Specyfikacja:
Rozpiętość skrzydeł całkowita: 13,9 m
Długość całkowita: 18 m
Wysokość całkowita: 5,95 m
Masa pustego: 10000 kg
Masa maksymalna uzbrojenia: 8500 kg
Maksymalna masa startowa: 27985 kg
Ilość paliwa: -
Model silnika: 2x Turbo Union RB Mk 103
Ciąg: 76 kN z dopalaniem
Maksymalna prędkość przelotowa: 2340 km/h
Maksymalna prędkość wznoszenia: -
Pułap: 15250 m
Zasięg: 3890 km
Rozbieg: -
Dobieg: -
Samolot Tornado IDS Gr.1 jest dwumiejscowym, wielozadaniowym samolotem myśliwsko-bombowym, dwusilnikowym górnopłatem ze skrzydłami o zmiennym skosie. Podstawowe przeznaczenie maszyny to przenikanie na dalekie tyły przeciwnika i niszczenie celów naziemnych, przy jednoczesnej zdolności do nawiązania walki powietrznej. Pozostałe wymagania dla samolotu to: działania nad polem walki i bezpośrednie wsparcie wojsk lądowych, zwalczanie lotnictwa przeciwnika na wysokości od 0 do 24000m, niszczenie okrętów wroga. W użyciu znajduje się również wersja Gr.1A. Jest to samolot rozpoznawczy będący modernizacją Gr.1.
Tornado IDS operować może w każdych warunkach atmosferycznych w dzień i w nocy. Przeniknięcie samolotu w głąb terytorium przeciwnika możliwe jest dzięki jego zdolności do lotu na bardzo małej wysokości tzn. ok. 60m nad ziemią z prędkością przydźwiękową, co w dużym stopniu utrudnia wykrycie go przez naziemne stacje radiolokacyjne. W przypadku zlokalizowania celu czas obserwacji lecącego obiektu jest bowiem niejednokrotnie krótszy od czasu potrzebnego na zrealizowanie całej procedury obronnej. Dodatkowym utrudnieniem jest zbyt mała w stosunku do potrzebnej w tej sytuacji prędkość kątowa naprowadzania naziemnych środków obrony (działka, wyrzutnie rakiet).
W budowie samolotu użyto stopów aluminium, tytanu, stali i kompozytów polimerowych na elementy wytrzymałościowe (ze zbrojeniem z włókna węglowego i szklanego) oraz na osłony urządzeń emitujących fale elektromagnetyczne. Trwałość zmęczeniowa zespołów Tornado wynosi 16000 godzin, to znaczy ok. 4000 godzin więcej od zwykle spotykanej dla myśliwców.
Skrzydło metalowe, ruchome, ma możliwość zmiany skosu w zakrezie od 25 do 67°. Płat jest konstrukcji półskorupowej. Dwa dźwigany wraz z frezowanym z płyt duralowych pokryciem usztywnionym żebrami i podłużnicami, stanowią podzespół nośny. Powstały w ten sposób keson jest integralnym zbiornikiem paliwa. Skrzydło wyposażone jest w trójsegmentowe słoty na całej rozpiętości, wysuwane za pomocą czterech dźwigników śrubowych, dwuczęściowe przerywacze na górnej powierzchni wychylane przy użyciu siłowników hydraulicznych oraz w czterosegmentowe klapy Fowlera na całej rozpiętości, wysuwane dźwignikami śrubowymi (po dwa na segment). Klapy zaopatrzone są w słoty na krawędzi natarcia.
W kesonie zainstalowane są dwa gniazda, w których mocowane są obrotowo wysięgniki do podwieszania uzbrojenia i wyposażenia dodatkowego. Obrót wysięgników zsynchronizowany z obrotem skrzydła, realizowany jest za pomocą układu dźwigniowo-popychaczowego, gdzie popychacze umieszczone przed przednim dźwigarem napędzają dźwignie mocowane do osi obrotu wysięgników. Końcówka skrzydła, oprofilowana kompozytową owiewką, zawiera odpowietrznik skrzydłowych zbiorników paliwa oraz światła pozycyjne. Okucie główne będące częścią przegubu, na którym obraca się płat wykonane jest z tytanu. Przed osią obrotu skrzydła znajduje się okucie przenoszące obciążenie od siłownika odpowiedzialnego za zmianę skosu.
Konstrukcja transmitująca obciążenie z okucia na przedni dźwigar osłonięta jest oprofilowaniem, mającym kształt wycinka dysku. Węzeł obrotu skrzydła i mechanizmy zmiany geometrii osłonięte są owiewką stanowiącą płynne aerodynamicznie przejście na płat. Wzdłuż całej krawędzi natarcia owiewki znajduje się wysuwana za pomocą siłownika hydraulicznego klapa Krugera uruchamiana równocześnie ze slotem na skrzydle. Jej zadanie polega na wysklepieniu profilu owiewki co przy dużych kątach natarcia polepsza jej opływ i w efekcie tworzy dodatkową istotną powierzchnię nośną. Za osią obrotu płata na owiewce zabudowane jest kompozytowe uszczelnienie-oprofilowanie złożone z płytek stale przylegających do skrzydła niezależnie od jego wychylenia. Szczelina w kadłubie, w którą chowa się część spływu skrzydła przy dużych kątach wychyleń uszczelniana jest kompozytowymi mieszkami wypełnianymi sprężonym powietrzem.
Układ odpowiedzialny za zmianę kąta skosu płata, produkowany przez firmę Microtechnika złożony jest z następujących elementów: -układu sterującego pozwalającego na automatyczną zależną od warunków lotu i koncepcji zadania bojowego lub ręczną zmianę geometrii, -układu wykonawczego czyli siłowników śrubowych, z których każdy napędzany jest niezależnym silnikiem hydraulicznym oraz wałka synchronizacji umożliwiającego w przypadku awarii jednego z napędów symetryczne wychylenie obu skrzydeł (asymetria kąta skosu nie przekracza 2%). W przypadku uszkodzenia obu układów dopuszczalne jest lądowanie samolotu ze złożonymi skrzydłami. Masa układu bez hydraulicznego bloku sterującego wynosi ok. 100kg. Siłowniki zdolne są do przeniesienia siły o wartości do 638kN oraz rozwijania siły w czasie zmiany położenia skrzydeł równej 343kN. Układy hydrauliczne odpowiedzialne za zmianę skosu płatów napędzają jednocześnie układy mechanizacji skrzydeł (słoty, klapy i przerywacze).
Przegub, na którym zawieszone jest skrzydło stanowią dwa łożyska pokryte teflonem. Obciążenia z płata odbierane są przez skrzynkową konstrukcję tytanową, której elementy w procesie produkcji łączone są ze sobą metodą spawania wiązką elektronów.
Kadłub wykonany ze stopów aluminium dzieli się na trzy zasadnicze części. Przód kadłuba wykonywany w zakładach podległych British Aerospace mieści stacje radiolokacyjne osłonięte stożkiem, wykonanym z kompozytu, następnie przedział przeznaczony na awionikę, do którego łatwy dostęp zapewnia odchylany na bok segment z aparaturą elektroniczną. Pozostałą przestrzeń zajmują kabiny pilota i nawigatora a pod nimi znajdują się: radar Dopplera osłonięty kompozytową osłoną, wnęka podwozia przedniego, przedział uzbrojenia pokładowego, instalacja tlenowa i pozostałe elementy awioniki m.in. komputer pokładowy. W środkowej części kadłuba produkowanej przez firmę MBB znajduje się układ sterujący i wykonawczy zmiany kąta skosu skrzydeł, konstrukcja przejmująca obciążenia od płatów będąca jednocześnie integralnym zbiornikiem paliwa, wnęki podwozia głównego, zbiorniki paliwa, układy zasilające pokładowe instalacji: elektryczną hydrauliczną i paliwową. Wloty powietrza do silników, których kanały przebiegają wzdłuż tej części kadłuba posiadają automatycznie regulowaną geometrię przepływu. Optymalny przekrój chwytu, zależny od liczby Macha i kąta natarcia, a co za tym idzie maksymalną sprawność pracy silnika w danych warunkach uzyskuje się dzięki współpracy odpowiednio wychylanych dwóch płyt poziomych zainstalowanych u góry wlotu i upustu powietrza nad wlotem (układ analogiczny do stosowanego na samolotach F-14 Tomcat, F-15 Eagle, MiG 29 i.t.p.) oraz dwóch wlotów bocznych zatoniętych otwieranymi pionowo klapami.
Płyty wychylane są przy użyciu siłowników hydraulicznych. Krawędzie wlotów odladzane są za pomocą systemu opracowanego przez AEG Telefunken. Tylna część kadłuba, budowana w Wielkiej Brytanii, to gondole silnikowe wraz z okuciami mocującymi usterzenia, hamulce aerodynamiczne oraz opuszczany hydraulicznie hak do skracania dobiegu na lotniskach wyposażonych w odpowiednie liny gumowe.
Usterzenia. Płytowe usterzenie wysokości obracane jest siłownikiem hydraulicznym. W locie ze złożonymi skrzydłami stery wysokości pełnią również rolę lotek. Ster jest konstrukcji półskorupowej ze stopów aluminium, nosek i część centralna usztywnione są żebrami i podłużnicami a na długości 1/3 cięciwy wypełniaczem komórkowym.
Statecznik pionowy wykonany ze stopów aluminium to konstrukcja półskorupowa, jednodźwigarowa z dźwigarkiem pomocniczym przy krawędzi natarcia, stanowiąca w wersji brytyjskiej jednocześnie integralny zbiornik paliwa. Mocowanie statecznika do kadłuba jest rozłączne, czteropunktowe z dwoma dwusworzniowymi okuciami. U jego nasady mieści się, przechodzący płynnie w krawędź natarcia, wlot powietrza do instalacji chłodzącej aparaturę elektroniczną i agregaty silnikowe. U góry statecznika zainstalowane są anteny m.in. pod kompozytową owiewką oraz urządzenia instalacji paliwowej.
Ster kierunku konstrukcji przekładkowej z wypełniaczem komórkowym, uruchamiany jest umieszczonym w nim siłownikiem hydraulicznym. U doły ster pokryty jest blachą tytanową.
Hamulce aerodynamiczne konstrukcji półskorupowej wychylane są siłownikami hydraulicznymi.
Podwozie trójpodporowe, chowane. Podwozie przednie dwukołowe, sterowane, wyposażone w amortyzator olejowo-powietrzny. Do goleni montowany jest reflektor używany w trakcie lądowania i kołowania. Podwozie chowane jest do przodu przy pomocy składanego zastrzału sterowanego siłownikiem hydraulicznym. Osłony podwozia trójelementowe, dwie symetryczne otwierane na boki a jedna równolegle z golenią do tyłu.
Podwozie główne jednokołowe wyposażone w hamulec z systemem antypoślizgowym firmy Goodyear. Amortyzacja olejowo-powietrzna. Podwozie wciągane jest do przodu z jednoczesnym obrotem koła tak, że w komorze zajmuje ono pozycję poziomą. Na przedniej krawędzi jednoczęściowej osłony zamykanej w kierunku kadłuba zamocowany jest reflektor używany podczas lądowania. Golenie podwozia samolotu wykonuje firma Dowty-Rotol, a koła z niskociśnieniowymi oponami umożliwiającymi operowanie z lotnisk nieutwardzonych firma Dunlop. Wymiary kół: przednie 45,7 x 14,07, główne 76,2 x 29,2 - 36,8.
