Файл: Самолет Су-27СК. Руководство по летной эксплуатации. (Книга 2) - 2004.doc

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 20.10.2020

Просмотров: 3874

Скачиваний: 171

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

1600

1500

1400

1300

1200

1100

1000

900

800

1700

1800

1900



Рис. 6. Номограмма для определения длины разбега и потребной длины БВПП в фактических метеоусловиях.

Vпос км/ч L°пр.м







Vпос






1000





800




620







240












900










600






220












800











Рмм рт.ст.





200



Lпр без ТП









700




























600

















Lпр с ТП











500
















mпос.т
















700

800

900

1000

1100

1200

1300

1400

1500

1600

Lрпр.м



17


18


19


20


21



Ключ:mпос→L°пр→Lрпр→ветер→Lпрфакт→LБВПП; mвзл→ Vпос




























500























Ветер попут, м/с





600




























700







tнв°С





















800




























900


























16


1000










-35














12




1100











-25







Ветер встреч





4

8




1200











-15

-5





Lфактпр.м






4

0






Lрtпр.м











15

5








12



























16



8
















45

35

25






700

800

900

1000

1100

1200

1300

1400

1500

1600



















LБВПП



























1600

1500

1400

1300

1200

1100

1700

1800

1900

2000

2100

2200

2300

2400



Рис. 6. Номограмма для определения длины пробега и потребной длины БВПП в фактических метеоусловиях.

Ключ: Vотр.кас.→Vi→Vp→Vp,t→Vпутев Vi, км/ч







360


Рмм рт.ст.













320















280





760

800









240




680

720










200




640


















Vp, км/ч



200

240

280

320

360


200

240

280

320

360

400





Ветер попутный





200




t°С











240












12



280





-45


Ветер встреч






8

4

320





-25



20

16

12





0

360


45



-5




8

4








25

5



1

Vp,t, км/ч

Vпутев, км/ч

60 200 240 280 320 340 400


Рис. 8. Номограмма для определения скорости отрыва и касания самолета в различных атмосферных условиях по скорости отрыва и касания в условиях МСА.

Примечание: скорость отрыва и касания в условиях МСА определяется в зависимости от веса по рис. 6 и 7.



  1. Некоторые дополнительные сведения о сваливании и штопоре самолета.


В дополнение к рекомендациям, изложенным в п.4.11.2 книги первой РЛЭ, при выводе из сваливания и штопора самолета необходимо учитывать следующие возможные особенности:

  • отклонение ручки управления в поперечном канале в сторону вращения с одновременной постановкой в продольном канале в стриммированное положение (1/4 – 1/3 хода за нейтральное положение от себя) приводит к уменьшению или полной остановке вращения (в зависимости от типа штопора).

Отклонение ручки управления в поперечном канале против направления вращения, как при попадании, так и в процессе штопора, приводит к увеличению скорости вращения, которая с уменьшением высоты возрастает. При удержании ручки управления по крену против вращения угловая скорость вращения по курсу может увеличиться до 60° /сек.

Положение рулей направления, как при попадании, так и в процессе штопора, из-за низкой эффективности, на характер штопора влияет значительно меньше, чем положение ручки управления по крену;

  • при попадании самолета в штопор на высотах более 8000 м на режимах работы двигателей в диапазоне МАКСИМАЛ – ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ возможен останов одного или двух двигателей. Для обеспечения работоспособности СДУ при останове двигателя (двигателей) РУД ниже упора МАЛЫЙ ГАЗ не устанавливать.

В процессе автоматического запуска возможен рост температуры газов за турбиной выше допустимой и «зависание» оборотов без выхода двигателя на режим МАЛОГО ГАЗА. В этом случае после вывода самолета из штопора и автоматического запуска (в случае незапуска запустить двигатель вручную) полет на ближайший аэродром посадки выполнять на оборотах не более 95 %;

  • на высотах более 11000 м ввиду недостаточной эффективности рулей самолет из штопора может не выходить.

РАЗДЕЛ 8


ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ.



  1. Эксплуатация силовой установки.


Силовая установка самолета включает два двухконтурных, турбореактивных двигателя АЛ-31Ф с выносными коробками агрегатов, обеспечивающих запуск двигателей и энергоснабжение самолетных потребителей, а также самолетных систем, обслуживающих работу силовой установки.



ТРДДФ АЛ-31Ф



    1. Двигатель АЛ-31Ф является двухконтурным реактивным двигателем с двухкаскадным осевым компрессором, основной камерой сгорания кольцевого типа, двухступенчатой газовой турбиной, с камерой смешения воздушно-газовых потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общей форсажной камерой и всережимным реактивным соплом.

Система регулирования двигателя – электронно-гидравлическая. Регулирование параметров двигателя на дроссельных бесфорсажных режимах осуществляется гидравлической частью системы, а на максимальном и форсажном режимах – комплексным регулятором двигателя КРД-99Б. Регулятор КРД-99Б является электронной частью системы регулирования. При отказе КРД-99Б регулирование двигателя автоматически переходит на гидравлическую часть с ограничением по оборотам и температуре газов и выдачей сигнала РЕГУЛЯТ ЛЕВ (ПРАВ).

Двигатели АЛ-31Ф имеют боевой и учебно-боевой режимы работы. Учебно-боевой режим имеет пониженные относительно боевого режима параметры на максимале и форсаже (температура газов ниже на 60°С, обороты ниже на 2,5 %). Выбор режимов определяется положением переключателя РЕЖИМ ДВИГ УЧЕБНО-БОЕВОЙ – БОЕВОЙ на левом борту кабины самолета.


    1. Масляная система двигателя автономная, одноконтурная, циркулярного типа, с топливомасляным радиатором на линии нагнетателя. Система предназначена для смазки и охлаждения трущихся поверхностей вращающихся деталей. В состав системы входят маслобак, система нагнетания, а также системы откачки и суфлирования.


    1. Система запуска двигателя обеспечивает:

  • запуск двигателя на земле с раскруткой ротора от бортовых или аэродромных источников электроэнергии;

  • запуск двигателя в воздухе выключателем ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ;

  • запуск двигателя в воздухе (при убранном шасси) от РУД;

  • холодную прокрутку двигателя;

  • холодную прокрутку газотурбинного двигателя – ГТДЭ;

  • автоматический запуск на выбеге системой АЗВ при оборотах n2 < 50 % при положении РУД выше упора малого газа;

  • прекращение цикла запуска;

  • автоматический встречный запуск основной камеры сгорания при применении оружия;

  • автоматический встречный розжиг форсажной камеры в случае погасания форсажа при применении оружия или при помпаже двигателя.


    1. Газотурбинный двигатель – ГТДЭ-117-1, установленный на выносной коробке агрегатов (ВКА), предназначен для раскрутки двигателя в качестве стартера. Продолжительность стартерного режима до 50 сек.

При отсутствии аэродромных источников питания, в исключительных случаях, подготовку и проверку систем и оборудования самолета и запуск ИК-ВК в соответствии с п. 3.4.5 – 3.4.19 осуществлять от бортовых источников питания при запущенном правом двигателе на оборотах малого газа в этом случае должно быть не более 30 мин.

По окончании указанной проверки запустить второй двигатель и далее действовать в соответствии с пунктом 3.6.


    1. Для управления системой запуска и работой двигателей, контроля за работой двигателей в кабине установлены следующие элементы управления и индикации:

а) на приборной доске:

  • указатель числа оборотов роторов высокого давления (n2) ИТЭ-2ТБ2, имеющий две стрелки с индексами «Л» - левый двигатель и «П» - правый двигатель;

  • индикаторы температуры выходящих газов левого и правого двигателей;

  • сигнальное табло ФОРСАЖ ЛЕВ, ФОРСАЖ ПРАВ, ЗАПУСК ЛЕВ, ЗАПУСК ПРАВ зеленого цвета;

  • индикатор положения клиньев воздухозаборников ПАНЕЛИ ИПК-2-02;


б) на щитке энергетики правого борта:

  • трехпозиционные переключатели рода работы ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ, ЗАПУСК, ПРОКРУТКА СТАРТЕРА;

  • кнопки ЛЕВ ПРАВ ЗАПУСК и СТОП;

  • выключатель АВТ ДРОС ФОРСАЖА;


в) на щитке самолетных систем № 1 левого борта:

  • выключатели ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ и АВАР ОТКЛ ФОРСАЖА правого и левого двигателей;

  • переключатели ВОЗД ЗАБ РЕЗЕРВНОЕ-АВТ-РУЧНОЕ левого и правого двигателей;

  • выключатели ОТКЛ СПП левого и правого двигателей;


г) на щитке самолетных систем № 2 левого борта:

  • переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ АВТ-ОТКР;


д) на левом борту:

  • рычаги управления двигателями;

  • переключатель РЕЖИМ ДВИГ УЧЕБНО-БОЕВОЙ – БОЕВОЙ.



    1. Система управления двигателями предназначена для изменения режимов их работы. Она обеспечивает автономное управление каждым двигателем.

На каждом РУД закреплены две гашетки: задняя, для фиксации в положении МАЛЫЙ ГАЗ, и передняя, для фиксации в положениях МАКСИМАЛ, МИНИМ ФОРСАЖ, ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ.

Работа двигателей контролируется по оборотам и температуре газового потока, указатели которых расположены на приборной доске.


    1. Для повышения высотности запуска двигателей в полете и наземного запуска стартера ГТДЭ в силовой установке имеется система кислородной подпитки пусковых блоков. Запас кислорода обеспечивает не менее 5 запусков двигателя в воздухе.


    1. Двигатели оборудованы системой обнаружения и ликвидации помпажа, которая на высоте, равной или более 2000 м, или при числе М ≥ 0,65 автоматически включается в работу при помпаже двигателей или при возрастании температуры газов за турбиной на 40-60°С выше допустимой. Отключение системы осуществляется выключателями ОТКЛЮЧЕНИЕ СПП на щитке самолетных систем № 1 левого пульта.

При срабатывании системы обороты двигателя автоматически снижаются, включается встречный запуск и двигатели выходят на обороты, заданные РУД (встречный запуск включается на 8-10 сек).

Смотрите также файлы