Двигательная установка. Опытные образцы (за исключением № 7) и серийные самолеты оснащались двумя двухвальными турбовентиляторными двигателями TF-30-P-412A фирмы «Пратт-Уитни» с усовершенствованной системой дожигания (по сравнению с модификацией двигателей, устанавливаемых на F-111 и дозвуковом самолете «Корсар» II А-7), обеспечивающей тягу 88,90 кН (9070 кГ). На самолетах F-14B использовались двигатели той же фирмы F401-PW-400 общей тягой на форсаже 249,97 кН (25 490 кГ), представляющие собой усовершенствованный вариант двигателя F100-PW-100, устанавливаемого на самолете F-15. Прямоугольного сечения боковые воздухозаборники регулируются с помощью подвижных рамп и перепускных створок, управляемых гидроприводом. Топливо размещается в баках поворотных и центропланных частей крыла, а также в центральной и хвостовой частях фюзеляжа. Самолет оснащен оборудованием для дозаправки в полете и подфюзеляжными узлами подвески, к которым могут крепиться два дополнительных бака.
Вооружение. Стационарное вооружение самолета состоит из шестиствольной пушки «Вулкан» М61-А1 калибра 20 мм, расположенной в передней части фюзеляжа (боезапас 675 снарядов). На двенадцати наружных подвесках самолет может нести ракеты класса воздух-поверхность AGM-53A «Кондор» и AGM-65 «Мейверик», блоки НУ PC «Зуни», ракеты класса воздух-воздух «Сперроу», «Феникс» и «Сайдуиндер», управляемые (GBU-15) и неуправляемые бомбы (включая ядерные) и контейнеры аппаратуры лазерного и телевизионного наведения общей массой 6577 кг.
Размах крыла (макс./мин.), м 19,45/11,64
Длина, м 18,89
Высота, м 4,88
Площадь несущей поверхности (мин./макс.), м
Масса пустого самолета, кг 18100
Взлетная масса (ном./макс.), кг 24300/33 724
Максимальная посадочная масса, кг 23 510
Грузоподъемность, кг 6577
Емкость топливных баков (внутр./внешн.), кг 7348/1724
Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м
Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,37/1,90
Максимальное число Маха 2,40
Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2550
Скорость у земли, км/ч 1470
Скорость посадки/взлета, км/ч 222/185
Вертикальная скорость, м/с 160
Практический потолок, м 21 000
Дальность (ном./макс. с грузом 3300 кг), км 1754/2140
Длина разбега, м 366
Длина пробега, м 488
«Мираж» G.8 фирмы «Дассо» – многоцелевой одноместный (двухместный) истребитель с изменяемой геометрией крыла – Франция, 1971 г.
История создания. После анализа результатов испытаний и эксплуатации однодвигательного опытного образца «Мираж» G, а также серийных самолетов F-111 представители ВВС Франции выступили в 1968 г. с предложением разработки двухдвигательного варианта. Эта модификация получила наименование «Мираж» G4. После разработки эскизного проекта и проведения массового анализа оказалось, что взлетная масса самолета будет составлять ~ 27 000 кг. Поскольку такая масса оказалась слишком большой для палубной авиации, то проект был подвергнут значительной переработке. При этом было запланировано изготовить два опытных образца: прототип двухместного истребителя- бомбардировщика (для выполнения заданий на малых высотах) и прототип одноместного истребите ля-перехватчика. 8 мая 1971 г. был совершен облет первого (двухместного) опытного образца, обозначенного «Мираж» G.8.01, с взлетной массой ~ 20 000 кг. Облет второго опытного образца G.8.02 состоялся 13 июля 1972 г.
Программа летных испытаний первого образца была завершена в середине 1973 г. после выполнения 220 полетов. Во время испытаний стреловидность крыла последовательно изменялась в диапазоне 23-55- 73°. На малой высоте была достигнута максимальная скорость 1390 км/ч, а на большой-? = 2,2. Максимальный потолок составил 20000 м. Испытания одноместного опытного образца продолжались и в 1974 г. 13 июля 1973 г. на нем была достигнута максимальная скорость ? = 2,34 (на высоте 15000 м).
При планировании опытно-конструкторских работ предполагалось, что серийное производство самолетов G.8 развернется в конце 70-х годов и что они будут приняты на вооружение вместо самолетов «Мираж» IIIC и IIIE.
В 1974 г. фирма «Дассо» свернула работы над самолетами с изменяемой геометрией крыла, придя к выводу, что приемлемые летные характеристики при малых скоростях могут быть достигнуты значительно более простыми и дешевыми средствами. Приобретенный опыт был использован при разработке перспективного боевого самолета «Сюпер-Мираж» ACF (Avion de Combat Futur, первоначальное обозначение «Мираж» G84), общая схема которого соответствует самолету «Мираж» G8 с неподвижным крылом, имеющим угол стреловидности 55°. Модель этого самолета, разрабатывавшегося в вариантах одноместного истребителя-бомбардировщика и двухместного самолета-разведчика дальнего проникновения с максимальной скоростью M = 2,5, была показана в 1973 г. на Парижском авиационном салоне. В 1974 г. от концепции этого самолета отказались и приступили к работам над самолетом «Мираж» 2000.
Согласно опубликованным фирмой в начале 70-х годов данным, применение в сверхзвуковом самолете крыла изменяемой геометрии не было связано с большими техническими трудностями, однако это привело к удорожанию самолета на 10% и увеличению его взлетной массы на 3% по сравнению со стоимостью и массой обычного самолета аналогичного назначения.
Описание самолета. По сравнению с самолетом «Мираж» G опытные образцы G8.01 и G8.02 отличались большими габаритами, диапазоном изменения угла стреловидности, одноместной кабиной экипажа, спаренными колесами передней стойки шасси, усовершенствованным электротехническим оборудованием, использованием двухдвигательной силовой установки и способностью нести разнообразное вооружение. Максимальный размах крыла самолета увеличился на 3,25 м, а минимальный-на 1,92 м (при изменении угла стреловидности по передней кромке с 20^70 до 23-73°). Длина самолета увеличилась на 2,98, а высота-на 0,45 м. Возросшие габариты самолета и использование двухдвигательной силовой установки привели к увеличению взлетной массы самолета на 5800 кг.
Двигательная установка. На опытных образцах G8 использовались два турбореактивных двигателя
