m_y^в δэл.зав. = f (α) δнос = f (α) β = ±2°

- 0,003

- 0,002

- 0,001

0

0,001

М=0,2

М=0,8

10 20 30

α

М=0,9

СК-1

m_х^в δэл.зав. = f (α) δнос = f (α)

М=0,2 – 0,4

М=0,8

0,004

0,003

0,002

0,001

10 20 30

α

Рис. 3. Зависимость коэффициента путевой и поперечной статической устойчивости от угла атаки.

---

Для обеспечения хороших характеристик маневренности во всем допустимом диапазоне углов атаки на дозвуковых скоростях полета введены системы автоматического управления носками крыла и флаперонами по сигналу угла атаки. С увеличением угла атаки характеристики боковой устойчивости и управляемости сохраняются удовлетворительными, вплоть α _доп.

На скоростях менее 400 км/ч и α ≥ 24° самолет обладает пониженной поперечной управляемостью. При выводе из крена на скоростях менее 400 км/ч во время выполнения маневров по границе срабатывания ОПР возможен заброс угла атаки более α _доп.

Поэтому при выводе из крена контролировать угол атаки, не допуская превышения α_доп.

На углах атаки α > 28° вплоть до сваливания управляемость самолета отсутствует.

Аэродинамическая тряска возникает на углах атаки α=9°-5° при числах М=0,5-0,9 соответственно. При увеличении угла атаки интенсивность тряски возрастает и через Δα=2°-3° стабилизируется.

Характер тряски мягкий. Во всем диапазоне углов атаки тряска пилотирование не затрудняет и предупредительным признаком о приближении к α _доп. служить не может.

При отключенной и отказавшей системе управления носками крыла пилотирование безопасно и особенностей не имеет до α _доп. =10°.

Поведение самолета с отклоненными носками на 30° (шасси убраны, флапероны убраны) особенностей не имеет. Отказ управления носками и флаперонами на дозвуковых скоростях не вызывает эволюций самолета, требующих вмешательства летчика. Максимальное приращение перегрузки при этом ΔПу ≈ 0,5. Располагаемая угловая скорость по крену при увеличении угла атаки уменьшается, но остается достаточной до α _доп. (более 20°/сек). Эффективность поперечного управления в горизонтальном полете обеспечивает угловую скорость крена ω_х ≥ 1,5°/сек.

На взлетно-посадочных режимах с выпущенной механизацией крыла и шасси обеспечивается угловая скорость ω 1,0°/сек.

Характеристики устойчивости и управляемости самолета без подвесок и со всеми вариантами ракетного вооружения сохраняются приемлемыми до углов атаки:

а) для самолетов без подвесок или УР:

М	0,5	0,6	0,7	0,8	0,9	1,0
α доп.	24	23	22	20	19	18
су доп.	1,85	1,7	1,58	1,45	1,3	1,2

б) для самолетов с АБСП до 4000 кг или НР:

М	0,5	0,7	0,85
α доп.	20	18	16
су доп.	1,61	1,5	1,35

Зависимость α _макс = f (M, H) (с учетом ограничений по α _доп. φ_макс = 20° и Пу^э) и с_{у бал} = f (α, М) приведены на рис. 4 и 5.

3. Особенности устойчивости и управляемости при полете с несимметричной подвеской и отказе одного двигателя.

Несимметричная подвеска ракет Р-27Р1 на 4 и 3 точках подвески, Р-27Р1 на 2 и 10 (либо 1 и 9) точках подвески и Р-73Э на 6 и 8 (либо 5 и 7) точках подвески существенного влияния на характеристики устойчивости и управляемости не оказывает.

---

При односторонней несимметричной подвеске 2-х и более ракет, из которых одна Р-27Р1, Т1 на 3 (4) точке подвески, вторая (остальные) Р-73Э на 5, 7 (6, 8) точках подвески, а

α°_{л макс.}

α доп – для самолета без подвесок или с УР. φмакс = -20° nyэмакс при m=21.4 т α доп для самолета с АБСП до 4000 кг или с НР

Ограничения по:

20 10 0

Н=10000 м

Н=0

Н=5000 м

М

0,5 1,0 1,5 2,0

Рис. 4. Максимально допустимые углы атаки в зависимости от числа М.

c_{y бал} c_{y бал}

М=0,3 М=0,8		М=1,2
1,5		0,75				М=1,2											М=0,3
1,0		0,5							М=0,8
																cy бал
0,5		0,25
																0,2		М=1,8
																0,1			М=2,3
																					α°

---

0 5 10 15

Рис. 5. Балансировочный коэффициент подъемной силы в зависимости от угла атаки (по летным испытаниям).

также несимметричной подвеске 2-х С-25 из-за расхода ручки управления по крену для парирования несимметрии более 1/3 хода установлен допустимый α _доп.=15°; расход ручки управления по крену на посадке при максимальной односторонней несимметрии составляет 1/4 хода.

Боковая балансировка при отказе одного двигателя в полёте на числах М ≥ 0,5 затруднений в пилотировании не создаёт. Расход педалей при этом менее 1/3 хода.

Возможность парирования разворачивающего момента самолёта при отказе одного двигателя на взлёте обеспечивается на всех этапах взлёта.

При отказе двигателя на взлёте в режиме МАКСИМАЛ:

• для выдерживания направления разбега до момента отрыва переднего колеса потребный расход педалей (с включённым механизмом разворота колёс – МРК) составляет l/3 хода;

• для выдерживания направления разбега в момент и после отрыва переднего колеса потребное отклонение педалей увеличивается до полного с последующим уменьшением до 1/2 хода к моменту отрыва самолёта на Vnp ≈ 300 км/ч.

При отказе двигателя на взлёте на режиме ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ:

• выдерживание направления разбега до момента отрыва переднего колеса обеспечивается МРК при отклонении педалей до 1/2 хода;

• для выдерживания направления разбега при отрыве переднего колеса в диапазоне Vпр = 200-250 км/ч требуется полное отклонение педалей и применение подтормаживания колеса со стороны работающего двигателя. При скорости более 250 км/ч парирование разворачивающего момента обеспечивается отклонением рулей направления без применения подтормаживания.

Боковое отклонение самолёта от центра ВПП при разбеге с отказавшим двигателем составляет ~ 15 м.

4. Взлётно-посадочные характеристики.

Взлёт и посадка производятся при фиксированных в отклонённом положении носках крыла и флаперонах.

Во взлётно-посадочное положение флапероны отклоняются симметрично на угол 18° и от этого положения для управления по крену отклоняются вверх на 27°, вниз на 16°. Носки крыла выпускаются на 3/4 полного отклонения (по шкале индикатора положения носков).

При заходе на посадку и посадке расходы ручки управления небольшие, запас хода ручки по тангажу при касании самолета составляет 3/4 хода.

При выпуске и уборке флаперонов во взлетно-посадочное положение и обратно и изменении оборотов двигателей от МАЛОГО ГАЗА до МАКСИМАЛА, при создании скольжения до 0,5 хода педалей, изменение продольной балансировки практически отсутствует.

Выпуск носков крыла в посадочное положение вызывает момент на пикирование, для парирования которого необходима перебалансировка по усилию ∆Рв = 1 кг.

При отказе СДУ завершение полета и выполнение посадки возможно на режиме ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ, при этом полет целесообразно выполнять при Кш = 1,0 на скоростях 500-600 км/ч. Допустимый угол атаки при этом составляет 10°.

---

Взлетно-посадочные характеристики и их зависимости от различных факторов приведены в номограммах (рис.6, 7, 8).

Во взлетно-посадочной конфигурации α_доп ≈ 20°.

Vотр км/ч L°рм

300	Vотр на МАКС										1200					800										620
280							Vотр на форсаже				1100
260											1000														600
											900											Рмм рт.ст.
Lразб на МАКС											800
											700
							Lразб на форсаже				600					1000				1400
mвзл.т	22		24		26		28		30			600	700	800	900		1100	1200	1300		1500	1600	1700	1800	1900	Lррм
												600 Ключ:mвзл→L°р→Lрр→ветер→Lрфакт→LБВПП; mвзл→ Vотр
						Ветер попут, м/с					700
											800										tнв°С
												900
										16	1000
											1100
									12 8		1200
	Ветер встреч							4 0			1300														-35
Lрмфакт					12	8	4				1400														-25
		800			16							Lрtрм													-15
	700		900	1000	1100	1200	1300	1400	1500	1600					45		35	25			15	5		-5
LБВПП

---

Смотрите также файлы

• Выписки из книги Беспилотные летательные аппараты.doc

• ГАП, АСУ-ТП.doc

• Приложение №3 к конкурсной документации.doc

• Производств-й процесс.doc

• Протягивание, шлифование, хонингование, суперфиниш.doc