Kabina załogi jest hermetyczna i klimatyzowana (maksymalna różnica ciśnienia w stosunku do otoczenia wynosi 0,36 bara). Osłonięta jest wiatrochronem i jednoczęściową owiewką firmy Kopperschmidt/AIT otwieraną do tyłu za pomocą siłownika hydraulicznego i wyposażoną w system awaryjnego zrzutu. Na jej ramie zamocowane są lusterka wsteczne, po trzy dla pilota i nawigatora. Zaparowaniu szyb zapobiega system nadmuchu powietrza pobieranego z obszaru sprężarki silnika. Wybuchowy lont na grzbiecie owiewki umożliwia, w sytuacji awaryjnej, jej zniszczenie. Wiatrochron firmy Lucas Aerospace wykonany ze szkła pancernego posiada elektryczne urządzenie odladzające i uniemożliwiające zroszeniu go parą (przewodząca folia Sierracote), bądź analogiczne jak przy owiewce - awaryjne. Kabina załogi wyposażona jest w fotele wyrzucane Martin-Baker Mk 10L klasy 0-0, umożliwiające opuszczenie samolotu przez członków załogi na dowolnej wysokości i w zakresie prędkości od 0 do 1166km/h.
Wyposażenie kabin.
Tablica przyrządów pilota. Na wysokości wiatrochronu znajduję się system zobrazowania danych nawigacyjnych i naprowadzania HUD (Head Up Display), pod nim monitor wyświetlający mapę terenu i monitor prezentujący dane otrzymane ze stacji radiolokacyjnych oraz podstawowy zestaw przyrządów czyli: wysokościomierz, radiowysokościomierz, wariometr, prędkościomierz, machometr, sztuczny horyzont, wskaźnik kursu, wskaźniki obrazujące pracę silników i wszystkich instalacji , na obrzeżach tablicy umieszczone są panele sterowania uzbrojeniem, wskaźniki kontrolne działania urządzeń samolotu oraz wskaźnik kąta natarcia, przyśpieszeniomierz i zegar. System sterowania klasyczny czyli drążek sterowy i pedały.
Na lewej burcie kabiny zgrupowane są: konsola sterowania silnikami, dźwignie sterowania skosem skrzydeł, klapami, hamulcami aerodynamicznymi oraz dźwignia zrzutu i otwierania owiewki kabiny, następnie panele sterowania autopilotem, instalacją tlenową, radiostacją oraz systemem CSAS (zwielokrotniony system automatycznego sterowania lotem) i panel z włącznikami odbezpieczającymi zamki bombowe. Na prawej burcie znajdują się m.in. panele: urządzenia nawigacyjnego TACAN, kontroli wskaźnika HUD, kontroli silników i ustawienia geometrii ich wlotów, kontroli identyfikatora "swój-obcy" i kontroli instalacji paliwowej.
Tablica przyrządów nawigatora zawiera w centralnej części monitor wyświetlający mapę terenu, nad nim wysokościomierz i prędkościomierz, po lewej stronie monitor wskazujący położenie samolotu względem trajektorii lotu a po prawej monitor nawigacyjny, panele kontrolne umożliwiające nawigatorowi korygowanie na bieżąco położenia maszyny w przestrzeni. Tablicę uzupełniają: panel sterowania uzbrojeniem i podstawowymi urządzeniami płatowca.
Na lewej burcie znajdują się panele sterowania radarem i kontroli instalacji tlenowej oraz dźwignie zrzutu i otwierania owiewki. Na prawej burcie umieszczone są panele: kontroli głównego komputera, bezwładnościowego systemu nawigacji, radaru Dopplera i systemów łączności.
