Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 34 (всего у книги 42 страниц)

«Валькирия» ХВ-70 фирмы «Норт Америкен»– двухместный экспериментальный самолет (четырехместный бомбардировщик стратегической авиации)-США, 1964 г.

Рис. 2.121. Экспериментальный самолет ХВ-70А с опущенными концевыми частями крыла.

История создания. В конце 1954-начале 1955 гг. были разработаны требования ВВС США (WS110A) к самолету-преемнику околозвукового стратегического бомбардировщика «Боинг» В-52. В апреле 1955 г. была создана группа по изучению возможностей реализации этих требований, а в ноябре с фирмами «Боинг» и «Норт Америкен» были подписаны соглашения на разработку предварительного проекта. В январе 1958 г. ВВС США заключили с фирмой «Норт Америкен» контракт на строительство 62 самолетов (12 опытных и предсерийных самолетов, 50 самолетов для первого боевого подразделения стратегической авиации). При этом облет первого опытного образца был запланирован на январь 1962 г., а первого серийного самолета – на 1965 г. Параллельно был заключен контракт с фирмой «Дженерал электрик» на разработку турбореактивного двигателя J93, использующего обычное или бороводородное топливо. Стоимость программы оценивалась в 3,3 млрд. долл. Самолет получил обозначение «Валькирия» В-70.

В апреле 1959 г. комиссия ВВС США оценила макет, проект и изготовленные части самолета, а в декабре 1959 г. правительство США аннулировало всю программу В-70. Однако уже в январе 1960 г. вновь было принято решение возобновить работы, но программа ограничивалась созданием только двух опытных образцов (без боевых подсистем) для проведения исследований, результаты которых могли бы быть использованы при проектировании других сверхзвуковых самолетов (прежде всего пассажирского). Новый самолет с измененными конструкцией и оборудованием получил обозначение ХВ-70А.

Строительство первого опытного образца ХВ-70-01 было завершено в мае 1964 г., а его облет состоялся 21.09.1964 г. Второй опытный образец (ХВ-70-02) был испытан в полете 17.07.1965 г. В первом полете самолета 01 была достигнута скорость 604 км/ч, во втором-930 км/ч, а в третьем-1185 км/ч. Проектная крейсерская скорость (М = 3) была достигнута 14.10.1965 г. во время 17-го полета на высоте 21 335 м. Опытный образец 02 постигла неудача: 8.07.1966 г. над полигоном-пустыней Мохаве он столкнулся с сопровождавшим его в полете истребителем F-104. Опытный образец 01 после выполнения серии пробных полетов в 1966-1968 гг. был передан 4.02.1969 г. в музей авиации. В создании самолета принимало участие примерно 20000 предприятий, из них только крылом занималось около 8000. На разработку и исследования самолета было затрачено 14,5 млн. инженерных человеко-часов и израсходовано 1,3 млрд. долл.

Описание самолета. «Валькирия» представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом и дополнительным управляемым дестабилизатором (передним крылом), расположенным в передней части фюзеляжа. Основное крыло относительной толщины 2,5% и стреловидности по передней кромке 65° 34' имеет нулевой угол поперечного V (на опытном образце 01) и положительный + 5° (на опытном образце 02); оно рассчитано на сверхзвуковую скорость, соответствующую ? = 3. В крыле использована коническая крутка на отрезке между фюзеляжем и плоскостью шарнирного крепления отклоняемых концевых частей крыла. Одной из особенностей самолета являются отклоняемые вниз концевые части крыла, которые могут фиксироваться в трех положениях (в зависимости от скорости полета): 0° для дозвуковых скоростей, 25° (на опытном образце 01) и 30° (на опытном образце 02) для околозвуковых скоростей и соответственно 65 и 70° для сверхзвуковых скоростей. Управление самолетом осуществляется с помощью шестисекционных элевонов (четыре секции которых расположены в неподвижных частях крыла), двухкилевого поворотного вертикального оперения и дестабилизирующего переднего крыла. Действие переднего крыла характеризуется большой эффективностью, так как оно оснащено закрылками и расположено на значительном удалении от центра тяжести самолета. Взлет и посадка совершаются при нулевом угле отклонения (относительно продольной оси самолета) переднего крыла и при отклонении его закрылков на угол 20°. Одновременно с отклонением закрылков автоматически опускаются вниз элевоны, что существенно увеличивает несущие свойства всей системы. На остальных режимах полета закрылки блокируются в нейтральном положении, а все переднее крыло выполняет роль балансировочной поверхности. При сверхзвуковых скоростях полета оно создает дополнительную подъемную силу, компенсирующую смещение вектора подъемной силы основного крыла назад, осуществляя тем самым необходимую балансировку самолета и улучшая его управляемость.

