главная экспериментальные
   Mirage Milan
       
Разработчик: Dassault
Страна: Франция
Первый полет: 1969
Тип: Экспериментальный истребитель
  ЛТХ     Доп. информация
   


"Мираж Милан" является модификацией самолета "Мираж" 5, который вызвал значительный интерес в Швейцарии. В целях приспособления самолета к эксплуатации на горных аэродромах с коротким и узкими взлетно-посадочными полосами швейцарское государственное авиапредприятие ЕФВ (EFW) в Эммене предприняло попытку использования в самолете убираемой несущей поверхности, которая разрабатывалась швейцарскими инженерами еще в 50-х годах для собственного боевого самолета.

Предприятие ЕФВ и фирма Дассо за период с ноября 1967 года по май 1969 года 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 "больших несущих поверхностей, устанавливаемых в передней части фюзеляжа и названных "усами" (moustache).

За все время проведения опытно-конструкторских работ был построен только одни опытный экземпляр самолета.

На основании результатов аэродинамических испытаний, полученных к июню 1961 года, фирма "Дассо" построила опытный образец самолета под названием "Мираж-Милан", или бумажный змей, со стационарными "усами", на котором проводились последующие исследования взлета, полета на малых скоростях и посадки.

Три первых опытных образца самолета "Милан" представляли собой переделанные "Мираж" IIIR, причем одна из машин получила название "Астерикс". Первый из самолетов, поднявшийся в воздух 27 сентября 1968 года, имел неубирающиеся "усы". 29 мая 1969 года был совершен полет, во время которого впервые была предпринята попытка уборки и выпуска "усов".

Применение дополнительных несущих поверхностей на самолете без горизонтального оперения объяснялось стремлением увеличить коэффициент подъемной силы треугольного крыла при малых скоростях полета. Как известно, увеличение угла атаки (для увеличения подъемной силы при одновременном сохранении продольной устойчивости) и таком самолете может быть достигнуто только посредством отклонения элевонов кверху. Однако такое отклонение элевонов ведет к опасному изменению характера обтекания крыла и уменьшению коэффициента подъемной силы на величину до 25%. Поскольку в рассматриваемом случае нужно применять мощные элевоны, механизация треугольного крыла в самолетах без горизонтального оперения почти невозможна. Поэтому такие самолеты отличаются, при малой удельной нагрузке на крыло, большими скоростями взлета и посадки. Оснащение самолета небольшими несущими плоскостями, располагаемыми перед крылом, позволяет создавать при взлете и посадке кабрирующий момент, поднимающий нос самолета кверху, что полезно с различных точек зрения, в особенности тем, что позволяет отклонять элевоны вниз.

Эффективность "усов" зависит от их положения относительно центра тяжести самолета; она возрастает при вынесении "усов" вперед. Однако применение таких дополнительных плоскостей имеет и ряд недостатков, к которым относятся:

  • увеличение сопротивления всего самолета, что резко ухудшает характеристики треугольного крыла при сверхзвуковых скоростях;
  • появление новых источников завихрений, нарушающих нормальную работу воздухозаборников и двигателей;
  • отклонение потока воздуха за "усами" и уменьшение вследствие этого подъемной силы крыла;
  • ухудшение условий обзора из кабины экипажа вперед при больших углах атаки;
  • возникновение зависящего от угла атаки момента на кабрирование (тогда как в диапазоне используемых углов атаки целесообразно, чтобы этот момент был всегда постоянным).

Единственным способом, позноляющим исключить указанные недостатки, является применение убирающихся "усов". Для получения кабрирующего момента, не зависящего от угла атаки, необходимо использовать "усы" малой поверхности с большим коэффициентом подъемной силы, слабо изменяющимся в области критических углов атаки. При выдвижении таких "усов" положение центра давления самолета почти не меняется, что весьма важно, так как при изменении положения центра давления изменяется запас статической устойчивости самолета.

Специальные исследования убираемых "усов" позволили определить их оптимальную аэродинамическую конфигурацию следующими признаками: "ус" должен иметь форму, близкую к прямоугольной, и большое удлинение, должен изготовляться из толстых профилей значительной кривизны и иметь две стационарные щели - за передней и перед задней кромками.

"Усы", удовлетворяющие этим требованиям, характеризуются большим коэффициентом подъемной силы, сохраняющим почти постоянное значение во всем диапазоне используемых околокритических углов атаки при небольших скоростях полета. Кроме того, "усы", оптимизированные для условий малых скоростей обтекания, хорошо работают и при околозвуковых скоростях.

Плавное изменение кабрирующего момента обеспечивает соответствующая кинематическая система, увеличивающая угол атаки по мере выпускания "усов". Результаты исследований показали, что возрастание подъемной силы при выпускании "усов" вполне компенсирует уменьшение этой силы на основном крыле вследствие отклонения потока воздуха. Зато возможность отклонения элевонов книзу, а не кверху позволяет увеличить подъемную силу почти на 25% при неизменном аэродинамическом качестве самолета с выпущенными "усами".

Кроме вышеназванных достоинств, система "усов" обеспечивает простое управление и повышенную устойчивость самолета во время снижения и уменьшения скорости перед посадкой, возможность захода на посадку с большим углом атаки, а также улучшение реакции самолета на режиме выравнивания, что позволяет более точно намечать точку приземления и дополнительно уменьшает посадочную дистанцию.

