[ezup]

Во второй половине 50-х годов XX века французский генеральный штаб начал прорабатывать вопросы использования своих вооруженных сил в условиях ядерной войны. Наиболее сложным вопросом было сохранение потенциала истребительной авиации, которая считалась основой противовоздушной обороны страны. У специалистов не вызывало сомнения, что все стационарные аэродромы будут уничтожены в первые минуты нападения, и даже исправные перехватчики, если таковые останутся, уже не смогут подняться в воздух. Исходя из этого, французский генштаб разработал стратегию рассредоточения боевых сил авиации по небольшим скрытым полевым аэродромам в период угрозы нападения.

У самолетов с поршневыми двигателями такое рассредоточение не вызывало больших затруднений. Их взлетно-посадочные характеристики позволяли базироваться даже на неподготовленных площадках. Например, у французского истребителя времен Второй мировой войны "Девуатин 520" взлетная дистанция равнялась всего 320 метрам. Однако новое поколение самолетов с реактивными двигателями требовало уже капитальных аэродромов. Даже у не самого современного истребителя того периода "Мистраль" (французский вариант английского Vampire) разбег составлял 650 м, а у истребителя Mystere IV - целых 1300 м.

Такое существенное различие было вызвано увеличением нагрузки на крыло почти в два раза (у "Девуатина" - 175 кг/м2, а у Mystere - 246 кг/м2) и, как следствие, ростом скорости отрыва от ВПП. Таким образом, проблема размещения реактивных истребителей на неподготовленных площадках требовала серьезных исследований и финансовых затрат.

Наиболее простым решением этой проблемы стало принятие на вооружение ВВС Франции полевой пневматической катапульты для самолетов. Она представляла собой ферменную конструкцию длиной 67,5 м и шириной в рабочей части 3,12 м. Катапульта собиралась из пяти секций в течение трех часов. Ее разгонные характеристики рассчитывались под истребители "SE Мистраль". Теоретически за пять минут она могла выпустить пять самолетов, разгоняя их до скорости 270 км/ч.

Одновременно с принятием на вооружение катапульты проводились любопытные эксперименты по взлету истребителей "Мистраль" с рельсового пути. Рельсы имели продольные желобки, в которых прокладывался пеньковый канат. Самолет скользил по рельсам на двух профилированных лыжах, оборудованных небольшими емкостями с керосином. Во время движения керосин смачивал канат, снижая тем самым трение.

Замеры во время летных испытаний показали, что у пары "лыжа - рельс" коэффициент трения оказался в три раза ниже, чем у пары "колесо - "бетонка".

Если вопросы, связанные со взлетом, были более или менее проработаны, то проблемы посадки реактивного самолета на неподготовленную площадку оставались пока нерешенными. Такие экзотические способы, как посадка с резким торможением за счет тросового аэрофинишера и с дальнейшим падением самолета на резиновые цилиндрические подушки, угрожали не только целостности конструкции, но и здоровью летчика. Хотя испытания такой системы прошли успешно, она никогда не рассматривалась всерьез.

Шло время, и основной истребитель французских ВВС "Мистраль" устаревал. С ним ушли в прошлое и все разработки, касающиеся взлета и посадки.

С появлением более современных самолетов все пришлось начинать сначала. Видя, что приспособлением наземных средств под конкретные самолеты проблему решить не удается, в генеральном штабе решили, что для этого нужен специальный "безаэродромный" самолет. За разработку такой машины взялась фирма SNCASE. В 1953 году она построила экспериментальный истребитель SE5000 "Браудер", который взлетал при помощи отделяемой колесной тележки и садился на выпускаемые лыжи. Интересной особенностью машины была возможность взлета с лыж. Короткий пробег после посадки обеспечивался сильным трением лыж о грунт, при этом концы лыж специально разводились в стороны. Однако авиация уже вступила в эру сверхзвуковых скоростей, и доведение дозвукового "Браудера" прекратили в 1955 году. После неудачи с тележкой и лыжами министерством авиации Франции были разработаны и разосланы по авиационным фирмам требования к реактивному сверхзвуковому истребителю-бомбардировщику со взлетной дистанцией 150 м и максимальной скоростью, соответствующей числу М=2. Эти абсолютно несовместимые, мало того, фантастические цифры заставили специалистов задуматься о вертикально взлетающем самолете.

