ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 20.10.2020
Просмотров: 1501
Скачиваний: 2
600 700 800 900 V пр. вв. (км/ч)
Рис.12
Набор высоты за горку, выполняемую с Н = 500 – 1000 м с 50 % остатком нормальной заправки топлива в стандартных температурных условиях. Минимальная скорость на траектории 300 км/ч.
Ввод в горку для выполнения переворота на ней осуществлять на тех же высотах и скоростях, что и ввод в горку без переворота с учетом запаса высоты на выполнение нисходящей части фигуры.
После разгона самолета до заданной скорости создать необходимый угол горки и зафиксировать его. По достижении скорости (не менее 350 км/ч) для начала вывода из горки координированным отклонением ручки управления и педалей повернуть самолет относительно продольной оси на 180° и взятием ручки управления на себя опустить нос самолета до горизонта, пилотируя по границе срабатывания ОПР и не допуская увеличения угла атаки более допустимых значений. Дальнейшее выполнение нисходящей части фигуры не отличается от выполнения нисходящей части петли.
Выполнение нисходящей части фигуры разрешается, если высота в её верхней точке не менее минимальной высоты, рекомендованной для выполнения переворота. Если в верхней точке фигуры высота полета будет меньше минимальной высоты, рекомендованной для выполнения переворота при данной скорости, после опускания носа самолета ниже горизонта выполнить вторую полубочку.
На самолете разрешается выполнять быстрые и замедленные одинарные и многократные, горизонтальные, восходящие и нисходящие бочки.
Для выполнения быстрой бочки на скорости не менее 500 км/ч создать угол кабрирования 10°-25° (чем больше скорость, тем меньше угол), зафиксировать его и координированным движением ручки управления по диагонали в сторону вращения и от себя и педалей в ту же сторону вращать самолет относительно продольной оси с темпом один виток за 6-8 сек. При подходе самолета к положению горизонтального полета поставить рули на вывод, а после прекращения вращения – нейтрально.
Для выполнения замедленной (управляемой) бочки на скорости не менее 600 км/ч создать угол кабрирования 10°-20°, зафиксировать его и плавным отклонением ручки управления в сторону вращения начать выполнение фигуры с темпом вращения один виток за 10-12 сек.
В процессе выполнения бочки отклонениями ручки управления и педалями удерживать нос самолета от опускания, при этом часть фигуры выполняется на положительных углах атаки, а часть – на отрицательных и летчик испытывает знакопеременные перегрузки.
Двойные (многократные) бочки представляют собой слитное выполнение двух и более бочек.
Многократные быстрые бочки выполняются на скорости не менее 600 км/ч с «задиром» 20°-25. При их выполнении рули на вывод после очередной бочки не ставятся.
Многократные замедленные бочки выполняются на скоростях не менее 700 км/ч и по технике выполнения не отличаются от одинарной замедленной бочки.
Горизонтальные, восходящие и нисходящие бочки по технике выполнения идентичны и отличаются только наклоном траектории полета.
На самолете разрешается выполнять мелкие (с углами крена до 45°) и глубокие (с углами крена более 45°), пологие (с углами наклона траектории до 30°) и крутые (с углами наклона траектории более 30°) спирали.
Ввод в спираль производить из режима установившегося снижения координированным движением ручки управления и педалей.
В процессе выполнения спирали самолет устойчив, тенденций к увеличению углов крена и тангажа не имеет.
Вывод из спирали производится координированными действиями рулей. Чтобы перевести самолет в горизонтальный полет, вначале следует убрать крен, а затем уменьшить угол тангажа с одновременным увеличением тяги двигателей.
Потеря высоты за виток спирали зависит от скорости полета, угла крена, высоты полета и режима работы двигателей. Средняя потеря высоты при выполнении витка спирали с креном 45° на режиме малого газа на высотах 5000-8000 м составляет 2500-3000 м при скорости 550 км/ч и 4500-5000 м при скорости 650 км/ч.
-
Действия летчика при потере скорости на восходящих траекториях полета.
При потере скорости до 200-300 км/ч допускается завершение фигур пилотажа в соответствии с рекомендациями РЛЭ, не превышая α доп.
При потере скорости менее 200 км/ч необходимо:
При углах тангажа и крена менее 60° отдачей ручки управления «от себя» примерно на 1/2 - 2/3 хода от нейтрального положения создать перегрузку Пу = 0…–0,5 с одновременным уменьшением крена опустить нос самолета ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При высвечивании сигнала СБРОСЬ ОБОРОТЫ на УСТ обороты не убирать.
При углах тангажа менее 60° и крена более 60°, а также при углах тангажа 60°-80° и любом крене установить угол атаки 10°-15°, одновременно увеличивая крен до 180° (до перевода самолета в перевернутое положение), опустить нос самолета ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч, выполнить полубочку и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп.
При углах тангажа более 80° (в положении, близком к вертикальному) установить ручку управления по крену в нейтральное положение, создать угол атаки 10°-15° и выдерживать его до опускания носа самолета ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч, выполнить полубочку и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп.
При падении скорости до 100 км/ч в процессе опускания носа в перевернутом положении самолета парировать тенденцию к переходу на отрицательные углы атаки взятием ручки управления «на себя» вплоть до полного хода, сохраняя угол атаки 10°-15°.
При потере скорости менее 100 км/ч в процессе выполнения горки на углах тангажа более 75° самолет имеет тенденцию к самопроизвольному увеличению угла тангажа, после чего следует прогрессирующее по темпу опускание носа («отмашка») с проходом через отвесное положение и переходом на отрицательные перегрузки. Для перевода на положительные перегрузки и предотвращения развития перевернутого штопора необходимо полностью отклонить ручку управления на себя и удерживать её в этом положении до появления положительных перегрузок. При появлении положительной перегрузки (Пу=0,5-1,0) установить ручку управления по тангажу в нейтральное положение, увеличить скорость до V = 300 км/ч и вывести самолет из пикирования, не превышая α доп.
-
Сваливание и штопор.
Сваливание.
Самолет выходит на режимы сваливания только в результате следующих ошибок в пилотировании:
-
пересиливания ОПР и превышения α доп.;
-
потери скорости менее 200 км/ч при невыполнении рекомендаций пункта 4.11.1.
При превышении α доп. на 3° возникают непроизвольные колебания небольшой амплитуды по крену и курсу. При выполнении энергичного маневрирования с достижением этих углов атаки на скоростях полета менее 450-500 км/ч возникает увод носа самолета. Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к увеличению интенсивности указанных явлений. На углах атаки, превышающих допустимые углы на 8°-14°, происходит сваливание (значительно увеличивается амплитуда колебаний или увод самолета по крену и курсу).
Вывод из сваливания выполнять немедленной установкой ручки управления по тангажу в стриммированное положение (1/4-1/3 хода за нейтральное положение от себя), по крену – в нейтральное положение при нейтральном положении педалей. При выводе из сваливания возможен переход самолета в штопор.
Нормальный штопор
При запаздывании с действиями по выводу из сваливания или при ошибочных действиях (установка ручки управления «на себя» на полный ход или против кренения) самолет переходит в штопор.
При переходе самолета в штопор плавно перевести двигатели на режим малого газа.
Вертикальная скорость снижения в штопоре составляет 80-100 м/с. Вращение по курсу происходит одновременно с незначительными колебаниями по крену (менее ± 20°) без ощущения боковых перегрузок.
Нормальный штопор может быть трех типов:
-
неустойчивый по направлению вращения (типа «падение листом»);
-
крутой установившийся по направлению вращения о углами тангажа от -50° до -30° и углами атаки 32°-45°. Время одного витка 15-20 сек;
-
плоский установившийся по направлению вращения с углами тангажа менее -30° и углами атаки более 45° (стрелка УАП на упоре). Время одного витка 6-8 сек.
Любой из указанных типов штопоров может быть получен на одних и тех же режимах полета при одном и том же положении рулей на вводе.
Вывод из неустойчивого штопора (типа «падение листом») выполнять установкой педалей и ручки управления по крену в нейтральное положение, а по тангажу в стриммированное положение (1/4-1/3 хода за нейтральное положение от себя).
Вывод из штопора с установившимся вращением по курсу выполнять отклонением педалей полностью против вращения и ручки управления по крену полностью в сторону вращения при стриммированном её положении по тангажу.
На высотах менее 8000 м для уменьшения времени вывода из штопора разрешается дополнительно применять «разнотяг» двигателей. Для этого при правом штопоре установить РУД правого, а при левом штопоре - левого двигателя на МАКСИМАЛ.
На высотах менее 6000 м разрешается применение «разнотяга» вплоть до включения полного форсажа. При применении «разнотяга» необходимо иметь ввиду, что эффективность его на высотах менее 6000 м (особенно с включением полного форсажа) высока. Поэтому несвоевременное уменьшение «разнотяга» двигателей может привести к переходу в штопор другого направления вращения.
Запаздывание выхода самолета в горизонтальный полет от момента установки рулей на вывод на высотах менее 11000 м составляет 15-20 сек, потеря высоты при этом 2500-3000 м. При прекращении вращения самолета установить рули в нейтральное положение, после уменьшения угла атаки менее α доп. увеличить скорость до 300 км/ч и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп. (по границе срабатывания ОПР).
После прекращения вращения самолета возможно его «зависание» (не уменьшение угла атаки) на углах атаки 38°-40°. Для ухода с «зависания» необходимо, удерживая соответствующим отклонением педалей от перехода во вращение при нейтральном положении ручки управления по крену, взять ручку управления на 1-2 сек полностью на себя, а затем полностью на 3-4 сек от себя. Если с первой попытки уйти с «зависания» не удалось, указанные действия повторить.
