Wundefwaffe

Техническое описание самолета А6М "Рейсэн"

 

Самолет Мицубиси А6М представлял собой одномоторный, одноместный палубный истребитель цельнометаллической конструкции с матерчатой об­шивкой элеронов и рулей, выполненный по схеме свободнонесущего низкоплана.

 

Фюзеляж

 

Фюзеляж состоял из двух секций - передней и задней. Передняя секция имела полузакрытую кон­струкцию с работающей обшивкой и располагалась от противопожарной переборки до 7-го шпангоута в районе сопряжения задней кромки крыла. Задняя секция имела закрытую конструкцию, состоявшей из 10 шпангоутов и 3 полушпангоутов. Основную несу­щую функцию выполняли 2-й и 4-й шпангоуты, вы­полненные в виде штампованного швеллера с усили­вающими элементами и облегчающими окнами, а также 5-й шпангоут, представлявший собой конст­рукцию, к которой крепилось кресло пилота и противокапотажная рама. Устройство передней и задней секции дополняли четыре лонжерона замкнутого сечения - два сверху и два снизу, приваренные к об­шивке крыла. Между 2-м и 4-м шпангоутами лонже­роны были сплюснуты, поэтому данный промежуток был усилен вспомогательными лонжеронами из дю­ралевого уголка. Противопожарную переборку изго­тавливали из тонкого стального листа. Передняя сек­ция фюзеляжа была неразъемно соединена с крылья­ми. Обшивка верхней поверхности крыла внутри фю­зеляжа играла роль пола кабины. Лонжероны крыла соединялись со 2-м и 4-м шпангоутами. Обшивка была приварена к шпангоутам и лонжеронам. Задняя секция фюзеляжа начиналась за 7-м шпангоутом и составляла единое целое с хвостовым оперением. На усиленном 13-м шпангоуте находился узел крепления посадочного гака. Во время полета гак убирался в специальную нишу. Последний шпангоут фюзеляжа -16-й - одновременно выполнял функцию главного лонжерона стабилизатора и нес опорное колесо. Зад­нюю часть фюзеляжа закрывал конический обтека­тель, состоявший из двух частей и изготовленный из стального листа. Обтекатель крепился к 16-му шпан­гоуту и стабилизатору, охватывая при этом опорное колесо. В передней части корпус имел круглое сече­ние, которое ближе к хвосту постепенно переходило в овальное. Кресло пилота располагалось между уси­ленными шпангоутами No 4 и 5. На 1-м шпангоуте находилось четыре узла для крепления моторамы. Моторама была сварена из стальных трубок, в перед­ней части моторамы находилось кольцо с тринадца­тью проушинами для крепления двигателя. К кольцу приваривали четыре пары трубок, сваренных в форме латинской буквы "V". На вершине каждой "буквы" находилось отверстие диаметром 16 мм для болтов, крепящих мотораму к фюзеляжу. На 7-м шпангоуте -последнем шпангоуте передней секции - находилось 80 отверстий, расположенных на расстоянии 40 мм друг от друга. Эти отверстия служили для соединения передней и задней секции при помощи болтов диа­метром 5 мм. В нижней части фюзеляжа находился поплавок, который в случае вынужденной посадки на воду можно было наполнить сжатым воздухом.

 

Крылья

 

Крылья - двухлонжеронные трапециидальной формы с прямыми (у А6МЗ модель 32) или закруг­ленными (у остальных модификаций) концами. Об­шивка крыльев - дюралевый лист, приклепанный к каркасу крыла заклепками с потайной головкой. Профиль крыла - Мицубиси-118. разработанный фирмой Мицубиси совместно с Токийским Универ­ситетом, представлял собой развитие профиля NACA 23015. Ближе к оконечностям профиль Мицубиси-118 переходил в профиль NACA 3309. Максимальная хорда крыла 2515 мм при толщине 210 на оси сим­метрии. На расстоянии в 500 мм от оси хорда равня­лась 2464 мм. В оконечностях хорда равнялась 1950 мм при ширине профиля 105 мм. Конструкцию каж­дого крыла, кроме лонжеронов, составляли 26 нер­вюр, расставленных на разном расстоянии друг от друга. У модификаций с размахом крыла 12 мм, око­нечность крыла имела еще две дополнительные нер­вюры. Кроме того жесткость обшивке крыла прида­вали несколько стрингеров. Поскольку крылья изго­тавливались моноблоком, в то время как монтажный участок имел ограничение по ширине в 6 метров, по технологическим причинам лонжероны крыльев сде­лали разъемными. Соединение имелось между 12-й и 13-й нервюрами. Соединение частей осуществлялось болтами и усиливалось приклепанными профильны­ми накладками. В каждом крыле имелось свободное пространство для топливного бака и вооружения. У самолетов модификации А6МЗ модель 22 в крыльях разместили дополнительные бензобаки емкостью по 45 литров. Колесные ниши располагались перед пе­редним лонжероном. В крыльях также находились две герметичных емкости, игравших роль вспомога­тельных поплавков при вынужденной посадке на воду. Одна емкость находилась между лонжеронами между 10-й и 24-й нервюрами, а вторая в передней части крыла между 10-й и 25-й нервюрами. Нервюры сзади крепились к вспомогательному стрингеру, имевшему профиль в виде буквы "Z:". Вспомогатель­ный стрингер нес элероны и закрылки. Толщина об­шивки крыла (модификация А6МЗ модель 32) со­ставляла 0.7 мм на передней кромке, 0.68 мм на большей части верхней поверхности, 0.6 мм на боль­шей части нижней поверхности и 0.55 мм за задним лонжероном. Только около пушек толщина обшивки возрастала до 0.9 мм. Крыльям был придан значи­тельный подъем - 5°40'. Соединение крыльев с фюзе­ляжем было закрыто специальными обтекателями, уменьшавшими завихрения потоков воздуха.

Элероны металлической конструкции с по­лотняной обшивкой имели размах 3283 мм (А6М1, А6М2 и А6МЗ модель 22), 2959 мм (А6МЗ модель 32) и 2866 мм (А6М5 и более поздние модификации). Суммарная поверхность элеронов - 1.72 м:. Элероны отклонялись на 30° вверх и на 20° вниз (По другим источникам - вверх 33°, вниз 27°). Каждый элерон подвешивался в трех точках и присоединялся, как уже было сказано, к Z-образному вспомогатель­ному стрингеру. Управление элеронами осуществля­лось из кабины пилота при помощи штурвала посред­ством системы тяг и качалок.

Закрылки - металлические, общей поверхно­стью 1.492 м2 и размахом 1595 мм. У фюзеляжа закрылки имели ширину 508 мм. а возле элерона шири­на уменьшалась до 428 мм. Закрылки подвешивались на ленточных петлях, и могли отклоняться на 60° от нейтрального положения. Кромка отрыва закрылков была усилена полоской фанеры.

 

Хвостовое оперение

 

Хвостовое оперение - свободнонесущее, ме­таллической конструкции с полотняной обшивкой рулей высоты и направления, составляла неразъемное целое с задней частью фюзеляжа за исключением небольшой части стабилизатора.

