Текст книги "Авиационный сборник № 3"

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 3 (всего у книги 13 страниц)

Планер самолета Дорнье Do-217F (ЭИ № 23 (219), декабрь 1943 г.)

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).

Летные испытания самолета FW-190 (ЭИ № 23 (219), декабрь 1943 г.)

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.

Взлет

Положение щитков, град	Полетный вес, кг	Обороты мотора, об/мин	Давление наддува, атм	Длина разбега, м	Скорость отрыва, км/ч	Длина взлетной дистанции до набора Н = 25 м, м
0	3989	2450	1,35	520	165	1300
10	3989	2450	1,35	500	160	1250

Летная оценка самолета

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).

Летные данные

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

Практический потолок, м 10 500

Время набора практического потолка, мин. 32

Время выполнения виража, с.

на H = 1000 м 22

на H = 5000 м 30

Виражи левые посадочными щитками

Время выполнения боевого разворота при H = 1000 м, 21

Скорость ввод а 500км/ч,

скорость вывода 250 км/ч (по прибору)

Время переворота на H = 1000 м, с 15

Скорость ввода 270 км/ч, скорость вывода 450 км/ч

Время выполнения петли, с 21

Маневренность. На пилотаже самолет отличается большими переменными нагрузками на ручку управления рулем высоты.

Перекладывание из виража в вираж легкое. При выполнении виража со щитками, выпущенными в посадочное положение, самолет становится устойчивее и время виража уменьшается на 1–2 с. При выполнении вертикального маневра с набором высоты быстро теряется скорость.

Петля выполняется без потери высоты.

При выводе из фигур и из пикирования нагрузки на ручку чрезмерно большие. Для облегчения вывода необходимо пользоваться стабилизатором (ввиду отсутствия триммеров).

Пикирует самолет устойчиво, быстро набирая скорость.

Планирование и посадка. Самолет с убранными щитками устойчиво планирует на скорости 270 км/ч, а с выпущенными щитками – на скорости 240 км/ч (по прибору); эти скорости являются наивыгоднейшими для планирования на посадку.

Глиссада планирования крутая. При подходе к земле с полностью убранным газом на скорости 240 км/ч выдерживание над землей небольшое, самолет быстро теряет скорость и приземляется на три точки с почти подобранной ручкой. На пробеге и в момент приземления самолет устойчив. Длина пробега велика и равна 530 м.

Взлет и посадка производились на бетонированной дорожке. Посадка производилась с тормозами.

Полеты производились до полного выгорания горючего. Режимы максимальной дальности подобраны специальным полетом на определение расходов горючего по бензиномеру на различных скоростях полета.

Посадка

Положение щитков, град	Полетный вес, кг	Длина пробега,м	Время пробега,с	Посадочная скорость, км/ч	Длина посадочной дистанции H = 25 м, м
60	3800	530	20,3	154	1120

Дальность и продолжительность полета

Высота полета, м	Режим	Скорость полета. км/ч	Число оборотов мотора, об/мин	Давление наддува, атм	Дальность, км	Продолжительность полета
5260	0,9 максимальной скорости	542	2100	1,1	552	1 ч 02 мин
1245	режим максимальной дальности	395	1700	0,97	983	2 ч 30 мин

О применении истребителя «Мустанг» в Англии (ЭИ № 5, 1943 г.)

Как уже сообщалось в ЭИ № 38, 1942 г., изготавливаемый для Англии фирмой «Норт Америкен» вариант одноместного истребителя NA-73 (военное обозначение Р-51) носит название «Мустанг» и состоит на вооружении группы вспомогательной войсковой авиации. Материальная часть этой сравнительно молодой группы, организованной 1 декабря 1940 г., состоит из двух типов самолетов: «Мустанг» и «Спитфайр» (рис. 1, 2).

Рис. 1

Рис. 2

Рис. 3

По английским данным, «Мустанг» можно использовать в качестве истребителя, разведчика (фоторазведка и тактическая разведка), корректировщика артиллерийского огня, а также для штурмовых операций. Успешные результаты дало применение самолета для штурмовки коммуникаций противника.

Штурмовые операции проводятся на высоте порядка 5-30 м с радиусом действия 250–300 км.

