Руководство по летной эксплуатации книга 2

Вид материала

Руководство

Содержание Особенности устойчивости и управляемости при полете с несимметричной подвеской и отказе одного двигателя.

Подобный материал:

• Рлэ як-52 руководство по лётной эксплуатации самолёта як-52, 1404.66kb.
• Руководство по эксплуатации «теплосила», 757.63kb.
• Руководство по эксплуатации м 048. 000., 677.61kb.
• Руководство по эксплуатации, 3324.72kb.
• Руководство по эксплуатации и обслуживанию контроллеров автоматического ввода, 1033.31kb.
• Руководство по тенической эксплуатации двигателя bmw r 1100, 1217.69kb.
• Руководство по эксплуатации, 126.79kb.
• Научно-производственная фирма "мета" тестер бокового увода колеса ту- 3000 Руководство, 238.68kb.
• Руководство по эксплуатации аеиг. 656353. 039-2, 2790.6kb.
• Руководство по древнемуискусству исцеления «софия», 3676.94kb.

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 m_y^в=f(α) и m_x^в=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°.


m_y^в δэл.зав. = f (α) δнос = f (α) β = ±2°


- 0,003


- 0,002


- 0,001


0


0,001

М=0,2

М=0,8

10 20 30

α

М=0,9

СК-1


m_х^в δэл.зав. = f (α) δнос = f (α)

М=0,2 – 0,4

М=0,8

0,004


0,003


0,002


0,001


10 20 30

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 α_доп.

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 ω_х ≥ 1,5°/сек.

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.

3. 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:

20 10 0

Н=10000 м

Н=0

Н=5000 м

М