бака-отсека, ниши основных опор шасси и узлы крепления консолей крыла, Вверху размещены турбостартер, агрегаты топливной системы и СКВ. Под топливными баками расположены две пушки, каждая со своим снарядным ящиком и звеньесборником. На нижней поверхности центральной части симметрично закреплены два перфорированных тормозных щитка, а по оси находятся узлы крепления подфюзеляжного пилона. В хвостовой части фюзеляжа находятся маршевый двигатель, два задних топливных бака-отсека и бустеры управления стабилизатором. На ней размещены узлы крепления киля, подфюзеляжных гребней и оси вращения консолей стабилизатора. Сверху, под рулем направления, находится контейнер тормозного парашюта. Внутри хвостовой части смонтированы направляющие, предназначенные для снятия и установки двигателя. Заканчивается фюзеляж съемным кольцевым обтекателем, охватывающим реактивное сопло двигателя. Обтекатель снижает донное сопротивление на дозвуковых режимах полета, а при его демонтаже обеспечивается необходимый зазор для снятия двигателя.
Крыло самолета трапециевидное малого удлинения, набрано из тонких скоростных профилей. Угол стреловидности по передней кромке – 47,5е. С целью обеспечения приемлемых характеристик устойчивости и управляемости на больших углах атаки передняя кромка на 1 /3 размаха консоли имеет уступ – генератор вихря. Кессон консоли крыла многолонжеронной конструкции, он является топливным баком-отсеком. Консоль крепится к шпангоутам фюзеляжа посредством трех узлов: центрального фитинга (основной узел крепления) и двух проушин по передней и задней стенкам кессона. Крыло хорошо механизировано: передняя кромка оснащена в корневой зоне (до уступа) отклоняемым носком, далее – двухсекционным предкрылком; задняя кромка – двухсекционным дифференциально отклоняемым двухщелевым закрылком. Управление предкрылком осуществляется пилотом (на взлетно-посадочных режимах) либо автоматически {при маневрировании). Крыло оснащено двухсекционными перфорированными интерцепторами, а также элеронами. На каждой его консоли предусмотрены узлы для установки двух подкрыльевых пилонов и направляющей на торце крыла.
Хвостовое оперение включает киль с рулем направления и цельноповоротный стабилизатор. Продольный набор кессона киля образован одним лонжероном и четырьмя стенками. Посредством фитинга лонжерона и двух проушин по передней и задней стенкам киль крепится к фюзеляжу. Внутри кессона киля находится бустер РН, а в носке и законцовке – антенны радиостанций. На внешней поверхности киля под радиопрозрачными обтекателями располагаются антенны самолетного ответчика, маркерного приемника и пр. Самолет оснащен двумя симметрично установленными подфюзеляжными гребнями, улучшающими его путевую устойчивость на больших углах атаки и сверхзвуковых режимах.
Шасси – трехопорное. Каждая из опор оснащена масляно-воздушным амортизатором и двумя колесами с пневматиками высокого давления. Колеса основных опор – тормозные. Носовая опора телескопической конструкции, управляемая, оборудована механизмом укорачивания стойки при уборке. Основная опора выполнена по рычажной схеме, причем рычаг подвески оси колес и амортизатор закреплены на концевом шарнире стойки. Носовая стойка убирается назад по полету; основные – вперед против полета, при этом их колесные пары поворачиваются вокруг концевых шарниров на 180й, Размер основных колес – 605 х 155 мм, носовых – 360 х 135 мм. Давление в пневматиках – 9 и 11 кгс/см2. База шасси – 5,0 щ колея – 2,5 м.
