Реактивные самолеты мира

I.A.M.E.33 «Пульки́» II

июнь 1950

^{Первый опытный образец одноместного истребителя «Пульки» II.}

Самолет «Пульки» II был сконструирован профессором Куртом Танком, бывшим техническим директором немецкой фирмы «Фокке-Вульф». Несколько опытных образцов самолета было построено аргентинской государственной фирмой «Индустриас Аэронаутикас и Меканикас дель Эстадо» в Кордобе. При разработке самолета «Пульки» II был использован большой опыт, полученный немецкой авиационной промышленностью за годы войны, что позволило создать передовую современную конструкцию. Самолет «Пульки» II имеет ряд конструктивных особенностей, характерных для проектов немецких реактивных истребителей последнего периода войны, в частности истребителя Фокке-Вульф Та 183.

Первый опытный образец самолета «Пульки» II, совершившего полет 27 июня 1950 г., имел один турбореактивный двигатель Роллс-Ройс «Нин» 2 с тягой 2075 кг, установленный позади кабины летчика в сравнительно коротком фюзеляже, срезанном под хвостовым оперением. Высокорасположенное крыло имело стреловидность 40°, а вертикальное хвостовое оперение – 50°, что было сделано из соображений размещения плоскостей управления на достаточном удалении от центра тяжести для обеспечения удовлетворительной балансировки. С целью избежания попадания на горизонтальное хвостовое оперение турбулентного потока с высокорасположенного крыла оно было установлено на самой верхушке киля.

Опытный образец самолета «Пульки» II имел максимальную скорость на высоте 5000 м', равную 1045 км/час; его скороподъемность у земли равнялась 29,8 м/сек, практический потолок – 15 090 м. Вес пустого самолета составлял 3600 кг, взлетный вес – 5550 кг. Размеры самолета следующие: размах крыла 10,6 м, длина 11,6 м, высота 3.3 м, площадь крыла 25 м². Вооружение самолета состояло из четырех 20-мм пушек. Два опытных образца самолета были разрушены во время летных испытаний; предполагавшийся серийный вариант самолета должен был иметь мощный турбореактивный двигатель с осевым компрессором и системой дожигания, который должен был обеспечить самолету максимальную горизонтальную скорость около 0,98 Ма.