Описание конструкции Me 262А-1а

Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низко расположенным крылом и с двумя турбореактивными двигателями. Шасси с носовой стойкой. Вертикальное оперение однокилевое. Кабина летчика имела прозрачный фонарь, который открывался вправо; предусматривалась возможность герметизации кабины. Крыло однолонжеронное, предкрылки по всей длине крыла, закрылки между элероном и центропланной частью крыла.

Фюзеляж.
Цельнометаллический, треугольного сечения с большим закруглением граней. Обшивка гладкая, клепка впотай. Фюзеляж состоит из трех секций: носовой, средней и хвостовой с силовым элементом для крепления оперения. Носовая секция фюзеляжа служит для размещения вооружения и боеприпасов. В нижней ее части по центру находится ниша, в которую убирается передняя стойка шасси. В средней части фюзеляжа находится кабина пилота, имеющая бочкообразную форму, а также топливные баки. Выемка под местом пилота предназначена для крепления крыла. Хвостовая часть фюзеляжа образует вместе с оперением единую конструкцию. Кресло пилота (небронированное) установлено на задней стенке кабины. Кресло регулируется только по высоте. Перед креслом установлена основная приборная доска, справа и слева от кресла дополнительные приборные доски. За креслом установлен аккумулятор.Фонарь кабины состоит из трех секций. Передняя (козырек кабины) с лобовым бронестеклом несъемная, средняя и задняя - съемные. На козырьке кабины, слева, расположено небольшое откидное оконце. Средняя часть откидывается на правую сторону и служит для выхода из кабины. Спереди летчик, боеприпасы и основные приборы защищены бронеплитами.

Шасси.
Убираются внутрь, в убранном виде все части шасси закрываются щитками. Выпуск и уборка шасси происходит при помощи гидравлики. Контроль состояния шасси осуществляется шестью приборами визуальной сигнализации. Аварийное срабатывание и остаточное закрывание обеспечивается сжатым воздухом. Выпуск основных шасси происходит с помощью гидравлики и продолжается благодаря собственному весу и незначительному скольжению. Все три колеса имеют тормоза. Торможение основных колес осуществляется педалью тормоза, а носового колеса - рычагом помпы, расположенной в кабине пилота слева.

Оперение.
Свободнонесущее с центральным килем, крепится на силовом элементе хвостовой части фюзеляжа. Стабилизатор регулируется при помощи электромотора. На руле направления имеется триммер, управляемый из кабины пилота. Рули направления и высоты сбалансированы посредством сервокомпенсатора.

Управление.
Управление рулем высоты и рулем направления происходит при помощи ручки управления KG 13b. Управление элеронами - педальное. Передача управляющего усилия происходит посредством системы тяг. Приведение в действие триммера руля направления обеспечивается штурвалом на левой приборной доске. Рычаг изменения угла установки стабилизатора (от 4-3° до - 6°) также расположен на левой приборной доске. Сама регулировка осуществляется посредством устройства, расположенного в хвостовом отсеке фюзеляжа. Обратная связь по положению обеспечивается автоматическим указателем положения. Регулировка посадочных закрылков (от 0 до 60°) происходит с помощью гидравлики; управление - кнопочным переключателем на левой приборной доске. Индикация положения определяется шкалой на левом щитке.Для аварийного выпуска закрылков используется сжатый воздух.

Крыло.
Свободнонесутцее однолонжеронное. Лонжерон сквозной и состоит из двух частей, соединенных в средней части болтами. На нижней поверхности крыльев закреплены подвесные мотогондолы для турбореактивных двигателей. Справа и слева на крыле установлено по элерону. Элерон крепится к крылу в трех местах и состоит из двух частей, закрепленных на приводном механизме. Элероны оснащены механизмом компенсации. Вдоль всей передней кромки крыла (кроме тех мест, где установлены двигатели) расположены автоматические предкрылки. Посадочные закрылки расположены между элероном и центропланной частью крыла и состоят из двух частей, разделяемых мотогондолой.

Силовая установка.
Два турбореактивных двигателя Jumo 190004В, расположенных под крылом и закрепленных в трех точках каждый. Управление двигателями однорычажное (осуществляется только одним рычагом на каждый двигатель). Съемные капоты-обтекатели обеспечивают хороший доступ к двигателю. На левой стороне мотогондол имеются закрывающиеся углубления-ступеньки, облегчающие подъем летчика или техперсонала на крыло самолета.

Топливная система.
Включает основной бак перед кабиной летчика (900 л), основной бак за кабиной летчика (900 л) и дополнительный бак под кабиной летчика (200 л). Общий запас топлива - 2000 л. Топливо подается к двигателям по выбору как из переднего, так и из заднего баков. Рычаг переключения топливных баков находится на левой приборной доске. Слив топлива из дополнительного бака происходит в основной бак. Топливо подается к двигателям при помощи пары электропомп на каждом баке. Система контроля запаса топлива и остатка - автоматическая. Сигнал критического остатка топлива на каждом из основных баков активизируется при 250 л. Для каждого двигателя предусмотрен 15-литровый бак с ГСМ, закрепленный непосредственно на самом двигателе.

Система зажигания и запуска.
Топливо подается в камеры сгорания при помощи электрической помпы. В момент запуска турбореактивного двигателя происходит впрыскивание пускового топлива (емкость на 20 л) в камеру сгорания и его воспламенение от двухискрового прибора зажигания. На каждый двигатель предусмотрено по два таких устройства. Система зажигания используется только при запуске, а при достижении двигателем 2000 об/мин он работает самостоятельно. Запуск турбореактивного двигателя осуществляется стартером, представляющим собой двухцилиндровый двухтактный моторчик воздушного охлаждения с топливным баком емкостью 1,5 л. Для ускорения взлета используются два стартовых ускорителя RI 502 с тягой по 500 кгс каждый. Их зажигание осуществляется кнопкой, расположенной на левой приборной доске.

Оснащение.
Специальные приборы контроля работы двигателей, пилотажно-навигационное оборудование, прибор для контроля параметров работы элементов конструкции, главный компас. Кресло пилота с ремнями безопасности, высотный кислородный прибор с двумя запасными баллонами, медицинская аптечка и парашют в кресле пилота.

Электрическая система.
На каждом двигателе установлено по одному электрическому генератору мощностью 1000 Вт и напряжением 24 В. Аккумулятор (7,5 А/ч) установлен позади кресла пилота. Электричеством питаются: устройства зажигания турбореактивных двигателей; топливные насосы; устройство изменения угла установки стабилизатора; индикаторные приборы; аэронавигационные огни; бортовая радиостанция; боотовые системы вооружения; пусковое устройство стартовых ускорителей; пусковое устройство сигнальных ракет.

Гидравлическая система.
Гидравлический насос (18 л/мин) на левом двигателе. Гидравликой приводятся в действие система уборки и выпуска шасси с остаточным закрыванием и закрылки. В случае выхода из строя гидросистемы используется сжатый воздух.

Варианты, которые предполагалось выпускать на основе истребителя Me 262А-1: