Gloster Gladiator

Техническое описание

Глостер «Гладиатор — одномоторный истребитель-биплан. Одноместный, с закрытой кабиной, металлический с матерчатой обшивкой.

Фюзеляж состоял из четырех частей: моторамы, передней части, задней части и хвостового оперения. Каждая часть имела каркас в виде решетки Уоррена, собранной из стальных и алюминиевых труб. Трубы соединялись винтами, стыки усиливались накладками. Стыки технологического членения фюзеляжа имели дополнительное усиление. Всю конструкцию усиливали проволочными растяжками. Шпангоуты из легкого сплава, к ним крепились частые стрингера, служившие опорой для матерчатой обшивки. Переднюю часть фюзеляжа покрывали дюралевые листы.

Хвостовая часть включала в себя регулируемое горизонтальный стабилизатор. Несущие элементы стабилизатора — трубчатые лонжероны со штампованными дюралевыми нервюрами. К заднему лонжерону подвешивался руль высоты. Руль высоты приводился в движение тягой, проходящей между лонжеронами и нервюрами. Киль крепился к фюзеляжу с помощью выступающей части лонжерона и двух растяжек. Хвостовая часть фюзеляжа и хвостовое оперение имели матерчатую обшивку.

Площадь горизонтального стабилизатора 1,79 м2, рулей высоты 1,72 м, киля 0,55 м, руля направления 1, 35 м2.

Горизонтальный стабилизатор можно было заклинить в любом положении в диапазоне от 3°30′ ±15' вверх до 4°30′ ±15' вниз.

Отклонение руля направления 19° ± 1° в обе стороны.

Привод рулей классический, с помощью тяг.

Шасси неубирающееся, свободнонесущее с амортизатором внутри ступицы, типа Даути. Тормоза пневматические типа Данлоп.

Колея 3,66 м. Колеса Данлоп АН. 20065.75x19, шины Данлоп О.А. 1 7x19 (тропический вариант Данлоп 9x18). Нормальное давление 0,33 МПа (3 атм), в тропических шинах 0,28 МПа.

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 нижним крылом и имели боекомплект по 400 выстрелов на ствол. Ракетница «Бери» с восемью ракетами хранилась внутри кабины.

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 км/ч (236 миль/ч) на высоте 6100 м (20000 футов).

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.

Двигатель агрегатирован с редуктором передаточным числом 0,572:1.

346 км/ч (215 миль/ч) на высоте уровня моря;

360 км/ч (224 миль/ч) на высоте 1520 м (5000 футов);

400 км/ч (249 миль/ч) на высоте 3050 м (10000 футов);

413 км/ч (257 миль/ч) на высоте 4420 м (14500 футов);

407 км/ч (253 миль/ч) на высоте 5330 м (17500 футов);

385 км/ч (239 миль/ч) на высоте 6100 м (20000 футов).

Скороподъемность на скорости 200 км/ч (125 миль/ч) до высоты 2430 м (8000 футов), 160 км/ч (100 миль/ч) до высоты 7300 м (24000 футов), 145 км/ч (90 миль/ч) до высоты 9150 м (30000 футов).

Разбег 125 ярдов, взлет на высоту 15 м 165 м (180 ярдов).

Посадка с высоты 15 м с использованием тормозов и закрылков 228 м (250 ярдов). Пробег 165 м (180 ярдов).

Дальность полета с 377 л (83 галлонами) топлива со скоростью 362 км/ч при 2400 об./мин на высоте 4450 м — 714 км (444 миль), длительность полета 2 ч 6 мин.

Дальность полета при полной нагрузке (в т. ч. тропическая версия) и запасом топлива 318 л (70 галлонов) со скоростью 354 км/ч на высоте 4390 м — 547 км (340 миль), продолжительность полета 1 ч 30 мин.

338 км/ч (210 миль/ч) на высоте уровня моря;

352 км/ч (220 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);

397 км/ч (248 миль/ч) на высоте 5330 м (17500 футов);

368 км/ч (230 миль/ч) на высоте 6100 м (20000 футов).

Скороподъемность как у «Гладиатора Mk II».

Скорость сваливания (по приборам) с убранными закрылками 93 км/ч (58 миль/ч), с выпущенными закрылками 88 км/ч (55 миль/ч).

Разбег при безветренной погоде 119 м (130 ярдов). Взлет на 15 м (50 футов) 187 м (205 ярдов).

Пробег 174 м (190 ярдов) при использовании закрылков и тормозов.

Для авианосца разбег при встречном 30-узловом ветре 59 м (65 ярдов). Взлет до 15 м 128 м (140 ярдов).

Дальность полета с запасом топлива 377 л (83 галлонов) на высоте 4450 м со скоростью 354 км/ч — 668 км (415 миль), длительность полета 1 ч 58 мин.

Дальность полета при полной нагрузке и запасе топлива 70 галлонов на высоте 4250 м при скорости 346 км/ч — 515 км (320 миль), длительность полета 1 ч 20 мин.