Палубный пикирующий бомбардировщик Аити D3A (Тип 99). Часть 1

Япония, первый полет – январь 1938 г.

проект и опытные самолеты

 

Тактико-технические требования ВМС 11-Shi, пикирующий бомбардировщик палубного и берегового базирования.

 

В середине 1936 г. Штаба авиации флота Японии (Kaigun Koku Hombu) в рамках общей программы по перевооружению Авиации Императорских ВМС разработал тактико-технические требования (ТТТ) 11-Shi на новый палубный пикирующий бомбардировщик для замены находящихся в эксплуатации самолетов этого класса – бипланов Aichi D1A2 (Тип 96). Они были приняты на вооружение в 1935 г., однако имели морально устаревшую схему биплана и дальнейших перспектив развития не имели.

Основные требования к будущему самолету:

• компоновка – свободнонесущий моноплан с чистыми аэродинамическими формами (при этом требование уборки шасси прописано не было);
• конструкция цельнометаллическая;
• мотор воздушного охлаждения мощностью 700 л.с. японского производства.

Предполагалась конкурсная разработка самолета и ТТТ были направлены трем фирмам:

• «Аити» (Aichi Kokuki K.K., авиационное отделение концерна Aichi Tokei Denki K.K. – «Часы и электротехника, АО с ограниченной ответственностью»);
• «Мицубиси» (авиационное отделение концерна Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha)
• «Накадзима» (Nakajima Hikoki K.K.).

AM-17 (D3A) проект, пикирующий бомбардировщик палубного и берегового базирования.

 

Проектирование начато на фирме «Аити» в середине 1936 г. сразу после получения задания под руководством дипл. инж. Такухисиро Гоаке (англ. Takuhishiro Goake). Он длительное время работал с фирмой «Хейнкель» и спроектировал самолет Aichi D1A на базе немецкого Не 50, а также подробно изучил конструкцию скоростного пассажирского самолета He 70 Blitz, который выбрал в качестве основы для этого проекта. Однако он выполнялся не как копирование немецкого образца, а как самостоятельная разработка с заимствованием отдельных аэродинамических и конструктивных решений с расчетом на материалы и технологию, используемые на фирме «Аити».

 

 

Общие особенности конструкции, применяемые материалы и технологии:

• в соответствии с заданием самолет представлял собой низкоплан классической аэродинамической схемы, были предприняты отдельные меры по повышению его аэродинамического качества;
• экипаж самолета состоит из летчика (командир, также выполняет обязанности штурмана) и стрелка-радиста (в полете – наблюдатель);
• конструкция цельнометаллическая за исключением обшивки рулевых поверхностей (РП) из перкаля на эмалите;
• основной конструкционный материал планера – упрочненный закалкой и старением дюраль в виде листов, плит (прокат) и гнутых профилей, стыковые узлы изготовлены из легированных сталей со средним уровнем закалки, что давало хорошее сочетание прочности и обрабатываемости, в отдельных местах применены стальные трубы;
• конструкция силового набора по тому времени весьма совершенная – шпангоуты и нервюры рамные, состоят из поясов, стоек и раскосов из гнутых профилей, силовые имеют листовые стенки, лонжероны и бимсы – балочные, состоят из поясов из катанных профилей с механической обработкой по переменным сечениям, листовых стенок и подкрепляющих их стоек из гнутых профилей;
• силовой набор установлен с малым шагом, но сами его элементы очень легкие, это дало достаточную прочность, сравнительно высокую живучесть при очень малом весе, конструкция элементов в основном рамная или ферменная;
• обшивка самолета разделена на большое число панелей сравнительно малой площади, что увеличивает массу конструкции, но упрощает их формовку, не требуя для этого сложного штамповочного оборудования – в основном, она выполнялась вручную выколоткой на болване, а на панелях одинарной или малой двойной кривизны – прямо при установке на каркас и клепке;
• раскрой листовых деталей и их гибка, обрезка труб и профилей выполняются по разметке с окончательной подгонкой по месту;
• сборка крупных узлов и агрегатов выполнялась в стапелях, окончательная – в стапеле общей спорки, который имел простую конструкцию, но не обеспечивал «автоматического» соблюдения монтажных размеров, которые также выполнялись по разметке, что требовало высокой квалификации рабочих;
• плазы и шаблоны использовались крайне ограниченно и только для разметки панелей и длинномерных деталей, в единую систему они собраны не были;
• основной способ соединения дюралевых деталей – клепка, реже – болтовые соединения, стальных – болты или сварка;
• все дюралевые детали анодировались, но качество электрохимического покрытия было низким, наполнение хромпиком не выполнялось из-за чего в морском климате они страдали от коррозии, а краска на них не держалась даже короткое время. 

Силовая установка:

• в НЧФ установлен один звездообразный 9-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения Накадзима «Харикари» 1 с редуктором и 1-скоростным ПЦН, мощность взлетная 730 л.с., на границе высотности 3500 м – 670 л.с.;
• воздушный винт тянущий 3-лопастный изменяемого шага диаметром 3,050 м;
• капот мотора типа NACA переменного кругового сечения состоит из лобовой обечайки, четырех боковых панелей и «юбки охлаждения»;
• лобовая обечайка и все панели съемные и состоят каждая из своего каркаса и обшивки (все – дюраль);
• «юбка охлаждения» состоит из каркаса, механизма управления и стальных лепестков, регулирующих ток воздуха через капот;
• емкость топливной системы 725 л, баки не имели протектора и наддува инертным газом;

• масляная система закрытого типа, состоит из металлического маслобака с заливной горловиной с фильтром грубой очистки, мерным стеклом и сливным краном-отстойником, трубопроводов, фильтра тонкой очистки с отстойником, насоса подкачки, датчика температуры масла, манометра и кольцевого радиатора с клапаном сброса давления, установленного в лобовом отверстии капота перед мотором;
• система выхлопа состоит из правого и левого коллекторов, выводящих отработанные газы в два направленных назад и вниз коротких патрубка, установленных на месте нижних лепестков «юбки охлаждения» мотора.

Крыло

• набрано новыми скоростными аэродинамическими профилями NACA23012 американской разработки и подобно самолету Не 70 имеет форму кромок СЧК и КЧК в виде деформированных эллипсов с умеренным относительным удлинением (6,2 единицы, у самолета Не 70 – 6,0 ед.), но в отличие от «прототипа» его центроплан имеет прямые переднюю и заднюю кромки и выполнен «плоским», не имея отрицательного поперечного V, а стык между ним и СЧК с положительным углом поперечного V выполняен «углом», а не «дугой», что легче по весу и проще в производстве;

• технологически крыло состоит из центроплана, двух СЧК, двух складываемых законцовок (КЧК, занимают примерно 25% размаха, что усложнило размещение достаточного числа самолетов на авианосце, но упростило задачу обеспечения прочности узла складывания и сделало ненужным силовые приводы), элеронов, закрылков и тормозных щитков;
• силовой набор центроплана состоит из двух лонжеронов и одной стенки за II л-ном, установленных под прямым углом к ПСС, нервюр, стрингеров и концевого профиля, набор остальных частей крыла такой же, но лонжероны и стенка идут с сужением к законцовкам;
• элероны имеют осевую аэродинамическую компенсацию и внутреннюю весовую балансировку;
• каждый элерон разделен на 2 секции (внутренняя крепится к нервюрам ОЧК, а внешняя – к нервюрам складываемой законцовки узлами с компенсацией так, что погрешность их установки на заводе и деформация планера в полете не приводит к заклиниванию элеронов);
• на левой внутренней секции элерона установлен триммер-сервокомпенсатор;
• силовой набор каждой секции элерона состоит из лонжерона, силового лобика, концевого профиля, стенки в зоне триммера (только на внутренней секции) и нервюр;
• правый и левый закрылки каждый состоят из двух секций – короткой под центропланом и длинной под СЧК;
• правый и левый тормозные щитки представляют собой занимающие примерно 20% размаха крыла профилированные пластины по типу самолета Junkers Ju 87, установленные под I л-ном СЧК на шарнирах и при входе в пике поворачивающиеся поперек потока на 90°;

• тип закрылков – посадочный щиток, выпускаемый простым поворотом вокруг оси навески;
• конструкция закрылка состоит из лонжерона, силового лобика, концевого профиля, нервюр и дюралевой панели обшивки только по внешней (нижней) поверхности.

 

 

Фюзеляж:

• имеет по всей длине сечение из двух эллипсов, которое сначала плавно расширяется от шпангоута № 1 до кабины летчика, в ее зоне постоянно, а дальше сужается к хвостовой части;
• силовой набор фюзеляжа состоит из шпангоутов (один наклонный, остальные под прямым углом к СГФ), бимсов в месте крепления бомбодержателя, вырезов кабины, хвостовой опоры шасси и тормозного гака, а также стрингеров;
• кабина самолета закрытая полностью остекленная, состоит из неподвижного лобового козырька, фонаря летчика, неподвижной средней части, фонаря стрелка-радиста и крышки пулеметной установки

• лобовой козырек неподвижный, состоит из каркаса, лобового и двух боковых стекол;
• фонарь летчика состоит из каркаса, 12 боковых и 3 верхних стекол, при открытии сдвигается назад, скользя по направляющим над неподвижной средней частью;
• неподвижная средняя часть состоит из каркаса, 6 боковых и 3 верхних стекол;
• фонарь стрелка-радиста состоит из каркаса, 4 боковых и 3 верхних стекол, при открытии сдвигается назад, скользя по направляющим под неподвижной средней частью;
• крышка пулеметной установки состоит из каркаса, 4 боковых и 3 верхних стекол, при открытии поднимается в хвостовой части, уходя передней частью под фонарь стрелка и фиксируется в этом положении;
• кресло летчика обычного типа, состоит из жесткого дюралевого каркаса, механизма регулировки высоты и расположения относительно рычагов управления по длине самолета; мягкостей и привязных ремней, парашют расположен в его чашке;
• конструкция кресла стрелка-радиста подобна, но регулировка его положения возможна только по высоте, зато но вращается на 360 град., что позволяет ему занимать удобное положение на взлете и посадке, работать с радиостанцией и вести наблюдение за всеми секторами воздушного пространства;
• для удобства входа в кабины и выхода из них по левому борту фюзеляжа сделаны ступеньки.

Система управления самолетом и механизацией крыла:

• традиционного типа, состоит из независимых каналов тангажа, крена (оба – управление от РУС) и курса (педали);
• управление триммерами тросовое, отклонение их в режиме сервокомпенсатора осуществляется тягами, которые связывают их с силовым набором неподвижных частей крыла или оперения и входят в их конструкцию;
• секции элеронов между собой не сблокированы – каждая управляется своей тягой, при этом тяги внешних секций сделаны так, что для складывания законцовок крыла не требуется их расстыковка, но остальная проводка управления элеронами общая, что обеспечивает их синхронное отклонение;
• управление закрылками механическое, все их секции сблокированы для синхронного выпуска и уборки.

Оперение:

• свободнонесущее, состоит из ГО и ВО, крепящихся к хвостовой части фюзеляжа;
• все плоскости оперения набраны симметричными скоростными профилями NACA;
• кромки ГО образованы двумя «деформированными эллипсами»;
• ГО состоит из стабилизатора и РВ с осевой компенсацией и внутренней весовой балансировкой;
• стабилизатор технологически состоит из центроплана, двух консолей, которые в свою очередь состоят из средних частей и двух законцовок, сначала к каркасу фюзеляжа наглухо крепится центроплан (предположительно, на заклепках), затем к его лонжеронам болтовыми моментными соединениями крепятся консоли в сборе (средние части, склепанные с законцовками по стыковым нервюрам);
• силовой набор центроплана состоит из двух лонжеронов, установленных под прямым углом к ПСС, четырех нервюр и стрингеров;
• силовой набор средней части стабилизатора состоит из двух лонжеронов (передний установлен под острым углом  к ПСС, задний – под прямым, 7 нервюр и стрингеров;
• силовой набор законцовки стабилизатора состоит из 3 нервюр, контурного профиля и стрингеров;
• РВ состоит из двух сблокированных между собой половин, на каждой из которых установлен триммер-сервокомпенсатор;
• силовой набор РВ состоит из лонжерона (установлен под прямым углом к ПСС), силового лобика, стенки в зоне триммера, нервюр и профиля по законцовке;
• ВО состоит киля и РН с осевой компенсацией и внутренней весовой балансировкой;
• на виде в плане (в профиль) кромка основного киля с РН представляет собой деформированный эллипс (подобно ГО);
• киль состоит из основной части и законцовки, а также радиусного обтекателя, который сопряжение передней кромки киля и фюзеляжа, все они при установке на самолет соединяются заклепками;
• силовой набор основной части киля состоит из двух лонжеронов (передний установлен под острым углом  к СГФ, задний – под прямым, нервюр и стрингеров;
• силовой набор законцовки киля состоит из лонжерона (является продолжением II л-на основной части киля и установлен под прямым углом  к СГФ), нервюр и стрингеров, его верхняя нервюра установлена под острым углом к СГФ по форме рогового компенсатора РН;
• РН имеет роговую и осевую компенсацию, а также внутреннюю весовую балансировку, в его нижней части установлен триммер-сервокомпенсатор;
• конструкция РН подобна РВ с отличием в размерах и форме.

 

 

Шасси:

• трехопороное с хвостовой опорой, включает также тормозной гак;
• все опоры шасси неубирающиеся, гак – убирающийся;
• основные опоры шасси балочного типа, состоят из жидкостно-газового амортизатора с узлом крепления к I л-ну центроплана, вилки, оси, тормозного колеса и обтекателя, который в свою очередь состоит из неподвижной верхней части, крепящейся к центроплану, и нижней части, которая крепится к вилке колеса и смещается вместе с ней при работе ЖГА, при этом ее тонкая верхняя часть входит в проем неподвижной части обтекателя;
• хвостовая опора шасси также балочного типа, ее конструкция подобна ООШ, отличаясь размерами и пропорциями, но колесо ХОШ нетормозное, а сама она поворотная, что упрощает руление и уменьшает радиус разворота при этом;
• тормозной гак стальной, его установка включает также шарнир навески и систему выпуска и уборки с пружиной, которая не дает ему свободно болтаться под воздействием набегающего потока при выпущенном положении, и фиксатором убранного положения, при выпуске гак опускается ниже условной плоскости, проходящей через нижние точки колес шасси, а зацепившись за трос аэрофинишера, гак занимает то положение, которое этот трос определяет.

Пневматическая система:

• состоит из баллона со сжатым воздухом, компрессора на моторе, датчиков давления, кранов управления, дросселей и проводки с ее креплением;
• обеспечивает питанием систему запуска мотора, тормоза ООШ, а также приборное оборудование самолета.

Электросистема:

• состоит из генератора постоянного тока на моторе, аккумулятора, преобразователя, стабилизатора напряжения, приборов коммутации и контроля, предохранителей и двухпроводной проводки с ее креплением;
• обеспечивает питанием приборное, осветительное и радиотехническое оборудование самолета, а также его вооружение, питание зажигания входит в конструкцию двигателя, но в момент запуска мотора оно подключается к бортовому аккумулятору;
• сети потребителей разделены на ветки с раздельным включением.

Приборное оборудование и органы управления на приборной доске летчика в серийном исполнении (на самолете D3A2):

• поз. 1 – индикатор радиополукомпаса Тип 1 Ku Mk.3;
• поз. 2 – переключатель магнето мотора;
• поз. 3 – указатель температуры масла в моторе Модель 1 или Модель 5;
• поз. 4 – указатель давления масла в моторе Тип 1 Модель 1;
• поз. 5 – указатель оборотов мотора Модель 1;
• поз. 6 – указатель давления топлива в подающей магистрали Тип 1 Модель 1;
• поз. 7 – расходомер топлива;
• поз. 8 – указатель давления наддува мотора;
• поз. 9 – переключатель датчика вакуума в системе высотомера и ПВД;
• поз. 10 – компас Тип 0 Модель 1;
• поз. 11 – указатель датчика вакуума в системе высотомера и ПВД Модель 1;
• поз. 12 – гироскопический авиагоризонт Модель 1;
• поз. 13 – указатель воздушной скорости Модель 3;
• поз. 14 – указатель крена и разворота Модель 2;
• поз. 15 – барометрический высотомер Модель 2;
• поз. 16 – гироскопический указатель курса Модель 1;
• поз. 17 – указатель тангажа Модель 2;
• поз. 18 – хронометр Модель 1;
• поз. 19 – указатель температуры головок цилиндров мотора Тип 1  Модель 1;
• поз. 20 – указатель температуры выхлопных газов мотора Модель 1 Каи 1;
• поз. 21 – указатель температуры воздуха на входе в карбюратор Тип 1 Модель 1;
• поз. 22 – переключатель системы запуска мотора;
• поз. 23 – указатель положения тормозных щитков;
• поз. 24 – указатель уровня топлива бака левого полукрыла Модель 3;
• поз. 25 – указатель уровня топлива фюзеляжного бака Модель 3;
• поз. 26 – указатель уровня топлива бака правого полукрыла Модель 3;
• поз. 26 – указатель октанового числа заправляемого топлива;
• поз. 27 – указатель давления масла в баке Тип 1 Модель 1.

Радиотехническое оборудование:

• установлена работающая на средних и коротких волнах приемо-передающая радиостанция (ближняя связь – ТЛФ-режим, гарнитуры у летчика – командира экипажа и у стрелка-радиста, который выполнял ее настройку, дальняя – ТЛГ, ключ у стрелка-радиста, возможно, радиостанций было две – СВ и КВ-диапазона);
• антенная система радиостанции СВ-диапазона состоит из установленного в кабине радиста механизма выпуска, направляющей, смонтированной на полу кабины и выходящей под фюзеляж, собственно антенны в виде троса (предположительно, медного) с грузом на конце, изоляторов и медного фидера, которым она подключалась к радиостанции;
• антенная система радиостанции КВ-диапазона состоит из установленной на задней раме каркаса неподвижной части остекления кабины мачты, собственно антенны в виде троса (предположительно, медного), механизма натяжения, изоляторов и медного фидера, которым она подключалась к радиостанции;
• в кабине радиста установлен средневолновый радиополукомпас Тип 1 с кольцевой направленной антенной в текстолитовом обтекателе под фюзеляжем в зоне кабины экипажа, он выдает направление на работающую средневолновую радиостанцию и позволяет прослушивать ТЛГ или ТЛФ-сигнал (радиомаяк обычно выдавал условленные знаки азбукой Морзе, но в его качестве можно было использовать и другие радиостанции, например, широковещательные, определяя их нахождение по содержанию текста радиопередачи, индикаторы в исполнении Тип 1 Ku Mk.3 – в кабине радиста и летчика);
• для питания радиооборудования была выделена отдельная ветка электроситемы со стабилизированным напряжением и своими предохранителями.

Вооружение:

• под фюзеляжем установлен один паралелограммный бомбодержатель для бомбы калибра 250 кг, обеспечивающий ее сбрасывание с крутого пикирования;
• под СЧК установлены два балочных бомбодержателя для бомб калибра 60 кг;

• в верхней части НЧФ установлены 2 синхронных пулемета Тип 97 калибра 7,69 мм с ленточным питанием, стволы которых выходят через удлинительные трубы над мотором сквозь переднюю обечайку капота, огонь из них ведет летчик, пользуясь регулируемым трубчатым прицелом, установленным снаружи перед лобовым стеклом козырька его кабины;
• в задней кабине установлен на полутурели один пулемет Тип 92 с дисковым питанием (диски на 94 патрона), огонь из него ведет стрелок-радист, пользуясь механическим прицелом пулемета, в походном положении пулемет полностью убирается в нишу за кабиной стрелка.

Средства спасения экипажа:

• летчик и стрелок-радист имели стандартные парашюты;
• в средних частях крыла за л-нами № 2 были установлены надувные баллонеты из прорезиненной ткани, которые надувались от пневмоситсемы самолета в случае аварийной посадки на воду и выдавливали люки в верхних панелях СЧК (однако их объем оказался недостаточен, что проявилось с ростом веса конструкции в серийном производстве, кроме того, при посадке на воду самолет часто капотировал от удара основными опорами шасси, потому при аварии над морем опытные экипаж предпочитали покидать самолет в воздухе с парашютами);

• для спасения в море летчик и стрелок-радист имели пробковые спасательные жилеты, но они держали их на воде лишь непродолжительное время (желательно было сбросить хотя бы обувь);
• каждый член экипажа имел свой неприкосновенный аварийный запас, в который входили рацион питания и воды на 1 прием, сигнальная ракета, зеркало и нож (они имели и табельное оружие – пистолет, самурайские мечи были только у тех, кому были положены при рождении, для них были кронштейны в кабинах, но после 1943 г. их обычно в полет почти никто не брал).

 

Проекты Аити D3A и Накадзима D3N представлены заказчику весной 1937 г., фирма «Мицубиси» свой проект отозвала, сосредоточившись на разработке нового палубного истребителя А6М.

 

 

AM-17-1 (D3A1, Морской палубный бомбардировщик 11-Shi) 1-й опытный, пикирующий бомбардировщик палубного и берегового базирования.

 

Построен заводом фирмы «Аити» «Фунаката» (англ. Funakata) в г. Нагоя в соответствии с проектом, но в частичной комплектации. Не установлены:

• вооружение;
• РПК и обтекатель его антенны (но крепление было сделано).

Постройка завершена в декабре 1937 г.

 

В январе 1938 г. после наземной отработки систем, нивелировки и взвешивания самолет был передан на заводские летные испытания и в том же месяце совершил первый полет.

 

Испытания показали крупные недостатки самолета:

• в жаркую погоду наблюдается перегрев мотора и масла в нем;
• большая длина разбега затрудняет взлет с палубы авианосца (причина – недостаточная мощность мотора);
• при нормальной устойчивости по курсу и тангажу устойчивость по крену была неудовлетворительной – при выполнении крена летчик часто не мог сразу остановить его нарастание и самолет выполнял бочку (причина этого явления в то время выявлена не была);
• эффективность тормозных щитков признана недостаточной, а скорость пикирования, достигавшая 444 км/ч – слишком большой;
• вибрации планера при выпуске тормозных щитков столь сильны, что привели к быстрому появлению усталостных трещин, которые пришлось ремонтировать;
• дальность полета недостаточна;
• обзор с места летчика недостаточен, конструкция остекления кабин слишком сложна, каркас его имеет избыточный вес;
• работа хвостовой опоры шасси неудовлетворительна, ее прочность недостаточна;
• приведение заднего пулемета в боевое положение и ведение огня из него неудобны (выявлено на макете кабины уже после окончания постройки самолета).

На официальные испытания самолет, по-видимому, не передавался. Хотя постройка 2-го опытного образца уже шла, по результатам испытаний самолета АМ-17-1 в его конструкцию были внесены значительные доработки.

 

AM-17-2 (D3A, Морской палубный бомбардировщик 11-Shi) 2-й опытный, пикирующий бомбардировщик палубного и берегового базирования.

 

От самолета АМ-17-1 имел следующие основные отличия:

• установлен серийный 2-рядный звездообразный 14-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения с редуктором и ПЦН Мицубиси MK8 «Кинсей» 3, мощность 840 л.с. на взлете и кратковременно на уровне моря, мощность на I границе высотности 2000 м – 760 л.с., мощность на II границе высотности 4500 м – 680 л.с.;
• в связи с заменой мотора переделаны все системы силовой установки и капот, размеры которого изменились;
• сделано новое крыло с усиленной жесткостью, увеличенным размахом при сохранении технологического членения и КСС, его относительное удлинение уменьшено до 6,0 (как у самолета Не 70);
• изменена аэродинамика тормозных щитков (скорость в конце пикирования уменьшалась до 370 км/ч);
• сделана новая кабина с улучшенным обзором, но особенности ее конструкции на этом самолете достоверно не известны;
• сделано новое ВО с увеличенной площадью, но без радиусного обтекателя, закрывающего стык его передней кромки с фюзеляжем.

Самолет построен заводом «Аити – Фунаката» в 1938 г. уже с вооружением и радиополукомпасом, но КВ-радиостанция с ее антенной по-прежнему не были установлены.

 

Заводские испытания показали значительное улучшение устойчивости на пикировании (вибрации снизились), уменьшение длины разбега и улучшение обзора из кабин. В то же время улучшить устойчивость по крену не удалось.

