Уголок неба ¦ Aero A-300

Национальная авиационная выставка, состоявшаяся в 1937 году на территории Пражской выставочной площадки, означала для наших авиационных заводов благоприятную возможность показать результаты их многолетней работы. На выставочной площадке, само собой, была представлена и авиастроительная компания Aero-Vysočany (Aero). Компанией были представлены как отечественные самолеты с применением в конструкции металла (A-200, A-102, A-104 и A-204), так и изготавливавшийся по лицензии цельнометаллический Bloch MB-200. Самолеты последних трех типов стали неожиданностью для многих посетителей.

Помимо реальных самолетов компания Aero также представила и макеты самолетов, которые на тот момент находились в разработке. Хронологическая линейка, содержащая в себе самолеты типов A-10, A-24, A-11, A-23 и ряда других, давала многообещающую надежду на создание самолета, который был крайне необходим для Чехословакии, оказывавшейся все более и более в опасном положении. Речь идет о среднем бомбардировщике и самолете-разведчике Aero A-300. Так на выставке в каталоге компании был представлен удачный фотомонтаж, представлявший A-300 в полете.

Разработка среднего бомбардировщика и самолета-разведчика A-300 опиралась на опыт, полученный при создании легкого транспортного самолета A-204. Используя концепцию двухмоторного низкоплана с однокилевым хвостовым оперением (но все ещё усиленным подкосами) и убирающимися основными стойками шасси, конструкторы компании Aero создали учебный самолет-разведчик и бомбардировщик A-304, а также разработан боевой вариант - проект легкого бомбардировщика и самолета-разведчика A-206.

Обозначение A-206 несколько выбивалось из системы обозначений, принятой в те годы компанией Aero, поскольку многомоторные боевые самолеты должны были иметь номер, начинавшийся с цифры "3". По-видимому, это была прямая связь с A-204. В этом нереализованном проекте был воплощен ряд элементов будущего A-300.

Проект A-206 был предложен министерству национальной обороны (Ministerstvo národní obrany - MNO) в мае 1936 года. Самолет был разработан конструкторским бюро компании Avia и ведущим по данной программе был инженер Антонин Хусник (ing. Antonín Husník); A-206 должен был иметь смешанную конструкцию: деревянное крыло и фюзеляж с силовым набором, сваренным из стальных труб. Носовая часть фюзеляжа, где планировалось размещение стрелка-наблюдателя, должна была иметь такое же остекление, какое же, какое позднее было применено на A-300. Однако убирающаяся стрелковая башня находилась на верхней части фюзеляжа за задней кромкой крыла, обеспечивая достаточно пространства для бомбоотсека.

Проект A-300, представлявший собой переработанный проект A-206, был представлен в 1937 году на авиационной выставке в качестве модели и объекта смонтированных фотографий. В отличие от предшественника уже имел двухкилевое хвостовое оперение (на том этапе кили были овальными, и горизонтальное оперение выступало из килей), однако сохранил первоначальное размещение убирающейся стрелковой башни.

10 июля 1936 года компания Aero представила MNO концептуальный проект A-300. По сравнению с первоначальным A-206 новый проект A-300 практически полностью соответствовал требованиям, которые MNO выдвинуло к typ IV. Спецификация на данный самолет была выпущена в январе 1936 года и была передана чехословацким авиастроительным компаниям под No.23-302 dův. II/3.36. Позднее данная программа была закреплена в Статье 5 Директивы No.6468 dův. hl. št. 1. od. 1937. Одним из условий программы было использование двигателей Bristol Mercury, подготовленных для лицензионного производства компанией Walter под обозначением typ Mercury IX.

Технические условия, адаптированные к проекту A-300, были выпущены 3 августа 1937 года в качестве Приказа No.3.625/V/3. В данном приказе говорилось об использовании в изготовлении самолета отечественных материалов; импорт должен был применяться только в тех случаях, когда уже не было других вариантов. Стандарты ČSN(!) должны были соблюдаться обязательно. Общий технический осмотр самолет должен был проходить регулярно после каждых 300 часов налета или раз в два года с учетом шестимесячного нахождения вне ангара.

В конструкции самолета основное внимание военных было обращено на новые типы стрелкового вооружения и оборудования для сброса бомб. Однако в ходе разработки в этих вопросах произошли значительные изменения, вызванные не поддающейся объяснению смене взглядов в MNO на способ подвески бомб, тип пулеметов и пр..

Первоначальное решение, которое в конечном итоге было реализовано на первом прототипе, заключалось в вертикальном размещении десяти бомб компании Pantof. Позднее стала рассматриваться возможность переделки центральной части фюзеляжа под горизонтальное размещение бомб на обычных замках. Однако разработка данной системы не была доведена до конца и проблемы с ее практическим использованием на A-300 так и не были разрешены.

При разработке самолета акцент был сделан на возможности тесного взаимодействия членов его экипажа. В застекленной носовой части фюзеляжа находилось рабочее место члена экипажа, выполнявшего функции бомбардира, наблюдателя и стрелка. В состав задач этого члена экипажа входили управление прицелом и оборудованием для сброса бомб, пулеметом для защиты от истребителей противника и фотографической камерой.

Бомбовый прицел Pantof vz. 37 был расположен в левой стороне носовой части фюзеляжа. Также на левой стороне находилась небольшая приборная панель с высотомером, спидометром, термометром, деривометром и калькулятором компании Hodek. Прицельная панель должна была быть изготовлена компанией братьев Винопал (Bratři Vinopalové).

