Wundefwaffe

Техническое описание самолета А6М «Рейсен»

 

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 трапециевидной формы с прямыми (у А6М3 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 А6М3 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 А6М3 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 гр 40 мин. 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 А6М3 модель 22), 2959 мм (А6М3 модель 32) и 2866 мм (А6М5 и более поздние модификации). Суммарная поверхность элеронов - 1.72 м2. Элероны отклонялись на 30 гр вверх и на 20 гр вниз. 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 гр 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 гр. 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 гр вверх и вниз. Рули высоты могли перемещаться от 30 гр вверх до 20 гр вниз. Киль имел сим­метричный профиль и размещался под углом 0 гр к продольной оси самолета. Площадь киля - 0.926 м2. 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 гр в обе стороны. Высота руля направления составляла 1720 мм, поверхность - 0.693 м2. Руль мог откло­няться в обе стороны на 33 гр.

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 размещались 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 гр 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 (А6М1 и А6М2) с изменяемым шагом от 45 гр до 25 гр или диаметром 3050 мм (все поздние модификации) с изменяемым шагом 29...49 гр. 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 А6М5b модель 52b 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).