Конструкторы фирмы Dassault остановились на двух схемах самолета вертикального взлета и посадки. По первой схеме предполагалось использовать в качестве силовой установки один мощный двигатель с изменяемым направлением вектора тяги (вперед или вверх). По второй схеме для создания подъемной силы во время взлета и посадки намеревались использовать несколько вертикально расположенных небольших и очень простых дополнительных ТРД.

Прообразом двигателя первого типа являлся ТРД Бристоль BS.53 "Пегас" с очень большим коэффициентом двухконтурности. Половина тяги двигателя создавалась потоком горячих газов после турбины, выходящих через два задних выхлопных сопла, а вторая половина тяги создавалась потоком холодного воздуха, вытекающего из компрессора низкого давления через два передних выхлопных сопла. Четыре сопла коленчатой формы с решетками направляющих лопаток могли поворачиваться, что и позволяло отклонять вектор тяги.

Примером двигателя для самолета второй схемы, используемого только для создания подъемной силы, служил Rolls-Royce RB.108. Это был компактный, небольшой, очень простой конструкции ТРД с тягой около 1000 кгс, рассчитанный только на малые скорости и высоты полета. При создании СВВП по второй схеме могла быть достигнута значительная экономия его массы (а следовательно, и стоимости); масса двигателя составляет всего 1/16 развиваемой тяги, в то время как это отношение у ТРД, используемых при всех скоростях и высотах, достигало приблизительно 1/6.

Специализированные малогабаритные подъемные двигатели, устанавливаемые на СВВП, должны были использоваться только во время взлета и посадки подобно шасси или закрылкам. Исходя из того, что максимальная взлетная масса вертикально взлетающего самолета была строго ограничена, требовалась жесткая экономия массы как конструкции планера, так и запаса топлива, необходимого для боевого вылета. При этом масса конструкции не могла служить критерием выбора оптимальной схемы вертикального взлета. Независимо от типа системы - с отклонением вектора тяги или система с раздельными двигателями, общая масса силовой установки самолета оказывалась приблизительно одинаковой.

Расчеты показали, что масса двигателя с отклоняемым вектором тяги и суммарная масса маршевого и подъемных двигателей сопоставимы, причем вторая система даже имеет некоторое преимущество. Схема самолета с силовой установкой, состоящей из одного двигателя, очень стесняла конструкторов. Дело в том, что прежде чем располагать двигатель вблизи центра тяжести самолета, необходимо было решить трудную задачу размещения топлива, вооружения и бортовых систем, масса которых изменялась в полете. К тому же турбореактивный двигатель с тягой, превышающей взлетный вес самолета, не мог быть оптимальным как на взлетном, так и на крейсерском режимах.

Расчеты показывали, что у однорежимного двигателя расход топлива будет на 30 процентов меньше. В единственном в то время двухрежимном двигателе BS.53 "Пегас" с большим коэффициентом двухконтурности "холодная" струя из двух передних сопел создавала примерно половину тяги двигателя. Скорость истечения "холодной" струи была слишком мала (вследствие низкой температуры) для того, чтобы создавать достаточную тягу для преодоления звукового барьера. Кроме этого, очень трудно было спроектировать единый воздухозаборник, оптимальный для полетов как на дозвуке, так и с числом М, близким к двум единицам.

У СВВП со специализированным маршевым и небольшими подъемными ТРД можно было установить воздухозаборники двух типов - для маршевого двигателя и подъемных двигателей. Площадь выходного сечения сопла маршевого двигателя можно было сделать равной площади сечения заднего среза фюзеляжа, что существенно снижало донное сопротивление самолета, являющееся самой большой частью сопротивления самолета в сверхзвуковом полете.

