Focke Wulf Fw 190D Ta 152 - С. Иванов

Радиооборудование и дополнительное оснащение

Оснащение самолета было как на А-9. Были добавлены лишь приборы, специфические для двигателя Jumo 213. Колиматорный прицел Revi 16b, гирокомпас, искусственный горизонт, другие приборы, фотокамера BSK 16, регистрирующая результаты стрельбы.

Радиооборудование включало следующие устройства:

Радиостанция FuG 16ZY (приемопередатчик), работающая в диапазоне 38,5-42,3 МГц и оснащенная антенной типа «Моран». Антенна типа «Моран» представляла собой металлическую мачту длиной 0,75 м, выступающую под крылом и заканчивающуюся гибким навершием длиной 0,21 м. Радиостанция позволяла поддерживать связь между самолетами и с землей.

Работавшее в УКВ-диапазоне устройство определения «свой-чужой» (Kennungsgeraet Freund-Feind) FuG 25a «Эрстлинг» дальностью действия 100 км, подающее опознавательные сигналы на частоте 160 МГц и принимающее сигналы на частоте 125 МГц.

Указатель AFN 2 для радиостанции FuG 16ZY.

Вооружение самолета Fw 190D-9 и Fw 190D-9/R11

Два 13-мм пулемета MG 131 над двигателем с боекомплектом 475 выстрелов на ствол;

Две 20-мм пушки MG 151/20E в основании крыльев с боекомплектом 250 выстрелов на ствол;

Бомбодержатель ETC 501 или ETC 504 под фюзеляжем, позволяющий брать одну 250-кг бомбу АВ 250 или один 300-литровый бензобак.

Самолеты Fw 190D-11, Fw 190D-11/ R11, Fw 190D-12 и Fw 190D-13 отличались от самолетов Fw 190D-9 наличием двигателя Jumo 213F, позволявшим установку пушки в развале блока цилиндров, стреляющую через ступицу винта. Имелась также возможность установки в крыльях мягких топливных баков общей емкостью 400 л.

Вооружение самолетов Fw 190D-11 и Fw 190D-11/R11

Две 20-мм пушки MG 151/20 у основания крыльев с боекомплектом 250 выстрелов на ствол;

Две 30-мм пушки МК 108 под крыльями с боекомплектом 80 выстрелов на ствол.

Вооружение самолета Fw 190D-12

Одна 30-мм пушка МК 108 в развале блока цилиндров с боекомплектом 80 выстрелов;

Два 13-мм пулемета MG 131 над двигателем с боекомплектом 475 выстрелов на ствол;

Две 20-мм пушки MG 151/20 у основания крыльев с боекомплектом 210 выстрелов на ствол.

Описание самолетов Та 152Н-0 и Н-1

Одноместный высотный истребитель сопровождения с гермокабиной. Одномоторный свободнонесущий низкоплан с убирающимся шасси.

Фюзеляж

Конструкция фюзеляжа напоминала конструкцию фюзеляжа Fw 190D-9. Также имелась в хвостовой части вставка шириной 500 мм, вмещавшая кислородные баллоны. Стрингера фюзеляжа вместо дюралюминия изготавливались из стали, что усилило механическую прочность фюзеляжа.

Носовая часть фюзеляжа по сравнению с А-8 удлинилась на 672 мм, чтобы вместить рядный двигатель с пушкой МК 108 в развале блока цилиндров и две пушки MG 151/20 вместо пулеметов MG 131. На самолетах Та 152А и В фюзеляж был еще на 100 мм длиннее, так как в развале блока цилиндров стояла более длинная пушка МК 103. Передний лонжерон крыла сместили на 420 мм вперед, чтобы скомпенсировать смещение центра тяжести. В свою очередь, это смещение потребовало сдвинуть вперед передний главный топливный бак и задний лонжерон крыла.

В центральной части фюзеляжа находилась герметизированная кабина объемом около 1 м³. Под полом кабины находился задний главный топливный бак. Герметизация кабины достигалась за счет покрытия швов замазкой DKH 8800. Кроме того, швы уплотнили за счет более частого расположения заклепок. Фонарь кабины герметизировали с помощью трубки из пористой резины. Внутрь трубки подавался сжатый воздух из литрового баллона.

Фонарь сделали двухслойным, причем наружное стекло имело толщину 8 мм, а внутреннее — 3 мм. Объем между слоями стекла осушался за счет гигроскопических силикагелевых капсул.

Люк радиоотсека герметизировался с помощью уплотнителя из пористой резины. Аналогично герметизировались люки, открывавшие доступ к пушке в развале блока цилиндров и пушкам над двигателем. По сравнению с А-8 полностью изменился профиль сопряжения между фюзеляжем и крылом.

Крыло

Технологически крыло выполнялось также, как на А-8. Основными несущими конструкциями крыла были два лонжерона. Обшивка дюралевая. В отличие от А-8, передний лонжерон на Та 152 состоял из двух частей. Размах крыла увеличили до 14,44 м, это заставило усилить обшивку в районе фюзеляжа. Оконцовки крыла выполнены в виде одной детали. Колею шасси пришлось увеличить на 500 мм, что потребовало разнести половины главного лонжерона на эту же ширину. Полностью изменился профиль крыла у его основания. Поперечные силы, действовавшие на крыло, принимал на себя задний лонжерон и передняя кромка крыла. Конструкцию крыла усилили за счет межлонжеронных полунервюр. Для облегчения технического обслуживания самолета, в крыле имелись многочисленные эксплуатационные лючки. Внутри крыла предусматривалась возможность установить три мягких топливных бака. В районе баков пришлось усилить обшивку и несущие элементы крыла. На нижней поверхности крыла установили люки диаметром 200 мм, позволявшие монтаж баков. Значительно увеличившийся размах крыла заставил полностью перепроектировать элероны и закрылки. Закрылки оснастили гидравлическим приводом вместо электрического.

Хвостовое оперение

От самолета Fw 190А-8 позаимствовали горизонтальный стабилизатор и руль направления. Киль увеличили в размере с целью увеличить устойчивость самолета на курсе. Все оперение представляло собой отдельный агрегат, пристыковываемый к хвостовой части фюзеляжа, точнее к 500-мм вставочному сегменту. Деревянное хвостовое оперение включало в свой состав и вставочный сегмент. Угол атаки горизонтального стабилизатора регулировался с помощью электрического привода.

Рулевая система

Все элементы рулевой системы были унифицированы с самолетами D-9.

Шасси самолета

На самолете Та 152Н шасси было во многом унифицировано с шасси самолетов А-8. Лишь увеличили размер колес до 740x210 мм. Допускалось использование прежних колес меньшего размера (700x175 мм), поскольку самолет благодаря большим крыльям имел меньшую посадочную скорость и динамическую нагрузку на шасси. Механизм уборки шасси был гидравлического типа вместо электрического, применявшегося раньше. Колея главного шасси 3950 мм.

Хвостовое колесо размером 380x150 мм оснащалось типовой стойкой и могло вращаться вместе с вилкой в диапазоне 360?. При взлете и посадке вилка блокировалась.

Двигательная установка

Самолет оснащался двигательным агрегатом Junkers 9-8213FH с высотным двигателем Jumo 213E.

Водяной радиатор кольцевидный, состоящий из четырех сегментов. Лобовая площадь радиатора 65 дм².

Масляный радиатор — стандартный теплообменник, охлаждаемый набегающим потоком воздуха.

Циркуляция охлаждающей жидкости шла через радиатор по главному контуру циркуляции. Охлаждение сжатого наддувом воздуха шло через вторичный контур, циркуляция в котором обеспечивалась принудительно с помощью насоса.

Выхлопная система представляла собой комплект индивидуальных для каждого цилиндра выхлопных патрубков.

Винт трехлопастный Junkers VS 9 с деревянными лопастями. Шаг винта регулировался гидравлическим приводом, диаметр винта 3,60 м. Позднее появился четырехлопастный винт Junkers VS 19 диаметром 3,50 м.

Предусматривалась возможность установки вместо Jumo 213E двигателя DB 603LA или DB 603L. Это требовало минимальных изменений на фюзеляже.

Для увеличения мощности двигателя на средних высотах, использовалась система MW 50, впрыскивавшая в цилиндры смесь воды с метанолом. Смесь хранилась в мягком баке, расположенном в левом крыле. Бак имел объем 70 л. Впрыск смеси воды с метанолом не только повышал мощность работы двигателя, но и улучшал температурный режим его работы. 70 литров смеси хватало для работы устройства MW 50 в течение 28 минут при расходе 150 л/ч.

Для увеличения мощности двигателя на больших высотах использовалась система GM 1, впрыскивавшая в цилиндры закись азота. Закись азота находилась в цилиндрическом баке, установленном за креслом пилота. Использование системы GM 1 позволяло повысить мощность двигателя на 410 л.с./302 кВт. Запас закиси азота при среднем расходе 100 г/с обеспечивал работу системы GM 1 в течение 17 минут. Планировалось оснастить систему трехступенчатым редуктором, обеспечивающим расход 60, 100 и 150 г/с.

Топливная система. Передний главный топливный бак объемом 232 л (167 кг) перешел без изменений от самолетов А-8. Его сдвинули впереди вслед за передним лонжероном крыла. Емкость заднего бака увеличили на 70 л, доведя до 362 л (260 кг). Общая емкость главных топливных баков составила 595 л (427 кг). У баков бортовые стенки имели толщину 16 мм, а верхняя и нижняя стенки — толщину 12 мм.