Описание конструкции самолета MIRAGE IIIE

 

Истребитель MIRAGE IIIE представля­ет собой моноплан-бесхвостку с низко­расположенным треугольным крылом и однокилевым хвостовым оперением. Тре­угольное крыло относительной толщиной 3,5 процента имеет стреловидность по передней кромке 60°34' и удлинение 1,98. Передняя кромка крыла, расположенная внутри конуса возмущений от носовой части, сделана притупленной. Задняя кромка, наоборот, — острая, что предот­вращало срывы потока на больших ско­ростях полета. Для уменьшения рыска­ния крыло имеет отрицательный угол по­перечного V = 2°30'.

Система управления самолетом не­обратимая, бустерная. Бустеры разрабо­таны на фирме Dassault. Хвостовая часть каждого полукрыла образована тремя отклоняющимися поверхностями. Небольшие внутренние поверхности служат триммерами и управляются с помощью сервоприводов, расположен­ных в фюзеляже.

Бустеры рулей высоты (средние по­верхности) и элевонов (наружные поверх­ности) находятся в крыле. Выступаю­щие снизу части и тяги закрыты обтека­телями. Бустер руля направления, свя­занный с демпфером рыскания, установлен в киле. Движения ручки управления передаются к золотникам механически­ми тягами. Фрикционные нагрузки ком­пенсируются электроуправляемыми сервопоршнями. Движения педалей преоб­разуются в электрические сигналы и пе­редаются на электрогидравлический сервопривод руля направления.

Триммеры управляются электрогид­равлическими сервоприводами от ручки управления. В цепь триммеров включе­на система автоматического демпфиро­вания продольных колебаний. Самолет оснащен автопилотом, который обеспе­чивает стабилизацию по тангажу и крену, выдерживает заданную высоту или число М, устраняет реверс рулей и регу­лирует усилия на ручке в зависимости от перегрузки. Летчик в любое время может преодолеть действие автопилота и взять управление на себя.

Воздушные тормоза представляют собой небольшие поверхности, располо­женные в корневых частях крыла вбли­зи передней кромки сверху и снизу, смон­тированные на рычагах, отклоняющих их в поток воздуха. Тормозной парашют расположен в обтекателе над выхлопной трубой ТРД. Сечение фюзеляжа эллип­тическое, с большой осью, расположен­ной горизонтально.

Двухскачковые диффузоры воздухо­заборников отстоят на 75 мм от фюзе­ляжа, образуя щели слива возмущенно­го воздуха из пограничного слоя, кото­рый поступает в фюзеляж и использует­ся для охлаждения агрегатов и наддува топливных баков. Наличие регулируе­мых полуконусов обеспечивает высокую эффективность воздухозаборников на всех режимах. Кстати говоря, внешне похожие воздухозаборники на самолете F-104 имеют неподвижные конусы и ре­гулируются путем перепуска излишнего воздуха.

В средней части фюзеляж имеет не­большие выступы для убирания колес шасси. В зоне максимальной кривизны поверхности крыла фюзеляж немного поджат в соответствии с правилом пло­щадей. Хвостовая часть срезана на кон­це для предотвращения срыва при боль­ших скоростях полета.

Фюзеляж выполнен из легких спла­вов с применением сравнительно тол­стых листов, причем часть шпангоутов и стрингеров изготовлена ковкой или штамповкой. На заводе левая и правая половины секций фюзеляжа собира­лись по отдельности. Последующая сборка производилась на специальных тележках с последующей стыковкой половин.

Рамы фюзеляжа швеллерного или Z-образного сечения имеют вырезы для прохода Z-образных неразрезных стрингеров. В некоторых случаях лис­товые стенки рам снабжались отвер­стиями для облегчения. Силовой шпангоут фюзеляжа, с которым стыкуется основной лонжерон крыла, состо­ит из двух фрезерованных деталей, соединенных радиальными профиля­ми.

Шпангоут, к которому крепится киль, также двойной, с внутренними и наруж­ными швеллерными поясами. Фюзеляж собирался из коротких полусекций или боковых, нижних и верхних панелей, при­чем сначала приклепывались стрингеры и второстепенные элементы шпангоутов, а затем к ним крепилась обшивка.

Наиболее сложными в производстве были каналы и подвижные полуконусы воздухозаборников. Стенки каналов рас­считывались на давление до 5 атмос­фер. Для увеличения прочности и жест­кости шпангоуты приклепывались к стен­кам каналов с шагом 50—75 мм без при­менения продольных элементов. Таким же образом усилена конструкция полу­конусов.

Основной лонжерон крыла располо­жен приблизительно на линии 40 про­центов средней аэродинамической хорды, перпендикулярно оси самоле­та. Он представляет собой кованную из легкого сплава балку двутаврового сечения с двумя отверстиями для крепления к фюзеляжу, цапфой для стойки шасси и отверстием для про­хода тяги к рулю высоты. Передний лонжерон — это кованая балка швел­лерного сечения с полками, направ­ленными назад. Задний лонжерон швеллерного сечения замыкал контур крыла.

Часть крыла, заключенная между лон­жеронами и корневой нервюрой, разде­лена нервюрами и стрингерами, перпен­дикулярными оси самолета. В отсеке, ограниченном передним и основным лонжеронами, располагаются колодец для уборки основной стойки шасси и воз­душные тормоза. В носке крыла перед передним лонжероном проходят тяги управления элеронами.

Каркас рулей состоит из переднего лонжерона швеллерного сечения, вспо­могательного лонжерона и часто распо­ложенных нервюр. Элерон и руль вы­соты соединяются с сервоприводами ка­чалками, крепящимися к средним не­рвюрам балочного типа. Расположен­ные в фюзеляже сервоприводы соеди­нены с триммерами через трубчатые валы. Каркас киля состоит из трех лон­жеронов двутаврового сечения и ряда нервюр.

Шасси обеспечивает возможность экс­плуатации самолета с грунтовых взлет­ных полос длиной не меньше 900 м, по­крытых разборными металлическими конструкциями. Пневматики шасси име­ют давление в носовом колесе 5 кг/см2, а в колесах основных стоек шасси — 8 кг/см2. Стойки основного шасси убирают­ся в фюзеляж домкратами, крепящими­ся к корневым нервюрам. Передняя стойка убирается назад. Переднее коле­со имеет рычажную подвеску. Демпфер колебаний типа «шимми» смонтирован в механизме управления стойкой. Все три колеса крепятся к стойкам на полу­вилках.

Силовая установка самолета состо­ит из ТРД SNECMA ATAR 9C с форсаж­ной камерой, имеющего компрессор со степенью сжатия 5,5 и двухступенчатую турбину. При полете со скоростью, со­ответствующей числу М=1,4 и более, но­минальная частота вращения вала тур­бины двигателя, равная 8400 об/мин, может быть увеличена, что обеспечива­ет возрастание тяги на 9 процентов. Удельный расход топлива при работе двигателя на максимальном режиме с включенной форсажной камерой не­сколько превышает 2 кг/кгс тяги в час, а на крейсерском режиме без включения форсажной камеры — вдвое меньше.

Статическая тяга двигателя без фор­сажной камеры 4250 кгс, с форсажной камерой 6000 кгс.

Двигатель крепится к усиленной раме фюзеляжа на двух боковых цап­фах, а также к верхним и нижним узлам, расположенным на раме фюзе­ляжа перед отъемной цилиндричес­кой частью. В хвостовой части фюзе­ляжа вокруг «горячей» зоны ТРД име­ется защитный экран. Выхлопная труба оснащена регулируемым соп­лом. Топливо размещается в двух баках-отсеках крыла и в четырех мяг­ких баках, установленных в фюзеля­же в зоне воздухозаборников. Баки объединены в группы, каждая из кото­рых включает один крыльевой и два фюзеляжных бака. За сиденьем лет­чика имеется бак, обеспечивающий перевернутый полет. Общая емкость внутренних топливных баков состав­ляет 2180 л. Взамен ЖРД предусмат­ривалась установка дополнительно­го топливного бака, возможна также подвеска наружных баков.

Под ТРД может быть установлен кон­тейнер ЖРД, в котором крепятся турбонасосный агрегат, приводимый от короб­ки агрегатов ТРД телескопическим ва­лом, и бак из нержавеющей стали с окис­лителем (азотная кислота) емкостью 300 л. В качестве горючего применялись триэтиламин и ксилидин (емкость бака 150 л). Статическая тяга ЖРД составляла 1500 или 750 кг. Расход топлива 7 кг/сек или 4,1 кг/сек, соответственно. ЖРД смон­тирован в контейнере таким образом, что его сопло отклонено вниз под уг­лом 10°. Контейнер ЖРД можно было легко демонтировать (лишь отвернув шесть болтов) и установить на его ме­сто топливный бак емкостью 410л. Кон­тейнер с ЖРД может быть сброшен в полете.