Для ведения штурмовых операций «Мустанг» недостаточно бронирован (броня расположена только спереди и сзади летчика), поэтому пилоты больше рассчитывают на внезапность своего нападения и скорость машины. Скорость самолета у земли равна 483–509 км/ч *

[Закрыть].

Самолеты обычно выходят на операцию парами, что дает им возможность оказывать друг другу взаимную поддержку при нападении истребителей противника. «Мустанг» обладает очень хорошей для истребителя дальностью, как это видно из сравнительных данных, приведенных в таблице **

[Закрыть].

*Скорость 509 км/ч получена при полетных испытаниях самолета на 100-октановом горючем, проведенных в Англии.

**По данным испытаний НИИ ВВС КА.

Название истребителя	Скорость у земли, км/ч	Максимальная мощность мотора, л. с.	Дальность действий на 0,9V max, км
Мессершмитт Me– 109G	505	1550	750-800
Белл «Эркобра»	475	1150	990
NA-73 «Мустанг»	483	1150	1410

В случае необходимости увеличения дальности самолета крыльевые пулеметы заменяются дополнительными бензобаками. Запас горючего в этом случае доходит до 900 л. По скорости у земли и дальности «Мустанг» имеет превосходство над истребителями Мессершмитт Me-109F и Ме-109Е и уступает в скорости у земли лишь последней модификации истребителя Me-109G с мотором на 400 л. с. большей мощности (рис. 3).

Вооружение английскою варианта самолета «Мустанг» состоит из 8 пулеметов Кольт-Браунинг. Два пулемета калибра 12,7 мм расположены под передней частью фюзеляжа и синхронизированы с винтом. Боезапас на один подфюзеляжный пулемет 200 патронов. В каждом крыле расположены три пулемета: один калибра 12,7 мм с боезапасом 300 патронов и два калибра 7,62 мм с боезапасом 800 и 900 патронов.

Стрельбу можно вести из одних фюзеляжных, одних крыльевых или всех пулеметов одновременно.

Установка пушки калибра 75 мм на самолете-штурмовике В-25Н фирмы «Норт Америкен» (ЭИ № 10 (211), октябрь 1943 г.)

Новый американский штурмовик В-25Н представляет собой модификацию известного бомбардировщика фирмы «Норт Америкен»; он имеет новое вооружение, усиленное бронирование, а также ряд конструктивных изменений, потребовавшихся для размещения нового вооружения.

Основное оружие самолета – новая авиационная пушка калибра 75 мм, она установлена в передней части фюзеляжа неподвижно и крепится к полу туннеля-лаза, служившего на бомбардировщике В-25 для прохода в кабину бомбардира. Боезапас пушки состоит из 21 снаряда, размещенных в специальном снарядном ящике.

Кроме пушки в носу фюзеляжа установлены 4 пулемета калибра 12,7 мм (в другом варианте 2 пулемета) с боезапасом по 400 патронов на каждый; в бортах фюзеляжа могут устанавливаться еще 4 пулемета того же калибра и с тем же боезапасом.

Пушка устанавливается на специальном лафете; она имеет гидромеханическое противооткатное устройство. Перезарядка пушки производится передним стрелком вручную; снаряд, вынутый из снарядного ящика, где он устанавливается на специальных креплениях, укладывается на зарядный лоток пушки и посылается в патронник от руки. Стрельба производится одиночным снарядом, нажатием на кнопку, расположенную на штурвале ручного управления.

Для предотвращения задувания пламени при выстреле во внутрь фюзеляжа, а также для того, чтобы встречный поток не препятствовал подаче снаряда в патронник при заряжании пушки, она снабжена специальным автоматическим надульником. Надульник имеет четыре створки, которые открываются непосредственно перед выстрелом и закрываются сразу после него. Створки надульника связаны с затвором таким образом, что выстрел при закрытых створках невозможен.

Передняя часть фюзеляжа не имеет остекления и состоит из нижней половины, в которой размещены носовые пулеметы, их патронные ящики и кожух ствола пушки, и верхней откидной половины, обеспечивающей доступ к оружию на земле.

Кроме описанного неподвижного оружия на самолете имеются два подвижных пулемета калибра 12,7 мм, установленные в верхней пулеметной башне, которая не отличается от верхней башни бомбардировщика В-25, но расположена ближе к носу фюзеляжа. Нижняя пулеметная башня на этом самолете отсутствует.

