Балка хвостового оперения и консоль левого крыла.

Переход балки хвостового оперения в киль В рамках работ по программе разработки народного истребителя фирмой Focke-Wulf к 15 сентября 1944 года был просчитан более доработанный вариант «Flitzer»-а получивший название Volksflitzer (народный малый скоростной истребитель). На этом самолёте с площадью крыла 14,0 м² должен был быть установлен двигатель BMW 003. Еще об одном варианте проекта «Flitzer», получившем название «Peterle» мы сообщали в издании Luftfahrt-International Nr. 11: Kampfjäger mit PTL-Gerät 021, Reg. 3083-100-2. 17 ноября 1944 года фирма Junkers по распоряжению OKL направила запрос компании Focke-Wulf с просьбой направить техническую документацию по данному истребителю с целью проверить возможность установки на нем турбореактивной силовой установки TL-Gerät 004. Таким образом, возник еще один вариант этого истребителя.

Установка автоматических пушек в фюзеляж при снятых обтекателях

На этом изображении установленная по правому борту пушка не имеет защитного кожуха До 11декабря 1944 года все расчеты по проекту «Flitzer» фирмы Focke-Wulf велись под обозначением «TL-Jäger». О более поздних документах по этому истребителю сведений не имеется. В дальнейшем вместо данного истребителя велись разработки еще ряда проектов, которые в итоге привели к созданию проекта Та 183. 1. Фюзеляж Фюзеляж состоит из носового обтекателя, передней части корпуса и задней части корпуса как секции, к которой крепятся силовая установка и хвостовое оперение. Носовой обтекатель до шпангоута 1 изготавливался из древесины. Передняя часть фюзеляжа располагалась на участке от шпангоута 1 до шпангоута Н (к нему крепился основной лонжерон). В ней располагались кабина пилота, две автоматические пушки калибра 3 см с боекомплектом, передняя стойка шасси, радиостанция и два топливных бака. Герметичная кабина пилота располагалась между шпангоутами 4 и 9. За кабиной пилота монтировалась радиостанция. В пространстве между шпангоутами 9 и 10 размещался ящик с боекомплектом для установленных в фюзеляже автоматических пушек. Затем между шпангоутами 10 и 13 и между шпангоутами 13 и Н располагались топливные баки. Фюзеляжные пушки и носовое колесо размещались в отсеке под полом кабины.

Поперечное сечение фюзеляжа Для увеличения прочности фюзеляжа на участке до шпангоута 10 служил пол пилотской кабины с боковыми секциями, работавший на изгиб и кручение. Таким же образом прочность фюзеляжа увеличивала и секция под полом между шпангоутами 5 и 7. От шпангоута 10 до шпангоута Н располагалась секция внешней обшивки со съёмной панелью, закрывающей на нижней стороне фюзеляжа отсеки с установленными в них топливными баками. Задняя часть фюзеляжа при помощи болтов крепилась к шпангоуту Н. К нижней части фюзеляжа крепились оба двигателя. Турбореактивный двигатель располагался над промежуточной внешней обшивкой. R-Gerät с полагающимся ему оборудованием крепился ниже. Боковые стенки в соединении с промежуточной секцией внешней обшивки и верхней частью фюзеляжа образовывали раму, к которой крепятся силовые установки. Верхняя часть моторного капота силовой установки выполнена как легкосъёмная панель. В отсеке между шпангоутами Н и 18 под промежуточной внешней обшивкой располагались элементы бортового вооружения и ящик с боекомплектом для установленных в крыле пушек. Крепление хвостового оперения крепилось при помощи фланца с болтовым соединением на расстоянии в 1,6 метра от середины фюзеляжа. Эти съёмные секции стабилизаторов взаимозаменяемы. Несущая клёпаная балка имеет форму цилиндра диаметром 336 мм и длиной 2,15 метра. В балке размещается топливо для R-Gerät в количестве 156 литров. Сквозь середину данной балки проходила труба в которой размещались тяги системы управления самолётом и прочее оборудование. В качестве материала балки служил Legal. Внутренняя поверхность балки для защиты от коррозии была покрыта слоем лака. 2. Шасси Шасси состоит из носовой стойки и двух основных стоек, установленных в консолях крыла. Носовое колесо усиленной конструкции имеет размеры 560×200 мм. Колёса основных стоек имеют размеры 740×210 мм. Переднее шасси представляет собой одиночную в виде вилки стойку, установленную с наклоном под уклоном в 25%. Привод носовой стойки шасси гидравлический. При выпуске стойки на неё дополнительно воздействуют собственный вес и набегающий поток воздуха. Для фиксации стойки в конечных положениях служит специальное устройство. Для ликвидации шимми носовой стойки предусмотрен гидравлический амортизатор.