Вертикально взлетающий самолет с универсальной силовой установкой, состоящей из единственного мощного двигателя, проигрывал в этом смысле, так как большое сужение хвостовой части фюзеляжа являлось причиной значительного донного сопротивления и, кроме того, обтекатели поворотных сопел сами по себе являлись дополнительным источником сопротивления. При эксплуатации также предпочтительнее было использовать раздельные двигатели: летчику удобнее, когда разделены параметры подъемной силы и тяги, а обслуживающему составу легче снимать и обслуживать небольшие двигатели массой до 200 кг, в то время как для обслуживания большого двигателя с отклоняемым вектором тяги, расположенного в центре тяжести самолета, подчас требовался демонтаж важных элементов конструкции и проводки управления.

Еще один важный вопрос, изучавшийся инженерами фирмы Dassault, - надежность двигателей и возможность их отказа. Дело в том, что для вертикально взлетающего летательного аппарата при взлете должна была обеспечиваться, по меньшей мере, такая же безопасность, как для классического самолета с одним двигателем. У обычного самолета при отказе двигателя не исчезает подъемная сила, а его система управления сохраняет работоспособность. Машина с неработающим двигателем будет иметь определенную скорость снижения, от величины которой зависит, сможет она совершить нормальную или аварийную посадку. Во всех случаях сохраняется управляемость, что позволяет летчику в благоприятных условиях катапультироваться и спастись.

Для СВВП с единственным универсальным двигателем его отказ при взлете приведет к полной потере подъемной силы и управляемости, так как для управления требуется подача сжатого воздуха от компрессора двигателя. При этом гибель самолета становится неизбежной. Более того, поскольку во время падения такого самолета управлять его положением в пространстве невозможно, не гарантируется спасение летчика. Свободное падение характеризуется быстро возрастающей скоростью, и даже при строго горизонтальном положении фюзеляжа отсутствует гарантия срабатывания катапультируемого кресла.

Если же на самолете подъемная сила создается восемью двигателями, то отказ одного из них приведет к потере только 1/8 подъемной силы. При этом полностью сохраняется работоспособность реактивной системы управления, а семь работающих двигателей компенсируют потерю тяги отказавшего двигателя. Момент, вызванный асимметрией подъемной силы, может компенсироваться реактивной системой управления или выключением двигателя, симметрично расположенного относительно центра тяжести самолета с одновременным увеличением тяги работающих подъемных двигателей. При этом всегда остается возможность при отказе подъемного двигателя в первые секунды взлета (до высоты менее 5 м) благополучно посадить самолет.

Если же авария произойдет позднее, то может быть осуществлен переход в горизонтальный полет с использованием форсажа маршевого двигателя. Кроме того, схема с раздельными двигателями повышает безопасность в случае отказа в полете двигателя, создающего тягу. Ведь в таком случае всегда можно повторно включить в полете подъемные двигатели и осуществить вертикальную посадку на подходящую площадку.

Фирма Dassault сначала разрабатывала два различных СВВП: первый - MD.610 "Кавальер" с двигателем "Пегас" и Mirage V (читать "вэ", а не "пять") - с отдельными подъемными двигателями. Взвесив все "за" и "против", инженеры Марселя Дассо остановились на проекте Mirage V.

Убедив заказчика в правильности своего решения, фирма Dassault получила заказ на два опытных экземпляра СВВП Mirage V. Для такого самолета требовалось восемь двигателей для создания подъемной силы с тягой по 2500 кгс каждый и маршевый двигатель для создания горизонтальной тяги величиной около 9000 кгс. В тот период такие двигатели еще только разрабатывались - первые фирмой Rolls-Royce, и вторые - фирмой SNECMA; выпуск и тех и других планировался только к началу 1964 года. Чтобы использовать появившийся резерв времени для изучения боевого вертикально взлетающего самолета, французское министерство авиации в феврале 1961 года заказало фирме Dassault экспериментальный самолет Balzac V, который предполагалось оснастить имевшимися в то время подъемными двигателями Rolls-Royce RB.108, уже применявшимися на экспериментальном самолете "Шорт SC.1". Чтобы можно было практически использовать большую часть результатов летных испытаний, самолет Balzac V специально проектировался как летающая модель самолета Mirage V. Тяга двигателей RB.108, составлявшая около 1000 кгс, определила масштаб подобия.

По массе и тяге двигателей самолет Balzac представлял собой модель, выполненную в масштабе 1:2. Самолет создавался в сотрудничестве с фирмой "Зюйд Авиасьон" по плану, который в конце концов должен привести к разработке самолета Mirage V. На фирму Dassault, являвшуюся основным подрядчиком, была возложена детальная разработка проекта. Фирма "Зюйд Авиасьон" взяла на себя проектирование и изготовление фюзеляжа, в то время как фирма Dassault была ответственной за создание крыла и вертикального оперения.

Некоторые части конструкции самолета Balzac были использованы от первого Mirage III-001. Что касается системы реактивного управления, то ее спроектировали и изготовили на фирме SNECMA. Первые конструктивные разработки начались в апреле 1961 года.

На испытания в аэродинамических трубах пришлось затратить около двух лет, но таким образом были получены все необходимые данные о потребной тяге вертикального взлета, а также о технике пилотирования на режиме висения и переходном режиме полета. Впоследствии эти данные были использованы при создании специальной установки, моделирующей самолет. С ее помощью переходный режим полета изучили еще за несколько месяцев до летных испытаний, что позволило осуществить регулировку органов управления.

Во время летных испытаний их эффективность и надежность подтвердились, а объем работ по доводке и сроки их проведения на самом самолете были значительно сокращены. Данные по особенностям установки подъемных двигателей были получены в результате исследований в аэродинамической трубе. Продувочный стенд представлял собой полумодель самолета Balzac в натуральную величину с четырьмя настоящими двигателями. Крепилась она к стенке рабочей части аэродинамической трубы фирмы Rolls-Royce. С помощью этого стенда была определена оптимальная конфигурация воздухозаборников и практически доказана возможность повторного запуска двигателей в полете.

В январе 1962 года началась сборка планера. Опытный образец самолета полностью закончили в мае 1962 года, а в июле завершили отладку и опробовали подъемные двигатели. В результате первый свободный полет был совершен на два месяца, а летные испытания в переходном режиме провели на четыре месяца раньше сроков, оговоренных в контракте. Это оказалось возможным только благодаря значительному объему наземных испытаний различных систем самолета.

Первый вертикальный взлет самолета Balzac под управлением летчика-испытателя Рене Бигана состоялся в Милан-Вилярош 12 октября 1962 года. Тросы, удерживавшие самолет у земли, допускали его перемещения только в ограниченных пределах, и парение происходило на высоте нескольких метров. Вторая попытка была совершена в тот же самый день.

18 октября Биган опробовал машину на режиме висения. 25 октября машина находилась в воздухе более двух минут. 6 ноября Balzac продемонстрировали прессе. После этого самолет был направлен на завод для установки убирающегося шасси, тормозного парашюта и подфюзеляжного киля. Первого марта 1963 года Биган совершил несколько подлетов, а на следующий день - обычные взлет и посадку.

18 марта был успешно опробован переходный режим. Balzac взлетел вертикально, после чего горизонтальная скорость самолета постепенно росла до величины, при которой подъемная сила полностью создавалась крылом. После этого двигатели для создания подъемной силы были выключены. Полет завершился посадкой с пробегом.

29 марта состоялся первый полет самолета по полному профилю: вертикальный взлет - переходный режим-движение с выключенными подъемными двигателями - обратный переходный режим - вертикальная посадка.

Вскоре к полетам подключился второй летчик-испытатель фирмы Dassault - Жан-Мари Сагет. Он успешно продемонстрировал самолет на салоне в Ле-Бурже 1963 года. Тренировка летчика к работе на самолете Balzac была незначительной. После нескольких тренировок на вертолете, необходимых для ознакомления с режимом висения, Бигана несколько раз вывезли в Англии на экспериментальном самолете "Шорт SC.1", близком по принципу вертикального взлета к самолету Balzac. В США Биган стажировался на самолете BELL X-14. По мнению Бигана, переучивание летчика на вертикально взлетающие самолеты не требовало сложных тренажеров. С его точки зрения, вертикально взлетающие самолеты можно сравнить с обычными, оборудованными системой сверхмощных закрылков.