Самолет снабжен комплексной при­цельно-навигационной системой, вклю­чающей радиолокационную станцию «Сирано» французской фирмы «Томп­сон CSF» или «Эрпасс II» английской фирмы «Ферранти». Та и другая станции представляют собой отдельный быстросъемный агрегат, монтируемый в но­совой части фюзеляжа.

Вычислители, необходимые для ис­требителя-бомбардировщика, устанав­ливаются в виде съемных блоков и под­ключаются к системе управления огнем. При использовании самолета в качестве истребителя радиолокатор и система управления огнем обеспечивают воз­можность атаки цели на пересекаю­щихся курсах или по кривой погони. При этом на сетку прицела кроме указаний о курсе самолета подается информация о скорости сближения, ракурсе цели и положении самолета. Помимо радиоло­кационного прицела, электронное обо­рудование самолета включает ультра­коротковолновую радиосвязную станцию SARAM, опознаватель «свой-чужой», инерциальную навигационную систему и систему TACAN. Предусмотрена возмож­ность установки второй связной станции SARAM, ДИСС, УКВ радиокомпаса и обо­рудования РЭБ.

Самолет вооружался ракетами клас­са «воздух-воздух» — одной ракетой «Матра R.511» или R.530 под фюзеля­жем и двумя «Сайдуиндерами» под кры­лом.

В течение получаса пять механиков могли переоборудовать самолет из ис­требителя в самолет для действия по наземным целям путем установки кон­тейнера с двумя 30-мм пушками DEFA с боезапасом 200—250 снарядов вмес­то вычислителя, топливного бака емко­стью 340 л вместо контейнера ЖРД, подвески бомб на центральном пилоне и топливных баков или комбинирован­ных баков-контейнеров для неуправля­емых ракет на четырех подкрыльевых пилонах.

При бомбометании радиолокацион­ный прицел переключался в режим сканирования земной поверхности, изображение которой появлялось на экране радиолокатора. Командные сигналы по курсу на цель или на поворотный пункт маршрута накладывают­ся на сетку прицела. Система обеспе­чивает автоматическое бомбометание ядерными или обычными бомбами с полупетли при углах, меньших и боль­ших 90°.

 

Летно-технические характеристики самолетов MIRAGE

Тип самолета

MIRAGE IIIC

MIRAGE IIIB

MIRAGE IIIE

MIRAGE 5

Длина, м

13,85

14,35

15,02

15,55

Размах крыла, м

8,20

8,22

8,22

8,22

Высота, м

4,5

4,25

4,25

4,5

Площадь крыла, м2

34,1

34,85

34,85

34,85

Масса пустого, кг

5600

5370

7050

6600

Взлетная масса, кг

7980

7920

9600

Максимальная взлетная масса, кг

12600

10200

13700

13700

Масса нагрузки, кг

3992

4500

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч

2100

2350

2350

2120

Максимальная скорость на уровне моря, км/ч

1100

1500

1390

1400

Максимальная скороподъемность, м/с

120

61

84

80

Практический потолок, м

18000

17000

17000

17000

 

При стрельбе из пушек или неуправ­ляемыми ракетами по наземным целям в условиях хорошей видимости исполь­зуется радиолокационный прицел, при­чем поправка на ветер вводится от ДИСС или вручную. В сложных метео­условиях возможно поражение только радиолокационно-контрастных целей, например, кораблей или танков. В по­лете на малых высотах радиолокатор используется для предотвращения столкновения с наземными препятстви­ями. Он переключается в режим, при котором на экране получается изобра­жение профиля местности в направле­нии полета. Наблюдая за экраном, лет­чик может вести самолет между препят­ствиями.

Наземное оборудование состоит из стандартных агрегатов, пригодных к транспортировке по воздуху. На замену двигателя затрачивалось всего 2 часа. Самолет в разобранном виде можно было перевозить на специальных тележ­ках по асфальтированным автомобиль­ным дорогам. Для тренировки летчиков был разработан комплексный тренажер, имитирующий не только взлет и посад­ку, но и вылеты на боевые задания в ва­риантах перехватчика и истребителя-бомбардировщика.