«Мираж» F.1 фирмы «Дассо»-многоцелевой одноместный истребитель-Франция, 1966 г.

Рис. 2.135. Опытный образец истребителя «Мираж» F.I.

История создания. В процессе разработки опытного самолета F.2 было установлено, что при относительно небольших затратах сил и средств можно создать его оперативный вариант (легкий самолет-истребитель), промежуточный по характеристикам между самолетами «Мираж» III и «Мираж» III-V. Опытный образец самолета, получивший обозначение F.1, был облетан 23.12.1966 г. Уже во время четвертого полета на нем была в два раза превзойдена скорость звука. 18.05.1967 г. во время летного испытания на больших скоростях самолет потерпел катастрофу, что повлекло за собой изменение конструкции. Хорошие результаты, показанные самолетом, привлекли внимание правительства, которое в сентябре того же года заказало еще три опытных образца (02, 03 и 04), рассматривавшиеся как предсерийные. Первый из них был облетан 20.03.1969 г., а последний-17.06.1970 г. После усовершенствования конструкции фюзеляжа и крыла, а также установки нового двигателя были продолжены летные испытания прототипов 02-04, которые подтвердили хорошие летные качества самолета. С учетом таких результатов и исходя из предпосылки, что этот самолет сможет стать основным французским истребителем, способным выполнять задания в любых атмосферных условиях, было принято решение о запуске «Миража» F.1 в серийное производство.

До настоящего времени были разработаны следующие модификации самолета:

– многоцелевой истребитель F.1C (облет первого серийного самолета 15.02.1973 г., первая эскадрилья организована в 1974 г.) и F.1E (модификация с большими габаритами и массой, новыми оборудованием и двигательной установкой); разработка самолета (обозначенного «Сюпер-Мираж» F.1, затем F.1/M53 и, наконец, F.1E) началась в марте 1973 г.; опытный образец был облетан 22.12.1974 г.;

– истребитель-бомбардировщик и учебно- боевой самолет F.1A (изготавливаемый по лицензии в Южно-Африканской Республике);

– двухместный учебно-тренировочный самолет F.1B/D (облет первого образца F.1B состоялся 26.05.1976 г.).

– тактический разведчик F-1CR (облет 20.11.1981 г, поставка ВВС в 1983 г.).

В июле 1978 г. фирма имела заказ на строительство ~ 500 самолетов и приступила к первым экспортным поставкам в 10 стран. Кроме Франции и ЮАР (самолеты модификаций F.1A2 и F.1C2), самолеты были закуплены Грецией (F.1CG), Кувейтом (F.1C и F.1B), Испанией (F.1CE, выступающие под испанским обозначением С-14), Эквадором, Ливией, Египтом, Ираком и Марокко. Так как производство самолетов осуществлялось в тесной кооперации с бельгийской фирмой SABCA и английской «Фэри», то предприятия «Дассо» в 1974-1975 гг. рассчитывали на заинтересованность в самолете со стороны некоторых стран НАТО, ищущих замену самолету F-104G. Однако победителем на западноевропейском рынке оказался F-16, конкуренцию с которым в 1975 г. в США не выдержал самолет YF-17, а затем в Западной Европе-самолеты «Мираж» F.1 и «Вигген» (F.1 уступил по тяговооруженности и разгонным характеристикам).

Описание самолета. «Мираж» F.1 представляет собой свободнонесущий моноплан с высокорасположенным стреловидным крылом относительной толщины 4,5-3,5%. Крыло с углом стреловидности передней кромки 47°30' имеет отрицательный угол поперечного V, равный 5°. Благодаря применению носовых щитков (в модификации F.1C на 2/3 длины консоли, считая от конца до уступа передней кромки) и двухщелевых выдвижных закрылков (2/3 длины задней кромки) коэффициент подъемной силы крыла самолета F.1 более чем в 2 раза выше по сравнению с самолетом «Мираж» III. Конструкция крыла-многолонжеронная, с дополнительными стенками, заканчивающаяся узлами крепления консоли крыла к шпангоутам фюзеляжа. Консоль дополнительно поддерживается шпангоутом, расположенным в плоскости задней стенки, закрывающей кессон крыла. На этой стенке расположены узлы навески закрылков и элеронов. Конструкция элеронов-моноблочная, закрылков-со слоистой обшивкой.

