совершенно разная. В основу боевого варианта был положен новый двигатель Вальтера R 11-211 VI (HWK I09-509A – по системе обозначений, принятой н Министерстве авиации), работающий по 'горячему циклу' и имеющий регулируемую тягу в диапазоне от 0.98 кН (100 кгс) до 1.47 кН (1500 кгс). При максимальной тяге Вальтер обещал расход топлива порядка 2,5-3 кг/с. Исходя из этого, Лин- пиш проектировал самолёт на 12 минут моторного полёта: 3 минуты на полной тяге – взлёт и набор высоты и 9 минут на уменьшенной тяге – выполнение атаки и крейсерский полёт. Практика показала, что расход топлива оказался значительно больше, что породило множество проблем в разработке и эксплуатации Me 163В.
При компоновке самолёта необходимо было обеспечить постоянство центровки при выработке топлива и расходовании боеприпасов. Для этого основной бак с окислителем ('состав Т'). ёмкостью 1040 л. разместили в фюзеляже, в районе ЦТ. Для сохранения центровки, при выработке окислителя, два бака по 60 л сместили вперёд и разместили в кабине, по бортам фюзеляжа. Весь запас горючего ('состав С') разместили в крыльях, т.е. распределили по размаху, а не по длине самолёта, что так же способствовало сохранению центровки при расходовании компонентов. Каждое крыло имело перед лонжероном бак ёмкостью 73 л, а после лонжерона – 177 л. Так как компоненты топлива были опасными агрессивными жидкостями, то для их хранения нужны были баки из специальных материалов. Для перекиси водорода лучше всего подходил чистый алюминий (из него и сделали баки), а для горючего – стекло. Но из стекла бак сделать сложно, поэтому применяли стальные эмалированные баки со стеклянным покрытием. По такой же технологии изготавливались соответствующие трубопроводы.
Фюзеляж самолёта имел веретенообразную форму, которой верхний гаргрот и подфюзеляжная балка придавали овальное поперечное сечение. В процессе эксплуатации фюзеляж мог расстыковаться на две части, что обеспечивало доступ к силовой установке. В носовой части фюзеляжа располагались отсек оборудования, кабина пилота. бак окислителя и посадочная лыжа. Основой силового набора носовой части являлась мощная подфюзеляжная балка и четыре силовых шпангоута. Материал носовой части – дюраль. К подфюзеляжной балке крепились посадочная лыжа и три из четырёх силовых шпангоутов. Первый силовой шпангоут являлся передней стенкой кабины и служил для крепления носового броневого конуса. Силовой шпангоут номер 4 служил противопожарной перегородкой между кабиной и баковым отсеком. На нём крепились основные узлы навески крыла, средняя качалка лыжи и бронеплиты для защиты пилота. На силовом шпангоуте номер 7 находились узлы крепления задней стенки крыла. Силовой шпангоут номер 8 служил для крепления двигателя и стыковки с хвостовой частью фюзеляжа. Обшивка носовой секции была несущей.
Носовой конус был выполнен из броневой стали толщиной 15 мм. Лично мне такое решение нравится: хотя конус весит больше, чем плоская бронеп- лита. однако большие углы встречи пуль и снарядов увеличивают вероятность рикошета, что усиливает защиту пилота. Под носовым конусом размешались основные блоки самолётного оборудования.
Далее следовала кабина пилота, необычно просторная для такого маленького самолёта. Кабина закрывалась фонарём, открываемым вправо. Что интересно, фонарь не имел переплётов. но обеспечивал прочность при полётах на больших скоростях. Позже, в 60-х годах, создание фонарей без переплётов и без оптических искажений представляли как последнее достижение авиационной техники. В дальнейшем на фонаре смонтировали маленькую форточку для проветривания, так как пары окислителя вызывали слезотечение у пилотов. Переднюю защиту дополняло 90-мм бронестекло, установленное над приборной доской. По бортам кабины размещались два протектированных бака с окислителем ёмкостью по 60 л. Это решение плохое, но вынужденное – необходимо было обеспечить центровку в процессе выработки топлива. Известен случай, когда при грубой посадке окислитель, вытекший из лопнувшего бака, просто растворил пилота. В последующих проектах баки из кабины удалили. На задней (противопожарной) стенке кабины крепились три бронеплиты. прикрывавшие голову (13 мм), плечи (8 мм) и спину (13 мм) пилота. К ней же. на специальных амортизаторах, крепилось кресло. Кабина была негерметичной, поэтому пилоты часто страдали от холода, кроме того, быстрый набор высоты требовал хорошей физической формы от лётчиков из-за больших перепадов давления.
За кабиной находился основной бак окислителя ёмкостью 1040 л. Для облегчения его монтажа и обеспечения доступа к трубопроводам и агрегатам топливной системы баковый отсек закрывался сверху съёмным гаргротом. Заправочные горловины выведены на вершину гаргрота. Снизу передней части фюзеляжа проходила мощная балка. к которой крепилась посадочная лыжа.
Хвостовая часть фюзеляжа находилась в зоне высоких температур, поэтому сё набор и работающая обшивка сделаны из стали. На верху отсека смонтирован киль деревянной конструкции с рулём направления, имеющим дюралевый каркас и полотняную обшивку. Руль имел развитую аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Снизу отсека установлен дополнительный киль, к которому крепится убираемое хвостовое колесо. Отсек имел вентиляционные отверстия, служащие для охлаждения силовой установки и для удаления паров топлива.
Взлётно-посадочные устройства состояли из стальной посадочной лыжи, хвостового колеса и взлетной, сбрасываемой тележки. Первоначально пытались делать лыжу из дерева или из дюраля, но. в конце концов, остановились на стали. Сбрасываемая тележка имела колёса размером 700 175 мм и крепилась на лыжу с помощью специального замка. Во время уборки лыжи замок раскрывался и тележка сбрасывалась. Уборку и выпуск лыжи и хвостового колеса обеспечивала специальная пневмогидравлическая система. Перед каждым вылетом специальные баллоны заряжались сжатым воздухом, энергия которого передавалась на гидроаккумуляторы и затем на гидроцилиндры. Гидроцилиндры в комплексе с гидроаккумуляторами выполняли также роль амортизаторов. Хвостовое колесо имело размер 266x85 мм и было управляемым с помощью жёсткой тяги. Такая конструкция шасси вызвала массу критики у специалистов. Дело в том. что при раннем сбросе тележка могла отскочить от ВПП и ударить самолёт (по крайней мере один Me 163 разбился по этой причине). В случае если тележка не сбрасывалась, посадка самолёта была невозможна, а запаса энергии в системе хватало только на I – 2 цикла уборки – выпуска. В этом случае пилот должен был покинуть машину. Амортизация лыжи была недостаточной. что при грубых посадках приводило к тяжёлым травмам у пилотов. Достаточно взглянуть на компоновочный чертёж, чтобы понять, что выбранная кинематика плохо воспринимает вертикальные удары. 'Это послужило причиной установки амортизаторов на кресле. Была также недостаточной колея тележки, что приводило к неустойчивости на курсе во время разбега. А после посадки самолёта на лыжу требовалось применение специальной тележки для его подъёма и транспортировки. Все эти недостатки имели одну причину: конструкторы старались максимально облегчить машину.
Крыло имело деревянную конструкцию. Оно имело угол стреловидности 26 градусов по передней кромке и 9 по задней. Специально спроектированные профили (14% у корня и 8% на законцовке) и геометрическая крутка обеспечивали балансировку самолёта. Всю заднюю кромку занимали плоскости управления: на внешней стороне – элевоны, а на внутренней – гак называемые тримщитки. Элевоны отклонялись на угол 31 градус в обоих направлениях и обеспечивали управление по крену и тангажу. Тримщитки не могли отклоняться независимо, а служили только для управления по тангажу и обеспечения продольной балансировки. Углы отклонения составляли 9 градусов – вверх и 12 градусов – вниз. Элевоны и
