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
7.1. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ---------------------------------------------------- 3
3.4.1 Продольная устойчивость и управляемость самолета------------------------------------ 3
3.4.2 Боковая устойчивость и управляемость------------------------------------------------------ 5
3.4.3 Особенности устойчивости и управляемости при полете с нессиметричной подвеской и отказе одного двигателя--------------------------------------------------------- 7
3.4.4 Взлетно-посадочные характеристики--------------------------------------------------------- 9
3.4.5 Некоторые дополнительные сведения о сваливании и штопоре самолета-------- 11
7.2. ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ------------------------------------------------------- 12
3.4.1 Эксплуатация силовой установки------------------------------------------------------------- 12
3.4.2 Эксплуатация топливной системы------------------------------------------------------------ 19
3.4.3 Эксплуатация системы пожаротушения----------------------------------------------------- 22
|
|
3.4.4 Эксплуатация гидравлической системы----------------------------------------------------- 23
3.4.5 Эксплуатация пневматических систем------------------------------------------------------- 26
3.4.6 Эксплуатация взлетно-посадочных устройств--------------------------------------------- 27
3.4.7 Эксплуатация системы управления самолетом-------------------------------------------- 29
3.4.8 Эксплуатация системы автоматического управления самолетом (САУ)----------- 35
3.4.9 Эксплуатация пилотажно-навигационного комплекса---------------------------------- 39
3.4.10Эксплуатация радиосвязного оборудования------------------------------------------------ 60
3.4.11Эксплуатация системы «Экран» и «Алмаз-УП»------------------------------------------- 65
3.4.12Эксплуатация системы «Нарцисс-М»--------------------------------------------------------- 70
3.4.13Эксплуатация самолетного ответчика А-511----------------------------------------------- 71
3.4.14Эксплуатация радиолокационного ответчика (изделие 6202Р-1) и запросчика (изделие 6231Р-9)------------------------------------------------------------------- 73
3.4.15Эксплуатация системы электроснабжения-------------------------------------------------- 74
3.4.16Эксплуатация светотехнического оборудования------------------------------------------ 81
3.4.17Эксплуатация герметичной кабины----------------------------------------------------------- 82
3.4.18Эксплуатация кислородной системы и специального снаряжения летчика------ 87
3.4.19Эксплуатация противоперегрузочного устройства--------------------------------------- 92
3.4.20Эксплуатация средств аварийного покидания и спасения----------------------------- 92
3.4.21Эксплуатация бортовых систем «Тестер-УЗ», СОК-Б и САС------------------------- 95
3.4.22Эксплуатация 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.
|
|
− Продольная устойчивость и управляемость самолета.
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.
| ||||||||||||||||||||
|
| |||||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||||
|
| |||||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||||
|
|
Рис. 1. Балансировочные углы отклонения стабилизатора в зависимости от числа М.
Хг.п. (см)
| ||||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||
| ||||||||||||||||||
|
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°
| |||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||
СК-1
mхв δэл.зав. = f (α) δнос = f (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.