Повествование о создании сверхзвуковых боевых машин третьего поколения. По материалам открытой печати. Предыдущую статью см. – «Третье поколение. Часть 6»
Глава 7. Франция. Изящный, как Арамис и стремительный, как Д,Артаньян.
В случае начала полномасштабного вооруженного конфликта аэродромы становились приоритетной целью для ударов вероятного противника, а их поражение приводило к выведению из войны большей части ВВС. Соответственно, требовалось проработать вопросы рассредоточения тактической авиации по запасным площадкам – и обеспечить полноценную работу на них.
Поэтому при создании сверхзвукового истребителя третьего поколения, получила поддержку идея истребителя вертикального взлета. Такой самолет мог решать все основные задачи, но не нуждался в длинной взлетно-посадочной полосе. Проработкой концепцией самолета вертикального взлета и посадки (СВВП) занялась компания Dassault при участии нескольких других организаций.
В «Дассо» рассматривали две основные схемы перспективного самолета. Одна основывалась на идеях британских авиастроителей и предлагала использование единого подъемно-маршевого турбореактивного двигателя с особыми сопловыми аппаратами, дающими вертикальную и горизонтальную тягу. Вторая схема предусматривала отдельный маршевый ТРД для горизонтального полета, а взлет и посадку следовало обеспечить набором малогабаритных подъемных двигателей.
Схема с единым двигателем обещала до 30% экономии топлива. Но раздельные ТРД позволяли обойтись без сложных и ненадежных поворотных сопел, а также упрощали компоновку самолета. Кроме того, отказ одного или нескольких подъемных двигателей не приводил к немедленному крушению.
Для дальнейшей реализации была принята схема с отдельными подъемными и маршевыми двигателями. С применением таких идей решили доработать существующий истребитель Dassault Mirage III, новый проект получил номер «III V» (Verticale).
Для изучения боевого вертикально взлетающего самолета, французское министерство авиации в феврале 1961 года заказало фирме Dassault экспериментальный самолет "Balzac". Dassault модифицировала первый прототип Mirage III в Balzac V. Его оснастили 8 подъемными Rolls-Royce RB.108 и маршевым бесфорсажным Bristol Orpheus BOr 3. Чтобы можно было практически использовать большую часть результатов летных испытаний, самолет "Balzac" специально проектировался как летающая модель самолета Mirage IIIv. Тяга двигателей RB.108, составлявшая около 1000 кгс, определила масштаб подобия. По массе и тяге двигателей самолет "Balzac" представлял собой модель, выполненную в масштабе 1:2.
Разработка Dassault Balzac V была начата в апреле 1961 г., в январе 1962 г. началась постройка самолёта, а в июле 1962 г. состоялись первые пуски и испытания на привязи. Для наземных испытаний была построена специальная тележка, на которой устанавливался самолёт и которая могла использоваться для его транспортировки. Под тележкой могли устанавливаться металлические плиты для защиты ВПП от струй газов подъемных двигателей.
Первый свободный полёт Dassault Balzac V совершил 12 октября 1962 г. (летчик-испытатель Рене Биганд), а 18 марта 1963 г. выполнил полный переход от вертикального режима полета к горизонтальному, летая с неубирающимся шасси. Позже самолёт Dassault Balzac V был снабжен убирающимся шасси и катапультным креслом, и испытания были продолжены, однако 10 января 1964 г. на 125-м полете на режиме висения на высоте 100 м при проверке боковой устойчивости самолёт потерпел аварию из-за поперечной неустойчивости треугольного крыла и потери тяги подъемных ТРД, что привело к временной потере управления. Самолёт начал падать, у земли накренился на 90° и перевернулся, лётчик не успел катапультироваться и погиб. Самолёт был отремонтирован, и в феврале 1965 г. лётные испытания были продолжены, однако 8 сентября 1965 г. при полёте на режиме висения на высоте 50 м самолёт потерял управление и упал, лётчик успел катапультироваться, но парашют не раскрылся и лётчик погиб.
Самолёт Dassault Balzac V представляет собой моноплан с треугольным крылом, комбинированной силовой установкой, состоящей из одного маршевого и восьми подъемных ТРД, и трехопорным шасси. Фюзеляж монококовой конструкции, имеет большое поперечное сечение, что обусловлено установкой в его центральной части восьми ТРД, создающих вертикальную тягу. В миделевом сечении высота фюзеляжа достигает 1,45 м, ширина 1,76 м. В фюзеляже размещаются сопла струйных рулей, обеспечивающих продольное управление, кабина летчика, радиоотсек, отсек испытательного оборудования, стойка переднего шасси, первый отсек подъемных двигателей, стойки основного шасси, топливный бак, второй отсек подъемных двигателей, маршевый двигатель и сопла струйных рулей, обеспечивающих продольное и путевое управление.
Кабина лётчика имеет обычную компоновку, с дополнительным рычагом управления тягой подъемных двигателей, расположенным с левой стороны сиденья. Кабина не герметизирована, предусмотрено кислородное оборудование. Катапультное сиденье летчика Мартин Бейкер АМ6 ракетного типа полностью автоматизировано. Крыло малого удлинения, треугольной формы в плане. Носок имеет значительную кривизну на концах крыла, уменьшающуюся к корневой части. По полуразмаху крыла имеются пропилы. Обшивка крыла состоит из фрезерованных панелей. На концах крыла снизу расположены струйные рули, обеспечивающие поперечное управление; система трубопроводов, питающих их сжатым воздухом, проходит вдоль носка крыла. Механизация крыла состоит из закрылков и элевонов, расположенных по всему размаху. Оперение вертикальное, стреловидное, с рулем направления. Шасси трехопорное, убирающееся, спроектировано фирмой «Месье» и предназначено для обеспечения взлета с неподготовленных площадок. Носовое колесо и сдвоенные колеса основного шасси снабжены пневматиками низкого давления. Колея шасси 3,25 м, база 4,40 м. Амортизаторы шасси рассчитаны на вертикальную посадку со скоростью 3,6 м/с.
Силовая установка комбинированная, состоит из одного маршевого и восьми подъемных двигателей. Маршевый ТРД Bristol Siddeley Orpheus BOr3 установлен в хвостовой части фюзеляжа и соединяется с воздухозаборниками Y-образ- ным воздухопроводом. Воздухозаборники нерегулируемые с двумя центральными полуконусами. Маршевый двигатель запускается на земле сжатым воздухом, после запуска от него отбирается сжатый воздух для запуска подъемных двигателей. На режиме висения и на переходных режимах вертикальная тяга создается восемью ТРД Rolls-Royce RB108-1A. Двигатели размещены за кабиной по два в четырех отсеках и наклонены под углом 7° к вертикальной оси и на угол 6° относительно продольной плоскости самолета (соплами внутрь). ТРД RB.108 имеет осевой восьмиступенчатый компрессор, двухступенчатую турбину и кольцевую камеру сгорания, отличается высоким удельным расходом топлива 1,06 кг/кгч. Каждая пара подъемных ТРД имеет общий воздухозаборник в виде ковша, позволяющий использовать давление скоростного напора набегающего потока воздуха для запуска подъемных двигателей в случае отказа маршевого двигателя, и общий люк под фюзеляжем для реактивных сопел ТРД со щитком, который во время перехода к вертикальной посадке вызывает разрежение на срезе сопла. Благодаря этому даже на небольшой скорости энергия потока воздуха, проходящего через подъемные двигатели, достаточна для раскрутки двигателей. Для увеличения протока воздуха, необходимого для ТРД после запуска, воздухозаборники сверху имеют открывающиеся створки жалюзи, которые закрываются в горизонтальном полете. Для подъемных двигателей была разработана новая сопловая система, обеспечивающая эксплуатацию с неподготовленных площадок без специального покрытия. Струя газов должна отклоняться при разбеге и пробеге назад, а вниз струя направлена только в течение нескольких секунд в момент отрыва самолета, что предотвращает разрушение ВПП.
Топливо размещается в шести баках. Первые два находятся за воздухозаборниками (между воздухопроводами и обшивкой), следующие два – в крыле и еще два – в фюзеляже (по обе стороны воздухопровода и над колесами главного шасси). Два последних топливных бака предназначены для питания подъемных двигателей в случае выхода из строя основной топливной системы. Подача топлива к подъемным ТРД осуществляется с помощью основной топливной системы низкого давления с двумя помпами, установленными в расходном баке. Подъемные ТРД снабжаются топливом от основной системы; включающей в себя три турбонасоса, приводимые сжатым воздухом, который отбирается от системы струйного управления. Маршевый двигатель, расположенный сзади, имеет свою топливную систему высокого давления. Управление. В горизонтальном полете используется обычное самолетное управление с помощью аэродинамических рулей. На режиме висения и большей части переходных режимов управление обеспечивается с помощью струйных рулей, в которые подается сжатый воздух от компрессоров работающих подъемных двигателей. Струйные рули управляются посредством обычных органов управления в кабине (педали и ручка управления). Продольное и поперечное управления имеют жесткую проводку, в цепь которой входит имитатор нагрузок на ручку, электротриммер, вспомогательное сервоуправление, гидроустройство для компенсации инерционных моментов и трения. Путевое управление осуществляется посредством тросовой проводки в фюзеляже и жестких тяг в киле, в цепь путевого управления включена электрогидравлическая система. Система струйного управления отличается большой сложностью: цепь продольного управления имеет четыре воздухопровода, по которым сжатый воздух подается в два передних и два задних сопла. В цепи поперечного управления имеются четыре воздухопровода и четыре сопла, расположенных по два под крыльями, в цепи путевого управления – два воздухопровода и по одному соплу с каждой стороны задней части фюзеляжа.
Характеристики самолёта Dassault Balzac V
Размеры: размах крыла 7,32 м длина самолета 13,1м площадь крыла 27,2 м2
Двигатели: маршевый 1 ТРД Bristol Siddeley Orpheus BOr3; подъемные 8 ТРД Rolls-Royce RB108-1A суммарная тяга 8000 (8x1000) кгс
Массы и нагрузки: взлетная 7000 кг; пустого самолета 4900 кг; запас топлива 1650 л.
тяговооруженность при вертикальном взлете 1,14
нагрузка на крыло 257 кг/м2
максимальная скорость соответствует числу М = 0,9
После последнего инцидента самолет уже не восстанавливали. Несмотря на трагический конец программы, "Balzac" сыграл выдающуюся роль, проложив путь полноразмерному самолету вертикального взлета и посадки, который сначала называли Mirage IIIv, а затем просто Mirage V. Было построено два опытных образца СВВП. В основу их конструкции положили удлиненный фюзеляж Mirage IIIC. Форма крыла в плане была изменена. Корневым частям крыла придали большую стреловидность, увеличив тем самым хорду и изменив положение аэродинамического фокуса. Вертикальную тягу создавали восемь английских двигателей Rolls-Royce RB162 с тягой 2000 кгс. Двигатели объединялись попарно. Пары имели общие выдвижные зарешеченные воздухозаборники. Система реактивного управления была абсолютно такой же, как на самолете "Balzac".
Первый полет Mirage III-V 01 совершил 12 февраля 1965 года в Милан-Вилярош. Машину пилотировал Жан-Мари Сагет. После проведения девяти полетов, которые включали в себя зависание и достижение скорости около 300 км/ч. В декабре 1965 года на самолет поставили более мощный двигатель TF-106A3 и новое катапультируемое кресло. 24 марта 1966 года модернизированный самолет совершил первый переход от режима висения к горизонтальному полету. Летчик Сагет неодобрительно отозвался о системе поперечного управления во время перехода - самолет пилотировался гораздо хуже "Balzac". 28 марта 1966 года французское правительство сообщило об отказе от серийного производства, но испытания опытных образцов были продолжены и финансировались в полном объеме. 3 сентября 1966 года Mirage III-V 01 совершил свой последний 41-й полет.
Второй самолет Mirage III-V 02 был оснащен двигателем Pratt and Whitney TF 306 с тягой на форсаже 5639 кгс. От первого образца он отличался новыми убирающимися воздухозабор никами подъемных двигателей. В конструкции планера были применены прогрессивные материалы и технологии. Самолет начал летать 22 июня 1966 года в Милан-Вилярош. Машина стала первым в мире сверхзвуковым самолетом вертикального взлета и посадки. 12 сентября 1966 года Жан-Мари Сагет установил мировой рекорд скорости для вертикально взлетающих самолетов, разогнав Mirage III-V 02 до скорости, соответствующей числу М=2.04 в горизонтальном полете. К сожалению, 28 ноября 1966 года в летно-испытательном центре Истр самолет, совершавший свой 24-й полет, разбился. При этом пилот успел катапультироваться. Mirage IIIV 02 совершил девять обычных, 15 вертикальных взлетов и посадок и семь переходов от вертикального полета к горизонтальному. Планируемое строительство одноместного Mirage III-V и двух двухместных было отменено, а программа испытаний закрыта.
Лётно-технические характеристики
Экипаж: 1 человек
Длина: 18 м
Размах крыла: 8,72 м
Масса, кг пустого самолета 10250
нормальная взлетная 12000
максимальная взлетная 13440
Топливо, л 1600
Двигатели: Маршевый двигатель Snecma TF-106(изначально стоял TF-104)
тип двигателя: турбореактивный двухконтурный с форсажной камерой; количество: 1
Максимальная тяга: 1 × 7 600 кгс
Подъёмный двигатель Rolls-Royce RB.162 тип двигателя: турбореактивный одноконтурный; количество: 8 Максимальная тяга: 8 × 2000 кгс
Тяговооружённость при вертикальном взлёте: 1,16
Максимальная скорость: на расчётной высоте: 2,04 М; у земли: 0,92 М
Практический потолок, м 18000
Боевой радиус: на малой высоте: 460 км; на большой высоте: 740 км.
Боевая нагрузка: 900 кг
После дельтавидных крыльев и самолетов с вертикальными взлетом и посадкой никто в штабах не мог поручиться в выборе переменной геометрии крыла. Однако, данная технология обеспечивает самолетам лучшие летные качества во всех областях, позволяя, таким образом, адаптировать аэродинамические качества летательного аппарата к низким и высоким скоростям и к малым и большим высотам.
В 1964 году Компания Дассо получила задание от французских ВВС создать самолёт с изменяемой стреловидностью крыла. За основу был взят самолёт Mirage F2, оснащенный реактивным двигателем TF 306 производства американской компании Pratt & Whitney. Приблизительно в это же время французская компания SNECMA готовилась начать лицензионный выпуск этих двигателей.
Сборка первого прототипа нового самолёта началась в январе 1966 года. Первый полёт Mirage III G состоялся 18 ноября 1966 года с крылом заблокированным под углом в 20°. Через три недели, после нескольких удачных испытательных полетов, самолёт сумел превысить двойную скорость звука. В октябре 1969 года самолёт был передан в Центр летных испытаний Министерства обороны Франции.
Первый предложенный компанией Dassault проект самолета, получившего имя Daphné, с изменяемой геометрией крыла датируется маем 1964 года. В соответствии с требованиями флота это должен был быть двухмоторный самолет весом 15 тонн. Однако фактически первые систематические исследования технической группы опытного завода в Сен-Клу (Saint-Cloud) датируются осенью 1964 года. Они включали в себя:
- изучение изменений положения фокуса аэродинамического профиля в соответствии с его стреловидностью;
- исследования положение вершины;
- исследования несущей поверхности крыла и ее адаптации к различным положениям;
- поиски высокопрочной стали, из которой можно было создавать сварные конструкции;
- выбор мартенситностареющей (Maraging) стали и изучение её свойств в различных условиях (определение сопротивления усталостным напряжениям, исследование распространения трещин, изучение свариваемости, обрабатываемости в различных механических состояниях, деформаций после термообработки и, наконец, поиск решений по сокращению трения в соединениях [специальные пленки, ткани на тефлоновой основе и т.д..]).
