Планер рассчитан на небольшие перегрузки ( + 2,54-1), в связи с чем скорости снижения и маневра самолета ограничены. Для изготовления планера использовались главным образом жаропрочные сплавы алюминия. Из сплавов титана и стали выполнены элементы двигательной установки, обшивка руля направления и некоторые части шасси. Во время исследований было установлено, что максимальная температура обшивки носовой части фюзеляжа, передней кромки крыла и киля будет составлять 120-135°С. Планер самолета имеет полетный ресурс ~ 45 000 ч.
Для обеспечения минимальной массы самолета выбрана конструкция планера, соответствующая принципу равнопрочности всех ее элементов. Кроме того, большая часть конструкции выполнена методом фрезерования целых панелей, что позволило исключить множество соединений, предотвратить деформацию обшивки и изменение формы профиля в полете. Технологическое разделение планера также отличается от традиционного: конструкция разделена на секции, каждая из которых состоит из части фюзеляжа и прилегающей к нему части крыла. Это облегчает соединение лонжеронов крыла с силовыми шпангоутами фюзеляжа. Обшивка крыла выполнена из монолитных, предварительно напряженных панелей, в результате чего достигнуто уменьшение массы планера приблизительно на 20% (по сравнению с традиционными конструкциями).
Двигательная установка. Четыре турбореактивных двигателя «Олимп» 593 совместной разработки фирм «Бристоль» и SNECMA расположены попарно в двух подкрыльных гондолах таким образом, что срез выходных сопел находится в плоскости задней кромки крыла. Двигатели оснащены форсажными камерами и устройствами реверса тяги. Основная задача форсажных камер сводится к увеличению тяги во время взлета и при переходе самолета через скорость звука. Конструкция реверсов тяги обеспечивает во время посадки тормозную силу, равную 45% взлетной тяги. «Олимп» 593 представляет собой усовершенствованный вариант двигателя «Олимп» 22R тягой на форсаже 146,80 кН (14970 кГ), установленного на самолете TSR.2. Первые полеты опытных самолетов 001 и 002 проводились с двигателями 593-1 тягой 128,7 кН (13 080 кГ), затем вместо них были установлены двигатели 593-2В тягой 146,41 кН (14930 кГ) и 593-3? тягой 154,65 кН (15 770 кГ). На предсерийных самолетах 01 и 02, а также на первых серийных были установлены двигатели «Олимп» 593Мк602 с форсажной тягой 169,26 кН (17 260 кГ). На последующих самолетах предполагалось использовать двигатели 593Мк621 со статической тягой, увеличенной до 177,50 кН (18 100 кГ).
У каждого двигателя имеется отдельный регулируемый воздухозаборник прямоугольного поперечного сечения. На взлете и при полете с дозвуковой скоростью (до ? = 0,6) воздухозаборники имеют максимальное входное сечение, а впускные створки дополнительных заборни- ков, находящиеся в нижней части воздушных каналов, перед двигателями и под ними, а также за соплами двигателей на верхней и нижней поверхностях гондолы, открыты. В диапазоне 0,6 ‹ ? ^ 1,3 геометрия воздушного тракта изменяется таким образом, что часть воздуха расходуется на охлаждение двигателя. При этом находящиеся под воздушными каналами створки закрыты. Во время сверхзвукового полета перепускные створки под воздушными каналами и соплами открыты и отводят лишний воздух от двигателя. Находящиеся над соплами створки закрыты.
Топливная система включает 17 кессонных топливных баков, расположенных в крыле и фюзеляже. Их емкость составляет 119786 л. Топливо используется также для изменения положения центра тяжести самолета во время перехода через скорость звука и для охлаждения конструкции. Этой цели служат 4 балансировочных бака (в передних околофюзеляжных частях крыла с максимальной стреловидностью) и 1 бак в хвостовой части фюзеляжа (за задней кромкой крыла).
Размах крыла, м 25,56 25,56
Длина, м 56,24 62,10
Высота, м 12,19 11,40
Площадь несущей поверхности, м
Масса пустого самолета, кг … 78,700
Максимальная взлетная масса, кг 156000 185065
Максимальная посадочная масса, кг … 111130
Грузоподъемность, кг … 12700
Емкость внутренних топливных баков, л … 119 786
Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м
Максимальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН … 2,73
Максимальное число Маха 2,23 2,04
Полетная скорость на высоте 15635 м, км/ч … 2179
Взлетная скорость, км/ч … 397
Посадочная скорость, км/ч … 300
Скороподъемность, м/с … 25,5
Практический потолок, м … 18 290
Дальность (ном./макс.), км 6100 5110/6580
Взлетная дистанция, м … 3410
Посадочная дистанция, м … 2220
«Мираж-Милан» фирмы «Дассо» – одноместный истребитель- бомбардировщик-Франция, 1969 г.
История создания. «Мираж-Милан» является модификацией самолета «Мираж» 5, который вызвал значительный интерес в Швейцарии. В целях приспособления самолета к эксплуатации на горных аэродромах с короткими и узкими взлетно-посадочными полосами швейцарское государственное авиапредприятие EFW в Эммене предприняло попытку использования в самолете убираемой несущей поверхности, которая разрабатывалась в EFW еще в 50-х годах для собственного боевого самолета.
Предприятие EFW и фирма «Дассо» за период с ноября 1967 г. по май 1969 г. выполнили необходимые проектные работы по модификации самолета «Мираж» 5, эксперименты в аэродинамической трубе и приступили к летным испытаниям, которые позволили определить оптимальные аэродинамические и геометрические параметры небольших несущих поверхностей, устанавливаемых в передней части фюзеляжа и названных «усами» (moustache). На основании результатов аэродинамических испытаний, полученных к июню 1968 г., фирма «Дассо» построила опытный образец самолета под названием «Мираж- Милан» со стационарными «усами», на котором проводились последующие исследования взлета, полета на малых скоростях и посадки.
29.05.1969 г. был совершен полет, во время которого впервые была предпринята попытка убирания и выпускания «усов». За все время проведения опытно-конструкторских работ был построен только один опытный экземпляр самолета.
Описание самолета. «Мираж-Милан» представляет собой выполненный по схеме «бесхвостка» низкоплан, с основным треугольным крылом и убираемым небольшим дополнительным передним крылом, расположенным в носовой части фюзеляжа. Конкретное конструктивное решение охраняется совместным патентом EFW и «Дассо». Наряду с «усами» рассматривалась также возможность использования двух других технических решений: неубираемого крыла, располагаемого непосредственно за воздухозаборником,
