600 700 800 900 V пр. вв. (км/ч)
Рис.12
Набор высоты за горку, выполняемую с Н = 500 – 1000 м с 50 % остатком нормальной заправки топлива в стандартных температурных условиях. Минимальная скорость на траектории 300 км/ч.
ПЕРЕВОРОТ НА ГОРКЕ
Ввод в горку для выполнения переворота на ней осуществлять на тех же высотах и скоростях, что и ввод в горку без переворота с учетом запаса высоты на выполнение нисходящей части фигуры.
После разгона самолета до заданной скорости создать необходимый угол горки и зафиксировать его. По достижении скорости (не менее 350 км/ч) для начала вывода из горки координированным отклонением ручки управления и педалей повернуть самолет относительно продольной оси на 180° и взятием ручки управления на себя опустить нос самолета до горизонта, пилотируя по границе срабатывания ОПР и не допуская увеличения угла атаки более допустимых значений. Дальнейшее выполнение нисходящей части фигуры не отличается от выполнения нисходящей части петли.
Выполнение нисходящей части фигуры разрешается, если высота в её верхней точке не менее минимальной высоты, рекомендованной для выполнения переворота. Если в верхней точке фигуры высота полета будет меньше минимальной высоты, рекомендованной для выполнения переворота при данной скорости, после опускания носа самолета ниже горизонта выполнить вторую полубочку.
БОЧКА
На самолете разрешается выполнять быстрые и замедленные одинарные и многократные, горизонтальные, восходящие и нисходящие бочки.
Для выполнения быстрой бочки на скорости не менее 500 км/ч создать угол кабрирования 10°-25° (чем больше скорость, тем меньше угол), зафиксировать его и координированным движением ручки управления по диагонали в сторону вращения и от себя и педалей в ту же сторону вращать самолет относительно продольной оси с темпом один виток за 6-8 сек. При подходе самолета к положению горизонтального полета поставить рули на вывод, а после прекращения вращения – нейтрально.
Для выполнения замедленной (управляемой) бочки на скорости не менее 600 км/ч создать угол кабрирования 10°-20°, зафиксировать его и плавным отклонением ручки управления в сторону вращения начать выполнение фигуры с темпом вращения один виток за 10-12 сек.
В процессе выполнения бочки отклонениями ручки управления и педалями удерживать нос самолета от опускания, при этом часть фигуры выполняется на положительных углах атаки, а часть – на отрицательных и летчик испытывает знакопеременные перегрузки.
Двойные (многократные) бочки представляют собой слитное выполнение двух и более бочек.
Многократные быстрые бочки выполняются на скорости не менее 600 км/ч с «задиром» 20°-25. При их выполнении рули на вывод после очередной бочки не ставятся.
Многократные замедленные бочки выполняются на скоростях не менее 700 км/ч и по технике выполнения не отличаются от одинарной замедленной бочки.
Горизонтальные, восходящие и нисходящие бочки по технике выполнения идентичны и отличаются только наклоном траектории полета.
СПИРАЛЬ
На самолете разрешается выполнять мелкие (с углами крена до 45°) и глубокие (с углами крена более 45°), пологие (с углами наклона траектории до 30°) и крутые (с углами наклона траектории более 30°) спирали.
Ввод в спираль производить из режима установившегося снижения координированным движением ручки управления и педалей.
В процессе выполнения спирали самолет устойчив, тенденций к увеличению углов крена и тангажа не имеет.
Вывод из спирали производится координированными действиями рулей. Чтобы перевести самолет в горизонтальный полет, вначале следует убрать крен, а затем уменьшить угол тангажа с одновременным увеличением тяги двигателей.
Потеря высоты за виток спирали зависит от скорости полета, угла крена, высоты полета и режима работы двигателей. Средняя потеря высоты при выполнении витка спирали с креном 45° на режиме малого газа на высотах 5000-8000 м составляет 2500-3000 м при скорости 550 км/ч и 4500-5000 м при скорости 650 км/ч.
Полет на малых скоростях.
Действия летчика при потере скорости на восходящих траекториях полета.
При потере скорости до 200-300 км/ч допускается завершение фигур пилотажа в соответствии с рекомендациями РЛЭ, не превышая α доп.
При потере скорости менее 200 км/ч необходимо:
При углах тангажа и крена менее 60° отдачей ручки управления «от себя» примерно на 1/2 - 2/3 хода от нейтрального положения создать перегрузку Пу = 0…–0,5 с одновременным уменьшением крена опустить нос самолета ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При высвечивании сигнала СБРОСЬ ОБОРОТЫ на УСТ обороты не убирать.
При углах тангажа менее 60° и крена более 60°, а также при углах тангажа 60°-80° и любом крене установить угол атаки 10°-15°, одновременно увеличивая крен до 180° (до перевода самолета в перевернутое положение), опустить нос самолета ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч, выполнить полубочку и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп.
При углах тангажа более 80° (в положении, близком к вертикальному) установить ручку управления по крену в нейтральное положение, создать угол атаки 10°-15° и выдерживать его до опускания носа самолета ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч, выполнить полубочку и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп.
При падении скорости до 100 км/ч в процессе опускания носа в перевернутом положении самолета парировать тенденцию к переходу на отрицательные углы атаки взятием ручки управления «на себя» вплоть до полного хода, сохраняя угол атаки 10°-15°.
При потере скорости менее 100 км/ч в процессе выполнения горки на углах тангажа более 75° самолет имеет тенденцию к самопроизвольному увеличению угла тангажа, после чего следует прогрессирующее по темпу опускание носа («отмашка») с проходом через отвесное положение и переходом на отрицательные перегрузки. Для перевода на положительные перегрузки и предотвращения развития перевернутого штопора необходимо полностью отклонить ручку управления на себя и удерживать её в этом положении до появления положительных перегрузок. При появлении положительной перегрузки (Пу=0,5-1,0) установить ручку управления по тангажу в нейтральное положение, увеличить скорость до V = 300 км/ч и вывести самолет из пикирования, не превышая α доп.
Сваливание и штопор.
Сваливание.
Самолет выходит на режимы сваливания только в результате следующих ошибок в пилотировании:
пересиливания ОПР и превышения α доп.;
потери скорости менее 200 км/ч при невыполнении рекомендаций пункта 4.11.1.
При превышении α доп. на 3° возникают непроизвольные колебания небольшой амплитуды по крену и курсу. При выполнении энергичного маневрирования с достижением этих углов атаки на скоростях полета менее 450-500 км/ч возникает увод носа самолета. Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к увеличению интенсивности указанных явлений. На углах атаки, превышающих допустимые углы на 8°-14°, происходит сваливание (значительно увеличивается амплитуда колебаний или увод самолета по крену и курсу).
Вывод из сваливания выполнять немедленной установкой ручки управления по тангажу в стриммированное положение (1/4-1/3 хода за нейтральное положение от себя), по крену – в нейтральное положение при нейтральном положении педалей. При выводе из сваливания возможен переход самолета в штопор.
Нормальный штопор
При запаздывании с действиями по выводу из сваливания или при ошибочных действиях (установка ручки управления «на себя» на полный ход или против кренения) самолет переходит в штопор.
При переходе самолета в штопор плавно перевести двигатели на режим малого газа.
Вертикальная скорость снижения в штопоре составляет 80-100 м/с. Вращение по курсу происходит одновременно с незначительными колебаниями по крену (менее ± 20°) без ощущения боковых перегрузок.
Нормальный штопор может быть трех типов:
неустойчивый по направлению вращения (типа «падение листом»);
крутой установившийся по направлению вращения о углами тангажа от -50° до -30° и углами атаки 32°-45°. Время одного витка 15-20 сек;
плоский установившийся по направлению вращения с углами тангажа менее -30° и углами атаки более 45° (стрелка УАП на упоре). Время одного витка 6-8 сек.
Любой из указанных типов штопоров может быть получен на одних и тех же режимах полета при одном и том же положении рулей на вводе.
Вывод из неустойчивого штопора (типа «падение листом») выполнять установкой педалей и ручки управления по крену в нейтральное положение, а по тангажу в стриммированное положение (1/4-1/3 хода за нейтральное положение от себя).
Вывод из штопора с установившимся вращением по курсу выполнять отклонением педалей полностью против вращения и ручки управления по крену полностью в сторону вращения при стриммированном её положении по тангажу.
На высотах менее 8000 м для уменьшения времени вывода из штопора разрешается дополнительно применять «разнотяг» двигателей. Для этого при правом штопоре установить РУД правого, а при левом штопоре - левого двигателя на МАКСИМАЛ.
На высотах менее 6000 м разрешается применение «разнотяга» вплоть до включения полного форсажа. При применении «разнотяга» необходимо иметь ввиду, что эффективность его на высотах менее 6000 м (особенно с включением полного форсажа) высока. Поэтому несвоевременное уменьшение «разнотяга» двигателей может привести к переходу в штопор другого направления вращения.
Запаздывание выхода самолета в горизонтальный полет от момента установки рулей на вывод на высотах менее 11000 м составляет 15-20 сек, потеря высоты при этом 2500-3000 м. При прекращении вращения самолета установить рули в нейтральное положение, после уменьшения угла атаки менее α доп. увеличить скорость до 300 км/ч и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп. (по границе срабатывания ОПР).
После прекращения вращения самолета возможно его «зависание» (не уменьшение угла атаки) на углах атаки 38°-40°. Для ухода с «зависания» необходимо, удерживая соответствующим отклонением педалей от перехода во вращение при нейтральном положении ручки управления по крену, взять ручку управления на 1-2 сек полностью на себя, а затем полностью на 3-4 сек от себя. Если с первой попытки уйти с «зависания» не удалось, указанные действия повторить.
Перевернутый штопор
Попадание в перевернутый штопор возможно:
при потере скорости в перевернутом положении;
при потере скорости в положении близком к вертикальному;
при создании отрицательной перегрузки при перемещении ручки управления от себя на полный ход на скоростях менее 300 км/ч.
При переходе самолета в перевернутый штопор плавно перевести двигатели на режим малого газа.
Вывод из перевернутого штопора выполнять установкой ручки управления по тангажу на себя на полный ход, по крену - в нейтральное положение и педалей в нейтральное положение.
После остановки вращения и опускания носа самолета ниже горизонта установить ручку управления по тангажу в нейтральное положение, увеличить скорость до 300 км/ч, выполнить полубочку и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая α доп.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При невыходе самолета из штопора или при входе в него на высоте Н ≤ 3000 м катапультироваться.
Пилотирование самолета при его попадании в спутный след.
Попадание в спутный след от самолета-истребителя, летящего со скоростью 400-800 км/ч (по истечении времени после его пролете до 1 мин) воспринимается в виде непроизвольного кренения или вращения относительно продольной оси, сопровождаемого потерей высоты 50-100 м.
Интенсивность воздействия спутного следа от других типов самолётов зависит от угла стреловидности их крыла и удельной нагрузки на крыло. Наиболее сильное воздействие оказывает спутный след от самолетов со стреловидностью крыла 72°, которое на удалении 4 км от пролетевшего самолёта может вызвать энергичное вращение самолёта относительно продольной оси с угловой скоростью до 100 град/сек и потерей высоты до 300 м.
Выход из зоны воздействия спутного следа в зависимости от его интенсивности выполнять координированным разворотом в сторону входа в спутный след, либо установкой рулей в нейтральное положение (при средней интенсивности) или продолжением отворота в сторону кренения самолёта (при попадании в спутный след от самолёта, летящего на большой скорости и малой дальности).
Полеты с использованием САУ.
Включение автоматических режимов САУ разрешается только при установке переключателя режимов СДУ в положение АВТ и освобожденной по усилиям ручке управления, при этом их включение (за исключенном режима стабилизации истинной высоты (РВ) и режима ПОСАДКА) на высотах 300 м и менее ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Режимы автоматической стабилизации угловых положений самолёта и Нбар.
Режим разрешается включать на углах крена не более 60°. Для включения автоматической стабилизации угловых положений самолёта необходимо:
управляя вручную, установить требуемое (необходимое) положение самолёта в пространстве;
нажать кнопку АВТОМ на щитке САУ, при этом должен загореться сигнализатор рядом с кнопкой.
САУ с момента её включения будет стабилизировать текущее значение угловых положений самолёта (при крене более 7° стабилизируется крен, при крене менее 7° стабилизируется курс и угол тангажа до 40°).
Отключение режима АВТОМ производить кнопками СБРОС или ОТКЛ САУ. В случае невозможности отключения автоматического режима этими кнопками выполнить отключение приложением к ручке управления усилий 5 кгс по продольному или 3 кгс по боковому каналу. При этом отключение САУ может сопровождаться быстрым (кратковременным) изменением перегрузки, угла атаки и угловой скорости крена вплоть до максимальных значений.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выполнении полета в автоматическом режиме не допускать приложения усилий к ручке управления самолетом, так как они могут вызвать неправильную работу САУ или ее отключение.
Для включения автоматической стабилизации Нбар необходимо при вертикальной скорости меньше 3 м/с нажать кнопку Нбар. При этом загораются сигнализаторы АВТОМ и Нбар и с этого момента в продольном канале происходит стабилизация Нбар, а в боковом - стабилизация крена (если крен больше 7°) или курса (если крен меньше 7°).
При включении режима стабилизации Нбар возможен переход самолета в набор высоты или на снижение с вертикальной скоростью до 10 м/с.
Отключение режима Нбар производить кнопками СБРОС или ОТКЛ САУ. При включении режимов ПРИВЕД К ГОРИЗ, Нрв, НАВЕД, а также при пересечении глиссады в режиме ПОСАД и пересечении программной траектории снижения в режиме НАВИГ режим Нбар снимается.
Совмещенное управление самолетом.
Для изменения положения самолета при включенной автоматической стабилизации (горит сигнализатор АВТОМ, а при стабилизации Нбар и Нрв горит сигнализатор Нбар или Нрв), необходимо:
нажать гашетку совмещенного управления на ручке управления самолетом, при этом управляющие сигналы из САУ в СДУ не поступают, индикация режимов Нбар и Нрв снимается (сигнализаторы гаснут);
управляя самолетом вручную, установить требуемое угловое положение в пространстве и нужную высоту;
отпустить гашетку совмещенного управления, при этом возобновится режим стабилизации новых значений параметров полета и загорится сигнализатор того режима, при котором была нажата гашетка совмещенного управления.
При углах крена и тангажа более 80° после отпускания гашетки совмещенного управления происходит отключение САУ, при этом на приборной доске высвечивается сигнал УПРАВЛЯЙ ВРУЧНУЮ.
Отключить САУ при нажатой гашетке совмещенного управления можно кнопкой СБРОС или кнопкой ОТКЛ САУ.
|
