«Мираж» G фирмы «Дассо» – двухместный экспериментальный самолет с изменяемой геометрией крыла – Франция, 1967 г.

История создания. К исследованиям самолета с изменяемой геометрией крыла фирма «Дассо» приступила еще до разработки в мае 1964 г. проекта самолета «Дафна» (со взлетной массой около 15000 кг) с двигателями RB.123 фирмы «Роллс-Ройс». Систематические опытно-конструкторские работы над самолетом начались в конце 1964 г. Спустя год результаты были настолько многообещающими, что в октябре 1965 г. фирма получила официальный заказ на строительство опытного образца. В ноябре конструкторы приступили к выполнению рабочих чертежей самолета, который получил обозначение «Мираж» G. Опытный образец с турбовентиляторным двигателем TF-306 фирмы SNECMA был готов в апреле 1967 г., в сентябре проводились его стендовые испытания, в октябре был осуществлен первый опытный подлет над стартовой полосой, а 18 ноября проведен облет самолета. Уже во время четвертого полета начались эксперименты с изменением угла стреловидности, который в седьмом полете составлял уже 70°. Во время летных испытаний была достигнута скорость ? = 2,2. Проведенные испытания подтвердили хорошие летные качества самолета (прежде всего на малых скоростях). Испытания показали, что изменение стреловидности крыла в полете не представляет каких-либо сложностей (даже во время выполнения крутых виражей). До момента аварии, которая случилась 13.1.1971 г., было совершено 316 полетов, за время которых было налетано 400 ч. С 1968 г. фирма «Дассо» работала одновременно над опытным образцом многоцелевого двух- двигательного истребителя изменяемой геометрии «Мираж» G8 (см. выше).

Описание самолета. «Мираж» G выполнен по схеме высокоплана с крылом, имеющим аэродинамическую крутку и нулевой угол установки. Угол стреловидности передней кромки поворотных частей крыла может изменяться в пределах 20-70°. Изменение положения подвижных частей крыла осуществляется с помощью двух гидроприводов, расположенных по оси симметрии самолета. Передача воздействий от гидроприводов осуществляется посредством механической трансмиссии. Гидропривод может развивать усилие 686,46 кН, а воздействие на поворотные части крыла осуществляется с помощью двух винтовых домкратов, что обеспечивает полный поворот консолей за время 12-15 с (даже во время маневра с перегрузкой 3). При увеличении стреловидности крыла его хвостовая часть вблизи корневого сечения должна убираться в специальные ниши фюзеляжа, способ закрывания которых разработан и запатентован фирмой. Он основан на использовании деформируемой, облегающей обшивки, которая обеспечивает требуемую форму фюзеляжа (в месте расположения убираемых хвостовых частей крыла) при любом изменении стреловидности. Был запатентован также способ обеспечения герметичности и функционирования топливной и пневматической систем при изменении стреловидности крыла. Была применена телескопическая система трубопроводов, шарнирно закрепленных на фюзеляже и в корневом сечении поворотной консоли крыла.

Хорошие характеристики самолета «Мираж» G при сверхзвуковом полете (несмотря на сравнительно небольшую тягу двигательной установки) были получены не только благодаря использованию крыла большой стреловидности (малое волновое сопротивление), но также за счет принятой большей удельной нагрузки на крыло (малое сопротивление трению) и использования профилей с относительной толщиной, изменяющейся вдоль размаха от 11 до 4% (при изменении стреловидности от 20 до 70° относительная толщина профиля уменьшается приблизительно в 2 раза). Вдоль всего размаха крыла располагаются предкрылки и двухщелевые выдвижные закрылки, благодаря которым коэффициент подъемной силы при стреловидности 20° составляет 2,8, т. е. в 4 раза больше, чем у самолета «Мираж» III. Максимальный угол отклонения закрылков составляет 52°. Во время взлета и посадки предкрылки выдвигаются в крайнее положение; на остальных режимах полета они находятся в среднем положении, что улучшает управляемость самолета (даже при максимальном угле стреловидности крыла). При стреловидности 70° закрылки и интерцепторы блокируются механически. При минимальной стреловидности и выпущенных закрылках и интерцепторах механически блокируется система поворота консолей крыла. Для уменьшения длины пробега и скорости во время пикирующего полета использованы четырехсекционные тормозные щитки, расположенные по контуру хвостовой части фюзеляжа (перед горизонтальным оперением). Самолет также оснащен тормозным парашютом.

Конструкция фюзеляжа-типичная для всех боевых самолетов, выпускаемых фирмой. Исключение составляет участок, на котором располагается крыло. Остальные части фюзеляжа (в том числе и расположенные по бокам кабины экипажа воздухозаборники) такие же, как у самолета «Мираж» F.2. Первая кабина предназначена для пилота, вторая-для инженераиспытателя. Киль выполнен в виде трехлонжеронной конструкции: внешние лонжероны воспринимают нагрузку от обшивки, а центральный передает эту нагрузку на фюзеляж. Конструкция руля направления-слоистая. Система аэродинамического управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и классического вертикального оперения. Шасси разработано фирмой «Мессье». Его конструкция такая же, как у самолета «Мираж» F.I. Главные стойки шасси оснащены спаренными колесами.

Рис. 2.144. Проекции двухместного экспериментального самолета с изменяемой геометрией крыла «Мираж» G.

Двигательная установка. На самолете «Мираж» G используется турбовентиляторный двигатель TF-306 фирмы SNECMA с тягой на форсаже 101,49 кН (10350 кГ), у которого усовершенствована (по сравнению с самолетом «Мираж» F.2) система дожигания. Топливо массой 4800 кг размещено в фюзеляжных и крыльевых баках.

Размах крыла (макс./мин.), м 13,0/7,0

Длина, м 16,80

Высота, м 5,35

Площадь несущей поверхности, м2 25,0

Масса пустого самолета, кг 10200

Взлетная масса (ном./макс.), кг 15 200/18 000

Емкость внутренних топливных баков, л 4800

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 517/612

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,50/1,77

Максимальное число Маха 2,2

Посадочная скорость, км/ч 212

Практический потолок, м 18 500

Максимальная дальность, км 6500

Продолжительность полета, ч 8

Длина разбега, м 350

Длина пробега, м 305