Хвостовое колесо размером 380x150 мм оснащалось типовой стойкой и могло вращаться вместе с вилкой в диапазоне 360?. При взлете и посадке вилка блокировалась.
Двигательная установка
Самолет оснащался двигательным агрегатом Junkers 9-8213FH с высотным двигателем Jumo 213E.
Водяной радиатор кольцевидный, состоящий из четырех сегментов. Лобовая площадь радиатора 65 дм².
Масляный радиатор — стандартный теплообменник, охлаждаемый набегающим потоком воздуха.
Циркуляция охлаждающей жидкости шла через радиатор по главному контуру циркуляции. Охлаждение сжатого наддувом воздуха шло через вторичный контур, циркуляция в котором обеспечивалась принудительно с помощью насоса.
Выхлопная система представляла собой комплект индивидуальных для каждого цилиндра выхлопных патрубков.
Винт трехлопастный Junkers VS 9 с деревянными лопастями. Шаг винта регулировался гидравлическим приводом, диаметр винта 3,60 м. Позднее появился четырехлопастный винт Junkers VS 19 диаметром 3,50 м.
Предусматривалась возможность установки вместо Jumo 213E двигателя DB 603LA или DB 603L. Это требовало минимальных изменений на фюзеляже.
Для увеличения мощности двигателя на средних высотах, использовалась система MW 50, впрыскивавшая в цилиндры смесь воды с метанолом. Смесь хранилась в мягком баке, расположенном в левом крыле. Бак имел объем 70 л. Впрыск смеси воды с метанолом не только повышал мощность работы двигателя, но и улучшал температурный режим его работы. 70 литров смеси хватало для работы устройства MW 50 в течение 28 минут при расходе 150 л/ч.
Для увеличения мощности двигателя на больших высотах использовалась система GM 1, впрыскивавшая в цилиндры закись азота. Закись азота находилась в цилиндрическом баке, установленном за креслом пилота. Использование системы GM 1 позволяло повысить мощность двигателя на 410 л.с./302 кВт. Запас закиси азота при среднем расходе 100 г/с обеспечивал работу системы GM 1 в течение 17 минут. Планировалось оснастить систему трехступенчатым редуктором, обеспечивающим расход 60, 100 и 150 г/с.
Топливная система. Передний главный топливный бак объемом 232 л (167 кг) перешел без изменений от самолетов А-8. Его сдвинули впереди вслед за передним лонжероном крыла. Емкость заднего бака увеличили на 70 л, доведя до 362 л (260 кг). Общая емкость главных топливных баков составила 595 л (427 кг). У баков бортовые стенки имели толщину 16 мм, а верхняя и нижняя стенки — толщину 12 мм.
