B-25 Mitchell - Opis konstrukcji

OPIS KONSTRUKCJI

Samolot North American B-25C Mitchell MkII był wielkomiejscowym, dwusilnikowym, średnim samolotem bombowym zbudowanym w układzie średniopłata z chowanym podwoziem o konstrukcji całkowicie metalowej.

KADŁUB był półskorupowy, o zmiennym przekroju, usztywniony żebrami i podłużnicami z pracującym, nitowanym poszyciem. Bogato oszklony przód kadłuba mieścił stanowisko bombardiera-strzelca. Kabina pilotów, kryta osłoną ze szkła organicznego, mieściła z lewej strony fotel pierwszego pilota, a z prawej - drugiego pilota. Stanowiska obu pilotów wyposażone były w urządzenia sterownicze (wolanty i orczyki). Pod kabiną pilotów znajdowała się komora podwozia przedniego. Między lukiem przedniego koła a lukiem bombowym znajdowała się otwierana na zewnątrz ku przodowi klapa (właz) z wysuwanym ku dołowi stopniem. Z przedniego włazu korzystali przy wchodzeniu i opuszczaniu samolotu obaj piloci i bombardier. Korytarz (tunel) prowadzący z włazu do pierwszej kabiny bombardiera był niski i wąski, gdyż przebiegał obok komory przedniego koła. Trzeba było się w nim czołgać bez spadochronu. Między kabiną pilotów a komorą bombową znajdowało się stanowisko nawigatora. Bombardier był również nawigatorem. Widoczność z tego stanowiska umożliwiały dwa boczne okna - po jednym z każdej strony. W górnej części tej kabiny była zamykana przez dwuczęściowe drzwi. Nad komorą bombową znajdowało się niskie przejście do tylnej części kadłuba, gdzie za komorą bombową umieszczone dwie wieże strzeleckie Bendix.

Wieża dolna była nieoszklona. Wysuwano ją tylko w czasie akcji bojowej. Podczas lotu i na ziemi była schowana w spodzie kadłuba. Sterowana była przez radiotelegrafistę, który jednocześnie pełnił funkcję dolnego strzelca. Dolna wieża obrotowa miała ograniczone pole ostrzału do przodu ze względu na konieczność zabezpieczenia śmigieł przed wystrzeliwanymi z niej pociskami. W płaszczyźnie pionowej tory pocisków biegły w odległości 0,38 m od kręgów śmigieł, a w płaszczyźnie poziomej przebiegały 0,48 m pod nimi.

W prawej burcie kadłuba w pobliżu stanowiska radiotelegrafisty znajdowały się dwa okna, trzecie okno było bardziej z przodu i nieco powyżej płata. Lewa burta tej części kadłuba nie miała okien. Za wieżą dolną umieszczono w spodzie kadłuba drugi właz, otwierany podobnie jak przedni. Przeznaczony był dla górnego strzelca i dolnego strzelca-radiotelegrafisty. Dalszą część kadłuba zajmowało stanowisko kamery fotograficznej. W obu burtach tej części kadłuba znajdowały się dwa prostokątne okna. Zwężający się stopniowo kadłub był zakończony owiewką ze szkła organicznego. 

Niektóre samoloty Mitchell MkII (B-25D) miały w ogonie dodatkowe stanowisko strzeleckie. Przeźroczysta owiewka zachowywała wtedy przedni obrys, miała jedynie wycięty otwór, przez który wystawiana była lufa karabinu maszynowego. Pod ogonową częścią kadłuba po lewej stronie umieszczono łódkę gumową napełnianą awaryjnie gazem z butli. Wnętrze kadłuba miała izolację cieplną i dźwiękochłonną.

