[ezup]

К исследованиям самолета с изменяемой геометрией крыла фирма Дассо приступила еще до разработки в мае 1964 года проекта самолета "Дафна" (со взлетной массой около 15000 кг) с двигателями RB.123 фирмы Роллс-Ройс. Был разработан поворотный узел крыла и испытан с моделированием условий полета 2500 раз.

Систематические опытно-конструкторские работы над самолетом начались в конце 1964 года. Спустя год результаты были настолько многообещающими, что в октябре 1965 года фирма получила официальный заказ на строительство опытного образца. В ноябре 1965 года конструкторы приступили к выполнению рабочих чертежей самолета, который получил обозначение "Мираж" G.

Опытный образец с турбовентиляторным двигателем TF-306 фирмы был готов в апреле 1967 года, в сентябре проводились его стендовые испытания, в октябре был осуществлен первый опытный подлет над стартовой полосой.

Самолет-демонстратор "Мираж" G совершил первый полет 18 октября 1967 года, под управлением Жана Коруа. На самолете были установлен двигатель Пратт & Уитни TF-306.

Уже во время четвертого полета начались эксперименты с изменением угла стреловидности, который в седьмом полете составлял уже 70 гр. Во время летных испытаний была достигнута скорость 2.2М.

Проведенные испытания подтвердили хорошие летные качества самолета (прежде всего на малых скоростях). Испытания показали, что изменение стреловидности крыла в полете не представляет каких-либо сложностей (даже во время выполнения крутых виражей).

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

До момента аварии, которая случилась 13 января 1971 года, было совершено 316 полетов, за время которых было налетано 400 ч. Самолет испытывался в диапазоне скоростей от 95 км/ до 2.15М, демонстрируя длину разбега и пробега менее 450 м. Самолет был потерян 13 января 1971 года в Истре. На следующем шаге должен был быть создан "Мираж" G4, с думя двигателями Атар 09K50, но слишком большие затраты привели к отмене данного проекта и разработке "Миража" G8, с двигателем СНЕКМА M53. Проект создания "Миража" G8 был отменен в декабре 1975 года, как и палубная версия G2 с двухместным бомбардировщиком G4.

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 гр. 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 гр. составляет 2.8, т.е. в 4 раза больше, чем у самолета "Мираж" III. Максимальный угол отклонения закрылков составляет 52 гр.

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 гр. 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