|
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР ВОЙСКА ПРОТИВОВОЗДУШНОЙ ОБОРОНЫ |
Для служебного пользования
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ
И КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА
НА ИЗДЕЛИИ 2М
(Памятка летчику)
УТВЕРЖДЕНО
Командующим авиацией ПВО
Москва–1981
| {1} |
В данной памятке изложены основные аэродинамические особенности самолета, влияющие на безопасность полета, дана краткая характеристика критических режимов полета, их физическая сущность, характер проявления, а также действия летчика по предупреждению и выводу самолета из критических режимов.
Памятку разработали майор-инженер В. Ф. ЗИНОВАТНЫЙ и полковник Г. Н. САПРОНОВ под общей редакцией генерал-майора авиации В. И. АНДРЕЕВА.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ
И КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА
НА ИЗДЕЛИИ 2М
Ответственный за выпуск полковник Г. Н. САПРОНОВ
Художественный редактор Г. П. Белоконь
Технический редактор М. А. Безсонная
Корректор А. С. Шатная
|
Сдано в набор 19. 03. 81. Подписано в печать 7. 05. 81. Формат 70×90/32. Печ. л. 1,13. Усл. печ. л. 1,32. Уч.-изд. л. 1,2. Заказ 2д — 1981 г. |
| {2} |
Самолетам изд. 2M присущи все аэродинамические особенности сверхзвуковых самолетов. Kpoмe того, в зависимости от величины угла стреловидности крыла, изменяются их характеристики устойчивости и управляемости. Летчик должен быть готовым к этому и, при необходимости, перекладку крыла осуществлять в горизонтальном полете, в зависимости от вариантов подвесок и остатка топлива, при перегрузках, не превышающих 2–4 единиц.
Каждому положению крыла соответствуют свои минимальные, эволютивные, максимально допустимые скорости и перегрузки.
Продольная устойчивость теоретически подразделяется на устойчивость по перегрузке и устойчивость по скорости.
Самолет устойчив по перегрузке во вceм эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.
Минимальный запас устойчивости по перегрузке на малой стреловидности крыла составляет 3% САХ. При увеличении стреловидности крыла фокус самолета смещается назад и запас устойчивости по перегрузке увеличивается. Однако степень устойчивости самолета по перегрузке существенно зависит от режима полета и наличия подвесок.
При увеличении скорости на постоянной высоте в диапазоне чисел М = 0,8–1,2 фокус самолета перемещается назад и запас устойчивости по перегрузке увеличивается, достигая максимума на числе М = 1,2. При дальнейшем увеличении скорости запас устойчивости самолета по перегрузке уменьшается из-за перемещения фокуса вперед по причине закручивания концевых сечений крыла на уменьшение углов атаки и, как следствие, уменьшения на них прироста подъемной силы.
При увеличении высоты на постоянной скорости скоростной напор падает, закручивание концевых сечений крыла на уменьшение углов атаки будет меньше и запас устойчивости по перегрузке увеличивается.
На средней и большой стреловидности крыла запас устойчивости по перегрузке большой и самолеты обладают сравнительно небольшой степенью затухания продольных колебаний даже на дозвуковых скоростях и средних высотах. Поэтому для обеспечения высокой {4} точности пилотирования при выполнении маневров необходимо включать САУ в режим «Демпфер».
При подвеске четырех блоков УБ в полетной конфигурации на малой стреловидности крыла и углах атаки 8–11° самолет близок к нейтральности по перегрузке. Во взлетно-посадочной конфигурации и наличии 2 или 3 подвесных баков самолет также близок к нейтральности по перегрузке на углах атаки более 12–13°. Это обстоятельство требует соразмерных и плавных отклонений ручки управления на указанных углах атаки. Взлет и посадку с тремя или двумя подвесными топливными баками необходимо выполнять только с САУ, включенной в режим «Демпфер» или «Стабилизация».
На средней стреловидности крыла, при любом варианте подвесок, на числах М = 0,87–0,93 и углах атаки 14–19° запас устойчивости по перегрузке уменьшается, что требует постоянного контроля величины перегрузки и угла атаки в процессе выполнения маневра.
Изделие 2М устойчиво по скорости во всем эксплуатационном диапазоне V и Н, за исключением чисел М = 0,87–0,92.
