Взлетная дистанция при максимальной массе, м 1128
Длина пробега, м 930
Посадочная дистанция при максимальной массе, м 1372
«Мираж» IVA фирмы «Дассо» – двухместный бомбардировщик стратегической авиации – Франция, 1959 г.
История создания. В 1956 г. Франция приступила к разработке собственного ядерного оружия, в результате чего были созданы так называемые ядерные силы устрашения. Первое поколение соответствующих средств было приведено в боевую готовность в середине 1966 г.; в их состав вошли стратегические бомбардировщики «Мираж» IVA (носители атомных бомб) и само- леты-заправщики «Боинг» KC-135F. В конце 70-х годов планировалось заменить их вторым поколением сил устрашения – баллистическими ракетами. Заказ на разработку и строительство опытного образца самолета, способного нести атомную бомбу, фирма «Дассо» получила в апреле 1958 г. Для того чтобы ускорить реализацию программы, в основу нового самолета были заложены аэродинамическая и конструктивная схемы ранее созданного истребителя «Мираж» III при некотором увеличении габаритов и массы и соответствующей замене оборудования. Опытный образец с обозначением «Мираж» IV-01 (два двигателя «Атар» 09В, взлетная масса около 25 000 кг) был построен уже в декабре 1958 г., наземные испытания были проведены в феврале, а облет состоялся 17 июня 1959 г. Во время 33-го полета были достигнуты M = 2,0 и высота 18 000 м. Ввиду хороших летных качеств самолета в 1960 г. были заказаны еще 3 предсерийных образца, первый из которых был облетан 12.10.1961 г., а последний-23.01.1963 г. Серийное производство самолета началось в 1963 г. За период с 1964 по 1967 г. в воинские подразделения поступило 62 самолета «Мираж» IVA (проект модификации В, с большей взлетной массой и новой силовой установкой, так и не был реализован). На опытном образце 01 в 1960 г. был установлен рекорд скорости (1822,0 км/ч) в полете по замкнутому 1000-км маршруту.
Описание самолета. «Мираж» IVA представляет собой свободнонесущий моноплан без горизонтального оперения с тонким среднерасположенным треугольным крылом, имеющим угол стреловидности по передней кромке 60°. Крыло изготовлено с применением профилей относительной толщины 3,8% в корневых частях и 3,2% в концевых частях. Крыло с щелевым уступом передней кромки оснащено независимыми управляющими поверхностями двух типов: элеронами и рулем высоты. Элероны размещены во внешних частях крыла, а руль высоты-в околофюзеляжных. Управление этими поверхностями осуществляется с помощью необратимых гидравлических усилителей. Из-за малой строительной высоты крыла по линии навески элеронов и рулей сервомоторы размещены за его контуром (в профилированных обтекателях). Такого рода конструктивное решение (непосредственное крепление штока плунжера гидроусилителя к управляемой поверхности) является весьма удачным (с точки зрения массы самолета и его эксплуатации) и почти не увеличивает аэродинамического сопротивления самолета. На верхних и нижних поверхностях крыла, в непосредственной близости от передней кромки его околофюзеляжных частей, размещены тормозные щитки.
Рис. 2.95. Проекции стратегического бомбардировщика «Мираж» IVА.
Обтекаемой формы фюзеляж, несколько сужающийся вблизи центра тяжести самолета, состоит из двух различающихся (формой поперечного сечения) частей: носовой конусообразной (вначале круглого, а затем овального сечения) и хвостовой (почти прямоугольного сечения с закругленными углами). В передней части находится приборный отсек и кабина экипажа с местами для пилота и штурмана, оснащенная британскими катапультируемыми сиденьями типа «Мартин Бейкер» Мк 44 (изготовляемыми по лицензии во Франции на предприятиях «Испано-Сюиза») и закрываемая отдельными открывающимися вверх фонарями. В целях улучшения наблюдения за экранами радиолокационной станции задний фонарь снабжен затемняющей шторкой. В центральной и хвостовой частях фюзеляжа находятся каналы подачи воздуха к двигателям, сами двигатели, топливные баки, оборудование, бомбовой отсек, ниши уборки главных стоек шасси и т. д. Эти части фюзеляжа спроектированы в соответствии с правилом площадей. Из-за большого поперечного сечения фюзеляжа и небольшого продольного сечения крыла имеющееся сужение фюзеляжа почти не заметно. Конструкция фюзеляжа-классическая, полумонококовая. В его центральной и хвостовой частях имеются силовые шпангоуты, к которым крепятся лонжероны крыла. К последнему силовому шпангоуту крепятся задние лонжероны крыла и главный лонжерон киля. Шасси-трехстоечное; главные стойки убираются в крыло (их тележки-в фюзеляж). Передняя стойка полностью убирается назад, в фюзеляж. Она оборудована внутренним амортизатором и спаренными колесами (давление в пневматиках 0,8 МПа). Главные стойки шасси (также с внутренними амортизаторами) оснащены четырехколесными тележками (давление в пневматиках 1,2 МПа). Колеса переднего и главного шасси идентичны по конструкции.
Двигательная установка. На самолете используются два турбореактивных двигателя с форсажными камерами известного семейства «Атар» фирмы SNECMA в модификации 09К тягой 46,09 кН (4700 кГ) каждый без форсирования и 68,68 кН (7000 кГ) с форсированием. Двигатели располагаются рядом в горизонтальной плоскости в хвостовой части фюзеляжа. Каждый двигатель имеет индивидуальный воздухозаборник со щелью для отвода пограничного слоя. Воздухозаборники боковые, сверхзвуковые, с острой входной кромкой и подвижным полуконусом.
Топливная система самолета состоит из кессонных баков в крыле и двух мягких баков в фюзеляже. Один из фюзеляжных баков является главным, а второй – балансировочным. Главный бак находится за кабиной, балансировочный-в хвостовой части фюзеляжа, между соплами двигателей (под контейнером тормозного парашюта). «Мираж» IVA является одним из немногих самолетов, которые оснащены балансировочными топливными баками и соответствующей насосной системой. Балансировочный топливный бак предназначен главным образом для изменения положения центра тяжести самолета при изменении положения центра давления, т. е. для обеспечения необходимой продольной устойчивости при переходе через скорость звука. Несмотря на усложнение конструкции (дополнительная, питаемая от компрессора турбонасосная установка для перекачки топлива, топливные магистрали и автомат управления положением центра тяжести в зависимости от изменения положения центра давления и количества использованного топлива) и возросшую массу самолета, оказалось, что осуществляемая таким образом весовая балансировка самолета позволяет улучшить его характеристики, и в частности дальность полета. Кроме внутренних баков, возможно использование двух подвесных баков емкостью 2500 л каждый. С помощью гибкого шланга самолет может осуществлять дозаправку в воздухе (по системе «шланг – воронка»).
Размах крыла, м 11,85
Длина, м 23,50
Высота, м 5,65
Площадь несущей поверхности, м
Масса пустого самолета, кг 14500
Взлетная масса (ном./макс.), кг 31600/33 500
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 2,30/2,44
Максимальное число Маха 2,2
Максимальная скорость на высоте 12200 м, км/ч 2340
Полетная скорость у земли, км/ч 960
