СУ 27 самолет. Описание. Руководство по летной эксплуатации книга 2 содержание страница Содержание 2 летные характеристики 3
 Скачать 2.64 Mb.
|
|
Рис. 1. Балансировочные углы отклонения стабилизатора в зависимости от числа М. Хг.п. (см)  10 8 6 4 2 0
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. Боковая устойчивость и управляемость. 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°. myв δэл.зав. = f (α) δнос = f (α) β = ±2° - 0,003 - 0,002 - 0,001 0 0,001 
СК-1 mхв δэл.зав. = f (α) δнос = f (α)
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 αдоп. 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 ωх ≥ 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:
б) для самолетов с АБСП до 4000 кг или НР:
Зависимость α макс = f (M, H) (с учетом ограничений по α доп. φмакс = 20° и Пуэ) и су бал = f (α, М) приведены на рис. 4 и 5. |
