Чтение онлайн

Рис. 2.162. Истребитель-бомбардировщик «Мираж-Милан» с выпущенными передними крыльями.

История создания. «Мираж-Милан» является модификацией самолета «Мираж» 5, который вызвал значительный интерес в Швейцарии. В целях приспособления самолета к эксплуатации на горных аэродромах с короткими и узкими взлетно-посадочными полосами швейцарское государственное авиапредприятие EFW в Эммене предприняло попытку использования в самолете убираемой несущей поверхности, которая разрабатывалась в EFW еще в 50-х годах для собственного боевого самолета.

Предприятие EFW и фирма «Дассо» за период с ноября 1967 г. по май 1969 г. выполнили необходимые проектные работы по модификации самолета «Мираж» 5, эксперименты в аэродинамической трубе и приступили к летным испытаниям, которые позволили определить оптимальные аэродинамические и геометрические параметры небольших несущих поверхностей, устанавливаемых в передней части фюзеляжа и названных «усами» (moustache). На основании результатов аэродинамических испытаний, полученных к июню 1968 г., фирма «Дассо» построила опытный образец самолета под названием «Мираж-Милан» со стационарными «усами», на котором проводились последующие исследования взлета, полета на малых скоростях и посадки.

29.05.1969 г. был совершен полет, во время которого впервые была предпринята попытка убирания и выпускания «усов». За все время проведения опытно-конструкторских работ был построен только один опытный экземпляр самолета.

Описание самолета. «Мираж-Милан» представляет собой выполненный по схеме «бесхвостка» низкоплан, с основным треугольным крылом и убираемым небольшим дополнительным передним крылом, расположенным в носовой части фюзеляжа. Конкретное конструктивное решение охраняется совместным патентом EFW и «Дассо». Наряду с «усами» рассматривалась также возможность использования двух других технических решений: неубираемого крыла, располагаемого непосредственно за воздухозаборником, которое, однако, оказалось малоэффективным, и дополнительного неуправляемого крыла по образцу самолета «Вигген» (от этого решения отказались в связи с патентными ограничениями). Самолет «Мираж-Милан» по конструктивной схеме в некоторой степени аналогичен самолетам ХВ-70А фирмы «Норт Америкен» и «Гриффон» 1500 фирмы «Нор». Новым является то, что дополнительные несущие поверхности выдвигаются только при малых скоростях полета (до 600 км/ч) и оптимизированы именно для таких условий. В результате на этапах взлета и посадки эффективность дополнительных несущих поверхностей максимальна, а при сверхзвуковом полете они не создают помех.

Переднее крыло (1,7% площади несущей поверхности самолета) изготовлено с применением модифицированного профиля St-Cyrl56. Модификация сводилась к двукратному увеличению кривизны средней линии и введению двух щелей, образующих своего рода механизацию в виде постоянных предкрылков и постоянных однощелевых закрылков. Такая механизация крыла предотвращает срыв потока при больших углах атаки и тем самым обеспечивает необходимую подъемную силу на таких режимах полета. «Усы» в выпущенном состоянии имеют угол установки 19° и положительный угол поперечного V 15°. Каждая поверхность может поворачиваться относительно собственной оси. Такой поворот осуществляется с помощью общей приводной системы, состоящей из электродвигателя, ходового винта, траверсы, рычага и поворотного кулачка. Убираются «усы» в боковые ниши, которые находятся в передней части фюзеляжа и закрываются подвижными подпружиненными створками, обеспечивающими герметическое закрывание ниш в положении «убрано». Масса всей системы составляет 50 кг. Выпускание «усов» длится 6-7 с. Применение дополнительных несущих поверхностей позволило уменьшить разбег самолета на 300 м и увеличить его грузоподъемность на 1000 кг при одновременном улучшении маневренности.

Рис. 2.163. Проекции истребителя-бомбардировщика «Мираж-Милан».

Двигательная установка. Улучшение характеристик самолета «Мираж-Милан» по сравнению с самолетом «Мираж» 5 было достигнуто наряду с «усами» также благодаря использованию нового, более мощного двигателя «Атар» 9К-50. Этот двигатель (при несколько меньшем потреблении топлива) развивает тягу 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 70,61 кН (7200 кГ) с форсированием. Впервые двигатель «Атар» 9К-50 был использован в полете 29.05.1970 г., и уже во время седьмого полета самолет достиг скорости M = 2,0. Самолет с этим двигателем имел лучшие характеристики взлета и посадки по сравнению с самолетом, оснащенным двигателем «Атар» 9С, с выпущенными «усами». Это улучшение прежде всего касается уменьшения

