Рис. 10. Зависимость перемещений ручки управления,
потребных для создания единичной перегрузки от
числа Мф полета (G = 7100 кГ; Хт = 33% САХ)
Рис. 11. Зависимость углов отклонения стабилизатора, потребных для создания единичной перегрузки, от числа Мф полета (G = 7100 кГ)
Темп самопроизвольного увеличения перегрузки зависит:
— от величины запаса устойчивости по перегрузке и характера ее изменения;
— от темпа торможения самолета в процессе выполнения маневра;
— от величины начальной перегрузки.
Рис. 12. Зависимость усилий на ручке управления, потребных_для создания единичной перегрузки от числа М полета (G = 7100 кГ; Хт =33% САХ): 1 — для Dny>2; 2 — для Dny=1; 3 — для Dny>1
Самопроизвольное увеличение перегрузки происходит в процессе торможения при Мпр = 0,9-0,87 независимо от высоты полета и вида выполняемого маневра. Время, за которое самолет достигает максимальной эксплуатационной перегрузки в процессе «подхвата» при выполнении маневров с рекомендованной перегрузкой (nу = 4,5-5,5) и фиксированной ручке управления, равно:
— 2 с при выполнении горок, петель и полупетель;
— 1,6 с при выполнении переворотов и выводов из пикирования;
— 1,2 с при выполнении торможения виражом (режим работы двигателя — «Малый газ», тормозные щитки выпущены).
В процессе выполнения маневров с торможением при входе самолета в трансзвуковую зону перегрузка несколько уменьшается. Не рекомендуется поддерживать ее величину постоянной увеличением отклонения ручки на себя, так как это приводит к энергичному «подхвату» после прохода трансзвуковой зоны при М = 0,87-0,90.
Вмешательство летчика в управление для гашения колебаний самолета после импульса или «дачи» стабилизатором, а также энергичное парирование самопроизвольного увеличения перегрузки в трансзвуковой зоне на высотах от 100 до 7000 м к раскачке самолета не приводят.
Диапазон максимальных располагаемых перегрузок показан на рис. 13.
Рис. 13. Зависимость максимальных располагаемых перегрузок от числа Мф (G = 7100 кГ):
1 — nу при сy макс; 2 — nу при су начала тряски; 3 — nу при jмакс
Устойчивость и управляемость самолета в продольном и боковом отношении при разгоне и полете на Vпр= 1200 км/ч и М = 2,05 удовлетворительные. Усилия на ручке управления при создании вертикальной перегрузки приемлемы для пилотирования. Эффективность элеронов на предельных приборных скоростях и числах М достаточная.
В процессе разгона до скорости 1200 км/ч и М = 2,05 самолет в продольном отношении устойчив, усилия на ручке управления изменяются незначительно и могут быть сняты механизмом триммерного эффекта.
Переход с дозвуковой скорости на сверхзвуковую происходит без заметного нарушения продольной балансировки.
В путевом отношении самолет устойчив. Усилия на педалях при скорости 800—1200 км/ч и М = 1,4-2,05 очень велики, поэтому максимально возможные отклонения руля направления на данных режимах не превышают 4°.
При разгоне на скорости 1000—1200 км/ч может наблюдаться кренение самолета, которое необходимо устранять отклонением ручки управления. Выпуск тормозных щитков на предельных приборных скоростях и числах М полета на устойчивость и управляемость практически влияния не оказывает. При этом самолет незначительно кабрирует, появляется небольшой «зуд», чувствуется энергичное торможение, особенно на малых высотах.
В процессе разгона (торможения) следует контролировать выход (уборку) конуса воздухозаборника на числе М = 1,5 по высвечиванию (погасанию) на табло сигнала КОНУС ВЫПУЩЕН и изменению звука в воздухозаборнике на числе М = 1,9.
На предельных числах М полета возможно выполнение маневров с полностью взятой на себя ручкой управления, но при этом происходит торможение самолета.
При выполнении виража с торможением (энергичным взятием ручки управления на себя с темпом 4—6 град/с до полного ее отклонения) на высотах 11000—12000 м и числах М>1,6 возникает помпаж воздухозаборника с последующим самовыключением двигателя.
На отдельных самолетах при вводе в горку на числах М = 2,0-2,05 с перегрузкой 1,5—2 на высотах 13000 м и более при освобожденных педалях шарик непроизвольно уходит от балансировочного положения и возникают колебания по крену и курсу с периодом около 3 с. Эти колебания продолжаются и при дальнейшем наборе высоты на числах М = 2,05-1,85. Более ощутимы для летчика колебания по курсу («вождение» шарика при освобожденных педалях достигает 2,5 диаметра), колебания по крену незначительны (до 5°). Колебания сопровождаются самопроизвольным «вождением» педалей.
При возникновении боковых колебаний самолета необходимо зажать педали в нейтральном положении, после чего колебания по курсу уменьшаются. При уменьшении числа М полета до 1,85 колебания самолета прекращаются.
