Сверхзвуковые самолеты, стр. 124

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 «Атар» 09К-50 фирмы SNECMA тягой 49,03 кН (5000 кГ) без форсирования и 70,60 кН (7200 кГ) с форсированием каждый, т. е. двигатели, устанавливавшиеся на истребителе «Мираж» F.1C. Самолет G8 проектировался таким образом, что в будущем на нем можно было устанавливать более совершенные турбовентиляторные двигатели М-53 фирмы SNECMA, которые позднее стали использоваться на самолете «Мираж» F.1E.

Рис. 2.168. Проекции многоцелевого истребителя с изменяемой геометрией крыла «Мираж» G.8-01.

Рис. 2.169. Истребители «Мираж» G.8 в групповом полете.

Размах крыла (макс./мин.), м 15,25/8,92

Длина, м 19,78

Высота, м 5,80

Площадь несущей поверхности (макс./мин.), м2 33,5/41,0 1)

Взлетная масса (ном./макс.), кг 21000/23 800

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 627/710

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,49/1,68

Максимальное число Маха 2,5

Максимальная скорость у земли, км/ч 1430

Вертикальная скорость, м/с 233

Посадочная скорость, км/ч 197

Длина разбега, м 400

Длина пробега, м 450

Потолок, м 20000

1) Ориентировочная величина.Некоторые источники приводят значение 37,0 м 2 .

T-2/F-2 фирмы «Мицубиси»-многоцелевой двухместный самолет (учебно-тренировочный и истребитель-бомбардировщик)-Япония, 1971 г.

Рис. 2.170. Самолет Т-2 во время взлета.

История создания. Период послевоенного застоя в авиационной промышленности Японии закончился в 1955 г., когда было организовано лицензионное производство самолетов (в частности, сверхзвуковых F-104J, F-104DJ и F-4EJ) и вертолетов США. В 1958 г. был произведен облет первого самолета собственной конструкции -учебно-тренировочного с реактивным двигателем- «Фудзи» Т-1. Позднее появились двухмоторные винтовые самолеты NAMCYS-11 (пассажирский, 1962 г.) и MU-2 (служебный, 1963 г.), четырехмоторная летающая лодка «Шин-Мейва» PS-1 (для уничтожения подводных лодок, 1967 г.) и самолет с ракетной силовой установкой NAMC С-1 (транспортный, 1970 г.). В 1967 г. было признано возможным и целесообразным приступить к разработке собственного боевого самолета, который, начиная с 1975 г., придет на смену учебно-тренировочным самолетам «Фудзи» Т-1, Т-33 фирмы «Локхид» и истребителям-бомбардировщикам «Сейбр» F-86F фирмы «Норт Америкен». Таким образом, новый самолет следовало разрабатывать как многоцелевой: учебно-тренировочный (в первом варианте) и истребитель- бомбардировщик (во втором варианте). Заказ на разработку самолета фирма «Мицубиси» получила в августе 1967 г.

13 октября 1968 г. было начато строительство металлического макета, в марте 1971 г. начались статические испытания планера, а в апреле было закончено строительство первого опытного образца. Разработанный под руководством К. Икеда самолет получил обозначение ХТ-2 и после проведения наземных испытаний был облетан 20 июля 1971 г. Облет второго опытного образца состоялся 2.12.1971 г.

В соответствии с планами командования ВВС Японии строительство первых предсерийных самолетов должно было начаться во второй половине 1972 г., однако в 1972 г. приступили лишь к эксплуатационным испытаниям первых двух опытных образцов в воздушных подразделениях. Они были завершены в марте 1974 г., после чего до января 1975 г. проводились ресурсные прочностные испытания. Затянувшиеся испытательные работы привели к тому, что первый серийный самолет Т-2 был выпущен в марте 1975 г. Планировалось строительство 59 учебно-тренировочных самолетов (30 самолетов Т-2 для технической и 29 T2-2A для боевой подготовки летчиков), 2 опытных образца одноместных истребителей-бомбардировщиков FS-T2-KAI (предназначаемых для замены самолетов F-86F), облет которых был осуществлен в июне 1975 г., и 68 самолетов F-1. Облет первого серийного самолета состоялся в июне 1977 г. Внешний вид самолета и его очертания напоминают англо-французский «Ягуар».

Описание самолета. Самолет Т-2 представляет собой двухместный, двух двигательный высоко- план с крылом переменной стреловидности по передней кромке (68° в корневых и 42° в остальных частях), отрицательным углом поперечного V, равным 9°, и геометрическим уступом передней кромки. Самолет предназначен для полетов с большими скоростями, поэтому для поперечного управления используются только двухсекционные интерцепторы. Отказ от элеронов позволил разместить закрылки почти по всему размаху. Благодаря этому комбинация интерцепторов, предкрылков и закрылков (предкрылки и закрылки выдвигаются одновременно, что существенно увеличивает подъемную силу крыла) обеспечивает самолету хорошие взлетно- посадочные характеристики. Фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей, а его нижняя поверхность отвечает требованиям, предъявляемым к так называемым несущим фюзеляжам. Двухместная кабина экипажа (с местами «тандем») имеет секционированный, отдельный для каждого члена экипажа фонарь, открываемый вверх-назад. Для обеспечения монтажа и демонтажа двигателей задняя часть фюзеляжа выполнена разъемной. В его нижней части расположены два подфюзеляжных киля, способствующие увеличению путевой устойчивости самолета. На нижней поверхности центральной части фюзеляжа имеются два тормозных щитка. Управляемый стабилизатор установлен с отрицательным углом поперечного V, равным 15°. Классическое вертикальное оперение большой площади снабжено рулем направления. Трехстоечное шасси крепится к фюзеляжу и оснащено одинарными колесами с такими же пневматиками, как и у самолета F-104J (с давлением 1,22 МПа на главных стойках). Главные стойки после поворота на 90° убираются вперед, в фюзеляж, а передняя стойка – назад.

Двигательная установка. Силовая установка самолета состоит из двух турбовентиляторных двигателей R.B. 172/2.260-50 «Адур» фирм «Роллс-Ройс» и «Тюрбомека» статической тягой 20,95 кН без форсирования и 31,77 кН (3240 кГ) с форсированием каждый, выпускаемых по лицензии фирмой «Исикавадзима». Топливо находится в семи баках (общей емкостью 3823 л), размещенных в фюзеляже, между воздушными каналами двигателей. Под фюзеляжем имеется замок, на который может подвешиваться дополнительный топливный бак емкостью 900 л.