длины разбега на 20% (т. е. еще на 300 м, а в совокупности с действием «усов»-на 600 м). С другой стороны, при сохранении длины разбега неизменной имеется возможность дополнительного увеличения взлетной массы самолета на ~ 1000 кг. Таким образом, отношение полезной нагрузки (топливо, боеприпасы, вооружение) к массе пустого самолета «Мираж-Милан» достигло значения ~ 1,0, причем грузоподъемность на внешних замках превысила 4000 кг. Во время полетов было установлено, что при такой полезной нагрузке необходимая длина взлетно- посадочной полосы для аэродрома, расположенного на высоте 500 м над уровнем моря, при температуре окружающей среды 32°С составляет ~1600 м.

Размах крыла, м 8,22

Длина, м 15,55

Высота, м 4,25

Площадь несущей поверхности, м2 34,85

Масса пустого самолета, кг 7200 1)

Взлетная масса (ном./макс.), кг 9700/14000

Грузоподъемность, кг 4200

Емкость топливных баков (внутр./внешн.), л 3775/4700

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 278/402

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,38/1,94

Максимальное число Маха 2,2

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2336

Максимальная скорость у земли, км/ч 1400

Скорость полета с внешними подвесками, км/ч 950

Максимальная дальность, км 4000

Радиус действия, км 6404-1300

Длина разбега, м 650-1600

Взлетная дистанция (при максимальной массе), м 1180

Посадочная дистанция (при максимальной массе), м 560

1) С пилотом и двумя ракетами «Сайдуиндер».

Рис. 2.164. Многоцелевой истребитель с изменяемой геометрией крыла F-14A. а- на аэродроме; б, в-в полете.

История создания. В феврале 1968 г. военная комиссия сената США решила прекратить серийное производство самолета F-111B по причине слишком больших его размеров для использования в палубной авиации. В связи с этим был объявлен конкурс на разработку истребителя VFX, который в январе 1969 г. выиграла фирма «Грумман», представившая модель ЗОЗЕ. Лишь позже стало ясно, что еще в 1967 г. фирма приступила к разработке нового самолета (по согласованию с командованием военно-морской авиации), а объявление конкурса было простой фикцией. Контракт на строительство 12 самолетов был подписан 4.02.1969 г., а уже 21 декабря 1970 г. был совершен облет первого опытного образца. Новый самолет получил военное обозначение F-14A и традиционное для фирмы название из семейства кошек «Томкэт» («Кот»). До облета опытного образца были проведены испытания в аэродинамической трубе общей продолжительностью ~ 19 000 ч, из которых ~ 9000 ч потрачено на исследования двигателей. Во время второго полета (30.12.1970 г.) незадолго до посадки вышла из строя гидравлическая система, что послужило причиной катастрофы. Несмотря на это, работы не прекращались. Второй опытный образец был облетан в мае 1971 г. Приемо-сдаточные испытания были проведены в 1972 г., а весной 1973 г. самолет начал эксплуатироваться в летных подразделениях. До конца 1979 г. было выпущено 380 самолетов для авиации ВМС США. Первоначально планировалось строительство 710 самолетов с единичной стоимостью 11,5 млн. долл., однако в 1975 г. заказ был ограничен 386 самолетами. 5.12.1975 г. был осуществлен облет первого из 80 заказанных Ираном самолетов, поставки которому предполагалось завершить в 1980 г. (впоследствии на эти поставки было наложено эмбарго). Трудоемкость монтажа первых серийных самолетов составляла около 30000 чел.-ч, затем она снизилась до 12 500 чел.-ч (на 100-м экземпляре). В конце 1973 г. стоимость самолета составляла 13,9 млн. долл., а в 1978 г. 16,6 млн. долл.

В соответствии с тактико-техническими требованиями авиации ВМС США самолет F-14A может выполнять задания палубного истребителя-перехватчика и самолета прикрытия. Способность самолета выполнять разнообразные задания стоила ему значительного увеличения взлетной массы и массы конструкции по сравнению с предварительными оценками. В результате этого тяга примененной силовой установки оказалась на 30% меньше по сравнению с необходимой, что привело к ухудшению летных характеристик самолета. Ввиду этого, кроме базовой конструкции F-14A, была разработана модификация F-14B с более мощной двигательной установкой (опытный образец № 7). Его облет состоялся 12.09.1973 г. Предполагалось, что эта модификация будет запущена в серийное производство, начиная с самолета № 70. Однако дальнейшие работы над самолетом были прекращены по причине аннулирования программы разработки нового двигателя.