Рис. 2.122. Самолет ХВ-70А на взлете.

Рис. 2.123. Проекции четырехместного стратегического бомбардировщика «Валькирия» ХВ-70А.

Однако наиболее характерной чертой самолета является его аэродинамическая схема, которая позволяет использовать скачки уплотнения для создания дополнительной подъемной силы. В целях более эффективного использования этого явления при полетах со скоростью М = 3 крылу придается оптимальная стреловидность. При этом двигательная гондола расположена таким образом, что нижняя поверхность крыла находится над системой скачков уплотнения, образующих область повышенного давления. В самолете ХВ-70А использованы индивидуальные спасательные капсулы, обеспечивающие работу экипажа из двух человек (в варианте бомбардировщика численность экипажа состоит из четырех человек-двух пилотов, оператора оборонной системы и штурмана) в общей вентилируемой кабине (аналогично тому, как это делается в пассажирских самолетах). Сиденья расположены в специальных, открытых спереди капсулах, которые в аварийных ситуациях герметически закрываются (в связи с чем отпадает необходимость в кислородной маске или высотном скафандре) и выбрасываются из самолета. Передняя стойка шасси-двухколесная-убирается назад, в фюзеляж; главные-с четырехколесными тележками-убираются назад (с одновременным поворотом тележек на 90° относительно стойки), в ниши центральной части фюзеляжа. Противоскользящее устройство колес шасси работает совместно с пятым, небольшим нетормозным колесом. Действие его основано на сопоставлении скорости вращения тормозящихся колес со скоростью вращения дополнительного колеса при расчетной рабочей температуре 180°С. Гидравлическая система торможения колес рассчитана на рабочую температуру 300° С.

В связи с тем что самолет рассчитан на крейсерский полет со скоростью более 3000 км/ч, на высоте 21 000 м некоторые части планера должны нагреваться до 320°С. Это потребовало применения в конструкции высокопрочных сталей и сплавов титана. Большая часть обшивки самолета выполнена из нержавеющей стали и имеет сотовое заполнение. Кабина экипажа и отсек электронного оборудования теплоизолированы материалами на основе силиконовой смолы.

Двигательная установка. Силовая установка состоит из 6 турбореактивных двигателей YJ93-GE-3 фирмы «Дженерал электрик» тягой 111,31 кН (11350 кГ) без форсирования и 137,88 кН (14060 кГ) с форсированием. Двигатели YJ93, предназначавшиеся для самолетов F-108 и ХВ-70, должны были работать на боро– водородном топливе. Свертывание программы F-108 привело к уменьшению объема работ над двигателем и, как следствие, к отказу от боро– водородного топлива в пользу обычного. Двигатели размещались в задней части фюзеляжа. Их выхлопные сопла располагались в непосредственной близости от задних кромок элевонов. Общий воздухозаборник (с разделяющим входной канал на две части клиновидным центральным телом) обеспечивает подачу воздуха к двум группам (по 3 шт. в каждой) двигателей. В целях обеспечения высокой эффективности во всем диапазоне рабочих скоростей воздухозаборники и воздушные каналы имеют переменную геометрию. Топливо размещено в 11 баках (5 фюзеляжных и 6 крыльевых), общая емкость которых составляет ~ 178 000 л. Для заправки баков предусмотрены две назависимые системы. В систему топливоподачи входит 29 насосов.

