Глава 1

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕСАМОЛЕТА

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА

Двухместный фронтовой бомбардировщик Су-24 предназначен для прицельного поражения наземных (надводных) подвижных и неподвижных объектов в оперативной и тактической глубине:

стартовых ракетных установок;

целей на аэродромах;

наземных радиолокационных станций;

танков, артиллерии и живой силы противника в местах скопления и на марше;

военно-промышленных объектов и железнодорожных узлов;

портовых сооружений и надводных целей.

Вспомогательной задачей является прицельное поражение воздушных целей типа транспортных, связных, корректировочных самолетов и вертолетов.

По своим летно-техническим характеристикам, прицельно-навигационным системам и вооружению самолет Су-24 отличается от всех ранее эксплуатировавшихся бомбардировщиков. Он имеет большие тактический радиус действия и максимальную бомбовую нагрузку (в 2 раза) по сравнению с самолетом Як-28. Разнообразие вариантов подвесок в комплексе с повышенной точностью прицельно-навигационной системы увеличивает эффективность бомбового удара. Бомбовый удар подразделения самолетов Су-24 в два- три раза эффективнее бомбового удара подразделения самолетов Як-28. Управляемая ракета Х-23 позволяет с высокой точностью поражать малоразмерные цели типа пусковых установок оперативно-тактических ракет, самолеты в легких укрытиях и на открытых стоянках и другие подобные цели. Ракета Х-28 дает возможность уничтожать радиолокационные станции противника. Комплекс средств радиоэлектронного противодействия в сочетании с противоракетным маневром позволяет преодолевать ПВО противника с высокой вероятностью, а прицельно-навигационная система

ПНС-24 — наносить удары по радиолокационно-контрастным целям в сложных метеоусловиях и ночью.

Самолет представляет собой цельнометаллический высокоплан с изменяемой геометрией крыла в полете, с двумя двигателями ТРДФ типа АЛ-21Ф-3. Экипаж — два человека.

Кабина расположена непосредственно за остроконечной носовой частью фюзеляжа. Экипаж размещен «бок о бок», что позволило уменьшить массу конструкции, обеспечить лучшее взаимодействие экипажа и улучшить обзор передней сферы.

Топливо на самолете размещено в фюзеляжных баках-отсеках. Кроме того, могут использоваться подвесные топливные баки под фюзеляжем и под крылом (неподвижной частью). Авиационные бомбы, ракеты и другое вооружение размещаются на внешних подвесках под фюзеляжем и под крылом. Размещение боеприпасов и топливных баков на внешних подвесках наиболее приемлемо по компоновке современного бомбардировщика.

Система вооружения самолета обеспечивает применение по наземным целям специальных и обычных авиационных бомб, зажигательных баков, управляемых и неуправляемых ракет, авиапушек, расположенных в подвижных гондолах, и встроенной пушки. Внешние подвески размещаются на двух поворотных пилонах (точки / и 6, рис. 1.1), на двух узлах под неподвижной частью крыла (точки 2 и 5), на двух узлах на нижней поверхности фюзеляжа, удаленных от оси симметрии (точки 3 и 4), а на самолетах с № 08-11 дополнительно на двух узлах, расположенных по оси симметрии в тандем (точки 7 и 8). Встроенная шестиствольная пушка ГШ-6-23 с боекомплектом 500 снарядов находится в фюзеляже.

Рис. 1.1. Схема расположения точек подвески

Комплексная прицельно-навигационная система ПНС-24 обеспечивает:

автономное выведение самолета в заданный район с зоной действия 1000X1000 км;

безопасность низковысотного полета с автоматическим облетом в вертикальной плоскости естественных наземных препятствий при крутизне уклона рельефа до 30° в простых и сложных метеорологических условиях днем и ночью;

обнаружение и распознавание днем в простых метеоусловиях малоразмерных наземных целей с помощью электронно-оптического визира;

обнаружение в любых метеоусловиях радиолокационноконтрастных наземных и надводных целей, ориентиров, а также выделение подвижных целей;

обнаружение работающих радиолокационных станций;

обнаружение в простых метеоусловиях воздушных целей.

Система включает две радиолокационные станции («Орион» и «Рельеф»), радиотехнический («Филин-Н»), тепловой (ТП-23Е) и телевизионный («Таран») пеленгаторы, электронно-оптический («Чайка-1») и прицельно-пилотажный (ППВ) визиры, бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС), радиолокационную линию РКЛ «Дельта» — НМТ-6, радиовысотомеры малых (РВ-ЗМП «Бриллиант») и больших (РВ-18-А1 «Крона») высот,, малогабаритную гироинерциальную систему МИС-П и доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-7. Радиолокатор переднего обзора (РПО) «Орион» обеспечивает обнаружение радиолокационно-контрастных наземных целей и ориентиров для решения навигационных и боевых задач. Радиолокатор предупреждения столкновений с препятствиями (РПС) «Рельеф» обеспечивает выдачу сигналов для облета рельефа местности, а при решении задач прицеливания работает как дальномер. Пассивная радиолокационная станция (ПРС) «Филин-Н» обеспечивает обнаружение на дальности 70—120 км и определение курсового- угла работающих радиолокационных станций противника для поражения их ракетами Х-28. Теплопеленгатор ТП-23Е позволяет обнаруживать воздушные цели по их инфракрасному излучению на дальности до 30 км с последующим вводом их координат в БЦВС для решения задачи прицеливания. Радиокомандная линия (РКЛ) «Дельта» — НМТ-6 обеспечивает формирование сигналов управления ракетой Х-23 -при ручном наведении ее на визуально видимые наземные цели, а телевизионный пеленгатор ракет (ТИР) «Таран» обеспечивает автоматизацию процесса наведения ракет Х-23. Электронно-оптический визир (ЭОВ) «Чайка-1» позволяет обнаруживать наземные цели днем на дальности 7—10 км, определять и выдавать их угловые координаты в БЦВС. Бортовая цифровая вычислительная система обеспечивает решение навигационных и прицельных задач и включает наряду с другими эле-

ментами цифровую вычислительную машину «Орбита-Ю-058М». Прицельно-пилотажный визир (ППВ) является основным индикатором летчика для пилотирования самолета при решении боевых и навигационных задач.

Система ПНС-24 сопрягается при решении задач с системой автоматического управления САУ-6, системой ближней навигации и посадки РСБН-6С, системой управления вооружением СУВ-1, си-, стемой воздушных сигналов СВС-ПН, датчиками углов атаки ДУА-3, навигационно-пилотажным и командно-пилотажным приборами.

Помимо системы ПНС-24 самолет оснащен дополнительным радионавигационным оборудованием: автоматическим радиокомпасом АРК-15М, маркерным радиоприемником МРП-56П, самолетным ответчиком СО-69.

Пилотажно-навигационное оборудование самолета обеспечивает самолетовождение и пилотирование в ручном, директорном (с использованием директорных приборов КПП и НПП) и автоматическом режимах управления. При автоматическом режиме управления полетом с использованием систем РСБН-6С и САУ-6 обеспечено выполнение автоматического захода на посадку до высоты 40—50 м. При этом действия летчика сводятся к управлению режимом работы двигателей и контролю режима захода. В директорном режиме с использованием КПП и НПП пилотажно-навигационных систем возможны выполнение полета по запрограммированному маршруту, возврат на запрограммированный аэродром посадки, выполнение вертикального маневра по заданной программе (пробивание облачности), повторный заход на посадку.

Самолет оборудован радиотехническим и радиосвязным оборудованием. Радиотехническое оборудование включает ответчик СРО-2М, станцию СПО-10 («Сирена-ЗМ») и автоматическую станцию ответных помех. Ответчик радиолокационной системы государственного опознавания СРО-2М с приставкой «Фиалка» с последующей заменой на аппаратуру «Озон» обеспечивает выдачу ответного сигнала опознавания на запрос самолетных, наземных и корабельных запросчиков. Станция СПО-10 («Сирена-ЗМ») обеспечивает предупреждение об облучении самолета. Постановка активных помех осуществляется автоматической станцией ответных помех СПС-141 (-142, -143). В систему связи самолета входят радиостанции Р-832М ультракоротковолнового и дециметрового диапазонов и «Призма-Ш» коротковолнового диапазона, самолетное переговорное устройство СПУ-9 и самолетный магнитофон МС-61.

Контрольно-записывающая аппаратура самолета включает на самолетах до № 08-11 систему аварийной регистрации параметров полета САРПП-12, а на самолетах с № 08-11 «Тестер-УЗ».

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ

Основные геометрические данные

Все аэродинамические коэффициенты отнесены к площади крыла, САХ и размаху при стреловидности 69°:S = 51 м2; £д=5,918 м; /=10,366 м. Высота самолета, стояночный угол и максимальный угол при касании хвостовой частью ВПП указаны при необжитых стойках шасси.

Длина самолета со штангой ПВД, м

Высота самолета, м . ..

Размах крыла при 16° (69°), м

Площадь крыла с неподвижной частью при 16° (69°), м2

САХ крыла при 16° (69°), мм Продольная база шасси, м .

Ширина колеи, шасси, м

Размер основных колес, мм

Размер колес передней опоры шасси, мм .

Стояночный угол самолета, ° .

Максимальный истинный угол касания хвостовой частью фюзеляжа, ° ....

Положение хорды крыла относительно СГФ, м .

Установочный угол крыла, 0 .

Угол поперечного V крыла

Угол геометрической крутки крыла, °

Удлинение крыла при 16° (69°) . -

Кривизна профилей поворотной части, % .

Площадь предкрылков, м2 .

Угол отклонения предкрылков, ° .

Площадь закрылков двух консолей, м2

Угол отклонения закрылков, ° .

Площадь интерцепторов двух консолей, м2 .

Максимальный угол отклонения интерцепторов, °: с убранной механизацией крыла с выпущенной механизацией крыла

Площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2 .

Длина фюзеляжа без ПВД, м .

Площадь входа одного воздухозаборника, м2 .

Площадь двух подфюзеляжных гребней, м2 .

-Суммарная площадь тормозных щитков, м2 .

Угол отклонения тормозных щитков, °

Площадь стабилизатора, м2 .

Диапазон углов отклонения стабилизатора, 0 .

Максимальный угол отклонения стабилизатора от плоскости хорд крыла, °: по тангажу" .

в режиме «ножниц» .

Площадь киля с рулем направления, м2

Площадь руля направления, м2 .

Максимальный угол отклонения руля направления, ° .

Габаритные размеры внешних подвесок (диаметр на длину), м:

бомба ФАБ-500

зажигательный бак ЗБ-500 ........

ракета Х-23 ....-

ракета Х-28 .

22,675 9217,64 (10,366)55,168 (51,024)3128 (5917,94)8,513 31950 X 300660 X 200014Выше 0,5910—4°30'—45,64 (2,107)23,0362710,21342,063545154,6920,8450,452,21,686213,707От +11 до —2522,675 9217,64 (10,366)55,168 (51,024)3128 (5917,94)8,513 31950 X 300660 X 200014Выше 0,5910—4°30'—45,64 (2,107)23,0362710,21342,063545154,6920,8450,452,21,686213,707От +11 до —25От +6 до —20 ±59,2341,577 ±24От +6 до —20 ±59,2341,577 ±240,4 X 2,50,5 X 1,83 0,275 X 3,585 0,43 X 5,97 0,84 X 7,5 0,74 X 6,880,4 X 2,50,5 X 1,83 0,275 X 3,585 0,43 X 5,97 0,84 X 7,5 0,74 X 6,88подвесной топливный бак ПТБ-3000 подвесной топливный бак ПТБ-2000 /

22,67

5 92

17,64 (10,366)

55,168 (51,024)

3128 (5917,94)

8,51

3 31

950 X 300

660 X 200

0

14

Выше 0,591

0

—4°30'

—4

5,64 (2,107)

2

3,036

27

10,21

34

2,0635

45

15

4,69

20,845

0,45

2,2

1,68

62

13,707

От +11 до —25

22,67

5 92

17,64 (10,366)

55,168 (51,024)

3128 (5917,94)

8,51

3 31

950 X 300

660 X 200

0

14

Выше 0,591

0

—4°30'

—4

5,64 (2,107)

2

3,036

27

10,21

34

2,0635

45

15

4,69

20,845

0,45

2,2

1,68

62

13,707

От +11 до —25

От +6 до —20 ±5

9,234

1,577 ±24

От +6 до —20 ±5

9,234

1,577 ±24

0,4 X 2,5

0,5 X 1,83 0,275 X 3,585 0,43 X 5,97 0,84 X 7,5 0,74 X 6,88

0,4 X 2,5

0,5 X 1,83 0,275 X 3,585 0,43 X 5,97 0,84 X 7,5 0,74 X 6,88

0,33 X 1,85 0,481 X 2,082 0,24 X 2,22 0,54 X 2,75 0,37 X 2,860,33 X 1,85 0,481 X 2,082 0,24 X 2,22 0,54 X 2,75 0,37 X 2,86блок УБ-16 ....-

0,33 X 1,85 0,481 X 2,082 0,24 X 2,22 0,54 X 2,75 0,37 X 2,86

0,33 X 1,85 0,481 X 2,082 0,24 X 2,22 0,54 X 2,75 0,37 X 2,86

блок УБ-32А ... -

ракета С-24 ...-

блок Б-8М*

пусковой контейнер 0-25 со снарядом С-25 .

Основные массовые данные

Боевая нагрузка самолета с двумя спецавиабомбами РН-28 и боекомплектом снарядов к пушке с учетом массы держателей, переходных балок и звеньев составляет 918 кг. Максимальная бомбовая нагрузка составляет у самолетов до № 08-11 4500 кг, у самолетов с № 08-11 7500—8000 кг.

к рас-к рас-количе- баковколиче- баковУдельная нагрузка на крыло (отношение взлетной массы четной площади крыла) в зависимости от вида и ства подвесок вооружения и подвесных топливных изменяется:

к рас-

к рас-

количе- баков

количе- баков

у самолета до № 08-11 —от 590 до 710 кг/м2;

у самолета с № 08-11 — от 620 до 780 кг/м^

Относительный массовый запас топлива (отношение полной массы топлива к массе самолета) при плотности топлива 0,83 г/см2 составляет:

у самолета до № 08-11—30,2 — 39,2%;

у самолета с № 08-11—31,2—42%.

Расчет полной массы самолета выполняется суммированием массы самолета без вырабатываемого топлива, подвесок, держателей и боекомплекта к пушке с массовым запасом вырабатываемого топлива, массой подвесок, держателей, переходных балок,, боекомплекта к пушке и звеньев. Взлетная масса самолета приведена с учетом выработки топлива на земле перед взлетом (на запуск, пробу и руление). Все характеристики даны в килограммах.

Масса самолета перед запуском двигателей с боекомплектом к встроенной пушке и полной заправкой фюзеляжных баков топливом с плотностью 0,83 г/см3:

без подвесок и балочных держателей . (2 спец бомбы РН-24

До № 08-11 30450 31,160 Э071;0

С №08-11

31600

2 спецбомбы РН-28 . . 40ХОФАБЛ00-420 . .

32980

32260

ЗОхОФАБ-260-1270 . .

34 X ОФАБ-100-120 18ХОФАБ-250-270 .

2ХФАБ-1500+4ХФАБ-500

8ХФАБ-50О .

35510 36210 35580 34640 33840 -32940

37390

40690 *

36660

37360

36890

6ХФАБ-500 . . .

6ХЗБ-500 ;

34990

34090

6 реактивных снарядов С-125-0 (С-26-0 Ф)

33800

34950

120 реактивных снарядов С-8 (С-8В)

33080

34230

192 реактивных снаряда С-5

32480

03630

4 реактивных снаряда О24БНК .

31690

32840*

4 ракеты Х-23

31890

330'40

2 ракеты Х-28

32150 •

3330-0

12 ракеты Р-55 2ХСППУ-6А

2ХПТБ-3000 2ХРН-25+2ХПТБ-3000 4Х ФАБ-500+2ХПТБ-3000

2ХХ-23 + 2ХПТБ-3000 2ХР-55+2ХПТБ-30О0

2ХС-24Б+2ХПТБ-3000

2ХС-25-0+2ХПТБ-Э0ОО ......... 64ХС-5+2ХПТБ-3000 2хПТБ-За0е+ПТБ-2000 3 подвесных топливных бака+2Х РН-25 ....

3 подвесных топливных бака+2хФАБ-500 3 подвесных топливных бака + 2 X ОФАБ-250-270 3 подвесных топливных бака +2ХХ-23 3 подвесных топливных бака + 2 X Р-55,

3 подвесных топливных бака + 2 X С-24Б . 3 подвесных топливных бака+2хС-25-0 ....

3 подвесных топливных бака +64 X С-5 Максимально допустимая взлетная масса .. . .

Нормальная посадочная масса при остатке топлива 2000 (1500) кг с 1 БД-ЗУ и боекомплектом к пушке

Максимально допустимая посадочная масса .

Масса самолета без вырабатываемого топлива, подвесок, держателей и боекомплекта к пушке ....

Массовый запас вырабатываемого топлива (при плотности 0,83 г/см3): без подвесных топливных баков с двумя подвесными топливными баками ПТБ-3000 с двумя ПТБ-3000+1ПТБ-2000

Авиабомба ФАБ-15О0 (одна)

Авиабомба ФАБ-500 (одна) ..

Авиабомба ОФАБ-100-120 (одна)

Авиабомба ФАБ-250М-62 (одна)

Блок УБ-312 (один)

Снаряды С-5МО (тридцать два) Ракета Х-23 (одна)

Ракета Х-28 (одна) .... ' .

Блок Б-8М (один)

Реактивные снаряды С-8 (двадцать) Пусковое устройство АПУ-68-У (одно) Пусковое устройство ПУ-28 (одно) Пусковое устройство 0-25 (одно) Реактивный снаряд С-25-0 (один) Держатель БД-ЗУ (один) Переходная балка (одна)

Держатель БД-4У (один)

Держатель МБД-ЗУ-6 (один)

ПТБ-3000 с невырабатываемым остатком топлива (два) ПТБ-2000 с невырабатываемым остатком топлива (один)

307803193031330324803608537235—3800038350 3950036830 *3797036440 *3758036730 *3787037170*3831036930 *3787039000——3970040100*—3959039740-393503964040090 **39640362003970022500240002700'0280002072621170307803193031330324803608537235—3800038350 3950036830 *3797036440 *3758036730 *3787037170*3831036930 *3787039000——3970040100*—3959039740-393503964040090 **39640362003970022500240002700'02800020726211709130№5014180J490O-—16440150015005005'00120120,250250юз1031581582852857207201601602282283232135,135707037037040405050757513513543543515015016416430309130№5014180J490O-—16440150015005005'00120120,250250юз1031581582852857207201601602282283232135,13570703703704040505075751351354354351501501641643030Масса боекомплекта к встроенной пушке Масса звеньев

30780

31930

31330

32480

36085

37235

—

38000

38350

39500

36830 *

37970

36440 *

37580

36730 *

37870

37170*

38310

36930 *

37870

39000

——

39700

40100*

—

39590

39740

-

39350

39640

40090 *

*

39640

36200

39700

22500

24000

2700'0

28000

20726

21170

30780

31930

31330

32480

36085

37235

—

38000

38350

39500

36830 *

37970

36440 *

37580

36730 *

37870

37170*

38310

36930 *

37870

39000

——

39700

40100*

—

39590

39740

-

39350

39640

40090 *

*

39640

36200

39700

22500

24000

2700'0

28000

20726

21170

9130

№50

14180

J490O

-—

16440

1500

1500

500

5'00

120

120

,250

250

юз

103

158

158

285

285

720

720

160

160

228

228

32

32

135

,135

70

70

370

370

40

40

50

50

75

75

135

135

435

435

150

150

164

164

30

30

9130

№50

14180

J490O

-—

16440

1500

1500

500

5'00

120

120

,250

250

юз

103

158

158

285

285

720

720

160

160

228

228

32

32

135

,135

70

70

370

370

40

40

50

50

75

75

135

135

435

435

150

150

164

164

30

30

'.2.3. Основные летно-тактические данные'.2.3. Основные летно-тактические данные. Максимальная скорость горизонтального полета на высоте 200 м с 50% запасом топлива на полном форсаже, км/ч:

'.2.3. Основные летно-тактические данные

'.2.3. Основные летно-тактические данные

без подвесок вооружения и балочных держателей с двумя опецбомбами РН-28 Максимальное число М Максимальная приборная скорость, км/ч ....

Максимальная разрешенная высота полета, м . Эволютивная скорость в зависимости от положения крыла и подвесок, м/с

Максимальная вертикальная скорость установившегося подъема, м/с

Практическая дальность полета с двумя опецбомбами PH-i28 и боезапасом к пушке со сбросом бомб на половине пути и расходом 50% боезапаса (на высоте 200 м при УИст = 1'000 км/ч), км

Практическая дальность полета с двумя спецбомбами РН-28, двумя ПТБ-3000 и одним ПТБ-2000 со сбросом баков после выработки, бомб на половине пути и расходом 50% боезапаса (на высоте 200 м при Уист = 1000 км/ч), км

Перегоночная дальность полета с двумя ПТБ-3000 и одним ПТБ-2000 без балочных держателей с боезапасом к пушке на высоте 6000—10 000 м при Уис т = 8504- 4-900 км/ч), км:

без сброса подвесных топливных баков . . . . со сбросом подвесных топливных баков . . . .

Максимальная эксплуатационная перегрузка . Скорость отрыва самолета с нормальной взлетной массой (с двумя РН-28) 32260 (|30 710) кг, км/ч

Минимальная длина разбега при взлете на полном форсаже с нормальной взлетной массой 32 260 (30 710) кг с БВПП, м

750—800270-280750—800270-280Посадочная скорость с нормальной посадочной массой, км/ч

750—800

270-280

750—800

270-280

Минимальная длина пробега с нормальной посадочной массой по сухой БВПП, м:

228026106,0ЗОО—^ЗОЗ228026106,0ЗОО—^ЗОЗДо № 08-11До № 08-11С № 08-1$С № 08-1$140-0* 1350 ** 1 5 ***140011 000450—600170140-0* 1350 ** 1 5 ***140011 000450—600170140013501,6140011 000450—600170140013501,6140011 000450—6001708108108108101160116011601160228026106,0310—315228026106,0310—315850—900290850—900290800—8501300 — 1400800—8501300 — 1400700—8001300—1400700—8001300—1400воздухозаборниками)воздухозаборниками)с выпуском тормозного парашюта через 3 с после приземления

2280

26106,0

ЗОО—^ЗОЗ

2280

26106,0

ЗОО—^ЗОЗ

До № 08-11

До № 08-11

С № 08-1$

С № 08-1$

140-0* 1350 ** 1 5 ***

1400

11 000

450—600

170

140-0* 1350 ** 1 5 ***

1400

11 000

450—600

170

1400

1350

1,61400

11 000

450—600

170

1400

1350

1,61400

11 000

450—600

170

810

810

810

810

1160

1160

1160

1160

2280

2610

6,0

310—315

2280

2610

6,0

310—315

850—900

290

850—900

290

800—8501300 — 1400

800—8501300 — 1400

700—8001300—1400

700—8001300—1400

воздухозаборниками)

воздухозаборниками)

Глава 2

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА САМОЛЕТА И ЕГООСНОВНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

§ 2.1. аэродинамическая компоновка

2.LL Общая компоновочная схема

Аэродинамическая компоновка определяет форму и размеры отдельных частей самолета и их взаимное расположение. Она обеспечивает аэродинамические характеристики, летно-технические данные и эксплуатационные свойства самолета в соответствии с гактико-техническими требованиями.

Самолет Су-24 выполнен по нормальной самолетной аэродинамической схеме: это высокоплан с крылом изменяемой геометрии,. - однокилевым хвостовым оперением, трехопорным убирающимся в полете шасси, с двумя двигателями, размещенными внутри фюзеляжа (рис. 2.1, 2.2, 2.3). Переход к применению крыла изменяе-

/285

20 845

Рис. 2.1. Общий вид самолета сбоку

мой геометрии предусматривает улучшение летно-технических ха- рпкгеристик самолета по сравнению с самолетами с крылом неиз- мгняемоп геометрии. Аэродинамические формы самолета с крылом ihih мепясмоп геометрии являются оптимальными только при оп-

нивча. Гак, для малых дозвуковых скорос- ’Ц1>пымп является прямое крыло (пестрело- \ПЫ\ II СВерХЗВУКОВЫХ — imiarm ^~-•-

Рис. 2.2. Общий вид самолета сверхуРис. 2.2. Общий вид самолета сверху• 1|И I.I' 11(НрНгм• 1|И I.I' 11(НрНгм'НВ I III м у Ч h Н’Ммг'НВ I III м у Ч h Н’Ммг

Рис. 2.2. Общий вид самолета сверху

Рис. 2.2. Общий вид самолета сверху

• 1|И I.

I' 11(

НрНгм

• 1|И I.

I' 11(

НрНгм

'НВ I III м у Ч h Н’Ммг

'НВ I III м у Ч h Н’Ммг

hi малого удлинения. Поэтому применение на само- рыла изменяемой в полете геометрии позволяет иметь а |родннамическое качество во всем эксплуатацион-

Рис. 2.3. Общий вид самолета спереди

ном диапазоне скоростей и высот полета. Наличие изменяемой геометрии крыла позволяет обеспечить самолету ряд преимуществ: более высокие несущие свойства крыла при х=16° на взлетно-посадочных режимах позволяют улучшить взлетно-посадочные характеристики;

— в полетной конфигурации с %= 164-35° на режимах наи- болыдей дальности расширяется тактический радиус действия;

— на больших дозвуковых скоростях при % = 454-69° обеспечены высокие маневренные характеристики;

— малые значения несущей способности крыла (Су) при Х = 69° при полете на больших приборных скоростях у земли снижают нагрузку на элементы конструкции и летчика, обусловленную турбулентностью атмосферы, что существенно снижает утомляемость летчика и благоприятно влияет на работу конструкции.

Крыло

На самолете Су-24 крыло состоит из неподвижной части (центроплана) со стреловидностью по передней кромке 70° и поворотной части (консоли) трапециевидной формы в плане с изменением ее стреловидности по передней кромке от 16 до 69°. Минимальная стреловидность выбрана из условий обеспечения высоких летных характеристик самолета на малых дозвуковых скоростях. Максимальная стреловидность определилась компоновкой и аэродинамическими характеристиками самолета на больших числах М. Сочленение подвижной и неподвижной частей крыла осуществляется с помощью шарнирного узла.

При повороте консолей происходит изменение всех геометрических характеристик крыла. Увеличение стреловидности крыла в установленном диапазоне сопровождается уменьшением его площади от 55,168 до 51,024 м, уменьшением размаха от 17,64 до 10,366 м, увеличением длины средней аэродинамической хорды (САХ) от 3,128 до 5,918 м, уменьшением относительной толщины от 10 до 4% и уменьшением удлинения от 5,64 до 2,107. Такое изменение геометрических характеристик крыла по мере увеличения стреловидности обеспечивает сохранение высокого аэродинамического качества во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета.

1717Выбор формы и размеров неподвижной части крыла, его положения в компоновочной схеме, а также места шарнира поворотных консолей сделан в интересах обеспечения благоприятных балансировочных характеристик самолета по перекладке крыла. Известно, что чем ближе ось вращения к плоскости симметрии самолета, тем больше перебалансировка самолета при перекладке крыла, при этом эффект от изменения геометрии крыла на аэродинамические характеристики оказывается больше. Наоборот, чем больше неподвижная часть крыла и дальше ось вращения от оси симметрии самолета, слабее перебалансировка самолета при перекладке крыла, но меньше и эффект от изменения стреловидности. Поэтому оптимальным принят размах неподвижной части крыла 5,31 м. Положение поворотного шарнира в продольном отношении определилось сохранением взаимного положения центра тяжести и фокуса, обеспечивающих изменение запасов продоль-

17

17

ной устойчивости по перегрузке в допустимых пределах при всех положениях крыла и на всех режимах полета.

Форма и размеры неподвижной части крыла существенно влияют на аэродинамические характеристики крыла и самолета в це^ лом. Его можно рассматривать как дополнительное крыло малого удлинения и большой стреловидности, выступающее вперед от основного крыла. Известно, что такое крыло из-за пространственного обтекания имеет плохие несущие свойства на малых скоростях полета и сравнительно хорошие на сверхзвуковых скоростях. Кроме того, на крыле малого удлинения срывные явления, приводящие к падению коэффициента подъемной силы, проявляются на значительно больших углах атаки по сравнению с крылом большого удлинения и малой стреловидности. С переходом на сверхзвуковую скорость полета по мере увеличения стреловидности аэродинамический фокус на консольной части смещается назад. Это способствует повышению продольной статической устойчивости по перегрузке. По мере увеличения числа М (больше 1,0) несущие свойства консолей снижаются, а несущие свойства центроплана сохраняются. Фокус крыла в целом смещается назад, меньше, чем если бы имелась одна поворотная консоль. Другими словами, центроплан является средством, обеспечивающим меньшее изменение продольной статической устойчивости самолета на эксплуатационных режимах полета при изменении стреловидности крыла.

Другой особенностью, которую вносит наличие неподвижной части крыла, является то, что на малых скоростях при минимальной стреловидности по мере увеличения угла атаки, когда начинает развиваться срыв потока на консолях крыла, несущая способность неподвижной части крыла сохраняется. При достаточно больших ее размерах это приводило бы к смещению фокуса вперед и соответственно к уменьшению продольной статической устойчивости по перегрузке. Следовательно, выбор формы и размеров центроплана обеспечивает приемлемые характеристики продольной устойчивости самолета в широком диапазоне чисел М и углов атаки.

Крыло самолета имеет верхнее расположение на фюзеляже с нулевым установочным углом. Хорда крыла поднята над строительной горизонталью фюзеляжа на 0,591 м. Оно как бы наложено сверху на фюзеляж с отрицательным углом поперечного V, равным минус 4,5°. Отрицательный угол поперечного V несколько компенсирует возрастание поперечной устойчивости самолета высокопланной схемы. При увеличении стреловидности, когда угол поперечного V остается неизменным, поперечная устойчивость самолета оказывается несколько большей. Поэтому большой стреловидности крыла присуща повышенная поперечная статическая устойчивость самолета. Это явление характерно для всех самолетов с крылом изменяемой геометрии при большой стреловидности. Высокопланная схема расположения крыла оказалась более выгодной и в конструктивном отношении, так как не требовала пересечения фюзеляжа силовыми элементами крыла, что в свою

duсредь позволило обеспечить более эффективное использование внутреннего объема фюзеляжа, более удачную стыковку силовых узлов крыла с фюзеляжем.

Поворотная часть крыла набрана из дозвуковых несущих профилей СР-16М со скругленным носком и кривизной профилей, меняющейся от 0 у корня до 2% на конце. Кроме того, поворотная часть крыла имеет геометрическую крутку от 0 в корневом сечении до минус 4° в концевом. Геометрическая крутка консоли и применение несимметричных профилей способствует повышению несущих свойств и обеспечению бессрывного обтекания концевой части крыла в широком диапазоне углов атаки, что положительно ('называется на сохранении неизменным запаса статической продольной устойчивости по перегрузке при изменении углов атаки,. Скругленный носок профилей обеспечивает реализацию подсасывающей силы при дозвуковых скоростях и частично на сверхзвуковых скоростях (при дозвуковой передней кромке).

Консоль крыла самолета Су-24 имеет эффективную взлетно-посадочную механизацию: по всей задней кромке размещены двух- щелевые закрылки с дефлектором, выпуск которых на 34° приводит к увеличению коэффициента подъемной силы, что в свою очередь ведет к улучшению взлетно-посадочных характеристик самолета. При выпуске закрылков увеличивается кривизна профилей крыла, вследствие чего срыв потока на крыле начинается при меньших углах атаки. Для устранения этого недостатка на поворотной части крыла по всему размаху консолей установлены че- тырехсекционные выдвижные предкрылки с углом отклонения 27°. При отклонении предкрылков между ними и крылом образуется щель в виде сопла, и поток через эту щель из зоны повышенного давления под крылом с большой скоростью устремляется в зону пониженного давления над* крылом. Кинетическая энергия потока вблизи верхней поверхности крыла возрастает, что задерживает развитие срыва потока.

На верхней поверхности крыла размещены органы поперечного управления — интерцепторы с максимальным углом отклонения при убранной механизации крыла — 45° и при выпущенной — 15°. Па крыло переменной стреловидности устанавливать элероны по ряду причин обычно отказываются. Во-первых, при увеличении угла стреловидности консолей крыла уменьшаются их несущие шойства и уменьшается размах крыла, в результате чего значи- к'лыю уменьшается кренящий момент от элеронов. Во-вторых, отклонение элеронов вызывает закручивание крыла таким обра- i<>M, что эффективность элеронов становится меньше. В-третьих, ,м-лание достичь хороших взлетно-посадочных характеристик вы- нуждает размещать закрылки вдоль всего размаха крыла.

Физическая сущность возникновения кренящего момента при управлении с помощью интерцепторов сводится к тому, что на верхней поверхности консоли крыла поднятием интерцептора ор-' laiunycTCH срыв потока и его подъемная сила становится меньше, чем на консоли, у которой интерцептор прижат к поверхности. По

мере увеличения стреловидности крыла интерцепторы становятся под все большим углом стреловидности к потоку, теряя свою эффективность, поэтому при больших углах стреловидности их целесообразно выключать из работы. На самолете Су-24 при %^55° в качестве органа поперечной управляемости используется только дифференциально отклоняемый стабилизатор.

Кроме выполнения функции рулевых поверхностей поперечного управления при % <55° интерцепторы на самолете применяются на посадке в качестве поверхности торможения .

При включении режима «Торможение» на пробеге отклок-яются одновременно интерцепторы левой и правой консолей крыла.

На нижней поверхности неподвижной части крыла предусмотрена установка двух балочных держателей для подвески вооружения или топливных баков. Подвеска вооружения может осуществляться также и на поворотных пилонах, расположенных на нижней поверхности подвижных частей крыла. При этом при наличии подвесок допускается перестановка крыла, поскольку продольная ось поворотного пилона при изменении стреловидности крыла всегда параллельна продольной оси самолета.

Фюзеляж

Фюзеляж имеет заостренную веретенообразную форму носовой части с постепенным переходом ее в прямоугольную форму с закругленными углами в средней и хвостовой частях. Форма и размеры фюзеляжа выбраны из условия обеспечения внутренних объемов для размещения экипажа, воздухозаборников и воздушных каналов, двигателей и сопел, оборудования и топлива при минимальном лобовом сопротивлении фюзеляжа и самолета в целом.

Существенную роль в уменьшении лобового сопротивления самолета играют прежде всего форма головной части и удлинение фюзеляжа. Чем более заостренной выполнена носовая часть фюзеляжа, тем меньше волновое сопротивление самолета на сверхзвуковых скоростях. При равных внутренних объемах фюзеляжа чем больше его удлинение, тем меньше лобовое сопротивление. Поэтому фюзеляж самолета имеет достаточно большое удлинение, равное 8,6. Ось конуса носовой части фюзеляжа вместе с воздухозаборниками опущена вниз на 2°30z относительно строительной горизонтали фюзеляжа. При этом лучше обзор передней полусферы вниз, особенно необходимый при выполнении маневрирования и захода на посадку, и работа воздухозаборников на положительных углах атаки; кроме того, меньше лобовое сопротивление самолета за счет положения носового конуса под меньшим углом к потоку при полете на положительных углах атаки.

Существенной особенностью компоновки фюзеляжа является его большая ширина (что позволило разместить рабочие ме-

< та членов экипажа рядом). Несущий фюзеляж вместе с пло- < кпми боковыми воздухозаборниками и крылом образуют единую несущую систему самолета, причем вклад крыла н создание подъемной силы значительно меньше, чем у само- нетов обычных схем.

Носовая часть фюзеляжа впереди заканчивается антенной пас- < шшой радиолокационной станции «Филин-Н» и кронштейном с нрнемниксгм воздушного давления ПВД-18 и антенным блоком ан- । сило-фидерной системы «Пион». Заметим, что кроме приемника НВД-18 на самолете установлены на кронштейнах вблизи кабины ■кипажа у левого борта фюзеляжа основной ПВД-7 и у правого оорта фюзеляжа — аварийный ПВД-7. Кроме того, на борту носовой части фюзеляжа установлены слева и справа датчики углов атаки ДУА-3.

Размещение двигателей внутри фюзеляжа с боковыми плоскими сверхзвуковыми нерегулируемыми заборниками воздуха и все- режимными регулируемыми эжекторными соплами для самолета оказалось рациональным как по компоновке, так и по характери

стикам.

комкомДля повышения путевой устойчивости самолета при полете на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях до числа М=1,6 в широ- диапазоне углов атаки снизу на хвостовой части фю- и'ляжа установлены два аэродинамических гребня. Эффективность гребней существенно возрастает с увеличением углов

ком

ком

атаки.

Трехопорная схема шасси с носовой передней опорой для самолета оказалась наиболее приемлемой. Основные опоры шасси со спаренными колесами, убирающиеся в нишу фюзеляжа под центропланом, имеют колею шасси, достаточную для маневрирования па рулении. Ниша шасси при выпущенных и убранных стойках закрывается передними и задними створками. Передние створки являются одновременно и тормозными щитками. Конструкцией основных опор предусмотрена замена колес лыжами, оборудованными тормозом и системой смазки и позволяющими эксплуатировать самолет с грунтовых полос. Носовая стойка со спаренным колесом убирается в нишу под носовой частью фюзеляжа. Для улучшения маневрирования при рулении она оснащена механизмом разворота колес (МРК).

Сверху хвостовой части фюзеляжа (в основании киля) в кон- генпере размещается двухкупольный тормозной парашют тина ПТ с площадью каждого купола 50 м2 или ПТК (крестообразный) с площадью каждого . купола 25 м2, выпуск которого осуществляется после приземления при скорости нс

более 300 км/ч.

НИИНИИСнизу под фюзеляжем в районе центроплана размещены узлы внешних подвесок: два в плоскости симметрии самолета (передний — для подвески вооружения или топливного бака, задний —

НИИ

НИИ

только для подвески вооружения) и два боковых симметрично по обе стороны для подвески вооружения.

Оперение

Оперение самолета включает киль с рулем направления и управляемый стабилизатор. Стабилизатор размещен выше плоскости строительной горизонтали фюзеляжа и практически в плоскости хорд крыла, что наиболее рационально как в конструктивном отношении при размещении двигателей внутри фюзеляжа, так и для выноса стабилизатора из зоны неблагоприятного влияния скоса потока за крылом. По мере увеличения угла атаки эффективность стабилизатора повышается, так как при этом он все больше уходит из зоны наибольшего скоса и торможения потока вниз.

Управляемый стабилизатор используется как рулевая поверхность в системе продольного и поперечного управления. Он обладает высокой эффективностью на всех эксплуатационных режимах полета. Аэродинамические формы, размеры и углы отклонения стабилизатора определились условием достаточной эффективности его в продольном и поперечном управлении. Стабилизатор имеет большую стреловидность (55° по 1/4 хорд), малое удлинение и набран из тонких ламинаризованных профилей 115305,467. Стреловидность оси вращения стабилизатора равна 0. Отсутствие стреловидности оси вращения способствует повышению эффективности стабилизатора и выгоднее конструктивно. Положение оси вращения стабилизатора на хорде выбрано в интересах уменьшения аэродинамического шарнирного момента на сверхзвуковых скоростях. На скоростях, соответствующих числам М < 1,0, стабилизатор имеет аэродинамическую перекомпенсацию (ось вращения расположена сзади центра давления стабилизатора), а на сверхзвуковых скоростях, соответствующих числам М>1,0, нормальную компенсацию. Благодаря этому уменьшилось плечо между осью вращения и точкой приложения аэродинамических сил при полете на больших сверхзвуковых скоростях и тем самым снизились аэродинамический шарнирный момент стабилизатора и мощность бустеров, потребная для преодоления его. При управлении стабилизатором на числах М<1,0 бустеры работают в режиме торможения, так как аэродинамические силы, действующие на стабилизатор, приложены впереди оси вращения и стремятся его отклонить в крайнее положение. На числах М>1,0 аэродинамическая сила, приложенная сзади оси вращения, препятствует отклонению стабилизатора и для его отклонения затрачивается мощность бустеров на преодоление аэродинамического шарнирного момента. Наличие в системе управления необратимых бустеров ликвидирует такую перемену знака управляющей силы и обеспечивает летчику прямую управляемость на всех режимах полета. Однако при такой схеме управление без бустера становится невозможным.

При управлении самолетом по тангажу обе половины стабилизатора отклоняются в одну сторону, а при поперечном управлении — в противоположные стороны, т. е. в так называемом режиме «ножниц». В этом случае разные по величине аэродинамические силы, действующие на половины стабилизатора, обеспечи- 22

на ют создание кренящего момента самолету. Угол отклонения ста- лплизатора в канале тангажа от плоскости хорд крыла изменяет- - я от +6° (на пикирование) до —20° (на кабрирование). Максимальный угол отклонения стабилизатора в режиме «ножниц» составляет ±5° от любого положения стабилизатора по тангажу. В качестве противофлаттерного мероприятия совместно с весовой компенсацией горизонтального оперения предусмотрен срез закон- цовок поверхностей под углом к потоку, что позволило несколько увеличить критическую скорость флаттера стабилизатора.

Вертикальное оперение включает киль общей площадью 9,234 м2 и руль направления площадью 1,577 м2 с максимальным углом отклонения ±24°. Вертикальное оперение выполнено трапециевидной формы в плане со стреловидностью 55° по 1/4 хорд, с умеренным удлинением (Ав. 0 = 0,9942), сужением, равным 3,743, и избрано из симметричных профилей 1153С-4,97. Размеры и форма вертикального оперения при наличии двух дополнительных подфюзеляжных гребней выбраны из условия обеспечения необходимой путевой устойчивости.

ОСНОВНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Подъемная сила

В полете на самолет действует аэродинамическая подъемная ила (У), которая приложена в центре давления, а на равновесном режиме полета с учетом балансировочного отклонения стаби- шзатора— в центре тяжести. Она направлена по нормали к вектору скорости в плоскости симметрии самолета и складывается из подъемной силы всех частей самолета: крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения и других элементов. Величина этой силы опре- целяется углом атаки, скоростью полета, плотностью воздуха (вы- готой) и положением механизации крыла. Для самолета с изменя- гмой геометрией крыла подъемная сила зависит также от положения поворотной части крыла. Связь подъемной силы самолета со скоростью и высотой полета выражается через безразмерный аэродинамический коэффициент подъемной силы Сф, характеризующий несущую способность крыла:

у = Г 5 = С qS.у 2 у

Величина подъемной силы, потребная для уравновешивания заданной силы тяжести самолета при полете его с заданной перегрузкой, определяется равенством Y—Gny.

Таким образом, потребная подъемная сила не является характеристикой самолета, она характеризует только динамику полета. Максимальная же возможность выполнения того или иного маневра зависит от располагаемой подъемной силы самолета, ко- юрая связана с характеристиками самолета и условиями полета.

По аналогии с подъемной силой различают потребный и рас-

полагаемый коэффициенты подъемной силы. Потребный коэффициент подъемной силы выражается зависимостью

_ Gny _ Gny

^употр .^^ qS Q%7p№s

Обычно коэффициент подъемной силы выражают через его приращение при изменении угла атаки на один градус Су. В том случае, когда самолет сбалансирован стабилизатором, рассматривают значение Су бал, которое несколько отличается от значения у несбалансированного самолета. На самолете Су-24, оснащенном указателем углов атаки и перегрузок (УУАП), несущую способность характеризует Сууу^п , т. е. приращение ДСУ бал при увеличении аууАП на 1° (в. дальнейшем для сокращения ауудп будем обозначать через ам).

Зависимость С®“ал От числа М полета и стреловидности крыла в эксплуатационном диапазоне углов атаки по указателю УУАП

показана на рис. 2.4.. График получен перестроением зависимостей Субал=/ (адуд) Для различных чисел М, полученных из летных испытаний. Как видно, С^м^^ тем больше, чем меньше стреловидность крыла. С увеличением числа М полета до 0,9 наблюдаются рост Сумбал до максимума и падение по мере дальнейшего увеличения числа М. Такой закон изменения Сумдл обусловлен характером распределения давления при обтекании, формирования и развития сверхзвуковых зон обтекания и скачков уплотнения. Приведенные на графике Суа^ал справедливы для всего эксплуатационного диапазона углов атаки. Расчет потребного угла атаки (по указателю) по известным значениям СуПотр и Сумбал можно производить, пользуясь соотношением

у потр .

■м а0 м.