На горке при числе М=1,95 и последующем наборе высоты до потолка, а также при полете по профилям на перехват в диапазоне чисел М = 1,85-1,95 боковые колебания не наблюдаются.
В горизонтальном полете и при снижении на скоростях, соответствующих предельному числу М = 2,05, боковые колебания не возникают даже при наличии скольжения.
При разгоне нормально сбалансированного самолета на малых и средних высотах на скорости более 650— 850 км/ч появляются давящие усилия на ручке управления. На скорости 850—950 км/ч усилия становятся близкими к нулевым. При дальнейшем увеличении скорости до 1100—1200 км/ч снова появляются давящие усилия.
Примечание. Самолет при нейтральном положении механизма триммерного эффекта должен балансироваться на высоте 3000 м на приборной скорости 650—850 км/ч.
В полете необходимо периодически следить за правильностью работы автоматики АРУ-3В по характеру усилий на ручке и по указателю АРУ-3В, кроме того, периодически контролировать: обороты двигателя, температуру газов за турбиной, давление масла, сигнализацию на табло и остаток топлива.
При выключении форсажа на больших числах М полета может возникнуть скольжение (отклонение шарика до двух диаметров). Указанное изменение путевой балансировки самолета пилотирования не усложняет.
Из-за наличия «зоны разрыва» в показаниях приборов летчик не имеет возможности контролировать приборную скорость полета в диапазоне чисел М = 0,96-1,03.
В табл. 4 приведены диапазоны приборных скоростей для различных высот, не контролируемых летчиком из-за наличия «зоны разрыва».
Торможение самолета разрешается производить выпуском тормозных щитков (на всех скоростях и высотах полета), дросселированием двигателя (с учетом ограничений) и созданием перегрузки (с учетом рекомендаций настоящего подраздела).
Таблица 4
Высота полета, м | Диапазоны приборных скоростей полета, не контролируемые летчиком из-за наличия «зоны разрыва» в показаниях приборов (км/ч), для самолета | |
с ПВД-7 | с ПВД-18-5М | |
500 | 1120—1210 | 1130—1230 |
1000 | 1090—1180 | 1100—1200 |
1500 | 1070—1150 | 1080—1170 |
2000 | 1040—1120 | 1050—1140 |
2500 | 1010—1090 | 1020—1110 |
3000 | 990—1070 | 1000—1090 |
4000 | 930—1010 | 950—1030 |
5000 | 880—960 | 900—980 |
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Время, непрерывной работы двигателя в полете на всех режимах не ограничивается. В процессе полета, а также при изменении режима работы двигателя, скорости и высоты полета контролировать обороты РНД и РВД, температуру газов за турбиной, давление масла, положение конуса воздухозаборника и створок реактивного сопла по соответствующим указателям, сигнальным лампам и сигналам на табло.
Давление масла в обеих кабинах контролируется по сигнальной лампе МАСЛО и манометру, расположенному на приборной доске только в передней кабине. На самолете МиГ-21УС сигнальной лампы МАСЛО нет.
Сигнальная лампа МАСЛО горит при давлении масла в системе менее 1,3 кГ/см2. Загорание сигнальной лампы при давлении более 1,3 кГ/см2 свидетельствует о наличии стружки в масле.
Положение конуса воздухозаборника зависит от числа М полета. В полете конус автоматически устанавливается в следующие положения:
— при числах М от 0 до 1,5 конус убран;
— при числах М от 1,5 до 1,9 конус частично выдвинут;
— при числах М более 1,9 конус полностью выдвинут.
Контроль положений конуса осуществляется по высвечиванию на табло сигнала КОНУС ВЫПУЩЕН (при М>1,5) и изменению звука в воздухозаборнике (при. М>1,9).
Положение створок реактивного сопла на самолете МиГ-21УМ контролируется по высвечиванию на табло сигнала СОПЛО ОТКРЫТО (на самолете МиГ-21УС такого сигнала нет), а также косвенно по величине температуры газов за турбиной и разности между оборотами РНД и РВД при работе двигателя на бесфорсажных режимах.
Сигнал СОПЛО ОТКРЫТО высвечивается при снижении оборотов РВД менее 65—68% и на форсажных режимах, а гаснет при увеличении оборотов РВД более 65—68% или при выключении форсажа.
При нормальном положении створок реактивного сопла на максимальном и форсажных режимах работы двигателя температура газов за турбиной должна быть более 450°С, при этом обороты РНД не должны превышать обороты РВД более чем на 8—10%. Для включения форсажных режимов необходмо после выхода двигателя на максимальные обороты установить РУД сначала в положение ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ, затем на требуемый режим форсажа, предварительно убедившись в надежном включении полного форсажа.
Примечание. При необходимости в полете на скорости не менее 550 км/ч разрешается включать форсаж установкой РУД на упор ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ с любого исходного режима работы двигателя.
|
Из за большого объема этот материал размещен на нескольких страницах:
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 |
Основные порталы (построено редакторами)