Летно-технические данные ХВ-70А

Размах крыла, м 32,00

Длина, м 57,61

Высота, м 9,14

Площадь несущей поверхности, м2 585,02

Масса пустого самолета, кг 108 000

Взлетная масса (ном./макс.), кг 205000/244200

Емкость внутренних баков, л 178000

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 350/417

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 2,48/2,95

Максимальное число Маха 3,03

Максимальная скорость на высоте 21 335 м, км/ч 3218

Взлетная скорость, км/ч 350

Практический потолок, м 21 335

Максимальная дальность, км 12000

Длина разбега, м 1500-1800

TSR.2 корпорации «Бритиш эркрафт»– двухместный истребитель– бомбардировщик и разведчик-Великобритания, 1964 г.

Рис. 2.124. TSR.2 в полете.

История создания. В 1956 г. командование ВВС Великобритании сформулировало тактико-технические требования для преемника высотного тактического бомбардировочно-разведывательного самолета «Канберра» фирмы «Инглиш электрик». В соответствии с этими требованиями новый самолет должен был осуществлять разведку на сотни километров в глубь территории противника при полете с околозвуковой скоростью на малых высотах, а при полете на большой высоте он должен был обладать большой дальностью действия, обеспечивающей возможность использования морских баз. Этот самолет предполагалось оснащать как обычным, так и ядерным вооружением и эксплуатировать в любых атмосферных условиях, в любое время года и суток, на любых аэродромах. Контракт на строительство трех опытных экземпляров самолета TSR.2 (Tactical Strike and Reconnaissance – тактический ударно-разведывательный) был подписан 1.01.1959 г. с условием, что передача первых серийных самолетов на вооружение воздушным подразделениям стратегической авиации будет осуществлена в конце 1965 г. Первый опытный образец был построен в 1963 г., а его облет проведен только 27.09.1964 г. В 1965 г. британский парламент принял решение прекратить работы по созданию самолета TSR.2, мотивируя свое решение отсутствием экспортных перспектив и лавинообразным ростом стоимости программы. Если в 1960 г. предполагаемая стоимость одного самолета (при серийном производстве 150 самолетов) составляла 1,5 млн. ф.ст., то в 1964 г. она достигла 4 млн. ф.ст.; это означало, что один TSR.2 обойдется в 20 раз дороже, чем самолет «Канберра». Затраты на проведение опытно– конструкторских работ в течение 7 лет составили 100 млн. ф.ст.

Описание самолета. TSR.2 представляет собой построенный по классической схеме высокоплан, треугольное крыло которого характеризуется большой удельной нагрузкой (малая чувствительность к атмосферным возмущениям при полете на небольших высотах), стреловидностью передней кромки 60° и малой относительной толщиной профиля (около 4%). В целях улучшения характеристик взлета и посадки применены закрылки со сдувом пограничного слоя (вдоль всего размаха крыла) и плоская форма нижней части фюзеляжа. Фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей и имеет прямоугольную форму сечения. Кабина с креслами пилота и штурмана, расположенными друг за другом, оборудована системой обдува лобового стекла с целью предотвращения его загрязнения насекомыми при полетах на малых высотах. Кресла-катапультируемые, класса 0-0. Шасси – трехстоечное, передняя стойка-со спаренными колесами, а главные-с колесами типа «тандем». Кинематика передней стойки шасси позволяет удлинять главную балку во время взлета, т.е. увеличивать угол атаки планера без отклонения руля высоты (в результате чего уменьшается сопротивление). Самолет оснащен тормозным парашютом и четырехсекционными тормозными щитками.

