Фюзеляж спроектирован с учетом «правила площадей» и состоит из трех секций: передней, средней и хвостовой. Носовая часть передней секции содержит блоки радиоэлектронного оборудования, в том числе, лазерный дальномер-целеуказатель, клиновидное окно которого находится в носке фюзеляжа под приемником воздушного давления; радиовысотомер и прицельно-навигационную систему. Далее располагается герметичная кабина летчика вентиляционного типа. Максимальное избыточное давление в кабине – 0,3 кг/см² . Кабина закрыта прозрачным фонарем, который состоит из переднего неподвижного козырька, оснащенного лобовым бронестеклом, защищающим от пуль калибром 7,62 мм, и откидывающейся вверх-назад крышки. В кабине установлено катапультируемое кресло Martin-Baker Mk 9 класса «0-0». Под кабиной летчика располагается ниша убранного положения передней опоры шасси, а за кабиной – отсек электрооборудования. В специальной нише на правом борту фюзеляжа перед кабиной находится штанга топливоприемника, выдвигаемая в поток при дозаправке самолета топливом в полете.
Снаружи на средней секции фюзеляжа закреплены боковые нерегулируемые воздухозаборники прямоугольного поперечного сечения. Каждый воздухозаборник снабжен двумя подпружиненными створками дополнительного забора воздуха. Воздухозаборники отстоят от бортов фюзеляжа, образуя щель для слива пограничного слоя. Внутри средней секции располагаются передние фюзеляжные топливные баки и два воздушных канала, соединяющие воздухозаборники и маршевые двигатели. Под топливными баками находится отсек вооружения с двумя пушками ADEN Mk 4, а под воздушными каналами – ниши убранного положения основных опор шасси. К двум силовым шпангоутам средней секции фюзеляжа крепится крыло. Снизу на этой секции имеются узлы крепления подфюзеляжного пилона, предназначенного для подвески грузов массой до 1134 кг.
К хвостовой секции фюзеляжа крепятся киль, консоли цельноповоротного стабилизатора и двигатели. Двигатели разделены Т-образной противопожарной перегородкой и снаружи закрыты легкосъемными капотами, на которых закреплены два подфюзеляжных гребня. Внутри этой секции располагаются задний фюзеляжный топливный бак (над двигателями), баллоны огнетушителя, гидроприводы стабилизатора и руля направления, контейнер тормозного парашюта (в хвостовом конусе). На хвостовой секции снизу расположены два перфорированных тормозных щитка, которые в убранном положении частично ложатся на капоты, а между двигателями шарнирно навешен тормозной гак.
В гаргроте за кабиной летчика находятся блоки системы кондиционирования воздуха, а также проходят тяги системы управления, электрожгуты и трубопроводы гидравлической и топливной систем. Трубка аварийного слива топлива выходит под рулем направления.
Крыло самолета – свободнонесущее, трапециевидной формы в плане с корневым наплывом по задней кромке. Угол стреловидности основной трапеции крыла по линии 1 /4 хорд равен 40". Удлинение крыла – 3,12; угол его поперечного «V» равен -3". На передней кромке консоли крыла (примерно на 50% его размаха) имеется «зуб» – горизонтальный выступ, генерирующий в полете вихрь, который защищает внешнюю часть крыла от срыва потока. Возле каждого «зуба» на верхней поверхности крыла установлен аэродинамический гребень. Конструкция крыла – кессонная, двухлонжеронная. Кессоны левой и правой плоскостей стыкуются по оси симметрии самолета. Кессоны крыла являются топливными баками.
Вдоль передней кромки внешней части консоли крыла (от «зуба» до законцовки) располагается предкрылок, который может выпускаться на взлетно-посадочных режимах и при маневрировании в полете. Всю заднюю кромку консоли занимают две секции (внутренняя и внешняя) двухщелевого выдвижного закрылка. Элероны на крыле отсутствуют, а на верхней поверхности каждой консоли установлен двухсекционный интерцептор. Поперечное управление самолетом осуществляется путем выпуска интерцептора на одной консоли с одновременным дифференциальным отклонением стабилизатора.
Каждая консоль оборудована узлами для крепления двух подкрыльевых пилонов: внутреннего (под аэродинамическим гребнем) для подвески грузов массой до 1134 кг, и внешнего (примерно на 70% размаха) под нагрузку массой до 567 кг.