PŁAT był trójdzielny o podwójnym wzniosie (w literę M). Centropłat był dwudźwigowy i tworzył jednolitą całość z kadłubem, natomiast odejmowane części płata były jednodźwigarowe. Centropłat miał obrys trapezowy, podobnie jak odejmowane części płata, których zakończenia były zaokrąglone. Płat przy nasadzie miał profil NACA 2307, a przy końcu NACA 4409. W płacie umieszczono grodzie wodoszczelne zapewniające czasową pływalność samolotu. Do centropłata mocowane były gondole silnikowe. Na krawędziach natarcia skrajnych części płata znajdowały się otwory wlotowe do chłodnic oleju. Otwory wlotowe chłodnic, podobnie jak i wylotowe, znajdowały się w zasięgu zaśmigłowych strug powietrza. Na prawym skrzydle dolna krawędź otworu wlotowego była wysunięta ku przodowi, a nad otworami wylotowymi na górnej powierzchni prawego skrzydła umieszczono kieszenie odsysające. Płat był wyposażony w dwuczęściowe klapy poszerzające Fowlera. Lotki były kryte impregnowane płótnem i wyposażone w trymery. Obok wlotów powietrza do chłodnic umieszczono na krawędzi natarcia każdego skrzydła po jednym reflektorze.
USTERZENIE samolotu było wolnonośne z podwójnym statecznikiem pionowym. Konstrukcja usterzenia była metalowa, pokrycie sterów płócienne. Oba stery kierunku oraz obie połówki steru wysokości były wyposażone w trymery. Odległość między osiami sterów kierunku wynosiła 6,756 m.
PODWOZIE trójkołowe z kołem przednim miało amortyzację olejowo-powietrzną. Podwozie przednie samonastawne z jednym kołem firmy Hughes o średnicy 0,760 m, osadzonym na półwidelcu, wyposażono w tłumik drgań shimmy. Pojedyncze koła podwozia głównego o średnicy 1,119 m firmy Goodyear wyposażone w dwutarczowe hamulce hydrauliczne, osadzono na półosiach po zewnętrznych stronach goleni. Koło przednie było wciągane w kadłub, a koła główne w gondole silnikowe ( w kierunku do tyłu) - za pomocą mechanizmu hydraulicznego. Komorę podwozia przedniego zamykały dwie niesymetryczne osłony. Podwozie główne po wciągnięciu zakrywały dwie duże osłony symetryczne i jedna mała asymetryczna (otwierana w boku ku kadłubowi). Przy zupełnie wypuszczonym podwoziu obie jego osłony zamykały się tak, że otwarta pozostawała jedynie mała osłona podwozia przedniego i małe, asymetryczne osłony podwozia głównego, co poprawiało właściwości aerodynamiczne samolotu przy starcie i lądowaniu.
Na wypadek uszkodzenia instalacji hydraulicznej zastosowano awaryjny mechaniczny system wypuszczania podwozia. Składał się z odrębnych mechanizmów dla koła przedniego i dla kół głównych. Wypuszczenia kół głównych można było dokonać za pomocą obrotów korbką umieszczoną przy stanowisku radiowym. Awaryjne wypuszczanie koła przedniego odbywało się podobnie za pomocą korbki umieszczonej w kabinie bombardiera. Na tablicy przyrządów pokładowych znajdował się wskaźnik położenia podwozia i jego osłon, a także sygnalizator akustyczny uprzedzający pilota o tym, że podwozie po wypuszczeniu nie zostało zaryglowane. Uruchomienie hamulców odbywało się za pomocą pedałów typu noskowego. Podwozie wyposażono również w hamulec postojowy. Rozstaw kół podwozia głównego wynosił 5,89 m, odległość między osią kół podwozia głównego a osią koła przedniego wynosiła 4,84 m.
ZESPÓŁ NAPĘDOWY. Do napędu samolotu Mitchell MkII zastosowano dwa czternastocylindrowe silniki Wright Cyclone R-2600-13 zbudowane w układzie podwójnej gwiazdy, chłodzone powietrzem i wyposażone w dwustopniową sprężarkę. Silniki napędzały trójpłatowe metalowe śmigła Hamilton Standart-Hydromatic o średnicy 3,835 m. Zakres zmiany skoku roboczego łopat śmigła wynosił 22-43. Skok łopat był sterowany hydraulicznie. Przestawienie łopat śmigła z położenia roboczego w położenie "w chorągiewkę" (90stopni) trwało 4-5 sekund.
Łoże silnika było spawane z rur stalowych. Silnik mocowano do łoża na siedmiu amortyzatorach dobrze tłumiących drgania. Obudowa każdego silnika składa się z pierścienia NACA i 13 osłon.
Wlot powietrza do gaźnika usytuowany był na górze silnika i dobrze wpisany w jego osłonę. Przednia dolna część kanału wlotowego stanowiła przedłużenie osłony silnika i była zaopatrzona w otwór z przesłoną. Dzięki temu otworowi kanał ssący gaźnika mógł być połączony z podosłonową przestrzenią zasilnikową lub bezpośrednio z atmosferą. Przy zamkniętej przesłonce powietrze przechodziło z podosłonowej przestrzeni zasilnikowej, gdzie ulegało ogrzaniu, do kanału ssącego, a przy otwartej przesłonce było pobierane z atmosfery i wtedy jego temperatura była równa temperaturze otaczającego powietrza. Sterowanie przesłoną odbywało się z kabiny pilota za pomocą odpowiedniej linki.
Regulacja chłodzenia silników odbywała się za pomocą żaluzji sterowanych hydraulicznie. W celu zapobieżenia przechłodzeniu silników zalecano zakładanie zimą żaluzji czołowych. W polskich samolotach Mitchell MkII stosowano dwa systemu odprowadzania spalin: bezpośredni - w samolotach serii FV (B-25D), gdzie rury wydechowe były wyprowadzone promieniście z cylindrów przez osłony silników oraz kolektorowy - w samolotach serii FL (B-25C), gdzie kolektor spalin znajdował się w przestrzeni części osłony silnika, a wylot skierowany był z zewnętrznej strony silników pod skrzydło.
DANE TECHNICZNE silnika Wright Cyclone R-2600-13; średnica cylindra - 155,6 mm; skok tłoka - 160,3 mm; objętość skokowa wszystkich cylindrów - 42,7dm3; stopień sprężania - 6,9; stopień redukcji obrotów - 0,562; kierunek obrotów wału korbowego i śmigła - prawy; przekładnia sprężarki: na I biegu - 7,06; na II biegu - 10,06; masa silnika suchego - 900 kg; powierzchnia czołowa silnika - 1,49 m2; minimalna prędkość obrotowa - 500obr/min; przelotowa prędkość obrotowa - 1550obr/min; maksymalna prędkość obrotowa (podczas nurkowania) - 2880obr/min.
Moce silnika (wartości w nawiasach odnoszą się do Ii biegu sprężarki) były następujące:
Moc startowa - 1251 kW przy prędkości obrotowej 2600obr/min.
Moc nominalna 1184 (996,3) kW przy 2400obr/min na wysokości 2040 (3960) m.
Moc bojowa (5min) - 1251 (1067,2) kW przy 2000obr/min na wysokości 1370 (3660) m.
Silniki wyposażone były w gaźniki typu Holley 4685 N.

