А6М Zero
Шрифт:
Крылья – двухлонжеронные трапецивидной формы с прямыми (у A6M3 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
Элероны металлической конструкции с полотняной обшивкой имели размах 3283 мм (A6M1, A6M2 и A6M3 модель 22), 2959 мм (A6M3 модель 32) и 2866 мм (A6M5 и более поздние модификации). Суммарная поверхность элеронов – 1.72 м^2. 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 м^2 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 – 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 м^2. Передняя его часть представляла собой съемную деталь, прикрепляемую к переднему лонжерону при помощи ленточной петли. К заднему лонжерону стабилизатора крепились рули высоты. Суммарная площадь рулей – 0.985 м^2. 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 м^2. 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 м^2. Руль мог отклоняться в обе стороны на 33 гр.
Все рули управлялись при помощи системы тяг и качалок.
Звено гидросамолетов A6M2-N, два из них окрашены в темно-зеленый цвет (светлосерый низ), два – целиком светло-серый с черными капотами двигателей.
Для улучшения путевой устойчивости на гидросамолет A6M2-N пришлось поставить узкий и длинный подфюзеляжный киль, а также смонтировать небольшую вертикальную поверхность под рулем направления. Самолет с кодом «Каши-103» принадлежит Кашима (тренировочный) кокутай. Верхние поверхности самолета – темно-зеленые, нижние – светло-серые.
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
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 состояла из одного четырнадцатицилиндрового двигателя воздушного охлаждения (тип «двойная звезда») Накадзима NKI ( N – Nakajima. K – двигатель воздушного охлаждения). После введения единой системы обозначений двигателей для Армии и Флота мотор получил обозначение Ха- 35 (Ха – сокращение от хацудоки – двигатель, 3-четырнадцатнцилиндровая двойная звезда воздушного охлаждения, 5 – информация о диаметре цилиндра и ходе поршня). На самолеты A6M 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 A6M (A6M8с модель 54с и A6MХ 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 (A6M1 и A6M2) 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.
На самолете борт «N1-118» летал лейтенант Кейзо Ямацаки из 802-го кокутай. Самолет целиком окрашен в светло-серый цвет, бее полосы вокруг фюзеляжа – средне-голубые. Полоса на вертикальном оперении, литеры кода и отметки о победах – красные. Снимок сделан 11 февраля 1943 г. на базе гидропланов на Соломоновых островах.
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 состояла из бака емкостью 60 литров (A6M2) 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 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.