При разгоне в диапазоне этих чисел М наблюдается незначительная неустойчивость по скорости, слабо заметная для летчика.
При торможении от сверхзвуковых до дозвуковых скоростей, нa числах М = 0,92–0,87 изменение балансировки самолета незначительное и летчиком практически не ощущается. {5} Однако при выполнении маневров с торможением на высотах более 7000 м наблюдается зaбpoc угла атаки, что требует повышенного внимания к контролю текущих значений углов атаки, чтобы не превысить их допустимых значений.
Боковая устойчивость самолета теоретически подразделяется на путевую и поперечную.
Запас путевой устойчивости самолетов удовлетворительный при вcex стpeловидностях крыла в пределax эксплуатационных режимов полета. Однако на малой стреловидности при выпуске шасси путевая устойчивость заметно ухудшается. Наличие подвесок на подфюзеляжных АПУ также уменьшает путевую устойчивость, особенно при выпущенных шасси и закрылках и при полете на больших числах М.
Подфюзеляжный топливный бак совместно с подвесками на подфюзеляжных АПУ значительно ухудшает путевую устойчивость. Поэтому любой полет с подфюзеляжным топливным баком, взлет и посадку необходимо выполнять с САУ, на изд. 2М, включенной в peжим «Демпфеp» или «Стабилизация».
Необходимо также учитывать, что при увеличении высоты путевая устойчивость ухудшается. {6}
Самолет обладает повышенной поперечной устойчивостью, особенно на средней и большой стреловидности крыла. При увеличении высоты полета она увеличивается. Для уменьшения поперечной устойчивости и приведения ее в заданное соотношение с путевюй, с целью получения хорошей боковой устойчивости и управляемости самолета, крылу придано обратное поперечное «V» крыла.
Так как поперечная и путевая устойчивость, в зависимости от режима полета, конфигурации самолета, стреловидности, наличия подвесок и т. д., изменяется в широких пределах, то изменяется и их соотношение, а следовательно, и боковая устойчивость.
В целом боковая устойчивость самолета оценивается величиной коэффициента («каппа»), который показывает соотношение поперечной и путевой устойчивости или соотношение максимальных угловых скоростей крена и рыскания
κ = |
ωxmax ωymax |
. |
При κ = 1–3 боковая устойчивость будет наилучшей, так как при нарушении бокового равновесия к моменту устранения крена устраняется и скольжение.
Однако на изд. 2М изменение стреловидности крыла от малой до большой ведет к изменению соотношения угловых скоростей крена и рыскания. {7}
При малой стреловидности крыла, особенно на малых высотах и больших числах М, κ = 0,3–0,5. На отклонение педалей самолет отвечает только скольжением, практически без кренения, а при нарушении бокового равновесия и невмешательстве летчика в управление может возникнуть спиральная неустойчивость. Она развивается десятки секунд, легко парируется летчиком и опасности не представляет.
При средней и большой стреловидности на больших высотах и сверхзвуковых числах М, близких к предельным, коэффициент κ достигает 8–10 единиц. Самолет энергично отвечает на скольжение креном с большой угловой скоростью, а при нарушении бокового равновесия возникают боковые колебания (колебательная неустойчивость), особенно с отключенными режимами САУ или при выходе самолета за ограничения по числу М.
Это необходимо учитывать и пилотировать самолет координированно, не создавая преднамеренного скольжения.
При случайном развитии скольжения (помпаж воздухозаборника, односторонняя подвеска и т. д.) необходимо:
немедленно отклонить педали и ручку управления против вращения (кренения) и несколько взять ее «на себя», выключить двигатель и уменьшить число М полета; {8}
если вращение не прекратилось — установить педали нейтрально, а ручку управления строго по белой черте «на себя»;
после прекращения вращения — ручку и педали установить в нейтральное положение и вывести самолет в горизонтальный полет;
после достижения высоты и скорости надежного запуска — запустить двигатель.
Учитывать, что при энергичном вращении самолета возможно разрушение подфюзеляжного гребня и дальнейший полет (выполнять, не превышая Vпр = 700 км/ч.
Ввиду указанных особенностей боковой устойчивости самолетов все полеты выполнять с включенным режимом «Демпфер» или «Стабилизация». С отключенными автопилотными режимами САУ или при ее отказе пилотировать плавно и координированно, без скольжения, не допускать энергичных отклонений педалей, особенно при большой стреловидности крыла.
Подвеска подфюзеляжного топливного бака при средней и большой стреловидности крыла увеличивает коэффициент κ, что ведет к увеличению реакции самолета по крену на отклонение педалей или скольжение, особенно на большой стреловидности крыла. На ней указанная реакция становится недопустимо большой и полет с подфюзеляжным баком запрещается, а на средней стреловидности разрешается только с включенными автопилотными режимами САУ. Полет с тремя подвесными топливными баками можно выполнять только {9} на малой стреловидности крыла с САУ, включенной в режим «Демпфер» или «Стабилизация».
Заход на посадку и посадку с подвесными топливными баками можно производить только с работающими автопилотными режимами САУ. В случае их отказа подвесные баки перед посадкой должны быть сброшены.
В отличие от других самолетов изделия 2М требуют строгого выдерживания скорости перед выравниванием. Отклонения не должны превышать 10 км/ч. Самолеты на малой стреловидности очень летучи.
При посадке на повышенной скорости с малыми углами атаки даже незначительное взятие ручки «на себя» ведет к энергичному взмыванию или отделению самолета от полосы — скоростной «козел».
При посадке на пониженных скоростях с большими углами атаки (с «плюхом») при ударе о ВПП происходит сильное обжатие амортизатора носовой стойки и пневматика колеса. За счет этого на обратном ходе увеличивается угол атаки и самолет также отделяется от ВПП, но менее энергично — нескоростной «козел».
Как при скоростном, так и нескоростном «козле» необходимо плавным, соразмерным движением ручки управления прекратить дальнейший отход самолета от ВПП и по мере его снижения создавать посадочный угол. Сразу {10} же после повторного касания ВПП, во избежание развития прогрессирующего «козла», обязательно выпустить тормозной парашют.
Взлет и посадка при боковом ветре разрешаются при боковой составляющей ветра не более 10 м/с. Ори этом на разбеге возникает тенденция к кренению самолета по ветру и развopoтy против ветра. По мере увеличения скорости кренение и разворот ослабевают. Подъем носа производится так же, как и при взлете без бокового ветра, а отрыв самолета — на скорости, больше установленной на 10–15 км/ч.
При взлете на максимальном режиме работы двигателя и сильном боковом ветре летчик должен быть готовым к немедленному сбросу тормозного парашюта, в случае его непроизвольного выпуска.
При заходе на посадку скорости пролета ДПРС, БПРС и начала выравнивания необходимо увеличивать на 10–20 км/ч.
После приземления, для увеличения устойчивости на пробеге, сразу плавно опустить нос самолета и начать торможение, затем выпустить тормозной парашют и выдерживать направление пробега отклонением педалей.
Перед опусканием носа самолета педали должны быть установлены в нейтральное положение.
При посадке с сильным боковым ветром возможен «козел» и сход {11} самолета с ВПП. Летчик должен помнить об этом и быть готовым к действиям в указанной ситуации.
На пробеге после выпуска тормозного парашюта возникает резкий разворачивающий момент в сторону ветра, в процессе устранения которого могут возникнуть колебания самолета по курсу и крену. Их необходимо парировать отклонением педалей, тормозами колес и ручкой управления. При необходимости быть готовым сбросить тормозной парашют.
Необходимо учитывать, что при посадке с боковой составляющей ветра около 10 м/с, длина пробега увеличивается примерно на 20%.
При рулении с подвесными топливными баками, особенно при наличии бокового ветра, строго выдерживать установленную скорость руления и помнить, что руление на повышенной скорости и резких разворотах может привести к опрокидыванию самолета.
Характерной особенностью изд. 2М является то, что у них отсутствуют надежные внешние признаки подхода к допустимым углам атаки и близости сваливания. Поэтому при пилотировании летчик должен контролировать угол атаки самолета по показаниям указателя, а также по срабатыванию СОУА (световой и тактильной сигнализации на самолетах без СОУА). При включенных СОУА и автопилотных {12} режимах САУ после достижения углов атаки, на которых происходит срабатывание СОУА, ручка управления автоматически отталкивается на уменьшение углов атаки. После срабатывания СОУА самолет может быть выведен на углы атаки, соответствующие началу сваливания, только при преднамеренном пересиливании СОУА. В полете с отключенными (отказавшими) автопилотными режимами САУ система СОУА также не допускает непреднамеренного выхода самолета на углы атаки, соответствующие началу сваливания, практически во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета при любой стреловидности крыла.
Сваливание самолета без СОУА на малой стреловидности с подвесками и без них в полетной или взлетно-посадочной конфигурации при торможении в горизонтальном полете носит спокойный характер в виде нарастания колебаний по крену и рысканию. Более энергичное сваливание может иметь место при перетягивании ручки управления в процессе выполнения маневров с перегрузкой большей единицы.
На средней и большой стреловидности при любом варианте подвесок без СОУА (с отключенной или отказавшей) при торможении в процессе выполнения маневров сваливание самолета происходит более резко без предупреждающих признаков с последующим энергичным входом в штопор. {13}
Скорость сваливания на маневре больше чем в горизонтальном полете
Vсв.ман = Vсв. г.п. · √nуман
Наличие скольжения и отклонение ручки управления против непроизвольного кренения приводят к более энергичному сваливанию и способствуют входу самолета в штопор.
При включенном режиме «Демпфер» непроизвольное скольжение практически устраняется САУ.
Сваливание самолета при выполнении маневров на числах М > 1 не происходит даже при полностью взятой ручке управления «на себя».
При САУ, включенной в режим «Демпфер», и исправной системе СОУА самолет при любых непреднамеренных ошибках летчика в технике пилотирования на режимы сваливания и в штопор не входит.
Выход на углы сваливания возможен только при преднамеренном пересиливании СОУА или при ее отказе на углах атаки, больше допустимых.
Для предупреждения сваливания и штопора необходимо:
все полеты на пилотаж и энергичные маневры выполнять только с включенным режимом «Демпфер» и системой СОУА;
при выполнении маневров на самолетах, не оборудованных СОУА, а также при неисправных СОУА или САУ не допускать выхода самолета на углы атаки, больше допустимых, {14} которые при малой стреловидности крыла составляют 18°, а при большой и средней — 24° или 22° на восходящих маневрах. Допустимый угол атаки во взлетно-посадочной конфигурации составляет 16° без автопилотных режимов САУ;
на самолетах, оборудованных СОУА, не допускать пересиливания СОУА после ее срабатывания, а также преднамеренного увеличения угла атаки более допустимых значений, которые для малой стреловидности крыла составляют 20° в полетной конфигурации и 18° во взлетно-посадочной;
на средней и большой стреловидности допустимые углы атаки составляют 28°;
при срабатывании системы СОУА (САУ и РИС на самолетах без СОУА) уменьшить угол атаки до допустимого значения;
при пилотировании на малой стреловидности в случае появления непроизвольных боковых колебаний по крену и рысканию немедленно уменьшить угол атаки.
Для вывода из сваливания необходимо:
при сваливании колебательного характера отдать ручку управления «от себя» (строго по белой черте) в нейтральное или несколько за нейтральное положение при нейтральном положении органов поперечного и путевого управления;
при сваливании с односторонним вращением по крену и рысканию немедленно полностью отклонить педали против вращения, а затем отдать ручку управления «от себя» несколько {15} за нейтральное положение строго по белой черте;
в момент прекращения вращения установить педали в нейтральное положение.
Запаздывание с отклонением педалей и ручки управления на вывод из сваливания ведет к входу самолета в режим устойчивого штопора.
Примечание. При большой стреловидности крыла применять первый метод (ручка управления «от себя» при нейтральных органах путевого и поперечного управления) не рекомендуется, так как при таком действии самолет может войти в режим инерционного вращения с большими ωх на малых углах атаки, и летчик может принять это вращение за развивающийся штопор, несмотря на малые α.
В случае сваливания самолета или входа его в штопор из-за отказа СОУА или САУ с возникновением непроизвольного и резкого кренения со скольжением и энергичным нарастанием угловой скорости вращения на углах атаки, близких к αдоп, необходимо:
немедленно отклонить педали полностью против разворота с последующей отдачей ручки управления строго по белой черте несколько за нейтральное положение, соответствующее нейтральному положению триммирующего устройства стабилизатора, и выключить двигатель;
в момент остановки вращения установить ручку и педали в нейтральное положение;
после уменьшения нормальной пepегрузки («клевок» самолета), сопровождающегося {16} уменьшением угла атаки менее αдоп и ростом скорости, при достижении скороcти 500–550 км/ч начать плавный вьивод самолета из пикирования, не превышая угла атаки 20° — при средней и большей стреловидности крыла или равного 14° — при малой стреловидности крыла. В процессе вывода из пикирования запустить двигатель и плавным увеличением оборотов до максимальных убедиться в его нормальной работе;
если до высоты 4000 м самолет из вращения не вышел (вошел в устойчивый режим штопора) или сваливание произошло на высоте менее 5000 м, — летчик должен катапультироваться.
При полетах на боевое применение с пуском ракет, во избежание помпажа силовой установки, летчик должен строго выдерживать рекомендованные скорости.
Запуск двигателя в воздухе может осуществляться автоматически и ручным способом. Для автоматического запуска достаточно после установки РУД на СТОП перевести его в положение «МГ» или любое бесфорсажное положение. При этом двигатель должен автоматически выйти на режим «ПМГ», обороты которого зависят от высоты (рис. 1).
Если запуск не произошел (прошло 10–15 с, а обороты не растут), то установить РУД на СТОП (это необходимо для того, чтобы
| {17} |
 |
Рис. 1. График изменения оборотов малого газа по высоте изд. 2м. |
топливный автомат запуска вернулся в исходное положение и был готов к следующему циклу запуска), включить выключатель ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ и после этого установить РУД на «МГ». После запуска выключатель ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ выключить через 30 с. Время запуска в полете — 20–25 с. Контроль запуска осуществлять по росту оборотов и шуму двигателя. Температура растет медленно.
Необходимо помнить, что если перемещать РУД ранее 20–25 с, то ожидаемого роста {18} oбoротов не будет, но это не отказ. Топливный автомат запуска до окончания своего цикла удерживает дозирующий кран на упоре минимальной подачи топлива в двигатель, поэтому обороты не растут. Обороты будут следовать за РУДом только через 20–25 с после начала запуска, когда топливный автомат запуска займет верхнее положение.
Общим является то, что на самолетах нет топливомера. В полете запас топлива и работа топливной системы контролируется по расходомеру и световой сигнализации (по загоранию лампочек табло нормальных сигналов).
В зимнее время возможно запаздывание высвечивания сигнала ОСТАЛОСЬ 600 Л до остатка 350 л. В этом случае необходимо руководствоваться показаниями расходомера.
На изд. 2М допускается высвечивание или мигание сигналов о выработке бака № 1, 3 (при наличии в них топлива), а также сигнала ОСТАЛОСЬ 600 Л при создании околонулевых и отрицательных перегрузок и при торможении.
Если сигнал 4 БАК не высвечивается при остатке менее 3300 л, то это говорит о его невыработке. Для оценки располагаемого остатка необходимо показания расходомера уменьшить на 500 л.
| {19} |
Под срывным подхватом подразумевается самопроизвольное увеличение нормальной перегрузки (угла атаки) вследствие уменьшения и потери самолетом устойчивости по перегрузке.
Наиболее вероятно проявление срывного подхвата при энергичном и резком маневрировании, связанном с выходом на большие углы атаки на дозвуковых скоростях полета.
Кроме того, он возможен при выполнении взлета, посадки и прямолинейного полета при потере скорости, когда самолет выводится на углы атаки, близкие к критическим.
При выходе самолета на большие углы атаки появляется срыв потока с концов крыла. В результате этого происходит перераспределение аэродинамической нагрузки вдоль размаха и хорды крыла, что вызывает смещение фокуса самолета вперед (рис. 2).
Наличие подвесок увеличивает скос потока за крылом, что понижает эффективность стабилизатора при попадании его в зону скоса и, как правило, смещает центр тяжести самолета назад. Все это на определенных режимах полета может привести к тому, что фокус самолета сместится вперед за центр тяжести {20} самолета (рис. 3). Это значит, что момент ΔMz теперь действует на кабрирование. При этом самолет становится неустойчивым по перегрузке и стремится увеличить ее и далее. Если летчик своевременно не вмешается в управление, то произойдет сваливание самолета и переход его в штопор или выход за предельные перегрузки.
 |
Рис. 2. Перемещение фокуса самолета при срывном подхвате. |
| {21} |
 |
Рис. 3. Срывной подхват. |
| {22} |
Рост нормальной перегрузки (угла атаки) наблюдается на дозвуковых скоростях при зафиксированной ручке управления. Летчик при этом ощущает уменьшение усилий на ручке, самолет становится легким в управлении, возможно покачивание самолета с крыла на крыло.
