* Взлеты производились с бетонированной дорожки.

** Приведенные данные являются переводом с бортовой таблицы, в которой полный вес и нагрузки не указаны.

Рис. 1

Рис. 2

В журнале «ТВФ» № 3, 1943 г. и английских журналах «Aircraft Engineering», «Flight» и др. приведены материалы по германскому пикирующему бомбардировщику Дорнье Do-217E-l. Имеющийся в нашем распоряжении планер самолета Do-217F дает возможность отметить некоторые характерные особенности конструкции его планера.

Как показали произведенные обмеры, самолет Do-217F (рис. 1) очень мало отличается по геометрическим размерам от самолета Do-215, однако конструктивно он является совершенно новой машиной. Планер самолета Дорнье Do-215 разбирался для транспортировки только на три части (фюзеляж, неразъемное крыло, оперение), в то время как Do-217F скомпонован таким образом, что разбирается уже не на три, а на семь частей.

Обследованный экземпляр Do-217, по-видимому, был оборудован под вариант разведчика, что следует из установки дополнительного бензобака в центроплане и замены хвостового зонтичного тормоза на обычный хвостовой обтекатель.

Следует отметить, что в связи со значительным увеличением нагрузки на крыло (увеличение полетного веса по сравнению с Do-215 с 8,6 до 15,3 т при той же практически площади крыла) ход амортизационной стойки шасси увеличен и составляет 375 мм вместо 245 мм. Размер колес также увеличен с 1100x350 мм до 1200x420 мм.

С внешней стороны самолет изменился мало, за исключением коренной переделки передней части фюзеляжа, аэродинамика которой значительно улучшилась. Каркас носовой части состоит из 10 шпангоутов и 22 стрингеров, из которых два служат лонжеронами. Типовые сечения шпангоутов даны на рис. 2 (сечения по У-У, Т-Т, Р-Р и X–X). Все шпангоуты и стрингеры выполнены из дюраля. Разъемный шпангоут представляет собой равносторонний замкнутый уголковый профиль размером сечения 37x37 мм (см. рис. 2, вид по стрелке А).

Особый интерес с точки зрения прочности и технологии представляет каркас прозрачной части. Ребра каркаса отлиты из алюминиевого сплава отдельными секторами переменного сечения (см. рис. 2, сечения по Б-Б) наибольшей толщины в центре каркаса с уменьшением к верху и низу от него. Отдельные секторы соединены между собой сваркой и крестообразными приваренными накладками. Плексиглас фонаря и прозрачной части прикреплен при помощи дюралевых накладок винтами к секторам каркаса и профилям фонаря. Между секторами каркаса и накладками проложены резиновые ленты в целях уплотнения (см. рис. 2, сечение по F-F).

Испытания проходил одномоторный трофейный истребитель FW-190A4 № 2310 с мотором BMW-801 выпуска 1942 г.

Сведения о самолете FW-190 приводились в ЭИ № 16 и 46, 1942 г. и в журнале «ТВФ» № 1, 1943 г. Здесь мы укажем лишь на особенности самолета и на отдельные агрегаты, хорошо показавшие себя во время летных испытаний.

По заключению НИИ ВВС КА, где самолет проходил испытания, детального изучения и внедрения на отечественных самолетах заслуживают:

1) компоновка винтомоторной группы в виде самостоятельного агрегата, включающего мотор, мотораму, маслобак, маслорадиатор, масляный фильтр и трубопроводы. Такое выделение ВМГ в отдельный агрегат очень выгодно в производственном и эксплуатационном отношениях;

2) принудительное охлаждение головок цилиндров и продувка маслорадиатора с помощью вентилятора, что обеспечивает нормальные температуры цилиндров и масла на всех режимах полета и работу мотора без применения юбки капота и заслонки маслорадиатора;

3) автоматизация управления винтомоторной группы, сосредоточенного в одном рычаге, что в значительной мере облегчает летчику ведение воздушного боя;

4) конструкция и система управления фонарем кабины;

5) электросистема убирания и выпуска шасси и посадочных щитков;

6) электрический синхронизатор пушки MG-151 и пулеметов;

7) патрон с электрозапалом для пушки MG-151, уменьшающий синхронное время;

8) управление подвижными щитками шасси, установленными на фюзеляже;

9) автоматический стопор костыля, стопорящий костыль при полном выбирании ручки управления на себя;

10) полная автоматизация и контроль работы стрелково-пушечного вооружения, что значительно облегчает работу летчика в бою.

Руление. Самолет легко управляется на рулении и устойчиво выдерживает прямолинейность ' направления. Наличие автоматического стопора хвостового колеса, связанного с ручкой управления (при ручке, взятой полностью на себя, хвостовое колесо стопорится), облегчает руление.

Ножные гидравлические тормоза эффективны.

Взлет. Особенность на взлете — большая величина пробега 520 м (без щитков), поэтому взлет, как правило, производится с выпущенными в стартовое (10°) положение щитками. Скорость отрыва при нормальном взлете равна 165 км/ч.

В начале разбега самолет имеет стремление к разворачиванию, что легко парируется педалями. Усилия на ручку для подъема хвоста значительны. Наилучшее положение стабилизатора для взлета +1,5 деления по указателю в кабине (что составляет 2").

Набор высоты. На наборе высоты после убирания шасси и щитков самолет тянет на нос.

Триммеры рулей высоты отсутствуют, и нагрузка на ручку снимается изменением угла установки стабилизатора; в связи с этим шасси следует убирать на скорости не менее 200 км/ч. Наивыгоднейшая скорость набора высоты до 5000 м составляет 275 км/ч и поддерживается до этой высоты постоянной. После 5000 м скорость набора следует уменьшать через каждые 1000 м на 5 км/ч. Вторая скорость нагнетателя включается автоматически при достижении высоты 2500 м; при этом наддув равен 1,35 атм.

Горизонтальный полет. Самолет устойчив во всем диапазоне скоростей. На максимальной скорости поведение самолета нормальное. Минимальная скорость 210 км/ч (по прибору).

Максимальная скорость на номинальной

мощности, n=2450 об/мин, p = 1,35 атм, км/ч:

у земли 510

на 1-й границе высотности H = 1800 м. 544

на 2-й границе высотности H = 6000 м. 610

Время подъема на 6000 м, мин 6,8