Основные стойки шасси в убранном положении размещались в крыле и крепились на внутренних рёбрах жесткости (ребро 4) опор хвостового оперения и убирались в крыло по направлению к фюзеляжу. Для того чтобы обойтись небольшим по размеру отсеком система уборки и выпуска шасси была выполнена таким образом, что при уборке шасси подрессоренная стойка убиралась при помощи эксцентрика, что значительно сокращало общую длину стойки убранного шасси. Створки шасси открывались и закрывались при помощи гидропривода. Створки шасси Привод створок соединён со стойкой шасси при помощи штанги. Благодаря сокращению при уборке длины основных стоек шасси стало возможным обойтись без дополнительных створок. Створки ниш основных стоек крепились непосредственно к стойкам. 3. Отклоняющиеся поверхности Оперение самолёта состоит из механизации крыла, состоящей из элеронов и закрылков, и из хвостового оперения, состоявшего из горизонтального и разделенного вертикального оперения. Элерон На каждой консоли крыла установлено по два элерона. Внутренний элерон служил в качестве закрылка при посадке. Элероны обоих консолей крыла одинаковы и взаимозаменяемы. Максимальное отклонение внешних элеронов составляет ± 20°. Максимальное отклонение внутренних элеронов при посадке + 30° с дополнительным приводом в ±5°. Элероны аэродинамически разгружены, имеют весовую компенсацию и уравновешенную булавовидную носовую часть. Их жесткость и прочность обеспечивается одним лонжероном и работающей на кручение носовой частью. Обшивка матерчатая. Для серийного производства было принято решение использовать древесину в качестве материала для элеронов. Закрылки На каждой консоли крыла между элеронами и фюзеляжем имелись закрылки длиной 0,9 метра. Закрылки были выполнены в виде выдвигающихся поверхностей, обеспечивающих необходимые посадочные характеристики. Максимальное отклонение приводимых гидравлическим приводом закрылков достигало величины в 75°. Закрылки были выполнены из древесины. Горизонтальное хвостовое оперение Горизонтальное хвостовое оперение имело общую площадь поверхности в 2,87 м² и размах 3,2 м. Для того чтобы при максимально высоких значениях числа Маха по возможности избежать скачков уплотнения от сжатого потока воздуха, профиль стабилизатора выполнен симметричным с расположением максимальной толщины к 40% от длины профиля. Относительная толщина профиля 10%. Статическая прочность обеспечивается при помощи связывающих элементов, основой которых являлись два (передний и задний) лонжероны, работавшие на изгиб и кручение. Эти элементы выполнены виде отдельных секций с верхней и нижней поверхностями. Стабилизатор во время полёта можно регулировать в пределах от +2° до –3° при помощи электрического привода, установленного у переднего лонжерона и одновременно служащего осью вращения. При перестановке стабилизатора усилия на задний лонжерон передавались при помощи штанги. Руль высоты представляет собой аэродинамическом и в весовом отношениях уравновешенную, обшитую материалом поверхность с дюралевыми нервюрами. Отклонение положения стабилизатора