INSTALACJA PALIWOWA. Paliwo rozmieszczono w centropłacie w 4 zbiornikach o łącznej pojemności 2211 dm3 (2200 dm3). Zbiorniki stałe w centropłacie były wykonane z gumy samouszczelniającej. Pojemność łączna dwu zbiorników każdej grupy wynosiła 1281 dm3 (1193dm3). Pojemność zbiorników podane bez nawiasów odpowiadają danym fabrycznym, natomiast w nawiasach podano pojemności zbiorników wg pomiarów wykonanych w NII WWS Krasnoj Armii.
W razie potrzeby dalekiego przebazowania samolot mógł zabierać dodatkowy zespół zbiorników: dwa o łącznej pojemności 378 dm3 w przedniej kabinie bombardiera, dwa o łącznej pojemności 295 dm3 w tunelu łączącym obie kabiny bombardiera-nawigatora i jeden zbiornik 200dm3 nad komorą bombową. Przedni i tylny zbiornik każdej grupy były połączone ze sobą. W łączącym je przewodzie paliwowym umieszczono zawór jednokierunkowy zapobiegający wypływowi paliwa z przedniego zbiornika przy uszkodzeniu tylnego. Każda grupa zbiorników miała zawór przeciwpożarowy sterowany odległościowo oraz pompę elektryczną zapewniającą odpowiednie ciśnienie w przewodach paliwowych podczas startu oraz w lotach na dużym pułapie. Dwie inne pompy elektryczne służyły do przepompowywania paliwa ze zbiorników jednej grupy do drugiej oraz ze zbiornika dodatkowego do głównego. Jedna z pomp pełnika rolę pompy awarynej. Do podania pierwszej porcji paliwa w czasie rozruchu służyła elektryczna pompa zastrzykowa na gaźniku. Rodzaj używanego paliwa: benzyna 4B-78.
INSTALACJA OLEJOWA każdego silnika składała się z jednego samouszczelniającego się zbiornika oleju o pojemności 137 dm3, filtra, dwóch chłodnic oleju, przewodów olejowych i przyrządów kontrolnych. Zbiornik oleju umieszczono za przegrodę ogniową. W każdym zbiorniku był zamontowany kolektor służący do podgrzewania oleju po uruchomieniu silnika. Chłodnice oleju o przekroju kołowym ułożono równolegle po dwie w skrzydle (na zewnątrz gondoli silnikowych) i wyposażono w termostaty. W zależności od temperatury oleju, regulowały one jego przepływ - albo przez żeberka chłodzące, albo z pominięciem ich. Wylot powietrza z chłodnic zaopatrzono w zasłonki do regulacji chłodzenia oleju. Były one sterowane mechanicznie z kabiny pilota. W skład instalacji wchodziło również urządzenie do rozrzedzania oleju benzyną. Normalne ciśnienie oleju wynosiło 0,55-0,62MPa, zaś minimalnie na małym gazie - 0,18MPa.
INSTALACJA HYDRAULICZNA przeznaczona była do uruchomiania mechanizmów chowania i wypuszczania podwozia oraz jego osłon, a także do otwierania, zamykania żaluzji osłon silników i drzwi komory bombowej, przeładowywania kaemów i hamowania kół podwozia głównego. Instalacja miała dwa obwody: główny i hamulcowy. Ciśnienie w instalacji zapewniały dwie pompy napędzane przez silniki i zabudowane po jednej w każdej gondoli silnikowej. Przy niesprawnych silnikach samolotu lub niesprawnych pompach hydraulicznych wystarczające ciśnienie mogła pompa ręczna. W skład instalacji wchodziły również tzw. akumulatory ciśnienia - po jednym dla obwodu głównego i hamulcowego. W przypadku uszkodzenia pomp hydraulicznych lub silników samolotu, pierwszy z akumulatorów zapewniał ciśnienie płynu hydraulicznego wystarczające do uruchomienia klap, żaluzji i ciśnienia w układzie hamulcowym pozwalające na 3-krotne użycie hamulców kół głównych. Ciśnienie cieczy, przy którym otwierał się zawór bezpieczeństwa wynosiło 7,63-8,27 MPa.
