Описание конструкции самолета BALZAC
Самолет DASSAULT BALZAC представляет собой бесхвостку с треугольным низкорасположенным крылом. Крыло имеет стреловидность по передней кромке 60°. Носок крыла сильно искривлен в концевых сечениях, его кривизна линейно уменьшается по направлению к оси самолета. Примерно на середине полуразмаха в носке имеется прорез, выполняющий функции аэродинамического гребня. Обшивка крыла состоит из фрезерованных панелей, кессон крыла служит топливным баком.
Фюзеляж утолщен, по сравнению с фюзеляжем самолета MIRAGE III, с целью установки в нем вблизи центра тяжести самолета восьми подъемных двигателей. Миделевое сечение фюзеляжа составляет 1,45x1,76 м. Кабина летчика расположена в носовой части фюзеляжа. В кабине летчика не было системы наддува и кондиционирования, однако она была оснащена кислородным оборудованием. Фонарь кабины открывается и закрывается вручную. В кабине установлено катапультируемое кресло типа «Мартин Бейкер АМ6».
В средней части фюзеляжа находятся два боковых воздухозаборника овального сечения для маршевого двигателя. Передняя стойка шасси расположена за кабиной летчика между воздухозаборниками. Восемь подъемных двигателей скомпонованы попарно с обеих сторон воздухопровода, симметрично относительно центра тяжести самолета.
Основные стойки шасси, закрепленные между двумя парами двигателей, убираются по направлению к оси самолета. В фюзеляже находятся топливные баки — перед передней группой двигателей и между двигателями над основными стойками шасси.
В качестве маршевого двигателя используется ТРД Бристоль «Орфей» 3 (тип 803) со статической тягой 2200 кгс. Его масса — 450 кг вместе с соплом, системами смазки, запуска и приводами вспомогательных агрегатов. Крепится он с помощью двух боковых цапф и вертикального звена, подсоединенного снизу, перед компрессором. Запуск производится с помощью сжатого воздуха. От компрессора отбирается часть воздуха для питания бортовых систем и для запуска подъемных двигателей. Управляется силовой агрегат обычным образом — с помощью РУД, установленной на левом боковом пульте.
В режиме висения и на переходных режимах подъемная сила обеспечивается восемью двигателями ROLLS-ROYCE RB.108, размещенными в четырех камерах, расположенных с каждой стороны канала подачи воздуха в маршевый двигатель по обе стороны от оси самолета. В каждой камере расположены тандемом два двигателя. Оси подъемных агрегатов отклонены назад на 7° по отношению к перпендикуляру, опущенному на ось фюзеляжа. Кроме того, они наклонены под углом 6° к плоскости симметрии самолета (оси их расходятся вниз). Двигатели имеют тягу по 1000 кгс, в которую входят 895 кгс тяги, создаваемой выхлопным соплом, и 105 кгс тяги, создаваемой сжатым воздухом системы реактивного управления на режиме висения. Удельный расход топлива двигателем 1,02 кг/кгс-ч. Масса каждой пары двигателей составляет 238 кг. Подъемные силовые агрегаты очень просты и лишены вспомогательных агрегатов. Каждая их пара имеет противопожарную перегородку.
На рычаге управления подъемными двигателями имеется кнопка, с помощью которой можно управлять дросселем маршевого двигателя, не перенося руки на РУД. Для запуска подъемных двигателей используется сжатый воздух от компрессора маршевого двигателя. Запуск производится в два приема, по четыре двигателя одновременно. Надфюзеляжные выдвижные ковшовые воздухозаборники обеспечивают удовлетворительную подачу воздуха на режиме висения без потерь давления. Ковши снабжены подпружиненными створками типа жалюзи.
На выхлопных отверстиях подъемных двигателей установлены створки, закрывающиеся при убирании шасси. Створки герметичны, благодаря чему в нормальном полете предотвращается перетекание воздуха с верхней на нижнюю поверхность фюзеляжа, и наоборот. Перед каждым выхлопным отверстием, расположенным на нижней поверхности фюзеляжа, имеются отклоняющиеся во время переходного процесса экранирующие щитки, за которыми образуется зона пониженного давления.
Благодаря комбинации этих двух эффектов обеспечивается циркуляция воздуха через двигатели, в том числе и при малых скоростях полета, когда двигатели, авторотируя, раскручиваются перед их запуском. Воздухозаборники остаются открытыми все время, пока работают подъемные двигатели, но жалюзи закрываются постепенно, по мере увеличения скорости полета на переходном режиме.
Топливная система единая для всех двигателей. Расход топлива осуществляется таким образом, чтобы центровка самолета не изменялась во время полета. Топливные баки разделены на две группы, причем у каждой есть собственный расходный бак емкостью 215л, расположенный вблизи центра тяжести самолета. Емкость этих баков позволяет совершить вертикальную посадку, так как за одну минуту полета на режиме висения при средней полетной массе расходуется максимум 140 л топлива. Чтобы предотвратить опасность остановки двигателей в случае отказа насосов низкого давления, вызванного переливанием топлива, имеется небольшой бачок, емкость которого рассчитана примерно на 10 л. с полета на режиме висения. Общая емкость топливной системы составляет 1500 л.
СВВП оснащен двумя системами управления — одна используется в нормальном полете, а другая — в полете на режиме висения и на переходных режимах. Система управления в нормальном полете такая же, как на самолете MIRAGE III; ее отличительные особенности — применение бустеров для управления по трем осям. Проводка управления по тангажу и крену жесткая. Проводка управления по курсу тросовая в фюзеляже и жесткая в киле, где расположен гидроусилитель. Управление по крену и тангажу осуществляется дифференцированным отклонением элевонов. Привод руля гидроэлектрический.
При малой скорости полета используется реактивная система управления по трем осям с помощью попарно расположенных сопел. Сопла управления по тангажу и крену установлены по обе стороны центра тяжести самолета; воздух из них выпускается вниз. Сопла путевого управления расположены в хвостовой части фюзеляжа по обе стороны от оси самолета. Сопла управления по тангажу, рысканию и крену питаются через систему клапанов. Управление по тангажу обеспечивается четырьмя магистралями, питающими сжатым воздухом два передних и два задних сопла. Управление по крену — четырьмя магистралями и четырьмя соплами, по два на каждом полукрыле. В систему управления по рысканью входят две магистрали сжатого воздуха и два сопла.
Шасси самолета BALZAC рассчитано как на посадку с пробегом, так и на вертикальную посадку. Колея шасси 3,25 м, база 4,40 м. Амортизаторы шасси выдерживают вертикальную скорость 3,6 м/сек.