возможно в пределах от –30° до +20°. Отклонение разгружающего руля от + 15° до –10°. Вертикальное хвостовое оперение Вертикальное хвостовое оперение представляло собой двухбалочное разнесённое оперение с общей площадью 2 м². Левая и правая поверхности килей идентичны и взаимозаменяемы. Два лонжерона киля в соединении с работающей обшивкой образуют прочный элемент конструкции. Рули направления имели аэродинамические и весовые компенсаторы, были выполнены из дюралюминиевого каркаса, обтянутого полотном. Отклонение рулей направления от нейтрального положения составляло ± 20°. 4. Система управления Система управления включала в себя управление по высоте, продольное и поперечное управления, закрылки и устройство регулировки угла атаки стабилизатора. Управление рулем высоты и элеронами производилось при помощи ручки управления, рули направления управлялись при помощи педалей. Усилие от элементов системы управления, установленных в кабине пилота, к рулевым поверхностям передавались при помощи стальных штанг и тросов.Перестановка стабилизатора производилась при помощи электрического привода, выпуск и уборка посадочных закрылков при помощи гидравлики. 5. Несущие поверхности Суммарная площадь крыла составляла 17,0 м² при размахе 8 метров. Толщина профиля крыла составляла 15% в корневой части крыла до 10% у законцовок. При том же размахе крыла другие варианты проекта «Flitzer» имели площадь крыла 14,0 и 15,2 м². Стремление получить при развиваемой силовой установкой несколько ограниченной тяге как можно большую скорость полёта стало причиной того, что разработчики самолёта сделали всё необходимое для того, чтобы скачки уплотнения имели место при более высоких значениях числа Маха.По этой причине для крыла была выбрана трапециевидная форма со стреловидностью 23° на 25% длины хорд крыла. Профиль крыла был симметричным с наибольшей толщиной профиля на 40 % длины хорды. Задняя кромка крыла имела по всей своей длине постоянную стреловидность в 15°. 6. Силовая установка Силовая установка состоит из турбореактивного двигателя (TL-Gerät) HeS 109-011 и расположенного ниже него ракетного двигателя типа Walter HWK 109-509 с системой питания двигателей.

Другие варианты имели в качестве силовой установки только HeS 011 или, как у «Volksflitzer»-а, BMW 109-003. 7. Снаряжение a) Вооружение Количество установленного вооружения на «Flitzer»-е должно было обеспечить возможность использования данного самолёта при выполнении различного рода задач. В таблице указаны различные варианты вооружения которые планировалось установить на данном самолёте. Нормальный состав вооружения Одна автоматическая пушка МК-103 с 80-ю снарядами в фюзеляже и две автоматические пушки MG 151/20 калибра 20 мм с 350-ю снарядами в крыле. Установка второй 30 мм пушки МК-103 в фюзеляже была возможна только у варианта самолёта с более мощной силовой установкой HeS 011. Как было уже указано ранее, установка второй пушки МК-103 в фюзеляже была предусмотрена изначально. Значительное место в фюзеляже позволяло устанавливать там и иной состав вооружения.

Вооружение, установленное в фюзеляже Обе 30 мм пушки МК-103 монтировались под полом кабины пилота будучи повёрнутыми на 90° относительно продольной оси, что обеспечивало удобный доступ в отсек вооружения через легкосъёмную панель. Снаряжение пушек снарядными лентами при подготовке самолёта к полёту было последовательным из-за ограниченного пространства, не позволявшего одновременно снаряжать обе пушки. Пушки крепились в передней части корпуса для установки вооружения. Перезарядка пушек была пневматической. Сжатый воздух содержался в двух семи литровых баллонах смонтированных на полу кабины пилота. Ящики для боекомплекта были вмонтированы в фюзеляж на кабиной пилота между шпангоутами 9 и 10. Снарядные ленты в оба ящика с боекомплектом помещались через лёгкосъёмные люки в боковых стенках фюзеляжа. Благодаря этим же люкам имелся удобный доступ к фюзеляжным пушкам. Вооружение, установленное в крыле В каждой из консолей между нервюрами 4 и 5 в устанавливалось по одной автоматической пушке MG 151/20. Пушки крепились между нервюрами на соединяющей их перемычке будучи повёрнутыми на 90°. Удобный доступ к пушкам обеспечивался через открывающиеся в направлении от фюзеляжа специальные люки на нижней стороне поверхности крыла. В фюзеляже между шпангоутами 16 и 17 под промежуточной продольной перегородкой перпендикулярно к направлению полёта крепились ящики для боекомплекта обеих установленных в крыле пушек. Для снаряжения ящиков снарядными лентами их вынимали через быстросъёмные люки в нижней части фюзеляжа. Снарядные ленты вставлялись в лентоприёмники пушек через люки на верхней поверхности крыльев. В случае необходимости имелась возможность установки новых автоматических пушек MG 213 на месте широко распространённых MG 151. Прицельные приспособления При установке автоматических пушек МК-103 следовало устанавливать прицел ZFR 4a (смотри издание Luftfahrt int. Nr. 1 Reg.Nr. 8580-100-1), в случаях других вариантов вооружения следовало использовать прицел Revi 16 C. b) Бронирование На самолёте предполагалось устанавливать бронирование наиболее значимых элементов конструкции, обеспечивающее защиту от пуль пулемётов калибра 12,7 мм. Расположение броневых плит указано на схеме.

Сначала для самолёта предусматривался вариант бронирования, получивший обозначение Panzerungs-Zustand I. В данном случае от обстрела спереди защищались пилот и расположенные позади его кабины наиболее уязвимые элементы: боекомплект, радиостанция, топливные баки, турбореактивный двигатель. В дополнение к этому как на FW 190 дополнительно устанавливался бронированный подголовник, защищавший голову и плечи пилота при обстреле сзади. Этот бронированный подголовник вместе с бронированным стеклом пилотской кабины весили 140 кг. В другом варианте бронирования Panzerungszustand II бронирование по сравнению с первым вариантом Panzerungszustand I было несколько улучшено и позволяло надёжно защитить пилота от обстрела спереди от пуль в конусе выпущенном под углом ± 10°. Вес данного варианта бронирования составлял 200 кг. c) Нормальный комплект оборудования Распределение оборудования I. Силовая установка и контрольно-измерительные приборы для наблюдения на ней II. Электрооборудование III. Радиостанция IV. Аварийно-спасательное оборудование I. Силовая установка и контрольно-измерительные приборы для наблюдения на ней Расположение основной приборной панели в кабине пилота и размещение на ней датчиков не отличалось от принятого ранее для других самолётов. На левой стороне приборной панели располагались датчики и приборы необходимые для контроля и информирования пилота о условиях протекания полёта. На правой половине размещались приборы для контроля работы силовых установок. II. Электрооборудование Бортовая сеть была выполнена подобно ранее принятой для электрооборудования схеме. Ток вырабатывал приводимый от реактивного двигателя генератор мощностью 2000 ватт. Аккумулятор 24-х вольтовый ёмкостью 7,5 ампер-часов. III. Радиостанция Радиостанции FuG 15y и FuG 25a смонтированы за сиденьем пилота. Перед их выемкой для технического обслуживания сначала необходимо снять кресло пилота. Для работы с данными радиостанциями во время полёта на правой стороне приборной панели перед пилотом имелись соответствующие переключатели. IV. Аварийно-спасательное оборудование Самолёт был снабжен герметичной кабиной пилота. При наборе высоты до 6 километров давление воздуха в кабине увеличивалось в соответствии с понижением внешнего давления. От высоты в 6 километров воздух подавался при помощи специального нагнетателя Roots. Hа высоте до 12 километров поддерживалось постоянное давление нагнетаемого воздуха равное 5000 мм водяного столба. Для поддержания в кабине приемлемой температуры она была оснащена регулируемым охладителем воздуха. На высотах от 12 до 14 километров давление в пилотской кабине снижалось до 4500 мм водяного столба, что соответствовало внешнему давлению на высоте 6,7 километра. Для выполнения полётов на больших высотах имелся кислородный баллон с системой подачи воздуха. Для обеспечения безопасности пилота на самолёте была установлена разработанная фирмой Junkers система пожаротушения, в которой для тушения пожаров использовалось вещество «Dachlaurin». Данная система пожаротушения служила для ликвидации пожаров в четырех отсеках самолёта: - отсеки, где установлены топливные баки, - моторный отсек, - левая консоль крыла - правая консоль крыла. Вещество «Dachlaurin» для тушения пожара содержалось в двух пятилитровых баллонах. Весовые данные Каркас фюзеляжа: 230 кг Балки хвостового оперения: 92 кг Внешняя обшивка фюзеляжа: 98,5 кг Крепеж элементов фюзеляжа: 10 кг Общий вес бронирования: 140 кг Общий вес фюзеляжа: 570 кг Носовая стойка шасси: 59 кг Oсновные стойки шасси: 188 кг Система фиксации: 17 кг Общий вес шасси: 264 кг Два киля: 44 кг Два руля направления: 16 кг Стабилизатор: 33 кг Руль высоты: 15 кг Хвостовое оперение: 108 кг Элементы системы управления установленные в фюзеляже: 23 кг Элементы системы управления установленные в крыле: 13,5 кг Элементов привода системы управления стабилизатором: 5 кг Вес прочих элементов системы управления: 11 кг Общий вес элементов системы управления: 51,5 кг Крыло без механизации: 417 кг Закрылки: 10 кг Элероны: 28 кг Крыло: 455 кг Планер самолета: 1449 кг Турбореактивный двигатель: He S011 788 кг Ракетный двигатель Walter 509: 125 кг Передний фюзеляжный топливный бак для ракетного двигателя: 35 кг Задний фюзеляжный топливный бак для ракетного двигателя: 30 кг Топливопроводы, расположенные в фюзеляже: 15 кг Топливопроводы, расположенные в крыле: 20 кг Топливопроводы, расположенные в балках: 8 кг Тяговые механизмы двигателей: 7 кг Силовая установка: 1023 кг Датчики (Betriebsgeräte): 10 кг Электрооборудование: 87 кг Аварийно-спасательное оборудование: 3 кг Гидравлическое оборудование: 56 кг Cистемa пожаротушения: 190 кг Стандартный комплект оборудования: 190 кг Вес пустого самолёта: 2662 кг Радиостанции: 43 кг Автоматическая пушка МК-103: 204 кг Две автоматические пушки MG 151: 126 кг Дополнительное оборудование: 373 кг Снаряженная масса варианта Einsatzfall I: 3035 кг Снаряженная масса варианта Einsatzfall I: 3035 кг Дополнительный вес защиты для заднего фюзеляжного топливного бака: 33 кг Снаряженная масса варианта Einsatzfall II: 3068 кг Снаряженная масса варианта Einsatzfall I: 3035 кг Дополнительный вес защиты для переднего фюзеляжного бака: 43 кг Отсутствие элементов ракетного двигателя: –120 кг Снаряженная масса варианта Einsatzfall III: 2991 кг Вес пилота: 100 кг Боекомплект для двух пушек MG 151 (350 снарядов): 78 кг Боекомплект для пушки МК-103 (80 снарядов): 68 кг Топливо для турбореактивного двигателя: 400 кг Топливо для ракетного двигателя: 1319 кг Общий вес полезной нагрузки для варианта Einsatzfall I: 1965 кг Взлётный вес варианта Einsatzfall I: 5000 кг Вес пилота: 100 кг Боеприпасы: 146 кг Tопливо для турбореактивного двигателя: 570 кг Tопливo для ракетного двигателя: 936 кг Общий вес полезной нагрузки для варианта Einsatzfall II: 1752 кг Взлётный вес варианта Einsatzfall II: 4820 кг Вес пилота: 100 кг Боеприпасы: 146 кг Топливо для турбореактивного двигателя: 1113 кг Вес нагрузки для варианта: Einsatzfall III: 1359 кг Взлётный вес варианта: Einsatzfall III: 4350 кг