Zespół napędowy samolotu stanowią dwa silniki dwuprzepływowe Turbo-Union RB-199, w wersji brytyjskiej oznaczone Mk 103 wytwarzane w kooperacji brytyjsko-niemiecko włoskiej (Rolls-Royce-48%, MTU-40%, Fiat Aviazione-12%). Ciąg jednego silnika bez dopalania wynosi 40.5kN, z dopalaniem 71,5kN. Maksymalny wydatek powietrza przepływającego przez silnik osiąga 70kg/s, współczynnik dwuprzepływowości wynosi 1, stosunek ciśnień przepływu wewnętrznego do zewnętrznego wynosi 23. Elementy silnika to kolejno: trzystopniowa sprężarka niskiego ciśnienia (wentylator) oraz trzystopniowa sprężarka średniego ciśnienia i sześciostopniowa wysokiego ciśnienia - obie zasilające wewnętrzny przepływ, następnie pierścieniowa komora spalania, do której powietrze tłoczone jest przez obwodowo biegnące szczeliny na jej wewnętrznej ścianie. Dysze wtryskiwaczy paliwa skierowane są do przodu w celu lepszego wymieszania nafty z powietrzem. Za komora znajdują się kolejno: jednostopniowa turbina wysokiego ciśnienia z łopatkami wykonanymi na bazie monokryształów, jednostopniowa turbina średniego i dwustopniowa turbina niskiego ciśnienia napędzająca wentylator. Pozostałą część silnika tworzy komora dopalacza ziiwoma stabilizatorami płomieni i obwodowo rozmieszczonymi wtryskiwaczami paliwa na drodze przepływu zewnętrznego. Dysza wylotowa silnika posiada zmienny przekrój, regulowany wieńcem płyt uruchamianych czterema siłownikami hydraulicznymi. Zastosowano tu kubełkowy odwracacz podobny do stosowanych na samolotach pasażerskich. Dwa ruchome deflektory w pozycji zamkniętej stanowią przedłużenie końcowej partii pokrycia tylnej części kadłuba. Po wychyleniu zasłaniają wyloty dysz silników, kierując gazy wylotowe w górę i w dół z niewielką składową siły ciągu skierowaną do przodu. Ciąg zespołu napędowego regulowany jest automatycznie w zależności od warunków lotu. Dwie duże pokrywy umożliwiają swobodny dostęp dla dokonywania szybkich kontroli lub wymiany silnika czego może dokonać trzech mechaników w ciągu 40 minut, posługując się zainstalowanym w samolocie prostym systemem opuszczania i wciągania zespołu napędowego. Niewątpliwe zalety silnika RB-199 to stosunkowo duży ciąg przy małych gabarytach i małej masie, niskie zużycie paliwa i emisja gazów o niskiej temperaturze dzięki znacznemu stopniowi dwuprzepływowości - utrudnienie wykrycia samolotu przez detektory podczerwieni.
Instalacje podstawowe samolotu: hydrauliczna, elektryczna i paliwowa są zdublowane. Dwa alternatory oraz po dwie pompy hydrauliczne i paliwowe napędzane są przez dwie skrzynki przekładniowe, z których każda podłączona jest do jednego z silników. Skrzynki sprzęgnięte są ze sobą wałkiem, co dodatkowo zwiększa niezawodność działania systemu. W czasie gotowości bojowej na ziemi prawą skrzynkę przekładniową napędza pomocniczy system napędowy, zwany w skrócie APU (Auxiliary Power Unit). Uniezależnia on samolot od naziemnych źródeł energii. Jest to niewielka turbina gazowa czerpiąca paliwo z głównej instalacji paliwowej samolotu.
Instalacja elektryczna. Głównym źródłem energii elektrycznej są dwa 115/200 woltowe, trójfazowe alternatory wytwarzające prąd zmienny o częstotliwości 400Hz. Napędzane są za pośrednictwem układu utrzymującego obroty o stałej prędkości kątowej. W przypadku uszkodzenia obu generatorów źródłem prądu jest 28-woltowy akumulator kadmowo-niklowy zasilający awaryjną pompę hydrauliczną.
