Geum.ru

Введение

Вид материалаКнига

Содержание


Основные сведения о самолете
Эксплуатационные ограничения
Подобный материал:
1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   22

РАЗДЕЛ 1



ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ


1.1 Краткие сведения о самолете

  1. Одноместный сверхзвуковой всепогодный истребитель Cу-27CK предназначен для завоевания господства в воздухе, уничтожения противника в дальних ракетных и ближних маневренных боях, а также для поражения наземных и надводных целей.


Самолет выполнен по интегральной аэродинамической схеме, при которой крыло и фюзеляж образует единый несущий корпус, что обеспечивает высокие значения аэродинамического качества и коэффициента подъемной силы на маневре, а компоновка при этом обеспечивает дополнительные внутреннее объемы, благодаря чему на самолете не предусмотрено использование подвесных топливных баков.

  1. На самолете установлена система дистанционного управления (СДУ), которая наряду с обеспечением нормальной продольной устойчивости самолета на дозвуковых скоростях полета обеспечила также его высокую маневренность при сохранении хорошей устойчивости и управляемости во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.


Для повышения запаса путевой устойчивости в систему бокового канала СДУ введен автомат путевой устойчивости - демпфер курса.


Для обеспечения поперечной управляемости используется совместное отклонение флаперонов и дифференциальное отклонение стабилизатора, последнее используется и для демпфирования по крену.


Для обеспечения поперечной управляемости в путевой канал СДУ введена перекрестная связь руля направления с поперечным отклонением ручки управления, а для предотвращения сваливания самолета на углах атаки более 25° в систему поперечного управления введено механическое ограничение поперечного отклонения ручки до 1/3 хода в виде пружинного упора с усилием 7 кгс.


Для обеспечения хороших характеристик маневренности во всем диапазоне допустимых углов атаки на дозвуковых скоростях полета введены системы автоматического отклонения носков крыла и флаперонов по сигналу угла атаки.

  1. Для ограничения перемещения педалей до величины 1/3 хода, после уборки шасси к системе путевого управления подключается пружинный ограничитель с усилием 17 кгс.
  2. Взлет и посадка производится при фиксированных в отклоненном положении носках крыла.

Во взлетно-посадочное положение флапероны отклоняются симметрично на угол 18° и от этого положения, для управления по крену, отклоняются вверх на 27°, вниз на 16°.


Взлетно-посадочные характеристики и их зависимость от различных факторов приведены в номограммах (рис.6, 7, 8, книга 2).


  1. На самолёте установлено специальное оборудование, в состав которого входит:
  • система управления вооружением СУВ-27Э в составе РЛПК-27Э,
    ОЭПС-27, система единой индикации СЕИ-31/1ОМ, запросчика системы
    государственного опознавания, системы объективного контроля,
    системы управления оружием;
  • пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10-02;
  • средства РЭП: изделие Л006ЛМ, изделие Л203ИЭ, АПП-50;
  • комплекс связи К-ДлАЭ;
  • бортовая система наземного наведения 11Г6;
  • бортовая аппаратура воспроизведения речевых команд
    "Алмаз-УП";
  • обобщенная система встроенного контроля и предупреждения летчика ("Экран-02МЭ");
  • система аварийной сигнализации САС – 6;
  • самолётный ответчик A-511;
  • антенно-фидерная система "Поток-НР-10";
  • аппаратура госопознавания (изделие 6202P-1).


Самолёт оборудован также системой контроля и регистрации аварийных сигналов Тестер-УЗ сер.З и системой объективного контроля учебно-боевых действий СОК — Б.

  1. На самолёте установлено катапультное кресло К-36ДМ серии 2.



  1. В состав вооружения самолёта входят:
  • управляемые ракеты класса «Воздух-Воздух» P-27ЭP1 P-27P1 с радиолокационными и Р-27ЭT1, P-27T1 и Р-73Э с тепловыми головками самонаведения;
  • неуправляемые ракеты типов С-25, C-13 и С-8;
  • авиационные бомбардировочные средства поражения калибра
    до 500 кг;
  • встроенная пушечная установка с пушкой ГШ-301 (боекомплект 150 снарядов).

РАЗДЕЛ 2



ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ


Ограничения
Причина
  1. Максимальная скорость и число М полета:
    • V = 1400 км/ч. Режим не ограничен по времени.
    • М = 2,35. При М = 2,15 – 2,35 не более 5 минут.

По прочности.