С м ^у бал

Ушл атаки при нулевой подъемной силе аом У самолета Су-24 ме- няется в зависимости от положения крыла и незначительно от числа М. полета. С достаточной для практики точностью можно < читать, что в полетной конфигурации независимо от числа М по-

га при Х=16°га при Х=16°—5°, при %=45° аОм — —4° и при % = 69° «/п^—3°. Балансировочные значения С“мбал , указанные на гра- фпкс, соответствуют фактическим только при определенных зна- чишях центровки. При отклонении центровки значения С“^ал будут отличаться на величину, равную изменению ДС“М стабилиза- юра при балансировке, однако это отличие невелико и при приближенных расчетах его можно не учитывать.

га при Х=16°

га при Х=16°

Располагаемый коэффициент подъемной силы самолета определяется эффективностью стабилизатора. На дозвуковых скорос- гях его эффективность настолько велика, что при полном отклонении стабилизатора углы атаки достигают закритических значений. На числах М более критических рост статической продольной \егойчивости по перегрузке и уменьшение эффективности стабилизатора приводят к уменьшению располагаемого коэффициента подъемной силы самолета. На числах . М>1,0 (при / = 69°) гч/расп*по эффективности стабилизатора становится меньше с'/доп (рис. 6.6). Если на дозвуковых и трансзвуковых скоростях маневренные возможности при всех положениях крыла ограничены допустимым углом атаки по обеспечению достаточной поперечной \ нравляемости или эксплуатационной перегрузкой, то на сверхзвуковых скоростях — эффективностью стабилизатора.

Максимальный коэффицент подъемной силы на дозвуковых и грансзвуковых скоростях, соответствующий сваливанию, Сусв меняется в зависимости от положения крыла (рис. 2.5). При стреловидности крыла 16° без скольжения его значение достигает 1,05— 1,3. Развитие волнового кризиса на числах М >0,7 сопровождает- • я некоторым уменьшением Сусв с 1,3 при М=0,7 до 1,25 при ЛА = 0,9. При %=45° и 69° СуСв без скольжения составляет 0,9—1,2, т. с. несколько меньше, чем при %=16°, что можно объяснить большей несимметричностью местных срывов потока на крыле при наличии скольжения на углах атаки, близких к асв. Подробнее физическая сущность сваливания рассмотрена в разд. 5.5.2.

Наибольшее значение коэффициента подъемной силы, которое можно реализовать при маневрировании самолета на дозвуковых с коростях (М^0,9), определяется допустимым углом атаки. Без подвесок с выключенной автоматикой перекрестной связи (АПС) адоп независимо от положения крыла равна 17° по указателю угла атаки. Этому углу атаки соответствует допустимый коэффициент подъемной силы: при %=16° — 0,75; при % = 45° — 0,7; при

XX-69° — 0,6 (рис. 2.5).

X

X

aaЭксплуатационный диапазон углов атаки охватывает и режимы эродинамической тряски. Начало аэродинамической тряски мо-

a

a

жет свидетельствовать о выходе самолета на допустимый угол атаки (адоп) только при %= 16° с числами М^0,4 (рис. 2.5). При полете с числами М>0,4 с указанной стреловидностью крыла и во всем диапазоне чисел М при % = 45° и 69° аэродинамическая

тряска при увеличении угла атаки возникает задолго до допустимого угла атаки и не может свидетельствовать о достижении адоп» а ее возникновение из-за появления местных срывов воздушного потока с крыла не сопровождается ухудшением характеристик устойчивости и управляемости. Поэтому допускается пилотирование самолета в условиях аэродинамической тряски. Это обязывает летчика вести контроль угла атаки по указателю УУАП.

, 2.2.2. Лобовое сопротивление

На самолет в полете действует аэродинамическая сила лобового сопротивления (X), приложенная в центре давления (при отсутствии момента от силы тяги и сбалансированном равновесном 26

«и“гоянии самолета — в центре тяжести) и направленная в стороне, обратную вектору скорости. Она складывается из лобового сопротивления всех частей самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, внешних подвесок) и лобового сопротивления интерференции меж- .-IV ними. По природе возникновения лобовое сопротивление само- чста удобнее рассматривать как сумму безындуктивного сопротив- чишя при нулевой подъемной силе (Хо) и индуктивного сопротив- ИЧШЯ, связанного С наличием подъемной СИЛЫ (Хипд), т. е. \ -Хо + Хинд.

Лобовое сопротивление характеризуется безразмерным аэродинамическим коэффициентом (Сх), выражающим зависимость силы лобового сопротивления от угла атаки и числа М полета. Как и силу лобового сопротивления, коэффициент С^ принято записывать в виде суммы коэффициентов безындуктивного (С^) и индуктивного сопротивлений (СХИНд), т. е. СХ=СА.() + Сзсиид.

Коэффициент безындуктивного лобового сопротивления включает в себя коэффициенты лобового сопротивления трения и дав- ЮНИЯ: б?^ = Сх0 тр + С^() дав л*

Коэффициент лобового сопротивления трения мало зависит от формы самолета и определяется в основном его размерами, чисто- гой обработки его поверхности и числом М полета. Коэффициент лобового сопротивления давления обусловлен давлением потока на отдельные части самолета и зависит от формы самолета и режима полета. Он включает в себя волновую составляющую сопротивления, обусловленную проявлением сжимаемости при формировании и развитии скачков уплотнения и ударных волн на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.

В соответствии с характером изменения коэффициентов лобово- ю сопротивления трения и давления самолета без внешних подвесок вооружения в зависимости от числа М полета изменяется и коэффициент безындуктивного лобового сопротивления СХо (рис. 2.6). На докритических числах М полета С^ практически остается постоянным и мало меняется даже' при изменении положения крыла. На начало развития волнового кризиса и рост Сл0 сильно влияет положение крыла. Критическое число М полета,

при котором начинается энергичный рост СХо, тем больше, чем больше стреловидность крыла. Так, при %=16° оно соответствует числу М = 0,75, а при %=69°—числу М=0,85. По мере дальнейшего роста числа М полета происходит интенсивный рост СХо за счет увеличения волновой составляющей. С увеличением стреловидности крыла ослабляется и рост С^о. Максимальные значения СХо при % = 69° соответствуют числу М=1,3. По мере роста числа М (более 1,3) происходит постепенное уменьшение СХо, что обусловлено увеличением угла наклона косых скачков головной и хвостовой ударных волн.

Коэффициент безындуктивного сопротивления самолета определяется не только положением крыла и режимом полета, но и характером внешних подвесок вооружения и топливных баков, положением тормозных щитков, шасси, закрылков, предкрылков и т. д. Он рассчитывается суммированием коэффициентов: СХй = = С х + ^С у 4" АСх .

Значения дополнительного коэффициента безындуктивного лобового сопротивления внешних подвесок в зависимости от числа М полета приведены на графиках (рис. 2.7). Характер изменения коэффициента в зависимости от числа М полета показывает, что увеличение скорости в трансзвуковом диапазоне сопровождается интенсивным ростом лобового сопротивления. Однако изменение стреловидности в диапазоне 60—69°, при которой разрешается выполнять сверхзвуковой полет, не приводит к заметному изменению лобового сопротивления.

Зависимость коэффициента индуктивного лобового сопротивления самолета от коэффициента подъемной силы для трех основных положений крыла приведена на графике (рис. 2.8). Интенсивность роста коэффициента индуктивного лобового сопротивления тем больше, чем больше стреловидность крыла, потребное значение Су и число М полета. В диапазоне малых дозвуковых скоростей влияние числа М на Стинд незначительно, поэтому для М<0,6 зависимость представлена одной кривой. Уменьшение коэффициента индуктивного сопротивления с уменьшением стреловидности крыла при равных потребных значениях Су объясняется уменьшением потребных углов атаки. Следствием этого является уменьшение километровых и часовых расходов топлива с уменьшением стреловидности крыла. Наиболее сильно возрастает индуктивное сопротивление при пилотировании с максимальной стреловидностью крыла и особенно с большими положительными перегрузками.

Аэродинамическое качество

Наиболее полно летные свойства самолета характеризует аэродинамическое качество:

ФАб - WO -120 № б х М5ДЗ - Уб)

1,2

28хФАб-250М5Д на 7хМбДЗ"Уб 38ХФА6-1ОО-12О на 7хМ5ДЗ~У5

0,9 h° 1,1

— бхМБДЗ-Чб || I I |

-2хФАБ-15ОО+4хФА5-5ООМ-62 на 26ДЧ-У ^8хфАб-500М-62на 86ДЗ-У и УбДЗ-У 2хфАб-5ООМ-62+2ПТб-ЗОООна 26ДЗ-У и2бД4'У

2ПТ6-3000 на 2БДЦ7и илиЗПТб 2СППУ-6 на 2БДЗ-Ч

ПТб-2000на 6Д4-У25ДЗ-У4 26ДД-У

1,3 м

щп

1ДМ

1,3

1,2

1,1

ДМх

П.1М

О 0,6

0,8 .0,3 Ь°

бхб-8М на бх^» и 6хУб-32 на бхбДЗ'У

д хУб-32 на АбДЗ"У бх с-25 на бхбДЗ-У бхфАб-5ООМ-62

1 2ХХ-28 на 2ПУ"28

№25 или 2 х ФЯб- 50DM-62

Л(;х [ II, ш

1 хЗУ-56 Н

5дц-унесиммет^.поб- беска

Давили 2х ФД5-500 М62 на БДЗ'Ч

0,50,60,70,80,31,01,11,2 1ЛМ

Гиг. 2.7. Зависимость дополнительного коэффициента безындуктивного лобового■сопротивления внешних подвесок и тормозных щитков от числа М полета

О

Су

па

Существует понятие мак^льно^, при котором отношениеи

/ Су

1

Хмакс \ z^

макс S^^C^g

1i.e Л — коэффициент индуктивности, выражающий соотношение ' - инд и Су2, т. е. Л = Сх инд/Су2.

Максимальное аэродинамическое качество соответствует наи* выгоднейшему углу атаки. Для самолета с крылом изменяемой кюметрии /Смаке зависит от числа М полета и положения крыла. На дозвуковых скоростях, соответствующих числам М полета, ме- псе критического, при заданном положении крыла, оно сохраняет- - а наибольшим и практически постоянным. По мере увеличения, ‘•корости, соответствующей числу М более критического, наблюдается уменьшение максимального аэродинамического качества, обусловленное в основном ростом лобового сопротивления при про- ■.пленйн сжимаемости. С увеличением стреловидности крыла на дозвуковых скоростях максимальное аэродинамическое качество уменьшается. При переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым падение качества с ростом стреловидости крыла ослабляет- гя, поэтому на сверхзвуковых скоростях крыло большой стреловидности обеспечивает наибольшее максимальное качество. На величину максимального аэродинамического качества влияют внешние подвески вооружения и топливные баки, выпуск тормозных щитков, механизации крыла и шасси.

Величина и характер зависимости /Смаке от числа М полета и положения крыла самолета Су-24 в полетной конфигурации с убранными тормозными щитками показаны на графике (рис. 2.9).

Рис. 2.9. Зависимость максимального аэродинамического качества и качества горизонтального полета самолета без подвесок от числа М

полета

На дозвуковых скоростях в зависимости от стреловидности крыла максимальное качество изменяется в широких пределах — от 9,5 при минимальной стреловидности крыла до 5,5 при максимальной. Однако при стреловидности крыла 16° /Смаке по мере увеличения числа М> 0,7 уменьшается столь значительно, что на числах М > 0,85 оказывается выгоднее большая стреловидность. На числах М>0,95 наибольшее значение КМакс = 5,04-4,0 соответствует стреловидности крыла 69°.

Полет на заданной высоте в зависимости от скорости может осуществляться на различных углах атаки, как больших, так и меньших наивыгоднейшего. При этом качество полета равно или мень- ше его максимального значения. В зависимости от характера маневра различают качество горизонтального полета, набора, снижения, виража с заданной перегрузкой и т. д., т. е. каждому режиму ; полета соответствует определенное значение аэродинамического качества. Наибольший интерес для анализа представляет качество горизонтального полета (Кг). Оно зависит от положения крыла, ' ■скорости, высоты полета и полетной массы. На графике (рис. 2.9) нанесены кривые качества горизонтального полета для трех основных положений крыла самолета массой 30 т в зависимости от числа М полета. Как видно, при заданном положении крыла, на данной высоте и при определенной полетной массе оно равно Кмакс только при одной скорости (числе М полета), при которой угол атаки равен наивыгоднейшему, при всех других числах М полета ; оно меньше. Уменьшение аэродинамического качества} горизонтального полета при отклонении скорости от наивыгоднейшей 1 происходит тем значительнее, чем меньше стреловидность крыла. | Поэтому при полете с % = 16° необходимо более точно выдерживать заданную скорость крейсерского режима ; полета.

Влияние высоты полета на аэродинамическое качество горизонтального полета проявляется через изменение угла атаки. Ес- , ли полет происходит у земли с наивыгоднейшей скоростью, то на большой высоте этой же скорости соответствует меньшее качество, так как наивыгоднейшая скорость с ростом высоты увеличивается. Таким образом, для реализации максимального аэродинамического качества в горизонтальном полете требуется выдерживать наивыгоднейший угол атаки и ему соответствующие скорости.

Центровка самолета

Под центровкой самолета принято понимать положение центра тяжести относительно средней аэродинамической хорды (САХ), выраженное в процентах ее длины. Положение центра тяжести определяется расположением грузов на самолете (основных частей и оборудования самолета), а также запасом топлива и характером внешних подвесок. Кроме того, изменение положения крыла также вызывает изменение центровки.

Величина центровки и характер ее изменения для самолета Су-24 при выработке топлива и крайних положениях крыла в полетной конфигурации для различных вариантов подвесок показаны на графике (рис. 2.10). Диапазон допустимых значений центровки в зависимости от стреловидности крыла и положения взлетно-посадочной механизации приведен в табл. 2.1.

Х = 69Х = 69375603756036*10 —136*10 —135*10135*101334-—13226014-—1322601J36930J36930309303093031*1031*103608013608013508035080а' ОООа' ООО3*0803*08027930279301269301269301,(1001,(100-4.27*10-4.27*10120801120801259302593026*1026*1031080310802*930]2*930]25*10—125*10—1оиоОоиоО'30080'300802393012393012**10'2**10'■<)<ю к■<)<ю кim Хт,0/» с Алim Хт,0/» с Ал229302193022930219303390003856033900038560130*10 -429*10 "-LsOlO'130*10 -429*10 "-LsOlO'3**Юк3**Юк33410г33410г-зг^оУ-зг^оУ323234Рис. 2.10. Изменение центровки самолета по расходу топлива: авиабомбами калибра 250 кг; 2—с держателями 6 X МБД-34, без бомб и патро- с 2 X ПТБ-ЗООО + 1 X ПТБ-2000; (сплошная линия —шасси выпущено, штриховая — шасси убраио)34Рис. 2.10. Изменение центровки самолета по расходу топлива: авиабомбами калибра 250 кг; 2—с держателями 6 X МБД-34, без бомб и патро- с 2 X ПТБ-ЗООО + 1 X ПТБ-2000; (сплошная линия —шасси выпущено, штриховая — шасси убраио)Сброс ПТБСброс ПТБП ТБП ТБ8080—270808080—270801234102*101234102*10оое 18е 18Таблица 2.1Таблица 2.1условияусловияДиапазон допустимых значений центровки, % САХДиапазон допустимых значений центровки, % САХI |рп шлете ц полете На посадкеI |рп шлете ц полете На посадке(Х= 16°, шасси выпущено) (%= 16-4-69°, шасси убрано) = 16°, шасси I при тт>1 I >2500 кг(Х= 16°, шасси выпущено) (%= 16-4-69°, шасси убрано) = 16°, шасси I при тт>1 I >2500 кг(%= 16‘, - выпушено)(%= 16‘, - выпушено)При №т<<2600 кгПри №т<<2600 кг32,8—41,0 32,0—414,0 34,2—41,036,0—41,032,8—41,0 32,0—414,0 34,2—41,036,0—41,0

Х = 69

Х = 69

37560

37560

36*10 —1

36*10 —1

35*101

35*101

3

3

4-—1322601

4-—1322601

J36930

J36930

30930

30930

31*10

31*10

360801

360801

35080

35080

а' ООО

а' ООО

3*080

3*080

27930

27930

126930

126930

1,(100

1,(100

-4.27*10

-4.27*10

120801

120801

25930

25930

26*10

26*10

31080

31080

2*930]

2*930]

25*10—1

25*10—1

оиоО

оиоО

'30080

'30080

239301

239301

2**10'

2**10'

■<)<ю к

■<)<ю к

im Хт,0/» с Ал

im Хт,0/» с Ал

22930

21930

22930

21930

3

39000

38560

3

39000

38560

130*10 -

429*10 "

-LsOlO'

130*10 -

429*10 "

-LsOlO'

3**Юк

3**Юк

33410г

33410г

-зг^оУ

-зг^оУ

32

32

34

Рис. 2.10. Изменение центровки самолета по расходу топлива: авиабомбами калибра 250 кг; 2—с держателями 6 X МБД-34, без бомб и патро- с 2 X ПТБ-ЗООО + 1 X ПТБ-2000; (сплошная линия —шасси выпущено, штриховая — шасси убраио)

34

Рис. 2.10. Изменение центровки самолета по расходу топлива: авиабомбами калибра 250 кг; 2—с держателями 6 X МБД-34, без бомб и патро- с 2 X ПТБ-ЗООО + 1 X ПТБ-2000; (сплошная линия —шасси выпущено, штриховая — шасси убраио)

Сброс ПТБ

Сброс ПТБ

П ТБ

П ТБ

8080—

27080

8080—

27080

123410

2*10

123410

2*10

о

о

е 18

е 18

Таблица 2.1

Таблица 2.1

условия

условия

Диапазон допустимых значений центровки, % САХ

Диапазон допустимых значений центровки, % САХ

I |рп шлете ц полете На посадке

I |рп шлете ц полете На посадке

(Х= 16°, шасси выпущено) (%= 16-4-69°, шасси убрано) = 16°, шасси I при тт>

1 I >2500 кг

(Х= 16°, шасси выпущено) (%= 16-4-69°, шасси убрано) = 16°, шасси I при тт>

1 I >2500 кг

(%= 16‘, - выпушено)

(%= 16‘, - выпушено)

При №т<

<2600 кг

При №т<

<2600 кг

32,8—41,0 32,0—414,0 34,2—41,0

36,0—41,0

32,8—41,0 32,0—414,0 34,2—41,0

36,0—41,0

11ри всех разрешенных вариантах подвесок центровка самолета не выходит из диапазона допустимых значений. Наиболее передняя центровка самолета соответствует варианту подвески

3 Так. 1824с

2ХПТБ-300О+1ХПТБ-2000 и составляет 33,5% САХ при %=16°] с выпущенным шасси и 35% САХ при %=69° с убранным шасси» i Наиболее задняя центровка соответствует варианту подвески 18ХОФАБ-250-270 и составляет 38% САХ при %=16° с выпущен-./ ным шасси и 40,9% при % = 69° с убранным шасси. При стреловид-; ности %=45° центровка изменяется в пределах 33,0—43,0% САХ. •

Перекладка крыла с минимальной стреловидности на макси- • мальную сдвигает центровку назад на 1,75—3,6% САХ в зависи- мости от варианта подвесок. Выработка топлива в установленной 1 последовательности при фиксированном положении крыла изменяет центровку на 3,4—4,6% САХ. Наиболее задняя центровка соответствует остатку топлива 150 кг, которого в полете практически не бывает, а наиболее передняя — при остатке топлива 3800 кг (рис. 2.10).

На центровку самолета оказывает влияние и ряд других эксплуатационных факторов:

сброс двух спецбомб РН-28 из-под центроплана (смещает центровку назад на 0,4—0,5% САХ);

сброс двух спецбомб РН-28 с точек подвески 7 и 8 (смещает центровку назад на 0,65—0,8% САХ);

сброс двух авиабомб калибра 1500 кг из-под центроплана (смещает центровку назад на 1,4—1,7% САХ);

выпуск шасси (смещает центровку назад на 0,5—1,5% САХ).

Сброс двух авиабомб калибра 500 кг с точек 3 и 4 йдвух авиабомб калибра 500 кг с точек 1 и 6 и расход патронов к пушке ГШ6-23 (500 шт.) практически не изменяют центровку. Изменение центровки при сбросе других подвесок приведено в техническом описании.

Глава 3

ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИСИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

Силовая установка сверхзвукового самолета отличается рядом особенностей, основными из которых являются:

применение сверхзвуковых воздухозаборников;

существенное возрастание роли форсажа и необходимость регулирования форсажной тяги;

применение регулируемых реактивных сопел.

Трудность обеспечения устойчивой и эффективной работы всех элементов силовой установки в широком диапазоне режимов полета приводит к необходимости применения сложных систем автоматического регулирования, а также к необходимости введения ряда ограничений, понимание существа которых имеет важное значение для правильной летной эксплуатации силовой установки.

Силовая установка состоит из двух одновальных турбореактивных двигателей АЛ-21 Ф-3, боковых плоских нерегулируемых сверхзвуковых воздухозаборников с внешним сжатием сверхзвукового потока и эжекторных всережимных реактивных сопел. Каждый воздухозаборник обслуживает свой двигатель. Воздушно-газовый тракт каждого двигателя от сечения на входе до выхода газов из реактивного сопла изолирован, и они работают автономно. Работа элементов силовой установки самолета будет рассмотрена более подробно в следующих разделах.

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА И ЕГО РАБОТА В ПОЛЕТЕ

Назначение воздухозаборника

Летные характеристики сверхзвукового самолета и безотказная работа двигателей зависят от условий подвода воздуха через входное устройство. В связи с этим к воздухозаборникам сверхзвукового самолета предъявляется ряд требований. Рассмотрим их.

Обеспечение устойчивой работы двигателя. Это требование яв*

з*

ляется наиболее важным. Без его удовлетворения нельзя обеспечить безопасность при выполнении полетов.

ра-ра-Устойчивая работа двигателей наряду с другими мерами обеспечивается устойчивой работой воздухозаборника. Устойчиво будет работать воздухозаборник только в том случае, если в течение всего полета поддерживается равенство секундных массовых расходов воздуха, проходящего через воздухозаборник (QB. вз) и двигатель (QB. дв), т. е. это требование сводится к обеспечению равенства QB. вз = 9в. дв- На дозвуковых скоростях полета воздухозаборник пропускает столько воздуха, сколько потребляет двигатель на том или ином режиме работы. Происходит это автоматически за счет изменения сечения струйки тока. Поэтому при конструировании воздухозаборника дозвукового самолета решается задача только его достаточной пропускной способности. В сверхзвуковом полете процесс саморегулирования отсутствует. Воздухозаборник и двигатель могут при несогласованной работе оказывать отрицательное взаимовлияние. Поэтому для сохранения устойчивой боты силовой установки в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей возникает необходимость регулирования количества подводимого через входное устройство воздуха, чтобы на всех [ежи- Мах сохранялось равенство расходов QB. вз и Qb. дв- Уравнение секундного массового расхода воздуха, проходящего через любое сечение, Qb=/1/bPb показывает, что он пропорционален площади сечения /, скорости и плотности воздуха в этом сечении. Следовательно, регулирование можно осуществлять изменением площади сечения, в частности «горла», за счет изменения, например, угла наклона подвижной ступени клина. Кроме того, количество воздуха, проходящего через воздухозаборник на взлете и в полете с малыми дозвуковыми скоростями, может корректироваться открытием створок подпитки.

ра-

ра-

Другой функцией воздухозаборника по обеспечению устойчивой работы двигателя является создание равномерности потока воздуха на входе в компрессор. Известно, что всякая неравномерность давления по сечению заметно снижает запас устойчивости компрессора двигателя. Основным источником неравномерности потока являются отрывы пограничного слоя с поверхностей, расположенных перед воздухозаборниками и в самом воздухозаборнике в тех местах, где больше его разбухание. Отрыву пограничного слоя способствуют наличие положительных или отрицательных углов атаки и скольжения, сложная геометрия воздушного канала и другие факторы. Снижение неравномерности потока на входе в компрессор достигается уменьшением вредного влияния пограничного слоя, применением отсоса и слива пограничного слоя, размещением воздухозаборника на некотором удалении от поверхности фюзеляжа. Компоновка воздухозаборника в целом подчинена также требованию уменьшения неблагоприятного влияния углов атаки на его работу.

Преобразование скоростного напора в давление перед компрессором с минимальными потерями. Для обеспечения высокой эко- 36

и.мичпости двигателя сжигание топлива в камере сгорания целе- ■ и и .разно выполнять при возможно большем избыточном давлении ="-.чуха, обеспечивая большую полезную отдачу тепла. На дозву- <шых самолетах повышение давления воздуха в камере сгорания •о. гнечивается главным образом компрессором двигателя, так как г-'-личение давления воздуха вследствие торможения потока неве- • пко и потери полного давления при торможении незначительны. Ьотому п£и полете на дозвуковых скоростях нс требуется при- и пения специальных мер по уменьшению потерь давления на вхо- и в канал воздухозаборника, так как торможение потока проис- • шит без скачков уплотнения. С возрастанием скоростей полета ю сверхзвуковых степень повышения давления воздуха в воздухо- моорнике из-за роста скоростного напора быстро увеличивается, а напорность компрессора несколько падает (рис. 3.1). Так как

^К * ^вх

1 м

Рис. 3.1. Зависимость степеней сжатия компрессора и на входе от числа М полета

< уммарная степень повышения давления воздуха Л2 = лвхлк, то ветчина избыточного давления воздуха в камере сгорания начинает < ущественно зависеть от степени повышения давления воздуха во сходном устройстве перед входом в компрессор лвх. Для получения более высокого значения лвх необходимо уменьшить потери полного давления воздуха во входном устройстве.

Известно, что торможение сверхзвукового потока происходит тлько в скачках уплотнения, в которых поток резко уменьшает < корость с одновременным возрастанием температуры и давления иоздуха. При торможении потока в мощных прямых скачках, ког- л.а скорость потока воздуха в скачке уменьшается очень сильно, потери полного давления оказались очень большими, так как большая доля кинетической энергии переходит в тепло и рассеивается н окружающее пространство. Так, на числе М = 2,0 при торможении потока от сверхзвуковой до дозвуковой скорости в одном прямом скачке уплотнения на входе потери полного давления дости- гают 30%. Для уменьшения потерь полного давления торможение шерхзвукового потока выгодно осуществлять в системе нескольких скачков малой интенсивности. В этом случае торможение по-

/ГО/ГОO.SO.S0,80,8о _о _0.70.70,60,60,50,5ЛО7,52,02,5MЛО7,52,02,5MРис. 3.2. Зависимость коэффициента восстановления полного давления от скорости полета и системы скачков на входе нал обычно организуется в системе двух-трех косых и одном замыкающем прямом скачках, благодаря чему потери полного давления при торможении потока на числе М = 2,0 уменьшаются с 30 до 5%. На самолете Су-24 формирование необходимой системы скачков перед входом обеспечивается вертикально расположенным клином, с носка которого и из линий перегиба поверхности торможения исходят косые скачки уплотнения.Рис. 3.2. Зависимость коэффициента восстановления полного давления от скорости полета и системы скачков на входе нал обычно организуется в системе двух-трех косых и одном замыкающем прямом скачках, благодаря чему потери полного давления при торможении потока на числе М = 2,0 уменьшаются с 30 до 5%. На самолете Су-24 формирование необходимой системы скачков перед входом обеспечивается вертикально расположенным клином, с носка которого и из линий перегиба поверхности торможения исходят косые скачки уплотнения.

/ГО

/ГО

O.S

O.S

0,8

0,8

о _

о _

0.7

0.7

0,6

0,6

0,5

0,5

ЛО7,52,02,5M

ЛО7,52,02,5M

Рис. 3.2. Зависимость коэффициента восстановления полного давления от скорости полета и системы скачков на входе нал обычно организуется в системе двух-трех косых и одном замыкающем прямом скачках, благодаря чему потери полного давления при торможении потока на числе М = 2,0 уменьшаются с 30 до 5%. На самолете Су-24 формирование необходимой системы скачков перед входом обеспечивается вертикально расположенным клином, с носка которого и из линий перегиба поверхности торможения исходят косые скачки уплотнения.

Рис. 3.2. Зависимость коэффициента восстановления полного давления от скорости полета и системы скачков на входе нал обычно организуется в системе двух-трех косых и одном замыкающем прямом скачках, благодаря чему потери полного давления при торможении потока на числе М = 2,0 уменьшаются с 30 до 5%. На самолете Су-24 формирование необходимой системы скачков перед входом обеспечивается вертикально расположенным клином, с носка которого и из линий перегиба поверхности торможения исходят косые скачки уплотнения.

тока происходит более плавно и потери полного давления значительно меньше. Так, при торможении потока в трех косых и одном прямом скачках на числе М. —2,0 потери уменьшаются до 5%. Потери полного давления при торможении потока принято характеризовать коэффициентом восстановления полного давления авх, который равен отношению фактического давления заторможенного потока на входе в компрессор р\* к давлению невозмущенного потока при торможении без потерь рн*.

само-само-ка-ка-IBIBНа рис. 3.2 показано изменение авх в зависимости от числа М полета и системы скачков на входе в воздухозаборник. На летах с числом Ммакс = 2,0~3,0 торможение потока на входе

само-

само-

ка-

ка-

IB

IB

б6-

Снижение лобового сопротивления воздухозаборника на сверхзвуковых скоростях полета. Совершенство входного устройства характеризуется его внешним лобовым сопротивлением, влияющим на лобовое сопротивление самолета. Оно складывается из сопротивлений давления, трения и дополнительного сопротивления. При полете со сверхзвуковыми скоростями перед входом в канал воздухозаборников и внутри канала формируются скачки уплотнения, 38

। । 'к-т которых существенно увеличивается сопротивление дав- м мня (волновое сопротивление) воздухозаборников. Организацией |-р\тжения потока в расчетной системе скачков уплотнения и - । чанной скоростью течения воздуха по каналу стремятся снизить м-ч-чюс сопротивление. Достаточно разрушить систему скачков на । оч,с в воздухозаборник, как одновременно с возникновением не- мнишвой работы воздухозаборников возрастает лобовое сопро- । пиление самолета и летчик замечает уменьшение скорости полета.

Аэродинамическая компоновка воздухозаборника

Воздухозаборники самолета Су-24 выполнены боковыми с вер- шкально расположенными клиньями для-осуществления внешнего । катил воздуха на входе, т. е. основного сжатия потока вне канала воздухозаборника. Размещение воздухозаборников на боковых поверхностях фюзеляжа оказалось наиболее выгодным. Такая компоновка воздушного тракта с учетом размещения двигателей внутри хвостовой части по сравнению с лобовым входным устрой- < твом позволила снизить массу конструкции, уменьшить лобовое <^противление и освободить для размещения специального обору- топания самолета носовую часть фюзеляжа. Однако при боковом расположении воздухозаборников на равномерность потока неблагоприятно влияют пограничный слой впереди лежащих поверхностей, поворот потока при набегании его с углом к оси входного устройства и малая длина канала, подводящего воздух к двига- гелю. С учетом указанных недостатков боковых воздухозаборников на самолете приняты меры, улучшающие надежность и условия работы двигателей:

каждый вертикально расположенный клин воздухозаборников отнесен от боковой поверхности фюзеляжа на 100 мм в целях предотвращения попадания в воздухозаборник пограничного слоя, нарастающего на носовой части фюзеляжа; пограничный слой стекает в образовавшуюся между фюзеляжем и воздухозаборником щель по специально спрофилированному клину;

геометрия проточной части воздухозаборника выполнена с учетом наличия в полете угла атаки;

организован слив пограничного слоя с поверхностей торможения через перфорацию;

установлено ограничение угла атаки 17° по указателю УУАП.

Проточная часть на входе воздухозаборника (рис. 3.3) имеет прямоугольное сечение и образована:

сверху и снизу — горизонтальными стенками с косыми срезами и заостренными передними кромками;

снаружи сбоку — плоской обечайкой с заостренной передней кромкой, подогнутой к оси воздухозаборника;

изнутри сбоку — выступающим вперед вертикально расположенным двухступенчатым клином.

В проточной части воздухозаборника «горло» четко не выражено. Оно представляет собой участок постоянного сечения 0,44 м2

Нижняя и^ека s Верхняя ицека х Передняя панель

Перфорация Створка подпитки Д\\ X X X X X X X X \Х х xs х х хх ^ <к XXSSX3 ^77 ^^>^<^^ Отверстия для выравнивания давленияПерфорация Створка подпитки Д\\ X X X X X X X X \Х х xs х х хх ^ <к XXSSX3 ^77 ^^>^<^^ Отверстия для выравнивания давления^TOOwimVoo777777777777777777777 ОФюзеляж^TOOwimVoo777777777777777777777 ОФюзеляжРис. 3.3. Принципиальная компоновочная схема воздухозаборникаРис. 3.3. Принципиальная компоновочная схема воздухозаборникапротяженностью 3,5 м, удаленный на 50 см от плоскости входа. От плоскости входа канал имеет слабо сужающийся участок от 0,46 до 0,44 м2, а за «горлом» канал интенсивно расширяется (рис. 3.4).

Перфорация Створка подпитки Д\\ X X X X X X X X \Х х xs х х хх ^ <к XXSSX3 ^77 ^^>^<^^ Отверстия для выравнивания давления

Перфорация Створка подпитки Д\\ X X X X X X X X \Х х xs х х хх ^ <к XXSSX3 ^77 ^^>^<^^ Отверстия для выравнивания давления

^TOOwimVoo

777777777777777777777 О

Фюзеляж

^TOOwimVoo

777777777777777777777 О

Фюзеляж

Рис. 3.3. Принципиальная компоновочная схема воздухозаборника

Рис. 3.3. Принципиальная компоновочная схема воздухозаборника

Каждый воздухозаборник оснащен створкой подпитки, обеспечивающей дополнительный подвод воздуха к двигателю и уменьшающей потери тяги двигателя на режимах взлета и посадки. Створки подпитки управляются системой, связанной с выпуском- уборкой закрылков. При выпуске закрылков створки открываются внутрь канала воздухозаборника, при уборке закрываются. На второй ступени клина имеются перфорация, предназначенная для ■ слива пограничного слоя, а в задней части поверхности торможе- I ния — отверстия для выбрасывания отсасываемого через перфора-■ цию воздуха в щель слива пограничного слоя фюзеляжа. Для уменьшения неблагоприятного влияния углов атаки на работу плоского воздухозаборника его нижняя горизонтальная стенка имеет меньшую поверхность, чем верхняя. С этой же целью воздухозаборники вместе с носовой частью фюзеляжа отклонены вниз на угол—12° от строительной горизонтали. Входная часть

каждого воздухозаборника оборудована системами тепловой и ■ । рунной защиты. Система тепловой защиты предохраняет перед- ■ Iиг кромки воздухозаборников от обледенения. Система струйной мщиты предотвращает засасывание в воздухозаборники посторонних предметов с поверхности аэродрома при работе двигателей на • гоянке и рулении. Воздух в эти системы подводится из-за компрес- * ира. Системы могут работать только поочередно.

Прямоугольная на входе в воздухозаборник форма проточной части по мере приближения к компрессору превращается в

круглую.

Основные режимы работы на сверхзвуковых скоростях

Под режимом работы воздухозаборника принято понимать характер течения потока по каналу и его основные показатели. Основным фактором, определяющим режим работы воздухозаборника па сверхзвуковых скоростях, является соотношение секундных расходов воздуха, проходящего через воздухозаборник и двигатель. В зависимости от характера течения воздуха по каналу воздухозаборника принято различать следующие режимы работы в полете со сверхзвуковой скоростью: сверхкритический, докритический и критический.

Сверхкритический режим. Режим работы называется сверхкри- тическим, если за «горлом» воздухозаборника имеется сверхзвуковая зона течения, замыкающаяся скачком уплотнения. Это имеет место при полете на сверхзвуковых скоростях, когда секундный расход воздуха, проходящего через двигатель, превышает его расход через воздухозаборник. Тогда внутри канала воздухозаборника поток воздуха имеет скорость, равную или большую местной скорости звука. Перед «горлом» течение воздуха бывает, как правило, сверхзвуковым. Поток, заторможенный в системе двух косых скачков, со сверхзвуковой скоростью втекает в канал (рис. 3.5),

Отраженный скачок

Рис. 3.5. Сверхкритический режим работы воздухозаборника

от внешней боковой передней кромки обечайки отходит отраженный скачок. Не успев затормозиться до дозвуковой скорости в слабовыраженной сужающейся части до «горла», сверхзвуковой лоток начинает разгоняться в расширяющейся части канала и пе-

реходит в дозвуковой в прямом скачке уплотнения внутри канала. Прямой скачок уплотнения в расширяющейся части канала, взаи- модействуя с пограничным слоем стенок, может вызвать его отрыв . и стать причиной уменьшения тяги двигателя из-за увеличения ; потерь полного давления в прямом скачке и возрастания неравно- ' мерности потока на входе в компрессор, а на глубоких сверхкри- 1 тических режимах может привести к неустойчивому режиму работы воздухозаборника и двигателя. Интенсивность замыкающего прямого скачка определяется превышением потребного расхода j воздуха двигателя над его расходом через воздухозаборник.

В воздухозаборнике самолета Су-24 сверхкритический режим ! работы может установиться при деформациях воздухозаборника, ; ограничивающих расход воздуха QB. вз, например в боевых услови- ; ях, при полете с небольшой сверхзвуковой скоростью, соответствующей числу М= 1,2~-1,4.j

Докритический режим. Режим называется докритическим, когда по всей длине канала поток течет с дозвуковой скоростью. Это происходит тогда, когда расход воздуха, проходящего через двигатель, меньше количества воздуха, подводимого через воздухозаборник. При этом сверхзвуковой поток тормозится на входе в канал в системе косых и замыкающем прямом скачках до дозвукового (рис. 3.6). Разгоняясь в сужающейся части и тормозясь в рас-

Рис* 3.6. Докритический режим работы воздухозаборника

ширяющейся части за «горлом», он остается дозвуковым. В зависимости от давления воздуха в канале определяются положение замыкающего прямого скачка уплотнения и степень растекания воздуха мимо воздухозаборника. При значительном несоответствии расходов воздуха QB. вз и QB. дв прямой скачок может разрушить систему косых скачков и вызвать срыв потока с поверхности клина. Торможение потока в разрушенной системе скачков уплотнения и срывные явления на клине приводят к неравномерности потока. Срывная зона распространяется по потоку, загромождая канал воздухозаборника, уменьшает пропускную способность воздухозаборника, вызывает возрастание потерь давления на входе. Все это может привести к уменьшению тяги двигателей, а на глубоких до- критических режимах и к неустойчивому режиму работы воздухозаборника и двигателя.

На самолете Су-24 слабый докритический режим работы воз-

л, хозаборника устанавливается при полете с числом М>1,4. По н-ре увеличения числа М докритический режим усиливается.

Критический режим. Режим работы воздухозаборника называ- ( н-я критическим, когда скорость потока в «горле» равна местной । ьорости звука. Это происходит тогда, когда расход воздуха через шигатель и воздухозаборник поддерживается одинаковым. Кри- гический режим является самым оптимальным режимом работы, । ак как потери полного давления минимальны.

На этом режиме сверхзвуковой поток тормозится перед входом в канал в системе двух косых и одном замыкающем прямом скачке. После прямого скачка заторможенный до дозвуковой скоро- <‘ти поток в сужающейся части канала до «горла» вновь разгоняется до местной скорости звука в «горле», оставаясь дозвуковым г. расширяющейся части за «горлом». Звуковая зона замыкается слабым вторым прямым скачком уплотнения, располагающимся в ■горле». Такое торможение потока с двумя прямыми скачками уплотнений возможно в воздухозаборнике, у которого «горло» расположено внутри канала, а до него канал имеет заметно сужающуюся форму. Если же канал воздухозаборника имеет на входе практически цилиндрический участок, как это и есть у воздухозаборника данного самолета, то при критическом режиме работы поток может тормозиться в двух косых и одном замыкающем прямом скачке, располагающемся в районе входа в канал, а в расширяющейся части дозвуковой поток продолжает тормозиться (рис. 3.7). При торможении в такой системе скачков на критиче-

ском режиме Qb. вз и Qb. дв> жиме работыском режиме Qb. вз и Qb. дв> жиме работыпоток более устойчив к случайным изменениям а также к пульсациям давления. На критическом репотери давления при торможении потока самые ми

ском режиме Qb. вз и Qb. дв> жиме работы

ском режиме Qb. вз и Qb. дв> жиме работы

нимальные.

Компоновочной схемой и геометрическими параметрами воздухозаборников предполагается их работа в эксплуатационном диапазоне скоростей, высот и режимов работы двигателей с учетом ограничений на критическом или слабом докритическом режимах.

Влияние основных эксплуатационных факторовна режимы работы

Для более полного понимания физической сущности явлений, связанных с работой воздухозаборника в полете, необходимо знать влияние основных эксплуатационных факторов на его работу.

Скорость полета. При неизменном режиме работы двигателя с увеличением сверхзвуковой скорости полета количество воздуха, проходящего через нерегулируемый воздухозаборник, возрастает сильнее, чем количество воздуха, пропускаемого двигателем. При этом увеличение давления воздуха перед двигателем может привести к переходу режима работы воздухозаборника в докритиче- ский, а разрушение системы скачков на входе — к возникновению • неустойчивого режима работы (помпажу воздухозаборника). Ограничением числа М полета исключается возможность возникнове- ; ния этого явления.

Режим работы двигателя. При изменении режима работы двигателя в первый момент времени сверхзвуковая скорость полета практически остается постоянной. Следовательно, при дросселировании двигателя скорость полета и температура воздуха остаются' ? постоянными, количество воздуха, подводимого к двигателю QB. вз, * остается практически неизменным, а количество воздуха, пропу- ; скаемого двигателем QB. дв, уменьшается. Режим работы воздухо- ; заборника смещается в сторону докритического. Поэтому на чис- ; лах М>1,0 обычно запрещается дросселировать двигатели до обо- ; ротов, менее максимальных.1

ввсторонусторонудокрити-докрити-Температура наружного воздуха. Изменение температуры в зависимости от времени года и высоты полета существенно влияет на режим работы воздухозаборника. С увеличением температуры наружного воздуха уменьшается его плотность. С ростом температуры воздуха пропускная способность двигателя уменьшается сильнее, чем пропускная способность воздухозаборника. Поэтому при увеличении температуры наружного воздуха режим работы воздухозаборника смещается в сторону докритического.

в

в

сторону

сторону

докрити-

докрити-

Изменение углов атаки и скольжения. При выполнении криволинейного маневра с увеличением углов атаки скольжения увеличивается неравномерность потока на входе в компрессор из-за попадания в воздухозаборник завихренного воздуха, сорвавшегося с фюзеляжа, клина и обечайки, и уменьшается пропускная способность двигателя. Это способствует более раннему возникновению неустойчивого режима работы воздухозаборника при полете на сверхзвуковых скоростях. Установлено, что неустойчивая работа воздухозаборника при полете со сверхзвуковой скоростью (помпаж воздухозаборника), как правило, приводит к помпажу компрессора, а достаточно большая неравномерность п^тл.^ —дозвуковой скоростиИзменение углов атаки и скольжения. При выполнении криволинейного маневра с увеличением углов атаки скольжения увеличивается неравномерность потока на входе в компрессор из-за попадания в воздухозаборник завихренного воздуха, сорвавшегося с фюзеляжа, клина и обечайки, и уменьшается пропускная способность двигателя. Это способствует более раннему возникновению неустойчивого режима работы воздухозаборника при полете на сверхзвуковых скоростях. Установлено, что неустойчивая работа воздухозаборника при полете со сверхзвуковой скоростью (помпаж воздухозаборника), как правило, приводит к помпажу компрессора, а достаточно большая неравномерность п^тл.^ —дозвуковой скоростии возникновениии возникновениипотока воздуха (при достижениипотока воздуха (при достижениигателей.гателей.в воздухозаборникеам = 25°) приводит кв воздухозаборникеам = 25°) приводит кнанасамовыключению двисамовыключению дви

Изменение углов атаки и скольжения. При выполнении криволинейного маневра с увеличением углов атаки скольжения увеличивается неравномерность потока на входе в компрессор из-за попадания в воздухозаборник завихренного воздуха, сорвавшегося с фюзеляжа, клина и обечайки, и уменьшается пропускная способность двигателя. Это способствует более раннему возникновению неустойчивого режима работы воздухозаборника при полете на сверхзвуковых скоростях. Установлено, что неустойчивая работа воздухозаборника при полете со сверхзвуковой скоростью (помпаж воздухозаборника), как правило, приводит к помпажу компрессора, а достаточно большая неравномерность п^тл.^ —дозвуковой скорости

Изменение углов атаки и скольжения. При выполнении криволинейного маневра с увеличением углов атаки скольжения увеличивается неравномерность потока на входе в компрессор из-за попадания в воздухозаборник завихренного воздуха, сорвавшегося с фюзеляжа, клина и обечайки, и уменьшается пропускная способность двигателя. Это способствует более раннему возникновению неустойчивого режима работы воздухозаборника при полете на сверхзвуковых скоростях. Установлено, что неустойчивая работа воздухозаборника при полете со сверхзвуковой скоростью (помпаж воздухозаборника), как правило, приводит к помпажу компрессора, а достаточно большая неравномерность п^тл.^ —дозвуковой скорости

и возникновении

и возникновении

потока воздуха (при достижении

потока воздуха (при достижении

гателей.

