В передней секции фюзеляжа находятся рабочие места 4 членов экипажа. Летчики располагаются рядом под прозрачным фонарем, верхние створки которого могут откидываться вверх и в стороны для покидания самолета после аварийной посадки его на воду. За кабиной пилотов в фюзеляже по левому борту находится кабина радиста, а за ней – рабочее место штурмана. Рабочее место бом бардира – в носовом отсеке передней секции. В полете штурман переходит в этот отсек по проходу вдоль правого борта фюзеляжа. Отсек бомбардира имеет боковое и нижнее остекление, а спереди на нем закреплена оборонительная турель. На нижней поверхности носового отсека находится люк для входа экипажа в самолет. Крышка этоголюка фанерная. Рабочее место стрелка – хвостовая оборонительная турель. По правому борту задней секции фюзеляжа снизу имеется ромбовидный аварийный люк для покидания самолета в полете. Еще один люк круглой формы, расположенный на нижней поверхности задней секции, зашит (на ранних вариантах самолета он использовался для выдвигающейся нижней оборонительной установки). Между этим люком и входным находится бомбоотсек, который двумя продольными силовыми балками разделен на три секции. Бомболюк закрывается 30 створками: 5 продольных рядов по 6 створок в каждом. Левая и правая секции бомбоотсека имеют по два ряда створок, центральная секция – один ряд створок, которые крепятся к левой балке бомбоотсека. Сворки трех центральных рядов – цельнометаллические, створки двух крайних рядов обшиты полотном. На обоих бортах фюзеляжа в зоне бомбоотсека имеется остекление.
Крыло набрано из аэродинамических профилей NACA-24. Удлинение крыла – 8,83. Конструкция крыла – однолонжеронная. Продольный набор включает ферменный лонжерон типа Уоррен с трубчатыми поясами, переднюю и заднюю стенки. Лонжерон проходит сквозь фюзеляж, стенки шарнирно крепятся к шпангоутам фюзеляжа. Оболочка крыла представляет собой «геодезическую» решетку, к которой прикреплена полотняная обшивка. Носки и законцовки крыла имеют металлическую обшивку. Каждая консоль крыла состоит из двух частей: средней (СЧК) и концевой (КЧК). Лонжерон СЧК – двухбалочный. Вдоль всей задней кромки СЧК располагается двухсекционный щиток-закрылок типа Шренк. Элероны типа Фрайз обтянуты полотном. Они выполнены с весовой балансировкой и оснащены триммерами. Левый триммер управляется из кабины, а правый регулируется на земле.
На средних частях крыла закреплены двигатели и основные опоры шасси. Внутренние объемы каждой СЧК между мотогондолой и стыком с КЧК занимают 6 топливных баков: 3 передних (между лонжероном и передней стенкой) и 3 задних (между лонжероном и задней стенкой).
Хвостовое оперение – свободнонесущее. Нижняя секция киля и корневые секции стабилизатора имеют однолонжеронный «геодезический» каркас с полотняной обшивкой и металлическим носком. Верхняя секция киля и концевые секции стабилизатора – цельнометаллические. Рули обшиты полотном и оснащены триммерами. Руль высоты выполнен с роговой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. На руле направления установлены внешние весовые балансиры.
Шасси трехопорное с хвостовым колесом. Колея шасси – 6,96 м. Все опоры убираются по полету: основные – в ниши мотогондол, хвостовая – в фюзеляж. При уборке опоры шасси закрываются створками, но основные колеса частично остаются в потоке. Стойка основной опоры выполнена в виде рамы, включающей два телескопических масляно-воздушных амортизатора Vickers. Между амортизаторами установлено тормозное колесо Dunlop АН.10158 размером 1170x430 мм. Хвостовое колесо – нетормозное типа Dunlop АН.10223.
Силовая установка включает два поршневых двигателя воздушного охлаждения Bristol Pegasus XVIII с трехлопастными воздушными винтами de Havilland. Двигатель – 9-цилиндровый однорядный звездообразный, оснащен двухскоростным нагнетателем центробежного типа. Взлетная мощность двигателя на уровне моря – 965 л.с. (при 2475 об/мин). Удельный расход топлива – 236 г/л.с.-ч. Диаметр двигателя – 1,41 м, длина – 1,55 м, сухая масса – 504 кг. Винт – металлический изменяемого шага, левого вращения. Диаметр винта -3,81 м. Запуск двигателя – от электростартера. Выхлопные газы от каждого двигателя выводятся через коллектор в выхлопную трубу с пламегасителем на внешней стороне мотогондолы.
Применяемое топливо – бензин с октановым числом 100. Топливо размещается в 12 крыльевых баках и 2 баках в мотогондолах. Общая емкость топливной системы – 3410 л, в т.ч. бака в мотогондоле – 284 л. Топливные баки – протектированные, выполнены из легких сплавов. Каждый двигатель питается от своей группы баков. Левая и правая группы связаны между собой трубопроводом. Каждая группа баков оснащена системой аварийного слива топлива в полете, трубопровод которой соединен с передним средним крыльевым топливным баком и проходит под нижней поверхностью СЧК. Для увеличения дальности полета в бомбоотсеке могут размещаться дополнительные топливные баки: один емкостью 841 л в центральной секции или два по 636 л в крайних секциях.
Маслосистема – индивидуальная для каждого двигателя. Маслобаки установлены в мотогондолах перед топливными баками. В правой гондоле за бензобаком находится отсек со спасательной лодкой.
Авиабомбы в центральной секции бомбоотсека
Левая основная опора шасси
Управление самолетом – ручное. Проводки управления рулями и элеронами – жесткие, триммерами – тросовые.
Гидравлическая система включает две магистрали, каждая из которых работает от своего гидронасоса с приводом от двигателя. Один насос типа IH обеспечивает привод оборонительных турелей, другой типа VSG – уборку и выпуск шасси, работу щитков-закрылков и створок бомболюка, привод жалюзей маслорадиаторов, створок охлаждения двигателя и стеклоочистителей. Максимальное рабочее давление – 91,5 кгс/см2 . Основной гидробак емкостью 7 л расположен в фюзеляже за кабиной экипажа.
Пневматическая система обеспечивает работу тормозов колес и клапанов аварийного слива топлива. Два компрессора с приводом от правого двигателя поддерживают рабочее давление 14,1 кгс/см2 .
Электросистема самолета постоянного тока с номинальным напряжением 24 В, работает от установленного на левом двигателе генератора мощностью 0,5 кВт. Электроэнергия используется для привода топливных насосов, работы радиооборудования и бомбосбрасывателей, внешнего и внутреннего освещения, подсветки приборов, управления лопастями винта и пр.
Радиооборудование включает: КВ- радиостанцию Marconi GP (передатчик Т.1083 и приемник R.1082), двойной комплект УКВ-радиостанции TR.1143, два многочастотных радиоприемника R. 1355, СПУ типа А.1134, аппаратуру захода на посадку по приборам системы Лоренца (приемники R.1124А и R.1125А), индикатор положения ADRIS, оборудование «свой-чужой» ARI.5000 с радиомодулем R.3003 и радиополукомпас. Рамочная антенна РПК располагается в каплевидном обтекателе над фюзеляжем.
Вооружение самолета. Бомбовая нагрузка общей массой до 2040 кг может состоять из фугасных, зажигательных, бетонобойных и глубинных авиабомб, а также двух 457-мм торпед Mk.XII. Применяются бомбы калибром 113, 226, 453, 907 и 1814 кг. При бомбометании используется прицел T.I.
Оборонительное вооружение – 4 пулемета Vickers калибром 7,7 мм. Пулеметы установлены в двух турелях: носовой Frazer Nash FN.5 и хвостовой FN.5A (по 2 пулемета с боекомплектом 1000 патронов на ствол). Патронные ящики с резервным боезапасом (всего 2000 патронов) находятся под столиком штурмана и в хвостовой части фюзеляжа.
Wellington Mk. I из 9-й эскадрильи Королевских ВВС Великобритании. Стрэдишелл, август 1939 г.
Wellington Mk. VII (с прожектором Ли) из 172-й эскадрильи авиации Береговой обороны. Скиттен, Шотландия, сентябрь 1942 г.
Этот Wellington Mk. VI (переделанный из Mk. V) использовался в исследовательских целях в марте 1943 г.
