Сверхзвуковые самолеты

Текст добавлен: 21 сентября 2016, 15:18

Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

Жанры:

Транспорт и авиация

сообщить о нарушении

Текущая страница: 30 (всего у книги 42 страниц)

Назад к карточке книги

«Виджилент» А-5 фирмы «Норт Америкен» – двухместный самолет-разведчик палубной авиации-США, 1958 г.

Рис. 2.88. Самолет-разведчик «Виджилент» RA-5C во время посадки на пулубу авианосца.

История создания. В 1955 г. ВМС США объявили конкурс на разработку боевого самолета, пригодного для эксплуатации с тяжелых авианосцев типа «Форрестол» и «Энтерпрайз» и способного выполнять задания с использованием ядерного оружия на сверхзвуковых скоростях полета независимо от погодных условий. В этом конкурсе победу одержала фирма «Норт Америкен», которая 29.06.1956 г. получила заказ на строительство опытных образцов с обозначением YA3J-1 и подготовку к запуску самолета в серийное производство. Облет первого опытного образца самолета, названного «Виджилент», был осуществлен 31.08.1958 г. После летных испытаний командование ВМС США в январе 1959 г. заключило с фирмой контракт на строительство 55 самолетов A3J-1.

Облет серийного образца был совершен в 1960 г., а первые самолеты поступили в воинские подразделения 16.06.1961 г. В декабре 1960 г., после полета на установление рекорда высоты с грузом 1000 кг, новый самолет был признан самой совершенной машиной этого типа, и командование ВМС США срочно приступило к перевооружению им нескольких авианосцев. В 1960-1961 гг. несколько рекордов скорости установил новый самолет-«Фантом» II. Проведенная сравнительная оценка оказалась в пользу второго самолета, который продемонстрировал большую универсальность и более высокую скорость на малых высотах. В результате этого было выпущено лишь небольшое число серийных самолетов «Виджилент» всего трех модификаций. В связи с унификацией системы обозначений самолетов США в 1962 г. самолет A3J был переименован на А-5.

За все время создания самолета были разработаны и запущены в производство следующие модификации:

– штурмовик-бомбардировщик А-5А (ранее обозначался A3J-1; до 1963 г. было изготовлено 2 опытных образца и 57 серийных самолетов) и А-5В (A3J-2, 29.04.1962 г., 20 самолетов);

– разведчик RA-5C (A3J-3P; облет опытного образца YA-5C состоялся 29.04.1962 г., серийного самолета-30.06.1962 г.; всего изготовлено 6 опытных образцов и 71 серийный самолет).

Изменившиеся взгляды военных и отказ от палубных стратегических самолетов привели к тому, что модификацию А-5 стали приспосабливать к выполнению задачи дальнего проникновения. Все самолеты модификации А-5 А и А-5В до января 1968 г. были переоборудованы в самолеты-разведчики RA-5C. Стоимость самолета первой серии А-5А составляла 9 млн. долл. и была связана с затратами на разработку опытного образца. В 1963 г. стоимость самолета была снижена до 6 млн. долл. В общей сложности в 1960-1971 гг. было выпущено 156 самолетов.

Описание самолета. Двухместный, двухдвигательный самолет А-5 представляет собой обычной схемы высокоплан с управляемым стабилизатором и однокилевым цельноповоротным вертикальным оперением. Профиль крыла имеет относительную толщину около 5% (некоторые источники указывают величину 3,5%), а угол стреловидности передней кромки равен 35°30'. В целях уменьшения площади, занимаемой самолетом на стоянке, концевые части крыла могут складываться вверх (при помощи гидропривода), а верхняя часть киля-отклоняться вбок. Каждая консоль крыла оснащена трехсекционными носовыми щитками, размещаемыми по всему размаху, и закрылками, занимающими в модификации А-5А 2/3, а в модификациях В и С всю длину неподвижных частей крыла. В модификациях В и С применен сдув пограничного слоя с крыла и с закрылков.

