Музей в Ле Бурже ч.12: Nord Griffon 1500, самолет с ПВРД (маленькие картинки)
Но первым реактивным самолетом с пврд,который полетел используя пврд,был вовсе не Leduc-022,а North 1500 Griffon .
Nord 1500 Griffon - экспериментальный самолет, разработанный французской фирмой Nord Aviation.Он был основан на более раннем Nord Gerfaut с треугольными крыльями и двигателем занимающим почти весь фюзеляж,как и у самолета Leduc.
фотографии с ** не мои!!!
этот же пост,но с большими картинками
Авиационный музей в Ле Бурже.
Музей в Ле Бурже ч.5:Leduc-010(016) и Leduc-022
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Nord 1402 Gerfaut - экспериментальный самолет. Спроектированн компанией Arsenal. Он имел тонкие треугольные крылья . Первый полет 15 января 1954г.с турбореактивным двигателем SNECMA Atar 101C тягой 27 кН. А уже 3 августа 1954г. самолет Gerfaut стал первым европейским самолетом, превысившим скорость звука в горизонтальном полете.
Nord 1405 Gerfaut II - экспериментальный самолет. Самолет является развитием модели Nord 1402 Gerfaut. Вариант Nord 1405 Gerfaut II, в основном такой же конфигурации, но с усовершенствованной конструкцией и с двигателем Atar 101F тягой 37 кН. Самолет Gerfaut II совершил свой первый полет 17 апреля 1956г.
** Nord Gerfaut 1405
Разработанный под руководством Claude Flamand,Griffon был частью военно-государственных программs по созданию самолета-перехватчика со скоростью 2М.
** Griffon 1500-01
Дизайн Griffon возник в конце 1940'х в результате разработки высокоскоростных перехватчиков. Инженеры Arsenal de l'Aéronautique изучали такие крылья используя сверхзвуковые планеры , Arsenal 1301 и Arsenal 2301,разработанных конструктором Ж. Гальтье.В результате этих тестовых полетов были выбраны треугольные крылья.Далее эта конфигурация была включена в дальнейшие изучения и испытания с использованием различных силовых установок. В это же время Arsenal был приватизирован и стал называться SFECMAS - (Société Française d'Etude et de Construction de Matériel Aéronautiques Spéciaux). Griffon был переименован из SFECMAS 1500 Guépard (гепард) после того,как SFECMAS объединилась с SNCAN и образовала Nord Aviation.
Самолет 1500-01 был оснащен турбореактивным двигателем Atar 101Р с форсажной камерой фирмы SЕСМА.Первый полет прототипа No. 01, прошел 20 сентября 1955 года,под управлением летчика-испытателя Andre Turcat.Самолет был лишен ПВРД и предназначался лишь для изучения выбранной аэродинамической схемы.
В результате проведенных испытаний было установлено, что выбранная, принципиально новая аэродинамическая схема самолета с дестабилизатором, расположенным в передней части фюзеляжа, характеризуется прекрасными летными качествами при малых скоростях полета, и в 1956 году было начато строительство второго летного образца 1500-02 (Griffon II), предназначавшегося для полетов со сверхзвуковыми скоростями.
Именно этот второй экземпляр мы и рассматриваем!!!
Облет нового самолета, оснащенного и турбореактивным двигателем Atar 101Е-3, который находился в тракте ПВРД диаметром 1,37 м,и ПВРД, был проведен 23. 01. 1957 г летчиком испытателем Michel Chalard в Istres только на одном турбореактивном двигателе.Первый полет с ПВРД состоялся 6 апреля, 1957 года и это был первый в мире самостоятельный полет самолета такого типа.В процессе испытаний был увеличен воздухозаборник,тк он ограничивал скорость в 1,3 маха(площадь была увеличена с 52 до 68 кв дециметров).
При работающем прямоточном воздушно-реактивном двигателе этот самолет достиг рекордных скоростей 1638 км/ч (полет 25. 02. 1959 г по замкнутой 100-километровой траектории,пилот Andre Turcat) и 2330 км/ч (полет 6. 10. 1959 г на базе 15 км). Семь дней спустя на высоте 16400 м была достигнута скорость 2316 км/ч, соответствующая М = 2,19.Также была достигнута скороподъемность в 150 м в сек.
За все время разработки самолета было построено только два летных образца, испытания которых проводились до 1960 года.Те же соображения,что и в случае с Leduc-022,сыграли свою роль и здесь,только несколько позже.Это и общемировой кризис и ряд проблем,которые не были решены и успехи самолетов с форсажными камерами!!! Несмотря на то,что самолеты были экспериментальными,но в контракте на их создание,исходя из планов создать такие перехватчики,были прописаны и некоторые характерные условия,например способность взлета с травяной полосы длиной 1000 метров.
Griffon представляет собой построенный по схеме "бесхвостка" одноместный среднеплан с треугольным крылом и дополнительной дестабилизирующей поверхностью, расположенной в передней части фюзеляжа. Длинный нос служил генератором ударной волны,там же располагалась трубка Пито.Самолет был сделан из дюраля TO 4 G-1
общий вид зала
Крыло с углом стреловидности передней кромки 60 и удлинением 2,05 изготовлено с применением симметричных профилей и оснащено расположенными вблизи корневых сечений крыла элевонами. Размещение элевонов около фюзеляжа было продиктовано тем, что при больших углах атаки (соответствующих посадке) на концах треугольного крыла происходит интенсивный отрыв потока, что снижает эффективность управляющих поверхностей. Конструкция крыльев - двухлонжеронная, причем оси лонжеронов перпендикулярны плоскости симметрии самолета Концы лонжеронов соединены наклонной продольной стенкой, к которой крепится носок крыла. Ориентированные по направлению потока нервюры соединены со стенками лонжеронов и стрингерами, обеспечивающими необходимую жесткость обшивки, толщина которой меняется вдоль размаха. Крыло разъемной конструкции соединяется с фюзеляжем в местах расположения силовых шпангоутов. Концевые части крыла и элевоны имеют многослойную обшивку. Как и весь планер самолета, крыло выполнено из алюминиевого сплава и рассчитано на перегрузку 9,75.Крыло не содержит в себе топливного бака.
** схема
Перед крылом (несколько выше его плоскости, вдоль продольной оси передней части фюзеляжа) находятся неподвижные, малого размера, треугольные несущие плоскости с углом стреловидности передней кромки 65, размахом 2,57 м и площадью 1,5 м2. Эти плоскости выполняют две функции. При малых скоростях полета они работают как отклоняющие воздушный поток предкрылки, а при больших - преимущественно сверхзвуковых - компенсируют перемещение центра давления крыла назад, создавая при этом дополнительную подъемную силу спереди. Вследствие этого при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым уменьшается перемещение центра давления самолета назад, а тем самым балансировочное сопротивление и нагружение крыла.
Фюзеляж самолета состоит из двух частей- передней и основной. В передней части фюзеляжа (с многослойной обшивкой) находится кабина пилота, выполненная вместе с носовым коническим обтекателем как одно целое независимо от остальной части фюзеляжа. Первоначально планировалось, что в аварийных ситуациях она будет отделяться целиком. Поэтому она крепится лишь с помощью четырех болтов.В отличие от Leduc-022, кабина была не в канале воздухозаборника, а по классической схеме,над ним. Это было гораздо удобнее ,чем на самолете конкурента,плюс открыло воздухозаборник.
Топливо содержится в емкости над двигателем и между стенками сопла.
Тем не менее в опытных образцах самолета были использованы обычные катапультируемые сиденья, однако их использование было возможным только после того, когда в высотном скафандре пилота создавалось необходимое давление.
Основная часть фюзеляжа почти полностью занята каналом воздушно-реактивного двигателя. Между корпусом ПВРД и обшивкой фюзеляжа расположены ниши уборки передней и главных стоек шасси (главные стойки убираются вперед, передняя - назад), двухсекционные тормозные щитки и агрегаты топливной системы.
сопло
** в центре сопло пврд встроенного в трд,как вам диаметр?
Вертикальное оперение - классическое, с рулем направления, без массовой балансировки и аэродинамической компенсации. Конструкция киля - двухлонжеронная, а руля - многослойная. В самолете Griffon I концевые обтекатели оперения использованы как контейнеры для двух тормозных парашютов. В самолете Griffon II предусмотрен один парашют (в контейнере, расположенном непосредственно под рулем), а в концевых обтекателях оперения размещены антенны радиостанции.