Силовая установка. На самолете установлен одноконтурный одновальный турбореактивный форсажный двигатель SNECMA Atar 9К-50. Двигатель состоит из девятиступенчатого компрессора, кольцевой камеры сгорания, двухступенчатой турбины, форсажной камеры и всережимного регулируемого реактивного сопла. Диаметр двигателя – 1,02 м, длина – 5,94 м, сухая масса – 1530 кг. Статическая тяга двигателя (в условиях МСА) на максимальном режиме – 5000 кгс, на режиме полного форсажа – 7200 кгс. Удельный расход топлива – 0,97 и 1,96 кг/кгс-ч, соответственно. Для запуска маршевого ТРДФ используется газотурбинный стартер мощностью 60 кВт. Горячие зоны двигателя охлаждаются воздухом, отбираемым из воздухозаборников,
Топливная система включает четыре фюзеляжных и два крыльевых бака-отсека общей емкостью 4300 л. Предусмотрена также подвеска трех ПТБ – одного под фюзеляжем и двух на внутренних крыльевых пилонах. Самолеты: Mirage F1C-200, Mirage F1CR, Mirage F1CT, Mirage F1EQ-4-EG-6 , ряд «спарок» ВВС Франции и Испании и часть модернизированных Mirage ПСЕ и Mirage F1 ЕЕ оборудованы системой дозаправки топливом в полете. Перед кабиной пилота устанавливается штанга топливоприемника» отклоненная вправо. В полете она не убирается, но при необходимости может быть демонтирована на земле. На истребителе Mirage F1AZ установлена убираемая штанга дозаправки, располагающаяся справа в носовой части фюзеляжа перед козырьком фонаря.
Система управления – гидромеханическая. Управляющие воздействия летчика с помощью механических тяг передаются на гидроприводы аэродинамических поверхностей. Органы управления, расположенные в кабине, состоят из центральной ручки управления и педалей.
Гидравлическая система состоит из двух независимых систем с рабочим давлением 211 кгс/см2, которые используются для питания приводов поверхностей управления, закрылков, предкрылков и отклоняемого носка крыла, а также уборки и выпуска стоек шасси.
Система электроснабжения включает два генератора переменного тока мощностью по 15 кВА+ Питание постоянным током обеспечивается с помощью трансформаторов-выпрямителей. Аварийное и резервное питание обеспечивается с помощью никель-кадмиевой аккумуляторной батареи емкостью 40 Ач через статический преобразователь.
Система жизнеобеспечения использует воздух, отбираемый от компрессора двигателя и охлажденный с помощью турбохолодильника. Помимо кабины, этим же воздухом охлаждается и отсек РЛС. Кабина экипажа – герметичная, оснащенная системой климатизации. На борту имеется кислородное оборудование. Самолеты ранних серий оснащались катапультными креслами Martin-Baker Mk.4f а поздних – Martin-Baker Mk,10.
Комплекс БРЭО и пилотажно-навигационное оборудование. В носовой части фюзеляжа располагается моноимпульсная РЛС Thornson-CSF Cyrano-IV или Cyrano-IVM, оптимизированная для выполнения задач «воздух-воздух» и способная осуществлять поиск, захват и сопровождение воздушных целей. Угол обзора РЛС от +60° до -60° по азимуту и от +30° до -30° по углу места. Дальность обнаружения цели с ЭПР 2 м2 при отсутствии помех составляет 60 км, дальность сопровождения целей – 45 км. РЛС имеет антенну Кассегрена диаметром 0Г57 м. На самолетах Mirage F1CR и Mirage F1CT установлена РЛС Cyrano- IVMR, способная работать также в режиме «воздух-земля» для картографирования местности, обеспечения облета наземных препятствий и измерения дальности до наземных объектов, На самолете Mirage F1А вместо РЛС установлен радиолокационный дальномер Aida 2 с дальностью действия в 35 км. Кроме того, в состав БРЭО входят центральный вычислитель воздушных параметров Bezu Sphere с ИЛС фирмы Thomson-CSF, радионавигационная система LMT TACAN, автопилот SFENA 505, навигационный индикатор Crouzet Туре 63, два УКВ-приемника, система госопознавания. В состав оборудования самолетов Mirage F1Е входит инерциальная навигационная система SAGEM Uliss 47, прицельно-навигационная система с БЦВМ Dassault- Electronicue 182 и ИЛС VE-120С, Основные особенности БРЭО самолета Mirage F1CR приведены в тексте монографии.
1* 'V' сокращение от слова 'vertical', то есть самолет вертикального взлета
2* 'T' сокращение от слова 'turbofan', то есть двухконтурный ТРД
3* 'G' сокращение от слова 'geometry' – намек на изменяемую геометрию крыла
4* 'F' сокращение от 'fixed', то есть крыло фиксированной стреловидности
5* Эскадра (Escadre) является основной организационной единицей ВВС Франции. Она включает от двух до четырех эскадронов (escadron) чаще всего носящих название одной из исторических областей страны. В свою очередь эскадрон делится на эскадрильи (rscadrilles), соответствующие нашим звеньям. Многие эскадрильи ведут свою родословную еще со времен первой мировой войны.