На самолете установлен комбинированный прицел для стрельбы и бомбометания; для последнего отражатель прицела может регулироваться в диапазоне 15°.

Бомбовое вооружение на самолете В-25Н не претерпело больших изменений по сравнению с бомбардировщиками этого типа. Управление бомбосбрасыванием перенесено в кабину летчика, где у левого борта помещается щиток электросбрасывателя и справа от сиденья летчика установлена ручка бомбосбрасывателя.

Самолет В-25Н предназначен для действий против танков и других наземных целей, которые он поражает огнем стрелкового вооружения при полете на малых высотах и бомбометанием.

Рис. 1

Самолет Локхид Р-38 «Лайтнинг» (ЭИ № 11 (212), октябрь 1943 г.)

Одноместный истребитель Р-38 состоит в настоящее время на вооружении ВВС США в трех основных модификациях: P-38D, Р-38Е и P-38F, которые отличаются друг от друга конструктивным выполнением отдельных агрегатов. Кроме того, существуют еще две модификации этого самолета – P-38F-4 в варианте дальнего разведчика с фотооборудованием (прототипом для этого самолета послужила модель Р-38Е) и P-38F-1-L-0 в варианте истребителя сопровождения.

Самолет Локхид Р-38 представляет собой двухбалочный двухмоторный моноплан металлической конструкции с трехколесным шасси и разнесенным хвостовым оперением.

Крыло цельнометаллическое, однолонжеронное с жесткой работающей обшивкой, состоит из центроплана и двух консолей.

Центроплан представляет одно целое с фюзеляжем и частями балок, несущими мотогондолы (рис. 1, 2). Консоль стыкуется с центропланом по главному лонжерону посредством гребенчатых узлов, по заднему дополнительному лонжерону – посредством двух болтовых узлов и по контору отсека между лонжеронами – посредством фланцев, вклепанных в волны силового гофра и стягиваемых болтами. Носок консоли крыла занят радиатором для охлаждения воздуха, поступающего в карбюратор из турбокомпрессора (см. ниже).

Закрылки установлены на центроплане между фюзеляжем и мотогондолой и на консоли крыла. Каждый закрылок подвешен на двух кронштейнах. Кронштейны имеют по два ролика, которые ходят в двух направляющих, крепящихся к каркасу крыла. Системой бесконечных тросов кронштейны соединены с тягой, которая получает возвратнопоступательное движение от длинного ходового винта, непосредственно связанного с гидромотором, расположенным в фюзеляже. Элероны подвешены на петлях и шомполе по всему размаху, они имеют весовую компенсацию в виде четырех балансиров.

Гондола – полумонокок, сильно вынесена вперед и заканчивается у задней кромки центроплана. В верхней носовой части гондолы расположено вооружение: пушка и четыре пулемета с патронными ящиками и механизмами перезарядки. В нижнюю часть гондолы убирается передняя стойка шасси.

Балки – полумонококовой конструкции, состоят из четырех частей. Изготовлены они в основном из алюминиевого сплава, кроме частей, подвергающихся воздействию выхлопных газов; эти части изготовлены из нержавеющей стали. В банки убираются главные стойки шасси.

Оперение свободнонесущее, разнесенное, крепится болтами к хвостовым частям балок. Правое и левое вертикальные оперения взаимозаменяемы. Триммеры руля поворота и руля высоты крепятся к рулям стальными шомполами.

Рис. 2

Винтомоторная группа. На самолете установлены два мотора Аллисон жидкостного охлаждения. На сериях P-38D и Р-38Е – V-1710-27 (правый) и V-1710-29 (левый), а на серии P-38F – V-1710-49 (правый) и V-1710-53 (левый). Моторы установлены на моторамах, которые крепятся к балкам и к лонжеронам центроплана и консолей. Нижняя часть моторамы состоит из двух штампованных из алюминиевого сплава подмоторных брусьев, а боковая – из трех подкосов с каждой стороны. Обе части крепятся друг к другу болтами и коническими шпильками. Мотор можно снимать вместе с моторамой или отдельно.