Дистанционно-управляемая коротковолновая радиостанция была удалена из носовой части самолета и перенесена в убирающуюся стрелковую башню. В полу застекленной носовой части самолета на универсальном шарнире можно было смонтировать большую фотокамеру типа A-I-34 для выполнения обычных (непанорамных) снимков.

Поскольку бомбардир-наблюдатель-стрелок должен иметь возможность вести огонь вперед и немного в стороны, то убирающийся пулемет был шарнирно установлен в вертикальном вырезе переднего остекления и снизу был уравновешен парой пружин. Вырез в остеклении прикрывали подвижные жалюзи. Свои обязанности бомбардир-наблюдатель-стрелок мог выполнять в положении стоя, сидя и лежа; во время полета он мог сидеть на складном сиденье рядом с пилотом.

Сиденье пилота было расположено на левой стороне кабины, и обзор из него был хорошим не только вперед и вниз (в полете и при выполнении рулежки), но и назад (благодаря большой площади остекления и боковым раздвижным вентиляционным окнам). Сиденье пилота регулировалось по высоте с помощью ручного рычага и предназначалось для использования спинного парашюта.

Третий член экипажа был стрелком, который должен был вести огонь из пулемета vz.30,оснащенного оптическим (коллиматорным) прицелом (того же типа, что и на других пулеметах) и размещенного в убирающейся стрелковой башне, расположенной за кабиной пилота. Посредством пневматического привода цилиндрическая стрелковая башня выступала на 340 мм над контуром фюзеляжа; в случае аварийной ситуации подъем башни осуществлялся механическим приводом. В ситуациях, когда самолету ничего не угрожало, башня была втянута внутрь фюзеляжа, и стрелок довольствовался видом сквозь прозрачную крышу с профилированным выступом. Наклонно установленный пулемет проходил сквозь соответствующий вырез в башне; во время первого этапа испытаний данный разрез был закрыт колпаком. Под башней находились два пола. Первый пол был расположен ниже, он был фиксированным и использовался, когда башня находилась в нижнем положении; второй пол был расположен выше и, будучи складным, применялся, когда башня была в выдвинутом положении.

Три члена экипажа, рабочие места которых находились в кабине, расположенной в передней части самолета, попадали внутрь машины через дверь, расположенную в полу фюзеляжа. Данная дверь, а также съемная верхняя часть остекления кабины, могли использоваться при покидании самолета во время аварийных ситуаций. Позднее в ходе испытаний было обнаружено, что входное отверстие двери имело недостаточные габаритные размеры для прохождения членов экипажа со спинными парашютами.

Задний стрелок-радист размещался в самолете отдельно от остальных членов экипажа, с которыми держал связь при помощи бортового телефона и почты, отправляемой по пневматической трубе. Помимо стрельбы из пулемета в круг его задач входила работа с основной станцией vz.36 как в коротковолновом, так и в длинноволновом диапазонах длин волн. Рядом со стрелком-радистом находились батареи и преобразователи. На втором этапе испытаний в кабине стрелка-радиста должны были быть установлены антенная катушка с тросом и антенный вывод, который можно увидеть под фюзеляжем самолета во время второго этапа испытаний.

Задний стрелок заходил в самолет через специальную дверь, которая была расположена на левой стороне фюзеляжа и открывалась поворотом вверх; для попадания в самолет стрелок-радист должен был воспользоваться лестницей. Задний пулемет был расположен в задней нижней части фюзеляжа и должен был вести огонь в направлении назад вниз; для ведения огня в нижней части фюзеляжа поднималась специальная дверца. Данная дверца управлялась с помощью специального рычага, расположенного на правой стороне рубки стрелка-радиста. После подъема специальной дверцы пулемету обеспечивались достаточные секторы обстрела. После закрытия специальной дверцы аэродинамический контур фюзеляжа оставался чистым, а пулемет фиксировался в специальном канале данной дверцы. Для обеспечения хорошего обзора вниз, назад и по сторонам обеспечивался окнами в бортах и нижней части фюзеляжа.

Помимо удачно подобранной аэродинамической концепции самолета прогрессивным элементом его конструкции, на который следует обратить пристальное внимание, была застекленная носовая часть фюзеляжа, которая выгодно отличалась от обычной поворотной пулеметной башни (как, например, башни на MB-200), снижавшей максимальную скорость примерно на 20 км/ч. Максимальная высота фюзеляжа не определялась необходимостью подъема кабины пилота для обеспечения хорошего обзора через пулеметную башню; высота фюзеляжа была ограничена длиной размещавшихся вертикально бомб.

Критерии летных характеристик A-300 - в частности устойчивость и область обзора (т.е. управляемость в устойчивых режимах) в технических требованиях спецификации были прописаны очень подробно для своего времени. Раздел, посвященный устойчивости (для продольной части устойчивости также использовался термин равновесие), состоял из двух частей.

Статическая устойчивость определяла значение параметра и увеличение сил в процессе управления в зависимости от скорости и аналогичным образом определялись направления и величины отклонений подвижных поверхностей. Динамическая устойчивость возникала после вмешательства пилота у правление самолетом и определялась либо угловым отклонением подвижных поверхностей, либо положением самолета.

После изменения положения самолета по крену, тангажу, рысканию или изменения скорости управляющее воздействие считалось прекращенным, и в зависимости от величины изменения указывалась допустимая реакция на него: изменение скорости, угла наклона, количество колебаний и время их прекращения. Отдельно были определены критерии устойчивостей - продольной, путевой и поперечной (в сегодняшней терминологии последние две [в Чехии] называются сторонами). В качестве иллюстрации приведем отрывок из требований к статической путевой устойчивости: "Если вдруг элероны отклонятся на 10° и остаются в отклоненном положении до тех пор, пока поперечный наклон самолета не достигнет 15°, и в течение 3 сек направление полета должно равномерно измениться в диапазоне от 1° до 5°. Равномерный прямолинейный полет с поперечным отклонением в 15° требует усилия, не превышающего 23 кг для управления по курсу и 14 кг для управления по тангажу".

В разделе "управляемость" определялся отклик самолета на отклонение его подвижных поверхностей на скоростях, близких к минимальной скорости. Были предусмотрены максимальные усилия при управлении по тангажу (35 кг); усилия на педалях не должны были превышать 70 кг, а на ручках штурвала - 15 кг (все параметры указаны в силовых единицах того времени). В равномерном полете с любой скоростью от 160 км/ч до максимальной требовалось подавление колебаний (включая поперечные и продольные) при движении во время управляющего воздействия; подавление колебаний должно было выполняться при максимально допустимых изменениях скорости, а также при порывистом ветре со скоростью 1,5-2,0 м/с.

Как следует из сказанного выше, требования к свойствам самолета были для тогдашней Чехословакии беспрецедентными. С началом технического проектирования для проведения испытаний в аэродинамической трубе военного технического и авиационного института (Vojenský technický a letecký ústav; VTLU) была изготовлена деревянная модель в масштабе 1:18,5. Результирующая конфигурация самолета была выбрана из нескольких вариантов форм несущих поверхностей, фюзеляжа и моторных гондол.

Основные аэродинамические испытания были проведены с конца июля по конец августа 1937 года, во время которых было определено влияние различных параметров стабилизатора, форм переходов, положения заслонок охлаждения двигателя на капот NACA, летные качества при полете на каждом из двигателей и т.д.. Все вышеперечисленное было выполнено с учетом поляры профиля крыла и расчетных летных характеристик самолета. В октябре и ноябре 1937 года были измерены неблагоприятные последствия от выдвижения убирающейся стрелковой башни и от подвески осветительных бомб.

В то же самолет время шла постройка прототипа самолета, и в заключительном этапе его постройки возник целый ряд непредвиденных трудностей. Наибольшие трудности возникли с убирающимися основными стойками шасси от компании Pantof. Эти трудности были одной из основных причин запроса компании Aero о продлении срока передачи прототипа представителям MNO и для проведения тестирования в VTLU. Сначала компания Aero обещал передать самолет до 31 января 1938 года, затем до 31 марта 1938 года и, наконец, до 30 июня 1938 года. Неисправность основных стоек шасси помешала проведению полномасштабных летных испытаний, хотя прототип совершил свой первый полет в Кбелах ещё в начале апреля 1938 года (в заявлении компании о предоставлении отсрочки поставки до 30 июня есть упоминание о том, что самолет находится в ангаре аэродрома с 12 апреля).

Причина проблем было в основном связана с задержкой поставок оборудования для быстрого выпуска шасси сжатым воздухом из баллонов. Несмотря на утверждение представителей компании Pantof, что шасси может выходить из ниш в моторных гондолах и под собственным весом и что сила сопротивления воздуха будет преодолевать силу сопротивления пружины в зажимной скобе. Однако после установки основных стоек шасси в самолет надежность выпуска основных стоек шасси была недостаточной. Хвостовая стойка шасси также не имела механизма уборки и поэтому в течение всего периода летных испытаний шасси самолета оставались фиксированными в выпущенном положении. Также следует сказать, что данный вариант хвостового колеса был испытан в аэродинамической трубе.

Другие вопросы и необходимость переговоров с MNO вынудили использовать - в соответствии с инструкциями компании Bristol - нестандартное для британских моторов топливо: этилированный бензин с октановым числом 87, в то время как представители MNO настаивали на использовании стандартной для довоенной Чехословакии топливной смеси Bi-bo-li (50% бензина [benzín], 20 бензола [benzol] и 30% спирта [lih]). Сотрудничество с английским производителем двигателей не позволило удовлетворительно решить данную проблему. Поэтому во время испытаний использовалось только 87-октановое бензин и минеральное масло Veedol, а испытания с чехословацким топливом были перенесены на более позднее время.

С самими двигателями также были проблемы, однако во время испытаний возникла необходимость в некоторых аэродинамических изменениях самого самолета. Это привело к изменению хвостового оперения. Первоначальное высокорасположенное горизонтальное оперение с двумя рулями высоты, присутствовавшее в чертежах 1937 года, появилось на окончательном варианте, испытанном специалистами VTLÚ во второй половине 1938 года. Когда прототип самолета был построен, он был оснащен непрерывным рулем высоты, соединение обеих половиной которого использовалось в качестве балансировочной поверхности. Целостность руля высоты нарушал прямоугольный разрез на оси самолета; в данном разрезе находились тросы управления балансировочной поверхностью. Находившаяся под рулем высоты задняя часть фюзеляжа была соответствующим образом изменена, чтобы иметь свободное пространство для отклонения руля вниз.

Были также перепроектированы рули направления, у которых была значительно уменьшена площадь роговой компенсации.

Неотъемлемой частью разработки самолета были прочностные испытания планера в VTLÚ. В институте были проведены испытания конструкции крыла на изгиб и кручение, испытания фюзеляжа на нагрузку от VOP, а также были исследована сила удара, с которой хвостовое колесо при посадке соприкасается с поверхностью взлетно-посадочной полосы.

Были определены аэродинамические силы на поверхностях хвостового оперения и во всей системе управления. Конструкция хвостового оперения и фюзеляжа была подвергнута частотным испытаниям сначала на заводе (был протестирован прототип), а затем в VTLÚ (испытаниям подверглись тестовые оперение и фюзеляж). Негативные последствия вибраций килей самолета моделировались на земле. Решением по нейтрализации этих последствий на реальном самолете стала прикрепления килевых поверхностей на автомобильных резинометаллических прокладках.

После первого полета, состоявшегося в апреле 1938 года (записи о первом полете и о его дате не сохранились), начальные летные испытания были проведены на заводском аэродроме компании Aero. Из сохранившейся документации нам известен полет, состоявшийся 30 июня под управлением пилота Карела Ванека (Karel Vaněk) и наблюдателя Франтишека Вайса (František Vais) и зарегистрированный протоколом 21 46. Измерения скорости и скороподъемности показали хорошее соответствие с расчетными данными. 25 июля в первой половине дня пилот Ванек совершил еще два полета с заводского аэродрома компании Aero с военными экипажами на борту. В первом полете помимо Карела Ванека на борту самолета были штабс-капитан Семрад (škpt. Semrád) и капитан Галевчик (kpt. Gavelčík), во втором полете подполковник-инженер Жвачек (pplk. ing. Žváček) и подполковник Бенш (pplk. Bensch).

26 июля 1938 года комиссия рассмотрела прототип A-300.1 в варианте бомбардировщика и была предложена передача самолета в VTLÚ для продолжения испытаний. В ходе работы комиссия обнаружила ряд отклонений от технических требований спецификации: не хватало устройства для уборки хвостового колеса, двигатели не были оснащены пневматической системой запуска, отсутствовали пневматическая и механическая системы сброса бомб, у правого двигателя отсутствовал компрессор Walter, количество патронов для пулеметов было недостаточным, а топливные баки были изготовлены из дюралюминия вместо предписанного алюминия. Кроме того, у членов экипажа (кроме пилота) не было ремней безопасности, отсутствовало оборудование для освещения кабина экипажа, на рабочем месте наблюдателя отсутствовали высотомер Kolsmann, деривометр и прицельная панель.

Список отсутствовавшего оборудования также содержал несколько единиц вспомогательного оборудования; в то же самое время было указано, что на самолете была установлена пневматическая почта и световая трехцветная сигнализация. Помимо представления отсутствовавшего оборудования компания Aero должна была установить на самолет антенный трос и кронштейны для антенн, а также лестницы для входа экипажа и подкрыльевые монтажные эстакады.

4 апреля 1938 года VTLÚ принял прототип бомбардировщика. К этому времени A-300 выполнил 38 полетов, проведя в небе 17 часов 42 минуты. В VTLÚ летные испытания прототипа были продолжены LZO (Letecké zkušební oddělení - отделение летных испытаний). 9 августа самолет пилотировал майор Амбруш (major Ambruš), наблюдателями были подпоручик-инженер Брейха (ppor. ing. Brejcha) и ротмистр Бичиште (rtm. Bičiště). 10 августа A-300 под управлением Амбруша и Бичиште выполнил восемь полетов с целью проверить указатель скорости самолета. В тот же день, а затем 12, 16, 17 и 31 августа полеты были выполнены под управлением ротмистра Бичиште, целью которых было измерение скорости и расхода топлива на различных высотах.

5 сентября 1938 года в VTLÚ был выпущен предварительный отчет No.10.209 dův.-II-1938, посвященный испытаниям прототипа A-300. Из этого обширного отчета мы приводим некоторые наиболее важные данные. Рулежка была оценена очень высоко с очень хорошим подрессориванием и амортизацией основных стоек шасси. В отчете подчеркивалось, что на взлете расположенные по периметру капотов подвижные створки системы охлаждения двигателей должны были открываться на угол, не превышавший 10°. В случае, если створки открывались на больший угол, разбег значительно увеличивался, и самолет становился "тяжелым на голову".

В случае если угол раскрытия створок не превышал 10° взлет был легким и без каких-либо проблем с управляемостью.

Далее в отчете было сказано, что при рулежке и взлете необходимо обращать внимание на небольшое стремление самолета развернуться вправо вследствие левостороннего вращения винтов (подобная тенденция наблюдалась и на скоростных бомбардировщиках B-71 [выпускавшиеся по лицензии советские бомбардировщики СБ]). Самолет отрывался от земли после небольшого разбега и достижения скорости 120-130 км/ч.

Что касается посадки, то вновь была подчеркнута необходимость закрытия створок системы охлаждения двигателей и фиксации хвостовой стойки в выпущенном положении. Закрылки выпускались на скорости не более 180 км/ч, скольжение было возможно на скоростях 140-150 км/ч, а касание поверхности - на 110-120 км/ч. Активность экипажа во время выполнения посадки не превышала обычной и считалась более простой по сравнению с B-71.

Что касается полета, то во время разворотов A-300 вел себя нормально; было установлено, что эффективность рулей направления и нагрузки на них были хорошо согласованы. Лишь на элеронах усилия превысили требуемые значения, и компании было предложено модифицировать механизмы системы управления. В ходе летных испытаний было выполнено пикирование, во время которого была достигнута скорость 526 км/ч (по бортовому указателю скорости); во время пикирования поведение самолета в воздухе было устойчивым, трясок и вибраций не наблюдалось.

Балансировка была хорошей и, хотя стабильность не была измерена, испытания дали понять, что A-300 был более устойчивым, чем Avia B-158 и B-71. В целом A-300 имел схожие характеристики управляемости с Aero A-204. Полет на одном двигателе был возможен с убранными закрылками и основными стойками шасси. В данной конфигурации был все еще возможен небольшой набор высоты. С выпущенными стойками шасси самолет терял высоту. С одним работающим двигателем допускалось совершать посадку с убранными закрылками.

Сотрудников VTLÚ приятно удивил тот факт, что положение выдвижной башни не влияло на летные характеристики, поскольку при ее подъеме ожидалось их ухудшение. Не оправдались некоторые опасения, возникшие из-за того, что крыло было изготовлено неразъемным. Выбор неразъемного крыла затруднял сборку или демонтаж в случае вынужденной посадки или даже на полевом аэродроме, где отсутствует специальное оборудование. Однако неразъемное крыло имело преимущества в плане прочности и веса и, в конечном итоге, было принято представителями VTLÚ. Возможность транспортировки крыла была подтверждена с помощью стандартного грузовика L.T.V.37, перевезшего данное крыло из расположенного в Летнянах аэродрома VTLÚ в Высочаны на заводской аэродрома компании Aero. Дорога, по которой везли крыло, были полна довольно крутых поворотов.

Само собой разумеется, что прототип также имел различные недостатки и дефекты.

В заключительной части отчета было сказано, что самолет обладал хорошими летными характеристиками - в этом плане Aero A-300 превосходил все чехословацкие самолеты данного типа. В качестве главного недостатка была указана слишком большая длина разбега, требуя аэродромной площадки с размерами 800 × 1000 метров - очевидно в этом пункте сохранялись требования к более медленным бипланам. Хотя A-300 был не самым сложным боевым самолетом Чехословакии, специалисты VTLÚ оценили относительную простоту обоих двигателей и их установку и осмотр, а также пилотирование машины.

19 и 20 сентября 1938 года в Малачках (Malacky), Словакия, II отделением VTLÚ было испытано установленное на борту A-300 вооружение. По наземным целям велся огонь из переднего и заднего пулеметов. Оружие функционировало вполне удовлетворительно. При стрельбе очередями у переднего пулемета была обнаружена более сильная вибрация, вызванная большим зазорами в зубчатой передаче подвижной рамки. Её компенсация оказалась недостаточной; кроме того, размещение пулемета в походном положении было оценено как неудовлетворительное и было оценено как неудобное. У подъемного люка нижней стрелковой позиции была обнаружена недостаточная жесткость рычага управления механизмом. Во время рулежки по песчаной полосе аэродрома в Малачках песок попадал в щели в остеклении передней пулеметной позиции и в хвостовую стойку шасси; песок также попадал и в пулеметы, расположенные относительно низко над землей.

9 ноября 1938 года - уже после оккупации немцами части территории Чехословакии - военный комитет MNO провел дискуссию по данному самолету, результатом которой стал ряд выводов. Бомбардировщик Aero A-300 был признан прошедшим испытания (на дату проведения дискуссии) и время с начала разработки машины считалось очень коротким. Было положительно отмечено, что бомбовая нагрузка была выше, чем указано в требованиях. Комиссия также положительно отметила совершенство системы сброса бомб, технический уровень системы уборки шасси, конструкция которого была разработана компанией Aero и оперативную готовность машины.

В качестве недостатков были отмечены плохой обзор в стороны у стрелка-радиста и ограниченное пространство у стрелка выдвижной башни. Шум от двигателей было предложено уменьшить выведением выхлопных труб над крылом по типу B-71. По мнению комиссии A-300 оказался предпочтительнее B-71 как по внутренней компоновке, скорости и грузоподъемности, так и в большей дешевизне производства. Чехословацкие офицеры, которые имели возможность выполнять полеты на самолетах данной категории, таких как Bristol Blenheim, Fokker G-1 и Potez 63, отмечали превосходство характеристик A-300.

После представления докладов для членов комиссии были выполнены два демонстрационных полета. К этому времени самолет в 117 полетах провел в воздухе 49 часов.

Комиссия MNO пришла к единодушному заключению признать, что в нынешнем виде A-300 соответствует техническим требованиям MNO No.21264-dův.-V/3 odd. 1938, и принять машину данного типа на вооружение. На первом этапе планировалось заказать опытную партию из 10-15 экземпляров. При этом компании-производителю было предложено заменить в конструкции самолета импортные хромомолибденовые трубы на маннесманновские (конструкции Mannesmann AG - ныне несуществующего немецкого концерна по производству труб; byakin), которые хотя и были менее прочными, но изготавливались в Чехословакии. Производство деревянного крыла должно быть передано компании ČKD Praga. Компания Walter, которая уже получила лицензию на производство двигателей, должна была изготовить моторы, качество которых не уступало бы британскому оригиналу. В соответствии с новыми инструкциями по обозначению летательных аппаратов Aero A-300 должен был быть обозначении как "самолет-бомбардировщик B-72".

Также самолет должен был быть лишен грифа секретности и разрешен для продажи за рубеж. Дело в том, что ряд иностранных государств проявил заинтересованность в A-300: уже в сентябре 1937 года, когда еще не был изготовлен прототип, компания Aero направила Греции свое предложение. После переписки с указанием некоторых данных о летных характеристиках 1 декабря 1938 года в Афины министерству авиации Греции было отправлено официальное предложение. Документация самолета, подготовленная в соответствии с распоряжением MNO No.21.501-111/1. odd. 1938, была запрошена американским военным атташе в декабре 1938 года.

К этому времени программа создания A-300 в усеченной Чехословакии подходила к концу. На защиту суверенитета страны "трехсотка", подававший большие надежды истребитель B-35 и ряд самолетов других типов уже не могли встать. После оккупации Чехословакии нацистской Германией приемочных протоколах оккупантов появились записи о A-300, из которых вытекало, что были конфискованы один прототип и два A-300, которые еще находились в постройке. Прототип, на поверхности которого были нанесены отвратительные нацистские знаки, в течение некоторого времени оставался на аэродроме Летняны, а затем, предположительно, испытывался в Бремене компанией Focke-Wulf, где карьера этой машины и закончилась…

Хотя Aero A-300 и не был запущен в серийное производство, тем не менее, он заслуживает внимания как одна из самых прогрессивных конструкций инженера Антонина Хусника. В те годы смешанная конструкция уже не соответствовала передовым достижениям, однако данное техническое решение было выбором представителей MNO и соответствовало возможностям отечественной авиастроительной промышленности.

16 декабря 1936 года компания Aero, опираясь на опыт работ с компанией Rohrbach по созданию металлического крыла для A-42 и на опыт постройки самолетов A-102 и MB-200, предложила цельнометаллический вариант A-300. Однаок оствается вопрос: насколько реализуемо было данное решение, особенно если учитывать сложности, возникшие с организацией серийного производства цельнометаллических бомбардировщиков СБ. В конечном итоге самолеты смешанной конструкции со значительным использованием дерева (знаменитые истребители конструкции Александра Яковлева), оставались в производстве в течение всей Второй Мировой войны даже при большом объеме алюминиевых сплавов.

A-300 был двухмоторным низкопланом смешанной конструкции с двухкилевым хвостовым оперением, убирающимися основными стойками шасси и рассчитанного на экипаж из четырех человек. Это был самолет т.н. единого типа, способный действовать как бомбардировщик и как самолет-разведчик.

Крыло самолета было неразъемны; оно имело трапециевидную форму с закругленными законцовками. Крыло имело цельнодеревянную двухлонжеронную конструкцию с обшивкой из бакелизированной фанеры. Пояса лонжеронов были изготовлены из ели, стойки - из фанеры; пояса и стойки были соединены между собой бакелитовым клеем. Лонжероны, соединенные между собой фанерными силовыми элементами, образовывали работавшую на кручение жесткую кессонную конструкцию.

Для увеличения жесткости крылапо диагонали была расположена обшивка, изготовленная из волокнистой фанеры и пропитанная бакелитовой смолой. Поскольку в те годы в Чехословакии не было опыта работ с данной технологией, то фанеру пришлось импортировать из-за рубежа; непрерывность обшивки крыла нарушали только контрольные отверстия, расположенные на его нижней поверхности.

В конструкции крыла использовался очень толстый профиль крыла, возможно разработки компании Aero. У корневых частях крыла его относительная толщина составляла 22%, у законцовок - 16%. Угол установки крыла на участке от корневых частей до двигателей составлял 2°, а на участке от двигателей до законцовок он увеличивался до 8°.

Статически и динамически сбалансированные щелевые элероны имели деревянный силовой набор с задней кромкой, образованной натянутым стальным кордом. В качестве обшивки элеронов использовалось полотно. Элероны с помощью шарикоподшипников были прикрепрены к трем петлям на нижней поверхности крыла; уравновешивающие грузы были размещены на нижней стороне в двух местах. Элероны, оснащенные регулируемыми на земле балансировочными поверхностями, управлялись при помощи тяг.

Состоявшие из двух частей закрылки щелевого типа имели дюралюминиевый силовой набор. С помощью гидравлического цилиндра закрылки могли отклоняться на любой угол; максимальный угол отклонения закрылков был равен 60°. Гидроцилиндр был расположен на оси самолета и был соединен с закрылками с помощью тросов и роликов. Отклонение в градусах устанавливалось ручным указателем, расположенным на правой стороне приборной доски.

Силовой набор фюзеляжа представлял собой ферменную конструкцию, сваренную из стальных хромо-молибденовых труб. Для придания обтекаемой формы к ферме крепились вспомогательных шпангоуты из дюралюминия и деревянные стрингеры,после чего собранная конструкция покрывалась полотном.

Стальные хромо-молибденовые трубы импортировались из Швеции, где они изготавливались компанией Sandvicken. Застекленная органическим стеклом дюралевая монококовая оболочка в передней части корпуса могла быть легко демонтирована.

Помимо полотна в обшивке фюзеляжа использовался также и дюралюминий: за кабиной пилота в районе выдвижной пулеметной башней, панель над бомбовым отсеком, усиления в районе нижней стрелковой позиции и массивные аэродинамические переходы (зализы) от крыла к фюзеляжу.

Экипаж попадал в самолет при помощи металлических лестниц: первые три члена экипажа (пилот, бомбардир-наблюдатель-стрелок и стрелок) через дверь в полу фюзеляжа, четвертый (стрелок-радист) через боковую дверь на левой стороне фюзеляжа.

Хвостовое оперение имело металлический силовой набор и покрывалось полотняной обшивкой. Хвостовое оперение самолета было двухкилевым с почти круглыми вертикальными плоскостями.

Стабилизатор и два руля высоты имели основу из дюралюминия и полотняную обшивку. Статически и динамически сбалансированные рули направления были сварены из стальных труб и покрыты полотном.

На задних кромках рулей направления были расположены балансировочные поверхности, которыми пилот мог управлять в полете при помощи механических ключей, расположенных в кабине над его головой. Так также находились индикаторы положения балансировочных поверхностей.

Задняя кромка рулей высоты - вне зоны размещения балансировочных поверхностей - была армирована стальной нитью ⌀1 мм. Относительно небольшие рули направления отклонялись в диапазоне углов ±20°.

Управление рулями высоты и элеронов осуществлялось с помощью штурвала, расположенного слева (как и сиденье пилота), и было простым. Отклонение рулей высоты осуществлялось при помощи двойных направляющих роликов и двойных тросов; управление элеронами осуществлялось через систему тяг.

Педали, с помощью которых осуществлялось управление рулями направления, могли быть отрегулированы в зависимости от роста пилота. Данная возможность была учтена в цепи управления автопилотом Sperry.

Шасси самолета было классического типа с относительно большим расстоянием между колесами основных стоек (4,80 м). Гидравлическая система уборки основных стоек шасси была конструкции компании Pantof и была подобна гидравлической системе компании Messier. Колеса основных стоек убирались назад в моторные гондолы и лишь небольшие части колес находились в воздушном потоке.

На правой стороне приборной панели пилота находились световая индикация положения основных стоек шасси: красные лампочки постояно горели, если стойки были убраны, и зеленые лампочки - если выпущены. В случае, если мощность работающих двигателей значительно уменьшалась и основные стойки шасси были убраны, в кабине срабатывал звуковой сигнал клаксона.

Ниши основных стоек шасси были закрыты двумя створками, привод которых был механически связан с системой уборки стоек. Шины основных стоек шасси были низкого давления и имели размеры 900 × 300 мм. Основные стойки шасси были оснащены пневматическими тормозами, управлявшимися при помощи рачага, расположенного на штурвале, и дифференцированно отклонением ножных педалей. Прототип был оснащен колесами от бомбардировщика B-71, которые были предоставлены компании Avia представителями MNO.

Хвостовое колесо также было оснащено шиной низкого давления; диаметр шины был равен 380 мм. Колесо было сделано из электропроводящего материала для заземления самолета во время рулежек. Хвостовая стойка шасси была поворотной относительно вертикальной оси. Хвостовая стойка автоматически приводилась к среднему положению (по оси самолета) и могла быть заблокирована пилотом.

На прочных двойных опорах основных стоек шасси были расположены проушины для буксировки самолета. Другие проушины были установлены на нижней поверхности внешних секций крыла и под задней частью фюзеляжа.

На прототипе были установлены два британских радиальных девятицилиндровых двигателя воздушного охлаждения Bristol Mercury IX, развивавших на высоте 4400 метров при 2750 об/мин мощность 610 кВт (830 л.с.) и имевших рабочий объем 24,9 литров. Правый двигатель имел заводской номер 41 574 и вес 476,7 кг; левый двигатель - 41575 и 481,3 кг соответственно. Двигатели при помощи эластичных прокладок были присоединены к моторным рамам, сваренным из хромо-молибденовых труб.

В соответствии с требованиями простоты сборки и разборки каждая моторная рама крепилась к крылу при помощи пяти штифтов. Все трубы и тяги, проходившие через огнестойкую металлическую перегородку, могли быть легко отсоединены.

В передних частях аэродинамических кольцевых капотов NACA были расположены выхлопные коллекторы. Задние части капотов были оснащены отклоняемыми заслонками (дефлекторами) для регулировки температуры двигателей.

Двигатели приводили во вращение трехлопастные металлические винты de Havilland-Hamilton диаметром 3,3 метра; с помощью гидравлического привода двигатели можно было регулировать в полете и устанавливать в два положения: для набора высоты (у поверхности земли) при 2 200 об/мин и для полета на высоте 3 800 метров при 2 650 об/мин. Правый винт имел заводской номер 41 679, левый - 41 680. Пропеллеры были соединены с двигателями при помощи редукторов с передаточным числом 1:2. Двигатели были оснащены механическими стартерами Bristol Eclipse.

В каждой противопожарной перегородке был установлен огнетушитель с распылытелем. Рычаги управления тягой двигателей были расположены слева от пилота.

Силовая установка, в т.ч. и капоты с отклоняемыми заслонками на их задних кромках и пропеллеры имели британское происхождение и должны производиться по лицензии.

Топливная система самолета состояла из трех баков, который были изготовлены из листового дюралюминия и имели общий объем 926 литров (2 × 296 + 334). Топливные баки были расположены в крыле между фюзеляжем и двигателями. Потенциально баки могли быть модернизированы установкой защиты бака от боевых повреждений (протектирование).

В бомбоотсеке можно было подвесить дополнительные баки, увеличив запас топлива (в варианте самолета-разведчика) до 2250 литров. Крыльевые баки были снабжены крышками Relumit для наполнения топливом под давлением. Выводы магистралей топливной системы были адаптированы для быстрого слива содержимого как в восходящем, так и в нисходящем полете.

Маслобаки объемом 112 литров были расположены в моторных гондолах за противопожарными перегородками. Баки были снабжены фильтрами и электрическими нагревателями, предназначенными для ускорения запуска двигателей в холодную погоду.

Электрическая сеть запитывалась от двух динамо-машин мощностью по 1200 Вт, который были подключены к двигателям. Другим источником был аккумулятор емкостью 45 А×ч. В число потребителей электроэнергии входили (или планировалось подключить) радиостанции, электронагреватели масла, бортовой телефон, трубка Пито, освещение рабочих мест всех членов экипажа, обогреватели, два посадочных огня на левой консоли крыла и габаритные огни, установленные в положенных местах; задний габаритный огонь белого цвета был закрыт большой прозрачной крышкой и находился в крайней задней точке фюзеляжа.

Гидравлическая система осуществляла уборку основных стоек шасси (а также соединенных с ними створок ниш) и закрылков. Гидравлический насос высокого давления приводился в действие двигателем. Также можно использовать аварийный насос, работавший на мускульной силе пилота самолета.

Пневматическая система была аналогична установленной на бомбардировщике MB-200 и обеспечивала подкачку колес, их торможение, открытие створок бомболюка, подъем стрелковой башни и работу пневмопочты, обеспечивавшей связь между членами экипажа, расположенными в разных концах машины. Для аварийного выпуска основных стоек шасси мог быть использован воздушный аккумулятор.

Рабочее место пилота было оснащено полным комплектом оборудования, предназначенного для управления самолетом: указателем скорости, высотомером Kolsmann, указателем поворота и скольжения, вариометром, компасом Klevin vz. 36, авиагоризонтом Sperry и гирополукомпасом. Для управления двигателями у пилота были электрические тахометры Jaeger, указатели давления и температуры масла, указатель давления топлива и электрический указатель уровня топлива.

На борту самолета были размещены две радиостанции: основная vz.36, работавшая на длинных и коротких волнах, и вспомогательная коротковолновая vz.35. В состав оборудования самолета также входили упомянутые выше телефон и пневматическая почта. Каждый член экипажа должен был быть оснащен парашютом и кислородным прибором vz.35 с двумя восьмилитровыми баллонами. На правой стороне кабины пилота была размещена коробка с сигнальным пистолетом.

Оборонительное вооружение самолета состояло из трех 7,92-мм пулеметов vz.30; боезапас переднего пулемета составлял 300 патронов, верхнего и нижнего - по 400 патронов. Все пулеметы имели ленточное питание с гибкой лентой. У переднего и верхнего пулеметов боезапас размещался в коробчатых патронных ящиках, тогда как у нижнего в специальном барабане. Пустые гильзы и звенья лент должны были свободно падать на пол стрелковых позиций и не мешать перемещениям членов экипажа.

Передний пулемет был снабжен коллиматорным прицелом vz.38, рулевым приводом и гильзоотводом производства завода ČZ Strakonice (Česká zbrojovka Strakonice - Чешский оружейный завод в Страконице). Передний пулемет мог отклоняться на 50° вверх, на 45° вниз и на 20° в стороны. Верхний пулемет, установленный на трегере vz.38, был оснащен коллиматорным прицелом; нижний пулемет был оснащен двумя прицелами: электрическим vz.37 в качестве основного и оптическим (коллимторным) в качестве вспомогательного. При использовании электрического прицела нижний пулемет мог отклоняться на 30° вверх, на 34° вниз и на 20° в стороны; при использовании коллиматорного прицела секроты обстрела уменьшались.

В центральной части фюзеляжа находился бомбоотсек со створками Pantof vz.35. Самолет мог нести до 1 000 кг бомб. Были предусмотрены следующие варианты размещенной внутри фюзеляжа бомбовой нагрузки:

ЛТХ:

Модификация	А-300
Размах крыла, м	19.20
Длина, м	13.50
Высота, м	3.55
Площадь крыла, м2	45.50
Масса, кг
пустого самолета	3955
нормальная взлетная	6040
Тип двигателя	2 ПД Bristol Mercury IX
Мощность, л.с.	2 х 820
Максимальная скорость , км/ч	456
Крейсерская скорость , км/ч	430
Перегоночная дальность, км	2200
Практическая дальность, км
в роли бомбардировщика	1400
в роли разведчика	1800
Практический потолок, м	8300
Экипаж, чел	4
Вооружение:	три 7,92-мм пулемета wz. 30 на турели бомбовая нагрузка - до 1000 кг

Доп. информация :

Чертеж "Aero A-300 (1)"
Чертеж "Aero A-300 (2)"
Чертеж "Aero A-300 (3)"
Фотографии:

A.300

A.300

A.300 ВВС Чехословакии

A.300

A.300

A.300

A.300

A.300

A.300

A.300 Люфтваффе

A.300 Люфтваффе

Надфюзеляжная турель A.300

Схемы:

A.300

Компоновочная схема

Варианты окраски:

A.300 (c) Richard Ward