Авиапромышленность



Скачать 71.38 Mb.
страница365/443
Дата02.03.2016
Размер71.38 Mb.
1   ...   361   362   363   364   365   366   367   368   ...   443

Отличительные особенности дальних четырехмоторных

бомбардировщиков Либерейтор В-24Д фирмы Консолидейтед

и ДБА конструкции Болховитинова.

Самолеты Либерейтор В-24Д и ДБА имеют резко отличающиеся компоновочные схемы, конструкцию, габариты, винтомоторные группы и летно-тактические данные, хотя они и являются самолетами одного и того же назначения. Основные различия указанных самолетов состоят в следующем:

1. По компоновке и конструкции.

Самолет Либерейтор В-24Д имеет верхнее расположение крыла и винтомоторные группы с двухрядными звездообразными моторами воздушного охлаждения Пратт Уитни R-1830-43 с турбокомпрессорами.

Самолет ДБА имеет среднее расположение крыла и моторы АМ-34 ФРН водяного охлаждения.

Самолет Либерейтор В-24Д имеет трехколесное шасси, главные колеса которого убираются в центроплан и переднее колесо - в носовую часть фюзеляжа; имеется также четвертое колесо в хвостовой части фюзеляжа, предусмотренное на случай опрокидывания самолета на хвост.

Самолет ДБА имеет нормальное двухколесное шасси, убирающееся в гондолы внутренней пары моторов.

Крыло самолета Либерейтор разъемное и состоит из центроплана и двух консолей. Разъемы крыла находятся за наружными моторами. Все четыре мотора смонтированы на центроплане, имеющем большую длину по размаху крыла.

Центроплан самолета ДБА-короткий, разъем крыла проходит по оси внутреннего мотора и внешние моторы смонтированы на консолях. Внутренние моторы монтируются на самолете ДБА только при состыкованном крыле.

Площадь крыла самолета Либерейтор В-24Д в 2,5 раза меньше площади крыла самолета ДБА и составляет:

у самолета Либерейтор В-24Д - 97,5 кв. м

у самолета ДБА - 237 кв. м.

Резко отличающиеся площади крыльев, при близких полетных весах самолетов, соответственно отразились и на удельных нагрузках на крыло, составляющих:

у самолета Либерейтор В-24Д - 237 кв. м

у самолета ДБА - 116 кв. м.

Крыло самолета ДБА оборудовано посадочными щитками Шренка, крыло же самолета Либерейтор В-24Д - закрылками Фаулера. Применение закрылков Фаулера, значительно снижающих посадочную скорость и применение трехколесного шасси, позволило принять на самолете В-24Д указанную выше высокую удельную нагрузку на крыло и сократить его площадь.

Вертикальное хвостовое оперение самолета Либерейтор В-24Д - разнесенное двухкилевое, со средним расположением килевых шайб по вертикали. Самолет же ДБА имеет однокилевое хвостовое оперение расчаленной конструкции.

II. По вооружению.

Благодаря верхнему расположению крыла, бомбовая емкость внутренних подвесок в фюзеляже самолета Либерейтор В-24Д больше чем у самолета ДБА.

Стрелковое вооружение на самолете Либерейтор В-24Д состоит из семи пулеметов, а на самолете ДБА из шести при чем на первом самолете установлены пулеметы калибра 12,7 мм, а на втором - пять пулеметов калибра 7,62 мм и одна точка предусматривалась под установку пушки калибра 20 мм.

III. По летным данным.

При указанных принципиальных различиях в конструкции и компоновке самолетов Либерейтор В-24Д и ДБА, а также благодаря разности в высотности их винтомоторных групп, эти самолеты имеют и резко отличающиеся летные данные. Так например:









Либерейтор

ДБА







В-24Д




Максимальная скорость

км/час

500

340

на расчетной высоте










Посадочная скорость

км/час

193

80-85

Потолок

м

12000

7730

Дальность полета

км

1680

3200

при бомбовой нагрузке

кг

3630

3000

Консолидейтед В24Д "Либерейтор".










Основные данные.










Назначение

дальний бомбардировщик







Мотор




Пратт Уитни R-1830-43 с Т.К.




Максимальная скорость




500 км/час




на высоте 7250 м










Время подъема на




14 мин.




высоту 5000 м










Дальность с бомбовой




1680 км




нагрузкой 3630 кг










Полетный вес




25400 кг




Взлетная мощность




4х1200 л.с.




Мощность на расчетной




4х1100 л.с./7625 м




высоте










Вооружение

расположен.

кол-во

запас




(шт.)




(шт.)




в носу ф-жа

1

общий




верхняя башня

2

боезапас




нижняя башня

2

3800 шт




хвост. башня

2







бомбовая нагрузка 3630 кг (макс.)







Главные особенности самолета.

Свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с верхним расположением крыла7 Моторы снабжены турбокомпрессорами. Для полетов на больших высотах предусмотрено кислородное питание членов экипажа. Трехколесное убирающееся шасси, двухкилевое разнесенное вертикальное оперение, мягкие баки для горючего.