К осени 1965 года данные исследования продвинулись далеко вперед, и концепция крыла с изменяемой геометрией была окончательно принята. Два экземпляра данных шарнирных узлов стали предметом статических и усталостных испытаний, целью которых было определение рабочих моментов, которые характеризуют износ и усталость металла в гипотетическом случае маневрирования самолета в плотных слоях атмосферы или когда самолет подвергается воздействиям резких порывов ветра. Конструкция поворотного узла выдержала испытания и никогда не переделывалась. Его основные характеристики обусловили те летные качества, которые впоследствии показал самолет. После интенсивных исследований оптимального положения узла поворота было принято и одобрено решение разместить его немного за пределами фюзеляжа. Данное решение идеально подходит для многоцелевого боевого самолета, который должен был сохранить хорошую маневренность на больших сверхзвуковых скоростях. Конструкция узла поворота была предметом патента компании Dassault, который, в частности, охватывал оригинальный способ избавиться от поперечных сил и эксплуатационную безопасность, обеспечивавшуюся двумя рабочими поверхностями – основной и аварийной – из фаброида (Fabroïd).
Мартенситностареющие стали ранее использовались в обшивке твердотопливных ракетных двигателей и показали отличные качества, которые внесли свой вклад в ее адаптацию на самолетах.
Увеличение стреловидности консоли крыла экспериментального самолета Mirage выполнялось посредством одного домкрата, установленного в плоскости крыла, а уменьшение стреловидности – при помощи двух винтов. Домкрат приводился в движение двумя гидромоторами, каждый из которых соединен с переключаемым редуктором. Цилиндр мог развивать усилие в 70 тонн и обеспечивать изменение стреловидность консоли крыла за 15 секунд при выполнении самолетом перегрузки до 3 g, иначе говоря, в большей части диапазона эксплуатационных режимов полёта. Особое внимание было уделено герметизации прорезей, через которые части крыла входят в фюзеляж. Данное уплотнение было обеспечено установленной на консолях крыла деформируемой сдвижной обшивки. Чтобы свести к минимуму общую площадь поверхности самолета, и в частности площадь крыла, необходимо было обеспечить значительное увеличение подъёмной силы с помощью механизации крыла. Благодаря механизация крыла, состоявшей из мощных двухщелевых выдвижных закрылков и предкрылков, на взлете и посадке у экспериментального самолета Mirage G коэффициент подъемной силы был в пять раз больше, чем у треугольного крыла истребителя Mirage III.
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 град.
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 град. 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 град. составляет 2.8, т.е. в 4 раза больше, чем у самолета "Мираж" III. Максимальный угол отклонения закрылков составляет 52 град.
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 град. 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 пикирования 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 инженера-испытателя. Киль выполнен в виде трехлонжеронной конструкции: внешние лонжероны воспринимают нагрузку от обшивки, а центральный передает эту нагрузку на фюзеляж.
Конструкция руля направления - слоистая, из композитных материалов.
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.1. Главные стойки шасси оснащены спаренными колесами.
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.
ЛТХ:
Модификация Mirage G
Размах крыла, м
максимальный 13.00
минимальный 7.00
Длина, м 16.80
Высота, м 5.35
Площадь крыла, м2 25.00
Масса, кг
пустого самолета 10200
нормальная взлетная 15200
максимальная взлетная 18000
Топливо, л 4800
Тип двигателя 1 ТРДД SNECMA TF-306
Тяга форсированная, кН 1 х 101.49
Максимальная скорость , км/ч 2338 (M=2.2)
Практическая дальность, км 6500
Продолжительность полета, ч 8
Практический потолок, м 18500
Экипаж, чел 1
Первый самолет с изменяемой стреловидностью от Dassault появился как одномоторный двухместный истребитель Mirage G в 1967 году, по сути, это была версия Mirage F2. с крылом изменяемой стреловидности Крылья были развернуты под углом 22 градуса полностью вперед и 70 градусов полностью назад и имели полноразмерные закрылки с двойными прорезями по задней кромке и двухпозиционные закрылки по передней кромке.
Летные испытания прошли относительно успешно, но заказа на производство не последовало, программа Mirage G была отменена в 1968 году. Однако полеты на Mirage G продолжались до 13 января 1971 года, когда единственный прототип был потерян в результате несчастного случая.
Самолет получил дальнейшее развитие в двухмоторных вариантах Mirage G4 и G8 как многоцелевой реактивный истребитель, способный как на перехват, так и на нанесение ядерного удара.