Рис. 2.125. Опытный образец TSR.2 с характерной удлиненной передней частью фюзеляжа.

Рис. 2.126. Проекции двухместного истребителя-бомбардировщика и разведывательного самолета TSR.2.

В системе управления отсутствуют элероны и интерцепторы, что объясняется применением дифференциального стабилизатора (со стреловидностью 60°), обеспечивающего поперечную и продольную управляемость. Для повышения эффективности управления при больших углах атаки плоскости горизонтального оперения снабжены закрылками со сдувом пограничного слоя. Вертикальное оперение однокилевое, цель– ноповоротное со стреловидностью по передней кромке 52°. Управление оперением-спаренное: ручное управление осуществляет пилот, а автоматическое-специальная система стабилизации

положения самолета. Для уменьшения поперечной устойчивости применен отгиб концов крыла вниз на угол 23°, что одновременно повысило эффективность работы закрылков.

Самолет построен в соответствии с концепцией безопасных отказов, в связи с чем большинство устройств и агрегатов задублировано. В конструкции планера широко используются сплавы титана (наряду со сплавами алюминия) и высокопрочные стали. Многолонжеронное моноблочное крыло выполнено с применением монолитных панелей. Монолитные панели использованы также в конструкции фюзеляжа и оперения. Все свободное пространство в крыле использовано под топливные кессон-баки.

Двигательная установка. TSR.2 оснащен двумя двухвальными турбореактивными двигателями «Олимп» 22R фирмы «Бристоль-Сиддли» с тягой на форсаже 146,80 кН (14970 кГ) каждый. Проблема выбора двигателя была одной из наиболее сложных в связи с требованием высокой экономичности силовой установки такого самолета. Отсутствие соответствующего, двухконтурного турбореактивного двигателя (в то время еще не была решена проблема дожигания в «холодном» вентиляторном контуре) предопределило использование одноконтурных турбореактивных двигателей. Боковые регулируемые воздухозаборники с подвижными полуконусами (регулировка автоматическая и ручная) имеют эллиптическое поперечное сечение.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 11,28

Длина, м 27,13

Высота, м 7,32

Площадь несущей поверхности, м2 57,0

Масса пустого самолета, кг 18 800

Максимальная взлетная масса, кг 40000

Грузоподъемность, кг 7700

Емкость внутренних топливных баков, кг 13 500

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 702

Максимальное отношение массы самолета к тяге при форсировании, кг/даН 1,37

Максимальная скорость, км/ч 2125

Максимальная скорость у земли, км/ч 1200

Посадочная скорость, км/ч 240

Практический потолок, м 20000

Дальность (ном./макс.), км 3500/6000

Продолжительность полета, ч 3

Длина разбега, м 650

Длина пробега, м 500

F-111 фирмы «Дженерал дайнемикс»-многоцелевой двухместный истребитель с изменяемой геометрией крыла-США, 1964 г.

Рис. 2.127. Самолет F-111A с выпущенными предкрылками и закрылками.

История создания. История F-111 началась с конкурса на тактический многоцелевой истребитель TFX, удовлетворяющий требованиям как ВВС, так и военно-морской авиации ВМС США. В конкурсе предварительных проектов принимало участие шесть фирм, из которых ко второму этапу проектирования самолета были допущены «Дженерал дайнемикс» и «Боинг».

