Сверхзвуковые самолеты

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).

Рис. 2.161. Проекции сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд».

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).

Летно-технические данные Опытный образец Серийный самолет

Размах крыла, м 25,56 25,56

Длина, м 56,24 62,10

Высота, м 12,19 11,40

Площадь несущей поверхности, м2 358,25 358,25

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/м2 … 517

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.

Рис. 2.162. Истребитель-бомбардировщик «Мираж-Милан» с выпущенными передними крыльями.

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.