Управление самолетом осуществляется с помощью интерцепторов, управляемого дифференциального стабилизатора и цельноповоротного киля. При поперечном управлении одновременно отклоняются интерцепторы и плоскости стабилизатора. Трехсекционные интерцепторы щелевого типа работают таким образом, что корневые и центральные секции направляют воздушный поток выше закрылков, а концевые секции-под концевые части крыла (А-5А) или концевые секции закрылков (А-5В/С). В системе используются необратимые гидроусилители.

Трехстоечное шасси убирается в фюзеляж (главные стойки-в ниши под воздушными каналами заборников). Переднее колесо-управляемое, колеса главных стоек оснащены многодисковыми тормозами. Перед передней стойкой находится тормозной щиток (по всей ширине фюзеляжа). В задней части фюзеляжа располагается крюк для посадки на авианосец. Кабина с местами экипажа, расположенными друг за другом, оснащена катапультируемыми сиденьями класса 0-0 с ракетными ускорителями и стабилизирующими парашютами. Лобовое стекло с небольшим углом наклона выполнено из пуленепробиваемой, монолитной плиты (кварцевое стекло) длиной 1165 мм, шириной 740 мм и высотой 457 мм. Фонарь кабин пилота и штурмана открывается вверх-назад, причем остекление кабины штурмана состоит лишь из небольших иллюминаторов для наблюдений по сторонам.

Рис. 2.89. Проекции самолета «Виджилент» в модификациях А-5 и RA-5C.

Двигательная установка. На опытных образцах и первых серийных самолетах использовались турбореактивные двигатели J79-GE-2 фирмы «Дженерал электрик» тягой по 46,58 кН (4750 кГ) без форсирования и 66,68 кН (6800 кГ) с форсированием. Остальные самолеты модификаций АиВ оснащались двигателями J79-GE-8 тягой соответственно 48,49 кН (4945 кГ) и 75,61 кН (7710 кГ). На самолетах модификации RA-5C устанавливались двигатели J79-GE-10 тягой соответственно 52,91 кН (5395 кГ) и 79,63 кН (8120 кГ). Воздухозаборники двигателей выдвинуты вперед относительно корневых частей крыла. Они имеют прямоугольное поперечное сечение с выдвинутой вперед острой верхней входной кромкой, которая вместе с находящимся внутри воздухозаборника подвижным клином выполняет функцию генератора системы скачков уплотнения. Угол при вершине клина изменяется автоматически, обеспечивая заданный расход воздуха и дозвуковой поток на входе в компрессор. Самолет имеет две независимые системы подачи топлива: одна предназначается для питания двигателей, а другая – форсажных камер. У самолета модификации А-5А топливо располагается в крыльевых кессон-баках и трех фюзеляжных баках (между воздухозаборниками, над бомбовым отсеком и над двигателями). В модификациях В и С благодаря увеличению строительной высоты фюзеляжа за кабинами экипажа увеличена емкость переднего бака. На самолете А-5С (при использовании его для выполнения чисто разведывательных заданий) в бомбовом отсеке можно дополнительно разместить 2-3 топливных бака, а также подвесить на подкрыльных пилонах (вместо вооружения) 4 бака емкостью по 1415 л. Баки заправляются под давлением через одну горловину, расположенную снизу в передней части фюзеляжа. Самолет имеет оборудование для дозаправки топливом во время полета. Топливоприемник находится в фюзеляже с левой стороны кабины пилота.

Специальное оборудование самолета RA-5C.

В модификациях АиВ основным вооружением является водородная бомба, находящаяся в бомбовом отсеке, оборудованном четырьмя узлами подвески. На трех из них могут закрепляться топливные баки, опоражниваемые на начальном этапе полета и сбрасываемые вместе с бомбой при помощи порохового выбрасывателя. В модификации RA-5C вместо бомбоотсека в нижней части фюзеляжа устроен специальный контейнер с фотографическим оборудованием. В этом контейнере находятся фотоаппараты, РЛС бокового обзора (SLAR) и блоки электронного противодействия. В передней части контейнера находятся камеры с нормальным углом зрения, направленным вперед-вниз. За ними (в зависимости от задания) может быть размещена панорамная камера для съемки с малых высот или камера, позволяющая выполнять четкие снимки с высоты более 20 000 м. Фотокамеры обоих типов имеют два объектива с полем зрения 180° и вращающуюся двойную призму. Перемещение фотопленки осуществляется синхронно со скоростью вращения призм, соответствующей скорости самолета. Камеры помещаются на гиростабилизированной платформе, что обеспечивает высокое качество съемки.

Летно-технические данные RA-5C

Размах крыла, м 16,15

Длина, м 23,11

Высота, м 5,92

Площадь несущей поверхности, м2 71,44

Масса пустого самолета, кг 18552

Взлетная масса (ном./макс.), кг 30300/36285

Емкость топливных баков (внут./внешн.), л 13625/6056

Удельная нагрузка на крыло (ном./макс.), кг/м2 424/508

Отношение массы самолета (ном./макс.) к тяге при форсировании, кг/даН 1,91/2,27

Максимальное число Маха 2,1

Максимальная скорость на высоте 12000 м, км/ч 2230

Максимальная скорость у земли, км/ч 1017

Практический потолок, м 20400

Максимальная дальность, км 4800

Радиус действия, км 1600

Е -150– одноместный истребитель-перехватчик конструкции А. И. Микояна-СССР, 1958 г.

Рис. 2.90. Истребители-перехватчики И-75Ф (а), Е-150 (б), Е-152 (в) конструкции А. И. Микояна.

История создания. Одними из первых сверхзвуковых истребителей-перехватчиков, поступивших на вооружение советских ВВС, были МиГ-19П и МиГ-19ПМ. Однако вследствие быстрого прогресса авиации потолок, максимальная скорость и используемая бортовая аппаратура самолетов МиГ-19 вскоре оказались недостаточными для успешного решения задач перехвата скоростных и высотных целей. С учетом этого параллельно с созданием истребителя МиГ-21 конструкторское бюро разрабатывало одноместный опытный истребитель-перехватчик И-75Ф с большими проектными максимальной скоростью и потолком. Особое внимание уделялось вопросам наведения самолета на цель, для чего он был оборудован усовершенствованной РЛС и автоматизированной системой наведения, использующей информацию, поступающую с наземных станций ПВО.

Самолет И-75Ф по аэродинамической схеме был подобен МиГ-21, но имел увеличенные по сравнению с ним взлетную массу и габариты (длина самолета около 17 м, размах крыла 9,8 м, масса 11 380 кг). На самолете установлен один турбореактивный двигатель АЛ-7Ф конструкции А. М. Люлька.

Летные испытания самолета начались в 1957 г.; были достигнуты максимальная скорость в горизонтальном полете 2300 км/ч и потолок 21 ООО м. Самолет имел только ракетное вооружение, состоящее из двух самонаводящихся ракет класса воздух-воздух, подвешиваемых на подкрыльных пилонах. В серийное производство запущен не был, так как предпочтение было отдано истребителю конструкции П. О. Сухого, испытания которого начались на год раньше. Тем не менее опыт разработки и испытаний И-75Ф был использован при создании истребителя МиГ-21 (в частности, модификаций перехватчика-ПФ и ПФМ) и более совершенного Е-150.

Для создания высотного скоростного всепогодного перехватчика Е-150 потребовалось разработать новые термостойкие материалы (жаропрочные стали, титановые сплавы, композиты) и соответствующую технологию производства. В 1958 г. опытный экземпляр был построен и начались летные испытания. В 1958-1960 гг. были созданы две новые опытные модификации истребителя, получившие обозначения Е-152А и Е-152М и отличавшиеся применением усовершенствованной системы радиолокационного наведения на цель, модернизированной силовой установки и трех подфюзеляжных килей. Однако общие очертания самолета остались практически неизменными. Летные характеристики самолетов серии 150 для своего времени были уникальными. Так, максимальная скорость горизонтального полета этих самолетов на высоте 20000 м составляла 3000 км/ч, а практический потолок 25 000 м. Эти показатели были достигнуты без применения ракетных ускорителей. Позднее на базе самолетов серии 150 был разработан рекордный самолет Е-166, на котором было установлено несколько мировых рекордов скорости и высоты полета.

При испытаниях Е-150 исследовались характеристики системы управления самолета, регулируемого воздухозаборника, а также автоматизированной системы управления огнем и наведения истребителя на цель. Большое внимание уделялось проблемам теплового барьера и подбору соответствующих материалов для различных конструктивных элементов планера.

В серийное производство Е-150 запущен не был, однако на основании опыта разработки и испытаний самолета (а также его модификаций Е-152 и Е-166), проводившихся в течение ряда лет, были созданы опытный самолет Е-266 и на его базе серийный всепогодный сверхзвуковой истребитель.

Описание самолета. Е-150 представляет собой свободнонесущий моноплан с треугольным среднерасположенным крылом и стреловидным оперением. Крыло самолета с относительной толщиной профиля ~3,5% и углом стреловидности по передней кромке 60° выполнено по многолонжеронной схеме и имеет обшивку из монолитных фрезерованных панелей. Корневые части крыла оборудованы закрылками, а концевые-элеронами. Приблизительно на половине размаха каждой консоли размещены пилоны с замками крепления боевой нагрузки. При этом конструкция пилонов такова, что они охватывают переднюю кромку крыла, образуя небольшой аэродинамический гребень на верхних поверхностях консолей.

Фюзеляж самолета с круглым сечением в носовой и центральной частях и эллиптическим в хвостовой выполнен в соответствии с правилом площадей. В удлиненной носовой части расположены центральный воздухозаборник, кабина пилота, отсеки оборудования и ниша уборки передней стойки шасси. Герметичная кабина пилота с фонарем, выполненным из единой плиты стекла (не считая отдельного лобового остекления), оборудована катапультируемым сиденьем класса 0-0. В центральной части фюзеляжа расположены воздушные каналы двигателей, топливные баки и двигательный отсек. Хвостовая часть самолета-отъемная. На ней крепятся управляемый стабилизатор и обычный киль с рулем направления. Передняя кромка киля в корневой части выполнена криволинейной, плавно переходящей в надфюзеляжный гаргрот, сочлененный с фонарем кабины пилота. Для повышения путевой устойчивости на хвостовой части самолета установлены также два подфюзеляжных киля большой площади с углом развала 70°. Для привода управляющих поверхностей самолета используется гидравлическая система с необратимыми бустерами. На случай выхода из строя основной системы предусмотрена аварийная-электрическая. Шасси самолета-трехстоечное, нормальной схемы с одинарными колесами и пневматиками высокого давления. Передняя стойка убирается вперед, в фюзеляж, главные-в крыло, по направлению к фюзеляжу.

Самолет снабжен радиолокационной станцией со значительной дальностью обнаружения цели, работающей в режиме обзора и сопровождения. Кроме того, в составе бортовой аппаратуры имелись автопилот, система управления огнем и приемная телекомандная система. С помощью указанных устройств самолет мог осуществлять автоматизированный полет в зону нахождения цели в любых погодных условиях и в любое время суток.

Двигательная установка. Самолет оснащался двумя турбореактивными двигателями, которые располагались рядом в горизонтальной плоскости, в хвостовой части фюзеляжа. Тяга двигателей на форсаже составляла около 73,6 кН (7500 кГ). На самолете использован общий для обоих двигателей лобовой регулируемый воздухозаборник с центральным телом, выполненным в виде подвижного конуса.

Вооружение. Самолет вооружен двумя управляемыми ракетами класса воздух-воздух, которые устанавливаются на подкрыльных пилонах.

«Тэлон» Т-38 фирмы «Нортроп»-двухместный учебно-тренировочный самолет-США, 1959 г.

Рис. 2.92. Учебно-тренировочный самолет Т-38А.