В 1972 году работы над "усами" были прекращены и усилия конструкторов сосредоточены на разработке управляемого переднего горизонтального оперения, которые в результате привели к появлению последней модификации истребителя - "Мираж" IIING (Nouvelle Generation ≈ новое поколение).

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 ЕФВ и Дассо.

Наряду с "усами" рассматривалась также возможность использования двух других технических решений: неубираемого крыла, располагаемого непосредственно за воздухозаборником, которое, однако, оказалось малоэффективным, и дополнительного неуправляемого крыла по образцу самолета "Вигген" (от этого решения отказались в связи с патентными ограничениями).

Самолет "Мираж-Милан" по конструктивной схеме в некоторой степени аналогичен самолетам ХВ-70А фирмы "Норт Американ" и "Гриффон" 1500 фирмы "Нор". Новым является то, что дополнительные несущие поверхности выдвигаются только при малых скоростях полета (до 600 км/ч) и оптимизированы именно для таких условий. В результате на этапах взлета и посадки эффективность дополнительных несущих поверхностей максимальна, а при сверхзвуковом полете они не создают помех.

Переднее крыло (1.7% площади несущей поверхности самолета) изготовлено с применением модифицированного профиля St-Cyrl156. Модификация сводилась к двукратному увеличению кривизны средней линии и введению двух щелей, образующих своего рода механизацию в виде постоянных предкрылков и постоянных однощелевых закрылков.

Такая механизаия крыла предотвращает срыв потока при больших углах атаки и тем самым обеспечивает необходимую подъемную силу на таких режимах полета.

"Усы" в выпущенном состояния имеют угол установки 19 град. и положительный угол поперечного V 15 град.

Каждая поверхность может поворачиваться относительно собственной оси. Такой поворот осуществляется с помощью обшей приводной системы, состоящей из электродвигателя, ходового винта, траверсы, рычага и поворотного кулачка. Убираются "усы" в боковые ниши, которые находятся в передней части фюзеляжа и закрываются подвижными подпружиненными створками, обеспечивающими герметическое закрывании их в положении "убрано". Масса всей системы составляет 50 кг.

Выпускание "усов" длится 6-7 с. Они используются при скоростях полета до 600 км/ч. Применение дополнительных несущих поверхностей позволило уменьшить разбег самолета на 300 ми увеличить его грузоподъемность на 1000 кг при одновременном улучшении маневренности.

Двигательная установка. Улучшение характеристик самолета "Мираж-Милан" по сравнению с самолетом "Мираж" 5 было достигнуто наряду с "усами" также благодаря использованию нового, более мощного двигателя "Атар" 9К50. Этот двигатель (при несколько меньшем потреблении топлива) развивает тягу 49.03 кН (5000 кГ) без форсирования и 70.61 кН (7200 кГ) с форсированием.

Впервые двигатель "Атар" 9К-50 был использован в полете 29 мая 1970 года, и уже во время седьмого полета самолет достиг скорости 2.0М.

Самолет с этим двигателем имел лучшие характеристики взлета и посадки по сравнению с самолетом, оснащенным двигателем "Атар" 9С, с выпущенными "усами".

Это улучшение прежде всего касается уменьшения длины разбега на 20% (т. е. еще на 300 м, а в совокупности с действием "усов" - на 600м). С другой стороны, при сохранении длины разбега неизменной имеется возможность дополнительного увеличения взлетной массы самолета примерно на 1000 кг.

Таким образом, отношение полезной нагрузки (топливо, боеприпасы, вооружение) к массе пустого самолета "Мираж-Милан" достигло значения около 1.0, причем грузоподъемность на внешних замках превысила 4000 кг.

Во время полетов было установлено, что при такой полезной нагрузке необходимая длина взлетно-посадочной полосы для аэродрома, расположенного на высоте 500 м над уровнем моря, при температуре окружающей среды 32 гр. составляет около 1600 м.




 ЛТХ:
Модификация   Milan
Размах крыла, м   8.22
Длина, м   15.55
Высота, м   4.25
Площадь крыла, м2   34.85
Масса, кг  
  пустого самолета   7200
  нормальная взлетная   9700
  максимальная взлетная   14000
Топливо, л  
  внутреннее   3775
  ПТБ   4700
Тип двигателя   1 ТРДД SNECMA Atar 9K-50
Тяга, кН  
  нефорсированная   1 х 49.03
  форсированная   1 х 70.61
Максимальная скорость , км/ч  
  на высоте   2336
  у земли   1400
Крейсерская скорость, км/ч   950
Практическая дальность, км   4000
Боевой радиус действия, км   640-1300
Практический потолок, м   15400
Экипаж, чел   1
Вооружение   две 30-мм пушки DEFA 553
  Боевая нагрузка - 4200 кг на 9 подвесках.


 Доп. информация :


 Фотографии:

 Первый прототип Мirage Milan
 Мirage Milan
 Мirage Milan
 Мirage Milan
 Мirage Milan

 Схемы:

 Mirage Milan

 



 

Список источников:

Константин Журба. Мираж, ставший явью
Авиаколлекция ТМ. Александр Чечин, Николай Околелов. "Миражи" над Францией
Эдмунд Цихош. Сверхзвуковые самолеты
Das Flugzeug-Archiv. Abfangjagdflugzeug Dassault-Breguet Mirage "Milan"
FAQs.org. Greg Goebel. Air Vectors. The Dassault Mirage III/5/50 Series
Air Enthusiast. Dassault Flies a Kite


Уголок неба. 2009  (Страница:     Дата модификации: )



 

  Реклама: