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.

 

 

cy бал    cy 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:

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

− 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:

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

− 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 αдоп ≈ 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

     
                                                     

 

Рис. 6. Номограмма для определения длины разбега и потребной длины БВПП в фактических метеоусловиях.

Vпос км/ч                                                  L°пр.м

           
Vпос

               
800

     
620

           
240

                               
600

         
220

                                         
Рмм рт.ст.

       
200

 
Lпр без ТП

                                             
                                                 
 
Lпр с ТП

                                                 
                               
             
Ключ:mпос→L°пр→Lрпр→ветер→Lпрфакт→LБВПП; mвзл→ Vпос

                             
                                                     
     
Ветер попут, м/с

                               
                                 
tнв°С

               
                                                 
                                                   
                   
16

                   
-35

         
                                         
-25

       
   
Ветер встреч

                                 
-5
-15

       
                                       
15

       
                                                     
                                   
45

35

25

       
                                 
                                                     

 

Рис. 6. Номограмма для определения длины пробега и потребной длины БВПП в фактических метеоусловиях.

Ключ: Vотр.кас.→Vi→Vp→Vp,t→Vпутев Vi, км/ч

             
Рмм рт.ст.

         
                     
                     
                   
                         
                           
       
           
t°С

   
                       
                   
         
         
                     

160 200 240 280 320 340 400

 

Рис. 8. Номограмма для определения скорости отрыва и касания самолета в различных атмосферных условиях по скорости отрыва и касания в условиях МСА.

Примечание:скорость отрыва и касания в условиях МСА определяется в зависимости от веса по рис. 6 и 7.

 

 


Дата добавления: 2018-05-31; просмотров: 428; Мы поможем в написании вашей работы!

Поделиться с друзьями:






Мы поможем в написании ваших работ!