вид снизу
ниша уборки шасси
В самолете Griffon I задняя часть фюзеляжа выполнена с большим сужением. Под его фюзеляжем имелись две аэродинамические направляющие, которые по причине большого угла развала во многих источниках ошибочно назывались дополнительным горизонтальным оперением. Исследования показали, что в области околозвуковых скоростей полета в этой части фюзеляжа происходит резкий отрыв потока, что вызывает боковую качку самолета, которой направляющие не противодействуют. Поэтому в самолете Griffon II от них отказались, а обводы хвостовой части фюзеляжа выполнены более плавными.
** в кабину
** готов к старту
Конструкция фюзеляжа - балочная, с усиленными шпангоутами, расположенными в плоскостях крыльевых лонжеронов. К шпангоуту крепления переднего лонжерона крыла крепятся главные стойки шасси и передний узел навески турбореактивного двигателя. Внутренняя обшивка обеспечивает необходимую форму канала прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а внешняя принимает на себя нагрузку от изгиба и скручивания фюзеляжа.
Над воздухозаборником, по обеим сторонам фюзеляжа, расположены два профилированных аэродинамических гребня, ограничивающих перетекание пограничного слоя с фюзеляжа на крыло.
**
общий вид зала
крупнее
На первом опытном экземпляре самолета (Griffon I) установлен турбореактивный двигатель Atar 101Р фирмы SNЕСМА тягой 37,26 кН (3800 кГс) на форсаже, расположенный внутри воздушного канала диаметром 1,37 м.
Двигательная установка самолета Griffon II представляет собой комбинацию турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей общей массой 1700 кг (ТРД с кожухом и системой топливоподачи 1100 кг, ПВРД с необходимым оборудованием 517 кг; внутренняя обшивка фюзеляжа, представляющая собой кожух ПВРД, 73 кг).
** летчики: A. Turcat слева
Турбореактивный двигатель Atar 101 Е-3 тягой 34,32 кН (3500 кГс), без форсажной камеры, расположен соосно с прямоточным воздушно-реактивным двигателем в специальном кожухе, приспособленном для работы внутри ПВРД, и оканчивается выпускной трубой, которая вместе с соплом образует выхлопную часть прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
** взлет
Во время полета с М = 2 тяга ПВРД составляет около 80% тяги всей двигательной установки, т.е. 41,19 кН (4200 кГс) на высоте 15000м и 24,52 кН (2500 кГс) на высоте 18000м. Совместный воздухозаборник не регулируется.
** в воздухе
Griffin продолжал свои испытательные полеты до 1960 года,но они никогда не выходили из разряда экспериментальных,несмотря на большую заинтересованность американцев,которые финансировали этот проект.
Эти самолеты имели ряд технических трудностей,которые на тот момент не могли быть решены: это кинетический нагрев,из за отсутствия материалов,таких как титан например,фюзеляж испытывал большие температурные нагрузки. И ПВРД отлично работал на высоких скоростях,но был очень нестабилен на средних.
Nord Aviation предполагал развитие Griffon в виде Super-Griffin, самолета того же класса со скоростью в 3 маха и комбинацией турбореактивного и прямоточного двигателей диаметром в 2 метра.Существовал также проект Griffon с двумя пврд в крыльях и трд в фюзеляже.
Модификации:
SFECMAS 1500 Guépard оригинальное название и обозначение в начальной стадии разработки в SFECMAS.
Nord 1500-01 Griffon I первый самолет оснащенный только трд ATAR 101F с форсажной камерой и компонентами предполагаемого к установке пврд.
Nord 1500-02 Griffon II второй самолет,оснащенный комбинированным двигателем трд-пврд
Nord Super Griffon
ЛТХ:
Модификация North 1500-02 North 1500-01
Размах крыла, м 8.12
Длина, м 14.54
Высота, м 4.80
Площадь крыла, м2 32.00
Масса, кг
пустого самолета 4350
нормальная взлетная 6900
максимальная взлетная 7065
Тип двигателя 1 ТРД SNECMA Atar 101G-3 1ТРД Atar 101F-2
Тяга, кгс 1 х 3500 1х3800 кгс
ПВРД Nord Stato-Réacteur нет
Максимальная скорость , км/ч 2336 (М=2.19) (М=1.17)
Крейсерская скорость, км/ч 970
Практическая дальность, км 750
Скороподъемность, м/мин 3000
Практический потолок, м 18000
Экипаж, чел 1
Nord 1500 Griffon - экспериментальный самолет, разработанный французской фирмой Nord Aviation.Он был основан на более раннем Nord Gerfaut с треугольными крыльями и двигателем занимающим почти весь фюзеляж,как и у самолета Leduc.
фотографии с ** не мои!!!
этот же пост,но с большими картинками
Авиационный музей в Ле Бурже.
Музей в Ле Бурже ч.5:Leduc-010(016) и Leduc-022
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Nord 1402 Gerfaut - экспериментальный самолет. Спроектированн компанией Arsenal. Он имел тонкие треугольные крылья . Первый полет 15 января 1954г.с турбореактивным двигателем SNECMA Atar 101C тягой 27 кН. А уже 3 августа 1954г. самолет Gerfaut стал первым европейским самолетом, превысившим скорость звука в горизонтальном полете.
Nord 1405 Gerfaut II - экспериментальный самолет. Самолет является развитием модели Nord 1402 Gerfaut. Вариант Nord 1405 Gerfaut II, в основном такой же конфигурации, но с усовершенствованной конструкцией и с двигателем Atar 101F тягой 37 кН. Самолет Gerfaut II совершил свой первый полет 17 апреля 1956г.
** Nord Gerfaut 1405
Разработанный под руководством Claude Flamand,Griffon был частью военно-государственных программs по созданию самолета-перехватчика со скоростью 2М.
** Griffon 1500-01
Дизайн Griffon возник в конце 1940'х в результате разработки высокоскоростных перехватчиков. Инженеры Arsenal de l'Aéronautique изучали такие крылья используя сверхзвуковые планеры , Arsenal 1301 и Arsenal 2301,разработанных конструктором Ж. Гальтье.В результате этих тестовых полетов были выбраны треугольные крылья.Далее эта конфигурация была включена в дальнейшие изучения и испытания с использованием различных силовых установок. В это же время Arsenal был приватизирован и стал называться SFECMAS - (Société Française d'Etude et de Construction de Matériel Aéronautiques Spéciaux). Griffon был переименован из SFECMAS 1500 Guépard (гепард) после того,как SFECMAS объединилась с SNCAN и образовала Nord Aviation.
Самолет 1500-01 был оснащен турбореактивным двигателем Atar 101Р с форсажной камерой фирмы SЕСМА.Первый полет прототипа No. 01, прошел 20 сентября 1955 года,под управлением летчика-испытателя Andre Turcat.Самолет был лишен ПВРД и предназначался лишь для изучения выбранной аэродинамической схемы.
В результате проведенных испытаний было установлено, что выбранная, принципиально новая аэродинамическая схема самолета с дестабилизатором, расположенным в передней части фюзеляжа, характеризуется прекрасными летными качествами при малых скоростях полета, и в 1956 году было начато строительство второго летного образца 1500-02 (Griffon II), предназначавшегося для полетов со сверхзвуковыми скоростями.
Именно этот второй экземпляр мы и рассматриваем!!!
Облет нового самолета, оснащенного и турбореактивным двигателем Atar 101Е-3, который находился в тракте ПВРД диаметром 1,37 м,и ПВРД, был проведен 23. 01. 1957 г летчиком испытателем Michel Chalard в Istres только на одном турбореактивном двигателе.Первый полет с ПВРД состоялся 6 апреля, 1957 года и это был первый в мире самостоятельный полет самолета такого типа.В процессе испытаний был увеличен воздухозаборник,тк он ограничивал скорость в 1,3 маха(площадь была увеличена с 52 до 68 кв дециметров).
При работающем прямоточном воздушно-реактивном двигателе этот самолет достиг рекордных скоростей 1638 км/ч (полет 25. 02. 1959 г по замкнутой 100-километровой траектории,пилот Andre Turcat) и 2330 км/ч (полет 6. 10. 1959 г на базе 15 км). Семь дней спустя на высоте 16400 м была достигнута скорость 2316 км/ч, соответствующая М = 2,19.Также была достигнута скороподъемность в 150 м в сек.
За все время разработки самолета было построено только два летных образца, испытания которых проводились до 1960 года.Те же соображения,что и в случае с Leduc-022,сыграли свою роль и здесь,только несколько позже.Это и общемировой кризис и ряд проблем,которые не были решены и успехи самолетов с форсажными камерами!!! Несмотря на то,что самолеты были экспериментальными,но в контракте на их создание,исходя из планов создать такие перехватчики,были прописаны и некоторые характерные условия,например способность взлета с травяной полосы длиной 1000 метров.
Griffon представляет собой построенный по схеме "бесхвостка" одноместный среднеплан с треугольным крылом и дополнительной дестабилизирующей поверхностью, расположенной в передней части фюзеляжа. Длинный нос служил генератором ударной волны,там же располагалась трубка Пито.Самолет был сделан из дюраля TO 4 G-1
общий вид зала
Крыло с углом стреловидности передней кромки 60 и удлинением 2,05 изготовлено с применением симметричных профилей и оснащено расположенными вблизи корневых сечений крыла элевонами. Размещение элевонов около фюзеляжа было продиктовано тем, что при больших углах атаки (соответствующих посадке) на концах треугольного крыла происходит интенсивный отрыв потока, что снижает эффективность управляющих поверхностей. Конструкция крыльев - двухлонжеронная, причем оси лонжеронов перпендикулярны плоскости симметрии самолета Концы лонжеронов соединены наклонной продольной стенкой, к которой крепится носок крыла. Ориентированные по направлению потока нервюры соединены со стенками лонжеронов и стрингерами, обеспечивающими необходимую жесткость обшивки, толщина которой меняется вдоль размаха. Крыло разъемной конструкции соединяется с фюзеляжем в местах расположения силовых шпангоутов. Концевые части крыла и элевоны имеют многослойную обшивку. Как и весь планер самолета, крыло выполнено из алюминиевого сплава и рассчитано на перегрузку 9,75.Крыло не содержит в себе топливного бака.
** схема
Перед крылом (несколько выше его плоскости, вдоль продольной оси передней части фюзеляжа) находятся неподвижные, малого размера, треугольные несущие плоскости с углом стреловидности передней кромки 65, размахом 2,57 м и площадью 1,5 м2. Эти плоскости выполняют две функции. При малых скоростях полета они работают как отклоняющие воздушный поток предкрылки, а при больших - преимущественно сверхзвуковых - компенсируют перемещение центра давления крыла назад, создавая при этом дополнительную подъемную силу спереди. Вследствие этого при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым уменьшается перемещение центра давления самолета назад, а тем самым балансировочное сопротивление и нагружение крыла.
Фюзеляж самолета состоит из двух частей- передней и основной. В передней части фюзеляжа (с многослойной обшивкой) находится кабина пилота, выполненная вместе с носовым коническим обтекателем как одно целое независимо от остальной части фюзеляжа. Первоначально планировалось, что в аварийных ситуациях она будет отделяться целиком. Поэтому она крепится лишь с помощью четырех болтов.В отличие от Leduc-022, кабина была не в канале воздухозаборника, а по классической схеме,над ним. Это было гораздо удобнее ,чем на самолете конкурента,плюс открыло воздухозаборник.
Топливо содержится в емкости над двигателем и между стенками сопла.
Тем не менее в опытных образцах самолета были использованы обычные катапультируемые сиденья, однако их использование было возможным только после того, когда в высотном скафандре пилота создавалось необходимое давление.
Основная часть фюзеляжа почти полностью занята каналом воздушно-реактивного двигателя. Между корпусом ПВРД и обшивкой фюзеляжа расположены ниши уборки передней и главных стоек шасси (главные стойки убираются вперед, передняя - назад), двухсекционные тормозные щитки и агрегаты топливной системы.
сопло
** в центре сопло пврд встроенного в трд,как вам диаметр?
Вертикальное оперение - классическое, с рулем направления, без массовой балансировки и аэродинамической компенсации. Конструкция киля - двухлонжеронная, а руля - многослойная. В самолете Griffon I концевые обтекатели оперения использованы как контейнеры для двух тормозных парашютов. В самолете Griffon II предусмотрен один парашют (в контейнере, расположенном непосредственно под рулем), а в концевых обтекателях оперения размещены антенны радиостанции.