Перевернутый штопор
Попадание в перевернутый штопор возможно:
-
при потере скорости в перевернутом положении;
-
при потере скорости в положении близком к вертикальному;
-
при создании отрицательной перегрузки при перемещении ручки управления от себя на полный ход на скоростях менее 300 км/ч.
При переходе самолета в перевернутый штопор плавно перевести двигатели на режим малого газа.
Вывод из перевернутого штопора выполнять установкой ручки управления по тангажу на себя на полный ход, по крену - в нейтральное положение и педалей в нейтральное положение.
После остановки вращения и опускания носа самолета ниже горизонта установить ручку управления по тангажу в нейтральное положение, увеличить скорость до 300 км/ч, выполнить полубочку и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При невыходе самолета из штопора или при входе в него на высоте Н ≤ 3000 м катапультироваться.
Попадание в спутный след от самолета-истребителя, летящего со скоростью 400-800 км/ч (по истечении времени после его пролете до 1 мин) воспринимается в виде непроизвольного кренения или вращения относительно продольной оси, сопровождаемого потерей высоты 50-100 м.
Интенсивность воздействия спутного следа от других типов самолётов зависит от угла стреловидности их крыла и удельной нагрузки на крыло. Наиболее сильное воздействие оказывает спутный след от самолетов со стреловидностью крыла 72°, которое на удалении 4 км от пролетевшего самолёта может вызвать энергичное вращение самолёта относительно продольной оси с угловой скоростью до 100 град/сек и потерей высоты до 300 м.
Выход из зоны воздействия спутного следа в зависимости от его интенсивности выполнять координированным разворотом в сторону входа в спутный след, либо установкой рулей в нейтральное положение (при средней интенсивности) или продолжением отворота в сторону кренения самолёта (при попадании в спутный след от самолёта, летящего на большой скорости и малой дальности).
Включение автоматических режимов САУ разрешается только при установке переключателя режимов СДУ в положение АВТ и освобожденной по усилиям ручке управления, при этом их включение (за исключенном режима стабилизации истинной высоты (РВ) и режима ПОСАДКА) на высотах 300 м и менее ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
-
Режимы автоматической стабилизации угловых положений самолёта и Нбар.
Режим разрешается включать на углах крена не более 60°. Для включения автоматической стабилизации угловых положений самолёта необходимо:
-
управляя вручную, установить требуемое (необходимое) положение самолёта в пространстве;
-
нажать кнопку АВТОМ на щитке САУ, при этом должен загореться сигнализатор рядом с кнопкой.
САУ с момента её включения будет стабилизировать текущее значение угловых положений самолёта (при крене более 7° стабилизируется крен, при крене менее 7° стабилизируется курс и угол тангажа до 40°).
Отключение режима АВТОМ производить кнопками СБРОС или ОТКЛ САУ. В случае невозможности отключения автоматического режима этими кнопками выполнить отключение приложением к ручке управления усилий 5 кгс по продольному или 3 кгс по боковому каналу. При этом отключение САУ может сопровождаться быстрым (кратковременным) изменением перегрузки, угла атаки и угловой скорости крена вплоть до максимальных значений.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выполнении полета в автоматическом режиме не допускать приложения усилий к ручке управления самолетом, так как они могут вызвать неправильную работу САУ или ее отключение.
Для включения автоматической стабилизации Нбар необходимо при вертикальной скорости меньше 3 м/с нажать кнопку Нбар. При этом загораются сигнализаторы АВТОМ и Нбар и с этого момента в продольном канале происходит стабилизация Нбар, а в боковом - стабилизация крена (если крен больше 7°) или курса (если крен меньше 7°).
При включении режима стабилизации Нбар возможен переход самолета в набор высоты или на снижение с вертикальной скоростью до 10 м/с.
Отключение режима Нбар производить кнопками СБРОС или ОТКЛ САУ. При включении режимов ПРИВЕД К ГОРИЗ, Нрв, НАВЕД, а также при пересечении глиссады в режиме ПОСАД и пересечении программной траектории снижения в режиме НАВИГ режим Нбар снимается.
-
Совмещенное управление самолетом.
Для изменения положения самолета при включенной автоматической стабилизации (горит сигнализатор АВТОМ, а при стабилизации Нбар и Нрв горит сигнализатор Нбар или Нрв), необходимо:
-
нажать гашетку совмещенного управления на ручке управления самолетом, при этом управляющие сигналы из САУ в СДУ не поступают, индикация режимов Нбар и Нрв снимается (сигнализаторы гаснут);
-
управляя самолетом вручную, установить требуемое угловое положение в пространстве и нужную высоту;
-
отпустить гашетку совмещенного управления, при этом возобновится режим стабилизации новых значений параметров полета и загорится сигнализатор того режима, при котором была нажата гашетка совмещенного управления.