– самостоятельная оборона в полете от воздушного противника, обеспечивающая уход под защиту наземных средств ПВО.
При затруднительных метеорологических условиях или при выполнении специальных задач высота полета может быть снижена до 200 метров.
Следует также отметить, что необходимо обеспечить обзор нижней полусферы из кабины переднего летнаба путем остекления части пола в кабине.
Размещение и пользование 3-й огневой точки для стрельбы под хвост следует при данной схеме сделать для переднего стрелка.
В гражданском варианте следовало бы сделать нос и хвост фюзеляжа другими, а именно бутафорией, дающей хорошее обтекание и обзор летчику вперед. Для этого надо нос и хвост фюзеляжа делать разъемными, которые при мобилизации будут немедленно заменены другими, утвержденными по схеме военного варианта ВС-2.
Для центровки не в военном варианте это будет даже лучше».
Далее следуют выводы:
«Представленный аэродинамический расчет сделан на полетный вес 4200 кг, а самолет должен весить примерно 3430 кг, следовательно, представленные летные данные не верны.
Нагрузка принята в проекте 1600 кг, а должна быть 1237 кг.
Аэродинамический расчет самолета ВС-2 для моторов М-22 и М-52 сделан на один и тот же вес, что не выявляет действительного эффекта от применения того или иного мотора.
Посадочная скорость, определенная при данной схеме самолета в 82 км/ч должна быть получена в пределах 56- 60 км/ч, что требует обязательного подтверждении продувкой.
Продувок модели самолета или крыла не представлено, и аэродинамическая схема самолета ничем не оправдана.
Определение длины разбега и пробега, а также расчета виражей и полета на одном моторе не представлено.
Конструктор отказался от нормального расположения руля высоты и стабилизатора (на продолжении хорды) и с целью уменьшения посадочной скорости применил клапаны типа «Нортроп». Однако при отгибе клапана для уменьшения посадочной скорости, в целях балансировки самолета, вероятно, придется увеличивать отклонение стабилизатора, что поведет к повышению скорости. Поэтому без специальной продувки совершенно не ясен вопрос как о целесообразности вынесения элеронов и стабилизатора из контура крыла, как и об эффективности устанавливаемых клапанов. Продувок модели, характеризующих устойчивость самолета, не представлено.
Летных данных самолета зимой, когда шасси не будет убираться, не представлено.
Центровка самолета сделана на другой вес (3986 кг), чем принятый для аэродинамического расчета (4200 кг). Разбивка весов по центровке не сходится с весами отдельных элементов, указанных по весовой характеристике.