Wundefwaffe

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.