Instalacja hydrauliczna steruje: zmianą skosu skrzydeł, położeniem slotów, klap, przerywaczy, hamulców aerodynamicznych, powierzchni sterowych, następnie geometrią wlotów i dysz silników, wypuszczaniem i chowaniem podwozia, wysuwaniem wysięgnika do tankowania paliwa w locie, opuszczania haka hamującego i unoszeniem owiewki kabiny.
Instalacja paliwowa grupuje zbiorniki paliwowe z wypełniaczem komórkowym Uniroyal w skrzydłach i kadłubie o łącznej pojemności 5814 litrów. Wersja brytyjska posiada dodatkowy zbiornik o pojemności 551 I w stateczniku pionowym. Ściany zbiorników pokryte są substancją uszczelniającą ewentualne przestrzelmy. Na wewnętrznych belkach podskrzydłowych mogą być przenoszone dwa dodatkowe odrzucane zbiorniki o poj. po 1500 litrów każdy. Po prawej stronie wiatrochronu instalowany jest (w późniejszych egzemplarzach) wysuwany hydraulicznie wysięgnik służący do tankowania paliwa w locie.
W stateczniku pionowym pod antenami urządzeń zakłócających mieszczą się: odpowietrzenie zbiornika i system awaryjnego zrzutu paliwa z przewodem spustowym znajdującym się tuż nad sterem kierunku. Uszkodzony system hydrauliczny, elektryczny bądź paliwowy jest automatycznie wyłączany a jego rolę przejmuje układ dublujący. Instalacja azotowa stanowi awaryjny system wypuszczania podwozia. Azot wytwarzany w separatorze krzemianowym służy również do wypełniania wolnej przestrzeni w zbiornikach paliwa. System diagnostyczny, w którego skład wchodzą czujniki zainstalowane we wszystkich newralgicznych punktach płatowca pozwala na ciągłą kontrolę ważnych zespołów.
Wyposażenie radioelektroniczne.
Sercem całego układu, umożliwiającego nawigację, lot na małej wysokości z możliwością omijania przeszkód, analizowanie przestrzeni z lokalizacją obiektów nieprzyjaciela, wybór rodzaju broni oraz proponujący sposób obrony jest główny komputer 32-bitowy Spirit 128k niemieckiej firmy Litef (podległej wytwórni Litton Industries). Wielofunkcyjna stacja radiolokacyjna budowana w AEG Telefunken na licencji firmy Texas Instruments wyposażona jest w dwa podzespoły. GMR (Ground Mapping Radar) wykorzystujący górną większą antenę pozwala na lokalizowanie obiektów przeciwnika, w każdych warunkach atmosferycznych i stanowi ważny element w nawigacji bez widoczności tworząc mapę terenu wyświetlaną na monitorach w kabinach załogi. TFR (Terrain-Following Radar) posługujący się dolną mniejszą anteną jest podstawowym urządzeniem niezbędnym do automatycznego omijania przeszkód terenowych w trakcie lotu na małej wysokości. Tornado wyposażony jest poza tym w: system UHF/TACAN firmy Marconi Avionics będący stosowanym powszechnie w krajach NATO ultrakrótkofalowym systemem nawigacji lotniczej bliskiego zasięgu i bezwładnościowy system nawigacji firmy Ferranti FIN-1010 współpracujące z komputerem autopilota, z procesorem dwunastobitowym, dopplerowską stację radiolokacyjną firmy Decca, urządzenie rozpoznawcze "swój-obcy" Cossor SSR-3100 IFF (Identyfication, Friend or Foe), układ automatycznego sprowadzania samolotu do bazy w wiązce radarowej ILS (Instrument Landing System) Cossor CILS 75, elektroniczny pasywny system zakłócający stacje radiolokacyjne