По остеклению фонаря.
  1. Максимальная эксплуатационная перегрузка при расчетном полетном весе 21400 кг:
    • Пу макс = 8,0 при М≤0,85
    • Пу макс = 6,5 при 0,85<М≤1,25
    • Пу макс = 7,0 при М>1,25

Для весов, отличающихся от расчетного полетного веса, перегрузка устанавливается из расчета:
    • m•Пу макс = const = 171000 кг при М<0,85, но не более Пу = 9,0
    • m•Пу макс = const = 139000 кг при 0,85<М≤1,25, но не более Пу = 7,0
    • m•Пу макс = const = 150000 кг при М>1,25, но не более Пу = 7,5


По прочности.

По прочности.

По прочности.
  1. Минимальная отрицательная перегрузка:
    • Пу мин = -2,0 при М<0,85
    • Пу мин = -1,0 при М>0,85
    • Пу мин = -0,5 при V≤300 км/ч

По прочности.

По прочности.

Во избежание попадания в штопор
  1. Минимальная скорость горизонтального полета – 200 км/ч.

На высоте более 6000 м – 300 км/ч.
Из условия устойчивости и управляемости
  1. Допустимые углы атаки:

А) Для самолетов без подвесок или с УР

М
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1,0
2,0

УАП
24°
23°
22°
20°
19°
18°
8°


Б) Для самолетов с бомбардировочными средствами поражения и НРС:


М
0,6
0,7
0,85

УАП
20°
18°
15°



ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во взлетно – посадочной конфигурации (шасси выпущено) αдоп = 20°. При касании на посадке αдоп = 16°.

По устойчивости и управляемости в ВПК.


По устойчивости и управляемости в ВПК.


По зазору от хвостовой части до ВПП.
  1. Максимальная взлетная масса 33000 кг (при установке колеса КН-41 с шиной модели 017А и колеса КТ-156Д с шиной модели 2А).

Максимальная взлетная масса 28000 кг (при установке колеса КН-27 с шиной модели 016А и колеса КТ-156Д с шиной модели 2А).

Расчетная взлетная масса 23250 кг (2хР-27 + 2хР73Э, расчетный запас 5090 кг, полный комплект несъемного бортового оборудования, боекомплект к ГШ-301 150 снарядов).

Взлетная масса с ракетами 2хР-27 + 2хР73Э, с Gт = 9220 кг (γт = 0,785) – 27380 кг.

Максимальная масса подвесок ракет Р-27 и Р-73Э – 1950 кг.
По прочности колес и пневматиков.
  1. Максимально допустимая путевая скорость самолета на взлете:
    • при отрыве переднего колеса – 320 км/ч.
    • при отрыве основных колес – 360 км/ч.
По прочности пневматиков колес.
  1. Предельная посадочная масса 23000 кг.

Максимальная посадочная масса 21000 кг, при этом остаток топлива без ракет – 3560 кг, с ракетами 2хР-27 + 2хР-73Э – 2840 кг.

Посадки с массами 21000 кг, но не более 23000 кг, допускаются, как исключение, но не более 3 % от общего количества посадок.
По прочности колес и пневматиков.
  1. Взлет и посадка с боковой составляющей ветра более 15 м/с ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Из-за затруднений в выдерживании направления на разбеге и пробеге.
  1. Максимальная скорость перекладок защитного устройства воздухозаборников (ЗУ), а также полета с закрытыми ЗУ не более 500 км/ч.
По прочности защитного устройства.
  1. Максимально допустимая путевая скорость самолета на посадке:
    • при касании передним колесом – 270 км/ч.
    • при касании основными колесами – 280 км/ч.
По прочности пневматиков колес.
  1. Максимальная скорость начала торможения – 265 км/ч.
По энергоемкости тормозов.
  1. Максимальная скорость выпуска тормозного парашюта – 300 км/ч.
По прочности парашюта.
  1. Выпуск, уборку, а также полет с выпущенным шасси выполнять на скорости не более 500 км/ч.
По прочности створок шасси.
  1. Максимальная высота выпуска и полета с выпущенным шасси – не более 4000 м.
Из-за возможной раскачки самолета в продольном канале.
  1. Полет с отклоненными флаперонами в режиме закрылков на взлете и посадке на скорости не более 600 км/ч, Пу не более 2,0.
По прочности флаперонов.
  1. Выпуск тормозного щитка и полет с выпущенным тормозным щитком на скорости не более 1000 км/ч (М≤0,9), при этом на V > 600 км/ч скольжение не более 2-х диаметров шарика.
По прочности килей.
  1. На скоростях полета более 600 км/ч при отклонении педалей не допускать пересиливания пружинного упора.
По прочности килей.
  1. Время непрерывной работы двигателей на земле на форсажных режимах не более 20 сек.
По температурному состоянию элементов двигателя.
  1. Максимально допустимая температура газов за турбиной:
    • на М ≤ 1,9 на максимальном и форсажных боевых режимах – 750°С;
    • на М > 1,9 на максимальном и форсажных боевых режимах – 765°С;
    • на учебно-боевом форсажном режиме - 700°С.
По прочности турбин двигателя.
  1. Запрещается создавать углы скольжения более 2-х диаметров шарика на М ≥ 2,0.
Во избежание помпажа воздухозаборников.
  1. Полет с околонулевыми и отрицательными перегрузками (Пу = 0 ÷ -2) разрешается:
    • на форсажных режимах работы двигателей не более 3 сек. на высотах до 15000 м, не более 8 сек. на высотах более 15000 м;
    • на бесфорсажных режимах работы двигателей не более 10 сек. на высотах до 8000 м, не более 15 сек. на высотах более 8000 м.