INSTALACJA PNEUMATYCZNA służyła do uruchamiania awaryjnego systemu hamulców pneumatycznych kół głównych samolotu. Składała się z butli sprężonego powietrza umieszczonej w kabinie bombardiera, automatycznego zaworu przepływowego dla każdego koła i zaworu sterowalnego dźwignią w kabinie pilotów. Ciśnienie powietrza w butli utrzymywane było na poziomie 2,77 MPa. Ładowanie butli odbywało się na ziemi. Podczas awaryjnego hamowania sprężone powietrze działało wprost na tarcze hamujące kół.
INSTALACJA ELEKTRYCZNA była jednoprzewodowa o przewodach ekranowanych. Napięcie robocze wynosiło 24V. Źródła zasilania stanowiły dwa generatory Bendix Scentilla o mocy 5700 W i dwa akumulatory po 34Ah. Samolot miał gniazdo wtykowe dla zasilania lotniskowego. Rozruszniki zasilane były tylko z akumulatorów pokładowych - nie korzystały z lotniskowego źródła zasilania. Dwie przetwornice prądu zmiennego 115V o częstotliwości 400Hz zasilały lampy ultrafioletowe oświetlające przyrządy kontroli pracy silników i radiokompas. Jedna przetwornica pełniła rolę zapasowej.
INSTALACJA TLENOWA składała się z 6 butli tlenowych o pojemności 40dm3 każda, 8 aparatów tlenowych typu A-9A z ręczną regulacją przepływu tlenu, 5 kompletów masek tlenowych z wężami gumowymi i z przewodów tlenowych wykonanych z duralu. Ciśnienie tlenu w normalnie napełnionej butli wynosiło 2,94 MPa. Ogólny zapas tlenu wynosił 7200 dm3 z czego 800dm3 stanowiło zapas awaryjny. Racjonalna konstrukcja masek tlenowych zapewniała zużycie tlenu w ilości 2,55dm3/min na wysokości 6000 m.
INSTALACJA PRZECIWOBLODZENIOWA. Samolot wyposażono w urządzenia przeciwoblodzeniowe na śmigłach oraz na krawędziach natarcia skrzydeł i usterzenia. Przeciwdziałania tworzeniu się lodu na łopatach śmigieł odbywało się przez zmywanie ich płynem odmrażającym, tłoczonym pompą napędzaną silnikiem elektrycznym. Pojemność zbiornika płynu odmrażającego wynosiła 17dm3, a ciśnienie robocze tego płynu wynosiło 0,01 MPa. Na przednich krawędziach skrzydeł i usterzenia zainstalowano odladzacze systemu Goodrich. Zasada ich pracy polegała na mechanicznym łamaniu lodu przez okresowe wytwarzanie fal na gumowym protektorze, który pokrywał krawędzie natarcia płata i usterzenia. Protektor zasilała powietrzem pompa próżniowa. Ciśnienie powietrza w tym systemie wynosiło 0,05 MPa.
WYPOSAŻENIE PILOTAŻOWE. Kabina pilotów była wyposażona w pełny zestaw przyrządów pilotażowo-nawigacyjnych i kontroli pracy silników. Przyrządy były podświetlane lampami ultrafioletowymi. Tylne stanowisko bombardiera przeznaczone do wykonywania zadań nawigatora miało w wyposażeniu radiokompas i główny kompas magnetyczny.
WYPOSAŻENIE RADIOWE I RADIONAWIGACYJNE stanowiły następujące urządzenia: nadajnik radiowy BC-375-0 i odbiornik BC-348-0 do łączności z radiostacją naziemną (obsługiwane przez strzelca-radiotelegrafistę), radiostacja główna do łączności z samolotami, wojskami lądowymi lub okrętami (obsługiwana przez pilota bez pomocy strzelca-telegrafisty) radiokompas SCR-269A model 1940/41 firmy Bendix i telefon pokładowy do łączności wewnętrznej.

UZBROJENIE STRZELECKIE składało się z:
* Jednego przenośnego kaemu Colt-Browning kaliber 7,62 mm znajdującego się w przedniej kabinie bombardiera i umieszczonego dla prowadzenia ognia w jednym z trzech kulistych jarzm osadzonych w ramie oszklenia nosowej części kadłuba. Przeniesienie kaemu z jednego jarzma w drugie zajmował 10-20 sekund. Część samolotów Mitchell MkII dywizjonu 305 miała tylko jedno jarzmo (przednio-środkowe). Kąty ostrzału kaemu umieszczonego w jarzmie środkowym-przednim wynosiły: w górę 39, w dół 24, w prawo 35, w lewo 30. Zapas naboi 600 sztuk.
* Dwóch kaemów kalibru 12,7 mm w górnej, obrotowej wieży strzeleckiej Bendix zamontowanej na grzbiecie środkowej części kadłuba. Kąty ostrzału: od poziomu w górę 90, w prawo i lewo 360. Zapas naboi 420-440 sztuk na karabin.
* Dwóch kaemów kalibru 12,7 mm umieszczonych w dolnej wieży strzeleckiej Bendix wysuwanej z kadłuba na czas prowadzenia ognia. Kąty ostrzału: od poziomu w dół 90 stopni, w prawo i lewo 360 stopni. Zapas naboi 360 sztuk na karabin.
W samolotach Mitchell MkII (B-25D) niekiedy umieszczano dodatkowo pojedyncze kaem kalibru 12,7 mm w tylnym stanowisku strzeleckim, wyprowadzając jego lufę przez otwór wycięty w owiewce ze szkoła organicznego. Spusty kaemów obu wież były elektryczne. Przeładowywanie kaemów  w wieżach - hydrauliczne. Przeładowywanie i spust kaemu przedniego - mechaniczne. Jeden silnik elektryczny zapewniał obroty wieży, a drugi podnoszenie i opuszczenie luf kaemów. Ogień prowadzony z obu wież był automatycznie przerywany w tych strefach, gdzie było możliwe przestrzelenie usterzenia i śmigieł. Antena z masztami, wypuszczone podwozie i otwarte drzwi bombowe nie były automatycznie chronione przed przestrzeleniem. Prędkość obrotowa obu wież wynosiła 36 stopni na sekundę, co zapewniało im dobrą manewrowość. Czas potrzebny do wysunięcia dolnej wieży z kadłuba wynosił 70 sekund.

UZBROJENIE BOMBOWE. Samolot był wyposażony w dwie kasety umieszczone w komorze bombowej, elektryczny wyrzutnik bomb obsługiwany z kabiny bombardiera, awaryjny wyrzutnik bombowy o działaniu mechanicznym obsługiwany z kabiny bombardiera lub pilota i w celownik bombardierski Nordena. Samoloty Mitchell przekazane ZSRR miały celownik D-8.
Każda kaseta miała 6 zamków do podwieszania bomb. Ładunek zabieranych bomb amerykańskich w wariancie normalnym dochodził do 934 kg. Podwieszano wtedy bomby w następujących wariantach masowych: 1 x 934 kg, 2 x 438 kg, 4 x 225,6 kg, 6 x 131,5 kg lub 12 x 54,5 kg. Ładunek podobnych bomb zabierany w wariancie maksymalnym wynosił 1350 kg, a bomby były wtedy podwieszane w następujących wariantach masowych: 8 x 131,5 kg, 6 x 225 kg, 3 x 438 kg, 3 x 131,5 kg + 3 x 225 kg, 3 x 131,5 kg + 2 x 438 kg, 3 x 131,5 kg + 2 x 225 kg + 1 x 438 lub 4 x 225 kg + 1 x 438 kg.
Wykorzystując dodatkowe zewnętrzne zamki bombowe pod skrzydłami samolotów Mitchell MkII można było zwiększyć ładunek bomb do 2350 kg. Wyposażenie bombowe samolotów B-25C umożliwiało także podwieszanie następujących wariantów masowych bomb radzieckich; po 10 bomb typu: FAB-50, ZAB-50, SAB-15 i SAB-25 po 8 bomb typu: FAB-100ck, FAB-100sw, FAB-250ck i SAB-100-55 oraz po 12 bomb typu P-40. Stosowano też kombinacje mieszanej: 4 bomby FAB-250ck + 4 bomby FAB-250sw. Korzystano także z kombinacji 6 bomb FAB-100 + 2 bomby BieTAB-200.
Tak więc na amerykańskich zamkach można było podwiesić w komorze bombowej 2000 kg bomb radzieckich. Zwykle jednak ładunek bomby wynosił 1400 kg i najczęściej zabierano bomby dwóch kalibrów (4 bomby FAB-100 i 4 bomby FAB-250). Podwieszenie ośmiu bomb za pomocą dwóch lewarków zajmowało czterem mechanikom uzbrojenia około dwóch godzin.