Базовый Mirage G был разработан в двухмоторный двухместный ядерный ударный истребитель Mirage G4 после того, как в 1968 году был подписан отдельный контракт на постройку двух самолетов. Предполагалось, что эти самолеты будут оснащаться производимыми турбореактивными двигателями Snecma M53. Во время строительства самолета требования изменились, и французские военные потребовали переделать конструкцию в специализированный перехватчик.
Mirage G8
Mirage G4-01 был переименован в G8-01 и остался двухместным самолетом (первый полет 8 мая 1971 года), а второй самолет, G4-02, стал одноместной версией, G8-02 (первый полет 13 июля 1972 года). Варианты G8 были оснащены радаром Thomson-CSF и системой атаки на малых высотах, основанной на системе, используемой в SEPECAT Jaguar и Dassault Milan. Поскольку финансирование Mirage G8 не было предусмотрено во французском оборонном бюджете на 1971-1976 годы, самолет не был запущен в производство.
Технические характеристики (Mirage G8-02)
· Экипаж: 1
· Длина: 18,80 м Размах крыльев: макс/мин - 15,40 м / 8,70 м
· Высота: 5,35 м
· Вес пустого: 14 740 кг
· Силовая установка: 2 × турбореактивных двигателя SNECMA Atar 9K50 с дожиганием, тяга бесфорсажная - 49,03 кН каждый, 70,1 кН с форсажной камерой
· Максимальная скорость: 2,2 Маха
· Дальность: 3850 км
· Рабочий потолок: 18 500 м
Записки испытателя
Летные испытания Mirage G8 01, за время которых самолет провел в небе всего несколько часов, были прерваны парижским авиасалоном 1971 года. 24 мая Робер Галан выполнил контрольный полет:
«Это был полет, целью которого было дать разрешение на выполнение летчиком-испытателем компании Dassault Жаном-Мари Саже презентационного полета на авиасалоне 1971 года. За полетом должен был следить пилот из центра лётных испытаний (CEV – centre d’essais en vol), задачей которого было гарантировать отсутствие какого-либо риска для самолета. Полет продолжительностью 1 час 30 минут состоялся в Истре и включал в себя весь диапазон эксплуатационных режимов со всеми наложенными ограничениями. Нами были выполнены основные маневры: уборка/выпуск шасси, выпуск и уборка предкрылков и закрылков и, конечно, изменение стреловидности крыла. На меня самолет произвел очень хорошее впечатление: он был легок в управлении на всех режимах и изменение стреловидности не сказывалось на управляемости машины».
Таким образом, Mirage G8 01 мог быть представлен на авиасалоне. Жан-Мари Саже так вспоминал этот период:
«Салон в ле Бурже был большой проблемой. С одной стороны господин Дассо не хотел, чтобы мы летали над салоном в ле Бурже, поскольку опасался несчастного случая, а с другой стороны он желал удачной демонстрации самолета. Каким-то образом я не имел права увлекаться и в то же время должен был выполнить эффектный демонстрационный полет! Тогда я задумал одну хитрость, поскольку на открытии должен был присутствовать президент Республики. Поскольку на авиасалоне было представлено множество новых самолетов, то у меня был запас времени в одну-две минуты. Поскольку господин Дассо не разрешил мне серьезно увлекаться, то я сделал все по минимуму. После приземления господин Дассо сказал мне: «Ну хорошо, теперь можно и не сдерживаться!» [демонстрация над парижским авиасалоном была 11-м полетом самолета ]
Испытания подтвердили данные, полученные ранее при тестировании Mirage G. С крылом изменяемой геометрии не было никаких проблем. Mirage G8 взлетал при 219 км/ч, подтверждая разницу в скорости между оснащенным мощной механизацией стреловидным крылом с изменяемой геометрией и неподвижным треугольным крылом. Без отклоненного носка крыла максимальный угол атаки составлял 19°, с выпущенными предкрылками угол атаки увеличивался до 21°. При выполнении крена самолет обнаружил неустойчивость в диапазоне углов стреловидности крыла 25° – 55°. Отклонение носка крыла помогало улучшить устойчивость самолета.
