Обучающий модуль CRET (1992) - Критические режимы полёта на больших углах атаки

Критические режимы полёта на больших углах атаки. Характеристики сваливания и штопора, маневрирование

с достижением околонулевых скоростей ( из Технического описания, 1993 г. )

После запуска программы на экране появляется заставка. Здесь (и далее) для перехода

к следующей странице (в данном случае, к странице с которой начинается Введение) нужно нажать на клавиатуре клавиши "пробел" или "Enter".

Войдя в программу, пользователь (обучаемый) оказывается в режиме просмотра текста. Смена страницы ("перелистывание") осуществляется либо с помощью клавиши "Enter" (перелистывание в порядке возрастания номера страницы), либо с помощью клавиш "стрелка вверх" и "стрелка вниз". Клавиша "стрелка вниз" используется для возврата на предыдущую страницу.

После последовательного просмотра страниц раздела "Введение", обучаемому предлагается главное меню программы, в котором содержатся названия всех разделов по теме.

Имеется второй способ перехода в главное меню из любого места программы. Для этого пользователю необходимо нажать клавишу "Esc". На экране появится меню следующего вида:

При помощи клавиш "стрелка вверх" и "стрелка вниз" необходимо выбрать пункт меню "Возврат в главное меню" и нажать клавишу "Enter".

Выбор раздела в главном меню осуществляется при помощи клавиш "Стрелка вверх" и "Стрелка вниз", при этом происходит смена цвета фона под указанным пунктом с серого на голубой. После этого должна быть нажата клавиша "Enter".

Для просмотра текста внутри выбранного раздела используется либо клавиша "Enter" (в этом случае страницы будут меняться в порядке возрастания номера), либо с помощью клавиш "стрелка вверх" и "стрелка вниз" - в этом случае можно пролистывать текст как вперед, так и назад.

В тексте ряда разделов содержатся ссылки на рисунки (иллюстрации). При появлении в тексте на экране ссылки вида "см. рис.5", для просмотра иллюстраций нужно нажать клавишу "пробел" (большая нижняя клавиша без названия в нижней части клавиатуры). После просмотра рисунка, для возврата к просмотру текста нужно нажать клавишу "Esc" в верхнем левом углу клавиатуры.

При нажатии на клавишу "пробел", текстовое окно на экране сменяется тем рисунком, ссылка на который указана в тексте. Если на текущей странице текста содержится несколько ссылок на рисунки, то появится тот рисунок, ссылка на который на данной странице встречается первой. Для перехода к следующему рисунку используется клавиша "стрелка вверх".

Если обучаемый хочет просмотреть все рисунки раздела, он может "перелистать" их с

помощью клавиш "стрелка вверх" и "стрелка вниз", как в порядке возрастания, так и в порядке убывания порядковых номеров рисунков.

Для возврата к просмотру текста от любого рисунка обучаемый должен нажать клавишу "Esc".

После просмотра текста в выбранном разделе могут появится контрольные вопросы (контрольные вопросы включены не во все разделы). Вопрос появляется на экране вместе с несколькими вариантами ответа. Обучаемый должен, внимательно прочитав вопрос и подумав, выбрать верный ответ с помощью клавиш-стрелок ("стрелка вверх", "стрелка вниз") и нажать на клавишу Enter.

В случае правильного ответа - появится следующий вопрос.

При неверном ответе программа перейдет снова в режим просмотра текста и окажется в том месте по тексту, где содержится информация, позволяющая получить необходимые знания для ответа на текущий контрольный вопрос.

После правильных ответов на все контрольные вопросы по выбранному разделу,

обучаемый окажется в следующем разделе. В режиме просмотра текста в некоторых разделах (разделы 5, 6, 8, 9, 12) для

закрепления образных представлений об особенностях динамики самолета используются компьютерные фильмы, отображающие реальные режимы полета, полученные в летных испытаниях. Они помогают глубже понять текстовую информацию. Фильмы запускаются автоматически. После фильмов могут идти либо другие фильмы (с другим положением наблюдателя), либо снова текст. Фильмы в этом случае играют роль "живых" страниц текста. После завершения фильма обучаемый переходит к следующей странице.

Разделы с 1-го по 14-ый содержат теорию. Их изучение обязательно. Они помогают проникнуть в физическую суть динамики и управляемости самолета на больших углах атаки, при сваливании, при потере скорости и в штопоре. В этих разделах содержаться конкретные рекомендации летчику о том, что нужно, как нужно, что и почему не нужно делать в самолете на всех этих режимах или вблизи их. Информация, содержащаяся в первых 14-ти разделах, является сжатой выжимкой теоретического курса по динамике самолета на больших углах атаки, который изучается в школе летчиков-испытателей им. А.В.Федотова.

Раздел 15 "Ознакомление с методами пилотирования" предназначается для имитации динамики пространственного движения самолета. При входе в раздел 15 обучающему предлагается меню:

Выбор варианта осуществляется клавишами ("стрелка вверх" и "стрелка вниз") с последующим нажатием на клавишу "Enter".

При выборе "Моделирование" обучаемому последовательно предлагается ряд меню, смысл и назначение которых будет хорошо понятен.

Выбрав вариант (тип) моделирования, обучаемый окажется в режиме имитации

динамики полета в реальном времени.

Режим имитации полета (моделирования) прерывается нажатием клавиши "Esc". После этого на экране снова появляется меню:

При выборе режима "Просмотр" обучаемому предлагается серия меню, смысл и

содержание которых будут хорошо понятны.

Выбрав нужный вариант просмотра, обучаемый сможет просмотреть результат

моделирования (то, что он "налетал" при имитации полета в режиме моделирования). Согласно меню, он сможет просмотреть свой "полет" либо со стороны наблюдателя:

либо в виде графиков:

либо из кабины самолёта.

При просмотре из кабины (в ходе просмотра) можно нажать клавишу "F9" в верхнем ряду клавиатуры. В этом случае приборная доска остается на экране. Приборы будут воспроизводить показания в просматриваемом режиме. А вместо вида из кабины на землю и небо, обучаемый будет видеть подвижное пространственное изображение своего самолета в реальном времени.

Для возврата к виду из кабины на землю, в режиме просмотра необходимо нажать на клавишу F9.

Раздел 16 предназначен для контроля и проверки усвоенных знаний. После входа в раздел 16, обучаемому последовательно будет предложено семь контрольных вопросов из теории.

В случае хотя бы одного неправильного ответа контроль автоматически прекращается

и обучаемому предлагается Главное меню, чтобы он повторил теоретический материал. Если обучаемый правильно ответил на все предложенные ему контрольные вопросы,

то программа автоматически перейдет ко второй части контроля. Вторая часть контроля начинается после выбора типа самолета, согласно предложенного меню, и нажатия на клавишу Enter.

Перед тем, как нажать на клавишу Enter, обучаемый должен собраться,

сконцентрировать волю. Сразу после нажатия на клавишу Enter на экране начнется фильм. Обучаемый увидит вид из кабины с приборной доской в динамике в темпе реального времени. Обучаемый должен внимательно следить за полетом и за действиями летчика (по мнемоническому изображению рычагов управления самолетом и РУДов ). Заметив ошибку в пилотировании, обучаемый должен остановить фильм нажатием клавиши Esc. Далее необходимо продумать, как исправить ошибку. Затем приступить к ее исправлению, запустив процесс моделирования (имитации полета) нажатием клавиши Enter и управляя самолетом.

Исправив ошибку, обучаемый должен перевести самолет в набор высоты ( V > 0 ) с углом атаки и V > Vэв. Только после этого можно нажать на клавишу Esc. Если самолету угрожает столкновение с землей и обучаемый понял, что уже не может предотвратить столкновение, необходимо нажать клавишу Esc. Это будет означать катапультирование.

Если обучаемый не справился с ситуацией, то на экране появится сообщение о том, что он недостаточно еще освоил знания по теме. В этом случае обучаемому снова будет предложено Главное меню для того, чтобы он еще позанимался. Программа моделирования динамики самолёта на режимах сваливания и штопора (дополнительная информация)

Назначение программы Программа предназначена для ознакомления летного состава с особенностями сваливания и штопора самолетов МиГ-29 и Су-27, с техникой пилотирования при сваливании и штопоре, и при маневрировании с достижением околонулевых скоростей. Программный комплекс позволяет формировать навыки анализа пилотажной информации и образы полета при маневрировании с возможным выходом на большие углы атаки, режимы сваливания и штопора. Обучение рекомендуется проводить в процессе подготовки лётного состава, с целью повышения безопасности полетов.

Ограничения по использованию «штопорных» программ Заложенная в данные программы математическая модель и банк аэродинамических данных позволяют с достаточной точностью моделировать динамику самолёта на режимах с числами М < 0.8 (сваливание, штопор, маневрирование на малых скоростях, включая фигуры типа "колокол", "кобра" и т.п.). Программа не может и не должна использоваться для моделирования полётов на большой дозвуковой и тем более - на сверхзвуковой скорости. В программах не предусмотрено выключение при "ударе о землю". В этой ситуации при попытке снижаться дальше высота H=0 "замораживается", оператор при этом имеет возможность уйти с нулевой высоты и продолжить работу с программой. Программы отключаются при выходе на чрезмерные перегрузки. Нежелательны слишком длинные "сеансы" моделирования; предпочтительнее выполнять большее число более коротких по времени упражнений. Это позволяет снизить требования к дисковой памяти, необходимой для записи полёта. При этом также легче анализировать запись полёта.

информацию подготовил А.В.Храмцовский, 15 октября 2004 года.

Приложение

Файлы, создаваемыми при работе штопорных программ При работе из обучающей системы, во время моделирования каждый раз заново записывается файл, содержащий ряд параметров движения самолёта. Для самолёта Миг-29 записывается 46 параметров, для самолёта Су-27 - 48 параметров. Порядок параметров в записи следующий (остальные параметры используются для служебных целей):

№ пп Параметр 1 Время в сек. 2 X-координата в земной системе координат, м. 3 Высота, м. 4 Z-координата в земной системе координат, м. 5 Скорость, м/с 6 Угол наклона траектории, рад. 7 Тангаж, рад. 8 угол курса, рад. 9 Крен, рад. 10 Угол атаки, рад. 11 Продольная перегрузка n_y 12 Скоростной напор кГ/м² 13 Число М 14 V_x, м/сек 15 V_y, м/сек 16 V_z, м/сек 17 Приборная скорость, км/ч 18 X_в, мм 19 X_э, мм 20 X_н, мм 21 РУД_2 (правый), отн.ед. 22 РУД_1 (левый), отн.ед. 23 Флаг включения СУУ (1. - вкл., 0 - выкл.) 24 Угол атаки, град. 25 Угол скольжения, град. 26 Угловая скорость крена, рад/сек 27 Угловая скорость рыскания, рад/сек 28 Угловая скорость тангажа, рад/сек 29 Вертикальная скорость, м/сек 30 Перегрузка n_x 31 Перегрузка n_z 32 φ, град. 33 ∆φ,град . 34 δ_э,град. 35 δ_н,град. 36 Общая тяга двигателей в кГ

Структура записи выходного файла

Краткая инструкция по работе с программным комплексом

Действие Управление

Вход в программу Enter

В текстовом режиме:

просмотр страницу вперед Enter или "стрелка вверх"

просмотр страницу назад "стрелка вниз" переход в режим просмотра рисунков "пробел" выход в меню Esc

В режиме просмотра рисунков:

просмотр рисунков вперед "стрелка вверх" просмотр рисунков назад "стрелка вниз" переход в режим просмотра текста Esc

В режиме моделирования (имитации полета):

остановка моделирования Esc переход на пространственное изображение самолета и обратно на вид из кабины F9

В режиме просмотра результатов моделирования при виде из кабины:

переход на пространственное изображение самолета и обратно на вид из кабины F9

В режиме контроля (ситуационного):

прерывание просмотра файла Esc запуск моделирования с передачей управления обучаемому для исправления замеченной ошибки Enter

остановка моделирования Esc

Управление программами моделирования динамики самолета

Действие Управление

управление по тангажу от ручки в режиме "управление от рычагов", клавишами "Стрелка вверх" и "Стрелка вниз" при управлении от клавиатуры

управление по крену от ручки в режиме "управление от рычагов", клавишами ® и ← при управлении от клавиатуры

управление по рысканию от педалей в режиме "управление от рычагов", клавишами End и PgDown при управлении от клавиатуры

управление двигателем от РУД в режиме "управление от рычагов", клавишами A и Q при управлении от клавиатуры

дача разнотяга триммером на ручке в режиме "управление от рычагов", клавишами Home и PgUp при управлении от клавиатуры

включение/выключение СУУ клавиша Z временный останов клавиша "пробел" останов воспроизведения, останов моделирования клавиша Esc

смена режима визуализации клавиша F9

ИЗУЧЕНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ ДИНАМИКИ И УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В КРИТИЧЕСКИХ РЕЖИМАХ ПОЛЕТА

НА БОЛЫ1ИХ УГЛАХ АТАКИ И ПРИ ДОСТИЖЕНИИ ОКОЛОНУЛЕВЫХ СКОРОСТЕЙ

Ц Е П И О Б У Ч Е Н И Я- ознакомление летчиков с физикой явлений и особенностями

динамики самолета на больших углах атаки , при сваливании , в штопоре , а также при потере скорости ;

- формирование наглядно-образных представлений о характере движения самолета в этих режимах;

- формирование навыков анализа пилотажной информации и ориентировочной основы действий по предотвращению сваливания и выводу самолета из штопора;

- знакомство со статистикой летных происшествий , связанных с непреднамеренным выходом самолетов на большие углы атаки и потерей скорости;

- изучение рекомендаций по пилотированию на больших углах атаки и мер предосторожности.

F1 - Подсказка

В В Е Д Е Н И Е

Эксплуатационный диапазон углов атаки для современных самолетов ограничен величиной допустимого угла атаки.

Летчику запрещается превышать этот угол атаки , однако он может сделать это непреднамеренно.

Для защиты от непреднамеренного увеличения угла атаки выше допустимого на современных истребителях используется различные автоматические устройства и системы. К ним относятся системы световой , звуковой и тактильной сигнализации и ограничители предельных режимов.


В настоящее время к защите самолетов от сваливания с использованием средств автоматики применяется три подхода. Первый из них связан с предупреждением летчика о выходе на большие углы атаки и о приближении к критическим режимам. Второй подход заключается в автоматическом ограничении дальнейшего роста угла атаки при выходе самолета к границе эксплуатационной области по углу атаки; при этом помимо ограничения угла атаки предусматривается и ограничение нормальной перегрузки: при малых скоростных напорах ограничивается угол атаки, при больших - перегрузка. Наконец, третий подход предполагает использование в контуре управления алгоритмов, предотвращающих чрезмерный рост угловых скоростей и углов скольжения, приводящих на больших углах атаки к сваливанию и входу в штопор.


Необходимость искусственного предупреждения летчика о приближении к критическим режимам полета вызвана тем, что естественные признаки предупреждения о выходе самолета на большие углы атаки, такие как бафтинг, аэродинамическая тряска, возрастание шума от возникновения отрывного обтекания или неуправляемые автоколебания, на современных самолетах могут быть слабо выражены или проявляются слишком поздно. Для искусственного предупреждения летчика о приближении к допустимому углу атаки может использоваться тактильная ( рост усилий, тряска ручки управления или педалей ), звуковая ( звук определенной частоты или речевая информация ), или световая сигнализация. Все указанные виды сигнализации могут применятся как по отдельности, так и в комплексе друг с другом.


Однако, как показывает практика, применение всех этих видов предупреждения малоэффективно и недостаточно. Попадание современных маневренных самолетов в режимы сваливания может происходить настолько внезапно, что строевой летчик, не обученный специально полетам на сваливание и штопор, обычно оказывается не готов предпринять своевременные правильные действия, непреднамеренно оказавшись в этих критических режимах.

Основной причиной тяжелых последствий летных происшествий, связанных с непреднамеренным попаданием самолетов в режимы сваливания и штопора, являются недостаточные знания летчиками природы этих явлений, неумение распознавать критический режим, незнание методов вывода из сваливания и штопора, а также отсутствие практических навыков пилотирования самолетом на больших углах атаки.


-Внимательно и вдумчиво читайте текст !-Это необходимо не только дня ответов на контрольные вопросы.

-От того как Вы усвоите материал будет зависеть бесопасность Ваших полетов , а значит сохранность доверенного Вам самолета,жизнь тех кто с Вами на борту ,жизнь тех кто под Вами ...и ваша собственная жизнь .


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки._________Раздел 4. Режимы сваливания.____________________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.__________Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29._________Раздел 7. Штопор самолетов._____________________________________Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27._________________Раздел 9. Особенности штопора самолета НиГ-29.________________Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.___________Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.______________________________________Раздел 13. Меры предосторожности._______________________________Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультирование.Раздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.______________Раздел 16. Контроль знаний.______________________________________

Выход из программы

РАЗДЕЛ 1.

Недостатки систем ограничения предельных режимов.

Глава 1 Страница 1 F1 - Подсказка

Современные системы защиты самолета от выхода на большие углы атаки и сваливания основаны на сравнении текущего значения угла атаки с допустимым его значением (<1доп) с учетом темпа изменения угла атаки. При подходе к с1доп с упреждением по скорости нарастания угла атаки выдается сигнал, по которому срабатывает световая, звуковая, тактильная сигнализация, предупреждающая летчика о приближении и выходе самолета за установленные эксплуатационные ограничения по углу атаки.


Кроме предупредительной сигнализации, для повышения эффективности защиты самолета от сваливания, используются активные ограничительные устройства , которые вмешиваются в процесс ручного управления при приближении к <1доп путем создания ''упора0 по усилиям отталкивания ручки управления от ''себя" или ограничения управляющего сигнала от ручки управления в системах дистанционного управления.


На самолете Су-27 установлен ограничитель предельных режимов полета (ОПР), который предназначен для предупреждения летчика о выходе самолета за эксплуатационные ограничения по углу атаки и перегрузке. При подходе к с1доп с упреждением по скорости нарастания угла атаки ОПР осуществляет предупредительную тряску ручки управления , при попытке превышения <1доп на ручке ощущается "упор” в виде дополнительного усилия 15кг.


ОПР работает совместно с системой ограничительных сигналов СОС-2, в которой вычисляются допустимые значения <1доп и пы ма* в зависимости от параметров полета и конфигурации самолета, а также текущее значение Лист.

СОС-2 также обеспечивает индикацию текущих значений угла атаки и нормальной перегрузки.


На самолете МИГ-29 установлена система ограничительных сигналов СОС-3, которая обеспечивает:

- индикацию текущих значений угла атаки и нормальной перегрузки;

-вычисление допустимого значения угла атаки в зависимости от положения носков крыла и числа М полета;

-отталкивание ручки управления "от себя” с усилием 17 кг при достижении самолетом допустимого угла атаки с учетом скорости его увеличения.


Системы ОПР и СОС с помощью активных ограничительных устройств достаточно надежно защищают самолет от выхода за допустимый угол атаки на всех эксплуатационных режимах полета, когда увеличение угла атаки происходит в основном вследствие управляемого движения при отклонении ручки управления по тангажу.


Однако существует ряд режимов полета, когда увеличение угла атаки происходит по другим причинами в этом случае существующие системы (ОПР,СОС) не всегда препятствуют росту угла атаки и выходу за <Адоп.


К таким режимам попета относятся:1) "горка" с углами тангажа близкими к максимально разрешенным;2) режим энергичного маневрирования с большими угловыми ско

ростями крена и рыскания на углах атаки близких к <1доп;3) режим торможения при проходе трансзвуковой области чисел М

полета;4) выход на большие углы скольжения на углах атаки близких к

допустимому;


1. На режиме "горка" при наборе высоты с уменьшением скорости полета ниже допустимой за счет несбалансированного веса самолета начинает искривляться траектория полета, что приводит к росту угла атаки.

Т.е. увеличение угла атаки обусловлено кинематикой движения самолета на этом режиме. Так как рост угла атаки может происходить при фиксированной ручке управления по тангажу, ОПР не защищает от выхода за <Адоп в этом случае.


2. На режимах энергичного маневрирования при больших угловых скоростях крена с одновременным увеличением угла атаки может происходить заброс по углу атаки и выход за <*доп за счет инерционного момента Mz = (Jh- J z )(0х(0ы , при фиксированной ручке управления по тангажу и даже при отклонении ручки "от себя".


3. На режимах торможения в трансзвуковой области чисел М полета происходит заброс по угпу атаки при фиксированной ручке управления по тангажу за счет изменения характеристик устойчивости, вызванного перестроением потока со сверхзвукового на дозвуковой, что приводит к возникновению кабрирующего момента по тангажу .


Ни СОС Миг-29, ни ОПР Су-27 не учитывают угла скольжения, а при наличии скольжения (это может быть разнотяг, несимметричная подвеска и т.д.) сваливание наступает раньше. Вывод - при нормально работающих системах сваливание на обоих самолетах может наступить и до срабатывания ОПР или СОС.

Это необходимо совершенно четко понимать, ибо надежда на то, что самолет не свалится, если включены и работают нормально эти системы, может привести к ослабленному контролю за величиной угла атаки, внезапному (с точки зрения летчика) сваливанию, что в дальнейшем может быть воспринято вплоть до отказа системы управления и т.д.


При срабатывании ОПР ипи СОС важно еще правильно пилотировать самолет , особенно на режимах полета со снижением .Если допустить значительное уменьшение угла атаки, то можно значительно проиграть в потере высоты (это немаловажно при пилотировании на малых и предельно-малых высотах) , если слишком резко взять РУС повторно на себя - опять будет срабатывание . Пилотировать правильно - значит работать у самой границы срабатывания , плавно подходя к предельному значению, начиная с углов атаки <1=18...20°.

Разумеется, пересиливание СОС или ОПР - это, вероятнее всего, гарантированное сваливание.


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания.Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожностиРаздел 14. Особенности принятия решения на катапультированиеРаздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.Раздел 16. Контроль знаний.


Р а з д е п 2.

ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТОВ НА БОЛЫ1ИХ УГААХ АТАКИ


Выход самолета на большие углы атаки сопровождается ухудшением характеристик устойчивости и управляемости. Физической причиной этого является ухудшение обтекания самолета. Увеличение угла атаки приводит к возникновению и развитию зон срывного обтекания и затенению крылом и фюзеляжем хвостового оперения. При этом кили с рулями направления, оказавшись в срывной застойной зоне обтекания, теряют свою эффективность (см. рис.1), что приводит к ухудшению устойчивости и управляемости самолета в путевом движении.


Срыв потока на консолях крыла и стабилизатора (см.рис.2) вызывает смещение аэродинамического фокуса вперед, что приводит к ухудшению или полной потере продольной статической устойчивости и устойчивости самолета по перегрузке. Характер изменения статической устойчивости, которая характеризуется наклоном кривой аэродинамического момента тангажа в зависимости от угла атаки, показан на рис.З.

При нейтральности по перегрузке самолет может увеличивать угол атаки, не смотря на сохранение летчиком прежнего положения рычага управления самолетом (РУС) по тангажу. При неустойчивости по перегрузке самолет может самопроизвольно увеличивать угол атаки, не смотря на отклонение летчиком РУС на пикирование.


Устойчивость по перегрузке определяется не только продольной статической устойчивостью, но и демпфированием, которое по абсолютной величине уменьшается с ростом угла атаки (см.рис.4).

Продольная статическая устойчивость зависит от центровки. Смещение центра масс самолета назад вызывает уменьшение статической устойчивости, а следовательно и устойчивости по перегрузке.

Ухудшение обтекания горизонтального хвостового оперения приводит к ухудшению продольной управляемости самолета, которая характеризуется (см.рис.5) разницей между величинами аэродинамического момента тангажа на кабрирование и на пикирование. Отклонение стабилизатора на больших углах атаки вызывает слабое изменение момента тангажа, что приводит к ухудшению реакции самолета в продольном канале на отклонение РУС.


На самолетах с небольшим запасом продольной статической устойчивости, а также на неустойчивых самолетах все перечисленные факторы приводят к тому, что на больших углах атаки существенно уменьшается запас пикирующего момента. На ряде самолетов, например на F-16 и при определенных центровках на Су-27, запас пикирующего момента может полностью отсутствовать (см.рис.6). В этом случае появляется опасность попадания в режимы так называемых вторых'’ балансировок на закритических углах атаки. Отклонение РУС от себя не позволяет вывести самолет из этих режимов из-за отсутствия необходимого запаса управляющего момента на пикирование. Самолет попадает в режим "зависания1', который часто называют "глубоким сваливанием".


Наиболее ярко потеря устойчивости и управляемости на больших углах атаки проявляется в поперечном канале, что вызвано ухудшением обтекания всего самолета в целом и органов поперечного управления в частности, которые оказываются в зоне срывного обтекания.

Прямая эффективность органов поперечного управления (элеронов или флаперонов и дифференциального стабилизатора) при выходе на большие углы атаки уменьшается очень значительно. Момент крена от отклонения этих органов в сторону отклонения рычага управления самолетом (РУС) становится маленьким, но в то же время появляется значительный момент по рысканию в путевом канале, который вызывает вредное скольжение в сторону, противоположную отклонению РУС. Возникшее скольжение приводит к появлению момента крена, действующего в обратную сторону и превышающего по величине момент крена от органов поперечного управления. Рассмотрим пример.


Нетчик отклоняет РУС влево. Левый злерон поднимается вверх и оказывается затенен крылом. Правый элерон опускается вниз и оказывается подставленным набегающему потоку. На нем возникает сила, направленная назад, которая вызывает момент рыскания вправо, приводящий к скольжению на левое крыло (см. рис.7). Аэродинамический момент на больших углах атаки имеет большую величину. Таким образом, возникает значительный момент крена , действующий вправо, т.е. в сторону,противоположную отклонению РУС, и превышающий по величине управляющий момент крена от элеронов. Вот в чем состоит физическая природа обратной реакции самолета по крену, возникающая на больших углах атаки при отклонении элеронов.

Несколько более сложная физическая картина наблюдается при дифференциальном отклонении консолей стабилизатора на больших эглах атаки. Однако, сэть остается прежней.


Для управления самолетом по крену на больших углах атаки лучше использовать руль направления (педали).

Отклонение педалей и руля направления влево вызывает скольжение на правое крыло, что приводит к возникновению момента крена влево из-за поперечной устойчивости, т.е. в сторону отклонения педалей. Прямая реакция самолета по крену на отклонение педалей сохраняется при любом положительном угле атаки и лишь ослабевает с его ростом, оставаясь на углах атаки, близких к допустимому, еще очень приличной, в то время как эффективность управления по крену с помощью РУС уже практически исчезает.


Во избежание обратной реакции при управлении самолетом по крену на больших углах рекомендуется удерживать РУС в нейтральном положении.

Отклонение РУС по крену на больших углах атаки, помимо обратной реакции, может вызвать также появление самопроизвольных поперечно-путевых колебаний самолета.


Ухудшение характеристик устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки усугубляется уменьшением демпфирования, возникновением дестабилизирующих аэродинамических моментов по крену и рысканию, а также вредным влиянием на динамику самолета перекрестных моментов инерционного и кинематического взаимодействия продольного и бокового движения, которое значительно усиливается с ростом угла атаки.


Рассмотрим подробнее природу инерционного взаимодействия. Дня этого обратимся к рис.8, на котором фюзеляж самолета схематически заменен палочкой с двумя грузиками, символизирующими массы, распределенные по фюзеляжу вперед и назад от центра масс. Самолет вращается относительно вектора скорости, который лежит на оси, проходящей через центр масс. Чем больше угол атаки, тем больше расстояние от каждого грузика до оси вращения, а следовательно тем больше и силы инерции, которые действуют на грузики при вращении.

Таким образом, если самолет вращается относительно вектора скорости, то чем больше будут угол атаки и угловая скорость вращения, тем больше будет инерционный момент на кабрирование.


Особенно часто такие ситуации встречаются в ближнем бою, когда летчик, удерживая самолет на границе эксплуатационной области и стараясь выжать из него при данной скорости максимум перегрузки, начинает совершать при этом энергичную перекладку по крену из правого виража в левый или наоборот. При этом возникает инерционный момент на кабрирование.Летчик должен несколько ослабить усилие на ручке управления (отдать от себя) для того, чтобы скомпенсировать этот момент, иначе угол атаки будет возрастать. Степень ослабления усилия (отдачи РУС) зависит от величин угла атаки и угловой скорости вращения.

Таким образом, при вращении самолета по крену на больших углах атаки летчик должен внимательно следить за величиной угла атаки и не допускать его роста.


Появление инерционного взаимодействия продольного и бокового движения особенно опасно на самолетах с малым запасом пикирующего момента по тангажу на больших углах атаки. В этом случае появление углового вращения самолета в поперечно-путевом канале движения приводит к уменьшению запаса пикирующего момента.

Если самолет находится на угле атаки, при котором инерционный момента на кабрирование превышает запас пикирующего момента (рис.9), то возникает опасность полной потери управляемости по тангажу. Самолет под действием инерционного момента увеличит угол атаки и не сможет вернуться на малые углы до тех пор, пока вращение в боковом движении, вместе с ним и инерционный момент на кабрирование не исчезнут .


Отдача РУС от себя не приведет к успеху, если не остановить вращение. Запас момента на пикирование в этом случае все равно отсутствует. Сначала необходимо остановить вращение. Необходимо понимать также, что стабилизатор на больших углах атаки при отклонении на пикирование затеняет киль с рулем направления (рис.10). Таким образом поспешная отдача РУС только замедлит остановку вращения.

При остановке вращения в боковом движении инерционное взаимодействие продольного и бокового исчезает и сойти с больших углов атаки становится легче.


Необходимо разобраться еще в одной особенности аэродинамики на больших углах атаки, характерной дня самолетов с малым запасом устойчивости по перегрузке. На рис.11 представлены зависимости аэродинамического момента тангажа для таких самолетов при трех различных положениях стабилизатора: 1 - на пикирование; 2 - нейтральное положение; 3 - на кабрирование. Видно, что до углов атаки порядка 40° максимальный пикирующий момент реализуется при отклонении стабилизатора на пикирование, а на углах атаки больше 40° максимальный пикирующий момент реализуется при положении стабилизатора, близком к нейтральному.


Понять причины такого характера зависимости аэродинамического момента тангажа от угпа атаки можно, рассмотрев рис.12. С углов атаки 40° поток на стабилизаторе полностью сорван. Поэтому увеличение местного угла атаки на стабилизаторе за счет отклонения на пикирование не приводит с увеличению подъемной силы на горизонтальном оперении Уго, однако уменьшает плечо этой силы, а следовательно и момент на пикирование.


Поэтому при выводе с больших закритических углов атаки самолет нейтральной и неустойчивой аэродинамической схемы приходится сначала держать РУС в положении близком к нейтостью сорван. Поэтому увеличение местного угла атаки на стабилизаторе за счет отклонения на пикиров


Мы познакомили Вас с основными особенностями аэродинамики современных маневренных самолетов на больших углах атаки, раскрыв их суть с помощью простых объяснений физической природы обтекания.

Рассмотренные особенности аэродинамики по отдельности или в сочетании друг с другом вызывают потерю устойчивости и управляемости самолета при выходе на большие углы атаки и, проявляясь в особенностях динамики, приводят к сваливанию и попаданию в штопор.


Чтобы не допустить попадания самолета в эти критические режимы полета, летчик не должен превышать допустимый угол атаки, а в случае, если он сделал это непреднамеренно и заметил по указателю угла атаки и перегрузки или же получил предупреждение о выходе на ограничение по сигналу СОС или ОПР, он немедленно должен уменьшить угол атаки, отклонив РУС от себя, удерживая ее по крену вместе с педалями в нейтральном положении, не пытаясь устранять крен и вообще не обращая на него внимание до тех пор пока самолет не перейдет в область эксплуатационных углов атаки.

Глава 3 Страница О F1 - Подсказка

Куда смещается аэродинамический фокус на крыле с наплывамипри срыве потока на консолях ?

1. Вперед

2. Назад

3. Вбок: влево или вправо в зависимости от скольжения

Куда смещается аэродинамический фокус на крыле с наплывами при срыве потока на консолях ?

Правильно

Нажмите любую клавишу

Как изменяется запас устойчивости самолета по перегрузкепри смешении центровки назад ?

1. Увеличивается

2. Уменьшается

3. Не изменяется

Как изменяется запас устойчивости самолета по перегрузкепри смешении центровки назад ?

Правильно Нажмите любую клавишу

Какие органы рекомендуется использовать при управлениисамолетом по крену на углах атаки близких к допустимому ?

1. РУС по крену при нейтральных педалях

2. РУС по крену и педали координированно

3. Педали при нейтральном РУС по крену

Какие органы рекомендуется использовать при управлениисамолетом по крену на углах атаки близких к допустимому ?


Что является основной причиной обратной реакции самолета покрену на отклонение органов поперечного управления на больших

углах атаки ?

1. Излишняя поперечная устойчивость

2. Обращение знака аэродинамической эффективности элеронов

3. Инерционное взаимодействие продольного и боковогодвижения.

4. Момент рыскания, возникающий при отклонении органовпоперечного управления

5. Авторотация крыла на больших углах атаки.

Что является основной причиной обратной реакции самолета покрену на отклонение органов поперечного управления на больших

углах атаки ?


Будет пи возникать момент тангажа на кабрирование из-за инерционного взаимодействия продольного и бокового движения на больших углах атаки , если самолет вращается исключительно относительно своей продольной оси (Ых = Uxo, Wy = 0, Uz = 0) ?

.1. Будет

3. Сначала не будет, но появится, как только возникнет угловая скорость рыскания

4.Сначала не будет, но появится, как только возникнет угловая скорость рыскания, противоположная по знаку угловой скорости крена.

2. Не будет

Будет пи возникать момент тангажа на кабрирование из-за инерционного взаимодействия продольного и бокового движения на больших углах атаки , если самолет вращается исключительно относительно своей продольной оси (Ых = Uxo, Ыу = 0, Uz = 0) ?


При каком положении стабилизатора легче остановить вращениесамолета на больших углах атаки в боковом движении ?

1. При отклонении на пикирование

2. При отклонении на кабрирование

3. При положении, близком к нейтральному.

При каком положении стабилизатора легче остановить вращениесамолета на больших углах атаки в боковом движении ?


В каком положении по тангажу рекомендуется установить РУСдля вывода самолета с больших углов атаки, если вращение в

боковом движении отсутствует ?

1. На себя

2. От себя

3. Нейтрально

4. Сначала на себя, потом от себя

5. В положение, соответствующее максимальному пикирующемумоменту




Рис.1. ПопаданиЕ хвостового о п е р е н и я взону СРЫВНОГО обтЕкания ПРИ ПОЛЕТЕ на больших углах атаки.

Рис.2. С м е щ е н и е аэродинаничЕского Фокуса впЕРЕд в РЕзультатЕ срыва потока на консолях крыла и стабилизатора.

Рис.З. ХарактЕР изменения продольной статичЕской устойчивости самолЕта в зависимости от угла атаки .

Рис.4. ХарактЕР и з м е н е н и я демпфирования от угла атаки и качЕствЕнная взаимосвязь устойчивости по п е р е г р у з к е с оСТаТИЧЕСКОЙ УСТОЙЧИВОСТЬЮ И ЙЕМПФИРОВаНИЕМ .

Рис.5. Зависимость аэробинамичЕского момЕнта тангажа п р и различных положениях

стабилизатора.

Рис.6. Зависимости аэродинамичЕского момента тангажа п р и двух крайних положениях

стабилизатора .

Рис.7. Ф и з и ч е с к о е о 6'я с н е н и е п р и ч и н п о я в л е н и ямомЕнта рысканья от о т к л о н е н и я э л е р о н о в на больших углах атаки .

Рис.8. В о з н и к н о в е н и е и н е р ц и о н н о г о момЕнта на кабрированиЕ п р и вращЕнии самолЕта вокруг

ВЕКтора с к о р о с т и .

Рис.9. В о з н и к н о в е н и е з о н ы и н е р ц и о н н о г оподхвата по тангажу п р и вращЕнии ^ самолЕта о т н о с и т е л ь н о ВЕКтора с к о р о с т и .

тангажа п р и различных положениях стабилизатора для самолЕта с малым запасом продольной устойчивости .

Рис.12. Уменьшение п л Е ч а а э р о З и н а м и ч Е с к о й с и л ы н а г о р и з о н т а л ь н о м оперении Y го при

отклонении с т а б и л и з а т о р а н а п и к и р о в а н и Е .

Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов. Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания.Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожностиРаздел 14. Особенности принятия решения на катапультированиеРаздел 15. Ознакомление с методами пилотированияРаздел 16. Контроль знаний.


Раздел 3.

ДИНАМИКА САМОЛЕТОВ НА БОЛЫ1ИХ УГЛАХ АТАКИ


Ухудшение аэродинамических характеристик , определяющих устойчивость и управляемость, снижение демпфирования, возникновение вредных дестабилизирующих аэродинамических, а также кинематических и инерционных моментов при выходе самолета на большие углы атаки приводят в динамике к целому ряду нежелательных явлений, которые могут возникать как по отдельности, так и в сочетании друг с другом.


К таким явлениям можно отнести нейтральность и неустойчивость по перегрузке, антидемпфирование по крену, развитие апериодической или колебательной неустойчивости в боковом движении, а также возникновение самопроизвольных неконтролируемых летчиком колебаний самолета в продольном и поперечно-путевом движении.

Все перечисленные явления связаны с потерей устойчивости и управляемости и могут приводить к сваливанию и попаданию самолета в штопор.


Потеря устойчивости приводит к тому, что самолет теряет способность сохранять заданный установившийся режим полета.

Потеря управляемости приводит к потере летчиком контроля над самолетом. Самолет перестает отвечать на управляющие воздействия летчика привычным изменением параметров движения. Его реакция резко отличается от ожидаемой и становится непредсказуемой. Наступает сваливание.

Под сваливанием понимают самопроизвольное апериодическое или колебательное движение самолета с большой амплитудой, не прекращающееся без уменьшения угла атаки.

Динамика самолета на больших углах атаки и на режимах сваливания отличается большим разнообразием.


Так, например, из-за нейтральности по перегрузке реакцию некоторых старых самолетов на действие летчика становится трудно предвидеть уже на углах атаки 15°-22° .

Естественные признаки (нарастание путевых колебаний при управлении по крену, срывная тряска), предупреждающие о приближении к режимам сваливания, при подходе к этим углам атаки, как правило, очень слабо выражены и могут быть неза- мечены летчиком.

В результате летчик непреднамеренно выводит самолет на еще большие углы атаки, на которых может наступать потеря устойчивости и управляемости в боковом движении. При появлении угловых скоростей крена и рыскания отклонение ручки управления против вращения (инстинктивная реакция строевого летчика) только усугубляет потерю управляемости, в результате чего самолет быстро сваливается и входит в штопор.


Большинство современных самолетов, к которым относятся и истребители IU-oro поколения Су-27 и МиГ-29, обладают заметно лучшими характеристиками устойчивости и управляемости по тангажу на больших углах атаки, что обеспечивается за счет средств автоматики.

Система управления этих самолетов компенсирует неустойчивость по перегрузке и обеспечивает предсказуемую однозначную реакцию самолета на отклонение рычага управления самолетом (РУС) по тангажу во всем эксплутационном диапозоне углов атаки и достаточно далеко за его пределами .


Для управления по крену при пилотировании большинства современных истребителей на больших углах атаки летчик должен главным образом использовать руль направления. При этом вращение по крену носит некоординированный характер и обеспечивается в основном за счет подкручивающего момента.

Для улучшения координированности маневра от летчика требуется небольшое отклонение элеронов, однако в боевой обстановке очень сложно точно дозировать отклонения ручки управления по крену. Излишнее отклонение приводит к обратной реакции. Автоматическая система управления не устраняет такое вредное аэродинамическое явление, как появление обратной реакции по крену, она только позволяет до определенных пределов удерживать его под контролем.


Реакция самолета на отклонения органов поперечного управления резко изменяется с ростом угла атаки, однако до углов атаки 20° может оставаться практически неподверженной влиянию перекрестных эффектов . Отклонение ручки управления по крену вызывает достаточно координированное кренение самолета относительно вектора скорости.

То же можно сказать и об управлении с помощью педалей. На углах атаки 20-25° реакция самолета на поперечное отклонение ручки управления резко снижается, а на многих самолетах становится "обратной0 .


Начиная с углов атаки 30-35° может сильно падать и эффективность '’поперечного управления" педалями. На некоторых самолетах начиная с определенных углов атаки эффективность руля направления может исчезать практически до нуля. Особенно это имеет место при отклонении стабилизатора на пикирование, так как отклоненный на пикирование стабилизатор на больших углах атаки "затеняет" кили. В этом случае самолет не только перестает слушаться педалей; но и резко теряет устойчивость пути.

Потеря путевой устойчивости сопровождается интенсивным нарастанием углов крена и рыскания.


Для многих современных маневренных самолетов остается до конца нерешенной проблема управляемости при энергичном вращении по крену на больших углах атаки, что обусловлено с одной стороны кинематическим, с другой стороны- инерционным взаимодействием продольного и бокового движений.

Кинематическое взаимодействие сильнее всего проявляется, если самолет вращается относительно своей продольной оси; при этом угол атаки и угол скольжения переходят друг в друга. При возникновении очень большого скольжения система управления может не успеть предотвратить его быстрый рост, в результате чего начнет развиваться угловая скорость рыскания в направлении, противоположном первоначальному вращению, и самолет окажется под угрозой сваливания.


Для компенсации кинематического взаимодействия в законах управления СУУ современных самолетов используются перекрестные связи, обеспечивающие вращение самолета вокруг оси, практически совпадающей с вектором скорости.

Однако при энергичном вращении отностиельно вектора скорости сильно проявляется инерционное взаимодействие, в результате которого возникает кабрирующий момент тем больший, чем больше величина угла атаки и угловой скорости крена .Максимальный кабрирующий момент, как показано в разделе 2 на рис.12, имеет место при угле атаки 45°. Поэтому на максимальную угловую скорость крена приходится накладывать ограничение, зависящее от угла атаки.


На ряде самолетов приходится сталкиваться с таким неблагоприятным явлением, как отсутствие запаса пикирующего момента на больших углах атаки. В результате, на углах атаки от 40° до 60° может появляться зона "вторых0 балансировок, выход из которой с использованием стандартных методов пилотирования оказывается невозможен (режим "глубокого сваливания" или "падения листом").


С целью повышения сопротивляемости сваливанию и штопору в системах управления большинства современных самолетов используется автоматическое отклонение предкрылков (или носков) и закрылков (или зависающих флаперонов) крыла в зависимости от угла атаки и числа И полета.

Отклонение органов механизации крыла значительно повышает статическую поперечную, а следовательно и путевую динамическую устойчивость.

Дальнейшее повышение сопротивляемости сваливанию и штопору обеспечиается уменьшением рабочего диапазона углов отклонения дифференциального стабилизатора и элеронов при больших углах атаки, которые могут за счет перекрестной эффективности вызывать неблагоприятный момент рыскания. Улучшение за счет автоматики согласования отклонения поперечного и путевого управления уменьшает кинематическое и инерционное взаимодействие при быстрых вращениях самолета по крену на больших углах атаки.


Однако, как показывает опыт эксплуатации маневренных самолетов последних поколений, несмотря на высокий уровень автоматизации управления, использование искусственной сигнализации о приближении к опасным режимам, использование ограничителей предельных режимов, возможность непреднамеренного попадания современных маневренных самолетов в режимы свали вания и штопора сохраняется.


Особенности аэродинамической компоновки современных маневренных самолетов обусловили многообразие и нестабильность видов движения при сваливании. Как правило, сваливание самолета происходит неожиданно для летчика и носит очень резкий характер. Большие угловые скорости вращения, возникающие в процессе сваливания приводят к тому, что движение самолета при сваливании , как правило, носит очень сложный пространственный характер, сильно затрудняющий ориентировку. Многообразие режимов сваливания, их колебательность также затрудняют распознование вида движения и существенно усложняют задачи летчик а по обеспечению вывода. Не исключается возможность ошибочных действий летчика из-за трудностей определения вида режима.


Постановка всех рулей в нейтраль в большинстве случаев не обеспечивает предотвращение сваливания. Методы вывода из сваливания большинства современных маневренных самолетов оказываются непривычными для строевого летчика,как правило, не имеющего опыта пилотирования на этих режимах. Из-за отсутствия тренировок строевые летчики чаще всего оказываются не в состоянии применить методы вывода из сваливания, описанные в инструкции по технике пилотирования.


Для того, чтобы летчик был готов к встрече в полете с режимами сваливания, мог их определить и справиться с выводом самолета из этих режимов, необходимо иметь о них твердое представление.


К чему приведет боковое отклонение РУС против кренения, если полет сопровождается возникновением срывной тряски и появлением

самопроизвольных колебаний самолета?

1. К устранению крена.

2. К сваливанию.

3. К восстановлению управляемости.

К чему приведет боковое отклонение РУС против кренения, если полет сопровождается возникновением срывной тряски и появлением

самопроизвольных колебаний самолета?

Правильно


Что происходит с реакцией самолета на отклонение органов поперечногоуправления при росте угла атаки?

1. Улучшается.

2. Ухудшается.

3. Остается неизменной.

Что происходит с реакцией самолета на отклонение органов поперечногоуправления при росте угла атаки?

Правильно


Что происходит с реакцией самолета на отклонение педалей при ростеугла атаки?

1. Улучшается.

2. Остается практически неизменной.

3. Ухудшается.

Что происходит с реакцией самолета на отклонение педалей при ростеугла атаки?

Правильно


Чем в динамике сопровождается потеря путевой устойчивости ?

1. Интенсивным кабрированием.

2. Возникновением колебаний по крену.

3. Интенсивным нарастанием крена и курса.

Чем в динамике сопровождается потеря путевой устойчивости ?

Правильно


Что происходит с углом атаки, если самолет начинает из прямолинейного горизонтального полета с положительным углом

атаки совершать вращение относительно продольной оси ?

1. Угол атаки начнет увеличиваться.

2. Угол атаки сохранится неизменным.

3. Угол атаки начнет уменьшаться.

Что происходит с углом атаки, если самолет начинает из прямолинейного горизонтального полета с положительным углом

атаки совершать вращение относительно продольной оси ?

Правильно


При каком угле атаки инерционный момент на кабрирование, возникающий при вращении относительно вектора скорости,

максимален?

При каком угле атаки инерционный момент на кабрирование, возникающий при вращении относительно вектора скорости,

максимален?

Правильно


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов. Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки. Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания.Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожности.Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультированиеРаздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.Раздел 16. Контроль знаний.


Р А З Д Е Л 4.

Р Е Ж И М Ы С В А Л И В А Н И Я .


Сваливание может возникать на положительных и отрицательных углах атаки. Наибольший интерес представляют режимы сваливания на положительных углах атаки.

В зависимости от компоновки и кофигурации самолета, положения органов управления и начальных условий различают следующие основные типы сваливания:

- сваливание на нос;- сваливание с пространственным апериодическим

движением;- колебательное сваливание;- глубокое сваливание.


1.Сваливание на нос происходит на углах атаки <Ас, при которых Су* близок к максимальному значению, с характерным уменьшением угла тангажа, несмотря на взятие летчиком ручки управления "на себя1'.

Если летчик удерживает ручку управления по тангажу в процессе сваливания в неизменном положении, то самолет после опускания носа некоторое время увеличивает скорость, а затем вновь увеличивает угол атаки, и сваливание на нос повторяется. Это может происходить многократно.

Такое движение самолета при сваливании на нос обусловленно уменьшением Суа при <A>dc( см.рис.4.1.), что приводит к росту вертикальной скорости и соответственно увеличению за счет траекторного движения угла атаки.


Рост угла атаки вызывает появление момента тангажа на пикирование, причем из-за увеличения наклона зависимости Mz(«D на больших углах атаки относительно небольшое увеличение угла атаки в области Л>ЛС вызывает значительный пикирующий моментСем.рис.4.1.).

В результате этого возникает угловая скорость на пикирование самолет переходит на меньшие углы атаки(<kdc), разгоняется и, если ручка управления по тангажу остается в положении на себя, снова выходит на большие углы отаки и весь процесс сваливания повторяется.

Сваливание на нос обычно наблюдается на самолетах с прямым трапецивидным крылом при возникновении на нем серединного или корневого срыва потока.


2.Сваливание с пространственным апериодическим движением подразделяется в зависимости от преобладающего движения( по крену,по тангажу или по рысканию) в начале сваливания на три типа:

а) сваливание на крыло;б) сваливание с интенсивным кабрированием;в) сваливание с резким разворотом по курсу.


Глава

а) Сваливание на крыло происходит с интенсивным движением самолета по крену, несмотря на отклонение ручки по крену против вращения и обусловленно развитием авторотации крыла в результате неодинаковости концевого срыва потока на разных консолях крыла.

Сваливание на крыло, характерное для самолетов с прямым и умеренно стреловидным крылом, начинается на углах атаки, при которых происходит изменение знака коэффицента суммарного демпфирования крена.

В процессе сваливания могут развиваться скорости и углы крена как небольшие Шх=5град/сек;_ =20...ЗОград),так и значительные (С0*= 50... 100град/сек;____ =90... 180град).

4 Страница 6 F1 - Подсказка

б) Сваливание с интенсивным кабрированием присходит с нарастающим углом тангажа, несмотря на отклонение ручки управления от себя.

Причиной зтого вида сваливания является концевой срыв потока на крыле стреловидной или треугольной формы в плане при сохранении обтекания корневой части, что приводит на углах отаки <t>dc к самопроизвольному кабрированию самолета (дМг>0).

На больших углах атаки продольная устойчивость восстанавливается С Mz<0 ). Одновременно с интенсивным кабрированием самолета развиваются углы крена, так как развитие срыва на концах крыла обычно происходит несимметрично.


3. Колебательное сваливание характеризуетсяинтенсивными колебаниями главным образом по крену и рысканию, не парируемыми прямыми отклонениями рычагов управления с постоянной по времени, но возрастающей с увеличением угла атаки амплитудой угловых скоростей крена и рыскания.

Такой вид сваливания может наблюдаться на самолетах с повышенной поперечной устойчивостью и низким демпфированием по крену, а так же может быть обусловлен и другими факторами

Фактической причиной самопроизвольных колебаний самолета в боковом движении является динамическое взаимодействие между вихревыми жгутами, расположенными над крылом,и самим крылом.


Глава

в) Сваливание с резким разворотом по курсу происходит с интенсивным движением самолета по рысканию и кренением, несмотря на отклонение органов управления против скольжения и крена.Этот вид сваливания происходит в результате потери путевой устойчивости.

Причиной этого вида сваливания является затенение хвостового оперения, а также неблагоприятное воздействие на вертикальное оперение вихрей, сходящих с носовой части фюзеляжа и с корневых частей крыла (наплывов). Все это приводит к снижению путевой устойчивости.

Кроме этого при вмешательстве летчика в управление, если он пытается устранить возникающий крен, отклоняя РУС против кренения, возникает вредный перекрестный момент рыскания от органов поперечного упревления, который благоприятствует увеличению скольжения и как бы еще больше уменьшает путевую устойчивость.


Глава

4. Глубокое сваливание происходит после выхода самолета, имеющего местную неустойчивость поперегрузке ("ложку") , в зону "вторых" балансировок на достаточно больших углах атаки при недостаточной эффективности продольного управления.

Самолет в глубоком сваливании парашютирует с большой Му. Траектория круто наклонена к земле, поэтому, не смотря на большие углы атаки 45-60град, нос самолета опущен ниже горизонта.

Глубокое сваливание может сопровождаться слабо выраженным движением по курсу типа спирали довольно большого радиуса. При этом могут присутствовать также колебания по крену и рысканию.Среднее значение угловой скорости рыскания в режимах глубокого сваливания не превышают обычно 10...20 град/сек, а может и вовсе отсутствовать.


Перечисленные типы сваливания не исчерпывают всего многообразия возможных видов сваливания и причин, их вызывающих, однако являются наиболеехарактерными для большинства самолетов.

На самолетах современных аэродинамических компоновок на больших углах атаки даже при отсутствии скольжения и при нейтральном положении рулей могут возникать так называемые ” несимметричные” аэродинамические моменты крена и рыскания Ихо и Ну©.

Как правило, они имеют достаточно большую величину и нестационарный характер. Появлениеэтих моментов может приводить к нестабильности характеристик сваливания. Динамика самолета при сваливании может существенно зависить отпредыстории движения и техники пилотирования, что очень характерно для самолета Су-27.


Методы вывода самолета из сваливания отличаются от обычных приемов пилотирования, используемых на малых углах атаки.

На больших углах атаки снижается эффективность органов управления,а отклонение органов управления по крену против вращения может способствовать переходу самолета в штопор.

Поэтому для вывода самолета из сваливания используют органы управления по тангажу и рысканию, причем, как правило, требуются полные отклонения рычагов управления.

Для вывода самолета из режимов сваливания на положительных углах атаки в качестве типовых методов используются следующие:


Метод 1. Поставить педапи и РУС по крену в нейтральное положение и одновременно с этим РУС по тангажу отклонить "от себя" на пикирование на создание перегрузки -0,5<Му<1,0. Зафиксировать рычаги управления в этом положении до перехода самолета на углы атаки с«адоп и дожидаться пока скорость не начнет расти и не привысит минимальную эволютивную.

Метод 1 как правило эффективен для вывода из сваливания на нос; сваливания на крыло; сваливания с интенсивным кабрированием и глубокого сваливания, которые происходят с небольшими угловыми скоростями рыскания.


Метод 2. Энергично на полный ход Сс пересиливанием ограничителя, если он есть на самолете) отклонить педали против разворота и крена с одновременной постановкой РУС по крену в нейтраль и по тангажу в исходное балансировочное положение, соответствующее прямолинейному полету без крена и скольжения на угле атаки меньше допустимого <к<Адоп.

В случае одновременного возникновения в процессе сваливания рыскания и кабрирования самолета РУС по тангажу отклонить на пикирование.

Метод 2 обычно применяется для вывода из сваливания с резким разворотом по курсу.


Следует отметить, что данные методы вывода самолета из сваливания эффективны в течении первых одной-трех секунд от начала сваливания. Поэтому летчик должен мгновенно определять режим, направление вращения по стрелке ЭПУ и без задержки осуществлять вывод. Делать нужно очень быстро. В случае задержки и растерянности может быстро развиться угловая скорость рыскания и самолет войдет в штопор.


Как уже говорилось,дня некоторых самолетов характерны режимы "зависания0 на больших углах атаки. Для вывода таких самолетов из режима глубокого сваливания типовые методы могут оказываться неэффективными.

Если самолет после отдачи РУС от себя в нейтраль или на пикирование не сходит с больших углов атаки, необходимо применять метод раскачки по тангажу.


Метод раскачки по тангажу заключается в следующем. Если после отдачи РУС от себя не сошел с больших углов атаки, а только слегка ''клюнул” носом и вновь стал поднимать нос к горизонту (это движение может быть едва заметным ), необходимо в момент, когда нос только подниматься, отклонить РУС по тангажу с максимально возможным темпом( пересиливая СОС или ОПР) полностью на кабрирование. Как только движение на кабрирование остановится и нос самолета начнет опускаться, РУС по тангажу отклонить с максимальным темпом в положение, близкое к нейтральному.


Продолжать раскачку в такт с колебаниями самолета до тех пор, пока амплитуда колебаний не возрастет настолько, что на одном из движений с опусканием носа самолет '’соскочит0 со "вторых" балансировок. При этом нужно отклонить РУС в положение соответствующее максимальному пикирующему момента до схода на углы <1<<1доп.

Если на самолете установлена СДУ, раскачку необходимо осуществлять переключив СДУ в режим "жесткая связь".


Дня каждого типа самолета рекомендуется использовать вполне определенные методы вывода из режимов сваливания, так как каждый тип самолета имеет свои особенности. Рекомендованные методы указаны в инструкции по пилотированию. Однако, не лишено смысла дать летчику общие рекомендации по пилотированию самолетом на больших углах атаки и при выводе из сваливания.


Если летчик обнаружил, что самолет потерял управляемость, т.е. его реакция на управляющие воздействия стала отличаться от привычной, но угловая скорость рыскания еще не успела развиться, необходимо, удерживая РУС по крену и педали в нейтральном положении, отдать РУС по тангажу от себя в нейтраль.

Если это не помогло и начинает развиваться вращение по рысканиюС сообразить это нужно очень быстро), энергично полностью отклонить педали против вращения, а РУС по тангажу отдать от себя за нейтраль на пикирование, удерживая по крену ее в нейтральном положении.


Если это не помогло, т.е. вращение по рысканию не замедляется или продолжает увеличивать свою интенсивность, необходимо удерживать педали против вращения, а РУС по крену отклонить (вопреки казалось бы здравому смыслу) в сторону вращения по рысканию (направление вращения укажет ЭУП), уже не спеша отдавать РУС по тангажу от себя на пикирование( что опять же психологически трудно сделать). Необходимо уметь в этом случае бороться с привычкой. Отклонение органов поперечного управления по вращению создает момент рыскания, который будет тормозить вращение.Я отклонение РУС по тангажу от себя полностью на пикирование опасно тем, что стабилизатор будет затенять кили и рули направления.


Еще один важный момент, который летчику необходимо помнить. Как только вращение по рысканиюпрактически остановится, педали и РУС по крену необходимо отклонить в нейтральное положение, иначе самолет может раскрутиться в противополжную сторону.

После остановки вращения без замедления отдать РУС по тангажу на уменьшение угла атаки.

В ряде случаев отдавать РУС по тангажу на пикирование можно, не дожидаясь полной остановки вращения по рысканию; можно сделать это, если угловая скорость по рысканию уменьшилась до 15...20град/сек.


После того, как самолет выйдет из сваливания, уменьшит угол атаки до углов меньше допустимого и увеличит скорость до зволютивной, необходимо устранить крен и скольжение, которые могли вожникнуть в процессе сваливания и при выходе из сваливания, и не допуская увеличения угла атаки более допустимого, выводить самолет в горизонтальный полет.

Ни в коем случае нельзя устранять крен с помощью РУС, пока угол атаки не уменьшится, а скорость не возрастет до эксплуатационного диапазона.

Поспешное отклонение РУС по крену может привести к повторному сваливанию.


Еще раз обратим внимание на то, что все приведенные рекомендации по пилотированию самолетом при выводе из режимов сваливания необходимо выполнять без задержки, очень быстро оценивая обстановку по приборам и визуально.

И еще раз напомним, что каждый тип самолета имеет свои индивидуальные особенности на режимах сваливания.

Поэтому очень важно ознакомиться с ними, пользуясь инструкцией по пилотированию данным самолетом, которая написана по результатам летных испытаний и включает так же описание методов вывода из сваливания, отработанных для этого самолета летчиками-испытателями.


Может ли произойти сваливание самолета при полете наотрицательных углах атаки?

1. Не может.

2. Может.

Может ли произойти сваливание самолета при полете наотрицательных углах атаки?

Правильно


К какому типу сваливания относится движение, при котором самолет опускает нос, не смотря на взятие летчиком РУС на

себя, а боковое движение практически не выраженно.

1.Сваливание с разворотом по курсу.

2.Сваливание на нос.

3.Колебательное сваливание

К какому типу сваливания относится движение, при котором самолет опускает нос, не смотря на взятие летчиком РУС на

себя, а боковое движение практически не выраженно.

Правильно


Какой физической причиной обусловлено сваливание на нос?

1.Смещением аэродинамического фокуса вперед.

2.Потерей устойчивости по тангажу.

3.Корневым срывом потока на крыле

Какой физической причиной обусловлено сваливание на нос?

Правильно


Какой физической причиной обусловлено сваливание на крыло?

1.Потерей поперечной устойчивости.

2.Потерей путевой устойчивости.

3 .Янтидемифированием крена в результате неодинаковости концевого срыва на крыли.

Какой физической причиной обусловлено сваливание на крыло?

Правильно


К какому типу сваливания приводит концевой срыв на крылетреугольной или стреловидной формы в плане?

1.К сваливаниюна нос.

2. К сваливанию на крыло.

З.К сваливанию с разворотом по курсу.

4.К сваливанию с интенсивным кабрированием.

К какому типу сваливания приводит концевой срыв на крылетреугольной или стреловидной формы в плане?

Правильно


К какому типу сваливания приводит попадание самолета врежим "вторых" балансировок на закритических углах атаки?

1.К сваливанию на нос.

2. К глубокому сваливанию.

З.К сваливанию с интенсивным кабрированием.

К какому типу сваливания приводит попадание самолета врежим "вторых" балансировок на закритических углах атаки?

Правильно


Отличаются ли методы пилотирования, применяемые длявывода из сваливания, от обычных методов пилотирования?

l.He отличаются.

2.Отличаются только в отношении управления боковымдвижением .

3.Отличаются.

Отличаются ли методы пилотирования, применяемые длявывода из сваливания, от обычных методов пилотирования?

Правильно


Отклоняется ли РУС по крену при выводе из сваливания методом 1 ?

1.Отклоняется.

2.Отклоняется, но не больше, чем на пол-хода.

З.Не отклоняется.

4.Отклоняется в сторону кренения.

Отклоняется ли РУС по крену при выводе из сваливания методом 1 ?

Правильно


Может ли использоваться отклонение РУС по тангажу напикирование при выводе из сваливания методом 2 ?

1.Может.

2.Не может.

3.Может при определенных условиях.

4.Всегда используется.

Может ли использоваться отклонение РУС по тангажу напикирование при выводе из сваливания методом 2 ?

Правильно


Используется отклонение педалей при выводе из сваливания методом 2 ?

1.Используется.

2.Не используется.

3.Используется при определенных условиях.

4.Обычно не используется.

Используется отклонение педалей при выводе из сваливания методом 2 ?

Правильно


Какой метод вывода рекомендуется применять для вывода самолета из режима глубокого сваливания ?

1.Метод 1.

2.Метод 2.

3.Метод раскачки.

4.Метод раскачки, если не удалась попытка выводаметодом 1

Какой метод вывода рекомендуется применять для вывода самолета из режима глубокого сваливания ?

Правильно


Когда необходимо устранять крен после выхода из сваливания?

1.Сразу после выхода на допустимый угол атаки.

2.После выхода на допустимый угол атаки,при условии чтоскорость растет.

3.После уменьшения угла атаки ниже допустимого, при условии, что скорость возрасла до эволютивной.

Когда необходимо устранять крен после выхода из сваливания?

Правильно


Рис.4.1. ЙЭРОдинаМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ ПОд"ЕМНОЙ силы и

момЕнта тангажа.

Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания.Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожностиРаздел 14. Особенности принятия решения на катапультированиеРаздел 15. Ознакомление с методами пилотированияРаздел 16. Контроль знаний.


РАЗДЕЛ 5

Особенности сваливания на самолете Су-27


Самолет Су-27 выходит на режимы сваливания в результате следующих ошибок в пилотировании:

- пересиливание ОПР и превышение допустимого углаатаки;

- потеря скорости менее 200км/ч и не выполнение рекомендаций РПЭ по выводу из режимов с потерей скорости.


При торможении самолета без крена в полете с единичной перегрузкой на углах атаки 26...28град (по указателю угла атаки) появляется тряска и самопроизвольные колебания по крену и рысканию, которые с ростом угла атаки увеличиваются по амплитуде.

На углах атаки 28...30град появляется тенденция к кренению, которое легко парируется отклонением педалей. Отклонение РУС для парирования кренения на углах атаки более 26град по указателю провоцирует вход самолета в штопор.

Сваливание самолета при торможении с И<0,6 в прямолинейном полете без крена с единичной перегрузкой происходит на углах атаки (по указателю) З8...40град с разворотом по курсу и кренением.


Дня самолета Су-27 характерно то, что сваливание при выходе на углы атаки более 40град может долгое время и не развиваться, но очень интенсивно начинает развиваться на указанных углах атаки(38...40град) в процессе схода самолета с больших углов атаки на малые.

Это очень коварная особенность самолета, на которую следует обратить внимание летчиков.


Д О П О Л Н И Т Е Л Ь Н Ы Е П Р И Б О Р Ы <F 2 >В Н Е Ш Н И М В И Д , К О Р Т Й <F 9 >С Т О П / П Р О Д О Л Ж Е Н И Е < £ Р Й С Е >В Ы Х О Д < Е S С >

РЕАЛЬНОЕ ВРЕМЯ

Сваливание из режимов с перегрузкой больше единицы происходит с энергичным уводом носа самолета.

Срывная тряска на виражах более сильная, чем при торможении без крена. На углах атаки 28...30град по указателю появляются колебания по крену и стремление самолета к самопроизвольному выходу из виража.

Сваливание происходит на углах атаки 32...38град при числах Н= 0,3...О,5 соответственно.


На самолете Су-27 вывод из сваливания до углов атаки 35град обеспечивается методом 1 - т.е. постановкой всех рычагов управления в нейтральное положение.


На больших углах атаки 35град и более, при развитии вращения по рысканию надежным методом вывода является отклонение педалей против вращения с одновременным отклонением РУС покрену в сторону вращения и по тангажу в положение , близкое к нейтральному С соответствующее балансировке на скорости ипр=600км/ч при горизонтальном полете без крена на высоте Н=2...4км/ч ).

Удобно стриммировать РУС в это положении, тогда при выводе из сваливании легко его найти. Это положение соответствует максимальному моменту тангажа на пикирование при <1>35град.

При <1ук<35град РУС отдать на пикирование для перехода на «1<«1доп.


Запаздывание выхода из сваливания на самолете Су-27 (без перехода в штопор) составляет не более 5...6 секунд.

При центровках Хт>36и САХ возможно попадание самолета в зону ''вторых” балансировок на углах атаки более 40град по указателю -попадание в режим ''зависания” .


Для вывода самолета Су-27 из режима зависания необходимо применять метод раскачки по тангажу.

Раскачка более эффективна, когда СДУ переключена в режим "жесткая связь” .

Для вывода самолета из ''зависания” методом раскачки необходимо, удерживая соответствующим отклонением педалей самолет от вращения по рысканию при нейтральном положении РУС по крену энергично взять РУС полностью "на себя" на 1... 2 сек. (пересиливая толкатель ОПР).


После увеличения угла атаки до максимума в момент, когда нос самолета начнет опускаться, отдать РУС по тангажу в положение , близкое к нейтральному и соответствующее максимальному пикирующему моменту тангажа С балансировке в г.п. на Н=2...4 км с Unp=600 км/ч). Если минимальный угол атаки, достигаемый при колебаниях в фазе движения с опусканием носа, превышает 30...35град, продолжать раскачку описанным образом, внимательно следя за тем, чтобы не сбиться с такта, и контролируя угол атаки . Амплитуда будет расти. Как только угол атаки на одном из колебаний станет равным 35...30град, отдать РУС полностью на пикирование.


Если раскачка выполнялась в режиме СДУ "жесткая связь", то после выхода из зависания на углах атаки 10...15град переключить СДУ в режим "полет", избегая перехода на отрицательные перегрузки.

После уменьшения угла атаки менее <*доп увеличить скорость до ЗООкм/ч и вывести самолет в горизонтальный полет не привышая <1доп (по границы срабатывания ОПР).


посадка

р у ч н о й


Д О П О Л Н И Т Е Л Ь Н Ы Е П Р И Б О Р Ы < F 2 >В Н Е Ш Н И И В И Д , К Й Р Т Й < F 9 >С Т О П / П Р О Д О Л Ж Е Н И Е < S P A C E >В Ы Х О Д < Е S С >

При какой скорости происходит сваливание Су-2? в полетебез крена?

1.Менее 350 км/ч.

2.Иенее 200 км/ч.

3.Менее 100 км/ч.

При какой скорости происходит сваливание Су-2? в полетебез крена?

Правильно


Какие естественные признаки могут служить предупреждением о выходе самолета Су-27 на большие углы атаки и приближении

к сваливанию?

1 .Самопроизвольное кабрирование.

2.Нейтральность по перегрузке.

3.Колебания по крену и рысканию и тряска.

Какие естественные признаки могут служить предупреждением о выходе самолета Су-27 на большие углы атаки и приближении

к сваливанию?

Правильно


В каком случае из двух сваливание самолета Су-27наступает при меньших углах атаки?

1.При торможении в г.п. JI2.На вираже с перегрузкой.

В каком случае из двух сваливание самолета Су-27наступает при меньших углах атаки?

Правильно


Каким методом рекомендуется выводить самолет Су-27 изсваливания, если оно произошло на углах атаки менее 35°?

Каким методом рекомендуется выводить самолет Су-27 изсваливания, если оно произошло на углах атаки менее 35°?

Правильно


Рекомендуется пи отклонять РУС по крену при выводе самолетаСу-27 из сваливания?

1 .Нет.

2.Да, во всех случаях.

З.Да, только при сваливании на углах атаки более 35° и развитии вращения по рысканию.

Рекомендуется пи отклонять РУС по крену при выводе самолетаСу-27 из сваливания?

Правильно


При каких центровках возможно ’’зависание'больших углах атаки?

самолета на

h1.Более ЗЗи САХ.

2.Более 36х САХ.

3.Более 40и САХ.

При каких центровках возможно "зависание” самолета набольших углах атаки?

Правильно


В каком ражиме должна работать СДУ самолета, если летчик использует для вывода из глубокого сваливания("зависания'')

метод раскачки по тангажу?



Правильно


Балансировке на какой высоте и скорости в прямолинейном г.п. без крена и скольжения соответствует положение РУС по тангажу, при котором реализуется максимальный пикирующий

момент на углах атаки более 35° .

l.U=600 Н=1000 м.

2 .U=360 Н=10 ООО м.

3.U=600 Н=2000-4000 м.

Балансировке на какой высоте и скорости в прямолинейном г.п. без крена и скольжения соответствует положение РУС по тангажу, при котором реализуется максимальный пикирующий

момент на углах атаки более 35° .

Правильно


На каких углах атаки после вывода самолета из "зависания" методом "раскачки", необходимо переключать СДУ в

режим "полет"?

На каких углах атаки после вывода самолета из "зависания" методом "раскачки", необходимо переключать СДУ в

режим "полет"?

Правильно


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.

Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.

Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.

Раздел 4. Режимы сваливания.____________________________________

Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.

Раздел 6. Осо сти сваливания на самолете ИиГ-29.

Раздел 7. Штопор самолетов.

Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27

Раздел S. Особенности штопора самолета НиГ-29.

Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.

Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.

Раздел 12. Потеря скорости.

Раздел 13. Неры предосторожности

Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультирование

Раздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.

Раздел 16. Контроль знаний.


РАЗДЕЛ 6

Особенности сваливания на самолете ИиГ-29.


Самолет МиГ-29 на углах атаки, близких к <Адоп, имеет обратную реакцию по крену на отклонение ручки управления.

В связи с этим при энергичном пилотировании проявляется взаимодействие продольного и бокового движения (особенно при числах М>0,85), что приводит к забросам по углу атаки и выходу за <4доп даже после срабатывания ограничителя.


При попадании самолета на режимы потери поперечной управляемости летчику необходимо уменьшить угол атаки отклонением ручки "от себя". При этом управляемость по крену восстанавливается.

В случае ошибок летчика в пилотировании при пересиливании СОС и привышении <4доп самолет может выйти на режимы сваливания.


Самолет МиГ-29 выходит на режимы сваливания и штопора в результате ошибок пилотирования летчиков при пересиливании СОС и при потере скорости.

При потере скорости на горках,при энергичных маневрах и при переходе со сверхзвука на дозвук существуют области режимов полета, в которых СОС не срабатывает, и летчик не получает предупреждения.


Сваливание самолета происходит на углах атаки 32...38град.Перед началом сваливания на углах атаки более 30°

могут появляться колебания по крену и рысканию; но могут и отсутствовать и возникать уже в процессе сваливания.

Сваливание характеризуется резким самопроизвольным уводом носа по рысканию с развитием большого скольжения и увеличением колебательности.

При торможении в горизонте самолет заваливается по крену, ведя нос в сторону по рысканию и затем опуская его, увеличивая через крен скольжение. В начальной фазе движения сваливание похоже на штопорную бочку.


Сваливание из виража с креном может происходить при большой скорости Сболее 400 км/ч) и носит более энергичный характер. Если при сваливании не отклонять РУС по крену против вращения, самолет в устойчивый штопор не входит.


Д О П О Л Н И Т Е Л Ь Н Ы Е П Р И Б О Р Ы В Н Е Ш Н И И В И Д , К А Р Т А С Т О П / П Р О Д О Л Ж Е Н И Е В Ы Х О Д


В некоторых случаях самолет в результате сваливания может и не раскручиваться по рысканию, попадая в режимы колебательного сваливания с небольшим спиральным движением центра масс, которое может быть ярко или неярко выражено.

Самолет начинает парашютировать прямолинейно или по спирали очень большого радиуса , совершая самопроизвольные колебания в поперечно-путевом движении с наиболее ярко выраженной амплитудой по крену.


В спучае непреднамеренного сваливания самолета необходимо:- отключить форсаж двигателей;- установить ручку управления и педали в нейтраль

ное положение.После прекращения вращения и перехода самолета на углы

атаки меньше допустимого по достижении скорости более 350 км/ч начать вывод самолета из пикирования не превышая допустимого угла атаки.


К чему приводит отклонение РУС по крену против вращения при сваливании самолета ИиГ-2Э?

1.К выводу из сваливания.

2.К усилению колебаний по крену.

З.К входу в штопор.

К чему приводит отклонение РУС по крену против вращения при сваливании самолета ИиГ-29?

Правильно


В какое положение рекомендуется установить рычагиуправления для предотвращения сваливания на самолете МиГ-29?

1.РУС по крену в сторону вращения и по тангажу от себя.Педали против вращения

2.РУС по крену нейтрально и по тангажу от себя полностью.Педали нейтрально.

З.РУС по тангажу и крену,а также педали нейтрально.

В какое положение рекомендуется установить рычагиуправления для предотвращения сваливания на самолете МиГ-29?

Правильно


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.

Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.

Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.

Раздел 4. Режимы сваливания.____________________________________

Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27._______

Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.

Раздел 7. Штопор самолетов.

Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.

Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.

Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.

Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.

Раздел 12. Потеря скорости.

Раздел 13. Меры предосторожности

Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультирование

Раздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.

Раздел 16. Контроль знаний.


Р А З Д Е Л 7

Ш Т О П О Р С А М О Л Е Т О В .


Если летчик при потере самолетом управляемости на больших углах атаки своевременно не вмешается в управление и не предотвратит сваливание, самолет в результате развития углового вращения по рысканию, может войти в штопор.


Штопором называется установившийся критический режим полета на больших углах атаки, при котором центр масс самолета снижается с большой вертикальной скоростью (Us=600...100 м/с) по отвесной вытянутой спиральной траектории малого радиуса (от нуля до нескольких десятков метров) , а сам самолет вращается относительно центра масс. В установившемся штопоре средние значения всех параметров движения самолета сахраняются постоянными. Курс самолета за один виток штопора изменяется на 360 град. При этом центр масс проходит один виток спирали (см.рис.7.1).


На рис.7.2. представлена схема сил, действующих на самолет в штопоре. Так как режим штопора является установившимся, все силы и моменты, действующие на самолет, уравновешены. Вертикальная проекция полной аэродинамической силы уравновешена силой тяжести. Я горизонтальная проекция аэродинамическрй силы вызывает вращение самолета относительно оси штопора с суммарной угловой скоростью, которая может быть разложена на составляющие ее проекции в связанной системе координат: угловую скорость крена, рыскания , а также угловую скорость тангажа, если крен не равен нулю (см.рис.7.3).


Инерционный момент на кабрирование, возникающий из-за инерционного взаимодействия продольного и бокового движения при вращении самолета в штопоре (см.рис.7.4), уравновешен аэродинамическим моментом тангажа на пикирование.

Таким образом, попытка вывести самолет с больших углов атаки без остановки вращения, одним лишь отклонением РУС по тангажу на пикирование как правило не приводит к успеху. Напротив, это может привести к еще большей раскрутке и переходу на еще большие углы атаки.


Чем интенсивнее вращение в штопоре, тем больше угол атаки, на котором балансируется самолет, так как инерционный момент на кабрирование уравновешивается аэродинамическим пикирующим моментом, возрастающим по мере увеличения угла атаки. Для облегчения схода самолета с больших углов атаки в штопоре необходимо тормозить вращение.


Штопор является очень опасным режимом, так как самолет снижается с большой вертикальной скоростью.

Полная потеря высоты при попадании самолета в штопор представляет собой изменение высоты полета с момента начала сваливания до полного прекращения штопора, вывода самолета в горизонтальный полет и восстановления нормальной работы силовой установки.


Силовая установка на режимах штопора требует особого внимания. Из-за длительного пребывания на больших углах атаки может начаться помпаж (что очень характерно для самолета МиГ-23) или заглохание двигателя (МиГ-21). На самолетах типа МиГ-29 и Су-27 этого не происходит из-за благоприятного расположения воздухозаборников. На других самолетах при попадании в штопор необходимо перевести двигатели на режим малого газа или выключить. Хотя все зависит от ситуации.


Сущеетвующие запасы газодинамической устойчивости компрессоров современных авиационных двигателей не всегда обеспечивают устойчивую работу силовой установки самолета на больших углах атаки и тем более при сваливании и в штопоре.

Неустойчивая работа двигателей в подобных условиях полета вызывается увеличением неравномерности поля скоростей и пульсацией полного давления в воздухозаборнике. Уменьшение запасов газодинамической устойчивости компрессора на больших углах атаки может быть связано и с уменьшением числа Рейнольдса при низком давлении воздуха на входе в двигатель.


Величины возмущений потока на входе в двигатели в полете на больших углах атаки зависят от конкретных особенностей использования входных устройств и их компановки на самолете. Например, для подкрыльевых компановок воздухозаборников, а также воздухозаборников с горизонтальными клиньями наихудшие условия работы создаются на отрицательных углах атаки. Несмотря на тяжелые условия работы силовой установки самолета на больших углах атаки, помпажные явления в двигателях не всегда имеют место даже при выполнении штопоров.


Характер помпажного срыва зависит от индивидуальных особенностей двигателей и условий полета. В одних случаях помпажные явления соправождаются заглоханиемдвигателя (срывом горения в камере сгорания), а в других - ростом температуры газов за турбиной, что может приводить к перегреву лопаток турбины.

Указанные особенности требуют от экипажа знания признаков неустойчивой работы двигателя и непрерывного контроля за работой силовой установки на больших угла атаки и особенно в штопоре.


Если при выходе на большие углы атаки обнаруживаются нарушения в работе двигателя на повышенных режимах, то РУД переводится в положение малого газа.

При увеличении температуры газов за турбиной двигатель необходимо выключить.


При сваливании самолета, если двигатель работал на повышенном режиме, РУД целесообразно установить на режим малого газа.

После вывода самолета из сваливания летчик должен проверить работу двигателя медленным перемещением РУД в сторону повышенных режимов работы, контролируя температуру выходящих газов.

В случае перехода самолета в штопор летчик должен сразу перевести РУД в положение малого газа. При помпаже двигатель необходимо выключить установкой РУД в положение "стоп".


При полете на больших углах атаки необходимо контролировать также работу масляной и топливной систем силовой установки по указателям и сигнальным лампам, обращая особое внимание на их показания при действии околонулевых и отрицательных нормальных перегрузок.

В штопоре с работающими двигателями летчику необходимо обращать внимание на показания сигнализации давления топлива за расходными баками.

При действии околонулевых и отрицательных перегрузок возможно падение давления масла в двигателе до нулевого значения.


Запуск двигателя после выхода из сваливания или штопора производится в соответствии с рекомендациями, изложенными в инструкции.

Работа системы запуска контролируется после каждого случая самовыключения и запуска двигателя. При этом обращается внимание на правильность работы пусковой системы и нормальный характер запуска двигателя.


Потеря высоты при выводе самолета из штопора -это изменение высоты полета с момента отклонения первого органа управления на вывод из штопора до перевода самолета в горизонтальный полет.

Потеря высоты при выводе самолета из после штопорного пикирования- изменение высоты полета с момента перехода самолета на допустимый угол атаки после прекращения штопорного движения до перевода его в горизонтальный полет.


Время вывода самолета из штопора- время в секундах, отсчитываемое с момента отклонения летчиком первого органа управления на вывод из штопора до полного его прекращения и перехода самолета на допустимый угол атаки.

Запаздывание выхода самолета из штопора -время в секундах, отсчитываемое с момента отклонения летчиком последнего органа управления на вывод из критического режима до полного прекращения штопора и перехода самолета на допустимый угол атаки.


Для вывода самолета из штопора применяются специальные методы пилотирования, выработенные в процессе многолетней испытательной практики. В зависимости от типа (вида) штопора применяются различные методы вывода.

Тип(вид) штопора определяется сочетанием параметров движения самолета и отличается по следующим признакам:

1.По положению самолета относительно вектора скорости. Нормальный штопор - самолет находится на положительных углах атаки. Перевернутый штопор- самолет находится на отрицательных угдах атаки (фонарем кабины к земле).

Вперевернутом штопоре и при "зависании" на отрицательных углах атаки ("на спине") силовую установку необходимо отключать.


2.По положению носа самолета относительно горизонта и средней величине угла атаки.

При угле тангажа от -55град до -ЗОград штопор считается крутым. Угол атаки при этом составляет от З5...40град до6 0 . . .70град.

При углах тангажа менее ЗОград штопор считается плоским. Углы атаки в плоском штопоре достигают величины более6 0 . . .70град.

Режимы плоского штопора сопровождаются более интенсивным вращением самолета по рысканию и потому являются более опасными; из плоского штопора самолет вывести труднее, и выводится он дольше (если выводится). Так, например, самолет F-14 может попадать в режимы плоского штопора с угловой скоростью рыскания до 180град/сек, из которых его не удавалось вывести даже очень опытным летчикам-испытателям.


Помимо рассмотренных, дня плоского штопора существенной является еще одна особенность.

С уменьшением крутизны уменьшается радиус штопора- расстояние от центра масс до оси штопора, относительно которой происходит вращение.

В плоском штопоре ось вращения происходит очень близко отцентра масс самолета, практически может совпадать с ним. При этом она оказывается далеко позади кабины летчика. На летчика действует большое отрицательное ускорение "спина-грудь" вдоль продольной оси.


В режиме плоского штопора на летчика самолета F-14 Сс большим выносом кабины вперед) действует отрицательная перегрузка Nx=-4,5...-5,5д, вызывающая сильные боли в конечностях и в глазах . Это приводит к потере дееспособности, зрения и сознания.

Оператору, сидящему ближе к центру масс, насколько легче. Поэтому он должен должен катапультировать обоих членов экипажа: и себя и летчика.


3.Штопор, отличаясь по направлению вращения, может быть как левым, так и правым.

4.По изменению средних значений параметров движения самолета в штопоре от витка к витку штопор подразделяется на установившийся и неустановившийся.

В установившемся штопоре средние значения параметров движения( угла тангажа,крена,угловых скоростей) не меняются от витка к витку.

В неустановившемся штопоре средние значения параметров движения от втка к витку могут значительно изменяться.


5.По храктеру изменения параметров движения самолета относительно своих средних значений в процессе выполнения одного витка штопор различается по типу на равномерный и колебательный.

В равномерном штопоре мгновенные значения параметров близки к своим средним значениям, а в колебательном -могут значительно отличаться от них.

Колебания параметров движения в колебательном штопоре могут происходить как с постоянной амплитудой, так и с периодически изменяющейся во времени, когда колебания имеют две чистоты и носят характер биений.


6.Штопор отличается также по способности самолетанаходиться на режиме установившегося штопора прификсированном положении рычагов управления в течении некоторого времени.

Штопор считается устойчивым, если самолет при неизменном положении рычагов управления находится на данном режиме штопора в течении длительного времени, сохраняя его неизменным.

При неустойчивом штопоре самолет при неизменном положении рычагов управления раскачивается и самопроизвольно ''сходит" с режима, и как правило, не имеет определенного направления вращения.


Для вывода самолета из режимов нормального щтопора в зависимости от типа (вида) штопора рекомендуется пять типовых методов.

Метод 1. Поставить рычаги управления в нейтральные положения и зафиксировать их в зтом положении до выхода самолета на углы атаки меньше допустимого. Этот метод рекомендуется для вывода самолета из режимов крутого колебательного штопора, а также из штопора без определенного направления вращения.


Метод 2.

Энергично отклонить педали с пересиливанием ограничителя (если он есть) полностью против вращения, удерживая РУС в нейтральном положении по крену. Через 2...4 сек после отклонения педалей отдать в нейтральное положение по тангажу. После замедления вращения поставить педали нейтрально.

Метод 2 для вывода из режима крутого колебательного штопора с определенным направлением вращения.


Метод 3.

Отклонить педали полностью против вращения и через некоторый интервал времени С3...6 сек) отклонить РУС по тангажу полностью от себя при нейтральном положении его по крену. После прекращения вращения поставить все рычаги управления в нейтральные положения.

Метод 3 рекомендуется для вывода самолета из режимов крутого равномерного штопора.


Метод 4.

Отклонить педали полностью против вращения и одновременно с зтим РУС по крену отклонить в сторону вращения. Через некоторый интервал времени (3...6 сек) отклонить РУС по тангажу полностью от себя на пикирование, удерживая педали полностью против вращения, а РУС по крену в сторону вращения. В момент прекращения вращения поставить педали и РУС по крену нейтрально.

Метод 4 рекомендуется для вывода самолета из режимов плоского штопора.


Метод 5.

Отклонить педали полностью против вращения и одновременно с этим РУС по крену - в сторону вращения, а по тангажу -полностью на себя до упора (пересиливая СОС или ОПР). В момент прекращения вращения все рычаги поставить в нейтральные положения.

С углов атаки 35...ЗОград, если вращение не возобновляется и самолет сходит с углов, удерживая педали и РУС по крену нейтрально, отдать РУС по тангажу от себя до уменьшения угла атаки меньше допустимого.

Метод 5 рекомендуется применять для вывода самолета из режимов плоского штопора в том случае, если метод 4 оказывается недостаточно эффективным.


Перечисленные типовые методы вывода из штопора являются один сильнее другого в порядке возрастания. Так, метод 1 - самый слабый, а методы 4 и 5 - самые сильные.

Если применение типового метода вывода не приводит к ощутимым изменениям в динамике самолета, отражающих тенденцию самолета и выходу из штопора, необходимо применять более сильный метод.

Тенденция к выходу из штопора проявляется в замедлении вращения по рысканию и усилении колебаний самолета. Усиление колебаний, как правило, характеризует ослабление устойчивости штопора.


Если самолет не удается вывести из штопора ни методом 4, ни методом 5, которые являются наиболее сильными методами вывода, рекомендуется использовать дополнительно "разнотяг” двигателей (для самолетов с двумя двигателями).

При выводе из левого штопора правый двигатель должен работать на режиме малого газа, а левый- на режиме максимальной тяги. При выводе из правого штопора наоборот: правый двигатель - на режиме максимала, а левый- на малом газе.


"Разнотяг" двигателей используется только как дополнительный способ и должен применяться в сочетании с одним из типовых методов вывода.

Применение разнотяга, как показали летные испытания самолетов МиГ-29 и Су-27, очень эффективно.

"Разнотяг” создает значительный момент рыскания, который помогает затормозить вращение.


Пользоваться разнотягом двигателей нужно очень аккуратно.

Во-первых, необходимо контролировать температурудвигателя, работующего на максимале.

Во-вторых, как показали летные испытания самолета Су-27, при выводе из плоского штопора методом 4 в сочетании с "разнотягом0 замедление вращения самолета по рысканию вначале происходит почти незаметно, затем неожиданно для летчика тормозится почти мгновенно (за 1,5...2,5сек).


Еспи вовремя не убрать "разнотяг0 и не поставить педали и РУС по крену нейтрально, может произойти переброс в штопор другого направления.

Целесообразно убирать разнотяг переводом на максимал двигателя, который работал до остановки вращения на малом газе. После схода с больших углов атаки самолет в этом случае быстрее наберет скорость.

Если при постановке рычагов управления в нейтраль и уборке "разнотяга" во время остановки вращения все же произошел переброс по рысканию, его следует парировать педалями при нейтральном положении РУС по крену.


Если самые сильные методы вывода из штопора не приводят к заметному успеху даже в сочетании с разнотягом, т.е. не появляется ни малейших признаков тенденции к замедлению вращения и не происходит и усиления колебаний, рекомендуется использовать при выводе метод раскачки по тангажу.

Пользоваться этим методом нужно точно так же, как и при выводе из глубокого сваливания. Разница только в том, что по крену РУС должен быть отклонен в сторону вращения,а педали против вращения.Таким образом при раскачке во время вывода из штопора РУС "ходит по борту".


Иногда бывает так, что после остановки вращения самолет "не хочет" сходить с больших углов атаки и "зависает". Такая ситуация вызвана наличием зоны "вторых" балансировок и называется "глубоким сваливанием". Для выхода из такого режима используется раскачка по тангажу. Но прежде, чем начать раскачивать самолет, целесообразно поставить РУС по тангажу в положение, соответствующее максимальному моменту на пикирование. Если не помогает, использовать раскачку.