 

Вместе с тем из-за увеличения расхода бензина более мощным мотором дальность упала.

 

 

Тем не менее, в конце 1938 г. самолет был принят на официальные испытания, которые проводились путем сравнения с опытным образцом пикирующего бомбардировщика Накадзима D3N.

 

В марте 1939 г. по результатам сравнительных испытаний на вооружение был принят самолет Аити АМ-17-2, которому было присвоено военное обозначение D3A1 Модель 11 морской палубный бомбардировщик тип 99. Однако при запуске в серийное производство фирма была обязана внести доработки, направленные на устранение основных оставшихся недостатков 2-го опытного образца.

 

серийные самолеты D3A1 Модель 11

 

D3A1 Модель 11, морской палубный бомбардировщик тип 99 установочной серии, пикирующий бомбардировщик палубного и берегового базирования.

 

Подготовка серийного производства на заводе «Аити – Фунаката» началась в декабре 1938 г. – еще до принятия самолета на вооружение. Хотя в марте 1939 г. по результатам испытаний было принято решение внести в конструкцию самолета были дальнейшие изменения для устранения выявленных недостатков, чтобы не задерживать развертывание серийного производства и освоение самолета в войсках эти самолеты были построены по типу 2-го опытного образца АМ-17-2 без отличий.

 

Завод фирмы «Аити – Фунаката» в г. Нагоя летом 1939 г. построил 6 самолетов для отработки технологии серийного производства, специальных аэродинамических, прочностных, и эксплуатационных испытаний, а также для обучения первых групп летного состава строевых частей.

 

 

Во время испытаний этой партии самолетов удалось установить причину недостаточной устойчивости по крену: она закачалась в возникновении «перекрестных аэродинамических связей» между моментами сил, возникающими на ВО и крыле самолета. Устойчивость по курсу была достаточной, однако при возникновении крена на ВО возникал аэродинамический момент, направленный на его увеличение, вместо компенсирующего. Причиной была недостаточная площадь ВО. Поскольку высоту и площадь киля увеличить было затруднительно (крутильные нагрузки на фюзеляж превышали критическое значение), было решено ввести форкиль (решение было заимствованным – так делали, например, многие конструкторы в США, которые тоже столкнулись с этой проблемой). Доработка была сделана по ходу освоения серийного выпуска самолета.

 

В августе 1940 г. все 6 самолетов были переданы авиагруппам АВ «Акаги» и «Кага» для эксплуатационных испытаний, которые были пройдены с положительной оценкой. В это время были обучены и первые строевые экипажи (командиров авиагрупп и подразделений), которые вводили в строй остальных.

D3A1 Модель 11, Морской палубный бомбардировщик тип 99 серийный, пикирующий бомбардировщик и двухместный перехватчик ПВО палубного и берегового базирования.

 

Первые 4 самолета были построены по типу предсерийных без отличий, но с 5-го серийного самолета были введены существенные изменения для устранения выявленных недостатков:

• установлен серийный 2-рядный звездообразный 14-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения с редуктором и 2-скоростным ПЦН Мицубиси MK8D «Кинсей» 43, мощность 1000 л.с. на взлете и кратковременно на уровне моря, 1080 л.с. на I границе высотности 2000 м, 990 л.с. на II границе высотности 2800 м;
• сделана новая эффективная система охлаждения масла с сотовым радиатором в тоннеле с регулируемым выходным сечением под мотоотеком;
• сделан новый капот мотора, он стал легче и обеспечивал более эффективное его охлаждение;
• сделаны новые выхлопные коллекторы с удлиненными выходными патрубками, выведенными за «юбкой охлаждения» капота, что увеличило ее проходное сечение и улучшило охлаждение мотора (на старом месте расположения патрубков добавлены ранее отсутствовавшие лепестки «юбки»);

• емкость топливной системы увеличена до 1000 л;
• сделано полностью новое крыло с уменьшенным размахом и увеличенной площадью (относительное удлинение уменьшено с 6,0 до 5,9 единицы), его жесткость значительно улучшилась, вибрации на пикировании с тормозными щитками полностью исчезли;
• изменена конструкция фюзеляжа с увеличенной на 325 мм общей длиной (за счет отсека за мотором, агрегаты в котором обслуживать стало удобнее), все шпангоуты стали вертикальными, что упростило сборку;
• сделана новая упрощенная конструкция фонаря кабины летчика – число боковых стекол уменьшено до 4, верхних – до 2, а их площадь увеличена;
• сделана новая конструкция остекления средней части кабины – число боковых стекол уменьшено до 4, верхних – до двух, а их площадь увеличена;
• сделана новая упрощенная конструкция фонаря кабины стрелка-радиста – число боковых стекол уменьшено до 2, а их площадь увеличена;
• сделана новая задняя поднимающаяся часть фонаря стрелка упрощенной формы с двумя гнутыми боковыми и двумя плоскими верхними стеклами;
• сделана новая установка пулемета, которая в походном положении не убиралась в фюзеляж, время приведения ее в боевое положение резко сократилось.
• сделано новое ВО, которое состоит из форкиля, основного киля и РН с осевой компенсацией и внутренней весовой балансировкой;

• на виде в плане (в профиль) кромка форкиля эллиптическая в передней части, прямая в средней и эллиптическая в месте перехода к основному килю (но кривизна ее обратна передней части);
• силовой набор форкиля состоит из нервюр, являющихся продолжением шпангоутов ХЧФ, и стрингеров;
• сделаны новые обтекатели основных опор шасси (заменены обе их части);
• сделана новая конструкция ХОШ с подкосом в виде выносного амортизатора (ЖГА);
• в конструкцию шасси введена предохранительная хвостовая пята в виде трубчатой конструкции, установленной за основной ХОШ (при ее разрушении она сминается, поглощая энергию удара и не давая разрушиться хвостовому обтекателю фюзеляжа, при ремонте она может быть легко заменена);
• установлена КВ-радиостанция с мачтовой антенной;
• изменена установка бомбардировочного прицела;
• для экономии веса значительно сокращен состав съемного оборудования самолета (в частности, за счет средств спасения экипажа, совершившего вынужденную посадку в море).

Примечание: возможно, новая конструкция остекления кабин была введена еще на опытном самолете АМ-17-2.

Вес конструкции доработанного самолета увеличился по сравнению с эталонным АМ-17-2 на 358 кг, а нормальный взлетный – на 250 кг, скорость на границе высотности уменьшилась на 8 км/ч, посадочная скорость увеличилась на 11 км/ч, но время набора высоты 3000 м сократилось на 15 с (на 8%), потолок возрос на 2100 м, что в то время для пикирующего бомбардировщика считалось важным, устойчивость и управляемость улучшились при одновременном улучшении маневренности, что позволило применять самолет как двухместный перехватчик ПВО для защиты авианосцев и береговых баз от бомбардировщиков противника.

 

Скорость пикирования вновь увеличилась, однако на этот раз испытатели не отметили ухудшения точности бомбометания – наоборот с улучшением устойчивости она заметно улучшилась, прицеливание упростилось, а самолет находился в зоне эффективного огня зенитной артиллерии меньшее время.

 

Весной 1939 г. завод «Аити – Фунаката» в г. Нагоя начал производство 1-й серии самолетов, но из-за необходимости внесения указанных изменений вся она была сдана только в декабре 1939 г. и тогда же в строевые части Авиации ВМС Японии.

 

 

По ходу выпуска в конструкцию и комплектацию самолета вносились дальнейшие изменения, в т.ч.:

• введена установка двигателей MK8D «Кинсей» 44 мощность 1070 л.с. на взлете и кратковременно на уровне моря, 1080 л.с. на I границе высотности 2000 м;
• общая длина самолета увеличена на 10 мм;
• радиополукомпасы и коротковолновые передатчики ставятся только на часть серийных самолетов, их поставки в строевые части для замены вышедших из строя сокращаются.

Производство этой модификации продолжалось около 3 лет и было завершено в августе 1942 г. Всего было построено 470 самолетов всех серий этой модификации.

Хотя уже весной 1942 г. было начато серийное производство нового палубного пикирующего бомбардировщика Yokosuka D4Y1 с гораздо лучшими боевыми качествами и перспективой их дальнейшего повышения, фирма «Аити» получила заказ на новую модификацию своего самолета D3A2.

 

Продолжение следует