Сверхзвуковые самолеты

Текст добавлен: 21 сентября 2016, 15:18

Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

Жанры:

Транспорт и авиация

сообщить о нарушении

Текущая страница: 37 (всего у книги 42 страниц)

Назад к карточке книги

Ту-144-пассажирский самолет (150 посадочных мест) средней дальности конструкции А. Н. Туполева-СССР, 1968 г.

Рис. 2.154. Предсерийный самолет Ту-144.

История создания. Разработка самолета началась в 1964 г., модель была показана на Парижском Авиационном салоне в 1965 г., а облет совершен 31 декабря 1968 г. В испытательном полете 5 июня 1969 г. на высоте 11000 м была достигнута скорость, соответствующая M = 1,0, а 26 мая 1970 г. на высоте 16 300 м– M = 2,0. До осени 1970 г. опытный образец налетал 100 ч, достигнув максимальной скорости 2430 км/ч и высоты 16900 м. Впервые самолет был показан публично 21 мая 1970 г. в аэропорту «Шереметьево», а затем в 1971 г.-в Париже. В 1971 г. началась подготовка к строительству предсерийных самолетов. Серийные самолеты в отличие от опытных имеют другую форму поперечного сечения крыла, увеличенные размах и длину, убираемое переднее крыло, 8-колесные тележки главных стоек шасси (вместо 12-ко– лесных) и т.д. В 1973 г. эта модификация была показана в Париже. 25.10.1975 г. самолет начал эксплуатироваться на линии Москва-Алма-Ата (грузовые рейсы, с 1.11.1977 г.-пассажирские). Были также совершены пробные рейсы по маршруту Москва-Хабаровск.

Созданию самолета предшествовали обширные теоретические и экспериментальные работы, включавшие многочисленные испытания в аэродинамических трубах и натурных условиях при полетах самолета-аналога.

Описание самолета. Ту-144 представляет собой выполненный по схеме «бесхвостка» низкоплан. Оживальное крыло с отклоненным вниз носком имеет угол стреловидности передней кромки 76° в околофюзеляжных частях и 57° на всей остальной части. У серийных самолетов крыло значительно изменено (кроме увеличения размаха и кривизны профиля, использована аэродинамическая крутка, а концевые части крыла отклонены вниз). Крыло самолета (удлинения 1,63 и сужения 7, многолонжеронной конструкции) состоит из основной и отъемных частей и имеет силовую нагруженную обшивку в виде монолитных фрезерованных панелей. У серийных самолетов предусмотрено дополнительное убирающееся переднее крыло. Это многоразрезное (типа ЦАГИ) прямое крыло с размахом около 3 м и отрицательным поперечным V располагается в носовой части фюзеляжа за кабиной экипажа. Каждая его консоль имеет выпукло– вогнутый профиль и оснащена четырьмя постоянными щелями. Убирающееся переднее крыло используется только во время взлета и посадки.

Управление самолетом осуществляется с помощью четырехсекционных элевонов (на каждой консоли) и двухсекционного руля направления, расположенного на классическом вертикальном оперении. Киль самолета, так же как и крыло, многолонжеронной конструкции, выполнен заодно с хвостовой частью фюзеляжа. Внутренний объем киля использован в качестве топливного кессон-бака.

Фюзеляж круглого сечения имеет носовой обтекатель кабины экипажа, отклоняющийся вниз под углом 12° в условиях взлета и на 17° при посадке. Остекление кабины экипажа прототипа состоит из двух передних, а также боковых окон. Носовой обтекатель снабжен четырьмя продольными удлиненными боковыми окнами, обеспечивающими видимость вперед во время его подъема и в крейсерском полете.

Рис. 2.155. Опытный образец самолета Ту-144 с оживальным крылом.

Рис. 2.156. Серийный пассажирский самолет Ту-144.

Рис. 2.157. Проекции сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144.

