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° 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 «Мираж» 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.

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 инженераиспытателя. Киль выполнен в виде трехлонжеронной конструкции: внешние лонжероны воспринимают нагрузку от обшивки, а центральный передает эту нагрузку на фюзеляж. Конструкция руля направления-слоистая. 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.I. Главные стойки шасси оснащены спаренными колесами.

Рис. 2.144. Проекции двухместного экспериментального самолета с изменяемой геометрией крыла «Мираж» G.

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.

Размах крыла (макс./мин.), м 13,0/7,0

Длина, м 16,80

Высота, м 5,35

Площадь несущей поверхности, м2 25,0

Масса пустого самолета, кг 10200

Взлетная масса (ном./макс.), кг 15 200/18 000

Емкость внутренних топливных баков, л 4800

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 517/612

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,50/1,77

Максимальное число Маха 2,2

Посадочная скорость, км/ч 212

Практический потолок, м 18 500

Максимальная дальность, км 6500

Продолжительность полета, ч 8

Длина разбега, м 350

Длина пробега, м 305

«Аналог» 144-одноместный экспериментальный самолет с оживальным крылом конструкции А. И. Микояна и А.Н. Туполева- СССР, 1967 г.

Рис. 2.145. Самолеты «Аналог» 144 и Ту-144 на аэродроме (а) и в совместном полете (б).

История создания. Самолет предназначался для полетных исследований при использовании оживального крыла применительно к программе создания сверхзвукового пассажирского самолета ТУ-144. Облет самолета состоялся в 1967 г.

Описание самолета. «Аналог» 144 разработан на основе самолета МиГ-21, от которого он перенял фюзеляж, вертикальное оперение и шасси. Представляет собой среднеплан, построенный по схеме «бесхвостка». Каждое полукрыло оснащено четырехсекционными элевонами. Главные стойки шасси убираются в крыло и в фюзеляж (колеса). Под фюзеляжем находятся четырехсекционные тормозные щитки и подфюзеляжный киль.

Двигательная установка. Аналогична двигательной установке самолета МиГ-21.

Размах крыла, м 11,5

Длина, м 15

Высота, м 4,60

Взлетная масса, кг 9000

Отношение массы самолета к тяге, кг/даН 1,48

Максимальная скорость, км/ч 2500

Потолок, м 20000

Рис. 2.146. Проекции самолета «Аналог» 144.

Многоцелевой одноместный истребитель с изменяемой геометрией крыла конструкции А. И. Микояна – СССР, 1967 г.

Рис. 2.147. Опытный образец многоцелевого истребителя с изменяемой геометрией крыла конструкции А. И. Микояна.

Рис. 2.148. Серийная модификация истребителя.

Рис. 2.149. Серийная модификация истребителя.

История создания. В середине 60-х годов конструкторское бюро А. И. Микояна приступило к разработке истребителя с изменяемой стреловидностью крыла. В самолете, рассчитанном на высокие полетные скорости и универсальное применение, был реализован ряд новых аэродинамических и конструктивных решений. Это потребовало проведения длительных научно- исследовательских и проектно-конструкторских работ, продувок в аэродинамических трубах, наземных и летных испытаний. Опытный образец самолета был публично показан на воздушном параде в Домодедово в августе 1967 г.

Серийные самолеты, поступившие на вооружение военно-воздушных сил, несколько отличались от опытного экземпляра габаритными размерами, носовой частью фюзеляжа, наличием геометрического уступа передней кромки крыла и др.

Первоначально самолет в боевом варианте предназначался для обеспечения превосходства в воздухе и выполнения полетов на перехват. Однако впоследствии с учетом хороших летных характеристик самолета на малых высотах была разработана модификация, предназначенная для непосредственной поддержки войск. Она отличалась формой носовой части, оборудованием и несколько большей грузоподъемностью. Был также разработан двухместный учебно-боевой вариант самолета.

Описываемый самолет находится на вооружении стран Варшавского Договора.

Описание самолета. Истребитель выполнен по схеме высокоплана с крылом изменяемой стреловидности и стреловидным хвостовым оперением большой площади. Консоли крыла крепятся с помощью узлов поворота к центроплану вблизи фюзеляжа, чем обеспечивается наибольший эффект изменения стреловидности (поворачивается практически все крыло, а не часть его).

Изменение продольной устойчивости при повороте крыла, вызываемое перемещением центра давления, компенсируется соответствующим отклонением управляемого стабилизатора. Поворотные части крыла оборудованы четырехсекционными носовыми щитками и трехсекционными закрылками, улучшающими взлетно- посадочные характеристики самолета. Передняя и задняя кромки крыла-прямолинейные; на передней кромке имеется геометрический уступ. Крыло самолета выполнено аэродинамически «чистым»-без гребней и пилонов.