24 декабря 1971 года во время посадки передняя стойка шасси из-за отказа гидравлической системы сложилась. После ремонта самолет возобновил испытания.
Робер Галан вспоминал:
«В период с апреля по сентябрь 1972 года и с ноября 1972 года по март 1973 года я выполнил 18 полетов на Mirage G8 01; полеты выполнялись в рамках госприемки. Это были полеты по определению режимов полета, скорости и высоты – среди них наиболее впечатляющими были сверхзвуковой полет на малой высоте над Лионским заливом и полет на скорости M =2,35 на высоте 51000 футов (15550 м), – полеты по определению значений характеристик и эксплуатационных ограничений, выполнение посадки со средней стреловидностью крыла (45°), полеты для выполнения оценки летных качеств.
Mirage G8 01 на высоте 40000 футов (12190 м) регулярно развивал скорость M = 2,0. В 1973 году на парижском авиасалоне был представлен Mirage G8 02. Демонстрация была лучше, чем в 1972 году, но это был последний раз, когда самолет видели в полете. Последний полет Mirage G8 01, состоялся 18 июня 1973 года. К этому времени самолет в 220 полетах имел 221 час летного времени. Затем самолет был отправлен в Истр, потом хранился в Шатодёне (Châteaudun), а оттуда в 1977 году был отправлен в коллекцию расположенного в ле Бурже Музея авиации и космонавтики.
Mirage G8 02 подтвердил свои хорошие характеристики. Он несколько отличался от первого прототипа: G8 02 был одноместным и был спроектирован для достижения скорости M = 2,5. Тем не менее, в целях экономии было принято решение отказаться от крыла из титана. Воздухозаборники самолета сохраняли подвижные створки перепуска воздуха лучше подходящие для полетов на больших скоростях, чем классические воздухозаборники с подвижным центральным телом (досл. «мыши» – souris) на G8 01. Помимо этого под консолями крыла были прикреплены поворотные пилоны.
Первый полет Mirage G8 02 был выполнен в Истре 13 июля 1972 года; управлял самолетом Жан-Мари Саже. Самолет показал хорошие характеристики: разгон с M = 1,0 до M = 1,2 выполнялся за 56 секунд. Пилот отмечал: «общее впечатление хорошее». Следующий полет, во время которого самолет со стреловидностью крыла 70° развил скорость M = 1,5, состоялся 18 июля. Самолет был очень похож на своего предшественника. Тем не менее, пилотом были отмечены некоторые различия в конструкции воздухозаборников, а также в звуках работы двигателей («détonations»). Первый полет на Mirage G8 02 в центре лётных испытаний был выполнен Робером Галаном.
«5 октября 1972 года я выполнил первый официальный полет на Mirage G8 02, развив скорость M =2,1. Самолет немного отличался от G8 01. В соответствии с требованиями ВВС самолет из двухместного переделали в одноместный: заднее катапультируемой кресло было удалено и фонарь был закрашен металлической краской. Также были изменены воздухозаборники двигателя и был доработан киль. У меня было пять полетов на G8 01, управляемость которого была схожа с управляемостью G8 02».
На скорости M = 1,6 самолет мог изменять стреловидность крыла при перегрузке 3g, а на скорости M = 1,0 – при перегрузке 4g (полеты № 13 и 17). 31 октября G8 02 достиг рекордной для себя высоты 53000 футов (16150 м). Во время следующего полета, состоявшегося 8 ноября и длившегося 1 час 25 минут, было исследовано поведение самолета на малых высотах при изменении стреловидности крыла. В ноябре были внесены изменения в конструкцию воздухозаборников, закрылков и верхней части киля.
13 июля 1973 года – в первый день рождения самолета и день выполнения 74 полета – Mirage G8 02 стал самым скоростным самолетом Западной Европы: на высоте 42000 футов (12800 м) была развита скорость M= 2,34.
В 1974 году начались летные испытания с установленными на пилоны самолета двумя противорадиолокационными ракетами AS-37 Martel. Способность выполнять дозаправку в воздухе была подтверждена 28 мая 1974 года (полет №112). Последние полеты были посвящены испытаниям, во время которых крыло имело стреловидность 55°.
Программа летных испытаний первого образца была завершена в середине 1973 г. после выполнения 220 полетов. Во время испытаний стреловидность крыла последовательно изменялась в диапазоне 23-55-73°. На малой высоте была достигнута максимальная скорость 1390 км/ч, а на большой - М = 2,2. Максимальный потолок составил 20000 м. Испытания одноместного опытного образца продолжались и в 1974 г. 13 июля 1973 г на нем была достигнута максимальная скорость М = 2,34 (на высоте 15000 м). При планировании опытно-конструкторских работ предполагалось, что серийное производство самолетов G.8 развернется в конце 70-х годов и что они будут приняты на вооружение вместо самолетов Mirage IIIC и IIIE.
В 1974 г фирма Dassault свернула работы над самолетами с изменяемой геометрией крыла, придя к выводу, что приемлемые летные характеристики при малых скоростях могут быть достигнуты значительно более простыми и дешевыми средствами. В 1974 г. от концепции этого самолета отказались и приступили к работам над самолетом «Мираж» 2000. Но это уже машина четвертого поколения.
По сравнению с самолетом Mirage G опытные образцы G.8.01 и G.8.02 отличались большими габаритами, диапазоном изменения угла стреловидности, одноместной кабиной экипажа, спаренными колесами передней стойки шасси, усовершенствованным электротехническим оборудованием, использованием двухдвигательной силовой установки и способностью нести разнообразное вооружение. Максимальный размах крыла самолета увеличился на 3,25 м, а минимальный -на 1,92 м (при изменении угла стреловидности по передней кромке с 20-70 до 23-73°). Длина самолета увеличилась на 2,98, а высота - на 0,45 м. Возросшие габариты самолета и использование двухдвигательной силовой установки привели к увеличению взлетной массы самолета на 5800 кг.
Модификация «Мираж» G.8 «Мираж» 2000
Размах крыла, м 15,25/8,92 9,13
Длина самолета,м 19,78 14,36
Высота самолета,м 5,8 5,14
Площадь крыла,м2 41,0/33,5 41
Масса, кг
пустого самолета 14 740 7500
нормальная/максимальная взлетная 21000/23800 14000/17000
Тип двигателя 2хSNECMA Atar 9K50 1х ТРДДФ SNECMA M53-
Тяга, кгс 2х49,03кН / 70,1 кН 64,3кН /95,1 кН
Максимальная скорость, км/ч на высоте М2,5 М2,2
у земли 1430 1380
Вертикальная скорость, м/с 233 284
Практическая дальность, км 3850 1852
Практический потолок, м 18700 16460
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 627/710 : 414,6
Посадочная скорость, км/ч 197 144
Длина разбега, м 400 600
Длина пробега, м 450 700
Макс. эксплуатационная перегрузка 6,5g +9,0/-3,2 g
в 1969 году ВВС США запустили программу разработки двухмоторного истребителя завоевания превосходства в воздухе McDonnell-Douglas F-15. Свой первый полет самолет совершил 27 июля 1972 года. Одновременно в начале 1971 года военно-воздушные силы США запустили программу создания легкого многоцелевого истребителя с неподвижным крылом, которая, в итоге, привела к появлению General Dynamics F-16.
О развитии машин 4-го поколения смотри «Эволюция» на канале «Ветеран ВПК»
Эти события послужили основной причиной отказа от дальнейшего строительства французских истребителей с изменяемой геометрией крыла.
В ноябре 1974 года Mirage G8 02 совершил свой последний полет. Сначала самолет хранился в Истре, после чего он был разрезан для того, чтобы использоваться в центре летных испытаний в качестве тренажера. Тем не менее, кабина и некоторые другие части машины были восстановлены и сейчас находятся в экспозиции расположенного в Монтелимаре (Montélimar) музея истребителей (musée de la Chasse).
Продолжение следует
Зачем нам МИР, если России в нем не будет. Читайте на канале «Ветеран ВПК»
Война, которую мы проиграли. Ч 1-4.
Мухобойка ч. 1, 2, 3.