вид снизу
ниша уборки шасси
В самолете Griffon I задняя часть фюзеляжа выполнена с большим сужением. Под его фюзеляжем имелись две аэродинамические направляющие, которые по причине большого угла развала во многих источниках ошибочно назывались дополнительным горизонтальным оперением. Исследования показали, что в области околозвуковых скоростей полета в этой части фюзеляжа происходит резкий отрыв потока, что вызывает боковую качку самолета, которой направляющие не противодействуют. Поэтому в самолете Griffon II от них отказались, а обводы хвостовой части фюзеляжа выполнены более плавными.
** в кабину
** готов к старту
Конструкция фюзеляжа - балочная, с усиленными шпангоутами, расположенными в плоскостях крыльевых лонжеронов. К шпангоуту крепления переднего лонжерона крыла крепятся главные стойки шасси и передний узел навески турбореактивного двигателя. Внутренняя обшивка обеспечивает необходимую форму канала прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а внешняя принимает на себя нагрузку от изгиба и скручивания фюзеляжа.
Над воздухозаборником, по обеим сторонам фюзеляжа, расположены два профилированных аэродинамических гребня, ограничивающих перетекание пограничного слоя с фюзеляжа на крыло.
**
общий вид зала
крупнее
На первом опытном экземпляре самолета (Griffon I) установлен турбореактивный двигатель Atar 101Р фирмы SNЕСМА тягой 37,26 кН (3800 кГс) на форсаже, расположенный внутри воздушного канала диаметром 1,37 м.
Двигательная установка самолета Griffon II представляет собой комбинацию турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного двигателей общей массой 1700 кг (ТРД с кожухом и системой топливоподачи 1100 кг, ПВРД с необходимым оборудованием 517 кг; внутренняя обшивка фюзеляжа, представляющая собой кожух ПВРД, 73 кг).
** летчики: A. Turcat слева
Турбореактивный двигатель Atar 101 Е-3 тягой 34,32 кН (3500 кГс), без форсажной камеры, расположен соосно с прямоточным воздушно-реактивным двигателем в специальном кожухе, приспособленном для работы внутри ПВРД, и оканчивается выпускной трубой, которая вместе с соплом образует выхлопную часть прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
** взлет
Во время полета с М = 2 тяга ПВРД составляет около 80% тяги всей двигательной установки, т.е. 41,19 кН (4200 кГс) на высоте 15000м и 24,52 кН (2500 кГс) на высоте 18000м. Совместный воздухозаборник не регулируется.
** в воздухе
Griffin продолжал свои испытательные полеты до 1960 года,но они никогда не выходили из разряда экспериментальных,несмотря на большую заинтересованность американцев,которые финансировали этот проект.
Эти самолеты имели ряд технических трудностей,которые на тот момент не могли быть решены: это кинетический нагрев,из за отсутствия материалов,таких как титан например,фюзеляж испытывал большие температурные нагрузки. И ПВРД отлично работал на высоких скоростях,но был очень нестабилен на средних.
Nord Aviation предполагал развитие Griffon в виде Super-Griffin, самолета того же класса со скоростью в 3 маха и комбинацией турбореактивного и прямоточного двигателей диаметром в 2 метра.Существовал также проект Griffon с двумя пврд в крыльях и трд в фюзеляже.
Модификации:
SFECMAS 1500 Guépard оригинальное название и обозначение в начальной стадии разработки в SFECMAS.
Nord 1500-01 Griffon I первый самолет оснащенный только трд ATAR 101F с форсажной камерой и компонентами предполагаемого к установке пврд.
Nord 1500-02 Griffon II второй самолет,оснащенный комбинированным двигателем трд-пврд
Nord Super Griffon
ЛТХ:
Модификация North 1500-02 North 1500-01
Размах крыла, м 8.12
Длина, м 14.54
Высота, м 4.80
Площадь крыла, м2 32.00
Масса, кг
пустого самолета 4350
нормальная взлетная 6900
максимальная взлетная 7065
Тип двигателя 1 ТРД SNECMA Atar 101G-3 1ТРД Atar 101F-2
Тяга, кгс 1 х 3500 1х3800 кгс
ПВРД Nord Stato-Réacteur нет
Максимальная скорость , км/ч 2336 (М=2.19) (М=1.17)
Крейсерская скорость, км/ч 970
Практическая дальность, км 750
Скороподъемность, м/мин 3000
Практический потолок, м 18000
Экипаж, чел 1