Gloster Gladiator
Шрифт:
Хвостовое колесо свободно вращающееся, с гидравлическим и пружинным амортизатором, тип Данлоп АН.5000 или Пальмер № 637 с шиной Экта-Данлоп 4x3,5 или Экта-Данлоп 270x100 давлением 0,21 МПа.
Вооружение состояло из четырех пулеметов «Браунинг» калибра 7,7 мм (0,303). Спуск пневматический с помощью кнопки на ручке управления. Давление в системе спуска обеспечивалось за счет баллонов со сжатым воздухом тормозной системы. Два пулемета, установленных по бортам фюзеляжа, оснащались синхронизатором и стреляли через диск винта. Боекомплект 600 выстрелов на ствол. Еще два пулемета находились под
Первые 60 «Гладиаторов» несли под крыльями пулеметы «Льюис» с боекомплектом 97 выстрелов на ствол, питание дисковое. Десять следующих машин несли под крыльями пулеметы «Виккерс К» с боекомплектом 100 выстрелов на ствол.
У «Си Гладиаторов» имелась возможность установить еще два пулемета в верхнем крыле.
Двигатель крепился восемью винтами к шестиугольной мотораме. От фюзеляжа мотор отделяла противопожарная переборка.
Крылья двусоставные, верхнее крыло сдвинуто вперед относительно нижнего. Форма прямоугольная, без скоса, округлые оконцовки.
Конструкция крыла двухлонжеронная (тип Хоукер). Лонжероны клепанные, из высокоуглеродистой стали. Нервюры штампованные. Обшивка крыла матерчатая.
Размах крыла 9,38 м (и верхнего и нижнего), хорда 1,75 м, промежуток между крыльями 1,62 м.
Переднее крыло на «Гладиаторе Mk I» выступало вперед на 0,69 м относительно нижнего, а на «Гладиаторе Mk II» и «Си Гладиаторе» — на 0,75 м.
Промежуток между крыльями у «Гладиатора Mk I» 1,62 м, у «Гладиатора Mk II» 1,59 м. Угол заклинивания крыльев (верхнего и нижнего) 2°30' ± 15', возвышение 3°15'.
Поверхность верхнего крыла 15,72 м2, нижнего крыла 14,29 м2. Удлинение крыла 6,44.
Оба крыла оснащались щелевыми элеронами типа Фризе и закрылками крокодилового типа. Элероны отклонялись вверх и вниз на 3 7/8 дюйма вверх и вниз. Отклонение закрылков до 90°.
Профиль RAF 28.
Крылья имели две пары распорок и крестообразные растяжки.
Самолеты, эксплуатированные в пустыне, оснащались фильтрами Воукс и комплектом выживания в пустынных условиях.
Глостер «Гладиатор Mk I» оснащался мотором Бристоль «Меркурий IX» с наддувом, девятицилиндровый, звездообразный (одинарная звезда), воздушного охлаждения.
Винт «Уоттc» двухлопастный фиксированного шага диаметром 3,277 м.
Максимальная мощностью 840 л.с. на высоте 4420 м при 2750 об./мин, 730 л.с. на высоте 3800 м при 2400 об./мин, 825 л.с. на высоте 4100 м при 2650 об./мин.
Двигатель блокирован с редуктором 0,5:1. Шаг винта 6,553 м.
Максимальная скорость:
338 км/ч (210 миль/ч) на высоте уровня моря;
364 км/ч (226 миль/ч) на высоте 1520 м (5000 футов);
394 км/ч (245 миль/ч) на высоте 3050 м (10000 футов);
407 км/ч (253 миль/ч) на высоте 4420 м(14500 футов);
402 км/ч (250 миль/ч) на высоте 5330 м (17500 футов);
380
Результаты были получены на испытаниях самолета К6129 с винтом «Уоттc», проводившиеся в период с 13 января по 22 марта 1937 года. Подобные испытания с винтом «Фейри-Рид» дали прирост скорости около 1,5 % на тех же высотах. На высоте 4400 м (14500 футов) самолет развил 413,6 км/ч (257 миль/ч).
Набор высоты шел на оптимальной скорости 200 км/ч (125 миль/ч) до высоты 2430 м (8000 футов), затем скорость падала до 160 км/ч (100 миль/ч) на высотах до 7000 м (23000 футов) и до 145 км/ч (90 миль/ч) на высотах до 8530 м (28000 футов).
Разбег 114 м (125 ярдов).
Фюзеляж в разрезе: 1. Кок. 2. винт. 3. Кольцо Таунзнда. 4. Кожух двигателя. 5. Моторама. 6. Маслобак. 7. Стойка центропшна. 8. Верхнее крыло. 9. Центроплан. 10. Главный бензобак. 11. Наружный маслорадиатор. 12. Расширительный топливный бак. 13. Пулемет. 14. Бачок омывателя фонаря. 15. Верхняя и нижняя приборная доска. 16. Элерон. 17. Противобликовое стекло. 18. Блок управления двигателем. 19. Ручка управления. 20. Сдвигаемая крышка фонаря. 21. Кресло пилота с ремнями. 22. Радиостанция. 23. Огонь для полетов в строю. 24. Киль. 25. Растяжки. 26. Руль направления. 27. Выхлопная труба. 28. Стойка шасси. 29. Колесо со внутренним амортизатором. 30. Маслорадиатор. 31. Обогрев кабины. 32. Гильзоприемник. 33. Коллектор эжектора гильз. 34. Магазин пулемета. 35. Воздушный фильтр и отстойник масла. 36. Каркас передней части фюзеляжа. 37. Тяги элеронов. 38. Толкатель руля высоты. 39. Таблица электроприборов. 40. Кислородный баллон. 41. Баллон со сжатым воздухом. 42. Каркас задней части фюзеляжа. 43. Багажник. 44. Тяги руля направления. 45. Тяги руля высоты. 46. Горизонтальный стабилизатор. 47. Хвостовое колесо. 48. Киркас хвостового оперения. 49. Руль высоты.
Разбег с подъемом на высоту 15 м (50 футов) — 200 ярдов (183 м) винт «Уотте».
Пробег с высоты 15 м с использованием тормозов и закрылков — 220 м (240 ярдов).
Пробег от точки касания до полного стопа — 155 м (170 ярдов).
Дальность полета с запасом топлива 377 л (83 галлона) со скоростью 362 км/ч при 2400 об./мин на высоте 4400 м (с учетом 5 галлонов на взлет, набор высоты и разгон) 690 км (428 миль). Продолжительность полета 1 ч 54 мин. При полной нагрузке (и тех же условиях) 570 км (352 мили), продолжительность полета 1 ч 36 мин.
Глостер «Гладиатор Mk II» оснащался мотором Бристоль «Меркурий VIIIA» или VIIIAS с механической догрузкой, звездообразный, девятицилиндровый, воздушного охлаждения.
Винт «Фейри-Рид» металлический диаметром 3,20 м, трехлопастный, фиксированного шага 6,48 м.
Характеристики двигателя: 840 л.с. (боевое форсирование) на высоте 4450 м при 2750 об./мин, 735 л.с. стартовая мощность на уровне моря. Максимальная мощность на высоте 3840 м при 2400 об./ мин 730 л.с.