На взлетно-посадочных режимах с выпущенной механизацией крыла и шасси обеспечивается угловая скорость ω 1,0°/сек.
Характеристики устойчивости и управляемости самолета без подвесок и со всеми вариантами ракетного вооружения сохраняются приемлемыми до углов атаки:
а) для самолетов без подвесок или УР:
М | 0,5 | 0,6 | 0,7 | 0,8 | 0,9 | 1,0 |
α доп. | 24 | 23 | 22 | 20 | 19 | 18 |
су доп. | 1,85 | 1,7 | 1,58 | 1,45 | 1,3 | 1,2 |
б) для самолетов с АБСП до 4000 кг или НР:
М | 0,5 | 0,7 | 0,85 |
α доп. | 20 | 18 | 16 |
су доп. | 1,61 | 1,5 | 1,35 |
Зависимость α макс = f (M, H) (с учетом ограничений по α доп. φмакс = 20° и Пуэ) и су бал = f (α, М) приведены на рис. 4 и 5.
− Особенности устойчивости и управляемости при полете с несимметричной подвеской и отказе одного двигателя.
Несимметричная подвеска ракет Р-27Р1 на 4 и 3 точках подвески, Р-27Р1 на 2 и 10 (либо 1 и 9) точках подвески и Р-73Э на 6 и 8 (либо 5 и 7) точках подвески существенного влияния на характеристики устойчивости и управляемости не оказывает.
При односторонней несимметричной подвеске 2-х и более ракет, из которых одна Р-27Р1, Т1 на 3 (4) точке подвески, вторая (остальные) Р-73Э на 5, 7 (6, 8) точках подвески, а
α° л макс.
|
| ||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||
|
| ||||||||||||||||||||||
0,5 1,0 1,5 2,0
Рис. 4. Максимально допустимые углы атаки в зависимости от числа М.
cy бал cy бал
|
| ||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
| ||||||||||||||||||||||||||
|
|
| |||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||
|
| ||||||||||||||||||||||||||||
|
| ||||||||||||||||||||||||||||
|
| ||||||||||||||||||||||||||||
0 5 10 15
Рис. 5. Балансировочный коэффициент подъемной силы в зависимости от угла атаки (по летным испытаниям).
также несимметричной подвеске 2-х С-25 из-за расхода ручки управления по крену для парирования несимметрии более 1/3 хода установлен допустимый α доп.=15°; расход ручки управления по крену на посадке при максимальной односторонней несимметрии составляет 1/4 хода.
Боковая балансировка при отказе одного двигателя в полёте на числах М ≥ 0,5 затруднений в пилотировании не создаёт. Расход педалей при этом менее 1/3 хода.
Возможность парирования разворачивающего момента самолёта при отказе одного двигателя на взлёте обеспечивается на всех этапах взлёта.
При отказе двигателя на взлёте в режиме МАКСИМАЛ:
8.1. для выдерживания направления разбега до момента отрыва переднего колеса потребный расход педалей (с включённым механизмом разворота колёс – МРК) составляет l/3 хода;
8.2. для выдерживания направления разбега в момент и после отрыва переднего колеса потребное отклонение педалей увеличивается до полного с последующим уменьшением до 1/2 хода к моменту отрыва самолёта на Vnp ≈ 300 км/ч.
При отказе двигателя на взлёте на режиме ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ:
8.3.1. выдерживание направления разбега до момента отрыва переднего колеса обеспечивается МРК при отклонении педалей до 1/2 хода;
8.3.2. для выдерживания направления разбега при отрыве переднего колеса в диапазоне Vпр = 200-250 км/ч требуется полное отклонение педалей и применение подтормаживания колеса со стороны работающего двигателя. При скорости более 250 км/ч парирование разворачивающего момента обеспечивается отклонением рулей направления без применения подтормаживания.
Боковое отклонение самолёта от центра ВПП при разбеге с отказавшим двигателем составляет ~ 15 м.
− Взлётно-посадочные характеристики.
Взлёт и посадка производятся при фиксированных в отклонённом положении носках крыла и флаперонах.
Во взлётно-посадочное положение флапероны отклоняются симметрично на угол 18° и от этого положения для управления по крену отклоняются вверх на 27°, вниз на 16°. Носки крыла выпускаются на 3/4 полного отклонения (по шкале индикатора положения носков).
При заходе на посадку и посадке расходы ручки управления небольшие, запас хода ручки по тангажу при касании самолета составляет 3/4 хода.
При выпуске и уборке флаперонов во взлетно-посадочное положение и обратно и изменении оборотов двигателей от МАЛОГО ГАЗА до МАКСИМАЛА, при создании скольжения до 0,5 хода педалей, изменение продольной балансировки практически отсутствует.
Выпуск носков крыла в посадочное положение вызывает момент на пикирование, для парирования которого необходима перебалансировка по усилию ∆Рв = 1 кг.
При отказе СДУ завершение полета и выполнение посадки возможно на режиме ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ, при этом полет целесообразно выполнять при Кш = 1,0 на скоростях 500-600 км/ч. Допустимый угол атаки при этом составляет 10°.
Взлетно-посадочные характеристики и их зависимости от различных факторов приведены в номограммах (рис.6, 7, 8).
Во взлетно-посадочной конфигурации αдоп ≈ 20°.
Vотр км/ч L°рм
|
|
|
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
| ||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
| |||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
|
|
|
| |||||||||||||||||||||||||||||||||