Эдмунд Цихош - Сверхзвуковые самолеты

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), кг 14 720/10630

Удельная нагрузка накрыло (ном./макс.), кг/м 2 649/748 791/942

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,8/2,33 2,51/2,98

Максимальное число Маха 2,5

Максимальная скорость, км/ч 2655 2200

Максимальная скорость у земли, км/ч 1470 1345

Практический потолок, м 15 500 18 300

Максимальная дальность, км 6400 6580

Длина разбега, м 915

1) Значения определены приблизительно, с учетом внутрифюзеляжных частей крыла. В некоторых источниках приводятся значения 48,8/58,7 и 48,8/61,0 м2 , а для удлинения-значения 1,34 и 7,56. Однако эти данные противоречивы.

Рис. 2.131. Самолет «Мираж» III-V в зависании.

История создания. Самолет «Мираж» V явился следствием развития программы «Мираж-Бальзак». С использованием самолета «Мираж-Бальзак» в качестве прототипа были построены два значительно отличающихся от него опытных образца, которые сначала были обозначены как «Мираж» III-V (V соответствует ВВП), а затем «Мираж» V. Первый опытный образец «Мираж» III-V 01 был облетан 12 февраля 1965 г. От прототипа он отличался габаритами, массой и силовой установкой, но имел примерно такие же общий вид и аэродинамическую схему. Его назначение учитывало дополнительные возможности тактического применения самолетов ВВП.

Исследования опытного самолета 01 продолжались недолго, так как 8 сентября 1965 г. он разбился. Во время катастрофы погиб пилот США, который принимал участие в испытаниях. Второй опытный образец «Мираж» III-V 02 был облетан 22 июня 1966 г., а уже 12 сентября на нем была достигнута скорость M = 2,04. Однако и этот самолет потерпел катастрофу, которая произошла 28 ноября 1966 г. Опытный образец 02 отличался от 01 не только применением более мощного маршевого двигателя, но также более совершенной конструкцией планера (применение многослойных конструкций, монолитных панелей, получаемых методом глубокого химического травления, и синтетических материалов) и воздухозаборников подъемных двигателей, которые при горизонтальном полете полностью закрывались. По плану дальнейшей разработки самолета «Мираж» III-V предполагалось строительство опытного образца 03 в случае, если удастся разработать подъемные двигатели с удельной массой (отношение собственной массы двигателя к тяге) не больше чем 0,05 кг/даН. Однако после катастрофы опытного образца 02 все дальнейшие работы были приостановлены, а программа самолета ВВП была заменена самолетом классической схемы «Мираж» F.2 и самолетом с изменяемой геометрией крыла «Мираж» G.

Описание самолета. Главной задачей, возлагавшейся на истребитель-бомбардировщик «Мираж» V, являлись разведка и нанесение ядерного удара по территории противника с высоты около 150 м при полете со сверхзвуковой скоростью. Из этих соображений за основу конструкции опытных образцов был принят планер самолета обычного взлета и посадки «Мираж» IIIE при необходимых изменениях габаритов. Был существенно удлинен и расширен фюзеляж, в результате чего увеличились длина самолета, размах и площадь крыла. В целях увеличения эффективности аэродинамического управления длина элевонов была увеличена, и они стали занимать практически всю заднюю кромку крыла. Основные изменения по сравнению с прототипом «Бальзак» коснулись силовой установки. Эти изменения были вызваны увеличением взлетной массы самолета и требованием достижения максимальной скорости M = 2. Увеличение взлетной массы было связано с необходимостью увеличения запаса топлива для обеспечения заданной дальности, а также с увеличением потребления топлива значительно более мощным подъемным двигателем.

Двигательная установка. На самолете «Мираж» V применены 8 двигателей вертикальной тяги RB.162 (улучшенная модификация двигателя RB.108), которые, обладая почти такой же собственной массой (около 125 кг), развивают тягу, в два раза превышающую тягу своего прототипа,-15,69 кН (1600 кГ) каждый. В качестве маршевого двигателя на первом опытном самолете использован турбовентиляторный двигатель TF-106 фирмы SNECMA с тягой на форсаже 74,53 кН (7600 кГ), а на втором-двигатель TF-30 с тягой 50,50 кН (5150 кГ) без форсирования и 82,37 кН (8400 кГ) с форсированием. Применение более совершенных двигателей привело к тому, что для самолета «Мираж» III-V 02 было достигнуто отношение номинальной взлетной массы самолета к тяге подъемной силовой установки, равное 0,96 кг/даН, и отношение массы самолета к форсажной тяге маршевой силовой установки во время обычного старта или при полете с максимальной скоростью, равное 1,45 кг/даН.

Рис. 2.132. Проекции одноместного истребителя-бомбардировщика ВВП «Мираж» V.

Размах крыла, м 8,72

Длина, м 18,00

Взлетная масса (ном./макс.), кг 12000/13 440

Емкость топливных баков, л 1600

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,46/1,63

Максимальное число Маха 2,04

Рис. 2.133. «Мираж» F-2 в полете.

История создания. В начале 60-х годов фирма «Дассо» принимала участие в разработке для НАТО тактического боевого самолета вертикального взлета и посадки. В результате был создан самолет «Мираж» III-V с одним маршевым и восемью подъемными двигателями. Испытания маршевого двигателя проводились на соответственно переоборудованном самолете «Мираж» III Т. Однако, как и все самолеты с треугольным крылом, построенные по схеме «бесхвостка», он не подходил для опытных полетов с малыми скоростями. Поэтому фирма развернула работы над новым самолетом классической схемы со стреловидным крылом. Этот двухместный самолет получил обозначение «Мираж» III F. Заказ на строительство самолета был получен в январе 1964 г., а его облет состоялся 12.06.1966 г. Так как за это время произошли изменения в стратегии НАТО и работы по созданию самолета ВВП были приостановлены, то построенный опытный самолет под новым обозначением «Мираж» F.2 стал использоваться как двухместная летающая лаборатория для проведения испытаний систем и оборудования французских самолетов-перехватчиков. На базе F.2 впоследствии была разработана более легкая и дешевая модификация одноместного боевого самолета «Мираж» F.I.

Описание самолета. «Мираж» F.2 представляет собой построенный по классической схеме высокоплан со стреловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V. Крыло оснащено носовыми щитками, двухщелевыми выдвижными закрылками и элеронами. Конструкция крыла – многолонжеронная, элеронов – моноблочная, закрылков-с многослойной обшивкой. Конструкция фюзеляжа включает шпангоуты, стрингеры и несущую обшивку. Стреловидный киль самолета выполнен по многолонжеронной схеме, а управляемый стабилизатор представляет собой многолонжеронную конструкцию с многослойной обшивкой. Под рулем направления располагается контейнер тормозного парашюта. Передняя стойка шасси с одинарным колесом убирается вперед, главные-со спаренными колесами – вперед (с одновременным поворотом колес) в ниши фюзеляжа.