发动机选型是堀越二郎面临的最棘手问题。航空发动机的重量、功率、形制、燃油消耗率等,影响着战斗机机体的形制和由此产生的阻力,以及空重、机翼面积等指标。
20世纪30年代,日本仍是一个处于工业化进程中的国家,其航空发动机技术的发展水平落后于美国和欧洲列强,机床工业和汽车工业等服务于航空发动机制造业的基础工业领域均规模较小,且相对欠发达。海军航空本部的招标规格书中指定了供新型战斗机在试验阶段选用的两型发动机,即三菱公司的瑞星-13( Guise,Holystar)和金星-46( Kinsei, Golden star)发动机,两者均为14缸双排星型发动机。
堀越二郎倾向于选用金星-46,其额定功率达1070马力(798千瓦),优于瑞星-13(额定功率为870马力649千瓦)但金星-46比瑞星-13重,且直径大、耗油率高。更大、更重的发动机和更多的燃油,自然会导致机身的体积和重量增大。
通过计算,堀越二郎的设计团队发现,使用瑞星-13可将新型舰载战斗机的满载重量控制在5000磅(4536千克)左右,比使用金星-46减重1600磅(1451千克)。
然而,轻量化设计对零式战斗机而言无疑是一把双刃剑。为满足海军航空本部对机动性的硬性要求,堀越二郎的设计团队不得不竭尽可能地进行轻量化设计,同时兼顾一定的结构强度,以承受航母起降作业的严峻考验,此外还要保证足够的燃油和弹药储备量,发挥应有的作战效能。
减重成为超越易生产和易维护性的头等大事。为实现这一设计目标就必须打破保障飞机结构强度的传统方法。堀越二郎认为,要使飞机的整体结构强度达到海军航空本部的要求,即飞机结构设计安全系数不低于1.8(安全系数=设计载荷/使用载荷,设计载荷为飞机结构所能承受的最大载荷,使用载荷为飞机使用过程中预期承受的最大载荷),并不需要每个零部件的安全系数都达到1.8,于是,其设计团队在海军航空本部的默许下适当下调了一部分零部件的安全系数。
此外,为避免因连接件过多而增重,设计团队将机翼与机身结构融为体(两侧机翼为一整体构件,机身直接架在翼梁上,通过螺栓连接),摒弃了传统的铆接方式(两侧机翼为单独构件,分别铆接在机身两侧)。
是时,恰好日本住友金属公司开发出一种名为“五十岚”的新型高强度锌铝合金(zine- -aluminium),又称超硬铝合金( Extra SuperDuralumin,ESD),这意味着可以用更薄的铝合金板材制作新型飞机的承力蒙皮。设计团队认真评估了现行方案中的每一个部件,以求进一步减重。此外,初始设计方案中并未采用飞行员防护装甲和自封闭式油箱,不过这并不奇怪,因为当时的战斗机确实很少采用这类设计。
最终的方案较完美地平衡了机体重量和结构强度。战后,在对俘获的零式战斗机进行的研究中,其不逊于同期美军战斗机的结构强度给工程技术人员留下了深刻印象。堀越二郎设计的机翼面积相对较大,翼载很低,这虽然降低了俯冲与平飞速度,但满足了设计要求的机动性。同时,较大的机翼也为20毫米口径航炮和油箱提供了充足的安装空间。
堀越二郎将翼梢剖面设计为相对翼根剖面略向下扭转,以增大翼梢的升力,防止翼梢率先失速,从而改善飞机的横向可操纵性和机动性。此外,两侧机翼后缘还安装有较长的副翼。优异的横向稳定性使飞机更容易在航母甲板上降落。日本帝国海军飞行员的操作经验表明,零式战斗机的着舰可控性确实高于早期的九六式舰载战斗机。
为提高新型舰载战斗机与机载武器的适配性,设计团队特意加长了机身,增大了垂直尾翼和水平尾翼的面积。
为减小飞行阻力,进步提高飞行速度和航程,新型舰载战斗机的机身装配过程中大量采用平铆工艺(使铆钉尽量不凸出机身表面),并优化了空气动力学设计,此外,还首次配装可抛弃式流线形副油箱和全封闭式可收放宽轮距起落架。而与封闭式驾驶舱配套的水滴形驾驶舱盖,除降低空气阻力外,还可提供较大的视野。
1939年4月1日,“十二试”原型机在距三菱公司名古屋制造厂30英里(48千米)的各务原机场(位于本州岛岐阜县各务原市)首飞成功。
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