Отказы в системе дистанционного управления. 2 страница

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.

 

 

− 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:

Н=10000 м

Н=0

Н=5000 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

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:

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

8.2. 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:

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

8.3.2. 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.

 

 

− 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															800										620
280							Vотр на форсаже
260																									600
																						Рмм рт.ст.
Lразб на МАКС
							Lразб на форсаже
												Ключ:mвзл→L°р→Lрр→ветер→Lрфакт→LБВПП; mвзл→ Vотр
						Ветер попут, м/с
																					tнв°С
										16
	Ветер встреч																								-35
																									-25
																									-15
															45		35	25			15			-5