гателей.

в воздухозаборникеам = 25°) приводит к

в воздухозаборникеам = 25°) приводит к

на

на

самовыключению дви

самовыключению дви

ник струивозникаетник струивозникаетсамолетовсамолетовВлияние струи газов. При попадании в воздухозабор газов ракет или от двигателей других большая неравномерность потока, которая уменьшает запас устойчивости компрессора и ухудшает его характеристики.

ник струивозникает

ник струивозникает

самолетов

самолетов

Неустойчивые режимы работына сверхзвуковых скоростях

V воздухозаборника самолета при полете на сверхзвуковых ско- "•« mix могут возникать неустойчивые режимы: помпаж и «зуд».

Помпаж воздухозаборника представляет собой периодические олсбания потока внутри канала с резким изменением скорости и '1,лвления1.с частотой 4—10 колебаний в секунду на глубоких до- «.рптмческих режимах в виде периодических переполнения и опо- рижнения канала. Это явление возникает на достаточно больших - зи-рхзвуковых скоростях, при которых энергии потока достаточно цля возбуждения автоколебаний. На самолете Су-24 на числах М<1,2 возникновение помпажа воздухозаборника невозможно ка- mim бы глубоким не был докритический режим его работы.

Если при полете с числом М>1,2 количество воздуха, подводимого к двигателю, будет значительно больше, чем расходует дви- । а гель, давление перед двигателем увеличивается, что приводит к переходу режима работы воздухозаборника в докритический, перемещению прямого скачка от плоскости входа навстречу потоку. Перепад давления на нем возрастает. Он отходит далеко вперед, иплоть до первой ступени клина. Это приводит к запиранию канала воздухозаборника. Запирание (рис. 3,8, а) происходит по причине

Рис. 3.8. Помпаж воздухозаборника:Рис. 3.8. Помпаж воздухозаборника:а — запирание канала воздухозаборника (ср — Гпот/Гвх < < 1); б—наполнение канала воздухозаборника (ф = 1)а — запирание канала воздухозаборника (ср — Гпот/Гвх < < 1); б—наполнение канала воздухозаборника (ф = 1)

Рис. 3.8. Помпаж воздухозаборника:

Рис. 3.8. Помпаж воздухозаборника:

а — запирание канала воздухозаборника (ср — Гпот/Гвх < < 1); б—наполнение канала воздухозаборника (ф = 1)

а — запирание канала воздухозаборника (ср — Гпот/Гвх < < 1); б—наполнение канала воздухозаборника (ф = 1)

загромождения площади «горла» зонами срыва пограничного слоя с клина, вызванными мощным скачком, зонами вихревого движения, возникающими при пересечении прямым скачком косых, а также за счет уменьшения расхода воздуха, связанного с уменьшением площади потока Лют по сравнению с площадью входа FBX. На уменьшение площади потока влияет разрушение прямым скачком косых. Отношение ^пот/^вх называется коэффициентом расхода воздуха ф. Если ф = 1,0, косые скачки уплотнения замыкаются на передней кромке обечайки и расход воздуха мак-

вперед,вперед,выходявыходянаружунаружусимален. При запирании канала коэффициент расхода ф значительно меньше единицы и часть воздуха течет мимо воздухозаборника в атмосферу. При запертом канале воздухозаборника двигатель за доли секунды успевает выработать весь внутренний запас воздуха. Давление внутри канала резко падает, скорость потока возрастает, кратковременно устанавливается сверхкритический режим работы. Происходит наполнение канала воздухозаборника, которое осуществляется при максимальном расходе воздуха. Коэффициент расхода ф близок к 1,0. Косые скачки уплотнения замыкаются на передней кромке обечайки или вблизи нее (рис. 3.8, б). Прямой замыкающий скачок уплотнения располагается внутри канала. После наполнения канала давление в нем чрезмерно увеличивается, скорость потока уменьшается. Прямой скачок движется

вперед,

вперед,

выходя

выходя

наружу

наружу

цесс повторяется.цесс повторяется.и разрушая косые скачки. Про-

цесс повторяется.

цесс повторяется.

Внешними признаками помпажа воздухозаборника являются периодические хлопки, удары в районе воздухозаборников, тряска самолета.

Помпаж воздухозаборников в полете представляет большую опасность и недопустим по следующим причинам.

Колебания расхода воздуха в процессе помпажа распростра няются по всему газовоздушному тракту двигателя, что вызывает помпаж компрессора, падение оборотов, для восстановления которых топливная автоматика увеличивает подачу топлива. Это может привести к недопустимым забросам температуры газов перед турбиной и оплавлению лопаток турбины.

В результате резких изменений коэффициентов избытка воздуха в форсажной и основной камерах сгорания возможны самовыключение форсажа и остановка двигателя (особенно на больших высотах полета).

При интенсивном помпаже может произойти деформирование и даже разрушение обшивки внутреннего канала воздухозаборника под действием значительных знакопеременных нагрузок.

В целях исключения возникновения помпажа воздухозаборника запрещается дросселирование двигателей ниже режима «Максимал» при полетах с числами М>1,35 на всех высотах, а также приемистость с любого режима до максимала или форсажа. Это объясняется тем, что при приемистости, включении и выключении форсажа обычно имеют место уменьшение запаса газодинамической устойчивости работы двигателей и кратковременные провалы оборотов до 2,5—5%, которые могут вызвать помпаж воздухозаборника.

Для предотвращения возникновения помпажа воздухозаборников недопустим полет с числом М> 1,6 /(1,35).

В случае возникновения помпажа воздухозаборника, не сопровождающегося ростом температуры газов или самовыключением двигателя, необходимо задросселировать двигатель до минимального форсажа и затем выключить форсаж. Если помпаж воздухо-

сборника сопровождается повышением температуры газов, следует выключить двигатель, а затем произвести его запуск в воз- .чухе в соответствии с Инструкцией экипажу.

«Зуд» в канале воздухозаборника может возникнуть на сверх- шуковых скоростях полета при глубоком сверхкритическом режиме. Если расход воздуха, проходящего через воздухозаборник, меньше, чем его расход через двигатель, давление внутри канала воздухозаборника падает, скорость воздуха увеличивается, замыкающий прямой скачок уплотнения смещается в сторону двигателя, увеличиваясь в размерах. За мощным прямым скачком со стенок канала периодически возникает срыв пограничного слоя, усиливаемый вибрацией обшивки (рис. 3.9). Срыв приводит к пуль-

Рис. 3.9. «Зуд» в канале воздухозаборника

сациям потока, колебаниям обшивки с частотой несколько десятков герц и в полете обнаруживается по звуку высокого тона.

Режим «зуда» менее опасен, чем помпаж воздухозаборника, и может допускаться в полете, если амплитуда колебаний давления не слишком велика. Тем не менее следует по возможности избегать работы воздухозаборника на режиме «зуда», поскольку пульсации потока во внутреннем канале отрицательно сказываются на устойчивости работы компрессора двигателя.

«Зуд» может возникнуть при полете на небольших сверхзвуковых скоростях (1,4>М>1,2) вследствие деформации воздухозаборника, например, в боевых условиях, в результате которой уменьшается площадь «горла». При ненарушенной геометрии воздухозаборника «зуд», как правило, не возникает.

Работа воздухозаборника в полете

Несмотря на то что воздухозаборники выполнены нерегулируемыми, на эксплуатационных режимах полета они работают на критическом или слабом докритическом режиме работы. В этом случае.запас устойчивости воздухозаборников по «зуду» и помпажу максимален и потерн давления воздуха на входе в двигатель минимальны. Зависимость потерь полного давления от числа М полета приведена на рис. 3.10; наличие их объясняется следующими причинами. При работе двигателей на месте (М=0) во внутренних каналах возникает разрежение и поступающий в воздухозаборники воздух ускоряется. При этом на внутренних поверхностях обечаек появляются срывы потока, в результате чего возрастают потери на

вихреобразование. Открывающиеся на взлетно-посадочных режимах створки подпитки позволяют несколько увеличить расход воздуха и снизить потери полного давления. Однако даже при открытых створках подпитки авх при М = 0 получается невысоким, при-

Рис. 3.10. Зависимость коэффициента сохранения пол ното давления от числа М полета

мерно равным 0,825. По мере увеличения числа М полета до 0,5 коэффициент овх возрастает, поскольку повышается пропускная способность воздухозаборников и уменьшается интенсивность срывов потока на обечайках. В диапазоне от М = 0,5 до М=1,0 овх сохраняется практически постоянным, а при дальнейшем увеличении числа М в связи с возникновением скачка уплотнения уменьшается, и тем значительнее, чем больше число М набегающего потока. На числе М=1,35™1,4 формируется докритический режим работы воздухозаборников.

При полете с числом М=1,6 воздухозаборник работает на. до- критическом режиме. Торможение потока осуществляется в двух косых и одном прямом скачках уплотнения. Для предотвращения возникновения помпажа воздухозаборника не следует превышать числом =1,6 (1,35).

§ 3.2. ДВИГАТЕЛЬ АЛ-21 Ф-3

Конструктивная схема и основные данные

По своей конструктивной схеме (рис. 3.11) двигатель представляет собой однороторный турбореактивный двигатель с высоконапорным регулируемым 14-ступенчатым компрессором, трубчато-кольцевой камерой сгорания, охлаждаемой трехступенчатой турбиной, форсажной камерой и всережимным реактивным соплом. Отличительными признаками двигателя АЛ-21 Ф-3 от всех других двигателей являются наличие высокоразвитой механизации компрессора (регулирование направляющих аппаратов первых и последних ступеней), а также применение интенсивного охлаждения Пй и 2-й ступеней турбины (в том числе рабочих лопаток 1-й ступени). - - •

Рис. 3.11. Конструктивная схема двигателяРис. 3.11. Конструктивная схема двигателя

Рис. 3.11. Конструктивная схема двигателя

Рис. 3.11. Конструктивная схема двигателя

Рассмотрим характерные особенности выполнения основных

>лементов двигателя.

Компрессор выполнен на базе компрессора двигателя АЛ-21 Ф, который имел 13 ступеней (нумерация ступеней: 1, 2, 3, . . ., 13). Г> двигателе АЛ-21Ф-3 к этому компрессору спереди добавлена еще одна, так называемая «нулевая» («О») ступень с поворотным входным направляющим аппаратом (ВНА) для увеличения расхода воздуха Qn. дВ и лк*. Ступени компрессора выполнены малона- груженными, что в сочетании с пониженными значениями скорости воздушного потока во всех ступенях обеспечивает снижение механических нагрузок на лопатки, а также уменьшение потерь давления (на расчетном режиме КПД компрессора, составляет 0,865). К числу передних регулируемых ступеней относятся ВИА и направляющие аппараты 0, 1, 2 и 3-й ступеней, а к числу задних— направляющие аппараты 8, 9, ГО, 11 и 12-й ступеней. За последней 13-й ступенью компрессора установлен двухрядный спрямляющий аппарат, предназначенный для раскрутки потока до осевого направления в целях уменьшения потерь в диффузоре камеры сгорания. Из-за 7-й и 13-й ступеней компрессора осуществляется отбор воздуха на охлаждение турбины.

ВЫЛО-:ВЫЛО-:Камера сгорания выполнена трубчато-кольцевой, прямоточной. Камера сгорания такой конструкции менее склонна к горению с забросами температур при неустойчивой работе компрессора, чем кольцевая. Рабочий процесс камеры сгорания характеризуется сокой полнотой сгорания и сравнительно небольшим уровнем

ВЫ

ЛО-:

ВЫ

ЛО-:

терь давления.uхтх<гт

Надежное воспламенение топливовоздушнои смеси двумя

4 Зак. 1824с

новыми блоками с кислородной подпиткой обеспечивает уверенный запуск двигателя до высоты 8000 м.

Турбина выполнена осевой, трехступенчатой с воздушным охлаждением рабочих лопаток 1-й ступени и лопаток сопловых аппаратов 1-й и 2-й ступеней. Охлаждение турбины производится воздухом, отбираемым из компрессора. Наиболее теплонапряженной является 1-я ступень турбины. На охлаждение рабочих лопаток 1-й ступени турбины воздух поступает из-за 13-й ступени компрессора через специальный механизм перепуска с заслонкой. Положение заслонки зависит от положения РУД, оборотов и температуры газов за турбиной. Охлаждение включается при наличии любой из. трех команд:

«аруд = 69,5+2,5°»;

«Пф = 94 ±1 %»;

«/4* —/4 при Пф = 92%:.+(10 . . .20° С)».

Форсажная камера. Форсирование двигателя осуществляется дожиганием топлива в форсажной камере сгорания. В форсажной, камере двигателя внедрен ряд конструктивных мероприятий, повышающих надежность розжига и устойчивость горения. Розжиг форсажной камеры выполняется с помощью двух пусковых блоков, в которые подастся топливо и воздух из-за компрессора, обогащенный кислородом. Для предотвращения неустойчивости горения в форсажной камере сгорания предусмотрена работа каскадов форсунок по заданной программе, а в форсажной трубе установлены специальные теплозащитные и антивибрационные экраны.

Всерсжимное реактивное сопло. Реактивное сопло состоит из двух венцов створок — дозвуковых и сверхзвуковых (надстворок) (рис. 3.12). Дозвуковые створки шарнирно закреплены на фланце

Рис. 3.12. Схема всережимного регулируемого сопла:

I— полный форсаж в полете; II—полный форсаж на взлете; III— частичный форсаж; IV— бесфорсажный режим; 1 — подкапотное пространство; 2— шарнир; 3 — створки; 4— надстворки; 5— отверстия для подпитки данной области;. 6— обечайка

форсажной трубы. Надстворки связаны с дозвуковыми створками также с помощью шарнирных соединений и могут отклоняться внутрь под действием перепада давлений. При изменении углов

наклона дозвуковых створок и надстворок к оси сопла изменяются диаметры критического и выходного сечений сопла.

Управление створками производится регулятором сопла из условия поддержания заданного значения температуры газов за турбиной 7V, причем максимальное раскрытие (прикрытие) створок сопла ограничивается в зависимости от положения РУД: на режиме «Максимал» створки прикрываются, на форсажных режимах раскрываются, образуя контур сопла Лаваля. Раскрываются створки сопла и при дросселировании двигателей до оборотов, близких к оборотам малого газа, из-за наличия блокировки

ч / 288* о

но /гпр —Пф Ь Зависимость диаметра сопла от положения РУД, температуры газов 7V, Пщ> и п^ от «руд приведена на рис. 3.13. Из графика следует, что при дросселировании двигателя до «пр^ :=69~~71% происходит полное открытие створок. Закрытие ство-

800 Блокировка сопла по п Пр при tM5°G ~ 75(800 Блокировка сопла по п Пр при tM5°G ~ 75(гпи отгпи отДС,ММДС,ММПерПер•70•70700 -700 -ПФПФ-50-50600 -600 -4040м РУДм РУД100100МАКСМАКСМ. Г’М. Г’Механический упор РУДМеханический упор РУДГистерезис 90Гистерезис 90? Механи-( чес кие упоры сопла? Механи-( чес кие упоры сопла6504-60Диапазон из* меления Дс в зависимое—6504-60Диапазон из* меления Дс в зависимое—550 [ О550 [ ОРис. 3.13. Зависимость диаметра сопла от положения РУД; темпера* туры газов Т^, пПр и физических оборотов п^ от гхруц :/ — пф малого газа при t = —69° С; 2 — пф малого газа при i = 15° С; 3 — пф малого\газа при t “ 90° С; 4 — пф максимальныеРис. 3.13. Зависимость диаметра сопла от положения РУД; темпера* туры газов Т^, пПр и физических оборотов п^ от гхруц :/ — пф малого газа при t = —69° С; 2 — пф малого газа при i = 15° С; 3 — пф малого\газа при t “ 90° С; 4 — пф максимальные3М3МПф = ' (^руд)Пф = ' (^руд)дс-Т(а рул} Lдс-Т(а рул} LМИН.ФМИН.Ф

800 Блокировка сопла по п Пр при tM5°G ~ 75(

800 Блокировка сопла по п Пр при tM5°G ~ 75(

гпи от

гпи от

ДС,ММ

ДС,ММ

Пер

Пер

•70

•70

700 -

700 -

ПФ

ПФ

-50

-50

600 -

600 -

40

40

м РУД

м РУД

100

100

МАКС

МАКС

М. Г’

М. Г’

Механический упор РУД

Механический упор РУД

Гистерезис 90

Гистерезис 90

? Механи-

( чес кие упоры сопла

? Механи-

( чес кие упоры сопла

6504-60

Диапазон из* меления Дс в зависимое—

6504-60

Диапазон из* меления Дс в зависимое—

550 [ О

550 [ О

Рис. 3.13. Зависимость диаметра сопла от положения РУД; темпера* туры газов Т^, пПр и физических оборотов п^ от гхруц :

/ — пф малого газа при t = —69° С; 2 — пф малого газа при i = 15° С; 3 — пф малого

\газа при t “ 90° С; 4 — пф максимальные

Рис. 3.13. Зависимость диаметра сопла от положения РУД; темпера* туры газов Т^, пПр и физических оборотов п^ от гхруц :

/ — пф малого газа при t = —69° С; 2 — пф малого газа при i = 15° С; 3 — пф малого

\газа при t “ 90° С; 4 — пф максимальные

3

М

3

М

Пф = ' (^руд)

Пф = ' (^руд)

дс-Т(а рул} L

дс-Т(а рул} L

МИН.Ф

МИН.Ф

рок при увеличении оборотов происходит при /гПр=75™82%. Разница в пПр открытия и закрытия сопла (гистерезис) введена для предотвращения автоколебаний (хлопанья) створок сопла в момент их срабатывания по ппр.

При малых перепадах давлений на сопле (при работе на земле, малых скоростях полета) надстворки самоустанавливаются на такой угол к оси сопла, при котором сравниваются моменты сил от наружного и внутреннего давлений. Этим обеспечивается снижение потерь тяги из-за перерасширения газа. Кроме того, сопло

является эжекторным: из подкапотного пространства воздух вы- текает между струей газов и обечайкой и из отверстий в обечайке, ■ обеспечивая повышение давления в донной области фюзеляжа и ; способствуя уменьшению его донного сопротивления.

Основные данные двигателя. Длина 5339 мм. Максимальный i диаметр 1030 мм. Сухая масса 1780 кг.

Параметры двигателя, соответствующие стендовым условиям, ; указаны в табл. 3.1.

Принцип регулирования и управления

Принцип регулирования. Регулирование двигателя осуществляется автоматической системой, которая поддерживает задан- , ный режим работы двигателя:

— в процессе запуска;!

— в процессе приемистости и дросселирования;

— в процессе включения и выключения форсажа;

— на установившихся режимах работы;|

— при возникновении неустойчивых режимов работы.;

Это достигается дозированием топлива в основную и форсажную камеры сгорания, регулированием компрессора и изменением критического сечения сопла.

В качестве регулируемых параметров на бесфорсажном режиме выбраны физические обороты двигателя Пф и температура газов за турбиной Т^. Обороты двигателя регулируются изменением подачи топлива в основную камеру сгорания, а температура Т^ изменением площади критического сечения сопла в определенных пределах. Эти пределы (см. затененный участок рис. 3.13) изменяются по режимам и зависят от положения РУД. При выходе створок на упор минимального или максимального диаметра при данном положении РУД регулятор температуры перестает ее регулировать, а площадь сопла изменяется только от положения РУД.

Регулирование компрессора осуществляется из условия обеспечения достаточно высоких значений его КПД, расхода воздуха и запаса устойчивости компрессора. Лопатки передней и задней групп направляющих аппаратов управляются в зависимости отппр.

На форсажном режиме работы двигателя в качестве регулируемого параметра принята температура газа в форсажной камере Тф*. Температура регулируется изменением подачи топлива 1 в форсажную камеру QT. ф пропорционально изменению давления воздуха за компрессором р2. Степень пропорциональности между QT. Ф и р2, а следовательно, и температура Тф* (или степень форсирования двигателя) задаются летчиком перемещением РУД. ;

При поддержании неизменными значений регулируемых пара- 1 метров Пф, Tz* и Тф* некоторые нерегулируемые параметры с изменением внешних условий могут достигать недопустимых значений. Поэтому эти параметры необходимо ограничивать. На двигателе ограничиваются:

53

максимальный крутящий момент на валу турбокомпрессора по условию прочности элементов конструкции путем ограничения максимального давления воздуха за компрессором до 24,9кгс/см2;

^пр=105% Для обеспечения устойчивой работы компрессора при низких температурах.

В процессе запуска подача топлива в основную камеру сгорания дозируется по давлению за компрессором р^, а на переходных режимах по Пф, р^ и температуре заторможенного потока перед компрессором Ti*.

Управление двигателями. Каждый двигатель имеет свою автономную систему управления. Для установки режима работы двигателя на самолете предусмотрены две системы управления: основная (механическая) и дублирующая (электромеханическая). Управление двигателями с помощью основной системы осуществляется рычагом управления двигателями (РУД). Секторы РУД имеют упоры, соответствующие режимам «Стоп», «Малый газ», «Максимал», «Минимальный форсаж» и «Полный форсаж».

Электромеханическая система позволяет изменять режим ра- * боты двигателей от режима «Малый газ» до режима «Максимал» и обратно. Управление двигателями осуществляется двумя переключателями ОБОРОТЫ ДВИГАТЕЛЯ и двумя кнопками СТОП. Для повышения точности задания режима работы двигателей переключатели ОБОРОТЫ ДВИГАТЕЛЯ, БОЛЬШЕ И МЕНЬШЕ рекомендуется включать кратковременными импульсами. Кроме того, возможны перевод двигателей с режима «Полный форсаж» на режим «Стоп» и выключение двигателей кнопками СТОП с любого режима. При переходе на электромеханическое управление обратный переход на механическое управление нецелесообразен вследствие рассогласования положения РУД и поводков агрегатов автоматики двигателя.

Одновременное использование механического и электромеханического управления не допускается.

Нарушение устойчивой работы и эксплуатационныеограничения

Источником нарушения устойчивой работы двигателя, как правило, является неустойчивая работа компрессора и камеры сгорания. Причинами неустойчивой работы могут быть: нарушение равномерности потока перед воздухозаборником; неустойчивая работа самого воздухозаборника, при которой уменьшается запас устойчивой работы компрессора; чрезмерное обеднение или обогащение смеси при сбросе оборотов и приемистости; попадание в воздухозаборник газов из двигателей впереди летящего самолета или от ракет; значительное уменьшение давления воздуха на входе в двигатель, связанное с полетом на больших высотах с малыми скоростями; нарушение работы топливорегулирующей системы или проявление сразу нескольких причин. Последствиями этого могут быть уменьшение тяги двигателей и даже помпаж их. К пом-

пажу двигателей могут привести невыполнение летчиком по какои- чпбо причине необходимых действий или неправильные действия при проявлении отказов, о которых летчика предупреждают пока- кшня приборов и сигнализация.

Рассмотрим ограничения по двигателю, предусмотренные Ин- । рукцией экипажу, выход за которые может привести к неустойчивой работе двигателей.

Ограничения по устойчивости рабочего процесса камер сгорания. С увеличением высоты полета, а также при уменьшении скорости полета и дросселировании двигателя снижается давление на входе в основную и форсажную камеры сгорания. Это приводит к ухудшению качества распыла топлива, уменьшению скорости и полноты сгорания. Значительное уменьшение давления в камере сгорания может вызвать срыв пламени и самовыключение двигателя. По этой причине приходится ограничивать минимальные скорости полета. Чем больше высота полета, тем при большем значении Упр обеспечивается приемлемая по устойчивости горения величина давления в камерах сгорания. Так, по устойчивости горения в форсажной камере сгорания при полете на высотах до 15 000 м приборная скорость должна быть не менее 300 км/ч, а на высотах более 15 000 м — не менее 450 км/ч. Следует также учи- гывать, что для надежного розжига камер давление в них должно быть несколько выше того, которое достаточно для устойчиво- гти установившегося процесса горения. Поэтому на малых скоро- стях и больших высотах полета накладываются еще дополнительные ограничения по запуску двигателя в воздухе и включению форсажа. Для надежного запуска двигателя в воздухе в пусковые блоки камеры сгорания подается кислород. Его запас рассчитан па пять запусков каждого двигателя. Запуск двигателей должен выполняться на высотах Я^8000 м в диапазоне скоростей от 1^ = 400 км/ч до М=0,9. Приборная скорость 400 км/ч ограничена из условия получения в камере сгорания достаточно качественной топливно-воздушной смеси, а число М=0,9— по устойчивости факела в камере сгорания во время запуска. Для надежного розжига форсажной камеры на земле и в полете в ее пусковые блоки подается кислород, запас которого рассчитан на семь включений каждого двигателя. Включение форсажа на высотах Я^ <25000 м летчик должен осуществлять на приборной скорости не менее 350 км/ч, а на высотах Я^ 18 000 м — нс менее 450 км/ч. При включении форсажа допускается кратковременный, в течение 2-3 с, пров.ал тяги. Провал объясняется тем, что при включении форсажа сопло раскрывается с некоторым опережением для предотвращения перегрева лопаток турбины.

Ограничение по запасу устойчивой работы компрессора. В условиях полета с малыми скоростями на больших высотах при ра- боте двигателя на п^. макс — 99% приведенные обороты /znp = ^ц.ф ]/"288/Т'* по мерс набора высоты и торможения возрастают за счет уменьшения температуры торможения Г*н=Гп(1+0,2М2).

При этом запас устойчивой работы компрессора при больших пПр уменьшается из-за того, что регулирование поворотом направляющих аппаратов производится только при /2ир^99%. В этих условиях для предотвращения помпажа компрессора с запасом устойчивой работы не менее 17% в автоматику двигателя введено ограничение Ппр. макс =105%.

Полет с выдерживанием Лф = 99% в условиях уменьшения температуры наружного воздуха до минус 17° С сопровождается ростом Пдр до 105%. Начиная с этого момента при дальнейшем понижении температуры вступает в работу ограничитель ппр. макс, уменьшающий подачу топлива в основную камеру сгорания. При этом «пр и тяга двигателя перестают возрастать, оставаясь постоянными за счет уменьшения п^ (рис. 3.14), температуры газов перед турбиной 7з*, расхода воздуха QB. дв.

Область ограничения по ппр. макс отмечена на характеристиках двигателя (рис. 3.15) линией ЛА. При уменьшении температуры атмосферного воздуха по сравнению со стандартными значениями область ограничения по ^др. макс расширяется, распространяясь на большие числа М (линия АА смещается вправо, рис. 3.15).

Наличие ограничения по /7пр. макс приводит к тому, что в условиях взлета при низких температурах наружного воздуха (ZH< <—10° С) обороты двигателя, работающего на максимальном или форсажном режиме, могут быть меньше 99%. Однако двигатель будет создавать постоянную тягу независимо от изменения температуры наружного воздуха, увеличенную на 5% по сравнению с тягой при стандартной температуре.

Для обеспечения запаса устойчивой работы компрессора ограничиваются до 67% и приведенные обороты малого газа.

Физические обороты малого газа при постоянных приведенных оборотах зависят от температуры заторможенного потока воздуха на входе в двигатель: при /1* = 15°С ^ф = Ппр = 67%; при У — ~—60° С Пф=57,5%, а при ^* = 60° С Мф—72%\ При этом тяга в.

соответствии с постоянными ппр остается неизменной, равной примерно 350 кге (одного двигателя).

Ограничения по прочности элементов двигателя. В полете с большими скоростями на малых высотах резко увеличивается давление по всему газовоздушному тракту двигателя, при этом возрастают аэродинамические и вибрационные нагрузки на лопатки компрессора и турбины и крутящий момент на валу двигателя. В этих условиях напряжения в тех или иных элементах конструкции двигателя могут достигнуть предельных значений. Для защиты двигателя от опасных перегрузок на указанных выше режимах полета ограничивается предельно допустимое давление воздуха за компрессором р^ значением 24,9+0,4 кгс/см2. По достижении за компрессором давления указанного значения автоматически уменьшается подача топлива в основную камеру сгорания и обороты уменьшаются без снижения тяги двигателей. Это возможно только в полете с Уцр> 1000 км/ч на малых высотах при температуре наружного воздуха ниже стандартной. Например при /п=0оС и i/irp—1300 км/ч происходит снижение оборотов на 1,5%.

Другим критерием нагруженности элементов конструкции двигателя (как и самолета) является скоростной напор, максимально допустимое значение которого определяет изменение предельной скорости полета по высоте. На высоте 7/^6000 м максимальный скоростной напор ограничен 9500 кге/м2 с постепенным уменьшением до 6750 кге/м2 по мере увеличения высоты до 11 500 м. Начиная с этой высоты, по мере ее дальнейшего набора предельная скорость полета ограничивается числом МмаКс = 2,16. Необходимость введения ограничения МмаНс объясняется прежде всего тем, что с ростом 3%* увеличивается температура воздуха за компрессором 7*2 *, ухудшаются условия охлаждения турбины и условия работы системы смазки двигателя. Сопловые аппараты турбины охлаждаются воздухом постоянно на всех режимах работы двигателя, а лопатки рабочего колеса охлаждаются только на максимальном и форсажном режимах при физических оборотах не менее 94%. При Пф < 94% и t4 *< 600° С охлаждение выключается. Контроль за включением охлаждения летчик осуществляет по табло ОБОРОТЫ МЕНЕЕ 95%. Длительное горение табло свидетельствует о том, что охлаждение турбины не включилось. Кроме того, во избежание перегрева и оплавления лопаток турбины в случае выхода из строя регулятора температуры Г4 * на двигателе приняты специальные меры. При отказе регулятора температуры, при обрыве цепи термопар за турбиной, а также при забросе температуры на 70±15°С выше температуры настройки (на установившихся режимах работы двигателя) в кабине летчика загорается сигнальная лампа СЛЕДИ ЗА ТЕМПЕРАТУРОЙ. В случае отказа регулятора или обрыва цепи регулятор автоматически отключается и в дальнейшем не влияет на работу системы регулирования. При этом створки сопла раскрываются до максимального (при данном положении РУД) диаметра (рис. ЗДЗ). Температура газов за турбиной снижается на 10—Д20° С, тяга двигателя — на 5—

'25%, и летчику разрешается продолжать полет на полном форсаже или на бесфорсажном режиме с Пф ^ 90%, контролируя температуру газов за турбиной по указателю. Превышение Пф = 90% недопустимо из-за нарушения баланса осевых сил на роторе двигателя, в результате чего повышается нагрузка на среднюю опору. Длительная работа при оборотах более 90% (не включая полного форсажа) может привести к разрушению опоры и заклиниванию двигателя.

При пПр>Ю5% или Мпр<67%, что возможно при отказе автоматики регулирования, попадании в компрессор завихренной массы воздуха (при помпаже воздухозаборника) или воздуха и газов (при пуске ракет), уменьшается запас устойчивости компрессора, а при его исчезновении возникает помпаж компрессора. Помпаж опасен тем, что при срыве потока с лопаток компрессора, с одной •стороны, возникают их повышенные колебания, с другой — нарушается рабочий процесс в камере сгорания, в результате которого резко повышается температура газов перед турбиной. Самолет оборудован системой противозаглохания двигателя с блоком БПС-89П, состоящей из системы предупреждения помпажа и системы ликвидации помпажа и автоматического восстановления исходного режима работы двигателя. Система предупреждения помпажа срабатывает в момент нажатия боевой кнопки при пусках неуправляемых ракет и ракет Х-23. Это сопровождается кратковременным снижением температуры газов за турбиной на 50— 100° С и незначительным снижением оборотов двигателя с последующим (примерно через 4 с) восстановлением их до исходного значения.

Система ликвидации помпажа и восстановления исходного режима работы двигателя срабатывает при прохождении сигнала «ВТ» (высокая температура). При этом на аварийном табло высвечивается сигнал «Т° лев.» («Т° прав.»), горит сигнальное табло ЗАПУСК и происходит резкий провал оборотов двигателя и температуры газов с последующим их восстановлением до исходного значения. Система ликвидации помпажа автоматически включается в дежурный режим при одном из следующих условии:

— при полете на числах М^0,65 независимо от высоты;

— на высоте 2000 м и более независимо от скорости полета;

— при нажатии боевой кнопки независимо от высоты и скорости полета на время примерно 4 с.

Примечание. Временно система автоматического восстановления исходного режима работы двигателя не подключена. Поэтому в случае срабатывания системы ликвидации помпажа необходимо немедленно установить РУД на упор СТОП и произвести запуск двигателя.

На неустановившихся режимах работы двигателя допустимые забросы температуры не должны превышать 30° С в течение не более б с.

По условиям охлаждения форсажной камеры время непрерывной работы двигателя на форсажных режимах ограничивается:

— на земле — не более 20 с;

— в полете — не более 25 мин.

Непрерывная работа на максимальном режиме на земле допу- скается в течение не более 1 мин.

Характеристики

а ота отХарактеристиками двигателя называют зависимость тяги, удельного или секундного расхода топлива от скорости, высоты и числа оборотов. Зависимость тяги, удельного и секундного расходов от скорости и высоты называют высотно-скоростными, оборотов — дроссельными характеристиками.

а от

а от

Qc,Kr/cQc,Kr/c7,07,05,05,03,03,01)0001)00010000 \10000 \9000 +9000 +800080007000700060006000500050004000400030003000200020001,0Р,кгс1,0Р,кгс^0,5^0,5Рис. 3.15. Высотно-скоростные характеристики одного двигателя на режим,е «Полный форсаж»Рис. 3.15. Высотно-скоростные характеристики одного двигателя на режим,е «Полный форсаж»

Qc,Kr/c

Qc,Kr/c

7,0

7,0

5,0

5,0

3,0

3,0

1)000

1)000

10000 \

10000 \

9000 +

9000 +

8000

8000

7000

7000

6000

6000

5000

5000

4000

4000

3000

3000

2000

2000

1,0

Р,кгс

1,0

Р,кгс

^0,5

^0,5

Рис. 3.15. Высотно-скоростные характеристики одного двигателя на режим,е «Полный форсаж»

Рис. 3.15. Высотно-скоростные характеристики одного двигателя на режим,е «Полный форсаж»

Высотно-скоростные характеристики при заданной программе регулирования с учетом потерь полного давления в воздухозаборнике, в воздушных каналах и в выходном устройстве самолета приведены для режимов «Полный форсаж» и «Максимал» (рис. 3.15 и 3.16 соответственно). Характеристики получены при условии, что значения температуры и давления воздуха на различных высотах соответствуют данным стандартной атмосферы.

Проанализируем изменение тяги двигателей в зависимости от высоты и скорости.

Как известно, тяга турбореактивного двигателя выражается в виде произведения:

р ~ Р О гудхв. дв, где QB- дв массовый секундный расход воздуха.

Удельная тяга Руд определяется зависимостью:

р . С5 — V

1 уд ,

где с5 — скорость истечения газов из сопла;

V — скорость полета.

По мере увеличения высоты тяга двигателя уменьшается. Это связано в основном с уменьшением секундного расхода воздуха через двигатель в соответствии с уменьшением плотности воздуха. 60

Характер изменения тяги двигателя на постоянной высоте в зависимости от скорости определяется взаимным изменением величин QB. дв и (с5—У). Так, с увеличением числа М полета разность (с5—У) уменьшается, в то время как QB. дв увеличивается. Характерной особенностью высотно-скоростной характеристики двигателя АЛ-21 Ф-3 является постоянный рост тяги двигателя с увеличением скорости от 0 до Ммакс. дон из-за преобладания роста Qb. дв над уменьшением разности (с5—У) как на максимальном, так и форсажном режимах работы двигателя. При очень больших скоростях полета рост тяги замедляется с последующим уменьшением. При У=^5 тяга двигателя становится равной нулю. На рис. 3.15 и 3.16 этр1 области не показаны, поскольку они располагаются за пределами прочностных ограничений скорости по двигателю и самолету.

Секундный расход топлива QT. с = СД зависящий от удельного расхода топлива Се и лобового сопротивления самолета X, с ростом скорости увеличивается. Это связано как с ростом удельной тяги, от которой зависит Се, так и с ростом лобового сопротивления.

С ростом высоты полета до 11 км удельный расход топлива уменьшается вследствие увеличения лк* (улучшения использования подводимого в камере сгорания тепла). На высотах более 11 км практически можно считать Сс не зависящим от высоты полета. Лобовое сопротивление, а соответственно и секундный расход с увеличением высоты полета уменьшаются.

Дроссельные характеристики. На рис. 3.17 представлена дроссельная характеристика двигателя для стендовых условий при Я —О, М = 0. Из графика следует, что темп нарастания тяги в зависимости от оборотов изменяется. Вблизи оборотов малого газа при нарастании оборотов тяга изменяется менее интенсивно, чем при оборотах, близких к максимальным. Другой особенностью дроссельных характеристик является полное раскрытие реактивного сопла на /1,^ = 694-71 % при дросселировании, которое сопровождается уменьшением тяги двигателей (примерно с 980 до 580 кгс). На графике показаны и обороты закрытия створок. Следует заметить, что при существующей зависимости положения створок реактивного сопла от температуры газов за турбиной Т* и положения РУД раскрытие сопла по плр и связанное с ним падение тяги двигателей могут происходить незаметно для летчика. В практике эксплуатации отмечены случаи, когда при полете по кругу открытие сопла на отдельных участках не ощущалось летчиками и причина падения скорости была расценена как отказ в работе двигателя (двигателей). Только после дешифрирования записей параметров полета системы «Тестер», где регистрируется раскрытие и закрытие сопел, была выявлена причина уменьшения скорости полета.

Располагаемая тяга. Под располагаемой тягой самолета понимают тягу, которую может развить силовая установка на данной высоте, при данной скорости полета и при наибольшем допустимом режиме работы двигателей. Эта тяга меньше удвоенной тяги высотно-скоростной характеристики двигателей, так как потери во входном устройстве из-за срыва потока при наличии угла атаки и потери на самолетные нужды снижают ее. Коэффициент потерь

Рис. 3.18. Зависимость коэффициента потерь тяги во входном устройстве из-за наличия угла атаки Фсогл от числа М полета и истинного угла атаки (MCA, Н = \\ ООО м)

0,D015i0,D015i. (аяшз!. (аяшз!1ф1ф'200W011'200W011npnp0,00090,0009150-1-150-1-0,00070,00070fdu050fdu051,41,40,80,80,60,6**K(hK(h^^ct-VTct^^^ct-VTct^f L^t Ln Дf L^t Ln Д0,0003 , 0,40,0003 , 0,4—-Р-Д^двих двигателей) т к К—-Р-Д^двих двигателей) т к КРис. 3.19. Зависимость изменения коэффициента тяги двигателей при изменении температуры наружного воздуха на 1К от высоты и числа М полета для режима работы двигателей «Полный форсаж» (зависимостью можно пользоваться при отклонении температуры наружного воздуха от стандартной на АТ" 15 К)Рис. 3.19. Зависимость изменения коэффициента тяги двигателей при изменении температуры наружного воздуха на 1К от высоты и числа М полета для режима работы двигателей «Полный форсаж» (зависимостью можно пользоваться при отклонении температуры наружного воздуха от стандартной на АТ" 15 К)ДТ=О 'ДТ=О 'грТФгрТФ11=2 km11=2 km

0,D015i

0,D015i

. (аяшз!

. (аяшз!

1ф

1ф

'200W011

'200W011

np

np

0,0009

0,0009

150-1-

150-1-

0,0007

0,0007

0fdu05

0fdu05

1,4

1,4

0,8

0,8

0,6

0,6

*

*

K(h

K(h

^^ct-VTct^

^^ct-VTct^

f L^t Ln Д

f L^t Ln Д

0,0003 , 0,4

0,0003 , 0,4

—-Р-Д^двих двигателей) т к К

—-Р-Д^двих двигателей) т к К

Рис. 3.19. Зависимость изменения коэффициента тяги двигателей при изменении температуры наружного воздуха на 1К от высоты и числа М полета для режима работы двигателей «Полный форсаж» (зависимостью можно пользоваться при отклонении температуры наружного воздуха от стандартной на АТ" 15 К)

Рис. 3.19. Зависимость изменения коэффициента тяги двигателей при изменении температуры наружного воздуха на 1К от высоты и числа М полета для режима работы двигателей «Полный форсаж» (зависимостью можно пользоваться при отклонении температуры наружного воздуха от стандартной на АТ" 15 К)

ДТ=О '

ДТ=О '

гр

ТФ

гр

ТФ

11=2 km

11=2 km

тяги во входном устройстве Из-за наличия угла атаки (1Ист при маневре Асогл на высоте 11 000 м в зависимости от числа М полета: и истинного угла атаки приведен на рис. 3.18. Потери тяги на самолетные нужды практически не зависят от эксплуатационных факторов и примерно составляют 1 %.

Располагаемая тяга самолета в стандартных условиях в этом случае будет рассчитываться по формуле Гр = 2Гг%ОГл0,99 = — 1,98 ФсоглР.

Для конкретных нестандартных условий располагаемая тяга будет отличаться от стандартной располагаемой тяги Рр в зависимости от температуры наружного воздуха Тн и давления рн. На графиках (рис. 3.19 и 3.20) показаны зависимости изменения коэффициента тяги двух двигателей при изменении температуры наружного воздуха на 1°С от высоты и числа М полета для режимов работы двигателей «Полный форсаж» и «Максимал». Графиками можно пользоваться при отклонении температуры наружного воздуха от стандартной на ДТ = ±15 К.

ииsscdXcdX

и

и

s

s

cd

X

cd

X

Изменение коэффициента тяги определяется по формуле

^Сргде отношение АГПо полуденному изменение тяги^Сргде отношение АГПо полуденному изменение тяги^Ср = —р- м,ьт

^Ср

где отношение АГ

По полуденному изменение тяги

^Ср

где отношение АГ

По полуденному изменение тяги

определяется по графикам (рис. 3.19 и 3.20). изменению коэффициента тяги определяется

АР = ДСр 5,2

где ДТ=Гст— Тф — отклонение фактической температуры наружного воздуха от стандартной.

При пользовании графиками необходимо иметь в виду, что тяга двигателей зависит от температуры только при ее значении, превышающем граничное значение Тгр (соответствующее плр. Макс = = 105% и Мф. макс = 99%), т. е. в области температур, в которой ограничиваются Яф. макс=99%!= const (рис. 3.14). Как уже ранее отмечалось, при выдерживании лпр. макс = 105% тяга двигателей при прочих равных условиях не зависит от изменения температуры наружного воздуха.

При учете влияния изменения атмосферного давления на тягу двигателей (при постоянной температуре наружного воздуха) необходимо иметь в виду, что она прямо пропорциональна давлению.

Глава 4

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЙ ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙИ ВЫСОТ. РЕЖИМЫ ПОЛЕТА

§ 4.1. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИОННОГО ДИАПАЗОНАСКОРОСТЕЙ И ВЫСОТ

нструкдия самолета и его оснащение системами и оборудо-^ м позволяют располагать широким эксплуатационным диа- ом скоростей полета (от малых дозвуковых до сверхзвуко- и диапазоном высот от предельно малых до больших. С уче- озможности изменения положения крыла диапазон эксплуа- нных скоростей и высот представлен на графике (рис. 4.1).

Л. Диапазон эксплуатационных скоростей и высот полета самолета без подвесок (т~25 т)

Каждому фиксированному положению крыла соответствует вполне определенный эксплуатационный диапазон скоростей и высот с присущими ему характерными особенностями аэродинамических и летных характеристик. При основных фиксированных положениях крыла 16, 45 и 69°, позволяющих с достаточной полнотой реализовать максимальные боевые возможности самолета, его летные свойства меняются в широких пределах от свойств, присущих дозвуковым самолетам при %=16с, до ярко выраженных свойств сверхзвуковых самолетов при %^69°. При пилотирований самолета летчику приходится учитывать особенности аэродинамических и летных характеристик в трансзвуковом диапазоне скоростей, связанные с перестройкой обтекания. Границы этого диапазона скоростей и характер проявления сжимаемости также меняются в зависимости от положения крыла и характера маневра.

Эксплуатационный диапазон скоростей и высот при том или ином положении крыла определяется не только режимом работы двигателей и максимальной и минимальной скоростями, но и прочностью конструкции, устойчивостью, управляемостью и другими явлениями, характерными для самолета. Ограничения скоростей полета по высотам с учетом характера внешних подвесок установлены для каждого положения крыла.

Эксплуатационный диапазон высот включает как область высот установившихся режимов полета (до статического потолка),, так и область динамических высот, где возможен полет только с торможением. Для самолета Су-24 характерно изменение диапазона скоростей по мере увеличения высоты в зависимости от положения крыла. С увеличением стреловидности крыла на любой постоянной высоте эксплуатационный диапазон скоростей самолета без подвесок увеличивается. Особенно сильно отличаются эксплуатационные диапазоны скоростей при % < 60° (где они ограничены приборной скоростью 900—-1100 км/ч и числом М^0,9) от диапазона при 60—69° (где он ограничен приборной скоростью 1400 км/ч и числом М = 1,35).

С увеличением высоты полета при любой постоянной стреловидности крыла эксплуатационный диапазон скоростей увеличивается до высоты, начиная с которой вступает в силу ограничение числа М полета. С этой высоты при ее дальнейшем увеличении эксплуатационный диапазон скоростей незначительно уменьшается и на статическом потолке становится равным нулю. Наибольшая динамическая высота и время полета на постоянной высоте, большей статического потолка, с использованием располагаемой тяги определяются характером восходящего маневра, высотой и скоростью ввода, которые зависят от положения крыла.

В зависимости от положения крыла и соответствующих ему разрешенных скорости и ..высоты полета существенно меняется энерговооруженность самолета. Обычно она оценивается энергетической высотой, характеризующей в каждый данный момент полета полную энергию.одного килограмма массы самолета (//э= ==Я4-У^ист/З^), и энергетической скороподъемностью.

личение высоты полета может быть достигнуто в результа- )бразования части кинетической энергии самолета в потен- ую (скорости в высоту). Например, без учета потерь энер- язанных с индуктивным сопротивлением и отклонением ор- управления самолета, максимальное увеличение высоты за счет уменьшения скорости от максимально допустимой тотивной составляет около 1000 м при %= 16° и 3500 м при

I эксплуатации самолета в мирное время максимальные ско- иолета на высотах менее 11 000 м ограничены числом М — что связано с сильным воздействием ударных волн от са- . на наземные объекты при полете со сверхзвуковыми ско- и. Это ограничение не всегда позволяет реализовать мак- шые возможности самолета. Однако в условиях боевых ий будет реализовываться весь диапазон скоростей вплоть шимальных по эксплуатационным ограничениям и энерге- им возможностям самолета. С учетом ограничения числа ) диапазон разрешенных скоростей полета сужается до 95 км/ч на высоте 10 000 м. Начиная с II 000 м, можно реа- ть все скорости вплоть до максимально допустимых. Про- I режимы набора высоты и снижения, выполняемые в учеб- элетах, иногда отличаются от оптимальных по летным ха- истикам. Они будут рассмотрены далее.

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА

Максимально допустимая скорость

ыическая прочность конструкции самолета рассчитана с : воздействия не только больших эксплуатационных пере- , но и скоростного напора

плотность воздуха на Н—0 по стандартной атмосфере;

индикаторная скорость;

V; — Упр "Н АУа. в T АУсж Н- АУзап + АУИНстр ,

АУа. в—суммарная аэродинамическая и волновая поправка указателя скорости УС-1600;

А Ус™ — поправка на сжимаемость воздуха;

АУзап — поправка на запаздывание показаний прибора, зависящая от вертикальной скорости Уу;

Уинстр — инструментальная поправка.

едельно допустимый скоростной напор и ему соответствую- ндикаторная скорость, принятые при расчете самолета без :ок на прочность в зависимости от положения крыла, при- >i в табл. 4.1.

Стреловидность крыла,0

^пр.доп* кгс/м2

^/ пр.ДОП’ КМ;'1

16^Х<60

60^%^ 69

6500

10450

1160

1450

В зависимости от стреловидности крыла, наличия и размещения подвесок максимально допустимая скорость полета определяется из условия исключения возникновения либо флаттера крыла и больших статических нагрузок конструкции, либо чрезмерно больших аэродинамических шарнирных моментов стабилизатора.

Критическая скорость флаттера рассчитывается теоретически, проверяется продувками, но не испытывается в полете. По ОТТ-ВВС-65 запас скорости от максимально допустимой до критической определен не менее 20%,. Этот запас должен гарантировать безопасность полета самолета, который может незначительно отличаться от эталонного образца. Значительное превышение максимально допустимой скорости может привести к флаттеру несущих и рулевых поверхностей. Как показывают результаты исследований, наибольшее ограничение приборной скорости по флат- теру крыла самолет имеет при наличии подвесок на поворотных пилонах.

Максимально допустимые эксплуатационные статические нагрузки конструкции рассчитываются теоретически, определяются при статических испытаниях и замеряются датчиками при летных испытаниях. Статические нагрузки самолета Су-24 измерены при летных испытаниях во всем' эксплуатационном диапазоне скоростей. При этом установлено, что статические нагрузки не превышают 90%, их максимально допустимого значения. Однако при превышении максимально допустимой скорости статические нагрузки могут превысить допустимые значения, а это в свою очередь может привести к остаточным деформациям или к разрушению силовых элементов конструкции и самолета в целом.

Максимально допустимая приборная скорость самолета существенно зависит от положения крыла, массы самолета и подвесок. Без подвесок вооружения и подвесных топливных баков Vnp. макс, доп соответствует положению крыла 60°^х^69° и составляет 1400 км/ч. С уменьшением стреловидности крыла максимально допустимая приборная скорость уменьшается. При 45°^х<60° Удр. макс, доп^ 1100 км/ч, а При 16°^Х<45° — 900 км/ч. При наличии подвесок вооружения или подвесных топливных баков максимально допустимая скорость дополнительно уменьшается. Так, с 2ХПТБ-3000 или 2Х1ПТБ-3000+1 ХПТБ-2000 без подвесок вооружения УПр. мане, доп при 60°^ % ^69° равна 1100 км/ч, при 45°^х<60°— 1000 км/ч и при 16о^х<45°— 800 км/ч. Численные значения максимально допустимой скорости

в зависимости от других подвесок приведены в Инструкции экипажу.

Ограничения приборной скорости при всех положениях крыла без подвесок и со всеми указанными в Инструкции экипажу подвесками, за исключением подвесок на МБД на точках 1—6 34ХАБ калибра 100 кг и 18(16) ХАБ калибра 250 кг, подвесок на МБД на точках 1—7 40 (38) ХАБ калибра 100 кг и 30(28) ХАБ калибра 250 кг при 60°^%^69°, установлены по флаттеру и статической прочности конструкции. Ограничения приборной скорости с указанными выше подвесками вооружения при 60°^%^69° установлены по шарнирному моменту стабилизатора.

В соответствии с возможностями тяги двигателей достигнуть приборной скорости 1400 км/ч без снижения летчик может, лишь разогнав самолет с расширенными воздухозаборниками без подвесок и держателей на высотах 5000 м и менее. Осуществить горизонтальный разгон до Упр —1300 км/ч можно на высотах до 7500 м (рис. 4.1).

Ограничение числа М = 0,9 установлено при %<60° независимо от подвесок, а при % = 604-69° с подвесками авиабомб калибра 100 или 250 кг на МБД или подвесными топливными баками —по прочности конструкции и безопасности от флаттера.

Ограничение числа М = 0,82 у самолетов до № 08-11 при любой стреловидности крыла в полете на высотах менее 1500 м связано с неустойчивыми показаниями мембранно-анероидных приборов, питающихся от ПВД-7, на приборных скоростях, близких к максимально допустимым в диапазоне чисел М' = 0,82-4-1,07. В этих условиях на высотах до 1500 м и М>0,82 существует реальная опасность незаметного выхода за ограничение скорости для некоторых подвесок (Упр. макс. доп^ 9004-1100 км/ч) и числа Ммакс. доп" 0,9. t

Полет на скоростях, соответствующих числам М = 0,944-1,07, сопровождается боковыми колебаниями, рывками в путевом отношении с отклонением шарика указателя скольжения от упора до упора. Вследствие этой особенности пилотирования диапазон трансзвуковых скоростей, соответствующий числам М=0,944-1,07, является проходным при разгонах и торможениях.

Число М=1,35 со стреловидностью крыла 60—69° огранр^Цено по воздухозаборникам.

Перекладку крыла можно выполнять со всеми разрешенными вариантами подвесок. По располагаемым усилиям привода ВП-4 и прочности поворотного узла крыла установлены максимально допустимые скорости по прибору и числа М полета в процессе перекладки крыла в диапазоне %=1б4~69°. Перекладку крыла самолета без подвесок на поворотных пилонах в диапазоне изменения 16°^х<45° разрешается осуществлять на приборной скорости не более 900 км/ч, а в диапазоне 45°^х<60°—не более 1000 км/ч. Максимально допустимая скорость при перекладке крыла в диапазоне х = 604-694-60° ограничена без подвесок вооружения на поворотных пилонах скоростью Упр = 1200 км/ч.

При наличии подвесок на поворотных пилонах допустимая приборная скорость перекладки равна:

при 16°^%<45° — 700 км/ч;

при 45°^х<60° — 800 км/ч;

при 60о^х^69°— 1000 км/ч.

Следует иметь в виду, что с подвесками вооружения максимально допустимая скорость при перекладке крыла не должна быть больше максимально допустимой для полета с постоянной стреловидностью. Перекладка крыла в сторону уменьшения Хкр на скоростях полета, близких к максимально допустимым, должна выполняться на скорости, не большей максимально допустимой для меньшей стреловидности крыла как без подвесок, так и с подвесками, во избежание возникновения флаттера.

Максимально допустимое число М полета при изменении стреловидности крыла в диапазоне 16°^х<б0° установлено 0,8, а в диапазоне 60°^х^69° — 1,1.

Располагаемые усилия на приводах позволяют изменять стреловидность крыла при воздействии нормальной положительной перегрузки, не превышающей 2,0.

Минимально допустимая скорость

Минимальные скорости полета самолета при всех вариантах подвесок в полетной конфигурации ограничены эволютивной скоростью, величина которой в соответствии с положением крыла и массой самолета задана значениями приборной скорости (табл. 4.2,

Таблиц а 4,2

Эволютивная приборная скорость, км/ч

Стреловидностькрыла.0Стреловидностькрыла.0без подвесокбез подвесокс подвесками>с подвесками>лу доплу доп%=1616<Х^4545<х^69%=1616<Х^4545<х^69425 при /Ис <25 т450 при 25 т^тс<29 т500 при 29 т^ шс<36 т1500550(600 —е 30 XАБ 250 кг или 40хАБ 100 кг)550600425 при /Ис <25 т450 при 25 т^тс<29 т500 при 29 т^ шс<36 т1500550(600 —е 30 XАБ 250 кг или 40хАБ 100 кг)5506001,24,21,21,41,24,21,21,41,41,4

Стреловидностькрыла.0

Стреловидностькрыла.0

без подвесок

без подвесок

с подвесками>

с подвесками>

лу доп

лу доп

%=16

16<Х^45

45<х^69

%=16

16<Х^45

45<х^69

425 при /Ис <25 т

450 при 25 т^тс<29 т

500 при 29 т^ шс<36 т

1500550

(600 —е 30 XАБ 250 кг или 40хАБ 100 кг)

550600

425 при /Ис <25 т

450 при 25 т^тс<29 т

500 при 29 т^ шс<36 т

1500550

(600 —е 30 XАБ 250 кг или 40хАБ 100 кг)

550600

1,2

4,2

1,2

1,4

1,2

4,2

1,2

1,4

1,4

1,4

рис. 4.1). При стреловидности крыла 16° эволютивная скорость зависит от полетной массы самолета. При полетной массе менее 25 т она составляет 425 км/ч, при 25 т^тс<29 т — 450 км/ч, при 29 т^щс<36 т — 500 км/ч.

С увеличением стреловидности крыла эволютивная скорость увеличивается и составляет при 16°<х^45с самолета без подвесок 500 км/ч, а со всеми подвесками, за исключением ЗОХАБ калибра 250 кг и 40ХАБ калибра 100 кг,— 550 км/ч. С указанными подвесками вооружения при положении крыла 16°<х^45° эволютивная скорость составляет 600 км/ч. При стреловидности

f

крыла 45° <х^69° самолета без подвесок эволютивная скорость составляет 550 км/ч, а с подвесками — 600 км/ч.

Указанные скорости назначены из условия непревышения допустимого угла атаки (ам. доп=17° без АПС) при выполнении криволинейных маневров с перегрузкой пу= 1,4 (крен до 45°) илил^!^ (крен до 30°). Ограничение больших углов атаки 17е установлено для обеспечения самолету удовлетворительной поперечной управляемости, так как на больших углах атаки она существенно ухудшается. При выполнении самолетом прямолинейного полета сэво- лютивной скоростью угол атаки равен в среднем 12°. Запас угла атаки от 12 до 17° в этом случае должен обеспечивать безопасность полета при случайных забросах перегрузки, например при полете в неспокойной атмосфере.

Запас угла атаки от 17° до угла атаки, соответствующего сваливанию самолета в полете со скольжением в пределах одного диаметра шарика указателя скольжения, установлен не менее 5—6°.

Увеличение стреловидности должно выполняться на скорости, не меньшей минимально допустимой для большей %, из-за возможного превышения ам. доп^ 17°.

При прямолинейном полете на эволютивной скорости или на скорости, несколько меньшей ее, появляется аэродинамическая тряска, обусловленная возникновением местных срывов потока на крыле. Сваливание самолета с отключенной перекрестной связью в прямолинейном полете с торможением происходит на приборных скоростях, указанных в табл. 4.3. В таблице приведены частные

Таблица 4.3

Хкр*°

Масса самолета, т

Су СВ

®М.СВ* °

^пр.св- км/ч

Примечание

16

22/35

1,4

Более 30

195/246

Без скольжения

45

22/35

1,3

Более 30

199/250

Без скольжения

69

22/35

1,15

Более 30

230/290

Без скольжения

45

22/35

1,0—1,12

26^30

(305—290)/ (385—378)

Со скольжением

1 диаметр шарика

69

22/35

1,03

Более 30

320/403

Со скольжением 1 диаметр шарика

Су св, полученные из летных испытаний самолета без подвесок массой 24 000-—28 000 кг при М —0,55. Скорость сваливания втаб- лице указана для пересчитанной полетной массы 22 и 35 т в полете без скольжения и со скольжением 1 диаметр шарика по указателю скольжения. Из таблицы следует, что при изменении стреловидности крыла от 16 до 45° скорость сваливания изменяется незначительно. Однако при увеличении ее от 45 до 69° Vnp. св увеличивается существенно (на 30—40 км/ч). Особенно сильно скорость сваливания увеличивается с появлением скольжения. Так, при появлении скольжения в 1 диаметр шарика по указателю

Vnp. св увеличивается как при стреловидности 45°, так и при стреловидности 69° на 90—100 км/ч.

ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРЯМОЛИНЕЙНОГО УСТАНОВИВШЕГОСЯГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

Угол атаки и коэффициент подъемной силы

Под прямолинейным установившимся горизонтальным полетом принято понимать прямолинейное движение самолета с постоянной скоростью на постоянной высоте. При таком полете сумма сил и моментов, действующих на самолет относительно всех осей, равна нулю.

Уравнения прямолинейного горизонтальногр движения самолета с постоянной скоростью будут иметь вид:

Р cos ар — X — 0;r+Psinap™G^0.

Если нормальную составляющую тяги не учитывать, то

Y-G = 0.

Из уравнения У—G = 0 можно получить выражение потребного значения коэффициента подъемной силы:

С 20У Г Р^кр

Поскольку коэффициент подъемной силы при вычислении относится к постоянной расчетной площади крыла в плане SHp = 5l м2, можно считать, что Сут не зависит от положения крыла, а изменя-. ется в зависимости от скорости, высоты полета и полетной массы самолета в широких пределах. Потребный коэффициент подъемной силы в горизонтальном полете растет по мере уменьшения скорости (числа М) пропорционально V^M2). На скорости, близкой к звуковой, Суг составляет на малых и средних высотах 0,1—0,2, а на эволютивной скорости — 0,5—0,7. По мере увеличения высоты полета при равных значениях скорости Суг увеличивается пропорционально уменьшению плотности воздуха. Влияние высоты на СуГ тоже велико. Так, если при полетной массе 28 000 кг при М~0,82 у земли СуГ~0,113, то на высоте 10 000 м при том же значении числа М СуГ=0,43. Изменение полетной массы от максимальной до минимальной при одинаковых скорости и высоте полета вызывает изменение Суг пропорциональное изменению массы:

у г2 у г1

Влияние массы на величину Суг по мере уменьшения скорости и увеличения высоты полета усиливается. ;

Угол атаки аг и угол тангажа От в горизонтальном прямолинейном установившемся полете меняются в зависимости от положения крыла. При одних и тех же скоростях, высотах, полетной массе аг и Ог тем больше, чем больше угол стреловидности крыла. Зависимость угла атаки по УУАП в горизонтальном прямолинейном установившемся полете самолета массой 28 000 кг от приборной скорости и положения крыла приведена на рис. 4.2 (по расчету).

Рис. 4.2. Зависимость угла атаки по УУАП в горизонтальном прямолинейном установившемся полете самолета массой 28 000 кг от приборной скорости и положения крыла

Углы атаки по указателю в горизонтальном прямолинейном установившемся полете самолета с одинаковой стреловидностью крыла при разных значениях приборной скорости оказываются на всех высотах примерно одинаковыми. Перекладка крыла от минимальной стреловидности до максимальной на установленных скоростях (Vnp^550 км/ч) в процессе разгона с учетом времени перекладки требует увеличения угла атаки на 3—4°. Перекладка в полете сопровождается тем большим изменением угла атаки, чем меньше скорость, больше высота и масса самолета.

Потребная и располагаемая тяги

Зависимость потребной и располагаемой тяг от числа М горизонтального полета позволяет определить избытки тяги, числа М, соответствующие максимальным избыткам тяги, минимальные и максимальные по тяге скорости горизонтального полета, наивыгоднейшие скорости горизонтального полета и др. На рис. 4.3 представлены такие графики самолета массой 26 000 кг без под-

весок, держателей и поворотных пилонов при положении крыла 69°. Эффективная тяга развивается двигателями с расширенными нерегулируемыми воздухозаборниками.

Рис, 4.3. Потребная (РИ9гр=Л) и располагаемая (эффективная) тяги двигателей (% = 69°, т = 25 000 кг без подвесок, держателей и поворотных пилонов)

Как известно, скорость полета, при которой лобовое сопротивление X минимально, называют наивыгоднейшей (Кив или Мнв, рис. 4.3). Приближенно можно считать, что этой скорости соответствует максимальный избыток тяги и она является границей первых и вторых режимов установившегося горизонтального полета. Потребные и располагаемые тяги двигателей, работающих на полном форсаже, самолета с /^69° изменяются так, что существуют два максимума избытков тяги: дозвуковой, в зависимости от высоты соответствующий числам М —0,64-0,9, и сверхзвуковой (на Я^6000 м), соответствующий числам М—1,34-1,4. На высотах до 10 000 м избытки тяги дозвукового максимума больше сверхзвукового. На высоте 10000 м на числе М = 0,9 избыток тяги равен 3300 кгс, а на числе М= 1,4 — 3150 кгс. При %^16° имеется один дозвуковой максимум на числах iM=0,54-0,8. С увеличением высоты полета Унп увеличивается, хотя максимальный избыток тяги уменьшается (в основном за счет уменьшения тяги двигателей). При уменьшении температуры наружного воздуха на постоянной высоте избытки тяги увеличиваются из-за увеличения тяги двигателей. При полете на одной и той же высоте с числом М, соответствующим дозвуковому максимальному избытку тяги, при стреловидности крыла 16° избыток тяги больше, чем при 69°, за счет меньшего индуктивного сопротивления. Например, на высоте 10 000 м и числе М —0,9 при %=69° он равен 3300 кгс, а на числе

М = 0,78 при %=16°— 4500 кгс (при работе двигателей на полном форсаже).

Как при увеличении, так и при уменьшении скорости от наивыгоднейшей избытки тяги уменьшаются, и на максимальной и минимальной по тяге скоростях полета они равны нулю.

На основании графиков можно построить в координатах «высота— число М полета» область скоростей и высот установившегося прямолинейного горизонтального полета (рис. 4.1). При применении графиков потребных и располагаемых тяг определены диапазоны скоростей и высот установившегося прямолинейного горизонтального полета самолета с /=16 и 69° при работе обоих двигателей или одного двигателя на максимальном или форсажном режиме.

Потребные и располагаемые тяги самолета с х=16° не приводятся, а область скоростей и высот установившегося прямолинейного горизонтального полета с этой стреловидностью крыла выделена на рис. 4.1.

Максимальна^ по тяге скорость

Максимальной по тяге скоростью горизонтального полета называется скорость на данной высоте, при которой лобовое сопротивление равно полной тяге двигателей (двигателя) при работе их на форсажном или бесфорсажном режиме.

Для самолета с изменяемой геометрией крыла максимальная скорость горизонтального полета определяется не только высотой, режимом работы двигателей (двигателя) и характером подвесок, но и положением крыла. Из графика (рис. 4.1) следует, что максимальная скорость горизонтального полета по тяге самолета без подвесок на полном форсаже превышает максимально допустимую скорость полета не на всех высотах и не при всех положениях крыла.

При стреловидности крыла 16° на полном форсаже максимальная скорость горизонтального полета .соответствует числу М< 1,0. Избыток тяги при 1/Пр"900 км/ч и М = 0,9 на малых и средних высотах сравнительно большой и обеспечивает ускорение разгона до 15—20 км/ч за секунду. Это требует от летчика повышенного внимания за скоростью при полете с минимальной стреловидностью и своевременного дросселирования двигателей, чтобы не превысить ее максимально допустимое значение. На максимальном режиме работы двигателей максимальная скорость по тяге самолета без подвесок также превышает максимально допустимую не на всех высотах и соответствует числу М, близкому к 0,9. Избыток тяги при УПр = 900 км/ч на малых и средних высотах обеспечивает ускорение разгона до 5—8 км/ч за секунду. Максимальная скорость горизонтального полета на одном двигателе, работающем на максимальном режиме, соответствует на высотах 0—4000 м числу М = 0,7,а на полном форсаже — 0,8—0,83.

При положении крыла %=69° ярко выражены свойства сверхзвукового самолета. На полном форсаже и высотах 77=04-5000 м самолет без подвесок и балочных держателей может достигать Ипр—1400 км/ч. При наличии подвесок максимальная скорость горизонтального полета уменьшается. На высоте 200 м Ммакс и Умане соответствуют значениям, указанным в табл. 4.4. Как видно

Таблица 4.4

ПФ; х-69°

Вариант подвесок

Ммакс

^макс- км/ч

Примечание

Без подвесок и держате-

1,14(1,12)

1400(1365)

т=2Б 900 кг

лей

2ХРН-58

2ХХ-28

6ХФАБ-500М-62 или

6 ЗАБ-500

:6хУБ-32

6ХБ*8

34ХФАБ-Ю0

2ХФАБ-1500+

+4 ФАБ-500

20 ХФ АБ-250

Ц2ХФАБ-500М-62

Ох с-25

4 ХУВ-32 4ХС-25

4хБ-8

1,1(1,08) 1,05(1,025) 1,035(1,01)

0,99(0,97) 0,98(0,96)

0,9,1 (0,89)

1,0(0,98)

0,92(0,9) 0,98(0,96) 0,99(0,97) 1,005(0,99) 1,005(0,99)

1,0(0,98)

1350(1325) 1280(1255) 1260(12,35)

.1210(1185) 1200(1175) 1110(1085) 1220(1195)

,1120(1100) 1200(1175) 1210(1185) 1230(1210) 1230(1210) 1220(1200)

т=25 900 кг

Примечание. В скобках приведены данные для самолета до № 04-04 (с нерасширенными воздухозаборниками).

из таблицы, у самолета без подвесок максимальная по тяге скорость полета меньше максимально допустимой скорости (1400км/ч по прибору), в то время как со всеми указанными подвесками самолет на полном форсаже легко может превысить ограничение по скорости. На высотах более 5000 м самолет с расширенными нерегулируемыми воздухозаборниками в состоянии достигать по тяге чисел М= 1,354-1,7. На максимальном режиме работы двигателей самолет является дозвуковым. Максимальная располагаемая по тяге скорость горизонтального полета не превышает числа М = 0,954-1,0. При полете с одним двигателем, работающим на полном форсаже, эта скорость на высотах до 5000 м соответствует числу М, близкому к М=0,9, а на максимальном режиме в диапазоне Я = 04-5000 м — М = 0,8.

Минимальная скорость

Как уже отмечалось, левая граница диапазона скоростей горизонтального установившегося полета самолета без учета других ограничений обусловлена минимальной скоростью по тяге, которой соответствует равенство тяги и лобового сопротивления.

Для самолета с изменяемой геометрией крыла минимальная скорость установившегося горизонтального полета определяется режимом работы двигателей (двигателя), т. е. тягой, полетной массой самолета, характером внешних подвесок, высотой полета и положением крыла. Изменение минимальной скорости по тяге на режимах «Полный форсаж» и «Максимал» в зависимости от высоты полета и положения крыла можно проследить на рис. 4.1. Из рисунка следует, что минимальная скорость горизонтального полета по тяге самолета без подвесок и держателей массой 25 000 кг на полном форсаже при любой стреловидности крыла значительно меньше, минимально допустимой ; (эволютивной) скорости на всех высотах. На малых и средних высотах при всех положениях крыла она соответствует скорости Уцр^ 3704-420 км/ч. Из сравнения ее со скоростью сваливания (табл. 4.3) видно, что она больше УСв. Если при потере летчиком скорости горизонтального полета менее эволютивной, что запрещено Инструкцией экипажу, а затем и менее минимальной по тяге сваливания не произошло, увеличить скорость горизонтального прямолинейного полета даже на полном форсаже можно только переводом самолета на снижение. На больших углах атаки за счет снижения скорость увеличивается очень медленно, а отсутствие эффективности поперечного управления (на 1/тф=^350 км/ч эффективность равна нулю) делает управляемый полет невозможным.

На максимальном режиме работы обоих двигателей минимальная скорость установившегося горизонтального полета по тяге на 40—<50 км/ч меньше эволютивной и больше скорости сваливания.

Минимальная скорость горизонтального прямолинейного полета самолета на одном двигателе, работающем на полном форсаже на высотах 0—4000 м, близка к эволютивной: 425 км/ч при %—16° и 500 км/ч при % = 69°. Так как при этом избытки тяги близки к нулю, выполнять полет на одном двигателе на таких скоростях не следует, а необходимо выдерживать наивыгоднейшую (или несколько большую) скорость, при которой избытки тяги максимальны. Минимальная скорость горизонтального прямолинейного полета самолета на одном двигателе, работающем на максимальном режиме при /=16° на Я = 0-у2000 м, равна 450 км/ч, а при х~69° на Я = 0-у200 м 550 км/ч, т. е. эволютивной скорости.

Первый и второй режимы горизонтального полета

Деление режимов горизонтального полета на первый и второй условно и связано с наличием некоторых особенностей полета самолета. Оно справедливо для любого самолета и принципиально не связано с особенностями конкретного типа. Среди летного состава полет на втором режиме иногда квалифицируют как особое явление, как причину развития какой-то опасной ситуации. Следует помнить, что пилотирование самолета на втором режиме обычно является нормальным и без допущения грубых ошибок в 78

технике пилотирования не содержит в себе опасности. Ошибочно рассматривать вопрос о первом или втором режиме полета с переменной скоростью, когда нет равновесия сил, а следовательно, и условий для деления режимов полета на первый и второй. Для реализации максимальных маневренных возможностей самолета надо эксплуатировать его во всем разрешенном диапазоне скоростей от минимально до максимально допустимой, учитывая при этом особенности пилотирования на различных режимах полета. При выполнении маневров с постоянной скоростью необходимо учитывать ряд особенностей, свойственных полету на втором режиме.

При полете с постоянной скоростью-существует равновесие сил, направленных по вектору скорости: составляющей тяги двигателей и лобового сопротивления. Первому режиму горизонтального полета свойственно устойчивое равновесие тяги и лобового сопротивления, а второму— неустойчивое равновесие.

С учетом характера изменения тяги силовой установки при неизменном положении РУД и лобового сопротивления в зависимости от скорости равенство сил и установившийся горизонтальный полет возмржны при двух значениях скорости, одна из которых больше, а другая меньше наивыгоднейшей (рис. 4.4). При

Рис. 4.4. К объяснению I и II режимов горизонтального полета

отклонении скорости от исходной Vi при фиксированном положении РУД тяга и лобовое сопротивление изменяются так, что появившийся избыток (недостаток) тяги обеспечивает восстановление первоначальной скорости без вмешательства летчика в режим работы двигателей. При отклонении скорости от равновесной У2 тяга и лобовое сопротивление изменяются так, что происходит дальнейшее отклонение скорости от исходной. Для восстановления заданной скорости летчик должен либо изменить тягу, либо

выполнить маневр для- изменения лобового сопротивления в нужном направлении. Таким образом, при пилотировании самолета на. втором режиме для выдерживания заданной скорости постоянной требуется повышенное внимание летчика за скоростью и своевременное ее уточнение подбором тяги и лобового сопротивления. В этом заключаются основные особенности полета на втором режиме.

Изменение лобового сопротивления и тяги в зависимости от скорости на постоянной высоте происходит так, что точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг при изменении скорости в сторону наивыгоднейшей сближаются. Касание кривых тяги и лобового сопротивления происходит в точке при скорости, близкой к наивыгоднейшей (рис. 4.4). Следовательно, граничной скоростью первого и второго режимов прямолинейного горизонтального полета практически можно считать наивыгоднейшую скорость.

Для самолета с изменяемой геометрией крыла граничная скорость зависит от положения крыла. На самолете Су-24 в полетной конфигурации с достаточной для практики точностью на всех высотах граничной скоростью первого и второго режимов установившегося прямолинейного горизонтального полета можно считать:

Упр^ 480-4 550 км/ч при 16°~45°;

Vnp^ 5804-650 км/ч при % ^=69°.

Границей первого и второго режимов горизонтального прямолинейного полета при всех стреловидностях крыла может служить ам = 64-10°.

Граничные скорости первого и второго режимов при криволинейном маневрировании с перегрузками nv> 1,0 сдвигаются в сторону увеличения и возрастают пропорционально Vпу- Как правило, предельные установившиеся виражи, а также восходящие и нисходящие спирали на постоянной скорости с максимальным креном выполняются на втором режиме. При этом летчику для сохра-, нения заданной скорости постоянной приходится внимательно контролировать и уточнять ее изменением крена и перегрузки.

ПОТОЛОК САМОЛЕТА

Потолок самолета характеризует его высотность. Наибольшую высоту установившегося горизонтального полета, на которой лобовое сопротивление равно тяге силовой установки, принято называть статическим потолком (Яст). Полет на статическом потолке практически невозможен, так как при полете с использованием полной тяги нельзя обеспечить устойчивое равновесие сил Р и X и выдерживание постоянных значений скорости и высоты. Изменение высоты полета в пределах точности пилотирования неизбежно вызывает изменение скорости с изменением тяги и лобового сопротивления. Новому значению скорости соответствует и новое значение высоты статического потолка. Поэтому горизонтальный полет с за-

данной постоянной скоростью возможен только на высоте, несколько меньшей статического потолка.

Наибольшая высота практического применения самолета называется практическим потолком (Япр). На этой высоте может выполняться горизонтальный полет с заданной постоянной скоростью. Для маневренных самолетов, в том числе и самолета Су-24, практическим потолком считают высоту, на которой вертикальная скорость установившегося набора равна 3 м/с. Практический потолок самолета меньше статического обычно на 600—800 м. У сверхзвуковых самолетов с двигателями, работающими на форсажном режиме, характер изменения избытка тяги по скорости зависит от высоты полета (рис. 4.3). На малых высотах существует один режим, на котором избыток тяги максимален, а следовательно, и один максимум вертикальной скорости. Этот максимум находится на дозвуковых скоростях полета. Начиная с некоторой высоты, появляется второй максимальный избыток тяги. Он находится на сверхзвуковых скоростях.

рис. 4.5, подтверждаетрис. 4.5, подтверждаетСоответственно этому у вертикальной скорости появляется второй максимум. На больших высотах остается только максимум на сверхзвуковых скоростях. Характер изменения Vw самолета Су-24 с % = 69° на полндм форсаже, показанный на рис. 4.5, подтверждает это.

рис. 4.5, подтверждает

рис. 4.5, подтверждает

6 Зак. 1824с

Для самолета с изменяемой геометрией крыла высота потолка связана с положением крыла (рис. 4.1). На полном форсаже двигателей максимум статического потолка при %=16° соответствует максимально допустимому числу М = 0,8 и составляет около 13 000 м. Эта высота установившегося горизонтального полета соответствует приборной скорости 450 км/ч. С %=16° самолет без подвесок может эксплуатироваться на высотах не более 10 000— 11 000 м, а с наличием подвесных топливных баков или других крупных подвесок и того ниже. Для самолета при полете с %=16° на этих высотах характерен очень узкий диапазон разрешенных скоростей полета, поэтому приходится более строго следить и выдерживать заданную скорость. Причем полет сопровождается аэродинамической тряской.

Статический потолок самолета с % —45° соответствует числу М —0,85 и составляет около 13 000 м. При этом Епр = 480 км/ч. Поскольку эволютивная скорость при полете с этой стреловидностью крыла ограничена 500—550 км/ч по прибору, самолет может эксплуатироваться только на высотах не более 10 000—14 000 м.

При стреловидности крыла %—69° на полном форсаже существует один сверхзвуковой максимум потолка. По мере увеличения скорости до числа М= 1,35-И,4 высота потолка непрерывно растет, так как по мере роста скорости увеличивается избыток тяги. Если бы воздухозаборники регулировались, высота потолка увеличивалась бы до числа М™ 1,8ч-1,85. Однако вследствие перехода режима работы нерегулируемых воздухозаборников в докритиче- ский на числах М>1,4 избытки тяги начинают резко уменьшаться из-за уменьшения эффективной тяги и увеличения лобового сопротивления воздухозаборников. В этих условиях сверхзвуковой максимум статического потолка, близкий к 15 000 м, соответствует числу М= 1,4.

На максимальном режиме работы двигателей при всех стреловидностях крыла имеется ярко выраженный дозвуковой максимум потолка, соответствующий скорости наибольшей скороподъемности. Как уменьшение, так и увеличение скорости по сравнению с указанной ведет к уменьшению высоты потолка. Максимум дозвукового потолка соответствует скоростям, близким к эволютивной. Значительное отклонение скорости набора высоты от заданной может привести к тому, что потолок самолета окажется меньше высоты заданного эшелона полета. Характерно для самолета с изменяемой геометрией крыла то, что высота дозвукового потолка на максимале тем меньше, чем больше стреловидность крыла, что связано с максимальной скороподъемностью. Это относится и к высотам потолков при полете самолета на одном двигателе, работающем на максимальном бесфорсажном или форсажном режиме (рис. 4.1). Так, статический потолок самолета с %= 16° на одном двигателе, работающем на максимальном форсажном режиме, составляет 8700 м при числе М = 0,7, а на максимальном бесфорсажном режиме — 5000 м при числе М-0,6. В то же время статический потолок самолета с %=69° на одном двигателе, работающем на максималь-

ном форсажном режиме, составляет 6000 м при числе М = 0,7-^-0,8„ а на максимальном бесфорсажном режиме— 1500 м при числе М= -0,55-0,6.

Кроме стреловидности крыла, скорости полета и режима работы двигателей на высоту потолка самолета влияют полетная масса; и температура воздуха. На приведенном графике (рис. 4.1) показаны статические потолки при расчетной полетной массе, равной 25 000 кг, и стандартной температуре воздуха. Влияние массы выражается через изменение максимальной вертикальной скорости:, чем она меньше, тем больше высота потолка.. Приближенно можно> считать, что при прочих равных условиях атмосферное давление потолка самолета прямо пропорционально зависит от полетной массы. Влияние изменения температуры атмосферного воздуха на высоту потолка выражается в основном через изменение тяги двигателей. Степень влияния температуры воздуха на высоту потолка (при отклонении ее от стандартной) в зависимости от скорости полета неодинакова . и по мере увеличения сверхзвуковой скорости: усиливается. В фактических условиях полета высота практического потолка может сильно отличаться от данных, указанных для стандартных условий. Для сравнения фактических результатов полета с данными самолета по документам нужно их привести к стандартным условиям.

НАБОР ВЫСОТЫ

Основные зависимости

Под набором высоты в общем случае понимают движение самолета вверх по наклонной траектории. Темп набора высоты характеризуется вертикальной скоростью набора Vy.

Вертикальная скорость набора высоты определяется по формуле

Vy^Vsin0, где V — истинная скорость, м/с;

9 —угол наклона траектории, °.

При этом, если набор высоты осуществляется с постоянной истинной скоростью V, имеет место равенство сил, действующих на самолет по продольной оси: Gsin9=-P— X.

Тогда

sinO —sinO —

sinO —

sinO —

V^ = Vsin0 = ^=Av.yG

Знак (*) символизирует условие постоянства скорости.

Если набор высоты происходит с разгоном или торможением, то

sin 0 =sin 0 =Р — ХАТ . G f gM ’Р — ХАТ . G f gM ’

sin 0 =

sin 0 =

Р — ХАТ . G f gM ’

Р — ХАТ . G f gM ’

а вертикальная скорость неустановившегося набора у = р”х V - — , > Gg М

где Д/ —интервал времени;

ДУ —приращение скорости за интервал времени;

У —средняя истинная скорость за этот интервал времени.

Следовательно, набор высоты можно выполнять одним из трех способов: с увеличением, уменьшением или при постоянной истинной скорости. На самолете чаще всего набор высоты выполняется с постоянной Уист, поэтому в дальнейшем мы будем рассматривать только установившийся набор высоты.

Взаимосвязь основных параметров установившегося набора высоты (угла наклона траектории 0, скорости набора УИСт и вертикальной скорости Уу*) приведена на полярной диаграмме (рис. 4.6). Максимальный угол наклона траектории соответствует

Рис. 4.6. Полярная диаграмма скоростей установившегося прямолинейного набора высоты

наивыгоднейшей скорости (точнее скорости, соответствующей максимальному избытку тяги). На полярной диаграмме эта скорость определяется точкой касания при проведении касательной из начала координат. Максимальная вертикальная скорость установившегося набора соответствует несколько большему значению скорости и определяется точкой касания касательной, проведенной параллельно оси скоростей.

Установившийся набор высоты с одним и тем же углом наклона траектории, меньшим максимального значения, может происходить при двух значениях скорости, при которых существует равновесие сил. В зависимости от скорости установившийся набор высоты может происходить на первом или втором режиме. Установившийся набор высоты на скоростях, больших наивыгоднейшей, происходит на первом режиме, а на скоростях, меньших наивыгоднейшей,— на втором режиме.

Пилотирование самолета в процессе установившегося набора высоты на первом режиме значительно проще, чем на втором. На скоростях, больших наивыгоднейшей, большим значениям угла наклона траектории соответствует меньшая скорость. Для увеличения угла наклона траектории летчик взятием ручки управления на себя увеличивает угол атаки. При этом новому большему углу (рис. 4.6) будут соответствовать меньшие скорость и устойчивое равновесие „сил, что позволяет сохранить новое значение скорости постоянным.

Иначе обстоит дело при полете на скоростях, меньших наивыгоднейшей. Взятие ручки управления на себя для увеличения угла 0 сопровождается увеличением угла атаки и лобового сопротивления, что приведет к уменьшению скорости. При сохранении нового увеличенного значения 0 без изменения тяги скорость набора будет продолжать уменьшаться. Поэтому при необходимости увеличить угол наклона траектории в процессе набора высоты на втором режиме следует вначале прибавить скорость (увеличением тяги двигателей или уменьшением угла атаки), а затем взять ручку управления на себя для увеличения 0 до значения, соответствующего данной скорости.

Скороподъемность самолета.

Режимы набора высоты

Как уже было отмечено, можно считать, что максимальному избытку тяги соответствует наивыгоднейшая скорость. Вертикальная скорость при этом не будет максимальной, так как не будет максимальным произведение (Р — X)V. Максимальным оно становится на скорости, несколько большей наивыгоднейшей. Эта скорость и определяет режим максимальной скороподъемности. Так как с подъемом на высоту избыток тяги, уменьшается, уменьшается и максимальная вертикальная скорость.

Кроме того, у самолета с изменяемой геометрией крыла на вертикальную скорость влияет изменение положения крыла в основном за счет изменения избытка тяги. На рис. 4.7 приведена зависимость вертикальной скорости набора высоты от числа М и высоты полета самолета с %— 16, 25, 35, 45 и 69°. Из рисунка видно, что для осуществления набора высоты с максимальной вертикальной скоростью нужно по мере набора высоты постоянно изменять скорость (число М) и положение крыла. Так, на высоте 1000 м на форсажном режиме работы двигателей выгоднее набирать высоту при х™69° и числе М = 0,88, а на высоте 9000 м — при х=16° и числе М = 0,79 (рис. 4.7). Это сложно и запомнить, и выполнить в полете. Более того, полет на некоторых скоростях максимальной скороподъемности невозможен из-за наличия ограничений по скорости и углу атаки. Еще более усложняется запоминание режимов набора высоты с максимальными вертикальными скоростями самолета и множеством вариантов подвесок вооружения при работе двигателей на максимальных форсажном и бесфорсажном режи-

= 1000л1= 1000л1

= 1000л1

= 1000л1

мах. Поэтому для упрощения с некоторыми потерями в вертикальной скорости режимы набора высоты задаются постоянной истинной скоростью самолета с неизменным положением крыла (см. штриховые линии на рис. 4.7). Далее режимы максимальной скороподъемности будут рассмотрены более подробно.

Зависимость максимальной энергетической скороподъемности самолета без подвесок (ПЛС-140) и с подвесками 34ХОФАБ-100-120 (ПЛС-260)»-на форсажном режиме работы двигателей У % макс от высоты, истинной скорости и стреловидности крыла приведена на рис. 4.8. Скорости набора высоты самолета без подвесок УИст =

1000 и 1050 км/ч при х = 45 и 69° являются оптимальными по скороподъемности, в то время как Уист^ЭОО км/ч при %==16-:-35° не является таковой. Оптимальной скоростью при %= 16л-35° является Уист = 920 л-930 км/ч. Однако выдерживание этих скоростей недопустимо на малых высотах из-за наличия ограничения приборной скорости 900 км/ч. Скорости набора высоты самолета с подвесками 34ХОФАБ-100-120 при всех положениях крыла, кроме 69°, не являются оптимальными по скороподъемности, а уменьшены до значений, при выдерживании которых на малых высотах исключается выход за ограничения скорости. Только скорость УИст = 900 км/ч является скоростью наибольшей скороподъемности для набора высоты при /=-69°. Из сравнения режимов набора высоты на полном форсаже самолета без подвесок можно сделать вывод, что наиболее приемлемой стреловидностью для набора высоты является / = 45°. При 16 л-350 самолет имеет меньшую скороподъемность на малых и средних высотах, а при %=69° — на больших.

При наличии подвесок вооружения самолет на форсажном режиме работы двигателей при % —45° имеет лучшие характеристики скороподъемности на всех высотах (рис. 4.8). Таким образом, набор высоты на форсажном режиме работы двигателей необходимо выполнять при % = 45° с постоянной истинной скоростью. Величина рекомендуемой для набора высоты скорости в зависимости от показателя лобового сопротивления приведена в табл. 4.5 для двух положений крыла: 45 и 69°.

Таблица 4.5

пл с

110-130

131-160

161-190

191-220

221—250

251-300

301-320

Уист, КМ/Ч при х=45°

950

950

950

900

850

800

750

при %=69°

1000

1000

1000

950

900

850

800

Достижение высот, близких к потолку самолета с %^69° без подвесок при М= 1,35ч-1,4, выполняется на полном форсаже до высоты 10 000 м при стреловидности крыла 45 или 69° на истинной скорости, указанной в зависимости от показателя лобового сопротивления (табл. 4.5). На высоте 10 000 м устанавливается стреловидность 69° (если набор высоты осуществлялся при% = 45°), выполняется разгон до числа М=- 1,35ч-1,4 и на этом числе М продолжается набор высоты.