ДБА с моторами АМ-34 ФРН.

Основные данные.



Назначение

дальний бомбардировщик










Мотор

Ам-34 ФРН










Максимальная скорость

340 км/час










на высоте 3500 м













Время подъема на

16 мин.










высоту 5000 м













Дальность с бомбовой

3200 км










нагрузкой 3000 кг













Полетный вес

27670 кг










Взлетная мощность

4х1220 л.с.










Мощность на расчетной

4х1050 л.с./3500 м










Вооружение

расположение

кол-во

калибр

запас







(шт.)

(мм)

(шт.)




в носу ф-жа

2

7,62

3000




верхняя башня

1

20

250




подкрыльная

2

7,62

2000




установка













задняя башня

1

7,62

1500




бомбовая нагрузка 5000 кг бомб (макс.)










Главные особенности самолета.

Свободнонесущий моноплан металлической конструкции со средним расположением крыла. Однокилевое хвостовое оперение. Двухколесное шасси. Благодаря большой площади крыла самолет обладает небольшой посадочной скоростью.

Пе-8 с авиадизелями М-30.

Основные данные.



Назначение

дальний бомбардировщик










Мотор

М-30










Максимальная скорость

425 км/час










на высоте 6000 м













Время подъема на

15 мин.










высоту 5000 м













Дальность с бомбовой

5600 км










нагрузкой 3000 кг













Полетный вес

36000 кг










Взлетная мощность

4х1500 л.с.










Мощность на

4х1250 л.с./6000 м










расчетной высоте













Вооружение

расположение

кол-во

калибр

запас







(шт.)

(мм)

(шт.)




в носу ф-жа

2

7,62

1600




верхняя башня

1

20

400




задняя башня

1

20

230




шассийная

2

12,7

800




установка













бомбовая нагрузка 4000 кг (макс.)










Главные особенности самолета.

Свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции со средним расположением крыла, однокилевым хвостовым оперением и убирающимся шасси. Самолет с авиадизелями М-30 имеет повышенную дальность и в эксплуатации более безопасен в пожарном отношении (1458,299).


Другие оборонные отрасли:
29 октября 1943 г. слушатели МВТУ также предложили проект бронированного истребителя танков, напоминавшего как И-13.75-СУ, так и ГАЗ-746. Предполагалось, что он будет иметь массу не свыше 11 т, получит дизельмотор GMC-71 или аналогичный, об организации производства которых в СССР в то время велись активные дискуссии, будет вооружен 76-мм пушкой С-1, или 57-мм С-1-57 и экипаж из 3 человек. Несмотря на то, что все формальные требования военных проектом были удовлетворены, распоряжение об его изготовлении не последовало (5742, 14).
29 октября 1943 г. слушатели МВТУ тоже предложили проект бронированного истребителя танков, напоминавший И-13.75-СУ и ГАЗ-74Б одновременно. Предполагалось, что он будет весить около 11т, получит дизель-мотор ОМС-71 или аналогичный, будет вооружен 76-мм пушкой С-1 или 57-мм С-1-57 и экипаж из 3 человек. Несмотря на то, что все формальные требования военных проектом были удовлетворены, распоряжение об его изготовлении не последовало (11417).
29 октября 1943 вышло Постановление ГКО № 4456 [Об обеспечении разгрузки судов с импортными грузами в портах Молотовск, Архангельск и Мурманск зимой 1943-44 гг.] (7151, 170-171,172).
29 октября 1943 вышло Постановление ГКО № 4457 О мероприятиях по строительству завода № 17 Наркомвооружения.РГАНИР, Фонд ГКО, д. 169, лл. 173-176, 177-179 (11012).
Авиапромышленность:
30 октября 1943 года гл. конструктор С.В.И. писал письмо N 1/1151с зам. наркома авиапрома Кузнецову В.П., гл. инженеру ВВС А.Н. Репину, гл. конструктору А.А. Микулину, директору завода N 24 Жезлову.

28 октября 1943 года 1943 года нами получен опытный мотор АМ-42 для установки на модифицированный самолет Ил-2.

Сухой вес полученного мотора согласно приложенного к нему формуляра составляет 988 кг, тогда как согласно постановления ГКО от 25 сентября 1942 г. за N 2347сс сухой вес мотора должен быть 900 кг таким образом перетяжеление мотора уже на сегодня выражается в 88 кг. Мириться с дальнейшим увеличением веса мотора нельзя ни на один грамм. В технические условия на приемку моторов АМ-42 необходимо внести вес 988 кг, как самый наивысший, т.е. допуск на вес должен быть дан с минусом, но не с плюсом.

В этом же формуляре указан расход топлива:




на взлетной мощности

348 гр/л.с.ч.

на номинальной мощности

315 гр/л.с.ч. и

на эксплуатационной




мощности от номинальной

285 гр/л.с.ч.




Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   361   362   363   364   365   366   367   368   ...   443


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница