Файл: Самолет Су-27СК. Руководство по летной эксплуатации. (Книга 2) - 2004.doc
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 20.10.2020
Просмотров: 3869
Скачиваний: 171
Р уководство по летной эксплуатации самолета Су-27СК
Гриф снят
Основание: письмо ОАО «КНААПО»
вх. № 1/416 от 24.02.2004 года
(ВВИА им. Жуковского, г. Москва)
САМОЛЕТ СУ-27СК
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Книга 2
СОДЕРЖАНИЕ
Страница
Содержание 2
-
-
Эксплуатация системы автоматического управления самолетом (САУ) 35
-
Эксплуатация радиолокационного ответчика (изделие 6202Р-1) и запросчика (изделие 6231Р-9) 73
-
Эксплуатация кислородной системы и специального снаряжения летчика 87
-
Эксплуатация аппаратуры приема команд наведения и активного ответа 11Г6 96
РАЗДЕЛ 7
ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.
Самолет выполнен по интегральной схеме, при которой крыло и фюзеляж образуют единый несущий корпус, что обеспечивает ему высокие значения аэродинамического качества и коэффициента подъемной силы на маневре.
На самолете установлена система дистанционного управления (СДУ), которая наряду с обеспечением продольной устойчивости самолета на дозвуковых скоростях полета обеспечивает также его высокую маневренность при сохранении хорошей устойчивости и управляемости во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.
В дозвуковом диапазоне режимов полета, а также на числах М=1-1,5 самолет устойчив по скорости.
В трансзвуковом диапазоне режимов полета на М=0,95-1,05, а также на М > 1,6 наблюдается небольшая неустойчивость по скорости, не затрудняющая пилотирования.
При выполнении маневров с торможением и проходе при этом числа М=1,0 «скоростной подхват» практически мало заметен до перегрузки ny ≤ 3,0; при торможении с большей перегрузкой величина «подхвата» составляет ∆ny =1,0-1,5.
Балансировочные зависимости φбал = f (cу) во всем диапазоне чисел М и углов атаки близки к линейным.
Расход ручки управления на создание единицы перегрузки не зависит от величины перегрузки и в основном диапазоне режимов полета составляет Xny = 12 мм/ед.перегр. – 25 мм/ед.перегр. На всех режимах полета, за исключением полета на высотах более 15000 м, балансировочное положение ручки управления в горизонтальном полете расположено за нейтралью «от себя». Наиболее переднее положение ручка занимает при полете в диапазоне чисел М=1,1-1,3. На высотах менее 6000 метров это ограничивает возможность создания отрицательных перегрузок.
Зависимости отклонения стабилизатора и ручки продольного управления в горизонтальном полете от числа М приведены на рис. 1 и 2.
Характер переходного процесса по перегрузке на дозвуковых режимах полета – апериодический, на сверхзвуковых режимах – колебательный. Остаточные колебания отсутствуют.
Выпуск тормозного щитка на дозвуковых скоростях создает небольшой кабрирующий момент, для парирования которого необходима перебалансировка по усилию ΔРв ≤ 2 кг.
При выполнении маневров с торможением на сверхзвуковых скоростях полета с предельными располагаемыми перегрузками на высотах более 10000 м при прохождении числа М=1,05 с фиксированной ручкой управления возможен заброс по углу атаки. Во избежание этого на указанных режимах при подходе к числу М=1,0 необходимо уменьшать перегрузку на ΔПу=1,0. После прохода трансзвука пилотировать можно на границе срабатывания ограничителя предельных режимов (ОПР).
ОПР при пилотировании на границе его срабатывания обеспечивает выполнение маневров с любым (вплоть до максимально возможного) темпом взятия ручки управления без превышения допустимых значений угла атаки и перегрузки.
φ°г.п.
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Без подвесок
4хР-73 + 6хР-27 |
|
|
|
|
|
4 2 0 -2 -4 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Хт = 36 % |
|
|
|
|
|
Н=6000 м |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Н=10000 - 11000 м |
|
|
|
|
|
|
Н=2000 м |
|
|
|
|
|
|
Н=11000 - 13000 м |
|
|
|
|
|
|
М |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0,3 0,4 0,5
0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1
1,2 1,3 1,4 1,5 1,6 1,7 1,8
1,9 2,0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Н=13000 м |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Н=15000 - 17000м |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Рис. 1. Балансировочные углы отклонения стабилизатора в зависимости от числа М.
Хг.п. (см)
10
8
6
4
2
0
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Н=6000 м |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Н=2000 м |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Н=10000 - 11000 м |
|
|
|
|
|
0,3 0,4 0,5
0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1
1,2 1,3 1,4 1,5 1,6 1,7 1,8
1,9 2,0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Н=13000 м |
|
|
М |
Рис. 2. Зависимость хода ручки от числа М.
При выполнении маневров с торможением, в особенности на скоростях менее 500 км/ч, необходимо учитывать, что при постоянном усилии на ручке управления угол атаки будет возрастать. При этом необходимо контролировать значение угла атаки по указателю УАП и по высвечиванию светосигнализатора α, Пу КРИТИЧ, так как ограничитель предельных режимов (ОПР) в указанном случае воздействует на ручку управления с запаздыванием, что может привести к превышению допустимых углов атаки.
Возрастание угла атаки при зафиксированной ручке возможно также на предпосадочном планировании.
По перегрузке самолет с СДУ устойчив во всем диапазоне высот и скоростей полета. Выход на заданную перегрузку и угол атаки на М < 1 происходит без колебаний и забросов при V ≥ 700 км/ч.
В полете на числах М ≥ 1,5 при интенсивном торможении самолета и возникающей при этом значительной продольной перегрузке возможно непроизвольное отклонение летчиком ручки управления «от себя». Последующее парирование отрицательной перегрузки отклонением ручки управления «на себя» может привести к продольной раскачке самолета.
В случае возникновения раскачки зафиксировать (освободить) ручку управления до прекращения продольных колебаний.
При полете на малых высотах в турбулентной атмосфере возникает «болтанка» самолета, при которой самолет чрезвычайно чувствителен к вертикальным порывам, что усложняет пилотирование.
Как в случае раскачки, так и в случае «болтанки» необходимо задержать ручку управления самолетом.
Подвеска ракет вплоть до 6хР-27Р1, (Э)Т1 и 4хР-73Э во всем диапазоне высот, скоростей и углов атаки, характеристики устойчивости и управляемости не изменяет, на пилотировании самолета не сказывается.
Пуски ракет с любых точек подвески практически не сказываются на поведении самолета.
При подвеске некоторых вариантов АБСП до 4000 кг и НР (4-х С-25) самолет с отключенной СДУ становится нейтральным по перегрузке. С включенной СДУ самолет устойчив во всем диапазоне чисел М и углов атаки.
Для повышения запаса путевой устойчивости в систему бокового канала СДУ введен автомат путевой устойчивости – демпфер курса. Путевая статическая устойчивость самолета сохраняется во всем диапазоне чисел М. Зависимость коэффициентов путевой и поперечной статической устойчивости от угла атаки myв=f(α) и mxв=f(α) приведена на рис. 3. На скоростях Vпр более 800 км/ч и числах М=0,7-1,0 самолет обладает повышенной чувствительностью к созданию боковой перегрузки на отклонение педалей. Реакция самолета по крену на отклонение педалей на всех режимах полета при Пу ≥ 1,0 – прямая вплоть до углов атаки сваливания.
Для обеспечения поперечной управляемости используется совместное отклонение флаперонов и дифференциальное отклонение стабилизатора, последнее используется и для демпфирования по крену.
Балансировка при координированных скольжениях в горизонтальном полете отмечается малым расходом ручки по крену.
Для обеспечения поперечной управляемости на больших углах атаки в путевой канал СДУ введена перекрестная связь руля направления с поперечным отклонением ручки управления, а для увеличения угла атаки сваливания (α свал.) в систему поперечного управления на углах атаки более 25° введено механическое ограничение поперечного отклонения ручки на 1/3 хода в виде пружинного упора с усилием 7 кгс. При отказе демпфера крена и демпфера курса обеспечиваются достаточные для завершения полета и выполнения посадки характеристики боковой управляемости, при этом α доп.=10°.