Техническое описание самолета Фокке-Вульф FW-189
Фюзеляж цельнометаллической конструкции состоит из центральной гондолы и двух отдельных хвостовых балок. В передних частях балок размещены двигатели и основные опоры шасси.
Гондола экипажа членится на центральную секцию, носовое остекление, заднюю промежуточную секцию с остеклением и хвостовую законцовку с пулеметной турелью. Каркас носового остекления изготовлен из стальных труб (до самолета W.Nr. 100 каркас выполнялся из электрона). Остекление выполнено из близких по размерам плоских листов плексигласа. Одна из верхних левых панелей выполнена открывающейся («окно плохой погоды»). В полу правее сиденья наблюдателя имелся лючок для фотографирования ручной камерой. Над нижнем остеклением монтировались металлические решетки для предотвращения продавливания плексигласа ногами.
Каркас носового остекления гондолы крепится к первому шпангоуту центральной секции на болтах. Силовой набор центральной части гондолы состоит из десяти шпангоутов и нескольких лонжеронов и обшит листами из дюралюминия. Центральная часть гондолы крепится болтами к центроплану крыла. Главный и задний лонжероны центроплана проходят поперек гондолы, оставаясь неизменным по высоте. Для доступа в кабину в верхней части центральной секции гондолы сделана два открывающихся вверх прозрачных люка, в нижней части имеется сдвижная форточка для вентиляции кабины. Оба люка снабжены устройствами аварийного сброса.
Регулируемое по высоте сиденье летчика сформировано металлическими панелями; сиденье крепилось к шпангоутам № 1. и № 3. Рычаг регулировки высоты сиденья был установлен справа, ход сиденья по высоте 150 мм. В чашку сиденья укладывался парашют. На правом борту между шпангоутами № 1 и № 5 находился рельс, к которому крепилось сдвижное/вращающееся сиденье наблюдателя-бомбардира. Верхняя часть центральной секции гондолы выполнена прозрачной. Кормовая поворотная пулеметная турель «Икариа» кругового вращения крепилась к фюзеляжами болтами, привод турели - электрический. В нижней кормовой части гондолы крепилась выдвижная телескопическая лестница, которая служили для облегчение посадки в самолет, привод лестницы - электрический. Кормовой воздушный стрелок располагался на специальном матрасе.
Хвостовые балки круглого сечения взаимозаменяемые. Каждая балка собиралась из двух половинок, которые соединялись друг с другом болтами. Передней частью балка крепилась к мотогондоле 32 болтами. Передний и задний торцы балки имели усиленные фланцы, к заднему на 16 болтах крепилось хвостовое оперение. Небольшие размеры хвостовых балок обеспечивали увеличенный сектор обстрела смонтированного в центральной гондоле оборонительного вооружения.
Трехлонжеронное крыло с работающей обшивкой имело центроплан прямоугольной в плане формы, к центроплану крепилась гондола экипажа. В месте стыка центроплана и плоскостей находились мотогондолы. Центроплан имел главный и вспомогательный лонжероны. Плоскости крыла имели положительное поперечное V равное 5 град. Плоскости крепились к центроплану болтами. Между нервюрами № 5 и № 6 была предусмотрена установка бомбодержателей ETC. Силовой набор плоскости состоял из главного и двух (переднего и заднего) вспомогательных лонжеронов, стрингеров и нервюр. Механизация крыла включала закрылки и двухсекционные элероны. Основные секции закрылков располагались на нижней поверхности центроплана между гондолой экипажа и хвостовыми балками. Каждая секция элеронов навешивалась на двух петлях. Каркас секции элерона - металлический, обшивка - полотняная. Внутренние секции элеронов имели регулируемые на земле триммеры. Углы отклонения элеронов +/-20 град.
Посадочные щитки делятся на внешние и внутренние секции. Во взлетном положении внутренние секции щитков отклоняются на 15 град, внешние - на 8,5 град, в посадочном, внутренние - на 60 град., внешние -на 40 град. Каждая секция отклоняется посредством электропривода и системы тяг. Рычаг уборки/выпуска щитков установлен в кабине слева от сиденья пилота, имеется световая сигнализация положения щитков.
Система управления имеет жесткую и гибкую проводку. Стальные тросы приводят в действие элероны, рули высоты и направления, проводка к рулю направления дублирована с целью повышения боевой живучести. Все рули имеют независимую проводку. В основном разведывательном варианте массивная колонка управления со штурвалом установлена перед сиденьем летчика с некоторым смещением влево от продольной оси самолета. Управление рулями направления - посредством педалей.