1. По предупреждению:
пилотирование самолета необходимо производить плавными, координированными, соразмерными движениями ручки, в пределах допустимых перегрузок и углов атаки, не пересиливая СОУА.
2. По выводу:
в случае самопроизвольного увеличения перегрузки своевременно и энергично отдать ручку управления «от себя» до прекращения ее нарастания.
Скоростной подхват возникает при выполнении маневра с торможением от сверхзвуковых к дозвуковым скоростям полета в диапазоне чисел М = 0,92–0,87, когда самолет попадает в область неустойчивости по скорости на режиме волнового кризиса.
Причины:
увеличение эффективности стабилизатора;
уменьшение запаса устойчивости по перегрузке из-за перемещения фокуса самолета {23} вперед, вызванного переходом на дозвуковой режим обтекания.
При торможении с М = 0,92 до М = 0,87 за счет восстановления эффективности стабилизатора mzφ (рис. 4) наблюдается прирост
 |
Рис. 4. Изменение эффективности стабилизатора по числу М: mzφ = f(М). |
подъемной силы и, следовательно, кабрирующий момент, создаваемый им, а пикирующий момент от прироста подъемной силы, приложенного в фокусе, уменьшается по причине перемещения фокуса вперед (рис. 5). В результате кабрирующий момент становится значительно больше пикирующего и самолет {24} самопроизвольно увеличивает перегрузку. Чем больше перегрузка и чем интенсивнее торможение, тем резче подхват.
 |
Рис. 5. Скоростной подхват. |
На малых высотах скоростной подхват опасен превышением эксплуатационной пеpeгрузки, на больших — выходом на режим сваливания.
На высотах более 7000 м при торможении ;в момент прохода чисел М = 0,92–0,87 наблюдается заброс угла атаки на 10–12°, что требует повышенного внимания к контролю текущих значений углов атаки, чтобы не превысить их допустимых змачений.
Действия летчика
1. По предупреждению:
избегать энергичного маневрирования с торможением в диапазоне околозвуковых {25} чисел М. Своевременно парировать самопроизвольное увеличение перегрузки отклонением ручки управления от себя, не превышать αдоп.
2. По выводу:
при самопроизвольном увеличении угла атаки и перегрузки, при торможении в диапазоне околозвуковых скоростей своевременно отдать ручку управления «от себя» до прекращения роста перегрузки.
Проявляется, как правило, неожиданно для летчика на малых и средних высотах на больших приборных скоростях в диапазоне чисел М = 0,6–0,95, особенно при малой стреловидности крыла. При возникновении продольной раскачки происходит резкое знакопеременное изменение нормальной перегрузки до больших значений. При этом самолет может выйти на перегрузки, превышающие допустимые по условиям прочности, и получить значительные остаточные деформации, разрушение или выйти на критические углы атаки и сваливаться в штопор. Необходимо учитывать, что при продольной раскачке летчик теряет контроль за скольжением, которое способствует сваливанию самолета в штопор. Поэтому сваливание может произойти на углах атаки, значительно меньше критических. {26}
Причины:
малый период собственных колебаний самолета на указанных режимах полета;
высокая эффективность продольного управления на этих режимах;
недостаточная реакция летчика (0,25–0,35 с)
Собственные колебания самолета могут возникнуть при полете в неспокойной атмосфере, при включении и выключении форсажа, уборке и выпуске тормозных щитков, при случайном и резком движении ручки управления, а также при отказе АРЗ в положении «взлет-посадка» и при наличии люфтов в системе продольного управления. Если летчик в полете на указанных режимах будет пытаться устранить собственные колебания самолета движениями ручки управления, то при совпадении частоты собственных (Т = 1–2 с) и вынужденных колебаний возникает резонансное явление — продольная раскачка. Вертикальная перегрузка при этом может изменяться за 1–2 с от плюс 8 до минус 6 единиц.
Наиболее вероятна продольная раскачка самолета на малой стреловидности крыла.
Летчик должен помнить, что:
при выпуске и уборке тормозных щитков с включенной САУ на малой стреловидности крыла, на скоростях более 750 км/ч возникающие продольные моменты необходимо парировать {27} незначительными (до 20 мм) отклонениями ручки управления. Энергичные и несоразмерные движения ручки могут привести к продольной раскачке;
при наличии подвесок вооружения и отключенной САУ на скоростях более 780 км/ч выпуск и уборка тормозных щитков вызывают продольные и боковые колебания, для устранения которых необходимо зафиксировать ручку управления и педали в балансировочном положении, включить САУ и уменьшить скорость полета;
выключение форсажа и дальнейшее глубокое дросселирование двигателя на скоростях более 750 км/ч как с подвесками, так и без них, на малой стреловидности крыла вызывают пикирующий момент, который увеличивается с ростом скорости. При освобожденной ручке управления происходит резкое уменьшение нормальной перегрузки и «повисание» летчика на привязных ремнях. Энергичное и несоразмерное отклонение ручки по тангажу может привести к непреднамеренной раскачке самолета;
при выходе самолета за ограничения по скорости на малой стреловидности крыла возникают колебания, для устранения которых необходимо ручку и педали зафиксировать в балансировочном положении, включить САУ и уменьшить скорость полета плавным дросселированием двигателя с плавным переводом самолета в набор высоты;
при проходе чисел М, близких к единице, с выпущенными тормозными щитками возникают быстрозатухающие колебания самолета, {28} без вмешательства летчика. Попытка устранить их может привести к раскачке.
1. По предупреждению:
на малых и средних Н и числах М = 0,6–0,5 не стремиться к точному пилотированию и не допускать резких движений ручкой управления самолетом.
2. По выводу:
задержать ручку управления самолетом в нейтральном либо балансировочном положении, плавным дросселированием двигателя погасить скорость полета. На малой высоте плавным взятием ручки «на себя» перевести самолет в набор высоты.
Может возникнуть как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. Характерно для самолетов с фюзеляжем большого удлинения, с большим разносом масс вдоль продольной оси и малым моментом инерции относительно нее.
Причина:
создание угловой скорости крена больше критической, потери продольной либо путевой устойчивости.
Летчик должен помнить, что угловая скорость крена, создаваемая поперечным управлением, {29} увеличивается при переводе самолета на отрицательные перегрузки (ручка в сторону и от себя) и создании при этом внутреннего скольжения (нога против вращения), то есть при перекрещивании рулей.
При создании угловой скорости крена ωх самолет вращается относительно вектора скорости V (рис. 6). При этом массы m1 и m2, разнесенные вдоль фюзеляжа, создают центробежные силы Fцб1 и Fцб2, которые, в свою очередь, на плечах L1 и L2 создают инерционные дестабилизирующие моменты, под действием которых самолет стремится увеличить углы атаки и скольжения.
Однако аэродинамические силы ΔY и ΔZ самолета создают аэродинамические восстанавливающие моменты.
Угловую скорость крена ωх, при которой дестабилизирующие инерционные моменты становятся равными аэродинамическим восстанавливающим моментам, называют критической скоростью аэроинерционного вращения (ωxкрα и ωxкрβ).
При создании летчиком угловой скорости крена больше критической, самолет теряет либо продольную, либо путевую устойчивость и входит в режим аэроинерционного вращения.
Теоретически оно возможно на числах М = 0,6 и М > 1,7.
| {30} |
 |
Рис. 6. Аэроинерционное вращение. |
| {31} |
1. По предупреждению:
не допускать угловую скорость крена более 90°/с, особенно с одновременным созданием отрицательной перегрузки;
не допускать длительного (более 3–4 с) вращения самолета с большими угловыми скоростями относительно продольной оси;
все маневры выполнять координированно (не перекрещивать рули).
2. По выводу:
поставить рули в нейтральное положение;
выключить форсаж и САУ.
| {32} |
Стр. | ||
3 | ||
3 | ||
6 | ||
10 | ||
12 | ||
17 | ||
19 | ||
20 | ||
20 | ||
23 | ||
29 | ||
29 | ||
| {36} |