Двухлонжеронное крыло имеет отрицательное поперечное V=3°. Относительная толщина хорды - 14,5% в коневой части крыла и 12,5% - в концевой. В центроплане размещен интегральный топливный бак. Элероны имеют гидравлический привод. Крыльевая механизация включает односекционный закрылок.
Фюзеляж - типа полумонокок. По его бокам расположено два воздухозаборника, обечайки которых снабжены тепловыми антиобледенителями. Двухуровневая кабина с развитым остеклением, разделенная прозрачной перегородкой, обеспечивает хороший обзор обоим членам экипажа.
Оперение размещено на хвостовой балке, «нависающей» над соплом. Стабилизатор - цельноповортный, с гидравлическим приводом. Руль поворота также снабжен гидроусилителем.
Трехопорное шасси фирмы «SHL» (Израиль). Передняя опора убирается в фюзеляж поворотом назад и снабжена колесом фирмы «Континентал». Основные опоры (на каждой - по одному колесу Гудрич) убираются в фюзеляж. Уборка и выпуск осуществляется посредством гидравлической системы, возможен и аварийный выпуск под давлением веса самого шасси. Имеется тормозной парашют.
Силовая установка. Один ТРДД AS TFE731-2-2N (1 х 1600 кгс) установлен в хвостовой части фюзеляжа. Топливная система включает крыльевой интегральный бак емкостью 968 л и мягкий фюзеляжный бак на 418 л, обеспечивающий возможность работы двигателя при отрицательной перегрузке в течение 10 секунд. На внешних подкрыльевых узлах подвески могут размещаться подвесные топливные баки емкостью по 415 л. Система заправки - централизованная, под давлением. Кроме того, на крыле имеются две горловины, обеспечивающие заправку самотеком.
Оборудование. Имеются две автономные гидравлические системы с рабочим давлением 207 атмосфер, питающиеся от гидронасоса, приводимого от двигателя (в каждую систему включен гидроаккумулятор). Первая система (мощность 16 л/мин.) обеспечивает работу поверхностей управления, воздушных тормозов, выпуск шасси и торможение колес. Вторая система (8 л/мин.) дублирует работу поверхностей управления, а также приводит в действие закрылки, стояночные тормоза и систему поворота носового колеса. Самолет оснащен основным электрогенератором Лир Сиглер 400 мощностью 11,5 кВ, выполняющим, также, функцию стартера. Система кондиционирования воздуха фирмы «Эр Рисерч» питается от второго контура двигателя и обеспечивает давление, соответствующее высоте 1980.м на высоте 5730 м. Емкость кислородной системы - 10 л.
Схема самолета IA 63 «ПАМПА»
Самолет оснащен двумя катапультными креслами UPS S-III- -S3IA63, обеспечивающими возможность покидания самолета при нулевой скорости и высоте.
Имеются приемники радионавигационных систем VOR/ILS и TACAN, магнитный компас и гировертикаль.
В ходе доработки самолеты оснащаются навигационно-прицельной системой израильского производства Элбит WDNS. Первые шесть серийных самолетов оборудованы индикаторами на лобовом стекле аргентинского производства (в дальнейшем предполагается дооснащёние ИЛС всех машин). В передней кабине остальных самолетов размещен обычный гироскопический оптический прицел (возможна установка аналогичного прицела и в задней кабине).
Вооружение. Имеется пять узлов внешней подвески. Два концевых крыльевых узла рассчитаны на 250 кг, остальные (два подкрыльевых и центральный фюзеляжный) - на 400 кг. Под фюзеляжем в специальном контейнере может размещаться 30-мм пушка с боекомплектом 145 снарядов или 7,62-мм пулемет. Самолет способен брать на борт шесть бомб Мк.81 (225 кг) или две бомбы Мк.82 (450 кг).
Летные-технические характеристики самолета LAASA IA 63 «ПАМПА»РАЗМЕРЫ:
Размах крыла, м 9.69
длина самолета, м 10,90
высота, м 4,29
колея шасси, м 2,66
база шасси, м 4,42
площадь крыла, л/ 15,63
МАССЫ, кг:
пустого самолета 2821
топлива в крыльевом баке 780
топлива в фюзеляжном баке 338
нормальная взлетная (без внешних подвесок, с неполной заправкой) … 3700
максимальная взлетная 5000
посадочная 3500
ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ:
максимальная скорость, км/ч 750
скорость захода на посадку, км/ч 222
скорость сваливания, км/ч 171
максимальная скороподъемность
на уровне моря, м/с……….. 26
практический потолок, м 12 900
боевой радиус действия: при решении задач завоевания господства в воздухе (высотный профиль полета), со взлетной массой, кг 3950
в конфигурации с пушечным вооружением при ведении маневренного воздушного боя в течение пяти минут и 30-минутном аэронавигационном резерве), км 440
при выполнении ударных операций (комбинированный профиль полета), со взлетной массой 4860 кг и боевой нагрузкой 1000 кг, с 30-минутным аэронавигационным резервом, км 360