На моторах установлены турбокомпрессоры фирмы «Дженерал Электрик» типа В-2 с автоматическими регуляторами наддува. Радиатор для охлаждения воздуха, поступающего в карбюратор из турбокомпрессора, устроен следующим образом: в центроплане проложен трубопровод большого сечения, по которому идет сжатый воздух из турбокомпрессора. В месте разъема центроплана и отъемной части крыла этот трубопровод соединяется с приемником радиатора, в котором при помощи четырех дефлекторов воздух распределяется по одиннадцати каналам у нижней поверхности носка крыла; омывая обшивку, воздух доходит до конца крыла, затем попадает в такие же каналы у верхней поверхности носка, возвращается' по ним к корню, омывая при этом верхнюю обшивку, и, наконец, охлажденный, поступает во всасывающий трубопровод карбюратора.

Радиаторы охлаждающей жидкости расположены в балках. Створки радиаторов работают от гидросистемы. Емкость всей системы охлаждения самолета составляет около 190 л этилен гликоля. Расширительные бачки находятся в передней части каждого мотора. Бензосистемы правого и левого моторов соединяются между собой через бензокран так, что бензин из каждого бака может поступать к любому мотору в случае отказа одного из них. Четыре мягких протектированных бензобака расположены в центроплане. Общая емкость баков 1130 л (два основных по 340 л и два дополнительных по 225 л).

На самолетах серий Р-38Е и P-38F имеется отделитель паров бензина, смонтированный рядом с карбюратором. Капоты мотогондол состоят из отдельных панелей, любую из которых можно снять, не трогая остальные.

Шасси трехколесное, с гидравлическим управлением. Главная стойка шасси крепится к балке; конструкция ее ясна из рис. 3. Замки убранного и выпушенного положения шасси гидравлические, с автоматическим управлением. Колеса диаметром 915 мм с десятислойными пневматиками.

На самолете модели P-38D ломающийся подкос и расположение силового цилиндра передней стойки аналогичны главной стойке. На моделях Р-38Е и P-38F ломающийся подкос передней стойки расположен сзади и связан с силовым цилиндром через качалку. Переднее колесо диаметром 686 мм имеет шестислойный пневматик.

Для поглощения энергии колебаний переднего колеса (. «шимми») стойка оборудована демпфером. Демпфер состоит из двух цилиндров, расположенных по полету по обе стороны стойки. Эти цилиндры связаны с верхним звеном шлицшарнира. Штоки цилиндров опираются внешними концами на ролики, установленные на цилиндре амортизационной стойки. Цилиндры связаны с резервуаром, заполненным жидкостью. В них помешены пружины, работающие на сжатие. У места присоединения трубок, идущих к резервуару, расположены в цилиндрах дроссельные клапаны, открывающие свободный проток для жидкости, входящей в цилиндр, но оставляющие малое проходное сечение для выходящей жидкости.

При повороте вилки вправо обжимается правый цилиндр демпфера; жидкость, выходящая из него через калиброванное отверстие, поглощает энергию, а обжатая пружина стремится возвратить вилку в нейтральное положение. При повороте влево аналогично работает левый цилиндр. Демпфер ограничивает разворот пол увил ки на 46° в обе стороны от оси самолета.

Предусмотрен аварийный выпуск шасси от ручной помпы.

Независимые тормозные системы правого и левого колес работают от педалей ножного управления. Тормоза дисковые. Материал дисков – бронза и сталь. Имеется, кроме того, приспособление для торможения на стоянке.

Рис. 3

Гидросистема. Общая емкость системы около 30 л. Помпы Песко 203-Р с приводом от мотора имеют производительность 17 л/мин каждая.

В системе имеются гидропневматический аккумулятор давления и ручная помпа, при помощи которых можно привести в действие любой агрегат гидросистемы в случае отказа моторных помп.

Кабина. Козырек фонаря кабины состоит из трех панелей из многослойного небьющегося стекла. Боковинки опускаются вниз в вырез в фюзеляже. Задняя часть фонаря удерживается на месте четырьмя шпильками. Шпильки на правой стороне служат шарнирами для откидывания этой части фонаря. При аварийном сбрасывании все четыре шпильки сразу вытягиваются при помощи рукоятки, расположенной на правой стороне.

Штурвальная колонка, клепанная из листов алюминиевого сплава, имеет форму буквы «Г». Колонка установлена на шарнирной базе у правого борта кабины. К верхней части колонки крепится штурвал управления элеронами. На колонке смонтирована коробка селекторных переключателей пулеметов, а на штурвале – кнопка включения микрофона и гашетки пушки и пулеметов.

Ручки управления триммерами элеронов и руля поворота расположены необычно (рис. 4, 5): ручка управления триммерами элеронов – на штурвальной колонке, а рычаг управления триммером руля поворота – на наклонном стенде между ног летчика.

Рис. 4

Рис. 5. Штурвальная колонка:

I – кнопка включения микрофона; 2 – гашетка; 3 – штурвал; 4 – рукоятка управления триммерами элеронов

На всех самолетах Р-38 кабина обогревается выхлопными газами. На самолетах серий Р-38Е и P-38F предусмотрен, кроме того, обогрев отсека вооружения.

Вооружение самолетов. Р-38D состоит из пушки калибра 37 мм с боезапасом 15 снарядов и четырех пулеметов калибра 12,7 мм (по 200 патронов на каждый).

На самолетах серий Р-38Е и P-38F установлена пушка калибра 20 мм с боезапасом 150 снарядов. Пулеметы те же, но запас патронов увеличен до 500 на каждый пулемет. Перезарядка пушки на всех сериях от гидросистемы.

Все вооружение установлено в носовой части фюзеляжа.

Модификация. Фоторазведчик P-38F-4 является модификацией истребителя серии Р-ЗЕ со следующими изменениями: снято все вооружение и на его место установлены четыре фотокамеры Ферчайльд. В связи с этим сделаны незначительные изменения в конструкции носовой части фюзеляжа; в кабине установлено управление фотооборудованием и поставлена дополнительная вакуум– система. Под центропланом подвешены на боковых балках два сбрасываемых бензобака емкостью 284, 568 или 1135 л каждый.

Истребитель сопровождения P-38F-1-L-0 отличается от истребителя серии P-38F также установкой двух подвесных сбрасываемых бензобаков под центропланом. Изменена, кроме того, радиоустановка (установлен приемник дальнего действия).

Подвесные баки на самолетах всех серий могут быть заменены бомбами эквивалентного веса – по 205 кг, 410 кг или 640 кг каждая.

Характеристики вариантов P-38D, Р-38Е и P-38F мало отличаются друг от друга (разница в весе пустого в пределах 150 кг, в полетном весе до 400 кг). Ндже приведены характеристики варианта Р-38Е и истребителя сопровождения P-38F-1-L-0. Увеличенный запас горючего у последнего варианта равен 2610 кг (820 кг нормального запаса, 1640 кг в подвесных баках и 150 кг весят сами подвесные баки). Данные фоторазведчика P-38F-4 почти такие же, как у истребителя сопровождения.

Характеристика самолета

Характеристика самолета

Размах крыла, м 15,05

Длина самолета, м 11,50

Высота самолета на стоянке, м 2,97

Хорда крыла у корня, м 2,97

Хорда крыла у конца, м 0,92

Размах стабилизатора, м 6,03

Ширина колеи шасси, м 5,03

Площадь, м²:

крыла 30,20

элеронов 2,27

закрылков 3,96

стабилизатора 4,95

руля высоты 2,28

килей 2,55

рулей направления 1,96

	Истребитель (Р-38Е)	Истребитель сопровождения (P-38F-1-L-0)
Вес, кг:
пустого самолета	5350	5500
горючего и масла	910	2700
пилота	90	90
кислорода и фотооборудования	7	17
вооружения и боезапасов	555	555
брони	118	128
полной нагрузки	1680	3490
Полетный вес, кг	7030	8990
Нагрузка на 1 м² крыла, кг	233	298
Нагрузка на 1 л. с., кг	3,5	4,5
Мощность мотора (продолжительная максимальная) на расчетной высоте, л. с./м	1000/8550	1000/8200
Мощность на 1 м² крыла, л. с…	66,5	66,5
Скорость максимальная, км/ч:
у земли	524	491
на расчетной высоте	628	548
Подъем на высоту, мин:
3000 м	4,0	—
5000 м	6,7	—
Потолок практический, м	11 000	10 500
Дальность полета, км:
нормальная на 0,9 максимальной мощности	1300	3560
максимальная	1400	4250
Разбег, м	310	575
Пробег, м	390	440

О системах условных обозначений американских авиадвигателей (ЭИ № 12 (216), ноябрь 1943 г.)