Стандартный испытательный полет СВВП Balzac проходил следующим образом. Летчик садился в кабину и запускал основной двигатель, создающий горизонтальную тягу. Далее, используя сжатый воздух, отбираемый от компрессора этого двигателя или от аэродромного источника сжатого воздуха, пилот запускал подъемные двигатели, причем чаще практиковался запуск от аэродромного источника сжатого воздуха, так как при этом экономилось топливо. После включения необходимых приборов и их проверки летчик правой рукой (как на вертолете) отклонял на себя рычаг управления подъемными двигателями, и самолет взлетал.

Переходный режим происходил после вертикального набора 30-метровой высоты. Для этого маршевый двигатель переводился в максимальный режим и убиралось шасси. Скос потока, обусловленный интенсивной циркуляцией воздуха сквозь самолет при открытых воздухозаборниках подъемных двигателей, вызывал небольшой момент тангажа, и в начале переходного режима нос самолета немного опускался, но с увеличением горизонтальной скорости выравнивался и до скорости 300 км/ч угол продольного наклона машины сохранялся постоянным - около 7°.

При этой скорости подъемные двигатели отключались, а воздухозаборники и сопла подъемных двигателей закрывались, после чего самолет принимал горизонтальное положение.

Переход от горизонтального к вертикальному режиму протекал следующим образом. При заходе на посадку летчик открывал воздухозаборники и сопла подъемных двигателей, и их компрессоры начинали авторотировать. Затем летчик включал зажигание и ставил рычаг управления подъемными двигателями в положение "малый газ". Это происходило примерно через минуту после открытия воздухозаборников. В это время самолет еще летел со скоростью около 320 км/ч. Машина постепенно замедлялась до скорости выключения основного двигателя, при этом летчик постепенно отклонял на себя рычаг управления подъемными двигателями, и их тяга увеличивалась. При скорости около 150 км/ч самолет зависал в воздухе - в этом режиме крыло уже практически теряло свою подъемную силу, но аэродинамическими рулями летчик еще мог пользоваться.

Подлинный режим висения начинался после полного гашения горизонтальной скорости. После проверки работы системы реактивного управления летчик постепенно уменьшал тягу подъемных двигателей, и самолет приземлялся. Влияние близости земли оказалось почти незаметным, ее величина составляла примерно 2-3 процента тяги.

В ходе испытаний к программе подключались все новые и новые летчики. К началу 1964 года машину освоили пять французских и один американский летчик.

10 января 1964 года в 125-м полете на режиме висения на высоте около 100 метров при проверке работы газовых рулей произошла катастрофа. Самолет из-за поперечной неустойчивости треугольного крыла и снижения тяги подъемных двигателей временно потерял управление. Машина начала падать, у земли она сначала накренилась на 90 градусов, а затем перевернулась. Летчик-испытатель Жак Пинье погиб.

Несмотря на сильные повреждения, Balzac удалось восстановить, и в феврале 1965 года летные испытания возобновились. Первый полет отремонтированный Balzac совершил 2 февраля. До осени 1965 года Balzac произвел еще 65 полетов. 8 октября 1965 года опять произошло несчастье. Самолет пилотировал американский летчик-испытатель майор Филип Нил. Во время висения на высоте 50 м машина потеряла управление и упала. Нил успел катапультироваться, но высоты для раскрытия парашюта не хватило, и он погиб. Самолет полностью разрушился.

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.





ЛТХ:
Модификация Balzac
Размах крыла, м 7.32
Длина, м 13.10
Высота, м 4.60
Площадь крыла, м2 27.20
Масса, кг
пустого самолета 6124
нормальная взлетная 7000
Топливо, л 1600
Тип двигателя
взлетные 8 ТРД Rolls-Royce RB.108-1A
маршевые 1 ТРДД Bristol Orpheus BOr 3
Тяга взлетных, кН 8 х 9.83
Тяга маршевых, кН 1 х 21.57
Максимальная скорость , км/ч 1104
Продолжительность полета, мин 15
Практический потолок, м
Экипаж, чел 1