Рис. 2.136. Проекции одноместного многоцелевого истребителя «Мираж» F.I.

Конструкция фюзеляжа-классическая, типа полумонокок, с продольными силовыми поясами. Наиболее нагруженные части крыла выполнены из высокопрочной стали, а теплонапряженные элементы-из сплавов титана. Остальные элементы конструкции выполнены из сплавов алюминия. В носовой части фюзеляжа расположены радарная установка и система управления огнем «Сирано» IV фирмы «Томсон» CSF. Вентиляционного типа кабина с открываемым вверх- назад фонарем оснащена катапультируемым сиденьем Мк.4 фирмы «Мартин Бейкер». Непосредственно за кабиной находится отсек электронного оборудования, а за ним секционированный главный топливный бак.

Вертикальное оперение-классическое. Многолонжеронной конструкции киль крепится к фюзеляжу в трех точках. Под рулем направления расположен контейнер тормозного парашюта. Управляемый стабилизатор выполнен по многолонжеронной схеме с многослойной обшивкой. На самолете установлены два подфю- зеляжных киля с углом развала 30° и два тормозных щитка, расположенных в центральной части фюзеляжа, под воздушными каналами двигателя. В системе поперечного управления использованы небольшие элероны и двухсекционные интерцепторы. Тормозные щитки и интерцепторы выполнены в виде конструкции с сотовым заполнением.

Изготовленное фирмой «Мессье-Испано» шасси имеет одинаковые низкого давления пневматики колес (на главных стойках 0,4 или 0,9 МПа), что позволяет производить взлет или посадку на аэродромах с травяным покрытием. Передняя стойка убирается назад, главные-вперед, в ниши фюзеляжа (при одновременном повороте колес).

Двигательная установка. Самолет модификации F.1C оснащен турбореактивным двигателем «Атар» 9К.50 фирмы SNECMA, а модификации F.1E-турбовентиляторным двигателем М.53 той же фирмы. Двигатель «Атар» 9К.50 по конструкции и характеристикам аналогичен модификациям 9С и 9К. При собственной массе 1590 кг он развивает тягу 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 70,60 кН (7200 кГ) с форсированием. Наряду с большей тягой двигатель 9К.50 расходует меньше топлива (по сравнению с модификацией 9С на 10%), а двигатель М.53 при меньшем потреблении топлива развивает тягу 55,06 кН (5615 кГ) и 82,94 кН (8458 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. Топливная система состоит из главного фюзеляжного бака емкостью 3880 л и двух крыльевых кессонных баков емкостью 200 л каждый. Для выполнения специальных заданий самолет может брать один, два или три подвесных бака общей емкостью 4020 л (1700, 2 х 1160 л). Воздухозаборники – боковые, регулируемые, с подвижными полуконусами.

Вооружение. Уборка шасси в ниши, расположенные в боковых частях фюзеляжа, позволила установить шесть узлов наружной подвески (под крылом и на концах) и один замок под фюзеляжем следующей грузоподъемности (для модификации F.1E): 2040 кг-подфюзеляжный, 2 х 1270 кг-внутренние подкрыльные (околофюзеляжные), 2 х 500 кг-внешние подкрыльные и 2 х 127 кг-на концах крыла. Семь узлов наружных подвесок и две установленные в нижней части фюзеляжа стационарные пушки (типа DEFA 553, калибр 30 мм, боезапас-270 снарядов для каждой) обеспечивают необходимое разнообразие вооружения в зависимости от выполняемого боевого задания.

Размах крыла, м 8,40 8,45

Длина, м 15,00 15,53

Высота, м 4,50 4,56

Площадь несущей поверхности, м2 25,0 25,0

Масса пустого самолета, м2 7400 8100

Взлетная масса (ном./макс.), кг 10900/15200 11 550/15500

Грузоподъемность, кг 4000 5334

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л …/3600 4300/4020

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 436/608 462/622

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,54/2,14 1,40/1,87

Максимальное число Маха 2,2 2,2

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2336 2336

Максимальная скорость у земли, км/ч 1480 1480

Посадочная скорость, км/ч 230 235

Вертикальная скорость, м/с 213 300

Практический потолок, м 20000

Дальность (ном./макс.), км …/2700 (7404-1200)/ /…

Продолжительность полета 3 ч 45 мин

Длина разбега, м 450-640 500

Длина пробега, м 500-610 600