24.11.1962 г. было принято решение поручить разработку самолета (обозначенного F-111) фирме «Дженерал дайнемикс» в кооперации с фирмой «Грумман». Заказ включал строительство 23 самолетов (18Г-111А-для ВВС и 5F-111B-для ВМС США) на сумму 437,5 млн. долл. Эта сумма не учитывала затрат на двигатели, запасные части, наземное оборудование, тренировочное снаряжение, систему управления огнем и разработку ракет «Феникс». Планировалось построить в общей сложности (для ВВС и ВМС США) 1700 самолетов стоимостью около 7 млрд. долл. С учетом затрат на двигатели, запасные части, оборудование, тренировочное снаряжение и вооружение стоимость разработки опытных образцов составила свыше 1,2 млрд. долл. Облет первого опытного образца самолета состоялся 21.12.1964 г., а изменение конфигурации крыла в полете впервые было произведено 6.01.1965 г. К этому времени на разработку самолета было затрачено около 25 млн.чел.-ч, из которых на испытания в аэродинамической трубе пошло свыше 21 ООО чел.-ч.

Были разработаны и построены самолеты следующих модификаций:

– истребитель-бомбардировщик F-111А для ВВС США (18 предсерийных и 141 серийный, первые самолеты поступили на вооружение в 1967 г.), F-111D (облет 2.12.1968 г., 96 самолетов), F-111E (94 самолета) и F-111F (1971 г., 106 самолетов);

– истребитель-бомбардировщик F-111В для ВМС США (18.05.1965 г., 5 опытных образцов и 4 серийных самолета, первый из которых облетан 29.06.1968 г., в 1968 г. программа аннулирована);

– бомбардировщик стратегической авиации FB-111A (30.07.1967 г., 76 самолетов, первый серийный 13.07.1968 г.);

– штурмовик F-111C для Австралии (1968 г., 24 самолета);

– самолет-разведчик RF-111A (17.12.1967 г., модификация одного предсерийного самолета);

– самолет электронной разведки EF-111A (15.12.1975 г., модификация двух самолетов F-111A; облет первого серийного самолета, построенного фирмой «Грумман» по образцу F-111F, состоялся 10.03.1977 г.

Самолеты этой серии, оснащенные электронным оборудованием, имеют длину 23,47 м, высоту 6,10 м, собственную массу 24 313 кг и максимальную взлетную массу 39825 кг. Предусматривалось модифицировать таким образом 40 самолетов F-111F, однако в 1978 г. программа была аннулирована).

После первоначального отказа от серийного производства самолета В-1 была начата разработка модификации FB-111H на базе бомбардировщика FB-111A. Эта модификация характеризуется меньшим диапазоном изменения угла стреловидности крыла (16-60°) при том же максимальном размахе, большими длиной (26,88 м) и высотой (6,71.м), а также максимальной взлетной массой 63 500 кг. Предполагалось, что модификация сохранит 43% конструктивных элементов и 79% оборудования самолета FB-111A; целиком заменить придется лишь главные стойки шасси (их оборудуют двухколесными тележками типа «тандем») и двигатели (на F101-6E-100 с форсажной тягой 133,4 кН). Облет опытного образца планировался на конец 1979 г.

Строительство F-111 было самой крупной программой истребительной авиации США со времен второй мировой войны. При этом ни одна летная программа (даже создание самолета ХВ-70) не вызывала столько дискуссий.

Вначале с этим самолетом связывали большие надежды, так как F-111 должен был стать первым самолетом, удовлетворяющим требованиям как ВВС, так и военно-морской авиации США. Однако после проведения первых летных испытаний выяснилось, что модификация самолета, предназначавшаяся для ВМС США, непригодна для эксплуатации с авианосцев (впоследствии она была заменена самолетом F-14). На совершенствование модификации для ВВС США (с учетом полагаемого экспорта в Великобританию модификации F-111 К-варианта YF-111A) повлияли два события, имевшие место в 1968 и 1969 гг. Первое из них относится к боевым действиям во Вьетнаме, когда три из поставленных сюда шести самолетов были за короткое время сбиты. В 1969 г. имела место катастрофа самолета по причине отрыва поворотной части левой консоли крыла. После этих случаев число заказов резко сократилось, а фирма приступила к проведению дополнительных исследовательских работ. За 1964-1976 гг. было построено 562 самолета. В 1965 г. предполагалось, что стоимость одного серийного самолета будет составлять около 3,7 млн.долл.; однако уже в 1969 г. она возросла до 6,8 млн., а в 1973 г.-до 18,3 млн. долл. Одновременно выяснилось, что общие затраты по реализации . программы (в пересчете на один самолет) достигли 29,2 млн. долл. Стоимость разработки, строительства и испытаний двух опытных образцов FB-111H оценивалась в 380 млн. долл., а стоимость серийного самолета (при производстве 65 шт.)-в 42 млн. долл.