Как уже известно, самолет может попадать в режимы не только нормального, но и перевернутого штопора.

Визуально порой не просто отличить перевернутый штопор от нормального. Однако, это легко сделать по указателю угла атаки и перегрузки. В перевернутом штопоре углы атаки и нормальная перегрузка в центре масс(!) самолета отрицательны

Перегрузка, которую летчик ощущает в кабине при вращении самолета в штопоре, может сильно отличаться от перегрузки в центре масс. Позтому доверять в этом случае нужно приборам, а не ощущениям.

Двигатель при попадании в перевернутый штопор необходимо немедленно выключать.


Для вывода самолета из режимов перевернутого штопора рекомендуется использовать три типовых метода.

Метод 1. Поставить рычаги управления в нейтральные положения и зафиксировать их в этом положении до выхода на положительные углы атаки, но не превышающие допустимый угол.

Метод 1 рекомендуется для вывода самолета из режимов крутого колебательного штопора, а также в случае штопора без определенного направления вращения.


Метод 2. Отклонить педали полностью против вращения, направление которого определяется по указателю поворота, и через небольной интервал времени С1...3сек) отклонить РУС по тангажу на себя несколько за нейтраль при нейтральном положении РУС по крену. Удерживать рычаги управления самолетом в таком положении до выхода на положительные перегрузки и углы атаки менее допустимого.

Метод 2 рекомендуется для вывода самолета из режимов равномерного штопора.


Метод 3. Отклонить педали против вращения и через небольшой интервал времени (2...4сек) отклонить РУС по тангажу полностью на себя при нейтральном положении РУС по крену.

Метод 3 рекомендуется для вывода самолета из перевернутого плоского штопора.


Для некоторых современных самолетов (например,Су-27) на отрицательных углах атаки характерны режимы "зависания” . Причиной этого является наличие "вторых” балансировок на больших отрицательных углах атаки, анологично тому, как это имеет место для некоторых самолетов на больших положительных углах атаки (для того же Су-27 при центровках более 36,6/ САХ).

В этом случае полное отклонение РУС по тангажу "на себя" не приводит к увеличению угла атаки из-за отсутствия запаса кабрирующего момента на больших отрицательных углах атаки.

Для вывода самолета из режимов "зависания на спине” в области больших отрицательных углов атаки рекомендуется использовать метод раскачки по тангажу, который уже должен хорошо быть понятен обучаемому.


Естественно, что дня каждого типа самолета могут быть характерны индивидуальные особенности поведения, в том числе и на режимах штопора.

Важно ознакомиться с ними, пользуясь инструкцией по пилотированию самолетом данного типа, которая написана по результатам летных испытаний и включает также описание методов вывода из штопора, оптимальных для данного самолета и опробованных в полете летчиками-испытателями.


Как изменяется интенсивность вращения самолета порысканию при увеличении угла атаки в установившемся штопоре?

1 .Увеличивается.

2.Уменьшается.

З.Как правило не изменяется.

Как изменяется интенсивность вращения самолета порысканию при увеличении угла атаки в установившемся штопоре?

Правильно


Что может произойти с силовой установкой на больших углахатаки, при сваливании и в штопоре?

1.Ничего особенного.

2.Может произойти помпаж.

3.Может произойти помпаж или заглохание.

Что может произойти с силовой установкой на больших углахатаки, при сваливании и в штопоре?

Правильно


В какое положение рекомендуется установить РУД припопадании в штопор?

1.Максимал.

2.Форсаж.

3.Остановка.

4.Малый газ.

В какое положение рекомендуется установить РУД припопадании в штопор?

Правильно


Нормальным или перевернутым является штопор, если указатель угла атаки показывает отрицательное значение угла

атаки?

Нормальным или перевернутым является штопор, если указатель угла атаки показывает отрицательное значение угла

атаки?

Правильно


Каким является штопор , если угол тангажа колеблется от- 50° до -35° ?

1.Крутым.

2.Плоским.

Каким является штопор , если угол тангажа колеблется от- 50° до -35° ?

Правильно


Рис.7.1. КинЕматика штопора .

Рис.7.2. СхЕма силв установившемся ш т о п о р е .

Рис.7-3. Связь угловыхС К О Р О С Т Е Й с углом тангажа .

осьштопора

Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания.______________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.______Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Осо ти штопора самолета Су-27.Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожностиРаздел 14. Особенности принятия решения на катапультированиеРаздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.Раздел 16. Контроль знаний.


Р А З Д Е П 8

Особенности штопора самолета Су-27

Глава 8 Страница 1 Подсказка

Запоздалые действия летчика по предотвращению сваливания или ошибочные действия (удерживание РУС по тангажу на себя на полный ход или отклонение РУС по крену против вращения) приводят к входу самолета Су-27 в штопор.

Самолет Су-27 имеет три типа режимов нормального штопора:

1.Штопор типа "падения листом" ипи глубокое сваливание без определенного направления вращения с колебаниями угловых скоростей крена (0*=15... 30 град/сек и рыскания СОы=10... 15 град /сек;

Средние значения угловых скоростей крена и рыскания могут быть нулевыми или очень незначительными. Скорость вращения по рысканию не превышает в таких режимах (0ы= 10... 15град/сек и может изменяться по направлению.


Из штопора типа ” падение листом” самолет может переходить в устойчивый плоский штопор с интенсивным вращением.

Одним из провоцирующих факторов такого перехода может служить отклонение РУС по крену, по тангажу на пикирование.


2.Крутой штопор происходит со средней интенсивностью вращения по рысканию 30...35град/сек и сопровождается колебаниями по крену. Время одного витка составляет 10...20 сек.

Угол атаки колеблется в пределах от 38 до 45град, а угол тангажа - от -50грд до -ЗОград.


3.Плоский штопор с интенсивностью вращения по рысканию60...70град/сек происходит на угпах атаки более 45град по указателю. Стрелка указателя зашкалена. Угол тангажа менее - -ЗОград.

Время витка 5...8сек. Вертикальная скорость снижения составляет 80... 100м/сек.


При попадании в штопор необходимо плавно перевести двигатели на режим малого газа.

Для вывода самолета из штопора типа "падения листом" без определенного направления вращения используется метод 1 -постановка РУС по крену и тангажу и педалей в нейтральное положение.

Запаздывания выхода составляет не более 10 секунд.


Вывод самолета из штопора с определенным направлением вращения (правого и левого) обеспечивается методом 4 -постановкой педалей против вращения и ручки одновременно по крену по вращению. После замедления вращения (через З...6с) ручку управления по тангажу отдать в близкое к ней реальному положение, соответствующее максимальному пикирующему моменту


На высоте менее 8000м при выводе из интенсивного штопора с определенным направлением вращения наряду с методом 4 рекомендуется применять "разнотяг” двигателей против вращения,в левом (правом) штопоре установкой левого (правого) двигателя на режим "максимал", а правого (левого) двигателя на режим ’'ИГ".


Для уменьшения запаздывания выхода самолета из плоского штопора на высотах менее 6000м при необходимости можно применять "разнотяг": "ИГ”-"’полный форсаж".

При применении "разнотяга" двигателей после прекращения вращения необходимо своевременно уравнять тягу двигателей во избежании перехода в штопор другого направления.


Запаздывание выхода самолета в горизонтальный полет от момента установки рулей на вывод на высотах менее 11000м составляет 15...20с. Потеря высоты при этом 2500...3000м.

После прекращения вращения самолета установить рули в нейтральное положение, после уменьшения угла атаки менее допустимого увеличить скорость до ЗООкм/ч и вывести самолет в горизонтальный полет не превышая Лдоп (по границе срабатывания ОПР)


Если после выхода из штопора самолет попал на режим "зависания", для вывода из "зависания" необходимо применить раскачку по тангажу Сем.раздел "сваливание самолета Су-27").


Попадание самолета Су-27 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 ЗООкм/ч.


При переходе самолета в перевернутый штопор плавно перевести двигатели на режим малого газа.

Вывод из перевернутого штопора выполняется установкой РУС по тангажу на себя на полный ход и по крену в нейтральное положение.

При наличии вращения самолета по рысканию отклонить педали полностью против вращения.

Если вращение по рысканию отсутствует или остановлено, педали установить нейтрально.


При "зависании0 самолета на отрицательных углах атаки, необходимо использовать метод раскачки.


При опускании носа самолета и выходе на околонулевые углы атаки Сотшкаливание стрелки УЯП) установить РУС по тангажу в нейтральное положение, увеличить скорость до ЗООкм/час, выполнить полубочку и вывести самолет в горизонтальный полет, не превышая допустимый угол атаки С по границе срабатывания ОПР).


. При невыходе самолета из штопора до высоты 3000м и при сваливании в штопор на высотах менее 3000м летчик должен катапультироваться.


В какие положения рекомендуется отклонять рычагиуправления для вывода самолета Су-2? из штопора типа

"падения листом"?

1.Педали нейтрально; РУС по крену нейтрально и от себяполностью.

2.Педали нейтрально; РУС по крену нейтрально и по тангажуна себя.

3.Педали, РУС по тангажу и крену нейтрально.

В какие положения рекомендуется отклонять рычагиуправления для вывода самолета Су-2? из штопора типа

"падения листом"?

Правильно


Каким методом рекомендовано выводить самолет Су-2? изплоского и крутого штопора с определенным направлением

вращения?

1.Методом 1.

2.Методом 2.

3.Методом 3.

4.Meтодом 4.

5.Методом 5.

Каким методом рекомендовано выводить самолет Су-2? изплоского и крутого штопора с определенным направлением

вращения?

Правильно


Наминая с каких высот при выводе из штопора самолетаСу-27 можно использовать "разнотяг" двигателей в сочетании

"МГ"-"максимал".

1.Ниже 11000м.

2.Ниже 6000м.

З.Ниже 8000м.

Наминая с каких высот при выводе из штопора самолетаСу-27 можно использовать "разнотяг" двигателей в сочетании

"МГ"-"максимал".

Правильно


Начиная с каких высот при использовании "разнотяга” одиниз двигателей можно выводить на режим форсажа?

1.Ниже 10000м.

2.Ниже 6000м.

З.Ниже 7000м.

Начиная с каких высот при использовании "разнотяга” одиниз двигателей можно выводить на режим форсажа?

Правильно


С какой скорости можно приступать к выводу из послештопорного пикирования?

1.Более 200 км/ч.


3. ЗООкм/ч

С какой скорости можно приступать к выводу из послештопорного пикирования?

Правильно


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания._______________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.______Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.Раздел 9. Осо ти штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикированияРаздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожностиРаздел 14. Особенности принятия решения на катапультированиеРаздел 15. Ознакомление с методами пилотированияРаздел 16. Контроль знаний.


РАЗДЕЛ 9

Особенности штопора самолета МиГ-29


При запаздывании с действиями летчика на вывод из сваливания или при ошибочных действиях (удерживание ручки на себя на полный ход или против кренения) самолет может войти в штопор.

Самолет ИиГ-29 имеет следующие типы режимов нормального штопора:

1.Штопор без установившегося направления вращения типа "падения листом" с колебаниями по крену и рысканию на углах атаки 35...50град.


2.Крутые штопора с расходящимися колебаниями по крену с интенсивностью вращения по рысканию 80...80град/сек, на угпах атаки около бОград.

Расходящиеся колебания по крену могут приводить к самопроизвольному выходу самолета из штопора при нейтральных положениях рычагов управления, а могут приводить и к попаданию в перевернутый штопор, если отдать РУС по тангажу полностью на пикирование при резком увеличении колебательности по крену.


3.Крутые установившиеся штопора на углах атаки от 45 до 60 град с интенсивностью вращения по рысканию от 20 до бОград /сек.

Данные штопора могут быть как колебательными, так и равномерными.

Время витка составляет 5...10сек.


Д О П О Л Н И Т Е Л Ь Н Ы Е П Р И Б О Р Ы <F 2 >В Н Е Ш Н И М В И Д , К О Р Т Й <F 9 >С Т О П / П Р О Д О Л Ж Е Н И Е < £ Р Й С Е >В Ы Х О Д < Е S С >


4.Плоские установившиеся штопора, равномерные ипи колебательные, с интенсивностью вращения по рысканию 100...140град/сек на углах атаки 65...75град.

Время витка составляет З...2,5сек.


п о с а д к а

р у ч н о й

1.Вывод самолета из штопора типа "падение листом" обеспечивается методом 1- постановкой ручки и педалей в нейтральное положение. Запаздывание выхода не более 10 секунд.

2.Вывод самолета из крутого штопора с расходящимися колебаниями обеспечивается методом 1- постановкой ручки и педалей в нейтральное положение. Запаздывание выхода не более 10 секунд.


При попадании в штопор с расходящимися (увеличивающимися по амплитуде) колебаниями следует как можно быстрее поставить рули в нейтральное положение. Иначе возможен переход в перевернутый штопор.

В летных испытаниях были отмечены случаи перехода самолета из нормального штопора в перевернутый.

Интенсивность вращения по рысканию в перевернутом штопоре 35град/сек; нормальная перегрузка близка к нулю. Указатель угла атаки на нижнем (отрицательном) упоре.

Вывод из таких режимов осуществляют методом 1 - все рычаги в нейтральное положение.


3.Вывод самолета из крутого, установившегося(равномерного или колебательного) штопора обеспечивается методом 2 - отклонением педалей против вращения, при нейтральном положении ручки по крену и "на себя"; через 2... Зсек отклонить ручку по тангажу до нейтрального положения. После прекращения вращения установить педали в нейтральное положение.

Запаздывание выхода не более 13 секунд.


4.Вывод самолета из плоского ( равномерного или колебательного-это не важно) штопора обеспечивается методом 5 , т.е. -одновременной постановкой педалей против вращения, ручки управления по крену по вращению, а ручки управления по тангажу - полностью ” на себя” .

В момент прекращения вращения все рычаги управления устанавливаются в нейтральное положение.

Запаздывание выхода может достигать 20 секунд.


После прекращения вращения и уменьшения угла атаки менее допустимого и по достижении скорости более 350км/ч начать вывод самолета из пикирования, не превышая допустимого угла атаки.

Потеря высоты за вывод из штопора в зависимости от вида штопора составляет 3000...4000м.

Внимание,Предупреждение!При входе в установившийся штопор на высоте менее 4000м,

а также при невыходе самолета из штопора до высоты 2000м, летчик должен катапультироваться.


Дня вывода из каких режимов нормального штопора на самолетеМиГ-23 рекомендован метод 1?

1.Плоского штопора.

2.Крутого штопора.

3.Крутого колебательного.

4.Штопора типа "падения листом" и крутого штопора с расходящимися колебаниями

Дня вывода из каких режимов нормального штопора на самолетеМиГ-23 рекомендован метод 1?

Правильно


Каким методом рекомендуется выводить самолет МиГ-29 изперевернутого штопора?

1.Педали и РУС по крену нейтрально. РУС по тангажу на себя

2.Педали против вращения. РУС по крену и тангажунейтрально.

З.Все рычаги управления нейтрально.

Каким методом рекомендуется выводить самолет МиГ-29 изперевернутого штопора?

Правильно


Каким образом рекомендуется выводить самолет МиГ-29 изкрутого установившегося равномерного или колебательного

штопора?

1.Педали против вращения, РУС по крену нейтрально и по тангажу от себя. После остановки вращения все нейтрально.

L .Педали против вращения. гУС по крену нейтрально и по тангажу "на себя” . Через 2...3сек РУС по тангажу в нейтраль После остановки вращения все рычаги управления в нейтраль.

Каким образом рекомендуется выводить самолет МиГ-29 изкрутого установившегося равномерного или колебательного

штопора?

Правильно


Каким методом рекомендуется выводить самолет МиГ-29 изплоского равномерного или колебательного штопора ?

1.Методом 1.

2.Методом 2.

3.Методом 3.

4.Методом 4.

5.Meтодом 5.

Каким методом рекомендуется выводить самолет МиГ-29 изплоского равномерного или колебательного штопора ?

Правильно


При какой приборной скорости можно начинать выводсамолета МиГ-29 из послештопорного пикирования?






При какой приборной скорости можно начинать выводсамолета МиГ-29 из послештопорного пикирования?

Правильно


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания._______________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.______Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Осо сти послештопорного пикирования.Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожностиРаздел 14. Особенности принятия решения на катапультированиеРаздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.Раздел 16. Контроль знаний.


Р А З Д Е Л 1 0 .

Особенности послештопорного пикирования

Глава 10 Страница 1 Подсказка

Выход из штопора, заканчивающийся уменьшением угла атаки менее максимально допустимого, может сопровождаться самопроизвольным вращением самолета по крену. Нетчик обязан помнить:

1.- С того момента, как вращение по рысканию в штопоре остановлено , необходимо установить педали и РУС по крену нейтрально (убрать "разнотяг" двигателей, если он использовался), и удерживая РУС по крену и педали в нейтральном положении, уменьшать угол атаки отклонением РУС от себя.


2.- Самопроизвольное вращение самолета по крену, которое может возникнуть при сходе с больших углов атаки на малые, ни в коем случае нельзя парировать отклонением РУС по крену против вращения. Углы атаки еще большие и отклонение РУС по крену может провоцировать повторное сваливание и вход в штопор.


Как правило, после выхода из сваливания или штопора и перехода в эксплуатационную область углов атаки самолет оказывается в неблагоприятном пространственном угловом положении с большим углом пикирования, совершенно произвольным углом крена и малой приборной скоростью.


Первое, что летчику необходимо сделать, это проконтролировать, что угол атаки не превышает допустимого и нет тенденций к его росту, а приборная скорость растет. Далее, проконтролировав работу силовой установки, увеличить тягу двигателей до максимальной, контролируя параметры работы двигателя .

Если есть скольжение, убрать его педалями.

Как только скорость возрастет до эволютивной, необходимо устранить крен и приступить к выводу самолета из пикирования, контролируя темп падения высоты и угол атаки.


