Самолет МВ.326К — это одноместный реактивный дозвуковой лёгкий штурмовик. Испытательные полёты его первого образца начались в августе 1970 года, а второго — в 1971 году.
По конструкции самолёт МВ.326К представляет собой свободнонесущий моноплан с низкорасположенным почти прямоугольным в плане двухлонжеронным крылом (рис. 1).
Рис. 1 Проекции самолёта MB.326K
Фюзеляж самолёта (полумонококовой конструкции) выполнен полностью из металлических сплавов. На нижней поверхности его центральной части находится щиток воздушного тормоза. Хвостовое оперение состоит из стабилизатора с рулями высоты и вертикального киля с рулем поворота. Все рулевые поверхности хвостового оперения снабжены триммерами.
На верхней поверхности каждой консоли крыла (в средней части) установлен аэродинамический гребень. Механизация крыла состоит из односекционных щелевых закрылков и элеронов с триммерами. Управление триммерами производится с помощью электрической системы.
Шасси трёхстоечное, убирающееся, с масляно-пневматическими амортизаторами. Самоориентирующаяся управляемая по направлению передняя стойка убирается вперед в фюзеляж, а основные стойки — в крыло. Давление в пневматиках колёс основных стоек шасси 7 кг/кв.см. (при максимальном взлётном весе самолёта).
На самолёте установлен турбореактивный двигатель «Випер» 632, созданный английской фирмой «Роллс-Ройс» (статическая тяга около 1800 кг). Топливо размещается в трёх основных резиновых баках, расположенных в фюзеляже, и в двух дополнительных баках, постоянно прикреплённых к торцевым частям консолей крыла. Общая ёмкость топливной системы самолёта 1660 л. Кроме того, для увеличения дальности полёта самолёта под его крылом могут быть подвешены ещё два топливных бака емкостью по 340 л.
Кабина самолёта оборудована катапультируемым сиденьем МК.6 фирмы «Мартин-Бейкер», используя которое летчик может покинуть самолёт на любой высоте, в том числе во время руления или стоянки самолёта на аэродроме. Обычно покидание самолёта выполняется после сброса фонаря кабины, но в особо опасной ситуации предусмотрена возможность катапультирования без сброса фонаря.
На самолёте имеется несколько систем: две гидравлические (основная и аварийная), электрическая, антиобледенительная, герметизации и кондиционирования воздуха в кабине.
Основная гидравлическая система предназначена для выпуска и уборки шасси, приводов тормозов колес, управления рулевыми поверхностями (закрылками, элеронами, воздушным тормозом). Давление в системе равно 175 кг/кв.см. и создается саморегулирующимся гидронасосом, работающим от коробки приводов двигателя. Аварийная гидравлическая система служит только для выпуска шасси (при отказе основной системы). Давление в ней создается с помощью гидронасоса с ручным приводом.
В состав электрической системы самолёта входят:
стартёр-генератор постоянного тока мощностью 9 кВт (напряжение около 30 В);
две аккумуляторные батареи ёмкостью по 22 А*ч (напряжение 24 В);
два преобразователя переменного тока (мощность основного 750 Вт, резервного 250 Вт).
В антиобледенительной системе используется отбираемый от двигателя самолёта воздух и энергия генератора переменного тока мощностью 6 кВт. Энергия этого генератора в случае выхода из строя стартера-генератора преобразуется специальным умформером и подаётся для питания электрической системы самолёта.
Система герметизации и кондиционирования получает воздух от компрессора двигателя. Она обеспечивает наддув кабины (перепад давления 0,25 кг/кв.см.). Для регулирования температуры воздуха, подаваемого в кабину, служит специальная турбохолодильная установка.
Состав радиосвязного, навигационного и другого бортового оборудования самолёта может изменяться в зависимости от предназначения самолёта и требований заказчика. Обычно на самолёте устанавливаются:
- основная и резервная УКВ или КВ радиостанции;
- аппаратура радионавигационной системы «Такан»;
- доплеровская РЛС;
- оборудование системы посадки по приборам VOR/ILS;
- навигационное счётно-решающее устройство;
- оптический прицел;
- навигационно-пилотажные приборы.
Кроме того, предусмотрена установка лазерного дальномера и бомбардировочного СРУ.
Вооружение самолёта состоит из двух 30-мм авиационных пушек «Дефа» (с боекомплектом по 125 патронов), расположенных в нижней передней части фюзеляжа, управляемых и неуправляемых ракет класса «воздух — земля», авиабомб и другого оружия, подвешиваемого в различных вариантах в зависимости от выполняемой самолётом боевой задачи на шести подкрыльевых пилонах (рис. 2). В иностранной печати сообщается, что максимальный вес подвески на каждый внешний (крайний) пилон не должен превышать 340 кг, на любой из четырех остальных — 450 кг, а максимальная нагрузка на самолёт 1800 кг.
Рис. 2. Самолет MB.326К с подвешенным на подкрыльевых пилонах вооружением
Самолет MB.326L — это двухместный реактивный учебно-тренировочный самолёт. По данным иностранной печати, он может быть использован также в качестве лёгкого штурмовика. По конструкции он подобен самолёту MB.326К, но на нём установлена двухместная кабина, элероны снабжены сервоприводами, увеличена скорость выпуска закрылков, усилены тормоза колес и несколько изменен состав бортового оборудования.
По данным зарубежной печати, кроме Италии, самолёты МВ.326 строят (по лицензии) Бразилия, Австралия и ЮАР. Стремясь сохранить и даже расширить рынки сбыта своих самолётов, самолётостроительная фирма «Аэрмакки» широко рекламирует достоинства самолёта МВ.326 и одновременно выполняет работы по созданию на его базе нового, более совершенного самолёта MB.339.
В начале 1975 года фирма получила заказ командования ВВС Италии на строительство двух опытных образцов. Лётные испытания первого из них планируется начать в первой половине 1976 года. Поступление серийных самолётов этого типа на вооружение частей и подразделений ВВС Италии намечено на 1977—1978 годы.
Основные тактико-технические характеристики самолётов МВ.326К и МВ.326L