Рис. 2.128. Проекции двухместного многоцелевого истребителя с изменяемой геометрией крыла F-111A.

Рис. 2.129. Проекции стратегического бомбардировщика FB-111A.

Рис. 2.130. F-111A в крейсерском полете.

Описание самолета. F-111 представляет собой выполненный по классической схеме высоко– план с изменяемой геометрией крыла. Подвижные части крыла изготовлены с применением профилей NACA серии 63 и оснащены кинематической системой, обеспечивающей ручное управление изменением стреловидности передней кромки в диапазоне 16-72,5°. Система управления крыльями-смешанная, гидромеханическая с размещенным на левом пульте пилота рычагом. Исполнительный механизм состоит из двух гидроприводов, работающих в независимых друг от друга гидросистемах. Механическое соединение выходных устройств гидроприводов исключает возможность асинхронного поворота консолей крыла и обеспечивает безотказную работу в случае повреждения одной из систем. Направление перемещения рычага в кабине соответствует направлению движения поворотных частей крыла. Процесс изменения угла стреловидности от минимального до максимального значения длится 20 с. Соединение подвижных частей крыла с центропланом герметическое. Крыло оснащено предкрылками и двухщелевыми закрылками (по всему размаху), а также интерцепторами. Предкрылки и закрылки могут выдвигаться только при стреловидности 16-26°, а интерцепторы-при 16-45°. Привод предкрылков-электрический, а закрылков – гидравлический, с электрической аварийной системой. При угле стреловидности, превышающем 26°, совместный рычаг управления положением предкрылков и закрылков блокируется в положении «убраны», а при отклоненных закрылках исключена возможность увеличения угла стреловидности свыше 26°. Предкрылки выдвигаются только под углом 40°, а закрылки-в диапазоне до 37,5°, причем система блокирует убирание предкрылков, если закрылки отклонены на угол более 15°. Система управления самолетом состоит из интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и обычного стреловидного вертикального оперения. Интерцепторы используются как вспомогательные управляющие поверхности при полетах на малых скоростях. Электрическая система управления обеспечивает одновременное отклонение интерцепторов на обеих консолях крыла. В этом случае они выполняют роль тормозных щитков. В самолете использована адаптивная система управления тройного дублирования, в которой бортовая ЭВМ непрерывно контролирует и регулирует положение самолета относительно трех осей. Учитывая наличие мощной механизации крыла, конструкторы самолета отказались от применения тормозных щитков и парашюта.

Фюзеляж имеет большое поперечное сечение. В носовой части расположены кабина с креслами экипажа, размещенными рядом (управление самолетом осуществляется с любого места), и ниша уборки передней стойки шасси; в центральной части находятся отсеки оборудования и вооружения, а в хвостовой части размещены двигатели. Схема кабины со сдвоенными креслами выбрана с целью лучшей координации действий пилотов, а также для уменьшения длины самолета в условиях его стоянки на авианосце. В аварийных ситуациях при полетах со сверхзвуковой скоростью предусмотрено отделение кабины самолета вместе с носовой частью фюзеляжа. Увеличение ширины кабины привело к тому, что воздухозаборники и двигатели пришлось переместить назад, а это в свою очередь повлекло за собой необходимость увеличения площади стабилизатора (для компенсации изменения положения центра тяжести). Шасси-трехстоечное; передняя стойка со спаренными колесами убирается вперед, главные (с одинарными колесами) крепятся к фюзеляжу и убираются вперед в его среднюю часть.