OPANCERZENIE SAMOLOTU chroniło tylko załogę. Łączna masa opancerzenia wynosiła 260 kg. Za plecami pilotów umieszczono po jednej płycie pancernej o grubości 9,6 mm. Dwie płyty chroniły bombardiera w przedniej kabinie: pionowa 9,6 mm i pozioma od dołu - 10,2 mm. Strzelcy w wieży górnej i dolnej byli chronieni przez pancerną przegrodę o grubości 9 mm i o powierzchni 2 m2 wbudowaną w przekrój kadłuba za górną wieżą. W przegrodzie tej znajdowały się drzwi zapewniające załodze swobodne przejście do stanowiska kamery.

MALOWANIE I OZNAKOWANIE. Samoloty Mitchell MkII należące do polskiego dywizjonu 305 pełniły uprzednio służbę w lotnictwie amerykańskim i podczas użytkowania przez polskich lotników zachowały poprzednie malowanie. Na powierzchniach górnych i bocznych malowane były w kolorze oliwkowym (Olive Drab 41), a na powierzchniach dolnych w kolorze szarym (Neutral Grey 43). Kolor oliwkowy miał jednak odcień jaśniejszy, wypłowiały, w porównaniu z maszynami fabrycznie nowymi. W wielu miejscach powierzchnie oliwkowe pokryte były farbą jaśniejszą lub ciemniejszą - po zamalowaniu licznych uszkodzeń i uprzedniego oznakowania. Znaki angielskie umieszczano na kadłubie w miejscu uprzednio zamalowanych znaków amerykańskich. Znaki angielskie miały jednak mniejszą średnicę, stąd niektóre maszyny (np. SM-Q, SM-E) znaki angielski miał obwódkę w barwie oliwkowej o nieco innym odcieniu niż reszta kadłuba. Na kadłubach i gondolach silnikowych polskich samolotów Mitchell można zauważyć 3 warianty przebiegu linii oddzielającej kolor oliwkowy od szarego. I tak np. na maszynie SM-Q FV948 linia ta była wyraźnie drobnofalista a na samolotach SM-O FL686, SM-L FL192, SM-B FL201 i SM-C FV913 była to linia równoległa do dolnego obrysu kadłuba i gondol. Na maszynie SM-E FV923 linia ta była łagodnie pofalowana. Na kadłubach niektórych maszyn (SM-B, SM-O) malowano w rzucie kręgów śmigieł wąskie, pionowe, czerwone pasy. Samolot serii FL miały arkusz blachy za rurą wydechową w kolorze metalu. Polskie szachownice malowano na przodzie kadłuba między kabiną bombardiera a kabiną pilota tak, że dolna krawędź szachownicy znajdowała się na przedłużeniu dolnej krawędzi oszklenia kabiny bombardiera. Szachownice o prawidłowym układzie pól białych i czerwonych nosiły maszyny Q, K i C natomiast na maszynach O, L i B szachownice namalowano w układzie odwrotnym. maszyna SM-K w odróżnieniu od pozostałych miała namalowaną szachownicę poniżej ostatniej partii oszklenia kabiny bombardiera, przy czym układ pól był prawidłowy. Nad szachownicami zawsze malowano biały napis POLAND. Oznaczenia literowe SM malowano farbą czerwoną literę indywidualną maszyny w dywizjonie umieszczano na przedniej części kadłuba poniżej oszklenia kabiny pilotów. Czarny numer seryjny płatowca malowany był z tyłu kadłuba za ostatnim oknem. Na tablicy kolorowych przedstawiono sposoby malowania samolotów Mitchell używanych przez lotnictwo wojskowe różnych państw.

DANE TECHNICZNE samolotu B-25C Mitchell MkII (na podstawie wyników badań przeprowadzonych w NII WWS Krasnoj Armii).

Wymiary płatowca:
- rozpiętość płata 20,59 m
- długość samolotu 16,14 m
- wysokość samolotu 4,8 m
odległość między końcami łopat śmigieł a ziemią przy pełnym obciążeniu amortyzatorów 0,37 m
- długość średniej cięciwy aerodynamicznej skrzydła 2,95 m
- powierzchnia płata 57m2
- powierzchnia lotek 3,04m2
- powierzchnia klap 6,724 m2
- powierzchnia trymerów lotek 0,256m2
- powierzchnia usterzenia poziomego 9,86m2
- powierzchnia statecznika pionowego 5,36m2
- powierzchnia steru wysokości 4,5m2
- powierzchnia steru kierunkowego 4,3m2
- powierzchnia trymerów steru wysokości 0,32m2
- powierzchnia trymerów steru kierunek 0,338m2

DANE GEOMETRYCZNE I REGULACYJNE:
- kąt ustawienia skrzydeł 3 stopnie
- kąt ustawienia statecznika poziomego 3 stopnie
- wznios centropłata 4 stopnie 30'
- wznios płata za gondolą silnikową 0 stopni
- wychylenie lotek - w górę 30 stopni, w dół 15 stopni
- wychylenie steru wysokości - w górę 30 stopni, w dół 20 stopni
- wychylenie steru kierunkowego w lewo i prawo 30 stopni
- wychylenie klap od 0 do 15 stopni
- wychylenie trymerów lotek - w górę 13,5 stopnia w dół 14 stopni
- wychylenie trymerów steru wysokości - w górę 4 stopnie, w dół 20 stopni
- wychylenie trymerów steru kierunku w lewo i prawo 12 stopni

DANE MASOWE:
Masa własna 8965 kg
Masa startowa 12 900 kg
Masa startowa maksymalna - 13 500 kg
Masa użyteczna 3935 kg
Obciążenie powierzchni nośnej 226 kg/m2

DANE LOTNO-TAKTYCZNE
Prędkość maksymalna przy ziemi 419 (430) km/h
Prędkość maksymalna na wys. 1000 m  437 (448) km/h
Prędkość maksymalna na wys. 2000 m 453 (466) km/h
Prędkość maksymalna na wys. 2300 m (I bieg sprężarki) - 460 (472) km/h
Prędkość maksymalna na wys. 5000 m (II bieg sprężarki) 478 (490) km/h
Prędkość maksymalna na wys. 6000 m (II bieg sprężarki) 461 km/h
Czas wznoszenia na wys. 5000 m - 13 minut
Pułap praktyczny 7500 m
Czas wznoszenia na pułap praktyczny - 32 minuty
Rozbieg z wychylonymi klapami 684 m
Długość startu na przeszkodę 25 m (klapy na 15 stopni) 1560 m
Długość dobiegu przy użyciu klap i hamulców 824 m
Długość drogi lądowania znad przeszkody 25 m 1660m
Prędkość lądowania 163,5 km/h
Zasięg ( w locie z prędkością 289 km/h na wys. 1830 m) 2170 km.
UWAGA: Prędkości maksymalne podane bez nawiasów dotyczą lotu z wysuniętą wieżą dolną, natomiast podane w nawiasie odnoszą się lotu z wieżą wciągniętą.