Существенной модификации подвергнут фюзеляж, который у прототипа предназначался для размещения 100-121 пассажиров, а у серийных самолетов-150 пассажиров в трех салонах вентиляционного типа. В самолетах первого класса кресла располагаются по схеме 1 + 2 на расстоянии 102 см, а в туристском 2 + 3 на расстоянии 87 см. В связи с увеличением длины фюзеляжа предусмотрены дополнительные третьи входные двери и 32 (вместо 25) иллюминатора с каждой стороны. Фюзеляж, состоящий из стрингеров, балок и шпангоутов, скрепленных с обшивкой, конструктивно разделяется на 3 части: носовую, центральную и хвостовую. В носовой части размещаются кабина экипажа (с фонарем, вписанным в обводы фюзеляжа) и отклоняемый носовой обтекатель, выполненный в виде многослойной конструкции из стеклопластика с сотовым заполнителем. Центральная часть, в которой располагаются пассажирские салоны, вместе с носовой частью составляет единый герметичный отсек. Окантовки иллюминаторов, входных, служебных и аварийных дверей изготовлены из фрезерованных панелей. Хвостовая часть фюзеляжа, являясь топливным кессон-баком, выполнена герметичной. Ее законцовка представляет собой контейнер тормозного парашюта. Шасси-трехстоечное. Передняя стойка имеет спаренные колеса. В опытных образцах главные стойки были оснащены убираемыми в консоли крыла 12-колесны– ми тележками, а в серийных самолетах использовались 8-колесные тележки, которые убираются в ниши, находящиеся в гондолах двигателей. Каждая ниша закрывается двумя передними и двумя задними створками. При выпущенном шасси створки открыты и выступают вниз за обводы гондолы. При уборке главных стоек тележки поворачиваются в поперечной плоскости на 90°, а сами стойки убираются в направлении полета. Главные тележки снабжены колесами диаметром 950 мм с давлением в пневматиках 13,5 кГ/см 2 . Планер самолета рассчитан на ресурс 30000 ч и выполнен из сплавов алюминия и титана (преимущественно в виде монолитных укрупненных конструкций).

Самолет оборудован современной электронной аппаратурой, обеспечивающей автоматическое управление на взлете, в полете и при посадке в сложных метеорологических условиях. Благодаря этому экипаж самолета состоит всего из трех человек: двух пилотов и бортинженера (выполнение полетного маршрута также контролируется бортовой автоматикой). Управление самолетом осуществляется при помощи электрогидравлической системы с необратимыми гидроусилителями. В каналах тангажа, курса и крена использованы автоматы загрузки командных рычагов управления, функционирующие в зависимости от угла их отклонения, а также скорости и высоты полета. В канале тангажа, кроме того, применена система автоматической балансировки.

Рис. 2.158. Элементы конструкции самолета Ту-144. a-кинематика носовой части фюзеляжа и профиль переднего крыла; б-главная стойка шасси.

Все основные системы самолета имеют многократное резервирование, что существенно повышает надежность. В целом Ту-144 создан в соответствии с международными нормами летной годности, предъявляемыми к пассажирским самолетам.

Двигательная установка. На опытном самолете используется силовая установка, состоящая из четырех турбовентиляторных двигателей конструкции Н. Д. Кузнецова. Серийные самолеты оснащены усовершенствованными двигателями. Они установлены попарно в двух гондолах длиной около 23 м, размещенных под центропланом. У опытных самолетов гондолы были скомпонованы таким образом, что их задние части образовывали одно целое. У серийных самолетов гондолы удалены от продольной оси самолета на значительное расстояние и представляют собой отдельные конструктивные узлы.

У первого опытного самолета два внешних двигателя были оборудованы устройствами реверса тяги. Однако на продемонстрированном в 1971 г. самолете реверсы тяги были заменены тормозным парашютом. Внешне нетрудно заметить разницу в положении выходных сопел опытных и серийных самолетов. У первых выход сопел расположен в плоскости, лежащей приблизительно на половине хорды элевонов, а у вторых-за задней кромкой. Двигатели снабжены индивидуальными регулируемыми воздухозаборниками прямоугольного сечения. Положение воздухозаборников относительно фюзеляжа соответствует положению косых скачков уплотнения под крылом при полете с крейсерской скоростью. Топливо размещено в кессонных крыльевых баках (около 70 000 кг в опытных и 95000-100000 кг в серийных самолетах). В самолете имеются балансировочные баки, которые расположены в задней части фюзеляжа и наплывах крыла и предназначены для изменения положения центра тяжести самолета во время перехода от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой.