Двигательная установка. Два турбовентиляторных двигателя с форсажными камерами TF-30 фирмы «Пратт-Уитни» расположены в горизонтальной плоскости в задней части фюзеляжа. В двигателях TF-30 впервые применена система дожигания, позволяющая плавно изменять тягу. Исследования показали, что размещение двигателей (и выхлопных сопел) в непосредственной близости друг к другу при обтекании фюзеляжа сверхзвуковым потоком приводит к уменьшению тяги приблизительно на 30% (результаты этих исследований использованы, в частности, при проектировании самолета F-14, у которого сопла разделены уменьшающейся по толщине частью фюзеляжа). На опытных самолетах F-111A и F-111B устанавливались двигатели TF30-P-1, а на серийных самолетах:

– F-111A и F-111С-двигатели TF30-P-3 с тягой на форсаже 89,1 кН (9100 кГ);

– FB-111А – TF30-P-7 тягой 90,52 кН (9230 кГ);

– F-111D и F-111E-TF30-P-9 тягой 87,19 кН (8891 кГ);

– F-111B-TF-30-P-12;

– F-l 1 IF – TF30-P-100 тягой 111,64 кН (11 385 кГ).

Топливо общей массой 14780 кг размещено в кессонных баках подвижных частей крыла, центральной и задней частях фюзеляжа и в килевом баке. У самолета имеются 6 узлов внешних подвесок, приспособленных для транспортировки дополнительных баков, а также оборудование дозаправки топливом в полете. Боковые воздухозаборники-регулируемые, с четвертько– нусными генераторами скачка уплотнения. Внутри воздухозаборника имеются турбулизаторы и отверстия для отсоса пограничного слоя с поверхности четвертьконуса, а снаружи-щели, отводящие пограничный слой с поверхностей фюзеляжа и нижней части крыла.

Вооружение. Стационарным вооружением самолета является шестиствольная пушка «Вулкан» М-61А1 (калибр 20 мм) с запасом снарядов 2000 шт.

На восьми пилонах (4 подвижных, кинематически связанных с устройствами поворота консоли крыла, и 4 неподвижных, сбрасываемых во время полета), а также в отсеке вооружения, который расположен в центральной части фюзеляжа, самолет может переносить ракеты, снаряды и бомбы (в различных вариантах) общей массой 13 608 кг (модификация истребителя-бомбардировщика) и 17000 кг (модификация бомбардировщика). Наиболее часто применяются ракеты класса воздух-воздух «Сайдуиндер» и «Сперроу» (при использовании самолета в качестве истребителя), а также класса воздух-поверхность «Шрайк», «Булпап» и «Мейверик» (при действии по наземным целям). Самолет оснащен современным электронным оборудованием, в состав которого входят система поиска, обнаружения и сопровождения целей, система управления огнем, автопилот с бортовым вычислителем, навигационное оборудование и т. д. Некоторые самолеты оборудуются системами инфракрасного обнаружения целей и устройствами лазерного наведения ракет.

Летно-технические данные F-111A FB-111A

Размах крыла (стреловидность макс./мин.), м 9,74/ 10,34/ /19,20 /21,34

Длина, м 22,40 22,40

Высота, м 5,22 5,19

Площадь несущей поверхности (мин. /макс.), м2 55,5/ 57,3 64,0 1)

[Закрыть] /66,8 1)

[Закрыть]

Масса пустого самолета, кг 17 500 22220

Взлетная масса (ном./ 32 000/ 45 360/ макс.), кг /41 500 /54000

Грузоподъемность, кг 13 608 17000

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

Удельная нагрузка накрыло (ном./макс.), кг/м2 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.

«Мираж» V фирмы «Дассо»-одноместный истребитель– бомбардировщик вертикального взлета и посадки – Франция, 1965 г.

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.