличить мощность двигателя на больших высотах, самолет оснащался устройствами MW 50 или GM 1. Форсирование двигателя с помощью этих устройств допускалось лишь на короткое время.

Топливная система. Передний бензобак объемом 232 л (167 кг) находился за двигателем перед сиденьем пилота. За ним находился второй бак объемом 292 л (210 кг). Вместе оба бака вмещали 524 л (377 кг) бензина. Кроме того, самолет мог быть оборудован дополнительным баком объемом 115л (самогерметизирующийся бак) или 140 л (без самогерметизации). Дополнительно под фюзеляжем на бомбодержатель ETC 501 (ETC 504) можно было брать подвесной сбрасываемый 300 л бензобак. В главном заднем бензобаке имелся встроенный 3-литровый бачок для пускового бензина. Красная сигнальная лампочка означала остаток в резерве 80 или 100 л в переднем баке, а белая сигнальная лампочка сигнализировала об остатке 10 л в заднем главном баке.

Система смазки. Маслобак объемом 55 л расположен слева от двигателя. На маслобаке находился маслофильтр. Циркуляция масла проходила через маслорадиатор, в котором масло охлаждалось до рабочей температуры. Использовалось масло марки S3 или V2.

1-10111213141516171819202122

© 2024 xBook

Почта для связи: [e-mail]

	DB 603LA	DB 603S-1	Jumo 213А	Jumo 213C	Jumo 213E	Jumo 213F
Создание, год	1942	1944	1945
Число/расположение цилиндров	12/V-образ.	12/V-образ.	12/V-образ.	12/V-образ.	12/V-образ.	12/V-образ.
Охлаждение	Антифриз	Антифриз	Антифриз	Антифриз	Антифриз	Антифриз
Диаметр цилиндра, мм	162	162	150	150	150	150
Ход поршня, мм	180	180	165	165	165	165
Рабочий объем, л	44,5	44,5	35,0	35,0	35,0	35,0
Степень сжатия	6.5	8,5	6,5