Летно-технические данные Серийный самолет

Размах крыла, м 28,80

Длина, м 65,70 (с ПВД)

Высота, м 12,85

Площадь несущей поверхности, м2 507

Масса пустого самолета, кг 85000

Максимальная взлетная масса, кг 195000

Максимальная масса при посадке, кг 120000

Грузоподъемность, кг 15 000

Емкость внутренних топливных баков, кг 100000

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 385

Максимальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 2,29

Максимальная скорость на высоте 20000 м, км/ч 2500

Крейсерская скорость, км/ч 2200

Максимальная дальность полета, км 6500

Потолок, м 18 000

Длина разбега, м 2100

Взлетная дистанция при максимальной массе, м 2600

Длина пробега, м 1900

Посадочная дистанция при максимальной массе, м 2600

«Конкорд» совместной разработки «Аэроспасьяль» и ВАС– пассажирский самолет (108-144 посадочных места) средней дальности– Франция/Великобритания, 1969 г.

Рис. 2.159. Самолет «Конкорд».

История создания. Начатые в 1955 г. в Великобритании ив 1956 г. во Франции исследовательские работы по созданию сверхзвукового пассажирского самолета завершились в 1959-1961 гг. разработкой проектов ВАС-223 (фирма «Бристоль», в 1960 г. вошла в состав корпорации ВАС) и «Сюпер-Каравелла» (фирма «Сюд авиасьон», в 1970 г. вошла в состав государственного объединения «Аэроспасьяль»). Исходя из финансово-экономических соображений, 26.10.1962 г. было подписано соглашение между правительствами Франции и Великобритании о совместном строительстве самолета «Конкорд» (по французскому проекту с использованием английских двигателей). На день ранее подписанное соглашение между ВАС и «Сюд авиасьон» предусматривало, что обе фирмы будут координировать проектные, исследовательские и конструкторские работы нескольких десятков фирм обеих стран. Предполагалось, что около 67% объема работ над конструкцией двигателя и около 40% работ над конструкцией планера (носовая и хвостовая части фюзеляжа, вертикальное оперение, воздухозаборники, электрооборудование и системы: противообледени– тельная, кислородная, противопожарная, а также отдельные узлы кондиционирующей и топливной систем) достанется на долю британских предприятий, а около 60% работ над планером (центральная часть фюзеляжа, крыло с элевонами, шасси, система управления, выходные устройства двигателей, гидравлическая система, радиооборудование, радиолокационное и навигационное оборудование, а также оставшаяся часть системы кондиционирования и топливной системы) и около 33% работ над двигателем выпадет на долю французских фирм.

Согласованный график работ предусматривал облет опытного образца в 1966 г., облет предсерийного самолета в 1967 г., серийного в 1968 г. и выпуск первых самолетов на линию в 1970 г. Было принято обязательство, в силу которого обе страны в равной степени примут участие в покрытии затрат, связанных с опытно– конструкторскими работами, строительством опытных образцов и подготовкой серийного производства. При этом предполагалось, что стоимость работ по созданию самолета (в течение 8 лет) составит 170 млн. ф. ст., а цена самолета не будет превышать 10 млн. долл.

Однако со временем стали возникать технические проблемы, которые затягивали время реализации отдельных этапов программы. Строительство двух опытных образцов (001 строился во Франции, а 002-в Великобритании) началось лишь в феврале 1965 г., а облет первого из них состоялся 2.03.1969 г. Первый предсерийный самолет «Конкорд» 01 (построенный ВАС) был облетан 17.12.1971 г., а первый серийный 201-6.10.1973 г.

21.01.1976 г. два самолета «Конкорд» одновременно начали выполнять регулярные пассажирские рейсы на трассах Париж – Рио-де-Жа– нейро и Лондон – Бахрейн. В общей сложности в 1969-1978 гг. было построено 18 самолетов (2 опытных, 2 предсерийных и 14 серийных), последние из которых были облетаны 21.04.1978 г.

В 1972 г. имелись предварительные заказы на строительство 74 самолетов, однако запрещение полетов сверхзвуковых пассажирских самолетов над территорией США (позднее такой запрет ввели многие страны, в том числе Япония) привело к аннулированию большинства заказов. В результате построено было лишь 5 самолетов для авиакомпании «Бритиш эруэйз» и 4 самолета для «Эр Франс».