przeciwnika - Elettronica, radiostacje HF i VHF, których anteny mieszczą się odpowiednio pod kompozytowymi owiewkami u nasady statecznika i na jego szczycie. Brytyjska wersja Tornado IDS, w owiewce pod prawą częścią kadłuba, przed podwoziem przednim, ma zamontowany dalmierz laserowy i laserowy oświetlacz celu (LRMTS - Laser Ranger and Marked Target Seeker) firmy Ferranti. Samolot wyposażony jest w układ sztucznej stateczności zwany "fly-by-wire" wykorzystujący oprócz dwóch wymienionych komputerów i platformy żyroskopowej analogowe komputery: elektronicznego systemu sterowania i niedopuszczającego do przekroczenia krytycznych kątów natarcia. Układ powoduje powrót samolotu do pierwotnej trajektorii lotu po wyprowadzeniu go z niej przez czynnik zewnętrzny. Wymieniony system wraz z układem wykonawczym i przekazującym informację załodze zwany jest CSAS(CommandStability Augmentation System) i może całkowicie przejąć kontrolę nad samolotem do sprowadzenia go do bazy włącznie. W produkcji układu biorą udział firmy Marconi Avionics i Bodenseewerke.
Uzbrojenie stałe samolotu Tornado IDS stanowią dwa działka IWKA-Mauser kalibru 27mm o szybkostrzelności po 180 strz./min, służące do niszczenia celów latających (na małych odległościach) oraz do zwalczania lekko opancerzonych celów naziemnych. Nabój o masie 516g ma prędkość wylotową z lufy - 1025m/s. Uzbrojenie może być przenoszone na trzech zestawach zamków pod kadłubem i dwóch pod każdym skrzydłem. Zewnętrzne zamki skrzydłowe zarezerwowane są dla przenoszenia aparatury do walki radioelektronicznej i są to: wyrzutnik flar i pasków folii metalowej tworzącej mylne echo radarowe oraz w wersji brytyjskiej zasobnik Sky Shadow a w wersji niemieckiej i włoskiej zasobnik Cerberus II, oba służące do zakłócania stacji radiolokacyjnych przeciwnika. Na wewnętrznych zamkach podskrzydłowych mocowane są standardowo dodatkowe zbiorniki paliwa po 1500l każdy oraz po jednym pocisku AIM-9 Sidewinder albo po dwa pociski przeciwradarowe ALARM (w tej konfiguracji pod kadłubem mogą być przenoszone jeszcze dodatkowo trzy takie pociski). Niemieckie i włoskie Tornada lotnictwa morskiego standardowo przenoszą po dwa pociski rakietowe powietrze-woda Kormoran. Wśród bogatego uzbrojenia bombowego na uwagę zasługują: brytyjski zasobnik z bombami do niszczenia pasów startowych lotnisk JP 233 oraz niemiecki zasobnik MW-1 z niewielkimi bombami o różnym przeznaczeniu. W użyciu znajdują się również bomby kasetowe np. niemiecka Beluga lub brytyjska BL 755 zawierająca ładunki kumulacyjne, które po opuszczeniu lecącej bomby rażą pojazdy opancerzone. Z klasycznych bomb burząco-odłamkowych stosowane są typowe bomby będące na wyposażeniu NATO - Mk81 do Mk83, włącznie z wersjami sterowanymi laserowo (Pawevay). Najczęściej stosowana Mk82 o wadze 454 kg instalowana jest w konfiguracji - 4 bomby pod kadłubem.
Zastosowanie:
...po zajęciu zachodnich ambasad w Kuwejcie w dniu 13 września 1990 roku Włochy wysłały nad Zatokę zbiorczą grupę Tornad IDS w składzie dwóch samolotów z 6 Stormo 154 Gruppo, czterech z 36 Stormo 156 Gruppo, dwóch z 50 Stormo 155 Gruppo do Al Dhafna w Zjednoczonych Emiratach Arabskich.