Хвостовое оперение свободнонесущее, состоит из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Площадь стабилизатора – 7,8 м² ; удлинение – 2,63. Стреловидность стабилизатора по линии 1/4 хорд – 40"; угол его поперечного «V» равен -10°. Задняя кромка консоли стабилизатора (примерно на 45% его размаха) выполнена с вертикальным уступом, так что поверхность внутренней части консоли имеет превышение над поверхностью внешней ее части. Конструкция внутренней части консоли стабилизатора – кессонная, однолонжеронная. Внешняя часть консоли (за исключением носка) и хвостик внутренней части имеют трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. Консоли стабилизатора могут отклоняться в диапазоне от +7° до -24°, как синхронно в одну сторону (режим продольного управления), так и дифференциально (режим поперечного управления).
Площадь вертикального оперения – 3,9 м² ; стреловидность по линии 1 /4 хорд – 43". Конструкция киля – кессонная, двухпонжеронная. Законцовка киля выполнена радиопрозрачной, внутри находится антенна радиостанции. По дзаконцовкой размещается контейнер с аппаратурой РЭБ – станцией радиоэлектронной разведки.
Шасси самолета Трехопорное с носовым колесом. Опоры убираются в ниши фюзеляжа (передняя – по полету, основные – против полета) с помощью гидроцилиндров и закрываются створками. Все стойки шасси снабжены воздушно-масляными амортизаторами, а колеса – бескамерными пневматиками низкого давления. Основная стойка рычажного типа, на ней установлены два колеса Dunlop размером 615x225 мм с дисковыми тормозами, оснащенными антиюзовыми автоматами. Тормоза работают от гидросистемы. Давление в пневматиках основных колес – 4,9 кгс/см² . При уборке основная стойка вращается вокруг наклонной оси, колеса при этом поворачиваются на 90° и в убранном положении располагаются горизонтально. На передней стойке полурычажного типа установлено одно нетормозное колесо Dunlop размером 550x250 мм. Давление в его пневматике – 3,5 кгс/см² . Передняя опора шасси – управляемая, углы разворота колеса ±55". Силовой цилиндр разворота колеса работает также как демпфер «шимми» и центрирующее устройство.
| Основные летно-технические характеристики вариантов самолета «Ягуар» | ||||
|---|---|---|---|---|
| JaauarА | Jaauar GR.1 | Jaauar Т.2 | Jaauar IS | |
| Длина с ПВД. м | 16.53 | 16.42 | 16.80 | 16.42 |
| Размах крыла. м | 8.69 | |||
| Высота на стоянке, м | 4.50 | |||
| Плошадь крыла. м² | 24.18 | |||
| Двигатель Rolls-Royce/Turbomeca Adour: | ||||
| - модификация; | Мк.102 | Мк.104 | Мк.811 | |
| - максимальная (форсажная) тяга, кгс | 2x2320 (3140) | 2x2320(3650) | 2x2500(3810) | |
| Масса, кг | ||||
| - пустого самолета; | 7000 | 6985 | 6985 | 7650 |
| - нормальная взлетная; | 11000 | 10954 | 10430 | 15200 |
| - максимальная взлетная | 15500 | 15700 | 15700 | 16200 |
| Максимальная скорость, км/ч | ||||
| - у земли | 1320 | |||
| - на высоте 11000 м | 1600 | |||
| Макс. эксплуатационная перегрузка | 7.5 | 8.6 | ||
| Практический потолок, м | 14000 | 14020 | 13780 | 14000 |
| Практическая дальность (с ПТБ), км | 3520 (4210) | н.д. | 3650 | |
| Боевой радиус при профиле полета, км | ||||
| - «высоко-низко-высоко» без ПТБ; | 850 | н.д. | 900 | |
| - «высоко-низко-высоко» с ПТБ; | 1410 | н.д. | н.д. | |
| - «низко-низко-низко» без ПТБ; | 540 | н.д. | н.д. | |
| - «низко-низко-низко» с ПТБ | 900 | н.д. | н.д. | |
| Разбег/пробег, м | н.д. | 580/470 | 580/470 | н.д. |
| Вооружение: | ||||
| - 30-мм пушки; | 2xDEFA553 | 2xADEN Мк.4 | 1хADEN Мк.4 | 2xADEN Мк.4 |
| - макс. нагрузка бомб/ракет на пилонах, кг | 4500 | 4760 | 4760 | 4760 |