Хвостовое оперение цельнометаллическое.
Руль направления может отклонятся вверх на 30 град и вниз на 28 град. Конструктивно руль делится на две взаимозаменяемые части, правую и левую. Каркас руля и обшивка носка - металлические, обшивка остальных частей выполнена из полотна. В средней части руля высоты имеется триммер, угол установки триммера изменяется в полете с помощью электропривода.
Кили не являются взаимозаменяемыми, они крепятся к фланцам хвостовых балок болтами диаметром 8 мм. Углы отклонения рулей направления +/- 30 град. После смены внутреннего оборудования рули становятся взаимозаменяемыми. Каркас рулей и обшивка носков - металлические, обшивка остальных частей выполнена из полотна. Каждый руль подвешивается на двух петлях. В верхней части рулей имеется весовые балансиры. Рули снабжены триммерами, правый служит только для статической балансировки, угол установки левого может изменяться в полете, для чего в левом киле установлен электропривод.
Шасси самолета убираемое. Основные опоры взаимозаменяемые, снабжены масляно-пневматическими амортизаторами. Опоры убираются в специальные ниши за мотогондолами поворотом назад, по полету. Убока/выпуск производится с помощью гидроприводов. Рама основной опоры сформирована двутавровыми профилями, изготовленными из электрона.
Диски колес изготовлены из электрона, пневматики - размером 770 х 270, давление в пневматиках 5,75 атм. Крылья-брызговики зафиксированы над колесами. Колеса основных опор снабжены независимыми тормозами, которые активизируются посредством гидросистемы. Управление тормозами - от педалей рулей направления.
В кабине летчика имелась световая сигнализация о положении опор шасси, лампочки монтировались в левой частим приборной доски, выпущенному положению основных опор соответствовала горящая лампочка зеленого цвета. Имелась также светотехническая сигнализация о положении хвостовой опоры шасси, хвостовая опора крепилась к переднему и заднему лонжеронам горизонтального стабилизатора. Опора убиралась поворот влево в специальную нишу, устроенную в толще стабилизатора, с помощью гидропривода. Самоориентирующаяся хвостовая опора в выпущенном положении могла вращаться на 360 град. Диск хвостового колеса изготавливался из стали, давление в пневматике размерами 350 х 135 составляло 3,0 атм. К стойке хвостовой опоры справа крепился двухсекционный щиток, которые в убранном положении закрывал нишу шасси. Время выпуска шасси с помощью гидросистемы 13 с, уборки - 8 с.
Силовая установка включала два 12-цилиндровых двигателя воздушного охлаждения Аргус As-410A-1 взлетной мощностью 465 л.с. при числе оборотов мотора 3100 об/мин. Вращательный момент двигателя через редуктор с передаточным отношением 2:3 передавался на двухлопастный деревянный воздушный винт изменяемого шага; диаметр воздушного винта 2600 мм.
Двигатель крепился к мотораме. В каждой мотогондоле установлено по два дистанционно управляемых огнетушителя.
Топливные баки установлены в мотогондолах непосредственно за нишами основных опор шасси. В каждой мотогондоле монтировалось по два 110-литровых топливных бака. Баки на болтах крепились к платформе, которая легко демонтировалась через нишу шасси. Топливные баки отделены от двигателя противопожарной перегородкой. Баки оборудованы сигнализацией об аварийном остатке топлива на 15 минут полета, две контрольные лампочки аварийного остатка установлены в левой части узкой приборной доски, закрепленной в верхней части кабины. Запуск двигателя осуществляется электростартером фирмы Бош или с помощью «ручки дружбы» грубой физической силой наземного персонала, отверстие под ручку имеется в левой стороне мотогондолы. Магнето - системы Бош-Цвилинг. Тумблер включения стартера расположен на консоли слева от сиденья летчика.
С помощью гидросистемы производится уборка/выпуск опор шасси. Гидросистема имеет правый и левый контуры, независимые друг от друга. От левого контура производится уборка/выпуск левой основной и хвостовой опор шасси, от правого - только уборка/выпуск правой основной опоры шасси. Рычаг уборки/ выпуска шасси установлен слева от сиденья летчика.
Кабина экипажа оборудована системой обогрева. Горячий воздух от двигателей подводится по трубопроводом к местам всех членов экипажа. Кроме того, горячий воздух подается в носок крыла для предотвращения обледенения.
Высотное оборудование включало кислородную систему, баллоны с кислородом, изготовленные из легкого сплава располагались в крыле перед главным лонжероном. Все члены экипажа имели кислородные маски. Для пуска ракет из сигнального пистолета в полу кабину было устроено отверстие; ракеты хранились на стенке правого борта центральной гондолы. Бортпаек хранился в пяти цилиндрических контейнерах, закрепленных на задней части левого борта.
Пилотажно-навигационные приборы размещались на узкой приборной доске, закрепленной над головой летчика. Магнитный компас был установлен в левой нише основной опоры шасси, на приборной доске находился его индикатор. На небольшой приборной панели, установленной между педалями на полу кабины, имелись резервный компас и индикаторы числа оборотов двигателей.
В состав радиооборудования входили радиоприемник Е-17, радиопередатчик S-17, коммутационная аппаратура BG-17 и преобразователь сигналов U-17. Приемник, передатчик и коммутационная аппаратура размещались за сиденьем пилота, преобразователь был установлен в левой плоскости крыла.
В нижней части центральной гондолы монтировалась рамочная направленная антенна, в верхней -мачта для крепления натяжной проволочной всенаправленной радиоантенны. На ряде самолетов устанавливались приемо-передающие радиостанции FuG-XXV.
Фоторазведывательное оборудование состояло из зафиксированной в вертикальном положении стационарной камеры, закрепленной на массивной раме и ручной вспомогательной фотокамеры (НК-12,5 или НК-19). В качестве стационарных использовались аэрофотоаппараты Rb-20/30, Rb-50/30, Rb-2/18 или Rb-15/18. Камеры монтировались в центральной части гондолы непосредственно за главным лонжероном центроплана со сдвигом к левому борту. Открытие/закрытие крышки объектива и подача пленки производились электромоторами. Резкость и выдержку устанавливал вручную оператор, он же задавал частоту смены кадров. Ручная камера снимала на фотопластинки размером 7x9 или 13x18 см. Контейнер с ручной камерой крепился перед главным лонжероном центроплана.
Вооружение состояло из пулеметов и бомб на внешней подвеске. В толще центроплана по бортам центральной гондолы монтировалось по одному направленному вперед неподвижному пулемету MG-17 калибра 7,9 мм. Стволы пулеметов вставлялись в специальные трубы, снижающие загрязнение оружия. За главным лонжероном располагался боекомплект по 500 патронов к каждому пулемету. Стреляные гильзы выбрасывались через отверстия в обшивке нижней поверхности крыла. Огонь из неподвижных пулеметов вел летчик, кольцевой прицел крепился в кабине на уровне глаз пилота, пулеметная гашетка находилась на правом роге штурвала.
Подвижный оборонительный пулемет MG-15 (спаренный MG-18Z на Fw-189A-2) монтировался на подвижной турели верхней люковой установки. Двойные дисковые магазины к пулемету MG-15 (пять штук) хранились на правом борту кабины в районе сиденья стрелка, еще один двойной магазин крепился к стенке левого борта. Еще один пулемет MG-15 имелся в законцовке центральной гондолы, стрельба из него велась через сдвижной люк. Боекомплект, пять двойных дисковых магазинов, размещался на левой и правой частях хвостового конуса. Стреляные гильзы от пулеметов собирались в резиновые контейнеры, расположенные под полом кабины.
Типичная бомбовая нагрузка включала четыре 50-кг бомбы, которые подвешивались на смонтированные на нижней поверхности центроплана бомбодержатели ЕТС-50. У бомбардира был установлен бомбардировочный прицел GV-219d. Сброс бомб могли производить бомбардир или летчик. Предусматривалась подвеска на бомбодержатели дымогенераторов S-125, предназначенных для постановки дымовой завесы.
Характеристики самолета Fw-189A
Размах крыла, м 18,4
Длина, м 12,03
Высота, м 3,1
Площадь крыла, м2 38,0
Масса пустого, кг 2830
Нормальная взлетная масса, кг 3950
Максимальная взлетная масса, кг 4170
Нормальная нагрузка на крыло, кг/ м2 104
Максимальная нагрузка на крыло, кг/м2 110
Дальность полета, км 670
Двигатели 2 х Аргус As-410А-1
Взлетная мощность на уровне моря, л.с. 465 при 3100 об/мин
Оптимальный режим набора высоты 415 л.с. при 3100 об/мин
Мощность на крейсерском режиме, л.с. 325 л.с. при 2820 об/мин
Расход топлива на крейсерском режиме 200 л/ч (325 л.с. при 2820 об/мин на высоте 2400 м)
Максимальная скорость на высоте 2400 м, км/ч 350
Максимальная непревышаемая скорость пикирования, км/ч 502
Потолок практический, м 7300
Потолок практический при полете на одном работающем моторе, м 2700