Atak sprzymierzonych rozpoczynający operację "Pustynna Burza" nastąpił po ukończeniu przygotowań nocą 17 stycznia 1991 roku. Od początku bardzo intensywne działania w ramach sił lotniczych koalicji prowadziły Tornada. Typowymi zadaniami realizowanymi przez nie było niszczenie lotnisk poprzez dewastację pasów startowych przy użyciu zasobników JP 233 oraz schronów dla samolotów przy wykorzystaniu bomb klasycznych i sterowanych laserowo, niszczenie mostów przy użyciu bomb laserowych ( co było niemal przypisaną do nich specjalnością ), wykrywanie i niszczenie wyrzutni rakiet Scud, niszczenie celów na drogach.
10 lutego Brytyjczycy pierwszy raz użyli bojowo do naprowadzania bomb sterowanych laserowo maszyn wyposażonych w oświetlacz celów TIALD.
Typowa grupa uderzeniowa przeznaczona do atakowania silnie bronionych obiektów składała się z około czterech samolotów uderzeniowych z bombami w towarzystwie Tornad z rakietami Alarm do zwalczania radarów przeciwnika i Tornad F3 myśliwskiej eskorty. Jeśli samoloty uderzeniowe zabierały bomby sterowane laserowo ugrupowaniu towarzyszyły dwie maszyny GR 1 z oświetlaczami TIALD lub dwa Buccanery z amerykańskimi oświetlaczami Pave Spike. W czasie ataku samotnie nadlatujący samolot z oświetlaczem kierował promień laserowy na cel. Na tak iluminowany obiekt naprowadzały się głowice bomb zrzucanych z samolotów uderzeniowych nadlatujących na innej wysokości i nawet z innego kierunku. W ten sposób doczekała się realizacji opracowana w ramach NATO taktyka użycia tego typu uzbrojenia.
Siedem użytych przez RAF Tornad, a mianowicie ZA393 /CQ "Sir Galahad",ZA406 /DN , ZD739 /AC "Armoured Charmer" , ZD844 /DE "Donna Ewin", ZD846 / BC użyto wyłącznie jako oświetlaczy celów. Ponieważ były tylko dwa zestawy TIALD podwieszano je na zmianę pod samoloty wyruszające do akcji.
Do zawieszenia broni w dniu 28 lutego 1991 roku brytyjskie Tornada wykonały około 800 samolotolotów w ramach 235 misji bojowych wylatując ogółem 1700 godzin. Zużyto przykładowo 14 sztuk zestawów JP233, 1045 sztuk bomb 1000 funtowych, 288 sztuk bomb laserowych CPU-123B Pavewey i brytyjskich 1000 funtowych wyposażonych w amerykańskie głowice laserowe. Samoloty wypaliły 5921 ton paliwa z tego 2227 ton zatankowano w powietrzu. Utracono 6 samolotów w walce i jeden na skutek katastrofy. Typową przyczyną strat i uszkodzeń był ogień broni małokalibrowej groźny dla niskolecących maszyn. Silna rakietowa obrona przeciwlotnicza celów atakowanych przez Tornada okazała się nieskuteczna. Warto zauważyć, że taktyką czy środkami technicznymi można zabezpieczyć się od rakiet, lecz gęsty choć prymitywny ogień broni małokalibrowej włącznie z karabinami maszynowymi powoduje stały i nieunikniony choć stosunkowo niewielki poziom strat przy lotach na niskiej wysokości.
Osiem włoskich Tornad wykonało tylko około 20 ataków tracąc jedną maszynę, a poziom wyszkolenia włoskiego personelu był ogólnie krytykowany. Kompromitacja nastąpiła już pierwszej nocy walki gdy z ośmiu wysłanych do walki maszyn tylko jedna zatankowała w powietrzu paliwo, odnalazła i zniszczyła cel. Ta właśnie maszyna została zestrzelona.