История создания. В 1955 г. фирма «Нортроп» приступила к эскизному проектированию истребителя N-156, однако в связи с объявленным ВВС США конкурсом на разработку сверхзвукового учебно-тренировочного самолета и победой в этом конкурсе фирмы «Нортроп» было отдано предпочтение работам над тренировочной модификацией N-156T. В декабре 1956 г. был получен официальный заказ на строительство трех опытных образцов самолета в рамках системы оружия SS-420L. В июне 1958 г. этот заказ был изменен; речь в нем шла уже о строительстве семи опытных самолетов YT-38. После проведения необходимых дополнительных работ был создан самолет «Тэлон» с армейским обозначением Т-38. Его облет был осуществлен 10 апреля 1959 г. В мае 1960 г. был облетан первый серийный самолет T-38A, а 17 марта 1961 г. первые самолеты поступили на вооружение учебных военно-воздушных подразделений. Первоначально было заказано 744 самолета, однако в конечном итоге к январю 1972 г. их было выпущено 1187 шт. В 1958 г. на базе учебно-тренировочного самолета фирма возобновила разработку истребителя, который с обозначением N-156F (измененным впоследствии на F-5) был облетан 30 июля 1959 г.

Описание самолета. Т-38 представляет собой построенный по классической схеме низкоплан с прямым трапециевидным крылом относительной толщины 4,8% и положительным углом стреловидности передней кромки 24°. Задняя кромка имеет небольшую отрицательную стреловидность. Коэффициент сужения крыла более 2. Крыло-моноблок оснащено элеронами и щелевыми закрылками, отклоняемыми электроприводом в диапазоне 0-44° и блокируемыми в произвольном положении.

Удлиненный фюзеляж выполнен в соответствии с правилом площадей. Контур его плоской нижней части образован тремя дугами. Плоская форма фюзеляжа во взаимодействии с крылом способствует созданию подъемной силы. В передней части фюзеляжа расположены отсек оборудования и кабина экипажа с местами друг за другом. Трехсекционный фонарь кабины состоит из открываемой вверх-вперед передней и вверх-назад средней и задней частей. В центральной части фюзеляжа располагаются топливные баки и два двигателя, расположенные рядом в горизонтальной плоскости. Небольшая длина двигателей позволила применить скошенную линию разъема центральной и хвостовой частей фюзеляжа. На хвостовой части установлен лишь управляемый стабилизатор. Классическое вертикальное оперение с небольшим рулем направления и дефлектором на конце киля крепится с помощью двух узлов к силовым шпангоутам центральной части фюзеляжа. На нижней поверхности этой части фюзеляжа размещены два тормозных щитка, которые могут отклоняться с помощью гидропривода в диапазоне 0-50°. В системе управления использованы бустеры и автоматы загрузки командных рычагов, работающие в зависимости от скорости полета и угла отклонения ручки управления и педалей. Передаточное отношение от органов управления к рулям меняется в зависимости от положения шасси. В канале тангажа применен демпфер низкочастотных продольных апериодических и периодических колебаний. Шасси – трехстоечное, с одинарными колесами и пневматиками высокого давления. Передняя стойка убирается вперед, а главные-в крыло, вдоль размаха. При этом стойки убираются в консоли крыла, а колеса-в нижнюю часть фюзеляжа. Самолет не имеет вооружения.

Двигательная установка. Первые два опытных образца были оснащены двумя турбореактивными двигателями YJ58-GE-1 фирмы «Дженерал электрик» с форсажными камерами. На последующих опытных экземплярах и серийных самолетах устанавливались двигатели J85-GE-5 тягой 11,12 кН (1134 кГ) без форсирования и 17,12 кН (1746 кГ) с форсированием. Воздухозаборники – боковые, дозвуковые, нерегулируемые, с выдвинутой вперед верхней кромкой. Каждый из двух топливных баков, расположенных в центральной части фюзеляжа, питает, как правило, свой двигатель, однако при необходимости имеется возможность подсоединения любого бака к любому двигателю. Система питания обеспечивает работу двигателей при пикировании или «горке» под углом 90°, в планирующем полете с углом скольжения до 25°, а также, с некоторыми ограничениями, в перевернутом полете.

Рис. 2.93. Проекции учебно-тренировочного самолета «Тэлон» Т-38.

Летно-технические данные

Размах крыла, м 7,70

Длина, м 14,13

Высота, м 3,92

Площадь несущей поверхности, м 15,79

Масса пустого самолета, кг 3475

Максимальная взлетная масса, кг 5485

Максимальная посадочная масса, кг 5485

Емкость внутренних топливных баков, л 2206

Максимальная удельная нагрузка на крыло, кг/м2 347

Максимальное отношение массы самолета к форсажной тяге, кг/даН 1,60

Максимальное число Маха 1,23

Максимальная скорость на высоте 11000 м, км/ч 1306

Полетная скорость на высоте 11000 м, км/ч 935

Вертикальная скорость, м/с 152

Практический потолок, м 16 335

Перегоночная дальность, км 1815

Длина разбега, м 756

Взлетная дистанция при максимальной массе, м 1128

Длина пробега, м 930

Посадочная дистанция при максимальной массе, м 1372

«Мираж» IVA фирмы «Дассо» – двухместный бомбардировщик стратегической авиации – Франция, 1959 г.

Рис. 2.94. Стратегический бомбардировщик «Мираж» IVA во время взлета.

История создания. В 1956 г. Франция приступила к разработке собственного ядерного оружия, в результате чего были созданы так называемые ядерные силы устрашения. Первое поколение соответствующих средств было приведено в боевую готовность в середине 1966 г.; в их состав вошли стратегические бомбардировщики «Мираж» IVA (носители атомных бомб) и само– леты-заправщики «Боинг» KC-135F. В конце 70-х годов планировалось заменить их вторым поколением сил устрашения – баллистическими ракетами. Заказ на разработку и строительство опытного образца самолета, способного нести атомную бомбу, фирма «Дассо» получила в апреле 1958 г. Для того чтобы ускорить реализацию программы, в основу нового самолета были заложены аэродинамическая и конструктивная схемы ранее созданного истребителя «Мираж» III при некотором увеличении габаритов и массы и соответствующей замене оборудования. Опытный образец с обозначением «Мираж» IV-01 (два двигателя «Атар» 09В, взлетная масса около 25 000 кг) был построен уже в декабре 1958 г., наземные испытания были проведены в феврале, а облет состоялся 17 июня 1959 г. Во время 33-го полета были достигнуты M = 2,0 и высота 18 000 м. Ввиду хороших летных качеств самолета в 1960 г. были заказаны еще 3 предсерийных образца, первый из которых был облетан 12.10.1961 г., а последний-23.01.1963 г. Серийное производство самолета началось в 1963 г. За период с 1964 по 1967 г. в воинские подразделения поступило 62 самолета «Мираж» IVA (проект модификации В, с большей взлетной массой и новой силовой установкой, так и не был реализован). На опытном образце 01 в 1960 г. был установлен рекорд скорости (1822,0 км/ч) в полете по замкнутому 1000-км маршруту.

Описание самолета. «Мираж» IVA представляет собой свободнонесущий моноплан без горизонтального оперения с тонким среднерасположенным треугольным крылом, имеющим угол стреловидности по передней кромке 60°. Крыло изготовлено с применением профилей относительной толщины 3,8% в корневых частях и 3,2% в концевых частях. Крыло с щелевым уступом передней кромки оснащено независимыми управляющими поверхностями двух типов: элеронами и рулем высоты. Элероны размещены во внешних частях крыла, а руль высоты-в околофюзеляжных. Управление этими поверхностями осуществляется с помощью необратимых гидравлических усилителей. Из-за малой строительной высоты крыла по линии навески элеронов и рулей сервомоторы размещены за его контуром (в профилированных обтекателях). Такого рода конструктивное решение (непосредственное крепление штока плунжера гидроусилителя к управляемой поверхности) является весьма удачным (с точки зрения массы самолета и его эксплуатации) и почти не увеличивает аэродинамического сопротивления самолета. На верхних и нижних поверхностях крыла, в непосредственной близости от передней кромки его околофюзеляжных частей, размещены тормозные щитки.

Рис. 2.95. Проекции стратегического бомбардировщика «Мираж» IVА.

Обтекаемой формы фюзеляж, несколько сужающийся вблизи центра тяжести самолета, состоит из двух различающихся (формой поперечного сечения) частей: носовой конусообразной (вначале круглого, а затем овального сечения) и хвостовой (почти прямоугольного сечения с закругленными углами). В передней части находится приборный отсек и кабина экипажа с местами для пилота и штурмана, оснащенная британскими катапультируемыми сиденьями типа «Мартин Бейкер» Мк 44 (изготовляемыми по лицензии во Франции на предприятиях «Испано-Сюиза») и закрываемая отдельными открывающимися вверх фонарями. В целях улучшения наблюдения за экранами радиолокационной станции задний фонарь снабжен затемняющей шторкой. В центральной и хвостовой частях фюзеляжа находятся каналы подачи воздуха к двигателям, сами двигатели, топливные баки, оборудование, бомбовой отсек, ниши уборки главных стоек шасси и т. д. Эти части фюзеляжа спроектированы в соответствии с правилом площадей. Из-за большого поперечного сечения фюзеляжа и небольшого продольного сечения крыла имеющееся сужение фюзеляжа почти не заметно. Конструкция фюзеляжа-классическая, полумонококовая. В его центральной и хвостовой частях имеются силовые шпангоуты, к которым крепятся лонжероны крыла. К последнему силовому шпангоуту крепятся задние лонжероны крыла и главный лонжерон киля. Шасси-трехстоечное; главные стойки убираются в крыло (их тележки-в фюзеляж). Передняя стойка полностью убирается назад, в фюзеляж. Она оборудована внутренним амортизатором и спаренными колесами (давление в пневматиках 0,8 МПа). Главные стойки шасси (также с внутренними амортизаторами) оснащены четырехколесными тележками (давление в пневматиках 1,2 МПа). Колеса переднего и главного шасси идентичны по конструкции.

Двигательная установка. На самолете используются два турбореактивных двигателя с форсажными камерами известного семейства «Атар» фирмы SNECMA в модификации 09К тягой 46,09 кН (4700 кГ) каждый без форсирования и 68,68 кН (7000 кГ) с форсированием. Двигатели располагаются рядом в горизонтальной плоскости в хвостовой части фюзеляжа. Каждый двигатель имеет индивидуальный воздухозаборник со щелью для отвода пограничного слоя. Воздухозаборники боковые, сверхзвуковые, с острой входной кромкой и подвижным полуконусом.

Топливная система самолета состоит из кессонных баков в крыле и двух мягких баков в фюзеляже. Один из фюзеляжных баков является главным, а второй – балансировочным. Главный бак находится за кабиной, балансировочный-в хвостовой части фюзеляжа, между соплами двигателей (под контейнером тормозного парашюта). «Мираж» IVA является одним из немногих самолетов, которые оснащены балансировочными топливными баками и соответствующей насосной системой. Балансировочный топливный бак предназначен главным образом для изменения положения центра тяжести самолета при изменении положения центра давления, т. е. для обеспечения необходимой продольной устойчивости при переходе через скорость звука. Несмотря на усложнение конструкции (дополнительная, питаемая от компрессора турбонасосная установка для перекачки топлива, топливные магистрали и автомат управления положением центра тяжести в зависимости от изменения положения центра давления и количества использованного топлива) и возросшую массу самолета, оказалось, что осуществляемая таким образом весовая балансировка самолета позволяет улучшить его характеристики, и в частности дальность полета. Кроме внутренних баков, возможно использование двух подвесных баков емкостью 2500 л каждый. С помощью гибкого шланга самолет может осуществлять дозаправку в воздухе (по системе «шланг – воронка»).