Авиация и Время 2014 01

Вертикальное оперение — классического типа, состоит из киля и руля направления. Площадь ВО — 4,7 м²; стреловидность по передней кромке — 63°; относительная толщина профиля — 4 % у корня и 3,5 % на конце. Конструкция киля трехлонжеронная. Законцовка киля выполнена радиопрозрачной, внутри нее установлена высокочастотная антенна радиостанции.

Шасси самолета трехопорное с передней управляемой опорой, убираемое в полете. Передняя опора убирается по полету, основные — поворотом к продольной оси самолета. Все опоры шасси одноколесные, оснащены воздушно-масляными амортизаторами. Передняя стойка полурычажного типа. На ней установлено колесо размером 450х 190 мм (давление в пневматике 5 кг/см²) и две посадочнорулежные фары. В механизме управления передней стойкой смонтирован демпфер шимми. При отключении этого механизма переднее колесо становится свободноориентирующимся на 360°. Каждая основная опора включает стойку телескопического типа и колесо размером 750x230 мм (давление в пневматике 8 кг/см²), снабженное дисковым тормозом с автоматом растормаживания. Колея шасси — 3150 мм, база — 4860 мм.

Силовая установка. На самолете установлен турбореактивный форсажный двигатель SNECMA Atar 9С. Максимальная тяга двигателя на бесфорсажном режиме составляет 4300 кгс, на форсаже — 6200 кгс, удельный расход топлива — 1,01 кг/кгс-ч и 2,03 кг/кгс-ч, соответственно. Длина двигателя — 5950 мм, масса — 1455 кг. Двигатель имеет осевой девятиступенчатый компрессор, кольцевую камеру сгорания и двухступенчатую турбину. Реактивное сопло — регулируемое, образовано 18-ю створками. Запуск двигателя производится от турбокомпрессорного стартера. Турбостартер с пусковым электромотором смонтированы внутри кока воздухозаборника двигателя.

При использовании самолета в варианте перехватчика под хвостовой частью фюзеляжа может быть установлен контейнер ракетного ускорителя, включающий ЖРД SEPR 844 и бак из нержавеющей стали емкостью 300 л для окислителя (азотная кислота). Турбонасосный агрегат ЖРД приводится от коробки самолетных агрегатов маршевого двигателя с помощью телескопического вала. Максимальная тяга ЖРД у земли — 1300 кгс, на высоте 15000 м — 1500 кгс; продолжительность работы ракетного двигателя — 80 с. В конструкции предусмотрена возможность сброса в полете ракетного контейнера или слива окислителя.

В топливную систему самолета входят 8 встроенных баков (4 фюзеляжных и 4 крыльевых) общей емкостью 2390 л. Обычно вместо контейнера с ЖРД устанавливается дополнительный топливный бак емкостью 546 или 340 л. Еще один бак на 325 л может размещаться в фюзеляжном отсеке взамен пушечного контейнера. При необходимости на фюзеляжном и внутренних крыльевых пилонах самолет несет подвесные топливные баки Применяется широкая номенклатура ПТБ: сбрасываемые баки емкостью 625, 1300 и 1700 л; несбрасываемый «сверхзвуковой» бак на 500 л; сбрасываемый комбинированный контейнер Matra JL-100R (250 л топлива и 19 неуправляемых ракет SNEB калибром 68 мм).

Система управления — необратимая бустерная. Гидроприводы обоих секций элевона расположены в крыле, проводки управления ими — механические. Проводка к внешней секции проходит в носке крыла, а к внутренней секции — в кессоне крыла за главным лонжероном. Гидроприводы триммеров находятся в фюзеляже, а руля направления — в киле. Они оснащены электрической системой управления. В цепи управления PH и триммерами включены устройства демпфирования. Самолет снабжен автопилотом, который обеспечивает стабилизацию по тангажу и крену, выдерживание заданной высоты и скорости полета.

Гидравлическая система состоит из двух автономных подсистем. Рабочее давление — 210 кгс/см. Исполнительные гидроцилиндры двухкамерные, работают от обеих подсистем. Основные гидронасосы приводятся от маршевого двигателя. При отказе двигателя давление в системе обеспечивает аварийный гидронасос, работающий от электромотора. Гидросистема обеспечивает отклонение всех рулевых поверхностей, выпуск- уборку шасси и тормозных щитков, торможение основных колес шасси, управление воздухозаборниками и реактивным соплом, привод крышки фонаря кабины.

Пневматическая система служит для герметизации фонаря кабины, а также аварийного выпуска шасси и торможения колес.

Электросистема самолета обеспечивает питание потребителей постоянным и переменным током. Бортовым источником переменного тока напряжением 208 В и частотой 400 Гц является установленный на двигателе генератор мощностью 10 кВА. Потребители переменного тока напряжением 120 В питаются через трансформатор. Основной источник постоянного тока напряжением 26,5 В — генератор мощностью 9 кВА, аварийный источник постоянного тока — аккумуляторная батарея емкостью 40 Ач.