По мере развития самолета от опытного образца до серийного он подвергся значительным изменениям, в результате чего изменились не только габариты, масса и характеристики, но и стоимость программы и цена самолета. В проекте «Сюпер-Каравелла» предполагалось, что взлетная масса самолета составит 92 000 кг, а в предварительном проекте «Конкорд»-130 000 кг. В действительности взлетная масса первого опытного образца составила 148 000 кг, а в процессе доработок она возросла до 156 000 кг. Предсерийный самолет уже имел массу около 175000 кг, а серийный-свыше 180000 кг. Соответственно увеличились и габариты, в первую очередь длина фюзеляжа (с 56,24 м у опытного образца и 58,84 м у предсерийного самолета до 61,66 м у серийного самолета).

Согласно проекту, предусматривалось, что самолет будет перевозить 90-110 пассажиров на расстояние ~ 4500 км со скоростью порядка M = 2,2. В настоящее время серийные самолеты могут выпускаться в трех модификациях: 108-112-местные (первый класс), 128-местные (стандартный класс) и 144-местные (туристский класс). Максимальная дальность самолета возросла до 6580 км, однако крейсерскую скорость пришлось ограничить величиной M = 2,04 (на опытном самолете была достигнута скорость M = 2,23). Увеличившаяся масса и затянувшийся период разработки (до 12 лет, с 1962 по 1973 г.) повлекли за собой многократное увеличение затрат по программе и продажной цены самолета. После подведения итогов выяснилось, что за период 1962-1976 гг. Франция и Великобритания вместе израсходовали 1200 млн. ф. ст. Цена самолета, которая в начале 70-х годов составляла 25 млн. долл., в 1974 г.-40,25 млн., возросла в 1976 г. до 60 млн. (включая оборудование и запасные части, необходимые для текущего обслуживания).

Описание самолета. «Конкорд» представляет собой построенный по схеме «бесхвостка» низкоплан с оживальным, поперечно изогнутым крылом удлинения 1,82, изготовленным с применением профилей относительной толщины 3-2,15%. Каждая консоль крыла оснащена трех– секционными элевонами общей площадью 32,0 м2 . Управление по курсу обеспечивается классическим вертикальным оперением с двухсекционным рулем направления.

Фюзеляж выполнен в виде цилиндрической конструкции с относительно малым поперечным сечением. Ввиду значительной длины фюзеляжа и относительно больших углов атаки во время взлета и посадки (около 18°) «Конкорд» снабжен высоким шасси, в результате чего ось самолета находится на высоте 5,4 м над поверхностью земли (двери самолета находятся на такой же высоте, как и у самолета «Боинг» 747). Для увеличения видимости из кабины пилотов во время взлета и посадки носовая часть фюзеляжа может опускаться (5° при взлете и 17,5° при посадке). Шасси – трехстоечное, со спаренными передними колесами и четырехколесными тележками на главных стойках. Давление в пневматиках колес передней стойки составляет 1,23 МПа, а главных 1,26 МПа. «Конкорд» снабжен тремя независимыми гидравлическими системами-двумя основными и одной аварийной. Они обеспечивают работу гидроусилителей управляющих поверхностей, выпуск и убирание шасси, управление передними колесами во время маневрирования на земле, взлета и посадки, опускание и подъем передней части фюзеляжа, работу топливных насосов балансировочной системы и регулирование входных и выходных устройств двигательной установки.

Рис. 2.160. Передняя кромка крыла самолета «Конкорд».

Планер рассчитан на небольшие перегрузки ( + 2,54-1), в связи с чем скорости снижения и маневра самолета ограничены. Для изготовления планера использовались главным образом жаропрочные сплавы алюминия. Из сплавов титана и стали выполнены элементы двигательной установки, обшивка руля направления и некоторые части шасси. Во время исследований было установлено, что максимальная температура обшивки носовой части фюзеляжа, передней кромки крыла и киля будет составлять 120-135°С. Планер самолета имеет полетный ресурс ~ 45 000 ч.