Как правило, вывод из пикирования после выхода из штопора начинается с небольшой приборной скорости. Поэтому дня того, чтобы потеря высоты на вывод из пикирования быпа минимальна, необходимо в течении вывода выдерживать угол атаки на 2...3° меньше допустимого при максимальном режиме работы двигателей.


В процессе вывода из пикирования летчик должен внимательно следить за углом атаки.

Превышение допустимого угла атаки может привести к повторному сваливанию.

Выдерживание слишком маленького угла атаки приведет к чрезмерной потере высоты.

Если запас высоты чрезвычайно мал,то приходится учитывать каждый градус угла атаки , так как он выливается в десятки метров высоты. Подходить к допустимому углу атаки вплотную при этом нежелательно из-за того, что при срабатывании толкателя СОС угол атаки на некоторое время будет уменьшаться из-за толчка на РУС на 3...4°, что отрицательно скажется на суммарной потере высоты.


Убирать крен, начиная вывод из пикирования поспе выхода из сваливания или штопора, можно только разогнавшись до безопасной приборной скорости, которая указана в инструкции по пилотированию самолетом.

Для самолета Су-27 безопасная скорость, при которой можно, убрав крен, начинать вывод из пикирования, составляет 300 км/ч, а для самолета МиГ-29 - 350 км/ч.


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атакиРаздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания._____________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27._____Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования,Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожности.Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультированиеРаздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.Раздел 16. Контроль знаний.


Р А З Д Е Л 11

Основные причины попадания в сваливание и штопор


Анализ статистики летных происшествий, имевших место в СССР и США показывает, что непреднамеренный выход маневренных самолетов на чрезмерно большие (для нормальной эксплуатации) углы атаки просходит вследствие несоразмерно больших отклонений РУС на себя при плохом, или отсутствии вообще, контроле за величиной имеющегося и достигаемого в процессе маневрирования угла атаки. Очень редко - по причине "внешних" факторов Сне связанных с отклонением РУС летчиком), например резкий вертикальный прорыв ветра при полете на больших углах атаки, инерционное взаимодействие при маневрировании, отказ автоматики в продольном канале и т.д. Т.о. первая и основная причина - неправильное переключение внимания, когда ослаблен контроль за углом атаки.


Порой на это неправильное переключение внимания провоцирует сама обстановка :

- постоянное наблюдение за целью и необходимость увеличения угловой скорости p-та (например, при прицеливании по воздушной цели, довороте на наземную цель или - на посадочный курс, отвороте от цели или ведущего при групповых полетах).

- постоянное наблюдение за темпом падения высоты на нисходящих частях траекторий при маневрировании в вертикальных плоскостях и необходимость уменьшить потерю высоты путем увеличения Ny (особенно при полете на малых высотах).

Здесь необходимо заставить себя контролировать угол атаки, особенно при его изменении в сторону увеличения, сознательно в ущерб наблюдению за объектом постоянного внимания (цель, земля и т.д.). Очень помогает ОПР или СОС.


Вторая причина - ошибки в самой технике пилотирования, когдапри нормальном переключении внимания вследствие неправильных действий органами управления самолет выводится на недопустимо большие углы атаки.

Как правило , это несоразмерно большие и энергичные отклонения РУС при пилотаже, заходе на посадку, маневрировании. Их причиной может быть малый опыт полетов по каким-то видам подготовки, недоученность, большая напряженность в полете.

Здесь необходимо более качественная и полная подготовка к конкретным видам полетов или к конкретным обстоятельствам в полете.

Однако сваливание и штопор - то, к чему действительно строевые летчики практически мало готовы, наступает вследствие неправильного пилотирования на околокритических углах атаки.

При грамотных действиях с околокритических углов атаки можно вернуться на малые углы атаки без проблем. При неграмотных действиях ситуация , как правило, усугубляется.


Таким образом, правильное переключение внимания( постоянный контроль за углом атаки, даже при внешних отвлекающих факторах), а так же хорошая практическая летная подготовка и достаточные теоретические знания особенностей устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки, обеспечат защищенность летчика от непреднамеренного выхода на большие околокритические углы атаки и уменьшат вероятность сваливания и попадания в штопор.

При энергичном маневрировании летчик должен внимательно следить за сигналами систем СОС или ОПР. Во многих случаях они гарантируют пилотирование в допустимых пределах. Однако не лишены недостатков ( см. раздел 1).

Если все же выход на незксплуатационные углы атаки произошел, необходимо без паники уходить на малые углы атаки.


Основной причиной сваливания и попадания в штопор самолетов на больших углах атаки является отсутствие у летчиков знаний об особенностях аэродинамики и динамики самолета при полете на больших угла атаки; а также неумение определять критические режимы и применять на практике методы пилотирования, рекомендованные для вывода из сваливания и штопора, которые содержаться в инструкции по пилотированию.

При сваливании самолет опускает нос. Как показывает анализ статистики летных происшествий, многие летчики, вместо того, чтобы отдать РУС от себя на уменьшение угла атаки, берут ее на себя, стремясь уменьшить угол снижения и тем самым, еще больше усугубляя ситуацию.

Рассмотрим причины сваливания ипи штопора.


Еще одной грубейшей ошибкой, является попытка парировать самопроизвольное кренение самолета на больших углах атаки поперечным отклонением РУС против крена, что моментально приводит к сваливанию.

Когда начинается послесрывное пространственное вращение, многие летчики теряются и испытывают затруднение в определении характера движения.

В этом случае достаточно контролировать угол атаки по указателю Сон может быть даже и зашкален), а направление вращения определять по указателю угла поворота.

Все остальное Скрен, тангаж, вертикальная скорость и т.п.) в данный момент не столь важно. Все это - потом! На высоту, конечно, не мешает посматривать!


Если самолет ведет себя необычно, а угол атаки выше допустимого, для начала необходимо все рычаги управления поставить нейтрально.

Если это не помогает и угол атаки не уменьшается, необходимо отклонить педаль полностью против вращения по рысканию (определив направление вращения по указателю поворота), а РУС, удерживая строго нейтрально по крену, отдать от себя. И дальше только смотреть на указатель угла атаки и поворота и ждать.

Если вращение по рысканию остановилось , поставить педали нейтрально.

Когда самолет сойдет с больших углов на эксплуатационные углы атаки, тогда проконтролировать скорость и, как только она возрастет до эволютивной, убрать крен.

И уж потом все обычно - что хорошо умеешь и к чему привык - выводить из пикирования, не забывая контролировать угол атаки, ну и конечно, высоту.


Очень опасно, попав в сваливание на малых высотах, доверять визуальной оценке ситуации. И во чтобы то ни стало, необходимо "давить" инстинкты:

- не отклонять РУС против крена, хотя хочется;- не брать РУС на себя, хотя нос самолета опущен и очень

не хочется отдавать ручку.

Для того, чтобы лучше понять причины, которые могут приводить к непреднамеренному попаданию в режимы сваливания и штопора, понять особенности этих ситуаций и их реальные последствия, проанализировать ошибки летчиков, которые привели к потерям самолетов или еще хуже - к гибели экипажей, обучаемому стоит внимательно проанализировать имеющуюся в полку специальную литературу , в которой содержатся краткие описания некоторых конкретных летных происшествий, имевших место в маневренной авиации СССР и СИИ ( см. Сборники по статистике ЛП в ВВС СССР и зарубежные обзоры в журналах "Проблеммы Безопасности Полетов"). П


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания.______________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.______Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопорРаздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожности.Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультирование Раздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.____________Раздел 16. Контроль знаний.


Р А З Д Е Л 12

Потеря скорости.


Как было показано в разделе 11, основной причиной непреднамеренного выхода самолета на большие углы атаки является чрезмерное отклонение РУС по тангажу на себя, когда летчик пытается создать перегрузку, которую невозможно создать при данной скорости, не привысив допустимый угол атаки.

Второй причиной непреднамеренного попадания самолета на большие углы атаки является потеря скорости.


Само по себе уменьшение скорости, даже вплоть до нулевой, не представляет опасности, если происходит на малых углах атаки и при достаточном запасе высоты.

Рассмотрим режим потери скорости на горке. Летчик выполняет горку с большим по величине постоянным углом тангажа .

В результате торможения, подъемная сила, пропорциональная скоростному напору, падает. Сила тяжести отклоняет траекторию к земле. Дальнейшая ситуация полностью определяется действиями летчика, а также зависит от величины начального угла тангажа.


Если летчик удерживает РУС по тангажу в неизменном положении, соответствующем балансировке на углах атаки менее допустимого, ситуация будет развиваться следующим образом.

Отклонение траектории к земле приведет к увеличению угла атаки. Рост угла атаки при неизменном положении РУС по тангажу приведет к появлению момента на пикирование, который уменьшит угол атаки до балансировочного значения, соответствующего положению РУС по тангажу (см.рис.12.1).


Если начальный угол тангажа невелик, рост угла атаки также будет небольшим.

Но при увеличении угла тангажа, с которым выполняется горка, торможение будет становиться более интенсивным и будет приводить к более интенсивному искривлению траектории, а следовательно и к более интенсивному росту угла атаки за счет траекторного движения (см.рис.12.2).

Рост угла атаки за счет влияния траекторного движения при больших начальных углах тангажа может происходить настолько интенсивно , что приводит к забросу на углы атаки больше допустимого . Но при этом возникающий момент на пикирование будет возвращать самолет на балансировочный угол атаки.

Чем больше начальный угол тангажа, тем больше величина заброса по углу атаки.


На самолетах типа Су-27 и ИиГ-2Э заброс на углы атаки выше допустимого происходит при торможении на горках с начальным углом тангажа более 30...35°.

Если при данной центровке и подвесках при удерживаемом летчиком положении РУС по тангажу нет проблем с запасом пикирующего момента,забросы на углы атаки выше допустимого не представляют большой опасности при грамотных действиях летчика. Большой момент на пикирование приводит к тому, что самолет быстро опускает нос, уменьшает угол атаки и разгоняется. Неустойчивость в боковом движении за короткое время пребывания самолета на больших углах атаки не успевает привести к большим возмущениям в боковом движении, хотя и здесь есть некоторые тонкости.


Если угол тангажа очень большой (60...70°), потеря скорости на горке приводит к очень большому росту угла атаки и очень большому моменту на пикирование. В результате самолет быстро начинает опускать нос.

Большая угловая скорость тангажа на пикирование приводит к возникновению значительного гироскопического момента от двигателя, разворачивающего самолет по рысканию влево.

Летчик должен парировать угловую скорость рыскания (оценивая ее по указателю поворота) педалями РУС по крену выдерживать строго нейтрально.


Потеря скорости до нулевого значения на горках с тан- гажом 65...85°,близких к вертикалям, происходит таким образом, что сначала скорость интенсивно падает, а угол атаки практически не меняется. Затем, когда скорость становится нулевой (предельный случай - тангаж 80°) , такого понятия, как угол атаки, вообще не существует.

й потом, когда скорость начинает расти при падении самолета на хвост, угол атаки равен уже 180°.


На углах атаки 130...230° стабилизатор имеет обратную эффективность. Если угол атаки равен 180°, то для того, чтобы опустить нос, необходимо отклонить РУС по тангажу на себя.

Как только угол атаки уменьшится до 130...100° (что соответствует тангажу 40...10°) отдать РУС в положение, соответствующее максимальному пикирующему моменту.

Затем на углах атаки 30...35° отклонить РУС в положение соответствующее балансировке на угле атаки на 2...3° меньше допустимого.

Далее следует вывод из пикирования.


Д О П О Л Н И Т Е Л Ь Н Ы Е П Р И Б О Р Ы <F 2 >В Н Е Ш Н И И В И Д , К О Р Т Й < F 9 >С Т О П / П Р О Д О Л Ж Е Н И Е < £ Р Й С Е >В Ы Х О Д < Е S С >


Ни в коем случае при потере скорости на горках с углом тангажа более 75...80° нельзя отдавать РУС по тангажу от себя. Все равно это уже не приведет к немедленному увеличению скорости.

Это приведет из-за обратной эффективности стабилизатора при падении на хвост к тому, что самолет "ляжет на спину”, где может ''зависнуть” или попасть в перевернутый штопор.

Если самолет практически потерял скорость на горке с углом тангажа менее 35...45° летчик должен выдерживать РУС по крену нейтрально и по тангажу в положении, соответствующем балансировке на углах атаки меньше допустимого.


Если скорость потеряна на горке с тангажом более 75град, необходимо дождаться, когда самолет начнет "сыпаться" на хвост (это можно понять по выхлопному дыму, появившемуся в районе кабины - его хорошо видно), подтянуть РУС при нейтральном положении по крену на себя и, как только нос самолета опуститься до горизонта, отдать РУС в положение балансировки на углах атаки менее допустимого. В течение всего времени педалями парировать угловую скорость рыскания, если она появляется.


Очень опасно подбирать РУС на себя при потере скорости на вертикальных горках (с тангажом более 75°) до того момента, как самолет начнет "сыпаться0 на хвост. В этом случае, пока скорости будет еще достаточно,самолет успеет повернуться спиной вниз; к этому моменту скорость упадет до нуля, и тогда самолет начнет падать не на хвост, а на спину, что может привести к перевернутому штопору.


Бывают случаи, когда летчик, не замечая того, что самолет теряет скорость на горке, пытается удержать самолет по тангажу в заданном положении. При этом он подтягивает РУС на себя. В этом случае очень возможно сваливание.

Такие ситуации, как показывает анализ статистики летных происшествий, случаются на взлете при частичных отказах силовой установки. Падение тяги приводит к уменьшению скорости и ''подсаживает" траекторию. Петчик удерживает тангаж в заданном режиме набора и незаметно для себя выводит самолет на большие углы атаки, так как подбирает РУС на себя (см. рис.12.3).

Если скорость падает, необходимо уменьшить наклон траектории или перевести самолет в горизонт.

Глава 12 Страница 1S F1 - Подсказка

Важно помнить, что, потеряв скорость, самолет теряет подъемную сипу. Траектория наклоняется к земле.

Для того, чтобы, набрав потерянную скорость, выйти в горизонтальный полет, необходимо иметь определенный запас высоты. Это необходимо учитывать.

Потеря высоты зависит от того, насколько сильно потеряна скорость и при каком угле тангажа это произошло.

Лучше всего следить за скоростью, не зевать и не допускать ее потери, чтобы не иметь лишних забот. Я если уж случиться потерять скорость, не нужно ждать пока она станет нулевой. Необходимо исправлять ситуацию заранее.


Если летчик заметил, что скорость стала менее зволю- тивной, необходимо перевернуться полубочкой по крену на 180° ("на спину”) и, не выходя за ограничение по углу атаки, подтянуть РУС, переведя самолет в снижение для разгона.

Как только скорость возрастет до эволютивной, устранить крен полубочкой и вывести самолет в горизонтальный полет.


В чем состоит физическая причина быстрого роста углаатаки при потере скорости?

1. Угол атаки растет из-за того, что при торможении меняются характеристики устойчивости; самолет становится не-

устойчивым и угол атаки самопроизвольно начинает расти.с . Из-за уменьшения подъемной силы траектория искривляется,а самолет не

успевает уменьшать угол атаки ,так как динамика углового движения замедляется с уменьшением скорости.

В чем состоит физическая причина быстрого роста углаатаки при потере скорости?

Правильно


В чем наиболее сильно проявляется влияние оборотов ротора двигателя (или двигателей) при потере самолетом скорости

на горках?

1. Двигатель создает момент по крену,который не демпфируется самолетом,так как при потере скорости аэродинамические моменты устойчивости и демпфирования малы._______________

2. Двигатель при резком опускании носа создает большой гироскопический момент по рысканию.

В чем наиболее сильно проявляется влияние оборотов ротора двигателя (или двигателей) при потере самолетом скорости

на горках?

Правильно


Как нужно отклонять РУС по тангажу, если самолет потерял скорость на вертикали или на горке, близкой к вертикали?

1. Отдать РУС по тангажу полностью от себя.

2. Отдать РУС по тангажу в нейтраль.

3. Сначала взять РУС на себя, при угле атаки 90...110°, затем отклонить в нейтраль.

Как нужно отклонять РУС по тангажу, если самолет потерял скорость на вертикали или на горке, близкой к вертикали?

Правильно


К чему может приводить отдача РУС по тангажу на пикирование, если скорость потеряна до околонулевой на горке, близ

кой к вертикали?

1. К немедленному опусканию носа.

2. К попаданию на отрицательные углы атаки ("на спину").

3. К попаданию на большие закритические положительные углы атаки.

К чему может приводить отдача РУС по тангажу на пикирование, если скорость потеряна до околонулевой на горке, близ

кой к вертикали?

Правильно


К чему может привести отклонение РУС на себя при потере скорости на вертикали или на горке, близкой к вертикали, если отклонить РУС до того момента, как самолет начнет "сы

паться" на хвост?

2. К еще более интенсивной потере скорости и попаданию самолета на отрицательные углы атаки.

К чему может привести отклонение РУС на себя при потере скорости на вертикали или на горке, близкой к вертикали, если отклонить РУС до того момента, как самолет начнет "сы

паться" на хвост?

Правильно


Что нужно делать, если самолет потерял скорость до250...300 км/ч на горке с тангажом 40...50°?

ели позволяет скорость, полубочкой перевернуться на спину, подобрать РУС на себя и, разогнавшись до приборной скорости

300...350 км/ч, полубочкой убрать крен и выходить в г.п.

Что нужно делать, если самолет потерял скорость до250...300 км/ч на горке с тангажом 40...50°?

Правильно


Рис.12.1. Разбалансировка самолста прир о с т е угла атаки за сче т и с к р и в л е н и я

траЕктории .

Рис. 12.2. Рост угла атаки п р и п о т е р е с к о р о с т ип р и р а з л и ч н ы х н а ч а л ь н ы х у г л а х н а к л о н а

т р а Е к т о р и и .

Рис.12.3. ПЕРЕбалансировка по углу атаки за счет "подтягивания" РУС при попытке "удЕРжать тангаж" .

Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания.______________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.______Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.______Раздел S. Особенности штопора самолета МиГ-29.Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопорРаздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожности.Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультирование, Раздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.____________Раздел 16. Контроль знаний.


РАЗДЕЛ 13

Меры безопасности при полете на больших углах атаки.


- скоротечность развития событий с одной стороны и необходимость немедленных и, что очень важно, правильных и точных действий, с другой с целью предотвращения дальнейшего развития нежелательных явлений;

- наличие мешающих факторов при оценке событий (большие угловые скорости и ускорения, значительные линейные перемещения, знакопеременные перегрузки, интенсивное изменение углов крена, тангажа и скольжения);

Основной критерий при зтом-угол атаки, величина которого определяет саму область особенностей как в анализе обстановки, так и в действиях органами управления. Поэтому первая особенность в порядке переключения внимания - частый контроль величины угла атаки, причем чем больше угол атаки, тем чаще желательно его контролировать.

Особенностью анализа обстановки при полетах на больших углахатаки, а так же в режимах сваливания и штопора являются:


Вторая особенность в переключении внимания - контроль величины скольжения, т.к. оно играет большое значение. Необходимо помнить, что наличие скольжения значительно уменьшает допустимый угол атаки и провоцирует более раннее появление особенностей в поведении самолета.

Важно понимать, какие причины могут вызвать скольжение ? Это несимметричная подвеска, несимметричная тяга двигателей, отклонение РУС по крену на больших углах атаки. Значительную роль играет и время приемистости (чем больше угол атаки, тем плавнее следует перемещать РУД - это не только гарантирует устойчивую работу двигателей на больших углах атаки, но и сводит на нет возможность появления скольжения), т.к. самолеты Су-27 и МиГ-29 имеют двигатели со значительной величиной тяги, способную давать большие моменты рыскания. Время приемистости или темп выхода оборотов могут значительно отличаться между двигателями даже одного самолета.


Желательно понимать, что указатель угла атаки может и отказать. Указатель наличия скольжения - "шарик" едва ли откажет, однако надо знать, что при больших значениях вертикальной перегрузки (Ny) отклонение шарика может быть весьма небольшим при значительном скольжении С он как бы загрубляется тем больше, чем больше величина Ny).

Поэтому третья особенность в переключении внимания (она не подстрахует и возможный отказ указателей) - контроль самого поведения самолета на отклонение органов управления или на внешние возмущения.

Если это поведение отличается от привычного, необходимо, контролируя угол атаки и угол скольжения ( если скольжение есть, то выяснить причину его возникновения и устранить) приступить к правильному ( как - будет сказано дальше ) пилотированию , стремясь по возможности уменьшить угол атаки.


Дня правильного пилотирования на больших углах атаки необходимо твердо знать и хорошо понимать следующее:

1.Область по углу атаки, где собственно необходимо применять эти знания и умения.

2.Факторы, конкретно вносящие особенности в технику пилотирования (например, обратная реакция по крену на отклонение РУС по крену)

3.Действия летчика при развитии вышеуказанных явлений, их динамику, реакцию самолета на правильные и неправильные отклонения органов управления.

4.Действия при попадании в режимы сваливания и штопора (в том числе и методы вывода),предельную высоту (она показана в РЛЗ) когда необходимо катапультирование, если выхода не происходит.

5.Особенности анализа обстановки и переключения внимания, описанные выше.

При этом необходимо контролировать рефлекторное желание отклонить, например РУС по крену против кренения или, например, на себя при энергичном опускании носа самолета, т.е. отклонять органы управления только осознанно.


В дальнейшем рассмотрим четыре области, определяемые углом атаки и скольжения. Их необходимо знать, отдавать себе отчет, в какой из них находится самолет и пилотировать в соответствии с определенными правилами:

1.Область относительно малых углов атаки (<Луказ<15град) где практически нет особенностей ни в анализе обстановки, ни в действиях рулями.

2.Область углов атаки 20...24град С до срабатывания ОПР или СОС), здесь необходимо уметь анализировать обстановку с учетом особенностей полета на больших углах атаки, однако больших особенностей в само пилотирование они не вносят.

З.Та же область(<1=20...24град) но со значительным скольжением или же величина угла атаки, большая <1 сраб. ограничителей при отсутствии скольжения - налицо особенности в анализе обстановки и в пилотировании.

4.Область углов атаки, где происходит сваливание или штопор - здесь речь уже об анализе вида сваливания или штопора и действий летчика по выводу из этих режимов.


Полетам на умеренных углах атаки (1-я область) учат в училищах. Самолеты МиГ-29 и Су-27 в эксплуатационных углах атаки не требуют больших особенностей в технике пилотирования. Единственное в этом отношении хорошее правило - устранять скольжение, тем тщательнее, чем больше угол атаки и перегрузка.

Методы вывода из сваливания и штопора рассмотрены выше (4 область). Здесь необходимо уметь распознать вид сваливания (или штопора) что бы правильно выбрать и пользовать метод вывода. Основное:

- виды штопора- (прямой, перевернутый)- указатель Ny и собственное ощущение;

- характер штопораа )колебательный, равномерный и т.д.б)крутой, плоский и т.д.

- определяется по ощущениям, положению самолета относительно горизонта.

- направление штопора- определяется по ЭУП и движению

самолета относительно земли.Эти факторы определяет метод вывода.

Мы дальше рассмотрим особенности полета во второй и третьей ГлавабгШ:Страница 7 F1 - Подсказка

При полетах в эксплуатационном диапазоне углов атаки, но вблизи срабатывания ограничителей необходимо прежде всего устранять скольжение. При необходимости энергичного маневрирования по крену - сначала уменьшать угол атаки, хотя бы до значения 20...15 град и лишь затем отклонять РУС по крену. Аналогично, если есть запас высоты, пилотировать при случайном изменении крена (что психологически сложно на нисходящих частях траектории, особенно при малом запасе высоты).

Во всех случаях тщательно контролировать угол атаки (в этом активно помогут, при их нормальной работе, ОПР или СОС), а так же отсутствие скольжения. При необходимости- устранять его отклонением педалей (особенно-при отклонении РУС по крену).

Ни в коем случае не пересиливать ОПР или СОС!

Помнить, что при несимметрии (по подвескам, тяге двигателей и т.д.) или просто при значительном скольжении сваливание может произойти до срабатывания ограничителей.

Глайа 13 Страница 8 F1 - Подсказка

При полетах за пределами эксплуатационных значений по углу атаки все особенности проявляются наиболее ярко, вносят значительную сложность в технику пилотирования, анализ обстановки и не могут быть рекомендованы для массовой эксплуатации. Однако туда можно попасть случайно, например при отказе ОПР и СОС или при наличии большого скольжения даже в пределах эксплуатационных значений.

При выходе на <1= 26...30 град необходимо принять все меры для уменьшения угла атаки. По крену желательно управлять только педалями и только при острой необходимости, т.к. может быть обратная реакция по крену на отклонение РУС по крену. Не следует делать резких движений РУС и РУД, т.к. угловая скорость Uz может способствовать местному, еще большому,увеличению угла атаки и даже сваливанию самолета, а резкая работа РУД вследствие разности в характеристиках приемистости может провоцировать появление скольжения.


Желательно помимо приборной информации уделять большое внимание поведению самолета, обращая особое внимание на изменение углов атаки и скольжения, реакцию самолета на отклонение органов управления.

Необходимо помнить, что любое неверное отклонение органов управления на этих углах атаки может закончится сваливанием.


Что является основным критерием для определения области пилотирования, где проявляются особенности как в анализе

обстановки, так и в действиях органами управления?

1) Приборная скорость

2) Высота

3) Угол атаки

4) Угол скольжения

Что является основным критерием для определения области пилотирования, где проявляются особенности как в анализе

обстановки, так и в действиях органами управления?

Правильно


Как влияет скольжение на допустимый угол атаки?

1) Уменьшает

2) Не влияет

3) Увеличивает

Как влияет скольжение на допустимый угол атаки?

Правильно


В верхней части петли крен непроизвольно увеличили,d=22°. Для устранения крена необходимо:

1) отклонить РУС против крена полностью

2) отклонить полностью педаль против кренения

3) сделать и то и другое

В верхней части петли крен непроизвольно увеличили,d=22°. Для устранения крена необходимо:

Правильно


Величина отклонения шарика - один диаметр,где больше скольжение:

1) при Ну=1

2) при Ny=3

3) при Ny=5

Величина отклонения шарика - один диаметр,где больше скольжение:

Правильно


При выводе в вираж на d=20° происходит выворачивание из крена при отклоненной на его увеличение РУС.

Необходимо:

1) увеличить величину отклонения РУС в сторону желаемого крена; I2)- проверить и при необходимости устранить скольжение

При выводе в вираж на d=20° происходит выворачивание из крена при отклоненной на его увеличение РУС.


Правильно


При непреднамеренном пересиливании ОПР (или СОС) происходит выход самолета на d=28° с незначительным кренением влево.


1)- резко отдать РУС полностью от себя и в сторону,противоположную крену;

2)- плавно отклонить РУС полностью от себя при нейтральном покрену положении

- плавно отклонить РУС от себя до уменьшения d=20...18° при нейтральном положении по крену.

При непреднамеренном пересиливании ОПР (или СОС) происходит выход самолета на d=28° с незначительным кренением влево.


Правильно


Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 4. Режимы сваливания.Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.Раздел 7. Штопор самолетов.Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.________________Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29._______________Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.__________Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопорРаздел 12. Потеря скорости.Раздел 13. Меры предосторожностиРаздел 14. Осо сти принятия решения на катапультирование.Раздел 15. Ознакомление с методами пилотирования Раздел 16. Контроль знаний._________________________


Р А З Д Е Л 1 4 .

Особенности принятия решения на катапультирование.


Как показывает анализ статистики в ВВС СССР и США за десятилетний период времени с начала 80-х годов, пракеически все летные происшествия, связанные с потерей управляемости и сваливанием самолетов на высотах менее 1 км, закончились катастрофами.

Анализ ситуацией показал, что в одних случаях при попадании в режимы сваливания летчики даже не пытались покинуть самолет ; в других - решение на покидание принималось слишком поздно - уже за пределами возможностей средств спасения .


Основным показателем, характеризующим эффективность применения средств аварийного покидания самолета ССЯПС) является минимально безопасная высота покидания, которая определяется главным образом вертикальной скоростью снижения Оу и углом крена:

H r * i n = Н о - K i U a + К г ( 1 - C O S Т ) .

При нулевом крене для кресла типа К-36 данная формула может быть заменена более грубой оценкой:

Нм; п = - 4 Н > у .


Таким образом, если на самолете установлено катапультируемое кресло типа К-36, то при возникновении аварийной ситуации на режиме снижения с нулевым креном и вертикальной скоростью Uy = -100м/сек, катапультироваться уже необходимо на высоте не ниже 400 м.

Я если присутствует крен, то минимально безопасная высота покидания увеличивается.

Все это необходимо учитывать при сваливании на малых высотах,так как сваливание самолета, как правило, сопровождается возникновением больших скоростей снижения и крена.


Попав в экстремальную ситуацию при сваливании на малых высотах , летчик не должен терять контроль за высотой; не должен, забывая о своем спасении, во что бы то ни стало пытаться спасти самолет.

Анализ статистики летных происшествий с маневренными самолетами МАП, вызванных непреднамеренной потерей управляемости и сваливанием на высотах менее 1 км, показал, что лет- чики-испытатели в подавляющем большинстве случаев смогли вовремя принять решение на покидание и спаслись.


Необходимо понимать, что даже после выхода из сваливания и восстановления управляемости самолет непременно оказывается в сложном угловом положении с большим углом пикирования и произвольным креном.

Для вывода из такого положения в горизонтальный полет необходимо иметь определенный запас высоты.

Поэтому необходимо твердо помнить следующее:


Если самолет потерял управляемость и сваливается на высоте менее опуская нос и заваливаясь по крену, егонеобходимо немедленно покинуть.

Не стоит утруждать себя выводом из сваливания и подвергать опасности, если вы свалились на высоте менее

Даже, если Вы умело воспользуетесь методом вывода из сваливания,Вам все равно уже не хватит высоты на вывод в горизонтальный полет.

Это можно понять и позже... Но тогда уже высоты будет недостаточно для применения СЛПС; кресло же не спасет; воспользуйтесь его услугами сразу.

- Лучше раньше, чем никогда!...


Штопор - режим еще более коварный. Самопет может выходить из него очень долго. Кто знает, что у него на уме, даже если у Вас на уме - намерение вывести, и Вам кажется, что вот-вот получиться...

Со штопором не шутят!Если самопет вошеп в установившийся штопор, и Вам не

удается вывести его из этого режима, то уже на высотах (а на больших тяжелых самолетах и № T o W ) Вам

больше нечего делать в кабине. Бросайте машину Сее уже не спасти) и не бойтесь неприятностей от начальства и комиссии.

Жизнь дороже карьеры! Она нужна не только Вам, но и Вашим близким,- а значит и Родине!


Высота, с которой необходимо покидать самолет, если он не выходит из штопора, указана в инструкции.

Для самолета Су-27 - это 3000 м.Для самолета 1иГ-29 - это 2000 м при невыходе и 4000 м

при попадании в установившийся штопор.Для самолета - это гораздо больше (смотрите в

инструкции).Для других самолетов эти высоты приблизительно такие

же. Они есть в инструкции для каждого самолета.


Еще есть одно обстоятельство, которое может повлиять на исход катапультирования в штопоре.

На всех режимах перевернутого штопора с нулевой или отрицательной нормальной перегрузкой , а также на режимах нормального штопора при интенсивном вращении, когда отрицательное продольное ускорение в кабине тянет вперед, ослабляется контакт летчика с креслом.

Если летчик плохо притянут в привязной системе,он повисает на ремнях. Между ним и креслом образуется зазор.


ВНИМАНИЕ!

Наличие зазора между летчиком и креслом приводит при катапультировании, как правило, к компрессионному перелому позвоночника.

Но не пугайтесь ! Это не повод для того, чтобы не катапультироваться .

Можете быть уверены. Если туго перед полетом притянуться к креслу, то Вам ничего не грозит. Даже если Вам придется катапультироваться из плоского интенсивного перевернутого штопора. Вы не потеряете трудоспособность и вернетесь в строй.


Желаем Вам не попадать в сваливание и штопор непреднамеренно!

й если вдруг придется, надеемся, что Вы справитесь с выводом. Надеемся, что наша обучающая программа поможет Вам в этом.

Чтобы не подвергать опасности компрессионного удара свой позвоночник, крепче притягивайтесь.


Помните пословицу Хаджи Насреддина "На аппаха надейся, а верблюда привязывай".

Так вот! Привязывайтесь крепче сами! И надейтесь только на себя!

Да поможет Вам в этом Бог!Счастливых полетов, ребята!Вперед и ввысь! За Родину и в облака!И не забывайте! Вас ждут дома!

Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.__________Раздел 4. Режимы сваливания.______________________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.___________Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.__________Раздел 7. Штопор самолетов._______________________________________Раздел 8. Особенности штопора самолета Су-27.__________________Раздел 9. Особенности штопора самолета МиГ-29._________________Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.____________Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.________________________________________Раздел 13. Меры предосторожности._________________________________Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультирование.Раздел 15. Ознакомление с методами пилотирования.Раздел 16. Контроль знаний.


Вы можете смоделировать попет ипи просмотретьрезультаты предыдущего моделирования:

Просмотр

Выход

Моделирование

Выберете режимы моделирования :

Су-27


Передняя центровкаЗадняя центровка


Более ’'злые” штопоиа

’’Незлые” штопора.


Управление от клавишУправление от БРУС


шЬ x * У» J

п о с а д к а

р у ч н о й

Д О П О Л Н И Т Е Л Ь Н Ы Е П Р И Б О Р Ы <F 2 >б н е ш н и и в и д , к о р т а <F 9 >С Т О П / П Р О Д О Л Ж Е Н И Е < S P a C E >В Ы Х О Д < Е S С >


Вы можете смоделировать попет или просмотретьрезультаты предыдущего моделирования:


Просмотр

Выход

Выберете режимы просмотра :

Вид из кабины

Просмотр графиков

Вид постороннего наблюдателя


__________Вид сверху__________________ Вид спереди________

Вид из произвольной точки

-600 -400 -200 200 400 600





Выберете режимы просмотра




Вы можете смоделировать полет или просмотретьрезультаты предыдущего моделирования:


Просмотр

Выход

Раздел 1. Недостатки ограничителей предельных режимов.Раздел 2. Аэродинамика самолетов на больших углах атаки.Раздел 3. Динамика самолетов на больших углах атаки.__________Раздел 4. Режимы сваливания.______________________________________Раздел 5. Особенности сваливания на самолете Су-27.___________Раздел 6. Особенности сваливания на самолете МиГ-29.__________Раздел 7. Штопор самолетов._______________________________________Раздел 0. Особенности штопора самолета Су-27.__________________Раздел 9. Особенности штопора самолета НиГ-29._________________Раздел 10. Особенности послештопорного пикирования.____________Раздел 11. Основные причины попадания в сваливание и штопор.Раздел 12. Потеря скорости.________________________________________Раздел 13. Меры предосторожности._________________________________Раздел 14. Особенности принятия решения на катапультирование.Раздел 15. Ознакомление с методами пилотирования._______________Раздел 16. Контроль знаний.


Если Вы внимательно ознакомились с материалом данного курса, то Вам не составит особого труда ответить на вопросы ,относящиеся ко всему курсу.В противном случае , Вам рекомендуется повторить материал.

ВопросыВыход



1. На себя

2. От себя

3. Нейтрально

4. Сначала на себя, потом от себя

5. В положение, соответствующее максимальному пикирующемумоменту



1."Полет”.

2."Жесткая связь".

Теоретическая подготовка у Вас неплохая .

Попробуйте Ваши силы на практике.

Выберите самолет :

ИиГ-29Су-27

Technology

Обучающий модуль CRET (1992) - Критические режимы полёта на больших углах атаки