Зависимость максимальной энергетической скороподъемности самолета без подвесок (ПЛС-140) и с подвесками 34ХОФАБ-100-120 (ПЛС-260) на максимальном бесфорсажном режиме работы двигателей Пу макс от высоты, истинной скорости и стреловидности крыла приведена нгз рис. 4.9. Максимальная скороподъемность самолета без подвесок получена при выдерживании ОПТИМаЛЬНОЙ СКОРОСТИ Уист = 900 КМ/Ч При /^ 16^35°, Уист™ 920 км/ч при х = 45° и Уист —950 км/ч при %™69°. Из рисунка видно, что наибольшую Уумакс самолет имеет на всех высотах при Х = 25°, наименьшую при %^69° и средние значения скороподъемности при х=16, 35 и 45°. Следует заметить, что преимущества в скороподъемности при стреловидности крыла 25° над скороподъемностью при х^35° невелики. Разница Ру макс не превышает 2— 4 м/с. Поскольку полет на дальность осуществляется при х^Зб0, для однообразия целесообразно и набор высоты выполнять при этой же стреловидности крыла, при этом и аэродинамическая тряска ощущается значительно слабее. На высотах 7000 м и более максимальная скороподъемность при х^35 и 45° становится одинаковой. Поэтому для устранения аэродинамической тряски при наборе потолка самолета целесообразно с высоты 7000 м набор высоты выполнять при х^45° с Уист = 920 км/ч.

Максимальная скороподъемность самолета с подвесками 34ХОФАБ-100-120 на бесфорсажном режиме работы двигателей 88

получена при выдерживании в наборе высоты истинной скорости наибольшей скороподъемности. Из рис. 4.9 видно, что скороподъемность самолета в этой полетной конфигурации тем больше, чем меньше стреловидность крыла. Однако, хотя характеристики набо-

Рис. 4.9. Зависимость V*MitKC —/ (7Zp, Уист, %). Режим «Максимал»

ра высоты при х^16 и 25° лучше, чем при /^35°, разница невелика (не более 4 м/с) и для однообразия выполнения полета в наборе высоты и на дальность, а также уменьшения интенсивности аэродинамической тряски целесообразно набор высоты выполнять при положении крыла 35°. Зависимость истинной скорости набора вы-' соты самолетом при % — 35, 45 и 69° на максимальном бесфорсаж- ном режиме работы двигателей от подвесок (показателей лобового сопротивления) приведена в табл. 4.6.

Таблица 4.6

плс

110—130

131-160

161-190

191-220

221-250

251-300

301-320

Уист, КМ/Ч, ПрИ Х"35° у = 45

1000

950

900

850

800

750

700

1020

970

920

870

820

770

720

Х = 69Р

1050

1000

950

900

850

800

750

Истинная скорость наибольшей скороподъемности самолета без подвесок с 16°, с одним двигателем, работающим на максимальном бесфорсажном режиме, установлена 600 км/ч.

Характеристики набора высоты (время, расход топлива и дальность) приведены на рис. 7.2, в табд. 7.3 и 7.4.

СНИЖЕНИЕ САМОЛЕТА

Основные зависимости

Прямолинейное снижение самолета может выполняться с заданной постоянной или переменной скоростью в разрешенном диапазоне скоростей с различными углами. Для этого летчик подбирает тягу в соответствии с заданными скоростью, высотой и углом наклона траектории. Связь сил, действующих на самолет, с пара- -метрами прямолинейного снижения выражается формулой

- Р — Х ДИSin в‘=.

G g At

Для выдерживания скорости постоянной летчик подбором тяги обеспечивает равновесие сил по продольной оси (рис. 4.10): X = —Gsin0 + Pcosap.

'Хотя тяга при снижении с минимально возможными режимами работы двигателей в зависимости от скорости и высоты существенно меняется, продольная составляющая тяги остается неизмеримо меньшей, чем составляющая силы тяжести, поэтому ею можно пренебречь. В этом случае выполняется равенство сил по нормали и касательной к траектории:

Х = — G sin 0;

Y = GcosO.

На снижении угол наклона траектории отрицателен. При определении параметров полета пользуются его абсолютной величиной. 'Отсюда при установившемся снижении без тяги (планировании) параметры полета выражаются так:

в = arc tg — ;к

n^ = cos 9;

q 2G cos ОpraKP

Из последней формулы следует, что, чем больше угол планирования, тем Меньше потребное значение Су и ему соответствующее значение С^. При угле наклона траектории 90° Су = 0. В этом случае Сх — С^о-

Скорость планирования с минимальным углом наклона траектории называют н а и в ы г о д и е й ш е й. Ей соответствуют наивыгоднейший угол атаки и максимальное качество. Без учета тяги можно определить минимальный угол планирования и ему соответствующую скорость по формулам:

гх,157,3

® мин — a rc tg -~—;

,Амакс Амане

■ 1Z ж / 2G cos 0V цв, л I /~.

Г G у ивР^кр

Наивыгоднейшая скорость полета и ей соответствующий угол планирования тем меньше, чем меньше стреловидность крыла. При малых углах снижения наивыгоднейшая скорость планирования близка к наивыгоднейшей скорости горизонтального полета, так как l^cos O близок к 1,0. С увеличением угла наклона траектории указанные наивыгоднейшие скорости все более отличаются, и при углах больше 40—45е наивыгоднейшая скорость планирования становится существенно меньше наивыгоднейшей скорости горизонтального полета. Наивыгоднейшей скорости соответствует наибольшая дальность планирования. Без учета тяги дальность планирования можно приближенно определить по формуле

£пл = _ДГ==дж.

Максимальная продолжительность планирования самолета соответствует скорости минимальной вертикальной скорости снижения 1ДМин- Для заданной высоты режимы полета с минимальной вертикальной скоростью и минимальным углом снижения не совпадают (рис. 4.11). Скорость максимальной продолжительности планирования несколько меньше наивыгоднейшей. На полярной диаграмме видно, что наивыгоднейшая скорость снижения является граничной скоростью первых и вторых режимов снижения, пилотирование на которых имеет характерные особенности. Так, при снижении на первом режиме для уменьшения (по абсолютной величине) угла наклона траектории достаточно увеличить угол атаки. При этом несколько уменьшится скорость и будет устойчивое равновесие сил, при котором обеспечено установившееся снижение при меньшем угле снижения. На втором режиме уменьшение угла наклона тра-

ектории за счет увеличения угла атаки приводит к кратковременному искривлению траектории вверх, и угол наклона траектории уменьшится. Но меньшим значениям 0 должна соответствовать большая скорость полета. Однако скорость при этом дополнитель-

Рис. 4Л1. Полярная диаграмма скоростей прямолинейного планирования с постоянной скоростью

но уменьшится. Если будет сохраняться прямолинейное снижение с меньшим 0, будет происходить непрерывное торможение самолета вплоть до выхода на скорости сваливания. При полете на вторых режимах для уменьшения угла наклона траектории необходимо уменьшить угол атаки, перейти на более крутое снижение с разгоном, а затем вновь увеличить его, чтобы установить нужный угол наклона траектории. Таким образом, снижение на вторых режимах оказывается несколько сложнее. Однако снижаться на вторых режимах летчику приходится сравнительно редко. Хотя скорость наибольшей продолжительности снижения является скоростью второго режима, режим снижения летчику задан скоростью наибольшей дальности, которая является скоростью первого режима снижения.

Режимы и характеристики снижения

У самолета изменение стреловидности крыла влияет на скорость наибольшей дальности и продолжительности планирования. Наибольшая дальность и продолжительность планирования самолета Су-24 достигается при минимальной стреловидности /=16° при дозвуковых скоростях. Поэтому во всех случаях для увеличения дальности снижения переставляют крыло на %=16° и задают наивыгоднейшую скорость, при которой аэродинамическое качество максимально. Наибольшая дальность снижения самолета с работающими на малом газе двигателями соответствует скорости, близкой к Vnp = 600 км/ч при % = 69° и к Vnp=500 км/ч при %—16°.

В процессе снижения выдерживание постоянной приборной ско-

рости обеспечивает такое изменение истинной скорости, что угол атаки сохраняется близким к наивыгоднейшему, а качество к максимальному. Минимум угла наклона траектории по скорости на всех высотах сравнительно пологий, что позволяет обеспечить дальность полета без большого уменьшения скорости от наивыгоднейшей. Для самолета Су-24 с обоими работающими двигателями установлены скорости наибольшей дальности снижения в зависимости от стреловидности крыла:

— 450—550 км/ч при %— 16°;

— 550—600 км/ч при 16°<%^4 5°;

— 600—650 км/ч при 45°<%^69°.

Скорость наибольшей дальности снижения с одним работающим двигателем при % —16° установлена 550 км/ч по прибору. Значительное отклонение скорости снижения от установленной ведет к увеличению угла наклона траектории и к уменьшению дальности полета.

Характеристики снижения (время, путь и расход топлива) на режиме работы двигателей «Малый газ» приведены в табл. 4.7 и на рис. 7.3. Эти характеристики снижения с высоты, близкой к практическому дозвуковому потолку, до высоты 1000 м соответствуют приборной скорости 520—530 км/ч при стреловидности крыла 16—20°. Влияние полетной массы самолета на характеристики снижения невелико. Общее время снижения с высоты 11 000 м составляет около 10 мин, путь 105 км и расход топлива 170 кг.

Таблица 4.7

Сяижепие с высоты, м

Время, мин — с

Путь, км

Расход топлива, кг

11 000

1000

105

170

10 000

8-—30

90

150

9000

7—30

80

130

8000

6—24

70

ПО

7000

5—00

55

95

6000

4—00

45

75

5000

3—00

35

60

4000

2—00

25

45

3000

1—30

15

30

2000

1—00

5

15

При снижении с Я™ 10 ООО ‘ м до /7 = 5000 м (наивыгоднейшей высоты для полета на дальность с одним работающим двигателем) расход топлива составляет 1950 кг, а путь — 470 км. При этом обороты работающего двигателя выдерживаются в диапазоне высот от 10 000 до 8000 м — 94%, от 8000 до 5000 м — 91 %.

Глава 5

УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА

ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ

Движение самолета в воздушной среде можно рассматривать как сумму двух движений: траекторного движения центра тяжести в пространстве под действием аэродинамических сил, параметрами которого являются скорость, высота и направление полета, и вращательного движения самолета вокруг центра тяжести, обусловленного действием на самолет моментов.

Траекторию движения центра тяжести самолета в пространстве принято рассматривать в з е м и о й (неподвижно й) системе координат, а силы, действующие на него,— в самолетной (подвижной) системе (рис. 5.1). В земной системе координат начало осей лежит в некоторой неподвижной точке пространства, не связанной с самолетом, а самолетной — в центре тяжести самолета. Для удобства анализа движения самолетную (подвижную) систему координат подразделяют на связанную и скоростную. В связанной системе рассматривают оси координат совпадающими с основными осями самолета: продольной ОХу по продольной оси фюзеляжа, нормальной ОУу в плоскости симметрии самолета перпендикулярно оси фюзеляжа и поперечной OZy по размаху крыла самолета перпендикулярно плоскости симметрии. В скоростной (поточной) системе координат продольная ось ОХ связана с направлением полета (вектором скорости), нормальная ось ОУ перпендикулярна вектору скорости в плоскости симметрии самолета^ а поперечная ось OZ перпендикулярна плоскости ХОУ.

Положение самолета в потоке в скоростной системе координат определяется двумя независимыми углами: углом атаки (а) и углом скольжения (р). Как выше указывалось, угол атаки — угол между хордой крыла и проекцией вектора скорости на плоскость симметрии. Угол скольжения — угол между вектором скорости и плоскостью симметрии самолета.

Пространственное положение самолета в земной (неподвижной) системе координат определяется тремя независимыми углами: углом тангажа (О), углом крена (у) и углом рыскания (ф). Угол

Рис. 5,1. Системы координатных осей и правило знаковРис. 5,1. Системы координатных осей и правило знаков

Рис. 5,1. Системы координатных осей и правило знаков

Рис. 5,1. Системы координатных осей и правило знаков

тангажа угол между продольной осью самолета в связанной системе координат и горизонтальной плоскостью. Угол крена — угол между вертикальной плоскостью, проходящей через продольную ось, и1 плоскостью симметрии самолета. Угол рыскания — угол между северным направлением земного меридиана и проекцией продольной оси самолета на горизонтальную плоскость.

Положение осей в связанной и поточной системах координат и правило знаков сил и моментов, действующих на самолет, углов и угловых скоростей вращения вокруг центра тяжести, линейных и угловых перемещений рычагов управления и рулевых поверхностей показаны на рис. 5.1.

При рассмотрении движения самолета результирующую всех аэродинамических сил принято считать приложенной в центре давления. В общем случае центр давления не всегда совпадает с центром тяжести самолета, поэтому аэродинамическая сила при несовпадении центра давления с центром тяжести всегда создает относительно центра тяжести момент. С использованием принятых осей удобно рассматривать не полную аэродинамическую силу и суммарный момент, а составляющие силы по осям и моменты относительно осей. Для выдерживания той или иной заданной траектории полета в установившемся движении отклонением рулей обеспечивают равновесие самолета, т. е. отклонением рулей уравновешивают аэродинамические моменты относительно центра тяжести, благодаря чему силы можно рассматривать приложенными в центре тяжести. С учетом этого при анализе траекторного движения рассматривают только действие сил, приложенных в центре тяжести, и вращательное движение относительно основных осей под действием моментов относительно центра тяжести. Сила тяги как одна из составляющих внешних сил, действующих на самолет, при фиксированных (неповоротных) двигателях строго стабилизирована по направлению и положению относительно центра тяжести. Если продольная ось двигателя не проходит через центр тяжести, учитывают момент, создаваемый тягой.

Поведение самолета в полете, его пилотажные и маневренные характеристики определяются устойчивостью и управляемостью. Под устойчивостью понимают способность самолета без вмешательства летчика и средств автоматики сохранять заданный балансировочный режим полета по углу атаки, скорости или скольжению и возвращаться к исходному балансировочному режиму полета при нарушении равновесия, вызванного действием внешних возмущений. В широком эксплуатационном диапазоне скоростей (чисел М), высот полета и углов атаки современных самолетов и тем более самолетов с изменяемой геометрией крыла требованию ■обеспечения устойчивости подчинены многие компоновочные и конструктивные мероприятия. Хорошая устойчивость самолета оценивается летчиком как свойство нечувствительности к малым внешним возмущениям и отчетливой реакции на значительные возмущения с восстановлением исходного режима полета без запаздывания и интенсивным затуханием колебаний сразу после прекраще-

ния действий возмущающей силы. Без этих свойств пилотирование может оказаться не только затруднительным, но и невозможным.

Необходимым условием устойчивости самолета обычно является наличие у него достаточного запаса статической устойчивости. Она характеризуется возникновением у самолета восстанавливающих (стабилизирующих) моментов, направленных при нарушении равновесия на возвращение его к исходному балансировочному положению в потоке. Однако для обеспечения благоприятного поведения самолета в процессе возмущенного движения наличия только статической устойчивости оказывается недостаточно. Для обеспечения хороших пилотажных свойств самолет должен обладать динамической устойчивостью.

Динамическая устойчивость характеризует процесс возвращения самолета к исходному балансировочному равновесию по времени. Показателями динамической устойчивости являются период, амплитуда и характеристики затухания колебаний. Характер динамической устойчивости связан со степенью демпфирования и величиной статической устойчивости самолета. Таким образом, динамическая устойчивость — это способность самолета без вмешательства летчика и средств автоматики возвращаться к исходному режиму полета после снятия возмущающей силы без запаздывания и длительных колебаний.

Способность самолета отвечать на отклонение органов управления в интересах выполнения желаемого маневра характеризует управляемость. При пилотировании управляемость оценивается Характером реакции («хождения») самолета на отклонение рычагов управления, т. е. способнрстью выполнять маневр или сохранять заданные режим и направление полета. Хорошая управляемость предполагает простые по характеру, отчетливо контролируемые при пилотировании, приемлемые по величине с четко ощутимыми усилиями действия рычагами управления и наличие нормальной ответной реакции самолета без запаздывания на отклонение рулевых поверхностей. Для этого потребные расходы рычагов управления и усилий на них не должны быть чрезмерно малыми и чрезмерно большими. Чрезмерное увеличение усилий оказывается утомительным для летчика, а чрезмерное уменьшение затрудняет пилотирование.

В полете без скольжения силы, действующие на самолет, лежат в плоскости симметрии. С учетом этого для простоты общее движение условно рассматривают состоящим из двух взаимно независимых движений: продольного и бокового. В практике полетов на основных эксплуатационных режимах полета это допущение правомерно, так как их взаимовлияние невелико. Это позволяет рассматривать каждое из движений изолированно. Однако в процессе маневра на предельных режимах полета и с наличием больших угловых скоростей крена проявление взаимодействия оказывается существенным и должно быть учтено. ' ' f ? а

7 Зак. 1824с " 97

ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

Продольное движение самолета

Под продольным движением понимают вращение самолета относительно оси OZ и перемещение его в плоскости симметрии. Оно характеризуется изменением скорости и высоты полета и вращением вокруг центра тяжести (относительно поперечной оси) с изменением углов атаки и тангажа (рис. 5.2). При воздействии внеш

него возмущения, связанного с отклонением стабилизатора, или турбулентности атмосферы в первую очередь изменяется положение самолета в потоке (угол атаки) и нарушается равновесие сил и моментов, действующих на самолет. Под действием появившихся неуравновешенных сил начинает постепенно измениться по величине и направлению скорость полета, а под действием появившихся неуравновешенных моментов возникает вращение самолета вокруг центра тяжести.

С учетом характера развития по времени продольное движение можно рассматривать состоящим, из двух изолированных движений: короткопериодического и длиннопериодического (фугоидного). Поворот самолета относительно центра тяжести в короткопериодическом движении происходит сравнительно быстро (с периодом 1—3 с), а скорость полета при этом практически остается неизменной. Период длиннопериодического движения у современных самолетов может достигать 50---80 с. Практически изменение скорости оказывается заметным только через 5—10 с после импульса внешнего возмущения, если летчик не будет в течение этого времени вмешиваться в управление самолетом и двигателем. Однако при выдерживании заданного режима, как правило, летчик неоднократно вмешивается ручкой управления и сектором газа. Поэтому свойства устойчивости самолета в длинноперйодическом движении

на поведении самолета сказываются в меньшей степени по сравнению с устойчивостью в короткопериодическом. Пилотажные свойства в основном определяются характеристиками самолета в поведении по углу атаки и перегрузке.

Продольная статическая устойчивость по перегрузке

Продольная устойчивость по перегрузке (по углу атаки) характеризуется способностью самолета сохранять заданный балансировочный угол атаки без вмешательства летчика, и средств автоматики при воздействии внешних возмущений. Это важное свойство самолета обеспечивается наличием статической и динамической устойчивости по перегрузке. Наличие у самолета статической устойчивости по перегрузке достигается расположением центра тяжести впереди аэродинамического фокуса — точки приложения' прироста подъемной силы при изменении угла атаки. Благодаря этому при отклонении угла атаки в ту или иную сторону от балансировочного значения появляется восстанавливающий момент, оп-: ределяющийся приростом подъемной силы и плечом между фокусом и центром* тяжести (рис. 5.3). Это плечо, выраженное в про^

Рис. 5.3. Схема положения аэродинамического фокуса и центра тяжести устойчивого по перегрузке самолетаРис. 5.3. Схема положения аэродинамического фокуса и центра тяжести устойчивого по перегрузке самолета

Рис. 5.3. Схема положения аэродинамического фокуса и центра тяжести устойчивого по перегрузке самолета

Рис. 5.3. Схема положения аэродинамического фокуса и центра тяжести устойчивого по перегрузке самолета

центах САХ, называют запасом статической устойчивости по пе-; регрузке или запасом центровки:

У устойчивого самолета плечо должно быть отрицательным:’ Хт— Хф<0. Если Хт— Хф^О, самолет нейтрален по перегрузке, а если Хт — Хф>(), неустойчив.

На продольную устойчивость по перегрузке в определенной степени влияет сопротивляемость воздуха повороту самолета в потоке при наличии вращения, т. е. демпфирование, которое называют динамической составляющей (tf^/pj ■ Таким образом, устойчивость самолета по перегрузке определяется коэффициентом:

с

где ц =где ц =2mР^САХ1^2mР^САХ1^относительная' плотность самолета. Положенияотносительная' плотность самолета. Положения7*7*99"99"

где ц =

где ц =

2m

Р^САХ1^

2m

Р^САХ1^

относительная' плотность самолета. Положения

относительная' плотность самолета. Положения

7*

7*

99"

99"

фокуса и центра тяжести в полете изменяются. Изменение положения фокуса связано с перестройкой обтекания как за счет изменения скорости (в трансзвуковом диапазоне) и угла атаки (при срывном обтекании в дозвуковом и трансзвуковом диапазонах скоростей), так и за счет упругих деформаций кручения стреловидного крыла, пропорциональных скоростному напору, а также за счет положения механизации крыла, наличия и характера внешних подвесок, изменения режима работы двигателей и т. д. Изменение положения центра тяжести связано с перераспределением масс и определяется выработкой топлива, характером и положением подвесок, расходом боекомплекта, положением шасси и т. д.

Благоприятные характеристики управляемости и пилотажные свойства маневренного самолета соответствуют запасу статической устойчивости по перегрузке в пределах 3—5% САХ. Чрезмерное уменьшение запаса устойчивости, вплоть до нейтральности, делает самолет очень чувствительным к воздействию даже небольших внешних возмущений и более строгим в пилотировании, требующем повышенного внимания. Неустойчивый по перегрузке самолет пилотировать практически невозможно. При взятии ручки управления на себя для желаемого увеличения угла атаки (перегрузки) возникает «срывной подхват», интенсивность которого зависит от степени неустойчивости по перегрузке, ее исходного значения, своевременности и интенсивности парирования «подхвата» летчиком. Щри пилотировании неустойчивого по перегрузке самолета велика опасность «разбалтывания» самолета с большими забросами перегрузки и угла атаки, вплоть до потери поперечной управляемости и сваливания, что не обеспечивает безопасность полета. Поэтому выполнять полет на режимах, соответствующих нейтральности и неустойчивости по перегрузке, недопустимо.

Чрезмерное увеличение запаса устойчивости загрубляет самолет, делает пилотирование тяжелым и утомительным и снижает маневренные возможности самолета. С учетом этого у маневренных самолетов на дозвуковых скоростях стремятся обеспечить минимальный запас устойчивости, но не менее 3% при предельно задней центровке во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки.

Зависимость запаса статической продольной устойчивости по перегрузке т^ от числа М полета и стреловидности крыла приведена на рис. 5.4. Из графиков следует, что самолет при всех положениях крыла и заданном диапазоне эксплуатационных центровок во всем эксплуатационном диапазоне чисел М прямолинейного полета устойчив по перегрузке. Минимальный запас устойчивости, равный 3% (что соответствует техническим требованиям), имеет место при %™ 16° на числе М<0,6 во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки. При всех других сочетаниях стреловидности крыла и числа М полета запас устойчивости больше 3%. Причем прослеживается тенденция его роста с увеличением числа М от 0-6 до максимально допустимых значений при %<60° и М= 1,0 при , Х= 60^-69°. Это связано с перестройкой обтекания крыла.от дозву- 1 100

т, %САХт, %САХ**

т, %САХ

т, %САХ

*

*

нового к сверхзвуковому и перемещением аэродинамического фокуса назад в диапазоне чисел М от 0,7 до 1,1. При увеличении числа М более 1,1 незначительное уменьшение запаса устойчивости связано со сдвигом фокуса вперед из-за влияния упругих деформаций кручения стреловидного крыла.

Как уже было замечено, для самолета с изменяемой геометрией крыла кроме перечисленных выше факторов на запас статической устойчивости существенно влияет положение крыла: увеличение стреловидности сопровождается смещением фокуса и центра тяжести назад. При этом изменение запаса статической устойчивости зависит от угла атаки (Су). При увеличении стреловидности крыла самолета в полете с малыми углами атаки (Cv^0,4) запас устойчивости до 45-г-50° возрастает. При дальнейшем перемещении крыла (х>45-к50°) и больших дозвуковых числах М (М~ — 0,8) увеличение запаса прекращается из-за увеличения деформации кручения и связанного с этим уменьшения углов атаки по размаху к концам стреловидного крыла, а на малых числах М(М = 0,4) из-за появления местных срывов с концов крыла запас устойчивости даже уменьшается. При увеличении % на больших углах атаки (Су>0,4) до 45—50° запас устойчивости практически не изменяется. , Это связано с-одинаковой интенсивностью движения назад аэродинамического фокуса и центра тяжести. И только при увеличении / в диапазоне „50—60° запас устойчивости начинает увеличиваться. Зависимость положения фокуса от стреловидности крыла в эксплуатационном диапазоне углов атаки показана на графике (рис. 5.5),

Рис. 5.5. Зависимость запаса статической продольной устойчивости по перегрузке т^ от стреловидности крыла при М =^0,4 и 0,8 (самолет без подвесок)

Запас статической устойчивости при постоянном числе М может изменяться и с изменением угла атаки, что связано с перемещением аэродинамического фокуса самолета. Это объясняется развити-

ем местных срывов потока на крыле при увеличении угла атаки более 8—10°, вызывающих перераспределение давления и смещение фокуса..- Изменение запаса устойчивости самолета с изменением угла аУаки можно проследить косвенно по графику (рис. 5.6), на котором показаны изменение потребного угла отклонения стабилизатора и характер движения ручки управления по тангажу, необходимые для создания прироста подъемной силы (Су). Если для

фст. бал

Рис. 5.6. Изменение потребного угла отклонения стабилизатора фст. бал и характер движения ручки управления по тангажу, необходимые для создания прироста подъемной силы (С^

увеличения Су стабилизатор необходимо отклонять на кабрирование, самолет устойчив по перегрузке. Если для увеличения Су стабилизатор и ручка управления после кратковременного отклонения колеблются относительно исходного положения, самолет нейтрален, а если ручку управления приходится отдавать от себя, сдерживая дальнейший рост Су, самолет неустойчив по перегрузке.

На рис. 5.7 приведена зависимость фСт. бал от Су (балансировочная диаграмма) самолета без подвесок для х=16, 45 и 69° при нескольких постоянных числах М. Из графиков следует, что запас устойчивости по перегрузке с увеличением Су при всех значениях % меняется мало. При увеличении Су до Сусв самолета с убранны-

ми шасси, закрылками и предкрылками с %— 16° при всех неизменных в процессе изменения Су числах М полета запас устойчивости не меняется, а при Су>0,8 на числах М = 0,4-т-0,7 даже увеличи

вается. Однако при увеличении угла атаки ам>10° (Субал>0,8) у самолета с выпущенными шасси, закрылками и предкрылками запас устойчивости по перегрузке уменьшается и на ам>13^- ->14°(СУбал>0,9-г-0,95) вне зоны влияния земной поверхности са-

колет становится нейтральным по перегрузке. Поэтому на взлете и на глиссаде предпосадочного снижения (вне зоны влияния земли) запрещается увеличивать угол атаки более 14°.

При увеличении Су самолета без подвесок с Х"35—45° и постоянным числом М=0,44-0,9 до Су = 0,4 запас устойчивости не меняется, а на ^>0,4 запас устойчивости уменьшается до нейтральности по перегрузке при 6^=0,574-0,64 (ам= 10-4- 14°) и числе М—0,674:0,7. При больших числах М он уменьшается слабее. При дальнейшем увеличении Су до СуСвС постоянным числом М= — 0,4-4-0,55 запас сохраняется неизменным, а при увеличении Су с числом М>0,55 на Су=0,8 запас устойчивости начинает увеличиваться.

При увеличении Су до Судой самолета с %=69° на Су>0,3-^-0,4 в зависимости от числа М полета происходит увеличение запаса статической устойчивости по перегрузке.

Влияние изменения центровки, связанного с выработкой топлива, внешними подвесками вооружения и баков, расходом боекомплекта и положением шасси, оказывается существенным при малых запасах статической устойчивости по перегрузке. При пилотировании влияние центровки летчик замечает только при запасах устойчивости, близких к минимальному запасу, когда изменение центровки становится соизмеримым с запасом устойчивости. В этом плане практический интерес ^представляет случай предельно задней центровки в полете самолета со стреловидностью крыла менее 450, с двумя подвесными топливными баками емкостью по 3000 л каждый на числах М=0,б4-0,9 и углах атаки по указателю более 8°. Здесь наблюдается уменьшение запаса устойчивости по перегрузке, хотя самолет остается устойчивым. При этом он становится очень чувствительным к возмущениям. Летчику приходится чаще вмешиваться в управление, а при резком отклонении ручки управления возникают забросы перегрузки и даже можно вызвать продольные колебания. Эта особенность еще больше выражена при выпущенном шасси, так как за счет выпуска шасси центровка смещается назад дополнительно на 1 %. Уменьшение запаса статической устойчивости при увеличении угла атаки больше аТряски ^ 8° связано с влиянием местных срывов потока на крыле на распределение давления. При полете на малых высотах и стреловидности крыла менее 45° с числами М—0,64-0,9 соответствующие им малые запасы устойчивости и расходы ручки управления, потребные для выдерживания горизонтального полета, также могут стать причиной возникновения продольных колебаний при резких перемещениях ручки управления. Поэтому Инструкция экипажу требует на этих режимах более точного пилотирования самолета.

На рис. 5.8 приведена зависимость фст. бал от Су самолета с подвесками вооружения в вариантах: 18ХФАБ-250-270, 2ХР-55+ + 4ХБ-8М и 2ХСППУ-6 при %—35,45 и 69°. Из графиков следует, что при увеличении Су при указанных положениях крыла на Су= =0,354-0,4 происходит изменение запаса статической продольной устойчивости по перегрузке. При .стреловидности 35—45° с увели-

чением Су>0,35—0,4 он уменьшается, не выходя за предельные значения. При у —69° запас статической продольной устойчивости по перегрузке на Су>0,354-0,4 увеличивается. Указанные изменения запаса устойчивости не приводят к ухудшению пилотажных

Рис. 5.8. Балансировочная диаграмма отклонений стабилизатора для %—35, 45 и 69° (самолет с подвесками вооружения)

характеристик самолета. Из сравнения запасов устойчивости самолета с указанными подвесками с запасами устойчивости самолета -без подвесок следует, что запасы устойчивости самолета с подвесками 2ХСППУ-6 или 2ХР-55 + 4 X Б-8М практически не отличаются от запасов устойчивости самолета без подвесок. При под-

веских 18ХФАБ-250-270 запас устойчивости несколько меньше, чем у самолета без подвесок. Для создания Су=1 на самолете с указанными подвесками требуется отклонить стабилизатор на 3— 5° меньше, чем на самолете без подвесок.

Существенно хуже характеристики продольной „статической устойчивости по перегрузке самолета с /=354-45° при наличии шести снарядов С-25, авиационных бомб калибра 500 кг на точках 1 и 6 подвески и трех подвесных топливных баков при одновременной подвеске их с двумя бомбами калибра 500 кг. Так, при увеличении угла атаки до 8° по указателю в диапазоне чисел М — 0,74-0,85 самолетом с /=35-ь45° при наличии шести снарядов С-25 запас устойчивости не изменяется, а на ам^8° начинает уменьшаться до нейтральности по перегрузке при ам™9™15°. Такой же характер изменения запаса устойчивости у самолета с %—35° с подвесками двух ФАБ-500М-62 на точках 1 и 6 подвески при М=0,8 и с /=45° при наличии подвесок двух ФАБ-500М-62 и трех БД-4У на точках 1 и 6 подвески при М;=0,74-0,85. Только в первом случае нейтральность по перегрузке проявляется на ам = 7™9°, а во втором— на ам = 84~17°. В полетах недопустимо пилотирование на режимах, соответствующих нейтральности по перегрузке, так как на таких режимах не обеспечивается безопасность полета.

При увеличении угла атаки до 5—6° в диапазоне чисел М= 0,74-0,85 самолетом с / = 35° при наличии 2ХПТБ-3000 +1X ХПТБ-2000 + 2ХФАБ-500М-62 запас устойчивости не изменяется, а на ам>5™6° начинает уменьшаться до нейтральности по перегрузке в диапазоне аМ" 12ч-14° на числах М=0,74-0,75 и 7—12° на числе М=0,8. На числе М=0,85 запас устойчивости уменьшается на ам>5° до нейтральности при ам^б0 и неустойчивости по перегрузке в диапазоне «м^б^З0. При увеличении угла атаки самолетом с этим вариантом подвесок при /=45° запас устойчивости начинает уменьшаться с ам~10° до нейтральности по перегрузке при М=0,7 в диапазоне ам = 8ч-17о и до неустойчивости по перегрузке при М=0,75 в диапазоне ам—14-ь 16°. На числах М=0,84- 4-0,85 запас устойчивости хотя и уменьшается на ам>7°, но самолет с /—45° остается устойчивым по перегрузке.

Изменение режима работы двигателей и выпуск (уборка) тормозных щитков на запас статической устойчивости по перегрузке не влияют.

Продольная динамическая устойчивостьпо перегрузке

Динамической устойчивостью самолета в короткопериодическом продольном движении характеризуется качество переходного процесса при возвращении самолета после воздействия внешнего возмущения к новому или исходному балансировочному положению. Качество переходного процесса определяется в основном временем полного затухания колебаний, забросами амплитуды (пере-

грузки) и периодом колебаний. Чаще вместо времени полного затухания колебаний пользуются коэффициентом затухания амплитуды колебаний за период тзат=Ч1/Л2 (рис. 5.9). Самолет считает

ся динамически устойчивым, если при возвращении его к балансировочному положению колебания затухают без значительных забросов перегрузки. Если колебания не затухают или амплитуда их даже увеличивается, самолет динамически неустойчив. Для обеспечения самолету динамической устойчивости необходимо обеспечить ему статическую устойчивость по перегрузке и условия для возникновения демпфирующих моментов.

Динамические свойства самолета и характер, его поведения на переходных режимах существенно меняются в зависимости от скорости и высоты полета, а с учетом изменения положения крыла меняются еще значительнее. Режимы полета самолета, на которых он в продольном движении оказывается динамически неустойчивым, обычно не допускаются. Для улучшения динамических свойств используется система автоматического управления. Слабое затухание продольных колебаний, когда процесс восстановления исходного балансировочного режима в условиях турбулентной атмосферы или при переходе самолета из одного балансировочного положения в другое при отклонении ручки управления протекает очень медленно, затрудняет пилотирование. На рис. 5.10 приведен коэффициент затухания амплитуды колебаний самолета за период в зависимости от числа М полета для стреловидностей крыла 16, 45 и 69°. Из графиков следует, что продольные колебания при полете с числом М<0,75 затухают тем быстрее, чем меньше стреловидность крыла. Однако на числах М>0,75, наоборот, продольные колебания затухают быстрее у самолета с крылом большей стреловид-

ности. Если на числе М^0,65 при %=16° тзат равен 4,3, при %= — 45° — 4,0, при х=69°— 3,7, то на числе М = 0,82 при х= 16 и 45° он равен 2,0 и 2,5, а при %=69°— 3,0. Это зависит от изменения как запаса статической устойчивости, так и демпфирующих моментов.

С ростом высоты полета демпфирование всегда ослабляется. Это обусловлено уменьшением плотности воздуха по мере увеличения высоты. При пилотировании на больших высотах обычно наблюдается плохое затухание возмущенного движения самолетов. Как видно из графика, на самолете с х=69° этого не наблюдается. Например, на числе М^0,82 коэффициент затухания в диапазоне высот Я—1-4-10 км одинаков и равен 3,0.

Изменение числа М полета на динамические свойства оказывает существенное влияние. С ростом скорости при прочих неизменных условиях полета коэффициент затухания уменьшается. Если при полете самолета с %=69° на числе М—0,8 тэат = 4,2, то на числе М—1,35 он равен 2,5.

11Период свободных продольных колебаний (Т) в зависимости от у, числа М и высоты полета изменяется в соответствии с графиком (рис. 5.11). Как видно, от изменения положения крыла период свободных продольных колебаний зависит слабо. Так, при увеличении X от 16 до 69° на числе М = 0,7 и высотах полета 3—6 км Т изменяется от 2,7 до 2,2 с. С увеличением высоты полета период свободных продольных колебаний незначительно увеличивается, но это мало заметно для летчика. Наиболее существенно период свободных продольных колебаний зависит от числа М полета: он уменьшается с увеличением скорости. При переходных процессах'в

1

1

короткопериодическом продольном движении самолета с % =^69° на высотах 8—10 км и числе М-0,8 7=2,7 с, а на числе М= 1,35 он равен 1,3 с, т. е. период свободных продольных колебаний уменьшается более чем в два раза. На основании оценки периода свободных продольных колебаний можно сделать вывод о том, что с учетом запаздывания реакции летчик не может парировать колебания ручкой управления.

Рис. 5.1 L Период свободных продольных колебаний самолета в зависимости от числа М

полета

Улучшение динамической устойчивости по перегрузке на самолете Су-24 достигается использованием САУ в режимах демпфирования и стабилизации. В режиме демпфирования в результате автоматического отклонения стабилизатора при неподвижной ручке управления отклонением плоского распределительного золотника гидроусилителя исполнительным штоком демпфера КАУ-120 (рис. 5.15, при работе основной части САУ-6) либо рулевым агрегатом РМ-130 (при работе резервной части САУ-6) в сторону, обратную угловой скорости вращения по тангажу, улучшается затухание колебаний и сокращаются время и число колебаний переходного процесса. При включенной стабилизации, кроме того, автоматически поддерживается заданное положение самолета в потоке. Это существенно улучшает поведение самолета.

Продольная устойчивость по скорости

Самолет принято считать устойчивым по скорости, если он самостоятельно, без вмешательства летчика, стремится сохранить скорость исходного режима полета. Устойчивость по скорости определяется характером изменения подъемной силы при изменении скорости. Если увеличение скорости сопровождается возрастанием подъемной_силы, а уменьшение падением ее (AE/AiV>0), самолет обладает устойчивостью по скорости. При разгоне самолета это свойство проявляется в переходе самолета на кабрирование с восстановлением исходной скорости.

Следует иметь в виду, что увеличение подъемной силы при разгоне возможно только тогда, когда разгон самолета не сопровождается уменьшением угла атаки. Это свойственно дозвуковым и сверхзвуковым скоростям, при которых не происходит перестройки обтекания, вызывающей уменьшение угла атаки по мере увеличения скорости. В трансзвуковом диапазоне скоростей перемещение точки приложения аэродинамических сил при изменении скорости происходит в таком, направлении, что по мере ее увеличения возникает прирост продольного момента, обусловливающий столь сильное уменьшение угла атаки, что несмотря на увеличение скоростного напора подъемная сила уменьшается (ДУ/Д|7<0). Такое свойство самолета в аэродинамике принято характеризовать как неустойчивость по скорости. Оно имеет место в той или иной степени у всех сверхзвуковых самолетов при полете в трансзвуковом диапазоне скоростей.

При пилотировании сильная неустойчивость по скорости проявляется как «затягивание в пикирование» в процессе маневра с переходом от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым или как «скоростной подхват» при тормбжении, если летчик своевременно не парирует нарастание перегрузки отклонением стабилизатора. Степень проявления этих свойств зависит от аэродинамических форм самолета (положения крыла), условий полета (высоты, перегрузки), режима работы двигателей и характеристик системы управления. Указанные процессы в полете развиваются плавно, поэтому при достаточной эффективности стабилизатора и правильных действиях летчика осложнений не вызывают и в эксплуатации неустойчивость по скорости допускается.

Устойчивость самолета по скорости достаточно полно характеризуется балансировочными углами отклонения стабилизатора в зависимости от числа М, высоты полета и положения крыла (рис. 5.12). На величину потребных расходов стабилизатора также влияют центровка самолета и положение закрылков, шасси и т. д. Указанные на рис. 5.12 балансировочные углы отклонения стабилизатора получены перестроением зависимости фст. бал =f(Cy) для различных чисел М, полученных при летных испытаниях самолета. Из рис. 5.12 следует, что при всех положениях крыла слабая неустойчивость по скорости на трансзвуке проявляется только на высотах 8 йм и более. На меньшйх высотах в трансзвуковом:

диапазоне чисел М наблюдается только уменьшение устойчивости но скорости вплоть до нейтральности. Чем меньше стреловидность крыла, тем нейтральность по скорости наступает раньше. Так, при

^—16° у земли самолет Су-24 близок к нейтральности по скорости в диапазоне чисел М~0,65-~0,7, на высоте 5 км-—в диапазоне чисел М=0,75—0,8. При % — 45° нейтральность по скорости прояв,- ляется уже на несколько больших числах М: у земли —в диапазоне чисел М=0,7—0,9, а на высоте 5 км —0,75—0,9. При стреловидности крыла 69° это начинает проявляться с чисел М = 0,85~у0,9, а на числах М—1,0-^-1,15 самолет вновь обретает устойчивость по скорости. На высотах 8 км и более неустойчивость по скорости при всех положениях крыла в прямолинейном полете довольно слабая. При разгонах и торможениях в трансзвуковом диапазоне чисел М перебалансировка самолета осуществляется отклонением стабилизатора всего на 0,5° и менее (что соответствует примерно такому же углу отклонения ручки управления).

Неустойчивость по скорости существенно усиливается в трансзвуковом диапазоне скоростей при полете с перегрузкой. На рис. 5.12 приведены балансировочные углы отклонения стабилизатора самолета при переходе трансзвукового диапазона на высоте 8 км с иу = 5,2 при %—69°. Если маневр будет осуществляться с торможением от числа М=1,0 до 0,85, то, чтобы не было дополнительного увеличения перегрузки, стабилизатор необходимо отклонить на пикирование на 2°, а темп торможения должен быть небольшим, чтобы успеть перебалансировать самолет. На самолете в настоящее время криволинейное маневрирование на трансзвуковых скоростях запрещено. Однако это связано нес указанными выше особенно-

стями, а с ухудшением боковой динамической устойчивости, которая будет рассмотрена ниже.

Система продольного управления

Назначение агрегатов системы. Система управления самолетом включает три канала управления: продольный, поперечный и путевой и состойт из ручного управления и системы автоматического управления САУ-6.

Продольное управление самолетом осуществляется синхронным отклонением обеих половин стабилизатора в одну и ту же сторону, а поперечное ■— дифференциальным отклонением обеих половин стабилизатора в противоположные стороны и интерцепторами, предназначенными для увеличения эффективности поперечного управления на малых скоростях при /<55°. Кроме того, на самолетах, система управления которых оснащена автоматом перекрестной связи, в качестве органа поперечной управляемости на а>10° и %>16° используется отклонение руля направления (с возвращением в исходное положение). Управление самолетом по курсу осуществляется рулем направления. Стабилизатор, интерцепторы и руль направления (импульсом при работе перекрестной связи) отклоняются при перемещении ручки управления, а руль направления (непрерывно)—при перемещении педалей пропорционально их отклонению.

Ручка и педали выполнены совместно в виде поста управления. Два поста управления установлены: левый в кабине летчика, правый в кабине штурмана. Посты связаны между собой жесткими тягами и работают синхронно.

Система управления самолетом выполнена по необратимой схеме, при которой шарнирные моменты, возникающие на органах управления от действия аэродинамических сил, воспринимаются силовыми штоками рулевых приводов и передаются через места их крепления на конструкцию самолета.-Таким_образом, проводка управления, ручки управления и педали не нагружаются аэродинамическими силами и усилия на ручке и педалях не зависят от шарнирных моментов. Нагрузки на рули управления, возникающие от аэродинамических сил, летчиком не ощущаются. Для создания на ручке и педалях усилий, необходимых летчику для обеспечения у него «чувства управления», во всех трех каналах управления самолетом установлены пружинные механизмы загрузки. Создаваемые ими усилия увеличиваются по заданным законам по мере отклонения ручки и педалей от нейтрального положения.

Система продольного управления, кинематическая схема которого показана на рис. 5.13, включает:

ручки управления;

загрузочный механизм;

механизм триммерного эффекта (МТЭ);

исполнительный механизм автомата регулирования загрузки ЛРЗ-1;

Рис. 5.13. (Кинематическая схема продольного управленияРис. 5.13. (Кинематическая схема продольного управления

Рис. 5.13. (Кинематическая схема продольного управления

Рис. 5.13. (Кинематическая схема продольного управления

механизм регулирования передаточных чисел стабилизатора МПЧС-11 автомата АРУ-ПА;

жесткую проводку управления (тяги и качалки) ;

смесительный механизм продольного и поперечного управления;

рулевой агрегат резервной части САУ-6 типа РМ-130 со своей дифференциальной качалкой подключения к системе;

два комбинированных агрегата управления КАУ-120.

Ручки управления. Каждая'ручка управления представляет собой рычаг, на котором размещены наиболее важные элементы управления систем, таких, как кнопка отключения САУ, кнопка приведения к горизонту, переключатель механизма триммерного эффекта и др. Правая и левая ручки по своей конструкции выполнены одинаково. Однако правая ручка самолетов до № 07-16 выпуска до 1975 года отличается от левой меньшей длиной (на 13 см) и отсутствием на ней некоторых элементов, которые установлены на левой, например тормозного рычага и др. На самолетах с № 07-16 для удобства управления самолетом с правого сиденья при учебно-тренировочных полетах предусмотрена возможность замены короткой ручки-управления на длинную, оснащенную тормозным рычагом.

Максимальные углы отклонения ручек в продольном направлении левого и правого постов одинаковы и составляют от нейтрального положения на себя 40±Г и от себя 12+1°. Коэффициент пересчета углов отклонения левой ручки управления в линейное перемещение ее рукоятки при длине ручки /=0,35 м равен 0,6 см/Д Максимальным углам отклонения ручек управления в продольном направлении соответствуют углы синхронного отклонения обеих половин стабилизатора от плоскости хорд 20—1» носком вниз и 6-г носком вверх. Следует заметить, что полный угол отклонения стабилизатора носком вниз составляет 25°, а носком вверх 1Г.. Имеющийся запас хода стабилизатора при максимальном отклонении ручки управления в продольном направлении используется для поперечного управления.

При нейтральном положении ручек управления, которое они занимают при нейтральном положении механизма триммерного эффекта и отсутствии приложенных к ним усилий летчика, угол установки стабилизатора относительно плоскости хорд равен 0°. Допуск на отклонение стабилизатора от нейтрального положения при нейтральном положении ручек управления ±7 мм.

АРЗ-1 и АРУ-ПА. Для обеспечения самолету необходимых характеристик продольной управляемости с гидроусилителями, включенными по необратимой схеме, потребовалось регулировать усилия на ручке управления и расходы ручки в зависимости от скорости и высоты полета в допустимых пределах специальной автоматикой. При жесткой кинематической связи ручки управления с распределительным золотником гидроусилителя усилия на ней ort* ределяются только жесткостью загрузочных пружин. Усилие на ручке тем больше, чем больше она отклоняется. Но пои этом в за*

висимрсти от скорости и высоты полета вследствие изменения эффективности стабилизатора очень сильно изменяются потребные расходы ручки управления, а следовательно, и усилия на ней. На малых высотах при больших приборных скоростях продольное управление становится чрезмерно легким при очень малых расходах ручки управления, что небезопасно. На малых приборных скоростях и на больших высотах оно становится чрезмерно тяжелым при больших расходах ручек, что утомляет летчика.

Необходимые характеристики продольной управляемости на самолете, обеспечены за счет установки автомата регулирования загрузки АРЗ-1 и автомата регулирования управления АРУ-ПА с исполнительным механизмом регулирования передаточных чисел стабилизатора МПЧС-11. Механизм АРЗ-1 изменяет передаточное отношение от ручки управления к загрузочному механизму, регулируя усилия на ручке управления. Это достигается изменением плеча /дрз (рис. 5.13), через которое пружинный механизм параллельно подключен к системе управления стабилизатором. При одном и том же отклонении ручки управления усилия на ней будут тем больше, чем больше длина плеча /арз, так как увеличивается сжатие пружинного механизма.

Длина плеча регулируется в зависимости от приборной скорости и высоты полета (рис. 5.14). На высоте менее 4500 м она зависит

Рис. 5.14. Закон регулирования автомата АРЗ-1

только от скорости полета.. На скорости менее 350 км/ч АРЗ-1 всегда находится на малом плече. При увеличении скорости более 350 км/ч длина плеча увеличивается по мере роста скорости, достигая наибольшей длины (104 мм) на скорости по прибору 985 км/ч. На высотах более 4500 м принцип регулирования плеча сохраняется, только уменьшается предельная длина, которую может иметь плечо на данной высоте. Так, например, на высоте 11 000 м, так же как и на высотах менее 4500 м, на скоростях по прибору менее 350 км/ч автомат АРЗ-1 находится на малом плече, равном 60 мм. В диапазоне скоростей по прибору 350—580 км/ч длина плеча увеличивается по мере роста скорости. На скорости 580 км/ч плечо достигает наибольшей длины для данной высо-

ты — около 75 мм. При дальнейшем увеличении скорости на по- сгоянной высоте 11 000 м плечо остается неизменным, так как оно достигло предельного значения для данной высоты полета. С увеличением высоты полета предельная длина плеча уменьшается. На высоте 15 000 м и выше АРЗ-1 независимо от скорости полета всегда находится на малом плече.

Жесткость пружинного механизма такова, что усилия на ручке управления даже при крайних положениях ее не превышают допустимых значений. При полностью взятой ручке на себя тянущие усилия при большом плече АРЗ-1 (ТЯЖЕЛО) составляют 45 кгс, а при малом плече — около 15 кгс (рис. 5.15). При полностью от-

Р, кгс

Рис. 5.15. Зависимость продольного усиления на ручке управления от угла ее отклонения при различных положениях МТЭ

клоненной от себя ручке давящие усилия составляют немного более 20 кгс при положении АРЗ-1 на большом плече (ТЯЖЕЛО) и 4 кгс на малом плече (ЛЕГКО). Для уменьшения или полного устранения усилий на ручке управления в системе продольного управления установлен механизм триммерного эффекта. При отклонении исполнительного штока привода МТЭ от нейтрального положения' можно снять около 20 кгс тянущих усилий И около 10 кгс давящих.'

Механизмом МПЧС-11 изменяется передаточное отношение qt ручки управления к стабилизатору. Работает механизм независимо

ют АРЗ-1. Изменение передаточного отношения от ручки управления к стабилизатору достигается изменением входного и выходного плеч МПЧС-11 в диапазоне его изменения от положения ХОД (стабилизатора) БОЛЬШОЙ (рис. 5.13) до положения ХОД (стабилизатора) МАЛЫЙ. Плечи механизма МПЧС-11 изменяются одновременно на одинаковую величину по заданному закону регулирования, т. е. на сколько увеличивается одно плечо, на столько же уменьшается другое.

Длина плеч МПЧС-11 регулируется автоматом АРУ-11 А в зависимости от приборной скорости и высоты полета. Зависимость передаточного отношения углов отклонения ручки управления и стабилизатора от приборной скорости и высоты полета приведена на рис. 5.16. На приборных скоростях 400 км/ч и менее на всех вы-

Рис. 5.16. Зависимость передаточного отношения углов отклонения ручки управления и стабилизатора от приборной скорости и высоты полета

сотах и на высотах 10 000 м и более при всех приборных скоростях плечи МПЧС-11 занимают положение ХОД БОЛЬШОЙ, обеспечивая передаточное отношение Ддр/АфСт"2,0. На приборных скоростях 540 км/ч и более на высотах до 5000 м плечи МПЧС-11 занимают положение ХОД МАЛЫЙ с передаточным отношением Адр/Афст^ЗД. На всех других приборных скоростях и высотах по- лета плечи МПЧС-11 занимают промежуточные положения, пропорциональные приборной скорости и высоте полета.

Максимальные углы отклонения стабилизатора при полном отклонении ручки управления и крайних положениях штока механизма МПЧС-11 показаны на рис. 5.17. При полном отклонении ручки управления и положении штока МПЧС-11 ХОД БОЛЬШОЙ стаби- дизатор отклоняется на максимальные углы (20_р на себя и 6-1° от себя), а при положении ХОД СТАБИЛИЗАТОРА МАЛЫЙ— на 13°±30/ на себя и на 4,0°+30z от себя.

Регулированием загрузки ручки и диапазона углов отклонения стабилизатора обеспечиваются приемлемые усилия на ручке управления и ее расходы на всех эксплуатационных режимах полета.

Однако благоприятные характеристики продольного управления обеспечиваются только при нормальной настройке и работе АРЗ-1 118

и АРУ-ПА. В случае их отказа может наблюдаться ухудшение управляемости. Для предотвращения возникновения явлений, связанных с отказом автоматов, поддержания усилий на ручке управления и расходов ее в допустимых пределах предусмотрено изменение

положения штоков исполнительных механизмов АРЗ-1 и АРУ-ПА вручную. Перемещение штока исполнительного механизма АРЗ-1 осуществляется переключателем, расположенным на левом борту кабины. В работе автоматики АРУ-ПА предусмотрено загорание табло АРУ НА РУЧНОЕ (при отказе) и два табло ХОД СТАВ. МАЛЫЙ и ХОД СТАВ. БОЛЬШОЙ (при крайних положениях штока МПЧС-11). Перемещение штока МПЧС-11 вручную осуществляется постановкой переключателя АРУ из положения АВТОМАТ в положение РУЧНОЕ и нажимного переключателя ХОД в положение МАЛЫЙ или БОЛЬШОЙ .(ход стабилизатора). Оба переключателя находятся на левом борту кабины.

Рулевой агрегат РМ-130 резервной части САУ-6 включен в систему управления стабилизатором дифференциально через отдельную (дифференциальную) качалку и представляет собой поршневой сервопривод с запиткой от второй гидравлической системы. При нормальной работе основной части САУ-б РМ-130 не функционирует. Он включается в работу автоматически при выходе из строя основной части САУ. При включении в режим управления резервной части САУ-6 рулевой агрегат перемещает только часть системы управления, заключенную между своей дифференциальной качалкой и плоским распределительным золотником КАУ-120, что приводит к соответствующему отклонению стабилизатора. Благодаря включению в систему управления через дифференциальную качалку при работе рулевого агрегата не происходит перемещений ручки управления. Вместе с тем при ручном управлении с выключенной САУ применение дифференциальной качалки исключает перемеще-

ние летчиком поршня РМ-130 и связанное с этим дополнительное сопротивление трения в системе.

Смесительный механизм представляет собой рычажную систему, к входным рычагам которой подсоединены тяги продольного и поперечного управления, связанные с ручкой управления. Выходные рычаги механизма связаны с входными качалками КАУ-120 управления стабилизатором. В смесительном механизме раздельное перемещение тяг продольного и поперечного управления суммируется (смешивается) и передается на входные качалки КАУ-120 (рис. 5.13).

Комбинированный агрегат управления КАУ-120. На самолете Су-24 каждая половина стабилизатора управляется своим комбинированным агрегатом управления. Каждый агрегат конструктивно выполнен так, что может обеспечить работу системы управления в режимах ручного, комбинированного и автоматического управления.

В режиме ручного управления агрегат работает как обычный двухкамерный гидроусилитель с плоским золотником. Усилия летчика передаются на входную качалку и с нее на перемещение золотника. Каждая камера агрегата питается от отдельной бустерной гидросистемы: первой или второй. Летными испытаниями самолета установлено, что без подвесок и со всеми разрешенными подвесками при нормальном давлении в обеих гидросистемах 210 кгс/см2 мощность агрегата достаточна для отклонения стабилизатора во всем эксплуатационном диапазоне скоростей, высот и углов атаки и при полном отклонении ручки управления в попереч-’ ном направлении, кроме полета на высотах менее 1000 м с приборной скоростью более 1000 км/ч и углом атаки 6° и менее. Наименьшие запасы по усилиям имеют место при / — 69° у земли и полном отклонении ручки управления в поперечном направлении и составляют 10% в следующих режимах:

с 2ХФАБ-250, выпущенными тормозными щитками на числе М = 0,97 и Су-0,05;

— с 2ХХ-28 на числе М — 0,9—0,95 и — 0,4—0,5;

без подвесок, с 2ХФАБ-250 или 2ХХ-28 на числе М—1,1 и Су—0.

При создании отрицательной перегрузки в этих условиях аэродинамический шарнирный момент стабилизатора 1 дополнительно увеличивается и может стать соизмеримым с располагаемым шарнирным моментом стабилизатора, зависящим от усилия на штоке КАУ-120 в процессе отклонения ручки управления летчиком. В результате на больших дозвуковых скоростях создаются условия для непреднамеренного отклонения летчиком стабилизатора на полный угол носком вверх, если летчик будет дергать ручку управления от себя — на себя. При этом на себя она отклоняться не будет. Ограничением отрицательной перегрузки— 1,0 обеспечивается безопасность пилотирования. Кроме того, для достаточного запаса по усилиям КАУ-120 и исключения увода одной из половин стабилизатора на полный угол носком вверх на высотах менее 1000 м при' 120

Ипр> 1000 км/ч и углах атаки 6° и менее отклонение ручки управления по крену допускается не более V2 полного хода. Из условия исключения увода половин стабилизатора приборная скорость самолета с % = 69° при наличии подвесок 34ХОФАБ-100-120, 18 (16) X ХОФАБ-250-270 на точках 1—6 подвесок или 40(38)Х ХОФАБ-100-120, 30 (28) ХОФАБ-250-270 на точках 1—7 подвески ограничен^ 1050 км/ч (1000 км/ч при 60о^%^69°).

При отказе одной из гидросистем мощность агрегата уменьшается вдвое, вследствие чего нормальная управляемость по тангажу обеспечивается на высотах более 4000 м во всем эксплуатационном диапазоне скоростей и на всех высотах при Упр^650 км/ч. На Я^4000 м при Vnp — 650—800 км/ч располагаемое усилие на штоке КАУ-120 при отказе одной гидросистемы обеспечивает пилотирование самолета по тангажу при отклонении ручки управления по- крену до у2 хода. На Н < 1500 м и Упр^ 1250 км/ч без отклонения ручки управления по крену значения потребных шарнирных моментов стабилизатора близки к располагаемым, что может привести к потере продольной управляемости — уводу половин стабилизатора на полный угол носком вверх.

В режиме комбинированного управления (режиме демпфирования САУ-6) сигнал на распределительный золотник агрегата поступает как от ручки управления летчика через входную качалку (рис. 5.13), так и от САУ-6. Исполнительным устройством основной части САУ является исполнительный шток демпфера, усилия с которого передаются на плоский золотник через дифференциальную качалку агрегата. Отклонение дифференциальной качалки не переедается на ручку управления. В режиме комбинированного управления летчик ручкой управления отклоняет входную качалку КАУ-120,. задавая режим полета. Сигналы на отклонение исполнительного штока демпфера выдаются при наличии угловых скоростей озг и для их демпфирования.

В режиме автоматического управления сигнал на перемещение плоского распределительного золотника поступает только от исполнительного штока демпфера, а входная качалка фиксируется гидрофиксатором. В случае каких-либо неисправностей в работе САУ-6, нарушающих режим автоматического управления, летчик может вмешаться в работу КАУ-120 путем пересиливания гйдро- фиксатора усилием на ручке управления 12 кгс при положении МПЧС-11 ХОД БОЛЬШОЙ и 8 кгс при положении ХОД МАЛЫЙ,

Продольная управляемость

Продольная управляемость самолета в основном определяется-; изменением угла отклонения стабилизатора на единицу коэффициента подъемной силы (^у) , углами отклонения стабилизатора и ручки управления и усилиями на ручке управления, потребными, для создания единицы перегрузки (ф"у> о^у, Рп^ . Изменение этих характеристик по числу М полета при различной стреловидности, крыла приведено на рис. 5.18 и 5.20.-

Представленная на рис. 5.18 характеристика фСу при различных ■положениях крыла изменяется неодинаково. На дозвуковых числах М<0,9 она изменяется слабо, имея наибольшие значения при %—

-=45°, а наименьшие при % =16°. В широком диапазоне чисел М при стреловидности крыла 60—69° фсу изменяется существенно. При увеличении числа М от 0,75 до 1,2 она возрастает вследствие увеличения запаса статическей устойчивости из-за перемещения аэродинамического фокуса назад, так как cpS определяется формулой

где тг^— приращение коэффициента продольного момента, характеризующее эффективность стабилизатора.

При увеличении числа М>1,2 фсу увеличивается вследствие уменьшения эффективности стабилизатора — уменьшения mV

При стреловидности крыла 45° cpS до числа М = 0,8 сохраняется постоянным, а на числах М>0,8 незначительно возрастает вследствие перемещения аэродинамического фокуса назад.

Изменение угла отклонения стабилизатора на единицу коэффи- диента подъемной силы cpS в основном определяет максимальную располагаемую перегрузку при полном синхронном отклонении половин стабилизатора (рис. 5.19). На высотах 10 000 м и менее максимальные располагаемые перегрузки при полном отклонении руч- ди управления на себя значительно превышают максимально допустимые по прочности конструкции. Это превышение достигает наибольшего значения на числах М = 0,9 и 1,6 (1,35).

Кроме высоты, скорости и стреловидности крыла максимальная располагаемая перегрузка, на которую может выйти самолет при полном отклонении стабилизатора, зависит также от центровки самолета и запаса статической устойчивости по перегрузке. Все ука

занные выше характеристики относятся к самолету с центровками 37—40% САХ, которые соответствуют полетной массе 23 000— 24 000 кг самолета без-подвесок. Чем более передняя центровка, тем при прочих равных условиях управление самолетом более тяжелое, так как для создания одной и той же перегрузки требуется большее отклонение стабилизатора. При более задней центровке, наоборот, самолет становится более легким в управлении. Если центр тяжести самолета сместится назад настолько, что окажется в одном месте с аэродинамическим фокусом, самолет станет нейтральным по перегрузке (п^О), и незначительные отклонения стабилизатора могут вывести его на недопустимо большие перегрузки. Таким образом, допустимый диапазон центровок определяется также и управляемостью самолета. Кроме того, предельно передняя центровка самолета совместно с максимальным углом отклонения стабилизатора на кабрирование определяет минимально воз-

можную скорость на посадке и скорость подъема носового колеса на взлете. Максимальный угол отклонения стабилизатора на кабрирование (—20°) обеспечивает 50% запас по отклонению его на посадке. Этот запас гарантирует возможность создания нормального посадочного угла самолета при отказе АРУ-ПА в положении ХОД (стабилизатора) МАЛЫЙ, ошибках летчика и любых эксплуатационных отклонениях массы, атмосферных условиях и центровках самолета, включая предельно переднюю, равную 35% САХ. При посадке самолета с центровкой более 35% САХ запас угла отклонения стабилизатора от потребного до полного увеличивается.

Об управляемости самолета летчик судит по характеру изменения угла отклонения ручки управления и усилий на ней, потребных для создания единичной перегрузки. Приведенные на графике рис. 5.20 характеристики 6^ и Рпу получены пересчетом с характеристики флу .

Длительным опытом летной эксплуатации маневренных самолетов установлено, что самолет излишне строг в управлении, если для изменения перегрузки на единицу необходимо переместить ручку управления менее чем на 1,2 см, что соответствует углу ее отклонения менее чем на 2°, и излишне легок в управлении, если для изменения перегрузки п^ на единицу требуется изменить усилия на ручке управления менее чем на 1 кгс. Если для изменения перегрузки на Дпу=1,0 требуется на ручке управления изменить усилия более чем на 3 кгс, самолет оценивается как тяжелый в управлении. Нормальным управление считается тогда, когда при углах отклонения ручки управления, не выходящих за рекомендуемый предел, для изменения перегрузки на единицу требуется изменить усилие в пределах 1—3 кгс, т. е. когда градиент Рп^ = 14-3 кгс/ед. Известно, что не только при небольших, но даже при средних значениях градиента при чрезмерно малых углах отклонения ручки управления на единицу перегрузки брУ создаются условия для допущения грубых ошибок летчика в технике пилотирования, появления продольной раскачки самолета, что и наблюдалось у самолета Су-24 первых серий, у которых брУ на больших приборных скоростях и малых высотах был около 2°/ед из-за постоянного нахождения механизма МПЧС-11 в положении ХОД БОЛЬШОЙ. В настоящее время благодаря изменению плеч МПЧС-11 в соответствии с вышеуказанной, программой исключена чрезмерная строгость в управлении. Минимальный градиент 6^у =—1,6 . . . -—2,0, что имеет место только у земли в диапазоне чисел М = 0,94-0,8 при % = 16°. При других скоро-, стях, высотах и положениях крыла 6"у существенно больше указанных значений. Причем обращает на себя внимание факт, что при Х=16° самолет строже в управлении, чем при % = 69° и % = 45°. С увеличением высоты полета до 5000 м при прочих равных условиях самолет становится менее строгим в управлении, а в диапазо-- 124

не высот 5000—10 000 м углы отклонения ручки управления, потребные для создания единичной перегрузки, изменяются незначительно. С увеличением скорости полета в дозвуковом диапазоне самолет становится более строгим в управлении. При увеличении ско

рости в трансзвуковом диапазоне чисел М = 0,9-~1,05 градиент несколько увеличивается из-за перемещения аэродинамического фокуса назад, а на числах М>1,05 плавно уменьшается, не выходя за значение 3°/ед (у земли при М= 1,15).

Усилия на ручке управления, потребные для создания единичной перегрузки Р"^, с изменением стреловидности крыла, высоты и числа М полета меняются от —2,0 при % = 16° у земли и М = 0,9 до —7,5 кгс/ед при /^69° на высоте 5000 м и М^1,1 (рис. 5.20). Общий уровень усилий на ручке управления, потребных для создания единичной перегрузки при работе АРУ-11 по заданной программе, оказался близким к оптимальному. В зависимости от положения крыла при прочих равных условиях Рпу имеют меньшие значения при %— 16° и большие при %=45°. На изменение градиента P’S по высотам оказывает влияние работа автоматов АРЗ-1 и АРУ-11А. Без учета их работы Рпу с увеличением высоты полета при других равных условиях должен возрастать из-за больших потребных отклонений стабилизатора (ф^ на рис. 5.20). С учетом работы АРЗ-1 и АРУ-11 А усилия на ручке управления, потребные для создания единичной перегрузки, до высоты 5000 м возрастают, от высоты 5000 до 10 000 практически не изменяются, а при увеличении высоты более 10 000 м увеличиваются. Величина Рпу по скорости изменяется незначительно. Так, при разгоне самолета с % — 69е на дозвуковых скоростях (до числа М™0,9) и на сверхзвуковых скоростях (при М> 1,3) изменения Рпу не превышают 0,5 кгс/ед. В трансзвуковом диапазоне чисел М (М = 0,9— 1,1) Рпу наиболее сильно меняется на высоте 5 км, где изменения градиента не превышают 2,5 кгс/ед.

Продольная балансировка при перекладке крыла. Выше (п. 5.2.2) нами было рассмотрено изменение запаса статической продольной устойчивости самолета по перегрузке в процессе изменения стреловидности крыла. Потребный угол и направление отклонения стабилизатора для сохранения горизонтального полета при изменении положения крыла зависят не только от изменения запаса статической продольной устойчивости по п^ и несущих свойств стабилизатора, но и от изменения■ М^— продольного момента при полете с нулевой перегрузкой. На рис. §.21 приведены примеры изменения балансировочного угла отклонения стабилиза-

Рис. 5.21. Изменение балансировочного угла отклонения стабилизатора в зависимости от угла стреловидности крыла (И ^ 3000 м)

юра при перекладке крыла из стреловидности 16° в стреловидность. 69° на высоте около 3 км при приборных скоростях 450 и 700 км/ч.

11еребалансировка самолета происходит незначительно. При перекладке крыла от 16 до 45° и скорости полета по прибору 450 км/ч для сохранения горизонтального полета стабилизатор требуется отклонять на кабрирование на 2,5°. Учитывая, что момент Мго у самолета Су-24 направлен на кабрирование и с увеличением стреловидности „увеличивается, а момент статической устойчивости AlSC^, направлен на пикирование и до %=454-50° увеличивается, а от 45 до 69° постоянен, такое отклонение стабилизатора объясняется преобладающим влиянием момента ^^Су над Мо. При дальнейшем увеличении стреловидности от 45 до 69° стабилизатор необходимо возвращать к исходному положению, т. е. на пикирование, примерно на 2°, что связано при малоизменяющемся запасе- статической устойчивости по п^ в этом диапазоне % с увеличением момента М2й.

При перекладке крыла от 16 до 50° и скорости полета по прибору 700 км/ч для сохранения горизонтального полета стабилизатор требуется отклонять на кабрирование на меньший угол (1,5°) и возвращать к исходному положению при дальнейшем увеличении: стреловидности от 50 до 69° также на меньший угол (на 1°).

БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

Боковая устойчивость

При отклонении летчиком ручки управления по крену, отклонении педалей, воздействии на самолет бокового порыва ветра или по- другим причинам, в результате которых возникает кренение или рыскание, у самолета появляется угол скольжения р. При его появлении на самолете возникают боковая аэродинамическая сила 2 и два аэродинамических восстанавливающих момента: поперечный Мх и путевой ТИу, стремящихся устранить скольжение. Это моменты статической поперечной и статической путевой устойчивости. При возникновении скольжения, например, на левую консоль крыла самолет кренится вправо и рыскает влево. Причем характер суммарного движения самолета определяется соотношением моментов Мх и Му. Таким образом, боковая устойчивость характеризуется совместным проявлением поперечной и путевой устойчивости. Для лучшего понимания физической сущности бокового движения статические поперечную и путевую устойчивость самолета рассматривают отдельно.

Статическая поперечная устойчивость. Под статической поперечной устойчивостью самолета понимают стремление его самостоятельно устранять возникшее скольжение путем накренения. В’, частном случае при возникновении крена самолет начинает скользить на опущенную консоль. Из-за появившегося скольжения возникает момент 7ИХ, стремящийся вывести самолет из крена. У поперечно устойчивого самолета положительное приращение угла сколь-

жения Др (на правую консоль крыла) должно вызывать отрицательное приращение момента крена (—ДЛ4Х, левый крен), и тем большее по абсолютной величине, чем более устойчив самолет. Чрезмерно большая реакция самолета креном на скольжение усложняет пилотирование, а в ряде случаев и опасна. Забегая вперед, заметим, что самолет Су-24 вследствие наличия на некоторых режимах полета большой реакции креном на скольжение имеет особенности управляемости: интенсивное кренение при даче ноги и «выворачивание» самолета из крена при отклонении ручки управления на себя и предварительном ее отклонении в поперечном направлении. Для обеспечения удовлетворительной боковой устойчивости и управляемости самолет не должен иметь чрезмерно большую поперечную статическую устойчивость. На самолете, имеющем стреловидное крыло верхнего расположения, поперечная устойчивость при полете с положительным углом атаки чрезмерно велика. Поэтому на самолете Су-24 крыло установлено с обратным V, равным —4,5°.

Аэродинамический момент крена появляется при скольжении вследствие косого обтекания крыла, вертикального оперения и зависит от величины коэффициента тх и скоростного напора q\

Мх — mxqSl,

где 5 — расчетная площадь крыла; /—расчетный размах крыла.

Для количественной оценки статической поперечной устойчивости самолета пользуются производной коэффициента поперечного момента по углу скольжения т^ называемой коэффициентом ■поперечной статической устойчивости самолета и численно равной изменению коэффициента поперечного момента при изменении угла скольжения на 1°.

Поперечная устойчивость в значительной степени зависит от положения крыла, угла атаки, а на числах М>0,8 и от числа М (рис. 5.22).

Увеличение стреловидности крыла приводит к увеличению статической поперечной устойчивости. Это явление объясняется характером изменения подъемной силы консолей крыла при наличии скольжения и различных исходных величинах коэффициента под- смной силы. У выдвинутой вперед консоли крыла фактическая стреловидность становится меньше геометрической на величину угла скольжения, т е. равна %—р. У отстающей консоли, наоборот, фактическая стреловидность больше геометрической на величину угла скольжения, т. е. она равна х+Р- А так как в дозвуковом диапазоне чисел М коэффициент подъемной силы при одном и том же угле атаки тем больше, чем меньше стреловидность крыла, при полете со скольжением подъемная сила у выдвинутой вперед консоли больше, чем у отстающей. За счет этой разницы подъемной силы консолей появляется момент крена. При увеличении х от 16 до 45° тх увеличивается существенно и в одинаковой степени на всех углах атаки. Однако при дальнейшем увеличении стреловидности

пт 45 до 69° она изменяется незначительно и степень ее изменения зависит от угла атаки. При а=10° и %=^45О т^ ——0,0029, а при Х = 69° —0,0032. При а = 0 в диапазоне % = 45™69° статическая поперечная устойчивость не изменяется.

Рис. 5.22. Зависимость коэффициента статической поперечной устойчивости модели самолета от числа М, стреловидности крыла и угла атаки (без учета других деформаций)

Особенно большое влияние на статическую поперечную устойчивость самолета оказывает угол атаки. Так, увеличение угла атаки с а = 0 до а=10° приводит к повышению поперечной устойчивости примерно в два раза. Значительная зависимость статической поперечной устойчивости от угла атаки объясняется тем, что при одном и том же угле скольжения при больших значениях а (на

рис. 5.22 а2) существенно больше разница подъемных сил консолей крыла АСу 2. Несколько забегая вперед, отметим, что увеличением статической поперечной устойчивости самолета при увеличении угла атаки во многом объясняется уменьшение эффективности поперечного управления на больших углах атаки.

С другой стороны, при полете с отрицательными нормальными перегрузками самолет Су-24, как и все самолеты, имеет статическую поперечную неустойчивость и как следствие наличия ее — обратную реакцию креном на скольжение (на отклонение педалей).

Влияние числа М на статическую поперечную устойчивость при прочих одинаковых условиях объясняется изменением Су, от которого зависит разница в подъемных силах консолей при возникновении скольжения. Так, при %=69° на дозвуковых скоростях производная Шх постоянна, в диапазоне чисел М=0,8-~1,4 плавно увеличивается с ростом числа М с последующим уменьшением на числах М более 1,3—1,4. Обращают на себя внимание большие значения т^ при полете с %=69°, положительным углом атаки (около 10°) на числах М>0,9. На этих режимах возможно возникновение повышенной реакции самолета креном на скольжение. При ^—164-35° с увеличением числа М полета до М = 0,7 запас статической устойчивости не изменяется. Однако при дальнейшем увеличении числа М. он начинает уменьшаться. Уменьшение статической поперечной устойчивости при %^16° и числе М>0,7 показано также на рис. 5.23, на котором показана зависимость от

числа М, характеризующая статическую поперечную устойчивость

Рис. 5.23. Зависимость характеристики, определяющей статическую поперечную устойчивость самолета с подвесками 2 X РН-25 под центропланом и без них на высотах 2000—9000 м, от числа М

самолета, полученная в результате летных испытаний самолета. Уменьшение статической поперечной устойчивости при %=16н-35° и (М>0,7 объясняется влиянием местных скачков уплотнения на производную Су. При возникновении скольжения ф и %= 16° у выдвинутой вперед консоли фактическая стреловидность становится меньше 16°. При полете с числом М>0,78 у этой консоли вместо желаемого прироста подъемной силы в результате влияния местных скачков уплотнения возникает незначительное уменьшение подъемной силы, т. е. самолет имеет небольшую поперечную неустойчивость. Вследствие ее наличия при /== 16—35° на числах М>0,78-т-0,8 имеет место обратная реакция самолета креном на скольжение (на отклонение педалей).

Выпуск закрылков при %= 16° на взлетно-посадочных углах атаки не влияет на статическую поперечную устойчивость.

Статическая путевая устойчивость. Под статической путевой устойчивостью самолета понимают его стремление самостоятельно устранять возникшее скольжение рысканием. У устойчивого в путевом направлении самолета положительное приращение угла скольжения Др (на правую консоль крыла) должно вызывать отрицательное приращение момента рыскания (^-ДМУ, вправо), и тем большее по абсолютной величине, чем устойчивее самолет.

Для количественной оценки путевой устойчивости пользуются безразмерным коэффициентом момента рыскания

у qSl где q — скоростной напор;

S — расчетная площадь крыла при / — 69°;

/ —- размах крыла при %=69°.

Степень путевой устойчивости самолета определяется производной коэффициента путевого момента по углу скольжения Шу называемой коэффициентом путевой статической устойчивости самолета.

Рис.та сРис.та с5.24. Зависимость коэффициента статической путевой устойчивости самоле- включенными и выключенными демпферами от числа М, высоты полета и стреловидности крыла5.24. Зависимость коэффициента статической путевой устойчивости самоле- включенными и выключенными демпферами от числа М, высоты полета и стреловидности крыла

Рис.

та с

Рис.

та с

5.24. Зависимость коэффициента статической путевой устойчивости самоле- включенными и выключенными демпферами от числа М, высоты полета и стреловидности крыла

5.24. Зависимость коэффициента статической путевой устойчивости самоле- включенными и выключенными демпферами от числа М, высоты полета и стреловидности крыла

Зависимость этого коэффициента для самолета с включенными и выключенными демпферами от числа М, высоты полета и стреловидности крыла приведена на рис. 5.24. Как видно из рисунка, коэффициент существенно зависит от числа М полета. При увеличении числа М до 0,75—0,8 при прочих равных условиях т% увеличивается, а на числах М, более указанных, плавно уменьшается. При увеличении высоты полета с постоянными числом Мих »Э незначительно уменьшается, что связано в основном с уменьшением упругих деформаций вертикального оперения. С увеличением стреловидности крыла при прочих равных условиях путевая устойчивость незначительно уменьшается из-за перемещения бокового аэродинамического фокуса ближе к центру тяжести.

Влияние угла атаки на коэффициент путевой статической устойчивости на рис. 5.24 не показано. Однако установлено, что с увеличением угла атаки на дозвуковых, трансзвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях (до М— 1,25-4-1,3) коэффициент незначительно уменьшается. Это объясняется смещением бокового аэродинамического фокуса вперед к центру тяжести самолета. На перемещение бокового фокуса могут влиять как подфюзеляжные гребни, большая площадь вертикального оперения, так и скос потока за крылом и деформации конструкции.

При включении демпферов статическая путевая устойчивость значительно увеличивается, и тем сильнее, чем больше угол стреловидности крыла. Особенно это заметно при включении демпферов на больших высотах. Так, при включении демпферов на высоте 8 км при числе М= 1,0 т^ увеличивается с —0,001 до —0,003.

Боковая динамическая устойчивость. Динамические свойства самолета в боковом движении характеризуют качество переходных процессов при восстановлении бокового равновесия после прекращения воздействия какой-либо причины, из-за которой равновесие было нарушено. Если из-за этого воздействия возникло скольжение, у устойчивого в путевом и поперечном отношении самолета появляются восстанавливающие моменты крена и рыскания. Самолет под воздействием этих моментов будет стремиться устранить скольжение моментом рыскания, поворачиваясь в сторону выдвинутой вперед консоли, и моментом крена, накреняясь в сторону отстающей консоли крыла. Вращению самолета препятствуют демпфирующие моменты крена и рыскания. Когда угол скольжения будет устранен, крен достигает некоторой величины. Причем наряду с наличием крена в этот момент самолет продолжает выполнять движение рыскания, в результате которого возникает скольжение на противоположную консоль крыла. Это приводит к повторению процесса. Таким образом возникают колебания.

Характеристиками боковых колебаний являются период Т, коэффициент затухания /пзат боковых колебаний за период, время полного затухания колебаний, величина углов крена при колебаниях и др.

Важным параметром, одновременно характеризующим появление рыскания и крена в процессе бокового движения, является от- 132

ношение амплитуды колебаний угловой скорости крена к амплитуде колебаний угловой скорости рыскания, обозначаемое параметром

максх ,

03у макс

Если величина х большая (значительно более 5,0), при появлении скольжения возникают большие угловые скорости крена, значительно преобладающие над угловыми скоростями рыскания. Летчик это замечает как повышенную реакцию креном на скольжение с последующими боковыми слабозатухающими колебаниями. Если величина х мала (менее 0,5), при возникновении скольжения возможны обратная реакция самолета креном на скольжение и затягивание самолета в глубокую спираль, если летчик не вмешается в управление. Летная практика показывает, что для получения приемлемых (сравнительно быстрозатухающих) боковых колебаний и нормальной реакции креном на скольжение величина х должна быть 1—2,5.

На рис. 5.25 приведена зависимость х от числа М, высоты полета и стреловидности крыла. Из рисунка следует, что х у самолета

Рис. 5.25. Отношение амплитуды угловой скорости крена к угловой скорости рыскания

Су-24 изменяется в широких пределах: от значений, близких к нулю при х~Ю° и числе М> 0,8, до значений, превышающих 20 при X —69° и М> 1,7. Причина такого сильного изменения х заключается в следующем. Как показывают исследования, величина параметра х пропорциональна отношению (m\;b^\A ^v/^x we /у и /^—моменты инерции. Все эти характеристики существенно изменяются. Зависимость т^х и т.% от эксплуатационных факторов нами была

уже рассмотрена (рис. 5.22, 5.24). Отношение т^тРу изменяется от небольших отрицательных значений при х= 16° и числе М=0,9 до небольших положительных значений (около 3,0) при %=69°. Оно

увеличивается с увеличением стреловидности крыла, угла атаки и числа М полета. Отношение — у самолета Су-24, имеющего фюзе-

ляж вытянутой формы и крыло переменного размаха, меняется в широких пределах: от 2,5 при % =16° до 10 при %^69°. В соответствии с этим изменяется и величина и. При %—16° на высотах 5000— 6000 м до числа М = 0,7 х постоянна и равна 3,0, т. е. является близкой к оптимальной. На числах М>0,7 вследствие уменьшения от-

ношенияона уменьшается и на числе М = 0,81 х = 0,5. В свя-

зи с этим при появлении скольжения на числах М>0,78 имеет место обратная реакция самолета креном, требующая вмешательства летчика в управление. При % >45° на малых скоростях полета х> 10. На этих режимах самолет имеет повышенную реакцию креном на скольжение и летчику не следует допускать больших отклонений педалей. При стреловидности крыла 69° практически на всех числах М и высотах х > 10. Особенно она велика на трансзвуковых скоростях на средних и больших высотах. Здесь она превышает 15,0. На этих режимах полет с отключенными демпферами сопровождается практически непрерывными боковыми колебаниями. В диапазоне чисел .М = 0,944-1,07 из-за нестационарности волновых процессов боковые колебания сопровождаются рывками в путевом отношении. Шарик указателя скольжения при колебаниях ходит от упора до упора. По оценке летчиков, на всех режимах установившийся полет с отключенными демпферами практически невозможен. При включении демпферной части САУ-6 эти явления протекают спокойнее, однако общий характер поведения самолета не меняется. В связи с этим диапазон чисел М^ 0,944- 1,07 является проходным при разгонах и торможениях.

Период Гбок и коэффициент затухания боковых колебаний приведены на рис. 5.26. Эти величины в основном определяются характеристикой путевого демпфирования ЛТ^уи путевой устойчивостью <. При увеличении путевой устойчивости период колебаний уменьшается, а рост путевого демпфирующего момента сопровождается более быстрым затуханием колебаний. Поперечная устойчивость ТИ^ и характеристика демпфирования Мх^ определяют угол крена, вызванный колебаниями угла скольжения. Из графика (рис. 5.26) следует, что период свободных боковых колебаний самолета невелик и изменяется от 2 до 5 с. С увеличением стреловидности крыла и числа М полета он уменьшается, а с увеличением высоты полета при прочих равных условиях, наоборот, увеличивается. Коэффициент затухания боковых колебаний самолета без подвесок (рис. 5.26) изменяется от 1,5 до 4,0. Это свидетельствует о том, что боковые колебания имеют затухающий характер. Одна-

ко, если при х^ 16—45° тзат больше 2,0 и амплитуда колебаний за период уменьшается более чем в два раза, при %—69° на трансзвуковых числах М тзат «,0.

Рис. 5.26, Зависимость периода Т^ак и коэффициента затухания тЭат боковых колебаний от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (самолет без подвесок)

Летными испытаниями установлено, что боковая динамическая устойчивость с подвесками вооружения несколько хуже.

Включение демпферной части САУ-6 значительно улучшает затухание боковых колебаний. Причем коэффициент затухания при Х = 69° на средних высотах полета (1000—4000 м) не менее 1,4, а на больших высотах (Я~8 км) равен 5—8.

Боковая управляемость

Боковая управляемость самолетом осуществляется педалями и ручкой управления в поперечном направлении. При отклонении пе- далей самолет выполняет одновременно два движения: рыскание и кренение. С другой стороны, при отклонении ручки управления в поперечном направлении одновременно с кренением самолета происходит поворот самолета относительно нормальной оси ОУ^.

Таким образом, существует определенная связь путевой pi поперечной управляемости — перекрестная связь.

С методической точки зрения удобнее рассматривать последовательно путевую и поперечную управляемость.

Система путевого управления и путевая управляемость

(рис. 5.27) включает:

педали левого и правого постов управления;

загрузочный механизм и МТЭ;

гидроусилитель БУ-190А-2;

— рулевой агрегат САУ-6 типа РМ-130 с дифференциальной качалкой.

СДУ-6

Рис. 5.27. Кинематическая схема путевого управления

Педали. Педали (представляют собой два рычажных механизма, связанных между собой жесткой тягой. Педали левого и правого постов управления выполнены одинаково. Полный ход педалей равен 90^ мм. Ему соответствует отклонение руля направления на угол 24±Г. Педали кинематически связаны с дифференциалом пневмосистемы торможения колес и нелинейным механизмом управления разворотом переднних колес шасси (на схеме не показано).

Загрузочный механизм и МТЭ. Загрузочный механизм управления рулем направления состоит из двух одинаковых пружинных механизмов. Каждый пружинный механизм состоит из трех пружин, последовательность работы которых обеспечивает нелинейность загрузки педалей при их отклонении. При небольших отклонениях (до 25 мм хода) педали загружены сильнее. На каждые 10 мм хода усилия возрастают на 10 кгс (рис. 5.27). При больших отклонениях (от 25 мм и более) педали запруживаются меньше. Здесь на каждые 10 мм хода усилия возрастают примерно на 4 кгс. При максимальном отклонении педалей усилия достигают 50 кгс. Такая загрузка педалей удобна, так как, с одной стороны, она помогает летчику отслеживать нейтральное положение пе- 136

далей, а с другой — не затрудняет отклонение педалей при больших потребных углах отклонения руля направления (например, при полете с несимметричной подвеской вооружения). Для уменьшения или полного устранения усилий на педалях при отклоненном их положении в системе путевого управления на самолетах с № 08-11 установлен механизм триммерного эффекта (МТЭ).

Гидроусилитель БУ-190А-2 представляет собой двухкамерный гидроусилитель с плоским распределительным золотником. Он включен в систему управления по необратимой схеме и позволяет отклонять руль направления на всех режимах полета,, кроме прямолинейного полета со скоростью более 1300 км/ч по прибору и полета с управлением по крену при работающей АПС, с несимметричной подвеской на Vnp > 1050—1100 км/ч (М < ГО) и ам > 10°. На этих режимах полета возникают «упоры» педалей из- за недостаточной мощности гидроусилителя.

Рулевой агрегат РМ-130 с дифференциальной качалкой. Рулевой агрегат является элементом системы автоматического управления. Он включен в систему управления рулем направления с помощью дифференциальной качалки. Дифференциальная качалка позволяет рулевому агрегату воздействовать на распределительный золотник гидроусилителя БУ-190А-2. При этом движения штока агрегата не передаются на педали.

Рулевой агрегат и дифференциальная качалка по своей конструкции аналогичны соответствующим элементам системы продольного управления. Однако в отличие от системы продольного управления, где РМ-130 является только резервным элементом САУ-6,. в системе путевого управления он выполняет основные функции САУ-6, работая в режимах демпфирования и стабилизации.

Основным показателем путевой управляемости является эффективность руля направления по рысканию и крену.

Эффективность руля направления по рыск а- нию определяется величиной прироста угловой скорости рыска- ния Awy при отклонении педалей на единицу хода ААН. Из графика (рис. 5.28) видно, что в исследованном диапазоне скоростей полета путевая управляемость достаточна. С увеличением стреловидности крыла она увеличивается. Причем, если на малых числах М. при изменении % от 16 до 45° она изменяется мало, а от 45 до 69° значительно, на больших числах М, наоборот, она изменяется сильно в диапазоне %~ 16~45'° и незначительно в диапазоне % = 45-у69°.

С увеличением высоты полета эффективность руля направления при прочих одинаковых условиях незначительно уменьшается, но этим можно пренебречь.

Влияние числа М полета на путевую управляемость при различных положениях крыла различно. С увеличением числа М при. Х=16° она растет до числа М^0,7 с последующим уменьшением, при % = 45° она непрерывно возрастает, а при / = 69° до числа М=0,85 увеличивается с последующим уменьшением на числах. М>0,85.