Для обеспечения минимальной массы самолета выбрана конструкция планера, соответствующая принципу равнопрочности всех ее элементов. Кроме того, большая часть конструкции выполнена методом фрезерования целых панелей, что позволило исключить множество соединений, предотвратить деформацию обшивки и изменение формы профиля в полете. Технологическое разделение планера также отличается от традиционного: конструкция разделена на секции, каждая из которых состоит из части фюзеляжа и прилегающей к нему части крыла. Это облегчает соединение лонжеронов крыла с силовыми шпангоутами фюзеляжа. Обшивка крыла выполнена из монолитных, предварительно напряженных панелей, в результате чего достигнуто уменьшение массы планера приблизительно на 20% (по сравнению с традиционными конструкциями).

Двигательная установка. Четыре турбореактивных двигателя «Олимп» 593 совместной разработки фирм «Бристоль» и SNECMA расположены попарно в двух подкрыльных гондолах таким образом, что срез выходных сопел находится в плоскости задней кромки крыла. Двигатели оснащены форсажными камерами и устройствами реверса тяги. Основная задача форсажных камер сводится к увеличению тяги во время взлета и при переходе самолета через скорость звука. Конструкция реверсов тяги обеспечивает во время посадки тормозную силу, равную 45% взлетной тяги. «Олимп» 593 представляет собой усовершенствованный вариант двигателя «Олимп» 22R тягой на форсаже 146,80 кН (14970 кГ), установленного на самолете TSR.2. Первые полеты опытных самолетов 001 и 002 проводились с двигателями 593-1 тягой 128,7 кН (13 080 кГ), затем вместо них были установлены двигатели 593-2В тягой 146,41 кН (14930 кГ) и 593-3? тягой 154,65 кН (15 770 кГ). На предсерийных самолетах 01 и 02, а также на первых серийных были установлены двигатели «Олимп» 593Мк602 с форсажной тягой 169,26 кН (17 260 кГ). На последующих самолетах предполагалось использовать двигатели 593Мк621 со статической тягой, увеличенной до 177,50 кН (18 100 кГ).

Рис. 2.161. Проекции сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд».

У каждого двигателя имеется отдельный регулируемый воздухозаборник прямоугольного поперечного сечения. На взлете и при полете с дозвуковой скоростью (до ? = 0,6) воздухозаборники имеют максимальное входное сечение, а впускные створки дополнительных заборни– ков, находящиеся в нижней части воздушных каналов, перед двигателями и под ними, а также за соплами двигателей на верхней и нижней поверхностях гондолы, открыты. В диапазоне 0,6 ‹ ? ^ 1,3 геометрия воздушного тракта изменяется таким образом, что часть воздуха расходуется на охлаждение двигателя. При этом находящиеся под воздушными каналами створки закрыты. Во время сверхзвукового полета перепускные створки под воздушными каналами и соплами открыты и отводят лишний воздух от двигателя. Находящиеся над соплами створки закрыты.

Топливная система включает 17 кессонных топливных баков, расположенных в крыле и фюзеляже. Их емкость составляет 119786 л. Топливо используется также для изменения положения центра тяжести самолета во время перехода через скорость звука и для охлаждения конструкции. Этой цели служат 4 балансировочных бака (в передних околофюзеляжных частях крыла с максимальной стреловидностью) и 1 бак в хвостовой части фюзеляжа (за задней кромкой крыла).

Летно-технические данные Опытный образец Серийный самолет

Размах крыла, м 25,56 25,56

Длина, м 56,24 62,10

Высота, м 12,19 11,40

Площадь несущей поверхности, м2 358,25 358,25

Масса пустого самолета, кг … 78,700

Максимальная взлетная масса, кг 156000 185065

Максимальная посадочная масса, кг … 111130

Грузоподъемность, кг … 12700

Емкость внутренних топливных баков, л … 119 786

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 … 517

Максимальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН … 2,73

Максимальное число Маха 2,23 2,04

Полетная скорость на высоте 15635 м, км/ч … 2179

Взлетная скорость, км/ч … 397

Посадочная скорость, км/ч … 300

Скороподъемность, м/с … 25,5

Практический потолок, м … 18 290

Дальность (ном./макс.), км 6100 5110/6580

Взлетная дистанция, м … 3410

Посадочная дистанция, м … 2220

«Мираж-Милан» фирмы «Дассо» – одноместный истребитель– бомбардировщик-Франция, 1969 г.

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.