Стабилизатор - двухлонжеронный размахом 4.7 метров. У фюзеляжа стабилизатор имел профиль NACA .0009, переходящий у оконечности в профиль NACA .0010. Стабилизатору был придан угол 1°. Площадь стабилизатора составляла 2.986 м2. Перед­няя его часть представляла собой съемную деталь, прикрепляемую к переднему лонжерону при помощи лентовой петли. К заднему лонжерону стабилизатора крепились рули высоты. Суммарная площадь рулей -0.985 м2. На каждом руле был триммер, наклоняв­шийся на 20° вверх и вниз. Рули высоты могли пере­мещаться от 30° вверх до 20° вниз (По другим источникам - вверх 37°, вниз 21.5°). Киль имел сим­метричный профиль и размещался под углом 0° к продольной оси самолета. Площадь киля - 0.926 мг. К заднему лонжерону киля, который одновременно служил последним шпангоутом фюзеляжа (No 16) на трех петлях крепился частично сбалансированный руль направления. На руле направления, как и на ру­лях высоты, имелся триммер, способный отклоняться на 20° в обе стороны. Высота руля направления со­ставляла 1720 мм, поверхность - 0.693 м2. Руль мог отклоняться в обе стороны на 33°.

Все рули управлялись при помощи системы тяг и качалок.

 

Шасси

 

Шасси - классическое с хвостовым опорным колесом. Главное шасси имело амортизированные стойки. Убиралось шасси в колесные ниши при по­мощи гидравлической системы. Колея - 3500 мм. Ход воздушно-маслянных амортизаторов - 90 мм. Ниши шасси в крыльях закрывались четырехстворчатой крышкой. Одна створка крепилась к краю колесной ниши у места крепления стойки, вторая и третья створки размешались на самой стойке шасси, а чет­вертая располагалась близко к оси симметрии само­лета на внутреннем краю колесной ниши. Эта четвер­тая створка закрывала нижнюю часть колеса. Причем закрывалась крышка автоматически - шасси, вставая в нишу, надавливало на рычаг, который и закрывал четвертую створку. Главные колеса шасси были ос­нащены гидравлическими тормозами и имели разме­ры 600x175 мм. Давление сжатого воздуха в баллонах - 0.35 МПа.

Убираемое заднее колесо располагалось на вилке, которая также амортизировалась. Размер опорного колеса - 150x75 мм. Стойкой опорного ко­леса пилот управлял при помощи тяг. Колесико могло поворачиваться в обе стороны на 60° и фиксировать­ся в необходимом положении. Убиралось опорное колесо гидравлическим усилителем, который одно­временно играл роль амортизатора.

 

Силовая установка

 

Силовая установка состояла из одного че­тырнадцатицилиндрового двигателя воздушного ох­лаждения (тип "двойная звезда") Накадзима NK1 ( N - Nakajima, К - двигатель воздушного охлаждения). После введения единой системы обозначений двига­телей для Армии и Флота мотор получил обозначение Ха-35 (Ха - сокращение от хацудоки - двигатель, 3-четырнадцатицилиндровая двойная звезда воздушно­го охлаждения, 5 - информация о диаметре цилиндра и ходе поршня). На самолеты А6М в зависимости от модификации ставили ту или иную модификацию двигателя.

Модификация, обозначенная Ха-35-30 (Сакаэ-30), и более поздние модели двигателя обору­довались системой впрыска водно-метанольной смеси для кратковременного форсирования двигателя.

Последние модификации А6М (А6М8с мо­дель 54с и А6М8 модель 64) должны были оснащать­ся четырнадцатицилиндровым двигателем "двойная звезда" воздушного охлаждения Мицубиси Кинсей, обозначавшемся на флоте МК4С, а согласно единой номенклатуре - Ха-32.

Двигатель был соединен с воздушным ком­прессором, который отбирал мощность на валу мото­ра через мультипликатор (повышающую передачу). Задачей компрессора было обеспечить необходимое давление в заборном коллекторе. На двигателе Сакаэ-21 использовали двухскоростной компрессор, в то время как на предыдущей модели двигателя стоял односкоростной компрессор. В передней части двига­теля располагалась планетарная коническая передача, подававшая крутящий момент на вал пропеллера. Винт – трехлопастной (На первом прототипе сначала использовали двухло­пастной пропеллер) Сумитомо (лицензия Hamilton Standard) диаметром 2900 мм (A6MI и А6М2) с из­меняемым шагом от 45° до 25° или диаметром 3050 мм (все поздние модификации) с изменяемым шагом 29°...49°. Сам винт весил 140 кг, а система изменения шага -145.3 кг. Спереди на винт надевался кок.

 

Топливное оборудование

 

Топливная система состояла из топливного насоса, расположенного около двигателя, системы фильтров и ручного топливного насоса. Ручной насос располагался справа от кресла пилота. Кроме того в состав топливной системы входила система топлив­ных баков. Емкость баков колебалась в зависимости от модификации самолета. Ни один внутренний бак не имел системы самогерметизации. Главный топливный бак располагался за маслобаком, который в свою очередь находился у самой противопожарной переборки. Для увеличения радиуса действия самоле­та было предусмотрено использование подвесного топливного бака. Подвесной бак располагался под центральной частью фюзеляжа. Использовали два типа подвесных баков: дюралевый емкостью 330 лит­ров и фанерный емкостью 320 литров. Иногда ис­пользовали два бака меньшей емкости (150 литров), подвешенные под крыльями самолета.

 

Система смазки

 

Система смазки состояла из бака емкостью 60 литров (А6М2) расположенного в задней части силового отделения у противопожарной переборки, зубчатых насосов, расположенных у двигателя, и маслорадиатора, расположенного под двигателем у нижней части кожуха двигателя. Система переключе­ния шага винта имела собственный масляный контур и зубчатый насос с электроприводом.

 

Гидравлическая система

 

Гидравлическая система использовалась только для шасси по закрылков. Давление жидкости в системе обеспечивал зубчатый насос, отбиравший мощность у двигателя. Для более надежной работы системы имелся предохранительный клапан (перелив). Масло в системе находилось в маленьком баке, расположенным за креслом пилота.

 

Кабина пилота

 

Кабина пилота занимала пространство меж­ду 2-м и 5-м шпангоутами. В кабине располагалось штампованное из дюралевого листа кресло пилота. У кресла было устройство, позволяющее регулировать высоту. Кроме кресла имелся комплект пилотажно-навигационных приборов и приборов, контроли­рующих работу двигателя. Они были собраны на приборной доске. Перед креслом пилота находился штурвал. Для управления рулем направления исполь­зовались педали, на которых имелись кнопки, вклю­чающие тормоза шасси.

Кабина пилота имела зарытый фонарь. За подголовником кресла пилота находилась противокапотажная рама, предохранявшая голову летчика при капотировании, и (начиная с модификации А6М5с модель 52с) бронеспинка. Начиная с модификации А6М5Ь модель 52Ь фонарь изнутри защищался бро­нестеклом толщиной 50 мм. Внутри кабины находил­ся зеркальный прицел Тип 98. На самолетах А6М7 и А6М8с использовали зеркальный прицел Тип 4. По­зади кресла пилота располагалось еще одно броне­стекло, толщиной 55 мм (начиная с А6М5с).

Для полетов на большой высоте имелось ки­слородная аппаратура. Кислородные баллоны нахо­дились за креслом пилота. Кроме того, в кабине на­ходился приемопередатчик Тип 96 Ку-1 (радиус дей­ствия примерно 90 км), радиопеленгатор Тип 1 Ку-3 и аккумулятор.

Между 7-м и 8-м шпангоутами на внешней стороне самолета слева находилась ступенька, позво­лявшая пилоту забираться в кабину.

 

Вооружение

 

Вооружение в зависимости от модификации приведено в таблице. Была предусмотрена возмож­ность подвесить под крыльями две 60-кг бомбы.

Спуск пулеметов и пушек находился на ры­чаге дроссельного клапана.

Боезапас к крупнокалиберным пулеметам и пушкам располагалось в коробчатых магазинах, ко­торые можно было открыть сверху. Доступ к пушкам также отрывался сверху. Пушки первых модифика­ций имели барабанное питание (на 60 или 100 вы­стрелов).