Л Шу , 7сЛ ЛХн 1 смЛ Шу , 7сЛ ЛХн 1 смДшц Те ДХ/ смДшц Те ДХ/ смДид 7сДХН 1 смДид 7сДХН 1 смРис. 5.28. Зависимость эффективности руля направления по рысканию от числа М, высоты полета и стреловидности крылаРис. 5.28. Зависимость эффективности руля направления по рысканию от числа М, высоты полета и стреловидности крылаРис. 5.29. Зависимость эффективности руля направления по крену от числа М, высоты полета и стреловидности крылаРис. 5.29. Зависимость эффективности руля направления по крену от числа М, высоты полета и стреловидности крылаss

Л Шу , 7с

Л ЛХн 1 см

Л Шу , 7с

Л ЛХн 1 см

Дшц Те ДХ/ см

Дшц Те ДХ/ см

Дид 7с

ДХН 1 см

Дид 7с

ДХН 1 см

Рис. 5.28. Зависимость эффективности руля направления по рысканию от числа М, высоты полета и стреловидности крыла

Рис. 5.28. Зависимость эффективности руля направления по рысканию от числа М, высоты полета и стреловидности крыла

Рис. 5.29. Зависимость эффективности руля направления по крену от числа М, высоты полета и стреловидности крыла

Рис. 5.29. Зависимость эффективности руля направления по крену от числа М, высоты полета и стреловидности крыла

s

s

Эффективность руля направления п о кр е н у, т. е. реакция самолета креном на дачу ноги, определяется величиной прироста угловой скорости крема Аю^ при отклонении педалей на единицу хода ДХН. Физическая сущность явления кренения самолета при отклонении руля направления объясняется свойством ■статически устойчивого в поперечном отношении самолета реагировать креном на скольжение. Как видно из рис. 5.29, реакция само-

лета креном на дачу ноги тем больше, чем больше стреловидность крыла. Например, при отклонении педали на 1 см на числе М = 0,7 у земли при х=16° возникает угловая скорость крена около 10°/с, а при х = 69° и тех же условиях — 40°/с. Как видно, при % = 69° реакция креном на дачу ноги велика. На этом графике хорошо заметна и обратная реакция самолета креном на дачу ноги при х=16°. При отклонении педали на 1 см на всех высотах при числе М = 0,8 угловая скорость кренения в обратном направлении составляет около 3 °/с-

На графике (рис. 5.29) нс показано изменение Дю^/ДЛ'н от изменения угла атаки. Однако в соответствии с изменением производной Шх при отрицательных углах атаки наблюдается обратная реакция креном на отклонение педалей, а с увеличением положительного угла атаки эффективность педалей (руля направления) по крену увеличивается из-за увеличения статической поперечной устойчивости самолета. Забегая вперед, заметим, что увеличение эффективности руля направления по крену с увеличением угла атаки позволяет использовать его в качестве органа поперечной управляемости на самолетах, оснащенных автоматикой перекрестной связи. Это позволяет существенно повысить эффективность поперечного управления.

Система поперечного управления (рис. 5.30) включает:

ручки управления;

- загрузочный механизм;

механизм триммерного эффекта (МТЭ);

элементы, используемые как для продольного, так и для поперечного управления (смесительный механизм и два КАУ-120);

элементы, входящие в состав САУ-6 (системы управления интерцепторами, перекрестной связи поперечного управления с рулем направления и резервная часть — рулевой агрегат РМ-130 с дифференциальной качалкой).

Ручка управления. Поперечное управление осуществляется перемещением ручек управления (левого и правого постов) в поперечном направлении. Максимальные углы отклонения ручек управления в поперечном направлении одинаковы и составляют от нейтрального положения вправо и влево по 22±Г. Это соответствует максимальному углу отклонения половин стабилизатора в противоположные стороны от синхронного положения ±5°, интерцепторов одной консоли в зависимости от направления отклоненной ручки при %<55° при убранных закрылках 45°, при выпущенных — 15° и при включенном автомате перекрестной связи углу импульсного отклонения руля направления .±4° (рис. 5.31).

Загрузочный механизм и МТЭ. Загрузочный механизм предназначен для создания усилий на ручке управления при ее поперечных отклонениях. Усилия создаются одной пружиной, работающей на сжатие и имеющей линейную характеристику (рис. 5.32). При максимальном отклонении ручки управления в поперечном направлении при нейтральном положении механизма триммерного эффекта усилия составляют около 10 кгс. Для уменьшения или полного устранения усилий на ручке управления при отклоненном ее положении в системе поперечного управления установлен механизм триммерного эффекта (МТЭ). Полностью можно снять усилия с ручек управления в диапазоне углов ее отклонения от нейтрального положения от •—10 до 4-Ю°. При углах отклонения ручки, более указанных, усилия при полном отклонении исполнительного штока привода МТЭ остаются. Они тем больше, 140

чемчембольше отклонена ручка. Максимальные остаточные усилияотклонении ручки составляют ±5 кгс (рис. 5.32).в системе п р о-больше отклонена ручка. Максимальные остаточные усилияотклонении ручки составляют ±5 кгс (рис. 5.32).в системе п р о-при ПОЛНОМпри ПОЛНОМЭлементыЭлементыиспользуемые какиспользуемые какуправления намиуправления намиРис, 5.31. Максимальные углы отклонения органов поперечно- rd управленияРис, 5.31. Максимальные углы отклонения органов поперечно- rd управлениядольного, так и п о п е р е ч н од о были рассмотрены ранее.дольного, так и п о п е р е ч н од о были рассмотрены ранее.

чем

чем

больше отклонена ручка. Максимальные остаточные усилияотклонении ручки составляют ±5 кгс (рис. 5.32).

в системе п р о-

больше отклонена ручка. Максимальные остаточные усилияотклонении ручки составляют ±5 кгс (рис. 5.32).

в системе п р о-

при ПОЛНОМ

при ПОЛНОМ

Элементы

Элементы

используемые как

используемые как

управления нами

управления нами

Рис, 5.31. Максимальные углы отклонения органов поперечно- rd управления

Рис, 5.31. Максимальные углы отклонения органов поперечно- rd управления

дольного, так и п о п е р е ч н од о были рассмотрены ранее.

дольного, так и п о п е р е ч н од о были рассмотрены ранее.

Элементы, входящие в состав САУ-6. Элементы резервной части САУ-6 (рулевой агрегат РМ-130 и дифференциальная качалка) системы поперечного управления имеют такое же назначение и выполняют такие же функции, как и соответствующие элементы системы продольного управления.

Для повышения эффективности поперечного управления при полете с %<55° на каждой поворотной консоли установлено по две секции интерцептора (внешняя и внутренняя). Система управления интерцепторами состоит из двух независимых друг от друга каналов управления: канала управления внешними интерцепторами и канала управления внутренними интерцепторами. Система обеспечивает дистанционное управление интерцепторами от ручки управления с линейной зависимостью угла отклонения интерцептора. Принцип действия системы основан на передаче электрического сигнала управления, пропорционального углу отклонения ручки, на обмотки управления исполнительного механизма системы — рулевых агрегатов РМ-120. Включение системы осуществляется с помощью двух переключателей ВНЕШНИЕ ИНТЕРЦЕПТОРЫ и

ВНУТРЕННИЕ ИНТЕРЦЕПТОРЫ в режим управления и переключателя ТОРМОЗ в режим торможения интерцепторами. При включении первых двух переключателей отклоняется только пара секций той консоли, в сторону которой отклонена ручка управления. При включении переключателя ТОРМОЗ отклоняются все четыре секции интерцепторов. Система управления интерцепторами R ОШиЯРТ*

ручки управления;

датчик ручки летчика (ДРЛ);

блок управления интерцепторами (БУИ);

четыре рулевых агрегата РМ-120, управляющих соответственно четырьмя секциями интерцепторов, и другие элементы.

Датчик ручки летчика является задающим элементом системы управления. Он имеет жесткую связь с ручками управления и выдает электрический сигнал, пропорциональный углу ее отклонения.

Блок управления интерцепторами (БУИ) предназначен для получения электрических сигналов управления постоянного тока, пропорциональных сигналам переменного тока, поступающим с ДРЛ, и для коммутации электрических цепей в зависимости от напряжения, сигнализирующего положение крыла, закрылков, ручек управления.

Рулевой агрегат РМ-120 является электрогидравличес- ким приводом секции интерцепторов. Исполнительным органом каждого агрегата является силовой шток, на котором установлены два поршня различной площади, образующие две. полости на вьи 142

пуск и две полости на уборку. Полости на выпуск соединены между собой, а полости на уборку разъединены. Обе соединенные полости на выпуск и полость большого поршня на уборку питаются от основной гидросистемы. Благодаря дтому усилие на выпуск интерцепторов больше, чем на уборку. Это целесообразно, так как при выпуске интерцептора агрегат преодолевает аэродинамическую нагрузку. Полость малого поршня на уборку соединена со сливом дежурной гидросистемы. При падении давления в основной гидросистеме менее 100 кгс/см2 указанные выше три полости автоматически соединяются со сливом, а полость малого поршня на уборку соединяется с линией нагнетания дежурной гидросистемы, чем обеспечивается уборка интерцепторов, установка их на механические замки. При этом высвечивается табло ■ ОТКАЗ ВНЕШНИХ (ВНУТРЕННИХ) ИНТЕРЦЕПТОРОВ.

У внешних интерцепторов основной гидросистемой является 1ГС, а дежурной — 2ГС. У внутренних интерцепторов основной гидросистемой является 2ГС, а дежурной — 1ГС.

Для повышения эффективности поперечного управления на углах атаки более 10°, увеличения допустимого угла атаки адоп на самолете в комплект С АУ-6 введена перекрестная связь. В зависимости от угла отклонения ручки управления в поперечном направлении одновременно с половинами стабилизатора и интерцепторами отклоняется руль направления, который затем устанавливается в положение,. соответствующее положению педалей, по истечении 5 с (рис. 5.31). Включение перекрестной связи осуществляется выключателем ПИТАНИЕ и нажатием на пульте САУ кнопки-лампы ДЕМПФЕР, которая должна загореться. При этом перекрестная связь включается в работу автоматически, переходя с режима демпфирования рулем направления на углах атаки более 10° при стреловидности крыла более 16°. Принцип действия системы перекрестной связи основан на передаче электрического сигнала управления, пропорционального углу отклонения ручки управления, через блоки перекрестной связи и управляющего сигнала на обмотки управления рулевого агрегата РМ-130 системы путевого управления (рис. 5.27), который через свою дифференциальную качалку отклоняет плоский распределительный золотник гидроусилителя- руля направления.

Система перекрестной связи включает:

датчик ручки летчика;

блок перекрестной связи;

— блок управляющего сигнала;

рулевой агрегат РМ-130 системы путевого управления и другие элементы.

Блок перекрестной связи (БПС) предназначен для коммутации электрических цепей в зависимости от напряжения,, сигнализирующего о положении крыла и ручки управления (через ДРЛ), величине угла атаки и времени.

Блок управляющего сигнала (БУС) предназначен для' получения электрических сигналов управления постоянного тока,.

пропорциональных усиленным сигналам переменного тока, поступающим в БПС.

Поперечная управляемость. Эффективность поперечного управления оценивается величиной прироста угловой скорости крена на единицу утла отклонения ручки управления (dwjd&p. поп) и максимальной угловой скорости (сохмакс) при максимальном отклонении ручки управления в поперечном направлении. Из графиков

Рис. 5.33. Зависимость прироста угловой скорости крена при максимальном отклонении ручки от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (перекрестная связь выключена)

(рис. 5.33) видно, что в прямолинейном полете самолета без подвесок на высоте 5,5 км с числом М < 0,75 поперечное управление наиболее эффективно при положении крыла %=16° с включенными ин-

терцепторами и наименее эффективно при %=69°. Например, при полете с числом М = 0,7 при %= 16° -—6,4 —, при х=45°—■

^р.ПОП

5,7 -у- - а при х — 69° — 3,2 ~ .Такая закономерность изменения эффективности поперечного управления находится в соответствии с характеров изменения статической поперечной устойчивости самолета. Однако при полете на числе М>0,7 эффективность поперечного управления при х=16° уменьшается, и тем сильнее, чем больше число М, в то время как при х = 45 и 69° она возрастает с увеличением числа М полета. По-видимому это.связано с влиянием демпфирующего момента крена М^, увеличение которого с уменьшением стреловидности крыла приводит к снижению эффективности по-, перечного управления. При стреловидности крыла 16° на средних высотах поперечное управление наиболее эффективно на Упр^бОО-т- 4-650 км/ч (на Я —5,5 км М = 0,654-0,75), а при стреловидности 45—69° — на максимально допустимом числе М. При торможении самолета на скоростях полета, менее указанных, эффективность поперечного управления также уменьшается. Уменьшение эффективности поперечного управления на малых дозвуковых числах М связано с увеличением статической поперечной устойчивости из-за возрастания угла атаки. С увеличением высоты полета при прочих равных условиях (постоянном числе М) эффективность поперечного управления уменьшается, что связано с ростом статической поперечной устойчивости самолета. Подключение интерцепторов значительно увеличивает эффективность поперечного управления. Например, при х“45° на Я = 5,5 км и числе М = 0,7 с интерцепторами поперечная управляемость становится эффективнее почти в три раза. Следует заметить, что для исключения чрезмерно большой эффективности поперечного управления на взлетно-посадочных режимах максимальный угол отклонения интерцепторов при выпущенных закрылках ограничен 15°.

При подвесках вооружения управляемость по крену ухудшается. При полете самолета с х^45° с выключенными интерцепторами с подвесками 2ХСППУ-6 или 2ХР-55 + 4Б-8М на высоте 5000 м это ухудшение незначительно. Однако при полете самолета с двумя РН-25 и х = 69° на высоте 9 км AoV^Sp.поп при числе М = 0,8 уменьшается на 25%, а при М= 1,35— на 10%. Особенно сильно уменьшается эффективность поперечного управления при подвеске 18 или 30 Ф АБ-250 или 40 ФАБ-100. Например, на высоте 5000 м при %=454-69° с 18 ФАБ-250 при М=0,7-^-= 1,2°-^ , при М=0,85— поп

L8 — (рис. 5.33). В этом случае наблюдается вялая реакция самолета креном на отклонение ручки управления. Из-за уменьшения эффективности поперечного управления при подвеске ПТБ-3000 или авиабомб на МВД .разрешается производить полеты только-е симметричным расположением данных подвесок.

Максимальная угловая скорость крена при максимальном отклонении ручки управления в поперечном направлении на высоте 5,5 км при полете с числом М < 0,8 имеет наибольшее значение при стреловидности крыла 45°, а наименьшее при ^ = 69° и составляет на числе М = 0,65 при % = 45° с работающими интерцепторами около 1107с, при х=16° — 90°/с, а при % = 69° — около 50°/с.

При увеличении числа М> 1,0 тумаке в прямолинейном полете уменьшается. Это связано с ростом статической поперечной и уменьшением статической путевой устойчивости. Для предотвращения полной потери эффективности поперечного управления на числе М> 1,0 установлен ам. доп ^8°.

Как уже было отмечено,эффективность поперечного управления сильно зависит от угла атаки, уменьшаясь с его увеличением. На рис. 5.34 показано изменение эффективности поперечного управле-

Рис. 5.34. Зависимость эффективности поперечного управления от угла атаки (самолет без подвесок)

ния от угла атаки ам с выключенной автоматикой перекрестной связи (АПС) на высоте 9 км и М = 0,7 при % = 45“69°. Как видно, на ам^21-у22° эффективность поперечного управления становится практически равной нулю, а удовлетворительной она обеспечивается только до ам=17°. Этот угол атаки является максимально допустимым. При наличии указанных выше подвесок вооружения максимально допустимый угол атаки установлен 14°.

Выше нами было отмечено увеличение эффективности руля направления по крену с увеличением углов атаки. На рис. 5.34 качественно показан характер одновременного изменения эффективности поперечного управления и педалей по углу атаки. В то время как d^Jd^p. поп с увеличением а уменьшается, d^dX^ увеличивается. Это свойство использовано на самолете Су-24 для повышения эффективности поперечного управления: установлена автоматика перекрестной связи (АПС). При отклонении ручки управления по

крену возникает угловая скорость крена сож. С появлением кренз самолет начинает скользить на опущенную консоль. Возникает момент М^ ., направленный, против крена. Момент тем больше, чем; больше угол атаки. В соответствии с этим эффективность ручки, управления будет уменьшаться. Отклонением руля направления пси крену уменьшаются скольжение на опущенную консоль и момент М? против крена. При больших углах отклонения руля направления может-даже возникнуть скольжение на поднятую консоль, в результате чего будет способствовать кренению, а это приводит к улучшению управляемости. На рис. 5.34 показана зависимость эффективности поперечного управления с включенной АПС от угла атаки по указателю при потере летчиком скорости до М = 0,5 на высоте 8 км. При работе АПС на высоте 8 км даже при полете- с числом М = 0,5 поперечная управляемость удовлетворительна де ам^25°, где — — 1,5-25 , в то время как без АПС поперечное ^р. поп

управление уже неэффективно.

На малых углах атаки, где эффективность поперечного управления достаточна, необходимости в применении перекрестной связи нет. Поэтому при а<10° САУ-6 работает в режиме демпфирования по всем трем каналам: продольному, поперечному и путевому. При а^10° включается АПС. При этом продолжают работать продольный и поперечный каналы в режиме демпфирования,, а руль направления — в режиме перекрестной связи. Переход на перекрестную связь на а=10° не ощущается. Однако на больших: углах атаки (Су^0,6) при %— 16° самолет склонен к боковой раскачке, затрудняющей пилотирование. В связи с этим перекрестная связь при %— 16° отключается автоматически.

Применение АПС привело к расширению диапазона эксплуатационных углов атаки. При выключенной АПС независимо от стреловидности крыла и с включенной АПС в диапазоне стреловидности крыла 16°<х<45° допустимый угол атаки аДОп м, как и: ранее, равен 17°. С включенной АПС в дипазоне 45°^%^691> адопм^Зб0 (20° при наличии 18 или 30 авиабомб калибра 250 кг или 40 авиабомб калибра 100 кг).

При уменьшении углов атаки до отрицательных величин (независимо от положения крыла и наличия подвесок), а также при полете с числом М^0,8 при х= 164-35°, когда самолет становится статически неустойчивым в поперечном отношении, эффективность поперечного управления сильно увеличивается и возрастает вероятность значительного превышения ограничения угловой скорости' крена 90°/с, при котором может наступить инерционное вращение- самолета. В этих условиях создавать необходимый или устранять возникший крены необходимо небольшими движениями ручки управления. При этом педали целесообразно удерживать в нейтральном положении, учитывая обратную реакцию самолета по крену.

Поперечная балансировка при перекладке крыла. При перекладке крыла, самолета, имеющего аэродина-

мическую и весовую симметрию, из положения %=16° в положение ^=45° поперечная балансировка практически не нарушается. При дальнейшем увеличении стреловидности самолет имеет тенденцию к кренению влево. Так, для обеспечения поперечной балансировки (у = 0) на приборной скорости 700 км/ч требуется небольшое отклонение ручки управления вправо (примерно на 2°). При перекладке крыла с перегрузкой тенденция к кренению увеличивается. Так, для обеспечения балансировки при изменении стреловидности с пу=1,8 ручку необходимо отклонять вправо до 4°. Учитывая, что перекладка крыла от 16 до 69° в прямолинейном полете и тем более при создании перегрузки п^ сопровождается увеличением угла атаки, нарушение поперечного равновесия здесь можно объяснить влиянием гироскопического момента роторов двигателей.

Усилия на ручке управления по крену при перебалансировке легко снимаются механизмом триммерного эффекта.

При перекладке крыла из положения %> 55° в положение /^ ^55° самолета, имеющего аэродинамическую или весовую несим- метрию, требующую для поперечной балансировки отклонения ручки управления более чем на 2° вправо или влево (зона нечувствительности интерцепторов, рис. 5.31), в момент подключения интерцепторов имеют место броски самолета по крену. Это происходит вследствие «выстреливания» интерцепторов секций той консоли, в сторону которой отклонена ручка управления. Так, при балансировочном положении ручки управления по крену, равном 6°, в момент подключения интерцепторов возникает кренение самолета с угловой скоростью (ож = 67с. При возрастании аэродинамической или весовой несимметрии, приводящей к увеличению потребного угла отклонения ручки управления по крену, в подобной ситуации возможно и более энергичное кренение самолета.

5.3.3. Взаимодействие продольной и боковой управляемости

На самолете Су-24, который управляется стабилизатором как по тангажу, так и по крену, на некоторых режимах полета с выключенными демпферами при отклонении ручки управления в определенной последовательности имеет место непроизвольное движение по крену — «выворачивание». Несмотря на то что опасности оно не представляет, летчик должен быть с ним знаком. Указанное явление возникает при выполнении виражей или спиралей. Если в процессе выдерживания заданного крена ручка управления незначительно отклонена в сторону, противоположную крену, то при взятии летчиком ручки управления на себя для увеличения перегрузки на режимах полета, соответствующих высокой поперечной устойчивости, самолет непроизвольно выходит из крена. Как показывают летные испытания, это проявляется при выполнении указанных маневров на углах атаки 'более 15° и при положениях крыла 45—69°. «Выворачивание» особенно заметно при %=45°. При /—69° оно проявляется в меньшей степени.

Физическая сущность явления заключается в возникновении момента статической поперечной устойчивости Мх при возникно- 148

вении угла скольжения р (рис. 5.35). Скольжение на опущенную консоль крыла возникает из-за появления путевого момента Му вследствие нарушения симметричности обтекания потоком стабилизатора, половины которого отклонены на различный угол. Разность сил Д£х стабилизатора на плече х и определяет момент Л4У. В заключение следует заметить, что при включении демпферной части САУ-6 «выворачивания» не происходит.

Рис. 5.35. К объяснению «выворачивания» самолета:

а — самолет в левом крене; б —суммарный угол отклонения правой половины стабилизатора; в —суммарный угол отклонения левой половины стабилизатора

§ 5.4. ВОЗМОЖНОСТИ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГОУПРАВЛЕНИЯ САУ-6

Система автоматического управления включает в себя две независимые системы:

траекторную и демпферную часть;

систему управления интерцепторами.

Назначение и принцип действия системы управления интерцепторами были изложены ранее. Рассмотрим траекторную и демпферную часть САУ-6. Она предназначена для автоматического управления самолетом и обеспечивает:

стабилизацию угловых положении: крена в пределах ±60°^ тангажа ±35° и курса при кренах менее 7°;

ручное управление самолетом без отключения режима стабилизации углс/вых положений системы САУ-6 при нажатой гашетке совмещенного с САУ управления (в этом случае система работает в режиме согласования);

■ демпфирование собственных короткопериодических колебаний самолета относительно трех осей;

перекрестную связь поперечного управления с рулем направления;

стабилизацию барометрической высоты полета;

приведение самолета к горизонту из любых угловых положений;

— автоматическое и директорное (ручное по командам дирек- торных меток приборов) управление самолетом на этапе возврата на аэродром посадки и захода на посадку до высоты 50 м;

автоматическое и директорное управление самолетом при /бомбометании с кабрирования;

автоматическое управление самолетом на малых высотах {200'—600 м) с уклоном рельефа до 30° и облетом препятствий в вертикальной плоскости;

маршрутный полет.

По своему принципу действия система обеспечивает приведение «самолета к горизонтальному прямолинейному полету из любого положения самолета. Инструкцией экипажу разрешено пользоваться режимом приведения из любых углов крена, а из углов тангажа не более ±35° на высотах 1 — 10 км (в учебных целях на высотах более 3,5 км) при скоростях о- 450 до 1300 км/ч и числах М^1,35 (в учебных целях при М<0,95 при стреловидности крыла 45° днем в простых метеоусловиях). При углах крена более 45° приведение к горизонту осуществляется только по крену, а при углах крена менее 45° автоматически включается и приведение по тангажу. Процесс приведения заканчивается при достижении нулевого крена и угла тангажа 4—5°. Максимальная перегрузка в процессе приведения к горизонтальному полету из пикирования ограничена ■значением +3,0. Однако программой она может быть реализована только на скорости по прибору не менеее 650—800 км/ч в зависимости от стреловидности крыла и полетной массы самолета. При приведении к горизонту на меньших скоростях перегрузка должна выдерживаться меньше из условия непревышения допустимого угла атаки. Например, на высоте 5 км при %=69°, w = 29 т и Упр = = 550 км/ч перегрузка при ач= 17° составляет около 1,5, при Уцр — — 650 км/ч — 2,0 и т. д. При такой программе приведения самолета к горизонту из угла пикирования обеспечиваются необходимая поперечная управляемость самолета и запас угла атаки до сваливания.

Потеря высоты за приведение зависит от угла пикирования и скорости полета, по прибору. Наименьшая потеря высоты имеет место при скоростях 600—700 км/ч в зависимости от стреловидности крыла. При приведении к горизонту на скоростях менее 600 км/ч потеря высоты увеличивается вследствие уменьшения перегрузки. Из-за ограничения допустимого угла атаки, а на скоростях более 750 км/ч — вследствие увеличения скорости при сохранении постоянной перегрузки, равной 3,0. Например, за вывод из угла пикирования 48° с креном 30° на высоте начала вывода 5600 м и скорости по прибору 660 км/ч самолет теряет 1700 м высоты.

Минимальная перегрузка при приведении самолета к горизонтальному прямолинейному полету из углов кабрирования составляет + 0,15.

Максимальная угловая скорость приведения к горизонтальному полету составляет по крену 40°/с, по тангажу 3°/с.

КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА И ОСОБЫЕ ЯВЛЕНИЯ „ ПРИ ПИЛОТИРОВАНИИ САМОЛЕТА

Характеристики самолета на больших углах атаки

Большими углами атаки в полете принято считать углы от начала аэродинамической тряски до углов атаки, соответствующих сваливанию самолета. Диапазон углов атаки от начала аэродинамической тряски до сваливания большой и меняется в зависимости от числа М полета и положения крыла. На самолете Су-24 местные срывы потока с крыла, внешним проявлением которых является аэродинамическая тряска самолета, начинаются сравнительно на небольших (8—12° по указателю) углах атаки. Появление местных срывов потока с крыла не сопровождается ухудшением характеристик устойчивости и управляемости, поэтому разрешается пилотирование при тряске. Однако, в этом случае она не может служить предупредительным признаком наличия большого угла атаки, при котором начинают ухудшаться характеристики поперечной управляемости. Это обязывает летчика осуществлять контроль за углом атаки по указателю.

В полетной конфигурации самолета при %= 16° как без внешних подвесок, так и с подвесками вооружения аэродинамическая тряска начинается на угле атаки по указателю 8° при числе М —0,4 и на угле атаки 10° при числе М^0,7 (Сутр на рис. 2.5). По сравнению с другими стреловидностями крыла при %—16° тряска более интенсивна и сопровождается боковыми колебаниями самолета. При дальнейшем увеличении угла атаки интенсивность тряски не изменяется вплоть до сваливания.

При %=45+69° аэродинамическая тряска начинается на угле атаки по указателю 11—12° .при числе М™0,4 и на угле атаки 10° при числе М=0,7. При этих положениях крыла тряска выражена слабее и пилотирование не усложняет. Чрезмерное увеличение угла атаки, превышающее допустимое значение, сопровождается значительными колебаниями крена и рыскания. При этом возможны даже «йеребросы» самолета из крена в крен.

Увеличение угла атаки более 8° по указателю, как уже отмечалось, при всех положениях крыла сопровождается ухудшением эффективности поперечного управления. При достижении допустимого угла атаки на создание угловой скорости крена остается не более 5—6° угла отклонения ручки управления. При ам — 21+22° без подвесок вооружения с выключенной автоматикой перекрестной связи эффективность поперечного управления практически равна нулю.

У самолета с подвесками 3 X ПТБ + 2ХФАБ-500М-62 на трансзвуковых скоростях при ам = 6+'8° (х = 35°) и при ам=14+16°

(% = 45°) появляется статическая продольная'неустойчивость по перегрузке (см. п. 5.2.2), следствием которой может -быть «срывной подхват» с забросом перегрузок, углов атаки и энергичное сваливание. Эффективность стабилизатора в продольном отношении сохраняется достаточно высокой на всех скоростях вплоть до скорости сваливания. Поэтому чрезмерно большое отклонение ручки управления на дозвуковых скоростях может привести к выходу самолета на углы атаки, при которых поперечное управление становится неэффективным, и на углы атаки, соответствующие сваливанию.

Эффективность педалей по крену при увеличении угла атаки в отличие от эффективности поперечного управления, наоборот, увеличивается вплоть до скорости сваливания. Это требует от летчика при полете самолета с углом атаки, близким к допустимому, более осторожного отклонения педалей (не более 1/4 хода). В случае потери эффективности поперечного управления из-за превышения аДОп необходимо уменьшить угол атаки и затем выводить самолет из крена.

Сваливание самолета

Сваливанием называют самопроизвольное неуправляемое кре- нение и рыскание с интенсивным торможением самолета на около- критических углах атаки из-за несимметричных местных срывов потока на крыле, занимающих достаточно большую его площадь, в условиях отсутствия путевой устойчивости и поперечной управляемости. В процессе сваливания происходит резкое изменение режима и параметров полета и создаются условия для развития штопора. Правильные и своевременные действия летчика при сваливании позволяют предотвратить вход самолета в штопор. При пилотировании сваливание самолета, как правило, происходит неожиданно для летчика и при отсутствии опыта в оценке ситуации могут быть допущены ошибочные действия. В условиях резкого сваливания с изменением нормальных и боковых перегрузок и пространственного положения летчик вместо рационального отклонения ручки управления от себя пытается удержать самолет от сваливания взятием ручки управления на себя, чем усугубляет положение и способствует развитию штопора.

Условием сваливания является нарушение нормальной устойчивости и управляемости самолета. Угол атаки сваливания зависит от положения крыла и наличия скольжения. Он тем меньше, чем больше стреловидность крыла и угол скольжения. На угол атаки сваливания оказывают влияние также скорость и характер внешних подвесок. С выключенной автоматикой перекрестной связи сваливание происходит при стреловидности 16° на углах атаки 30—40°, а при стреловидности 45—69° на углах атаки 26—37° по ДУА-3 в зависимости от числа М полета (рис. 5.36). Скорость сваливания при торможении самолета в прямолинейном полете без скольжения и со скольжением рассмотрена ранее и приведена в табл. 4.^5

Характер сваливания и поведение самолета зависят от положения крыла и характера маневра. При потере скорости в прямоли-- ней ном полете самолета с ^=16°, убранными закрылками и предкрылками, на угле атаки по указателю более 22° независимо от включения АПС в условиях аэродинамической тряски' появляются небольшие боковые колебания, парируемые рулями управления..

Рис. 5.36. Зависимость угла атаки сваливания от числа М полета и положения крыла

При ам —30° и М —0,36-4-0,4 (Vnp^ 2904-300 км/ч) начинается сваливание, которое внешне проявляется как энергичное кренение, обычно влево с развитием скрльжения на правую консоль крыла и опусканием носа самолета. При потере скорости в прямолинейном полете с выпущенными закрылками и предкрылками при полном отклонении ручки управления: на себя сваливания самолета не происходит. В криволинейном маневре с %>1,0 самолета с /—16°, убранными закрылками и предкрылками, без подвесок и с подвесками двух авиабомб калибра 500 кг, или двух ракет Х-28, или четырех блоков УБ-32 при ам^10° появляется аэродинамическая тряска, сопровождающаяся боковой раскачкой. Интенсивность боковой раскачки с увеличением угла атаки возрастает. При достижении адуА“ЗС^32“360 в результате грубой ошибки летчика в полете с левым креном самолет начинает интенсивно увеличивать, крен, а при достижении данного угла атаки в правом крене — интенсивно переходить из правого в левый крен.

При потере скорости в прямолинейном полете самолета с X—45°, выключенной АПС сваливание происходит на адуд-з более 30°. Оно проявляется в виде энергичного левого кренения с опусканием носа. При потере скорости в прямолинейном полете без скольжения самолет с включенной АПС без подвесок, с двумя. Х-28 или четырьмя УБ-32 при полном отклонении ручки управления на себя тенденции к сваливанию не имеет. При этом угол ата-

ш-

ки по датчику угла атаки достигает 32°. Однако при наличии ;| -скольжения при адуд-з—30-4-32° происходит энергичное свалива- | ние в сторону, противоположную скольжению. При перетягивании ! .летчиком ручки управления на криволинейном маневре самолет с | %—45°, включенной АПС сваливается при «дуд-з^ЗЗ0 также влево.

- - самолет свали- вается в сторону, противоположную скольжению, как правило в ГТППЛЫЛ7nnu,,\ ОАО’ираидли, D- - самолет свали- вается в сторону, противоположную скольжению, как правило в ГТППЛЫЛ7nnu,,\ ОАО’ираидли, DПри потере скорости в прямолинейном полете самолета с ^ Х = 69° без подвесок с включенной АПС на скоростях менее 250 км/ч по прибору имеют место боковые колебания со значительными величинами крена. С выключенной АПС колебания начинаются на приборной скорости 300 км/ч и менее. При дальней- , тем торможении самолета. независимо от включения АПС харак- I тер сваливания существенно зависит от характера внешних подве- * ■сок. Так при торможении с двумя авиабомбами калибра 500 кг на ? высоте 10 000 м до УПр = 260 км/ч при аДуА-з"30° и более проис- ! ходит сваливание влево. При торможении с четырьмя' УБ-32 это j происходит на 17^ = 200 км/ч. Сваливание при торможении само- 1 .лета с двумя ракетами-Х-28 происходит при Vlw=220“240 км/ч ю парашютирования влево. При перетягивании летчиком ручки уп- ! равления на криволинейном маневре без скольжения самолет с j % —69°, включенной АПС с подвесками двух авиабомб калибра 1 '500 кг, четырех блоков УБ-32 или двух ракет Х-28 при полностью j взятой на себя ручке управления тенденции к сваливанию не име- | ет, а при полете без АПС при достижении «дуд-з^ЗО0 и более на .левом и правом виражах самолет сваливается, как правило, влево. ' С включенной АПС при наличии скольжения 3—5Г

- - самолет свали- вается в сторону, противоположную скольжению, как правило в ГТППЛЫЛ7nnu,,\ ОАО’ираидли, D

- - самолет свали- вается в сторону, противоположную скольжению, как правило в ГТППЛЫЛ7nnu,,\ ОАО’ираидли, D

сторону крена при аДуА-3>ЗО0.

Как видно, характер сваливания определяется положением крыла, характером подвесок вооружения и положением рулей. •' Однако общими признаками сваливания и развития штопора являются резкое развитие вращения и изменение пространственного [ положения самолета, знакопеременные нормальные и боковые пе- ;[ регрузки и резкое падение скорости до 250 км/ч и менее. В этих условиях важно сохранить самообладание и правильно действо- ;[ вать. Сваливание еще не штопор. В момент сваливания, чтобы из- бежать ошибочных действий, следует перенести внимание на кабину и обеспечить отклонение ручки управления от себя в нейтраль- । ное положение, удерживая педали нейтрально и не допуская от- i клонения ручки по крену. Если скорость начинает расти, значит, [ развитие штопора не происходит.) С учетом запаса высоты необхо- | димо оценить ситуацию. Если есть запас высоты, необходимо вы- i вести самолет в горизонтальный полет, если нет запаса высоты, своевременно катапультироваться. Отвлечение внимания на каби- | ну на несколько секунд даже при сваливании со средних высот не ) несет в себе опасности, так как за 3—4 с потеря высоты не превысит 500 м. Запаздывание выхода самолета с х=45-^69° из свалива-)

ния при выводе указанным выше методом не превышает 5—7 с, а потеря высоты при высоте начала вывода 10 000—11 000 м составляет 3500—4000 м.

В целях предупреждения сваливания и попадания в штопор необходимо при маневрировании контролировать угол атаки по указателю, не превышая допустимого его значения в зависимости от подвесок, включения АПС и положения крыла.

Штопорные характеристики самолета и действияпри выводе

Штопор — неуправляемое самовращение самолета по нисходящей траектории малого радиуса на закритических углах атаки при одновременном сложном вращении его в пространстве. В зависимости от траектории движения и изменения параметров различают крутой и плоский, устойчивый и неустойчивый, а в зависимости от положения самолета в пространстве — нормальный и перевернутый штопоры. Ниже будет рассмотрен только нормальный штопор самолета Су-24. Характеристики перевернутого штопора будут приведены только после соответствующего испытания самолета.

Самолет может быть введен в нормальный штопор только в результате грубых ошибок в технике пилотирования. Характеристики нормального штопора самолета довольно стабильны. Самолет не отличается многообразием форм штопора. В зависимости от положения рулей при входе нормальный штопор самолета может быть либо неустойчивым крутым, либо устойчивым крутым. В неустойчивый штопор самолет входит в том случае, если летчик при сваливании и штопоре по ошибке держит ручку управления в отклоненном полностью на себя положении при нейтральном ее положении по крену с педалями, отклоненными по штопору. Если ручка управления по крену отклонена на 2/3 и более ее хода в положение «против штопора» при полностью отклоненном ее положении на себя и педалей «по штопору», штопор самолета является устойчивым крутым, несколько более плоским, чем неустойчивый.

Неустойчивый штопор характеризуется неустановившимся вращением самолета вокруг вертикальной оси (периодическими замедлениями и остановками вращения), колебаниями самолета по крену и колебаниями приборной скорости в диапазоне 0—250 км/ч. Штопор происходит на сравнительно небольших закритических углах атаки с большой вертикальной скоростью снижения. Характеристики неустойчивого штопора следующие:

V.cp = 1004-110 м/с;

аср =404-45°;

Пу = 0,54-1,5;

пг =—0,б4- + 0,8;

юуср — 154-20°/с (в диапазоне 0—40 /с);(ох = +604—60°/с.

Устойчивый штопор характеризуется более интенсивным вращением вокруг вертикальной оси с м^ло изменяющейся угловой ско-

ростью без замедлений вращения и остановок при больших закри- тических углах атаки. Вертикальная скорость снижения при этом штопоре несколько меньше, чем при неустойчивом штопоре. Характеристики устойчивого штопора следующие:

^уср = 904-95 м/с;аср = 55+60°;

~ 0,6+1,2;

пг = -0,3 4- +0,4;

toycp “ 55+60°/с;

©х = 0+ —60°/с.

Действия летчика для вывода самолета из штопора зависят от характера штопора. Однако при попадании в любой штопор двигатели необходимо задросселировать до режима «Малый газ». Вывод самолета из неустойчивого штопора надежно обеспечивается одновременной постановкой всех органов управления в нейтральное положение. При этом после прекращения вращения и достижения эволютивной скорости РУД необходимо перевести в положение МАКСИМАЛ и вывести самолет из пикирования с углом атаки по указателю, не более допустимого. При правильных действиях летчика самолет легко выходит из штопора, но со значительной, типичной для сверхзвукового самолета, потерей высоты за вывод. Поэтому в учебных целях штопор выполнять запрещается. Запаздывание выхода самолета из неустойчивого штопора, считая от момента дачи рулей на вывод до выхода в горизонтальный полет, не превышает 8—10 с, а потеря высоты за вывод 4000—5000 м. Из устойчивого штопора вывод самолета осуществляется энергичным отклонением педалей «против штопора» и постановкой ручки управления в нейтральное положение через 3— 4 с. При прекращении вращения педали немедленно устанавливаются нейтрально и дальнейшие действия такие же, как и при выводе из неустойчивого штопора. Запаздывание при таком выводе, не превышает 5 с, а потеря высоты при высоте начала вывода 9000 м — 3000—5000 м. Учитывая потерю высоты за вывод самолета как из устойчивого, так и неустойчивого штопора, Инструкция экипажу требует при непроизвольном попадании в штопор или невыходе из него до высоты 5000 м покинуть самолет.

Глава 6

МАНЕВРЕННЫЕ И ПИЛОТАЖНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИСАМОЛЕТА

Способность самолета менять свое положение в пространстве путем изменения скорости полета по величине и направлению называется его маневренностью. Она тем выше, чем быстрее и в более широких пределах может происходить это изменение скорости. Маневренность оказывает большое влияние на боевую эффективность самолета. Чем выше маневренность бомбардировщика, тем больше вероятность того, что он преодолеет зону ПВО противника, займет выгодное исходное положение для атаки наземной цели, сумеет эффективно выполнить атаку и выйти из нее, а в некоторых случаях и повторить ее.

Существует большое разнообразие маневров при боевом применении самолета. Широко применяются разгон и торможение, развороты в горизонтальной плоскости, пикирование, горка, боевой разворот, переворот и другие маневры.

Самолет Су-24 является первым самолетом бомбардировочного типа, у которого большая энерговооруженность и наличие крыла переменной стреловидности дают возможность летчику атаковать наземные цели с использованием всех видов сложных вертикальных маневров. В связи с этим на самолете разрешается выполнять фигуры простого и сложного пилотажа: виражи, горку с углами до 60°, пикирование с углами до 50°, боевые развороты, перевороты, бочки и спирали.

Прежде чем приступить к оценке маневренности самолета, следует отметить, что ее характеристики зависят от того, какие ускорения в различных направлениях могут быть сообщены самолету в полете. Это обстоятельство дает возможность использовать общий показатель маневренности. Таким наиболее общим показателем является перегрузка.

ПЕРЕГРУЗКА

Перегрузка п представляет собой отношение результирующей системы сил R, действующих на самолет, к произведению массы са-

молета на ускорение свободного падения. В векторном выражении она определяется формулой

Для анализа движения вместо вектора перегрузки удобнее пользоваться его составляющими по осям координат в скоростной системе (рис. 6.1). Перегрузка, действующая на самолет, расклады-

Рис. 6.1. Составляющие перегрузки самолетаРис. 6.1. Составляющие перегрузки самолета

Рис. 6.1. Составляющие перегрузки самолета

Рис. 6.1. Составляющие перегрузки самолета

вается на составляющие по осям: ОХ — продольная, OY—нормальная и OZ — боковая.

Продольная перегрузка пх

При полете без ся уравнениемПри полете без ся уравнениемРх-ХРх-Хпх —пх —скольжения продольная перегрузка определяет-

При полете без ся уравнением

При полете без ся уравнением

Рх-Х

Рх-Х

пх —

пх —

mg

где Рх— проекция тяги двигателей на направление скорости (в ньютонах, если масса в килограммах).

При полете на небольших углах атаки тяга двигателей практически совпадает с направлением движения. Тогда уравнение принимает вид

Продольная перегрузка характеризует способность самолета изменять скорость горизонтального полета по величине и является

основным показателем горизонтального разгона и торможения. При установившемся горизонтальном полете пх = 0. В эксплуатационном диапазоне скоростей и высот полета самолета продольные перегрузки изменяются в пределах от +0,6 до —0,9.

Продольная перегрузка действует не только на самолет, его элементы конструкции, но и на летчика. Она действует на летчика в- направлениях «грудь-—спина» при разгоне, прижимая его к спинке кресла, и «^пина— грудь» при торможении, отклоняя его вперед, от спинки кресла. В отношении продольных перегрузок конструктивная прочность самолета и переносимость летчиком достаточно' высоки и по ним никаких ограничений в эксплуатации не накладывается.

Нормальная перегрузка Пу

Величина нормальной перегрузки определяется уравнением.

где Ру — проекция силы тяги двигателей на ось OY.

Если проекция силы тяги двигателей на ось OY сравнительно1 невелика,

n^Y/mg.

Нормальная перегрузка характеризует интенсивность разворота, т. е. изменение направления вектора скорости самолета в вертикальной или горизонтальной плоскости. В частном случае, когда- происходит горизонтальный прямолинейный полет, Пу = 1,0, т. е.. искривления траектории полета не происходит. В практике эксплуатации самолета нормальные перегрузки изменяются в широких пределах: от отрицательных до больших положительных.

Нормальные положительные перегрузки иу>1,0 действуют налетчика в направлении «голова — таз», прижимая его к чашке кресла, а ^<1,0— в направлении «таз — голова», ослабляя воздействие давления чашки кресла на летчика вплоть до отделения: его от чашки кресла.

При уменьшении перегрузки от 1,0 до 0, если летчик оказывается не привязанным ремнями, он ощущает потерю своего веса до невесомости, а далее при возрастании отрицательных перегрузок ощущает действие плечевых привязных ремней. В силу того что по конструктивной прочности самолета и переносимости летчика нормальная максимально допустимая величина положительных и отрицательных перегрузок сравнительно невелика, она ограничивается. Ограничивается также и время полета с отрицательными или нулевыми нормальными перегрузками из-за воздействия невесомости на положение топлива в баках и подачу его в двигатели. \

Боковая перегрузка пг

Боковые перегрузки возникают только при полете со скольже-| нием, когда на самолет действует боковая аэродинамическая си-|Р ла Z. Боковая перегрузка определяется уравнением|

пг =,1

где Р2 — проекция тяги двигателей на ось OZ.

