вариант нагрузки-4700 л топлива в подвесных баках и две ракеты «Сайдуиндер». Третьим важным отличием является отказ от ракетного ускорителя SEPR. Отсутствие ускорителя привело к некоторому снижению максимальной скорости, тем не менее «Мираж» 5 без внешних подвесок развивает скорость свыше 2000 км/ч. Благодаря такому уменьшению массы конструкции тактический радиус действия самолета (с нагрузкой 900 кг бомб) возрос до 1300 км при ломаном профиле полета (высоко-низко-высоко), а максимальная дальность-до 4000 км. Упрощение электронного оборудования позволило значительно снизить трудоемкость обслуживания и подготовки самолета к полету (8,5 ч на 1 ч полета). Самолет может эксплуатироваться с наскоро приготовленных аэродромов со слабым покрытием.
Двигательная установка. На всех серийно выпускаемых самолетах «Мираж» 5 используются турбореактивные двигатели «Атар» 9С фирмы SNECMA тягой 41,63 кН (4245 кГ) без форсирования и 62,76 кН (6400 кГ) с форсированием. На опытном образце «Мираж» 50 установлен двигатель «Атар» 9К.50 тягой 49,03 кН (5000 кГ) и 70,61 кН (7200 кГ) соответственно без форсирования и с форсированием. По сравнению с «Миражом» IIIE самолет может нести на наружных подвесках большее число дополнительных баков.
Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из двух пушек DEFA (калибр 30 мм) с запасом снарядов по 125 шт. на каждую. На семи замках наружных подвесок (4 подкрыльных и 3 подфюзеляжных) самолет может транспортировать различное вооружение, в том числе бомбы по 400 и 250 кг, ракеты AS.30 и «Сайдуиндер» и контейнеры с НУРС калибра 68 мм.
Размах крыла, м 8,22
Длина, м 15,55
Высота, м 4 25
Площадь несущей поверхности, м
Масса пустого самолета, кг 6600
Максимальная взлетная масса, кг 13 500
Грузоподъемность, кг 4000
Емкость топливных баков (внутр./внеш.), л 4330/4700
Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м
Максимальное отношение массы самолета к тяге при форсировании двигателя, кг/даН 2,14
Максимальное число Маха 2,0
Максимальная скорость, км/ч 2120
Максимальная скорость у земли, км/ч 1400
Посадочная скорость, км/ч 400
Практический потолок, м 17000
Радиус действия, км 650-1300
Максимальная дальность (перегоночная), км 4000
Взлетная дистанция (масса ном./макс.), м 700/1600
Посадочная дистанция (при номинальной массе), м 700
«Мираж» G фирмы «Дассо» – двухместный экспериментальный самолет с изменяемой геометрией крыла – Франция, 1967 г.
История создания. К исследованиям самолета с изменяемой геометрией крыла фирма «Дассо» приступила еще до разработки в мае 1964 г. проекта самолета «Дафна» (со взлетной массой около 15000 кг) с двигателями RB.123 фирмы «Роллс-Ройс». Систематические опытно-конструкторские работы над самолетом начались в конце 1964 г. Спустя год результаты были настолько многообещающими, что в октябре 1965 г. фирма получила официальный заказ на строительство опытного образца. В ноябре конструкторы приступили к выполнению рабочих чертежей самолета, который получил обозначение «Мираж» G. Опытный образец с турбовентиляторным двигателем TF-306 фирмы SNECMA был готов в апреле 1967 г., в сентябре проводились его стендовые испытания, в октябре был осуществлен первый опытный подлет над стартовой полосой, а 18 ноября проведен облет самолета. Уже во время четвертого полета начались эксперименты с изменением угла стреловидности, который в седьмом полете составлял уже 70°. Во время летных испытаний была достигнута скорость ? = 2,2. 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). До момента аварии, которая случилась 13.1.1971 г., было совершено 316 полетов, за время которых было налетано 400 ч. С 1968 г. фирма «Дассо» работала одновременно над опытным образцом многоцелевого двух- двигательного истребителя изменяемой геометрии «Мираж» G8 (см. выше).
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°. 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° 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