Повторное создание указанных перегрузок разрешается не ранее, чем через 30 сек. полета с Пу ≥ 1,0. Полеты с перегрузкой Пу = 2 ÷ -2 выполнять при остатке топлива более 1500 кг.
Из условия обеспечения подачи топлива к двигателям.
  1. Безопасное аварийное покидание самолета летчиком обеспечивается:

на разбеге и в горизонтальном полете при скоростях:
    • от 75 до 950 км/ч. без ограничения по высоте над рельефом местности.



в горизонтальном полете на скоростях:
    • до 1200 км/ч на высотах не менее 40 м над рельефом местности;
    • до 1300 км/ч на высотах не менее 60 м над рельефом местности.



На режимах снижения самолета на высотах, равных по величине скорости снижения, умноженной на четыре.

Минимальная безопасная высота катапультирования в горизонтальном полете при углах крена:
  • γ = 90°, Н мин = 150 м;
  • γ = 180°, Н мин = 200 м.

Минимальная безопасная высота катапультирования на снижении при углах крена:
  • γ = 90°, Н мин = 4•Vy+150 м;
  • γ = 180°, Н мин = 4•Vy+200 м.

Указанные величины приведены без учета времени на принятие решения и подготовку к катапультированию.


В зависимости от типа применяемого высотного снаряжения:
  • в защитном шлеме ЗШ с опущенным светофильтром и надетой кислородной маской на скорости не более 1300 км/ч;
  • в защитном шлеме ЗШ с поднятым светофильтром и надетой кислородной маской на скорости не более 700 км/ч.


По времени, необходимому для срабатывания парашютной системы.


По времени, необходимому для срабатывания парашютной системы и по воздействию воздушного потока на летчика.


По времени, необходимому для срабатывания парашютной системы.


По воздействию воздушного потока на летчика.
  1. Все полеты, независимо от скорости, выполнять с использованием кислородного оборудования, а полеты над водной поверхностью, кроме того, с использованием морского спасательного снаряжения, При этом, в зависимости от задания на полет, применять следующее спецснаряжение:
  • на высотах от 11000 до 20000 м – ЗШ с кислородной маской (КМ) и высотный компенсирующий костюм (ВКК);
  • на высотах менее 11000 м – ЗШ с кислородной маской, а при полетах с перегрузками более 3 ед. – ВКК (ПКК).


ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Максимально допустимое время пребывания на высоте 11000 – 20000 м в разгерметизированной кабине не более 2 минут.
Для обеспечения жизнедеятельности.
  1. Взлет, посадку, полеты с перегрузками и на скоростях более 700 км/ч выполнять с обязательным стопорением плечевых ремней.


  1. Включение автоматических режимов САУ при М > 2,0 ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
На М > 2,0 наблюдается раскачка самолета.
  1. При отказе системы управления носками αдоп = 10°.
По устойчивости и управляемости самолета.
  1. При наличии несимметричной подвески двух и более ракет (одна из которых Р-27) на одном крыле αдоп = 15° (ОПР на это ограничение не настроен).
По устойчивости и управляемости самолета.


Пу




8






















































































































6






















































































































4






















































































































2






































































0,5













1,0













1,5










2,0




0























































М






























































-2





















































































































Рис. 2. Ограничения по перегрузкам для G = 21400 кг.