Длина, мм 2006 2610 2610 2680 2668 2740 Ширина, мм 830 830 830 770 1008 Высота/диаметр, мм 1290 1156 1167 1160 1142 1203 Сухая масса, кг 1010 910 915 910 825 975 Стартовая мощность, л.с./кВт-мин – 1 1730/1273- 1750/1288-2700 1670/1229- 1750/1288- 1900/1398- 1820/1339-2700 2700 1580/1163-2500 2700 2700 2700 1675/1232-2500 Боевая мощность, л.с./кВт-мин – 1 1500/1104- 1620/1192-5700 1510/1111- 1580/1163- 1550/1140- 1400/1030-10000 2400 5700 2500 2500 2500 10020 То же с впрыском, на выс. л.с./кВт-м 5300 0,52(0,71) 1450/1067- 1590/1170- 1600/1177- 0.54(0,73) 39,3(28,9) 7300 6300 7000 40,9(30.1) Высота падения мощности, м 0,58(0,79) 7300 9200 11000 40,6(31.0) 0,55(0,74) 0,53(0,71) 0,43(0,58) Удельная масса, кг/л.с.(кг/кВт) 39,3(28,9) 39,3(28,9) 42,7(30,1) Удельная мощность, л.с./л (кВт/л) Топливо, октан. ч. С3(100) В4(87) В4(87) В4(87) С3(100) С3(100) Мин. расход топлива, г л.с./ч (г кВт/ч) 200(272) 205(279) 205(279) 215(292) Применялся Fw 190V12, Fw 190B-0, Fw 190B-1 Fw 190V13, V14,V18,V26, V27, Fw 190D-14 Fw 190V16 Fw 190V16 Fw 190V32 (Та 153) Fw 190V16, V20-21, Ta 152V6-8, V13, V16-18, V22-24, V26, V28, Та 152C1 Комментарии Высотные характеристики поправлены с помощью GM1 Боевая мощность с MW 50 на высоте 10000 м — 950 л.с./698 кВт при 2700 мин – 1с турбонаддувом ТК 11 «Хирт» Боевая мощность на высоте 15000 м 590 л.с./434 кВт при 2700 мин – 1

Рулевое управление

Продольная стабильность самолета регулировалась с помощью изменения руля атаки горизонтального стабилизатора. Нормальное положение стабилизатора имело угол атаки +2 гр, а диапазон регулировки составлял от +4гр до -1гр. Рули высоты приводились в движение с помощью тяг и качалок с дифференциальными ограничителями у основания ручки управления. Рули высоты отклонялись в диапазоне от +30 гр до -25гр. Руль направления приводился в движение с помощью регулируемых по длине толкателей с дифференциальными ограничителями. Руль направления отклонялся на 30° вправо и влево.

Элероны приводились в движение толкателями и подвешивались к заднему лонжерону крыла. Угол отклонения составлял 17гр вниз и вверх.

Закрылки приводились в движение трехпозиционной веретенной передачей. В полете закрылки находились в убранном положении, при взлете их устанавливали в положение -11гр, а при посадке -58гр. Положение закрылков показывалось на градусной шкале и на 12-ламповом контрольном щитке.

Шасси самолета

Шасси почти такое же, как на А-9. Убиралось шасси с помощью электрического привода и дополнительного пружинного толкателя. Амортизирующие стойки типа ЕС с электрическим и механическим указателями положения. Ступицы колес VDM 8-2056C-3/D-3 с камерами высокого давления размером 740x210 мм. Колея 3500 мм. Хвостовое колесо убиралось с помощью тяги, сопряженной с правой стойкой главного шасси. Вилка хвостового колеса могла вращаться в диапазоне 360 гр. Имелся блокиратор вилки, который использовался при разбеге и пробеге. Хвостовое колесо KPZ/8-3512B-2 размером 380x150 мм. Тормоза главного шасси типа «Дуо-Серво» включались с помощью педалей. Шасси имело электромеханический замок, приводившийся в действие из кабины пилота. Внутренние створки колесной ниши были подвижные, а при наличии бомбодержателя ETC 501 или ETC 504 автоматически блокировались.

Двигательная установка

Самолет оснащался двигательным агрегатом Junkers 9-8213Е1 с двигателем Jumo 213A-1.

Водяной радиатор кольцевидный, состоящий из двух сегментов. Суммарная лобовая поверхность радиатора около 65 дм^2. Антифриз находился в двух баках общей емкостью 115л, расположенных справа и слева от двигателя. Поток воздуха через радиатор регулировался термостатом VDM.

Маслорадиатор представлял собой теплообменник, охлаждаемый набегающим потоком воздуха.