А. Чечин - Авианосец Третьего рейха Graf Zeppelin – история, конструкция, авиационное вооружение
Казематная 150-мм артиллерийская установка
Авиационное вооружение
Весной 1935 года конструкторский отдел штаба Верховного командования флота (Oberkommando Reichsmarine) приступил к работе над авианосцем, средства на который были включены в бюджет 1936 года. В это же время было выдано задание на проектирование многоцелевого самолета, способного выполнять задачи в качестве разведчика, бомбардировщика и торпедоносца. К работе над такой машиной приступила и фирма Arado Flugzeugwerke GmbH. Общее руководство работами осуществлял инженер В.Блюм. В задании предусматривалась возможность использования самолета как в колесном, так и в поплавковом варианте. В соответствии с предъявлявшимися требованиями, полезная нагрузка самолета планировалась в 1000 кг, а для обеспечения компактного хранения машину предполагалось оснастить складывающимся крылом. В технических требованиях особо подчеркивалось, что гидросамолет должен обладать повышенной мореходностью.
Самолет, созданный В.Блюмом в соответствии с этим техническим заданием, получил обозначение Arado Ar 95. Первый его прототип — Ar 95 V1 с бортовым регистрационным номером D-OLUO представлял собой двухпоплавковый двухместный цельнометаллический гидросамолет с 9-цилиндровым звездообразным мотором воздушного охлаждения BMW 132 мощностью 845 л.с. Впервые в воздух биплан поднялся осенью 1936 года.
Вскоре был собран второй опытный экземпляр — Аг 95 V2 (0-ОнЕО). Отличительными особенностями этой машины стали рядный 600-сильный двигатель жидкостного охлаждения Junkers Jumo 210 и закрытая кабина экипажа. Первые же полеты показали, что мотор для этого самолета явно слабоват. Особенно это ощущалось на взлете, поэтому на Аг 95 V2 также пришлось установить более мощный BMW 132.
Третий прототип Ar 95 V3 (D-ODGX), испытания которого начались ранней весной 1937 года, отличался от своих предшественников наличием третьего члена экипажа — штурмана.
Ar 95 V4 — колесная модификация самолета. Стойки и колеса основного шасси прикрывались большими обтекателями, которые летчики называли «штанами».
Именно этот самолет послужил основой палубной модификации Ar 95В.
Пикирует самолет Ar 95
Конструкция многоцелевого палубного самолета Ar 95A/B
Ar 95A/B представлял собой одномоторный двух- или трехместный многоцелевой (бомбардировщик-торпедоносец- разведчик) самолет с колесным или поплавковым шасси.
Фюзеляж самолета — цельнометаллический монокок из легких алюминиевых сплавов. Силовой набор состоял из штампованных шпангоутов, лонжеронов и поддерживающих стрингеров. Технологически фюзеляж разделялся на три основные секции: носовую, центральную и хвостовую.
Носовая секция включала в себя часть фюзеляжа от первого силового шпангоута, являвшегося к тому же противопожарной перегородкой, до кабины экипажа. На первом шпангоуте находились узлы крепления моторамы. В верхней части носового отсека, справа от оси симметрии закреплялся курсовой синхронный пулемет MG17.
Все остальное пространство отсека занимал фюзеляжный топливный бак емкостью 350 литров. Здесь же устанавливались основные топливные насосы, фильтры всех баков и патронный ящик с боекомплектом курсового пулемета.
К силовым шпангоутам носовой секции крепились подкосы верхнего крыла и передние стойки поплавков.
Всю центральную секцию фюзеляжа занимала кабина экипажа. В отсеке летчика размещалось приборное оборудование, обеспечивающее полет в любых метеоусловиях. Все пилотажно-навигационные приборы устанавливались на лобовой приборной доске. Кресло летчика можно было регулировать по высоте.
За отсеком летчика располагалась кабина бомбардира с необходимым приборным оборудованием, рабочим столом, прицелом и УКВ-радиостанцией. Там же размещался фотоаппарат для аэрофотосъемки.
За кабиной бомбардира находился отсек стрелка, где на шкворневой установке был закреплен оборонительный пулемет MG15, а на правом борту по полету закреплялись запасные магазины.
Кабина экипажа — полностью застекленная, однако отсек стрелка имел частичное остекление для более удобного ведения стрельбы из пулемета. Подвижные части фонарей летчика и стрелка сдвигались, соответственно, назад и вперед по полету Для удобства доступа в кабину экипажа по обоим бортам фюзеляжа предусматривались поручни и подножки.
Летно-технические характеристики многоцелевого палубного самолета Ar 95A/B
Габаритные размеры, м:
— длина 11,1
— размах крыла 12,5
— высота 5,2
Площадь крыла, м².44
Массовые характеристики, кг:
— масса пустого 2537
— взлетная масса 3560
Максимальная скорость, км/ч:
— у земли 274
— на высоте 3000 м 300
Крейсерская скорость на
высоте 4000 м, км/ч 250
Время набора
высоты 1000 м, мин 2,3
Дальность полета, км. 1090
К хвостовой секции были пристыкованы киль с рулем направления и стабилизатор с рулем высоты. Внутри секции проложена проводка управления рулевыми поверхностями.
Крыло самолета — цельнометаллическое, бипланной схемы, причем размах верхнего и нижнего крыльев совпадают. Конструкция крыльев — двухлонжеронная. Каждое крыло состоит из трех секций: центроплана и двух консолей. Лонжероны консольных частей крыла — двутавровые балки. Передний лонжерон центроплана коробчатого типа, задний — трубчатый. Нервюры — ферменной конструкции.
Носок крыла — штампованный профиль. На задней кромке центроплана устанавливалось зеркало заднего обзора и имелся поручень для удобства посадки в кабину летчика. Профиль центроплана нижнего крыла заметно утолщался в сторону фюзеляжа; поверх его наклёпывались специальные дюралюминиевые накладки — своего рода дорожка для пилотов и технического персонала при посадке в самолет и его обслуживании. Для уменьшения сопротивления центроплан по задней кромке имел характерный увеличенный зализ. По всей задней кромке консолей верхнего и нижнего крыльев размещались элероны, выполненные в виде двух секций (внешней и внутренней). Для уменьшения усилий на ручке управления элероны оснащались весовыми компенсаторами каплевидной формы. На внутренних секциях элеронов были установлены управляемые триммеры. Снизу на консолях крыла монтировались бомбодержатели ЕТС50.
Между собой и с фюзеляжем верхнее и нижнее крылья соединялись системой подкосов и расчалок. Подкосы были профилированными, обтекаемой формы, расчалки — стальные тросовые. На законцовках верхнего крыла располагались аэронавигационные огни (АНО). Для уменьшения габаритов биплана при его хранении консоли крыла выполнены складными и сводились назад по полету к фюзеляжу, при этом части центроплана (до второго лонжерона) откидывались вверх.
Хвостовое оперение — цельнометаллическое. Киль — двухлонжеронный, с поперечным набором из штампованных нервюр и с дюралюминиевой обшивкой. В верхней точке киля располагалась стойка антенны радиостанции. Руль направления — дюралюминиевый, с весовой компенсацией. Для уменьшения усилий на педалях ножного управления и балансировки руля направления в определенном положении предусматривался триммер. На руле направления располагался также фонарь габаритного АНО.
Стабилизатор имел аналогичную килю двухлонжеронную конструкцию с обшивкой из листового дюралюминия. Руль высоты — односекционный, с роговой аэродинамической компенсацией. В центральной части руля высоты по задней кромке располагался управляемый триммер.
Привод руля направления — гибкий, тросовый, от педалей ножного управления; руля высоты — жесткий, от штурвала колонки управления.
Взлетно-посадочное устройство самолета состояло из двух цельнометаллических поплавков или неубирающегося трехколесного шасси с хвостовым колесом. Поплавки выполнялись по однореданной схеме и имели увеличенную килеватость, улучшавшую устойчивость самолета при взлете и посадке. В центральной части поплавков размещались топливные баки емкостью 300 литров. Топливо к двигателю подавалось вытеснением его из баков сжатым воздухом. Магистрали подачи сжатого воздуха и топлива проходили внутри стоек, соединяющих поплавки с фюзеляжем и центропланом нижнего крыла.
Стойки колесного шасси закрывались большими обтекателями, в которых размешались топливные баки.
Силовая установка состояла из 9-цилиндрового звездообразного двигателя воздушного охлаждения BMW 132D взлетной мощностью 880 л.с. с металлическим трехлопастным винтом изменяемого шага Hamilton Standard. На высоте 1000 м двигатель развивал мощность 900 л. с, а на 2500 м — 850 л.с. Моторама из стальных труб закреплялась на первом силовом шпангоуте.
Капот двигателя типа NACA выполнялся в виде трех быстросъемных панелей. Интенсивность воздушного потока регулировалась створками рубашки охлаждения в задней части капота.