Так как величина Pz имеет малые значения, n2^Z/mg. В прямолинейном полете ц2 = 0. Действие на самолет перегрузки пг, от- личной от нуля, проявляется в искривлении траектории полета вН плоскости XOZ в сторону действия боковой силы Z. В практике эксплуатации самолетов величина п2 изменяется в пределах от 0 до " ±0,5. Действие боковой перегрузки на летчика выражается в отклонении тела в правую или левую сторону (в зависимости от зна- кац2).i

Все рассмотренные выше перегрузки по осям приложены в цент- ре тяжести. Однако при наличии угловых скоростей вращения са- ! молета относительно принятых осей в точках на продольной оси са- ■ молета ОХ, отстоящих от центра тяжести, действуют перегрузки,: отличающиеся по величине, которые принято называть местны- ■ ми перегрузками. Если поворота самолета относительно центра ; тяжести нет, местные перегрузки, действующие в любой точке, ' равны перегрузкам в центре тяжести. Этим объясняется различие перегрузок в процессе маневров, регистрируемых прибором летчи- ■ ка и средствами объективного контроля. Прибор летчика и средства < объективного контроля измеряют перегрузку по осям связанной системы координат. Для анализа движения самолета, как уже от- мечалось, обычно пользуются перегрузкой, действующей по осям скоростной системы координат. Связь перегрузок в i скоростной и связанной системах координат выражается ; уравнениями:4!Л

п., — nv< cos а +> пуХ sin а;

УУ 1л х।

nY = пх cos а + /zvl sina,

где Цу и пх-—перегрузки в скоростной системе координат;цу 1 и пх 1 — перегрузки в связанной системе координат.

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ И УГЛЫ АТАКИ|

САМОЛЕТА ПРИ МАНЕВРИРОВАНИИ5

Максимально допустимые эксплуатационные|

перегрузки по прочностиi

При выполнении маневра с увеличением положительной пере- 1 грузки Цу возрастает аэродинамическая нагрузка на крыло и само- ! лет в целом. Величина максимально допустимой эксплуатационной 160

перегрузки у самолета определяется прочностью крыла, т. е. прочностью его силовых элементов, а для самолета с изменяемой геометрией крыла, как правило, прочностью его поворотного узла.

Величина максимально допустимой эксплуатационной перегрузки пэуМ1КС устанавливается по результатам статических и динамических испытаний крыла на прочность. Нагружением крыла положительной нагрузкой, по характеру близкой к нагрузке в* полете, определяется разрушающая подъемная сила (Уразр) > при которой возникают остаточные деформации конструкции или разрушение ее отдельных силовых элементов. Величина разрушающей подъемной силы Зависит от стреловидности крыла и вариантов подвесок. Она тем больше, чем больше стреловидность крыла и легче подвески, так как с уменьшением удлинения и размаха крыла изгибающий момент, действующий на крыло, меньше. По величине Уразр с учетом необходимого запаса для некоторой расчетной массы рассчитывается и проверяется в полете максимально допустимая эксплуатационная перегрузка по прочности конструкции:

у у z разр. кр бал

где Уразр-пр — разрушающая подъемная сила самолета с иеоткло- ненным стабилизатором;

Убал — подъемная сила стабилизатора, потребная для балансировки самолета;

/ — коэффициент запаса прочности.

Из формулы видно, что при одной и той же величине Уразр. кр максимально допустимая эксплуатационная перегрузка будет тем меньше, чем более заднее положение относительно центра тяжести (при М>0,9) занимает аэродинамический фокус, так как Убал требуется больше.

Следовательно, у самолета с изменяемой геометрией крыла в полете величина пэуМакс меняется в зависимости от положения крыла и подвесок, а при 60°^%^69° и от числа М полета. Кроме того, Вумаке зависит от массы самолета и выработки топлива.

Наибольшее значение имеет Вумаке при 60° ^/^69° без подвесок и с некоторыми подвесками, указанными в Инструкции экипажу, при остатке топлива, равном или менее 6000 кг: при числе М^ ^0,9 /гамаке — 6,0, при числе М > 0,9—5,0.

При стреловидностях крыла 45°^ % <60° без подвесок и с подвесками, указанными в Инструкции экипажу, при остатке топлива 6000 кг и менее пэу макс = 5,0.

161161Самый низкий уровень эксплуатационных перегрузок самолет имеет при 16°^%<45°. Без подвесок и с подвесками, указанными в Инструкции экипажу, при указанном выше остатке топлива Вумаке "4,0.

161

161

И Зак. 1824с

При увеличении остатков топлива более ■ 6000 кг на каждые 2000 кг пэуМакс необходимо уменьшать на 0,5.

С двумя подвесными баками вместимостью по 3000 л каждый или тремя подвесными топливными баками общей вместимостью 8000 л с любым остатком топлива независимо от положения крыла макс ” 3,0.

Кроме того, у самолета Су-24 установлено ограничение максимально допустимых перегрузок при перекладке крыла по износостойкости и прочности поворотного узла. Независимо от массы самолета и подвесок перекладка крыла допускается при п^ не более 2,0.

Максимально допустимая отрицательная перегрузка по прочности конструкции независимо от стреловидности крыла, массы са-> молета и подвесок для самолета с частичным усилением механизма управления поворотным пилоном (для самолетов до № 06-07) равна минус 1,0, а для самолетов с полным усилением механизма управления поворотным пилоном — минус 2,0. Однако по шарнирному моменту стабилизатора максимально допустимая отрицательная перегрузка равна минус 1,0.

Рис. 6.2. График зависимости л?/доп от приборной скорости (Я—04-5000 м)

Реализация максимально допустимых эксплуатационных перегрузок при маневрировании обеспечивается на малых и средних высотах на приборных скоростях более 730—800 км/ч при стреловидности крыла 16° и более 730—850 км/ч при % = 45°. При %=69° реализовать п^макс^ 6,0 можно на приборных скоростях более 880—1'050 км/ч (рис. 6.2—6.6). Реализовать пэумакс на скоростях, менее указанных, невозможно из-за достижения допустимого угла атаки при n-y<n% макс- 162

Контроль перегрузки летчик осуществляет по : правой стрелке; указателя углов атаки и перегрузок (УУАП). На приборе УУАП-И, выделены секторы положительной максимально допустимой эксплуатационной перегрузки от плюс 5,0 и более и отрицательной от минус 2,0 и более. О достижении пэумаис летчика предуп-

Рис. 6.3. График зависимости Пц ЛОп от приборной скорости (//^0-5000 м)

Рис. 6.4. График зависимости п1( Лоп от приборной скорости (Н — 0-4-5000 м)

реждает световая сигнализация. На указателе УАП-И загорается лампа.

Рис. 6.5. График зависимости п^до-nr от приборной скорости (/7—0™

-ч5000 м)

На самолетах более позднего выпуска вместо указателей

УАП-И установлены более совершенные указатели УАП-4, системы

Рис. 6.6. График зависимости пу доп от приборной скорости (//=0—5000 м)

УУАП-72. В отличие от указателя УАП-И значения максимально допустимой эксплуатационной перегрузки указываются подвижным индексом в зависимости от положения крыла, числа М полета и характера подвесок.

Максимально допустимые значения углов атаки и перегрузок по индексам УУАП-4 приведены в табл. 6.1.

* Только при включенной АПС (с выключенной АПС Цдоп™17° независимо от положения крыла).

** С подвесками Хч23 или Р-55 — 4.

Для исключения деформаций или даже разрушения конструкции самолета превышение п%макс недопустимо. Поэтому следует обратить внимание на то, что при установке переключателя УУАП-72 в положение ПОМЕХИ при наличии подвесок Х-23 при %=60±69° УУАП-4 выдает п*у Макс~5Д в то время как /гэуМакс не должна превышать 4,0.

Перегрузки воздействуют не только на конструкцию самолета, но и оказывают влияние на работоспособность летчика. Работоспособность летчика в полете и переносимость перегрузок зависят не только от величины перегрузки, но и от времени ее действия, использования в полете противоперегрузочного костюма (ППК) и натренированности летчика. Нормальная работоспособность летчика сохраняется при длительном воздействии перегрузок без ППК не более 5,0, а в ППК —6, 0 — 7,0. Однако следует иметь в виду, что при полете с большими перегрузками снижается точность пилотирования. Установлено, что даже у хорошо натренированного летчика при перегрузках, близких к Шумане» отклонения от заданного значения оказываются не менее ±0,5. При перегрузках более 10 летчик теряет способность управлять самолетом.

; : ; 6.2,2. Допустимые перегрузки по углу атаки

Наряду с ограничением перегрузок по прочности самолета существует ограничение по углу атаки. Это связано с тем, что при достаточно больших его значениях нарушается плавность обтекания крыла, ухудшаются у работы двигателей, появляются местные срывы потока, которые летчик ощущает как тряску самолета. Это, как правило, сопровождается изменением характеристик устойчивости и управляемости самолета: уменьшается эффективность поперечного управления, на некоторых режимах полета, о чем было сказано выше, уменьшается запас статической продольной устойчивости по перегрузке. При достаточно большом угле ата- ки наступает сваливание самолета. .

Из указанных явлений раньше всех проявляется ухудшение поперечной управляемости. Для обеспечения ее в достаточных пределах, обеспечения безотказной работы двигателей установлен максимально допустимый угол атаки независимо от стреловидности крыла адоп^И0. При маневрировании и пилотаже на углах атаки, не превышающих .допустимый,обеспечивается поперечная управляемость самолета. Сваливание на дозвуковых скоростях полета происходит на углах атаки 30—32° по указателю. Допустимому углу атаки по УУАП соответствует Су доп, который при одном и том же значении аДОп изменяется в зависимости от стреловидности крыла (рис. 2.5).

Значениям Су доп соответствуют вполне определенные максимально допустимые перегрузки по углу атаки «удои. Величина пУдОп при заданном положении крыла определяется скоростью, высотой полета и полетной массой:

сс

„ ^удоп _ ^удоп

^V ДОП —' —~ ‘■■■г'"""‘"■ *

Суг.п W/H/a3Kp

Влияние скорости (числа М) и высоты полета выражается в изменении скоростного напора, и допустимая перегрузка с уменьшением скорости уменьшается (рис. 6.2). По мере уменьшения массы, связанного с выработкой топлива или сбросом подвесок, /гуДОП становится больше. Создать можно на тех скоростях полета, на которых она меньше пэумакс- При х= 16° это имеет место на УПр< <730—800 км/ч, при % — 45°— менее 730—850 км/ч, а при х~69° — во всем эксплуатационном диапазоне приборных скоростей полета менее 880—1050 км/ч (рис. 6.2—6.6). С учетом зависимости Су доп от стреловидности крыла и числа М полета, Су г.п от высоты, скорости полета и полетной массы на малых и средних высотах общий уровень доп при х=45° до приборной скорости 850—900 км/ч несколько выше, чем при % = 69°. Так, если при маневрировании самолета массой 25 000 кг на высотах 0—5000 м на ТПр = 600 км/ч при ;% = 164-45° Пу доп = 2,604-2,5, то при % = 69° ПудОП = 2,25.

В настоящее время на самолетах, в том числе и на самолете Су-24, пилотирование осуществляется с использованием указателя углов атаки. Угол атаки показывает левая стрелка указателя. Кро- 466

ме того, на указателе УАП-4 подвижным индексом отображается допустимый угол атаки в зависимости от положения крыла (табл. 6.1). При достижении допустимого угла атаки в полете загорается сигнальная лампа прибора.

Угол атаки является универсальным показателем режима полета, так как выдерживание его заданного значения позволяет задать режим полета по перегрузке независимо от массы самолета и условий полета. Указатель углов атаки воспроизводит местный угол атаки в месте расположения датчика. Местный угол ам может отличаться от истинного угла атаки самолета аИст- Особенностью указателя углов атаки и перегрузок самолета Су-24 является то, что при убранных закрылках и предкрылках без влияния земли показываемые им значения углов атаки мало отличаются от истинных значений. Однако летчику следует иметь в виду, что углы атаки, указанные в Инструкции экипажу, ориентированы не по аИст,.а по ам. Поэтому разница между аИСт и ам не должна приниматься во внимание. В частности, аэродинамическая тряска начинается на ам = 8—12°. До ctM=17° поперечная управляемость удовлетворительна. На ам = 304-32°, выход на которые запрещен Инструкцией экипажу, происходит сваливание самолета.

Оценка режима полета по углу атаки с использованием приборной скорости, высоты и перегрузки, регистрируемых средствами объективного контроля с учетом массы самолета на малых и средних высотах, может быть произведена по номограмме (рис. 6.7). Положение точки относительно Су доп для заданной стреловидности крыла характеризует режим полета.

Предельные перегрузки самолета по тяге

Энергетические возможности самолета по выполнению криволинейного горизонтального маневра с постоянной скоростью характеризуются предельной по тяге перегрузкой (/гуПр). Известно, что по мере накренения самолета для сохранения заданной высоты разворота приходится увеличивать перегрузку п^ увеличением угла атаки, сопровождающимся ростом потребной тяги за счет индуктивной составляющей лобового сопротивления. Наибольшая перегрузка, при которой потребная тяга становится равной располагаемой на заданном режиме работы двигателей, называется предельной по тяге. Величина пуПр определяется соотношением

— Р кИм пр — Авир»

гдеЛвир—аэродинамическое качество самолета на вираже.

Она тем больше, чем больше располагаемая тяга, чем меньше полетная масса и выше аэродинамическое качество самолета при выполнении виража (разворота). Располагаемая тяга и аэродинамическое качество меняются в зависимости от скорости и высоты полета, а для самолета с изменяемой геометрией крыла аэродинамическое качество меняется и при изменении положения крыла. Для заданных условий полета (скорорти и высоты), режима работы

двигателей, характера внешних подвесок, конфигурации самолета! и полетной массы п-удр можно определить, пользуясь формулой

где Ло — безындуктивная составляющая лобового сопротивления;Xir — индуктивная составляющая лобового сопротивления при.где Ло — безындуктивная составляющая лобового сопротивления;Xir — индуктивная составляющая лобового сопротивления при.Рис. 6.8. Зависимость предельной по тяге перегрузки от скорости, высоты полета для самолета массой 23 и 29 т без подвесок при основных положениях крыла (режрм «Полный форсаж»)Рис. 6.8. Зависимость предельной по тяге перегрузки от скорости, высоты полета для самолета массой 23 и 29 т без подвесок при основных положениях крыла (режрм «Полный форсаж»)

где Ло — безындуктивная составляющая лобового сопротивления;

Xir — индуктивная составляющая лобового сопротивления при.

где Ло — безындуктивная составляющая лобового сопротивления;

Xir — индуктивная составляющая лобового сопротивления при.

Рис. 6.8. Зависимость предельной по тяге перегрузки от скорости, высоты полета для самолета массой 23 и 29 т без подвесок при основных положениях крыла (режрм «Полный форсаж»)

Рис. 6.8. Зависимость предельной по тяге перегрузки от скорости, высоты полета для самолета массой 23 и 29 т без подвесок при основных положениях крыла (режрм «Полный форсаж»)

; Предельные перегрузки по тяге на эксплуатационных режимах полета самолета Су-24 без подвесок при трех положениях крыла в зависимости от скорости и высоты показаны на графиках (рис. 6.8 и 6.9). Из графиков следует, что при любой стреловидности крыла

.для самолета массой 23 и 29 т без подвесок при основных положениях крыла (режим «Максимал»)

и равных скоростях по прибору с увеличением высоты пупр уменьшается. На полном форсаже по сравнению с максималом она почти в два раза больше. Наибольшее значение предельной по тяге перегрузки соответствует стреловидности крыла 16° при равных значениях скорости во всем диапазоне высот. На полном форсаже в диапазоне малых и средних высот пуПр превышает даже максимально допустимую по углу атаки перегрузку. Поэтому при выполнении горизонтального маневра на постоянной скорости для предотвращения чрезмерного увеличения угла атаки приходится ограничивать режим полета значением допустимого угла атаки, а для обеспечения постоянства скорости снижать тягу форсажного режима.

Предельная по тяге перегрузка при стреловидности крыла 45 и 69° в широком эксплуатационном диапазоне скоростей меняется существенно. Как на полном форсаже, так и на максимальном режиме работы двигателей существует дозвуковая скорость, при которой ■% пр имеет наибольшее значение. Этот максимум при всех стреловидностях крыла и режимах работы двигателей, за исключением %=16° на режиме «Максимал», на высоте 200 м соответствует приборной скорости 1000 км/ч, на высоте 4000 м ^ = 7504-850 км/ч и на высоте 7000 м Упр —6504-750 км/ч. При стреловидности крыла 16° на режиме «Максимал» максимум предельной по тяге перегрузки на высоте 200 м соответствует приборной скорости 900 км/ч. Заметим, что как уменьшение скорости от указанной, так и увеличение ее ведут к снижению /гуПр- Падение пупр при уменьшении скоро- -сти обусловлено ростом индуктивного сопротивления и снижением тяги двигателей, при увеличении — возрастанием лобового сопротивления самолета. Максимум предельной перегрузки по тяге вы- 170

ражен резче при %=16°, чем при %^45° и 69°, ашри % = 45° он выражен менее резко, чем при х= 69°.

На малых и средних высотах в диапазоне скоростей Vnp-600— “800 км/ч на всех режимах работы двигателей наибольшие пуПр достигаются при %^16°, что обусловлено более благоприятным сочетанием располагаемой тяги и аэродинамического качества. Однако на средних высотах с увеличением УПр>800 км/ч /гуПр при Х= 16° быстрр падают и наибольшими становятся при % = 45°. На высоте 200 м максимальные пуПр при Уцр = 900 км/ч на полном форсаже при %— 16° достигают 6,0—7,0, а на максимале — 4,5—5,5. С увеличением высоты предельные по тяге перегрузки уменьшаются как за счет уменьшения располагаемой тяги, так и роста лобового сопротивления. На высоте 4 км они составляют на полном форсаже 4,5—5,5, на максимале 3,5—4»0, а на высоте 7 км соответственно 3,0—4,0 и 2,0—2,5.

На величину предельной перегрузки по тяге существенно влияют масса самолета и температура воздуха. Влияние массы проявляется в изменении потребной тяги, а температуры —в основном в изменении располагаемой тяги двигателей. С увеличением полетной массы и температуры наружного воздуха предельные по тяге перегрузки уменьшаются. Их влияние усиливается по мере увеличения высоты полета. Однако с достаточной точностью можно считать, что предельная перегрузка по тяге уменьшается на столько процентов, на сколько процентов увеличивается масса самолета или уменьшается тяга двигателей. В пределах изменения.полетной массы самолета без подвесок при выработке топлива изменение перегрузки составляет 0,5—1,0. Влияние изменения температуры воздуха от зимы к лету проявляется несколько сильнее, чем влияние полетной массы. Даже различие в регулировочных данных двигателя по тяге в пределах допуска даёт себя знать, особенно при маневрировании на больших высотах.

Наличие внешних подвесок вооружения и топливных баков всегда снижает пуПр, и тем сильнее, чем большее возрастание лобо- вого сопротивления они вызывают и чем сильнее увеличивается масса самолета. Оценить их количественное влияние возможно на основании расчетов для тех или иных конкретных вариантов и условий полета.

Располагаемые нормальные перегрузки по эффективностистабилизатора

При пилотировании на больших высотах и в стратосфере возможности криволинейного маневрирования ограничены величиной располагаемой нормальной перегрузки по эффективности стабилизатора лур. пор- Это обусловлено тем, что в трансзвуковом и сверхзвуковом диапазонах по мере роста скорости возрастает продольная статическая устойчивость и снижается эффективность стабилизатора. На самолете Су-24 располагаемый угол атаки и ему соответствующий коэффициент Сур.по^ф уменьшаются более интен-

сивно при разгоне до числа М = 1,0 (рис. 6.10). На числах М> 1,0 Сур.ло<р уменьшается менее интенсивно. Из сравнения Су р. по ф с Су доп, соответствующим ам — 17°, можно сделать вывод, что на сверхзвуковых скоростях возможен выход на допустимый угол ата-

2,52,52,02,01,51,50,50,500СиУрпо<рст 3,0СиУрпо<рст 3,0ооХ=16 ; М^Юкм; уСТ1 дш^-го; хт=37^ с ахХ=16 ; М^Юкм; уСТ1 дш^-го; хт=37^ с ахх=б9;н^х=б9;н^' о - 'САХХ=*5°;№5кя;уСТД1акс=-9 :Хт =38,5%wf Т"' о - 'САХХ=*5°;№5кя;уСТД1акс=-9 :Хт =38,5%wf Т"X=U5°; Н^Юкм; <рСТлакг-20°;хтX=U5°; Н^Юкм; <рСТлакг-20°;хтОу бои соответствующий о ! I^17°прих=69°Х=16; Н55км; Устмакс^-^ Хт=37% MXОу бои соответствующий о ! I^17°прих=69°Х=16; Н55км; Устмакс^-^ Хт=37% MX^69%х^69%х0.50,70,90.50,70,9=38,5% САХ=38,5% САХ’^C^XT^UcAX’^C^XT^UcAXУ 7,31,57,7У 7,31,57,71,9 М1,9 М

2,5

2,5

2,0

2,0

1,5

1,5

0,5

0,5

0

0

Си

Урпо<рст 3,0

Си

Урпо<рст 3,0

о

о

Х=16 ; М^Юкм; уСТ1 дш^-го; хт=37^ с ах

Х=16 ; М^Юкм; уСТ1 дш^-го; хт=37^ с ах

х=б9;н^

х=б9;н^

' о - 'САХ

Х=*5°;№5кя;уСТД1акс=-9 :Хт =38,5%wf Т"

' о - 'САХ

Х=*5°;№5кя;уСТД1акс=-9 :Хт =38,5%wf Т"

X=U5°; Н^Юкм; <рСТлакг-20°;хт

X=U5°; Н^Юкм; <рСТлакг-20°;хт

Оу бои соответствующий о ! I^17°прих=69°

Х=16; Н55км; Устмакс^-^ Хт=37% MX

Оу бои соответствующий о ! I^17°прих=69°

Х=16; Н55км; Устмакс^-^ Хт=37% MX

^69%х

^69%х

0.50,70,9

0.50,70,9

=38,5% САХ

=38,5% САХ

’^C^XT^UcAX

’^C^XT^UcAX

У 7,31,57,7

У 7,31,57,7

1,9 М

1,9 М

Рис. 6.10. Зависимость располагаемого коэффициента подъемной силы при полностью отклоненной на себя ручке управления от числа М полета, стреловидности крыла, центровки и работы автоматики АРУ

ки по указателю УАП, так как Сур на высотах полета 10 км и более больше Су доп-

Известно, что располагаемая нормальная перегрузка пур. поф -выражается отношением Су р.ПОф к Су горизонтального полета.

Изменение СуР. Поф и СуГ. п по мере увеличения числа М полета происходит так, что их отношение на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях увеличивается по мере разгона, а в трансзвуковом диапазоне чисел М — 0,9 4- 1,0 уменьшается, В соответствии с этим изменяется и /2yp.no ср (рис. 6,11). Если на малых и средних высотах в эксплуатационном диапазоне скоростей пуР. ПОф превышает /2удОп и /2эумакс> то на больших высотах /?ур.поср могут ограничивать маневрирование. Так, на высоте 15 000 м Мур.иоф меньше пэуМакс практически во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета. На этой высоте минимальное значение, равное 2,2, ПуР. ПосР имеет при числе М= 1,0 4- 1,1, а максимальное, равное 4,0—4,3, на числах, превышающих 1,6.

Располагаемые продольные перегрузки и их связьс нормальными

Продольная перегрузка пх характеризует интенсивность, изменения скорости при горизонтальном разгоне и торможении. Продоль- 172

пая перегрузка определяется избытком тяги и полетной массой самолета

Наибольшая положительная продольная перегрузка соответствует полному форсажу двигателей и минимальной полетной массе самолета без подвесок. Значительное изменение тяги двигателей

Рис. 6.11. 3ависимость располагаемых по эффективности стабилизатора, допустимых по углу атаки и эксплуатационных по прочности перегрузок от высоты и числа М полета (0/5=465 кгс/м2; Хт=40% САХ;. %=69°)

и лобового сопротивления в зависимости от высоты и скорости полета обусловливает изменение продольной располагаемой перегрузки в широких пределах. Для самолета с изменяемой геометрией крыла перегрузка связана с положением крыла. Располагаемая положительная продольная перегрузка самолета Су-24 без подвесок на полном форсаже при' стандартных атмосферных условиях для трех основных положений крыла показана на графике (рис. 6.12). На малых и средних высотах в дозвуковом диапазоне скоростей самолет располагает сравнительно большими продольными перегрузками, изменяющимися от 0,5 до 0,62. Максимум продольной перегрузки соответствует при %=16° числу М = 0,7—0,8, а ^=69° — 0,8—0,9 и выражен заметно. Влияние изменения положения крыла от 16 до 69° выражается в изменении перегрузки не более чем на А/г^О,04—0,05. Несколько больше располагаемая перегрузка пх при малой стреловидности, что связано с некоторым снижением индуктивного сопротивления при одних и тех же скорости и высоте полета. Эта разница пр мере увеличения дозвуковой

скорости исчезает, и при числе М = 0,75—0,8 на малых и средних высотах перегрузки оказываются практически одинаковыми при всех положениях крыла. На высоте 10 000 м несколько меньшие пх при % —69° обусловлены ростом индуктивного сопротивления.

С увеличением высоты полета располагаемые продольные перегрузки уменьшаются. На высоте 10 000 м и числе М-0,8 при х^ Ю0- пх составляет 0,14, при х = 45° — 0,11, а при х=69° —0,1. Однако

при увеличении числа М характер изменения продольной перегрузки сильно зависит от стреловидности крыла. Если при %—16° происходит интенсивное ее падение, то при х = 69° пх практически не уменьшается. Интенсивное падение пх при %= 16° связано с более сильным влиянием на лобовое сопротивление волнового кризиса. При х —45° при числе М^1,1 располагаемая перегрузка пх даже на полном форсаже становится очень малой. Преимущества крыла при Х—69° по сравнению с Х —45° становятся ощутимыми при числе М полета более 0,85.

Влияние полетной массы самолета на величину пх зависит от ее абсолютного значения. Чем больше пх, тем меньше оказывает влияние изменение массы самолета, и наоборот. Поэтому влияние массы на располагаемую продольную перегрузку становится за-

метным при разгоне в дозвуковом диапазоне скоростей на больших высотах и на больших сверхзвуковых скоростях, где избытки тяги малы. Уменьшение пх с увеличением массы обусловлено ростом лобового сопротивления.

Влияние на пх отклонения температуры воздуха от стандартной проявляется в изменении тяги двигателей. Степень влияния температуры тоже зависит от абсолютной величины перегрузки. На больших высотах, при дозвуковых скоростях и на больших сверхзвуковых скоростях, где перегрузки малы, ее влияние может выражаться в изменении перегрузки на 20—30% -

При использовании неполного форсажа или без форсажа продольная перегрузка уменьшается во столько раз, во сколько раз уменьшается тяга двигателей. ■ :

Продольная перегрузка однозначно связана с нормальной перегрузкой, так как между ними происходит перераспределение энергии, С увеличением нормальной перегрузки располагаемая пх. уменьшается. Связь продольной и нормальной перегрузок выражается соотношением

P-Xtt-XiTn2N

mg

Если разгон и торможение самолета осуществляются в наклон-- ной плоскости, их характеристики определяются не только значением пх, но и углом наклона траектории 0. От них зависит продольное ускорение jx:

ix^g^x± sin в), где g —ускорение свободного падения (9,81 м/с2);

0 —угол наклона траектории.

РАЗГОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

Разгоном самолета называется маневр с увеличением скорости полета. В зависимости от характера траектории он может осуществляться в горизонтальной или наклонной плоскости, в прямолинейном или криволинейном полете. В общем случае интенсивность нарастания скорости характеризуется продольным ускорением. Чем больше продольное ускорение, тем интенсивнее увеличивается скорость. Поэтому способность самолета увеличивать скорость называют иногда его приемистостью по скорости.

Основными характеристиками разгона являются время, путь и расход топлива. Так как ускорение разгона является переменной величиной и зависит от изменения продольной перегрузки пх и угла наклона траектории, время, путь и расход топлива могут быть определены методом последовательного суммирования А^-, АЦ и AmTi за конечно малые 1-е изменения скорости в заданном интервале скоростей разгона. В том случае, когда ускорение разгона jx в заданном диапазоне скоростей меняется мало, расчет времени

At, пути AL и расхода топлива AQT можно производить, пользуясь | формулами:'

jx

AV^V^Vt;

AL = VcpA/;

V — cp“ 2

Атм =2 Qc. cpA/f

где Qc. ср — секундный расход топлива, средний в данном интервале скоростей, кг/с.

Интенсивность разгона самолета в процессе боевого маневрирования очень важна, так как ею определяется возможность догона, ухода от преследования и разгона до максимальной скорости в условиях преодоления ПВО противника. Наиболее быстрое уве- .личение скорости при разгоне в заданном диапазоне достигается использованием полного форсажа.| и

При наличии у самолета крыла изменяемой стреловидности on- ; h тимальный разгон должен выполняться с переменной стреловидно- |,; стью, т. е. с той, при полете с которой на данной скорости больше /| продольная перегрузка (рис. 6.8). Однако при отсутствии на само" /!| .лете Су-24 автомата изменения % по числам М осуществить такой н/ разгон трудно. Поэтому характеристики разгона самолета приво- г) дятся для фиксированных положений крыла.j /

С учетом разрешенного диапазона скоростей полета на само- i лете в зависимости от фиксированного положения Крыла разгон- | ные характеристики существенно меняются и при осуществлении ^ разгона возникает ряд особенностей. На высотах менее 5000 м при / стреловидностях крыла менее 60° в узком диапазоне разрешенных j | скоростей разгона до 1/^ = 9004-1100 км/ч или чисел М^0,9 на П полном фдрсаже избытки тяги во всем диапазоне остаются достаточно большими. Даже при подходе к числу М^с. д“ 0,9 на высоте 200 м скорость нарастает с темпом 15—20 км/ч за секунду. Это требует повышенного внимания за скоростью и своевременного .дросселирования двигателей. С учетом малого диапазона скоростей j и больших ускорений в учебных полетах разгон целесообразно осу- ij ществлять на максимале. При стреловидности крыла 16°^х<60°1,

на высотах более 5000 м эксплуатационный диапазон чисел М п -остается небольшим (Ммакс. д = 0,9), а темп нарастания скорости'

хотя и уменьшается, но остается достаточно высоким. На высотеj

7000 м увеличение скорости при подходе к числу М = 0,9 происхо- | дит с темпом 7 км/ч за секунду.

При стреловидности крыла 60—69° самолета без подвесок дна- |i пазон скоростей существенно больше. Разгон охватывает дозвуко- h вые, трансзвуковые и сверхзвуковые скорости (до Упр^ИОО км/ч и числа М= 1,35-41,-6). Наибольшие избытки тяги соответствуют । 176

двум значениям скорости: дозвуковой, соответствующей числу М= — 0,85—0,90, и сверхзвуковой, соответствующей числу М—1,3. По мере увеличения скорости на числах М > 0,85 ускорения падают и характеристики разгона незначительно ухудшаются, особенно резко на высотах менее 10 000 м. На высоте 10 000 м при разгоне в диапазоне чисел М=0,8™ 1,5 ускорения практически не изменяются. Разгон от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым (М> 1,0) в учебных полетах согласно НПП-71 осуществляется на высотах не менее 10000 м. Таким образом, на малых, средних и больших высотах до 10 000 м пилотирование осуществляется на дозвуковых скоростях, на которых использование полного форсажа обеспечивает наличие достаточно высоких характеристик разгона. Боевое применение самолета предполагает переход на сверхзвуковые скорости на меньших высотах.

Важной характеристикой разгона самолета является максимальная по тяге скорость горизонтального полета. Самолет Су-24 без подвесок на полном форсаже достигает по тяге скоростей и чисел М полета, более установленных по ограничению почти на всех высотах. На максимале же наибольшая скорость горизонтального полета соответствует числам М полета не более 0,9—0,95.

-и*.'-j-и*.'-jМаневренные возможности самолета характеризуются минимальным временем разгона. Его зависимость при горизонтальном прямолинейном разгоне самолета без подвесок от числа М, высоты полета и стреловидности крыла показана на рис. 6.13. Как видно, на малых и средних высотах Я = 200™5000 м время разгона от числа М^0,5 (Vnp~600™500 км/ч) до числа М=0,9 составляет 23— 44 с. С увеличением высоты время разгона возрастает. Значительное увеличение времени разгона соответствует сверхзвуковому диапазону скоростей (числа М> 1,0). Из сравнения минимального времени разгона самолета с различными положениями крыла можно сделать вывод, что на высоте 200 м в диапазоне чисел М = 0,5 (Уцр^бОО км/ч)—0,75 (Vnp—900 км/ч) время разгона при всех стреловидностях крыла практически одинаково и составляет 14— 15 с. На высоте 5000 м в диапазоне скоростей, разрешенном для полета с данной стреловидностью крыла, самолет разгоняется лучше при %—16° и хуже при %—69°. Если разгон самолета с / = 69° от числа М “ 0,5 до М = 0,9 происходит за 44 с, при х^ 16° — за 37 с. На высоте 10 000 м разгон при х < 60° осуществлять нецелесообразно из-за наличия у самолета с этим положением крыла узкого диапазона скоростей полета. При Х"69° время разгона в диапазоне чисел М —0,8-~-1,35 составляет 150—155 с.

-и*.

'-j

-и*.

'-j

Время разгона зависит от полетной массы самолета, связанной с выработкой топлива и характером внешних подвесок. Большей полетной массе соответствуют большее индуктивное сопротивление (полет происходит при больших углах атаки) и большее время разгона. В пределах изменения полетной массы самолета без подвесок от максимальной (29 000 кг) до минимальной (23 000 кг) время разгона от числа М=0,4 до 0,8 (Упр=1000 км/ч) на малых высотах изменяется от 26—28 до 20—22 с соответственно. Увеличе-

12 Зак. 1824с 177

Рис. 6.13. Зависимость времени горизонтального прямолинейного разгона от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (без подвесок, №ач = 29 т, режим «Полный форсаж»)Рис. 6.13. Зависимость времени горизонтального прямолинейного разгона от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (без подвесок, №ач = 29 т, режим «Полный форсаж»)лета.и стреловидности крыла (т~29 т без подвесок, режим «Полный форсаж»)лета.и стреловидности крыла (т~29 т без подвесок, режим «Полный форсаж»)

Рис. 6.13. Зависимость времени горизонтального прямолинейного разгона от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (без подвесок, №ач = 29 т, режим «Полный форсаж»)

Рис. 6.13. Зависимость времени горизонтального прямолинейного разгона от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (без подвесок, №ач = 29 т, режим «Полный форсаж»)

лета.и стреловидности крыла (т~29 т без подвесок, режим «Полный форсаж»)

лета.и стреловидности крыла (т~29 т без подвесок, режим «Полный форсаж»)

ние времени разгона при наличии внешних подвесок определяется величиной дополнительного лобового сопротивления подвесок и возрастанием массы. С учетом влияния внешних подвесок на ха-

12*12*

12*

12*

рактеристики разгона при крайней необходимости энергичного выполнения этого маневра подвески необходимо сбрасывать.

Путь, проходимый при разгоне, и затраты топлива на разгон самолёта с массой в начале разгона 29 000 кг без подвесок при стре* ловидндстях крыла 16, 45 и 69° на полном форсаже показаны на рис; 6 14, 6.15.Как видно из рисунков, с увеличением высоты полета путь; проходимый самолетом при разгоне в одном и том же 178

вом диапазоне чисел М, уменьшается с увеличением высоты и? уменьшением стреловидности крыла.

При разгоне следует учитывать ряд особенностей техники пилотирования. На1 малых высотах при стреловидностях крыла менее 60° на полном форсаже самолет легко может выйти за ограничение по Png —900-т-1100 км/ч и числу М = 0,9. При стреловидности крыла 69° в горизонтальном разгоне на высоте 200 м самолет без под-

179

Рис. 6.15: Зависимость расхода топлива при горизонтальном прямолинейном разгоне самолета от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (ш —29 т без подвесок, режим «Полный форсаж»)Рис. 6.15: Зависимость расхода топлива при горизонтальном прямолинейном разгоне самолета от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (ш —29 т без подвесок, режим «Полный форсаж»)18F18F

Рис. 6.15: Зависимость расхода топлива при горизонтальном прямолинейном разгоне самолета от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (ш —29 т без подвесок, режим «Полный форсаж»)

Рис. 6.15: Зависимость расхода топлива при горизонтальном прямолинейном разгоне самолета от числа М, высоты полета и стреловидности крыла (ш —29 т без подвесок, режим «Полный форсаж»)

18F

18F

весок может достигнуть скорости 1390 км/ч. Для сокращения вре- : мели разгона диапазон чисел М= 1,0-? 1,3 лучше проходить с небольшим снижением. При разгоне с % = 69° необходимо учитывать : повышенную поперечную устойчивость самолета. Если не включе- ] ны демпферы крена и рыскания, разгон самолета на приборных «скоростях, больших 700 км/ч, сопровождается колебаниями крена

и рыскания, при попытке парирования которых отклонением рычагов управления происходит их усиление. В случае боковой балансировки самолета при наличии несимметричной подвески вооружения, а также несоразмерной даче ноги может возникать кренение, которое необходимо парировать отклонением рулей.

ХАРАКТЕРИСТИКИ ТОРМОЖЕНИЯ

Торможением называется маневр самолета с уменьшени- -ем скорости. Оно подразделяется на прямолинейное и криволинейное, горизонтальное и в наклонной плоскости. Среди маневров ■с уменьшением скорости наиболее широко распространенным является торможение в горизонтальном прямолинейном полете.

Торможение самолета происходит в том случае, когда продоль- iHoe ускорение jx является отрицательным:

Ь = —7—L = gK~ sin 0).

'Продольное ускорение является отрицательным в том случае, когда составляющие сил по продольной оси (Р — G Sin 0) меньше ло-

Г80

Нового сопротивления X. Наибольшие значения отрицательного ускорения и перегрузки пх соответствуют наименьшему значению тяги двигателей и наибольшему значению лобового сопротивления. Поэтому наиболее быстрое уменьшение скорости-происходит при .дросселировании двигателей до малого газа и повышении лобового -сопротивления вследствие изменения конфигурации самолета (выпуска тормозных щитков или изменения геометрии крыла), а также из-за увеличения нормальной перегрузки (выполнения криволинейного маневра).

С учетом характера изменения тяги двигателей на малом газе в зависимости от скорости и высоты полета все-таки тяга оказывается несоизмеримо меньше лобового сопротивления. Поэтому с до- -статочной для практики точностью тягу можно считать равной нулю. Продольную перегрузку торможения можно определять как -отношение лобового сопротивления к произведению массы самолета на ускорение свободного падения: nx—X/mg. Зависимость отрицательной продольной перегрузки самолета Су-24 массой 23 т -без подвесок как с убранными, так и с выпущенными тормозными щитками на малом газе от числа М, высоты полета и стреловидности крыла, полученная расчетом, показана на рис. 6.16.

На малых и средних высотах в сверхзвуковом диапазоне скоростей самолет располагает большими отрицательными перегрузками, изменяющимися от —2,0 до —0,5. Максимум пх соответствует наибольшей сверхзвуковой скорости. При торможении отрицательная перегрузка уменьшается. Минимальное ее значение соответствует на малых и средних высотах числам М = 0,44-0,5, на больших высотах — М=0,74-0,8. Уменьшение отрицательной величины пх в указанном диапазоне скоростей связано с уменьшением лобового сопротивления. Влияние изменения положения крыла от %=69° до %™ 16° выражается в изменении минимума пх не более чем на Лпх=0,064-0,10. Несколько большая отрицательная перегрузка соответствует большей стреловидности. Эта разница как на больших, так и на меньших скоростях от чисел М = 0,44-0,5 на малых и М" 0,74-0,8 на больших высотах существенно уменьшается.

С уменьшением высоты полета перегрузки торможения увеличиваются в результате увеличения лобового сопротивления.

В соответствии с изменением пх изменяются время и путьтор- можения самолета в заданном диапазоне скоростей. Отрицательная перегрузка во многом определяет расход топлива при торможении. Зависимость времени, пути и расхода топлива при торможении самолета массой 23 т без подвесок на,малом газе от числа М, высоты полета, стреловидности крыла и положения тормозных щитков показана на рис. 6.17, 6.18, 6.19.

Как видно, на малых и средних высотах время торможения от максимально допустимой до минимально допустимой скорости составляет с убранными тормозными щитками 70—75 с, а с выпущенными— 30—50 с. При этом самолет в первом случае проходит гпуть 10—20 км и расходует топлива 20—30 кг, а во втором случае проходит путь 8—10 км и расходует топлива 10—20 кг. На высоте

10 000 м время торможения от числа М=1,6 до Vnp —550 км/ч (М=0 82) при %=69° составляет с убранными тормозными щитками 70 с на пути 22 км, расход топлива —20 кг; с выпущенными тормозными щитками — 40 с, 14 км и 10 -15 кг соответственно. .

Рис 6.17. Зависимость времени горизонтального торможения само-

. ■ ' лета массой 23 т- без подвесок, от числа М, высоты полета, стреловидности . крыла и положения тормозных щитков, (режим «Малый -

’газ»)

§ 6.5. ВИРАЖ

Вираж — криволинейный маневр самолета в горизонтальной, плоскости с постоянным или переменным радиусом кривизны, при котором самолет разворачивается на 360°. Часть-виража называется разворотом. Вираж с креном до 45° называется мелким.

Ь,м

20000 ~.

18000 4-

16000

14000

12000

1ОООО

8000*

6000

4000

2000

Х= 69 °; ТШ, У Нb Х = 69°>ТШ,Е

■—— х^б^пцу ±-±Х^45°;ТШгВ

Рис. 6.18. Зависимость пути горизонтального торможения самолета массой 23 т без подвесок от числа М, высоты полета, стреловидности крыла и положения тормозных щитков (режим «Малый газ»)

1,61.4

Л2 1,00,80,60,4 Мф

О

а с креном более 45° — глубоким. Вираж, при выполнении которого крен и скорость сохраняются постоянными, называется установившимся. Если установившийся вираж выполняется

Рис. 6.19. Зависимость расхода топлива при горизонтальном торможении самолета массой 23 т без подвесок от числа М, высоты полета, стреловидности крыла и положения тормозных щитков (режим «Малый газ»)

координированно (без скольжения), он называется правильным. Вираж, выполняемый с максимальными креном и перегрузкой, равными предельному значению, по тяге, с постоянной задан-

ной скоростью, называется п р е д ё л ь н ы м п о т я г е. Вираж, т выполняемый с креном и перегрузками, превышающими' предель- : ные значения по тяге, с падением скорости, называется ф о р с и р о-. ! ванным. |

Искривление траектории движения самолета в горизонтальной 1 плоскости происходит за счет создания крена и действия на само- h лет неуравновешенной силы У sin у (рис. 6.20). Постоянство высо- |

Рис. 6.20. Схема сил, действующих на самолет при вы-1

полпенни виража

ты обеспечивается равенством вертикальной составляющей подъ- ij -емной силы У cosy и силы тяжести G—mg, поэтому для сохране- j| ния постоянной высоты по мере накренения самолета одновремен- || ко приходится увеличивать подъемную силу, поддерживая pa- j венство Усозу—С. Следовательно, при выполнении правильного ; виража заданному крену соответствует вполне определенная нор- j мальная перегрузка пу— 1/созу. Характерно, что по мере увеличе- ;( ния крена от нуля до 90° перегрузка прогрессивно возрастает от | 1,0 до бесконечности. Из этого следует, что вираж с креном, близ- '( ним к 90°, выполнять можно только с наличием скольжения. ;

Правильный виражI

Правильный вираж во многом определяет возможность гори- J зонтального маневра с постоянной скоростью. Условием постояв- 1 ства скорости на вираже является равенство силы тяги лобовому ^ ^сопротивлению ^Р — Ху Таким образом, увеличивая крен в соот- | ветствии с ростом индуктивного сопротивления, летчик увеличивает и тягу повышением оборотов двигателей или включением фор- i -сажа. Учитывая скачкообразное изменение тяги при включении ) форсажа, необходимо вводить самолет в вираж на скорости, несколько меньшей относительно заданной на вираже.

Основными характеристиками виража как маневра являются радиус (гви$ в метрах), время (^ВИр в секундах) и угловая скорость ((Овир, °/с), которые в зависимости от скорости, крена и перегрузки выражаются соотношениями:

рзуз

9,81 У 4 " 1

*вир •—,"7‘ ’

562 |/ /zp 1. 5б2 tg т

вирV Г 7 v ’

Как видно, радиус и время виража с заданным креном тем больше, чем больше скорость полета. Особенно велико влияние скорости на радиус виража. Угловая скорость виража, с ростом скорости уменьшается. На заданных скорости и высоте радиус и время разворота уменьшаются пропорционально увеличению крена (перегрузки).

Минимальный радиус, максимальная угловая скорость разворота и минимальное время виража самолета с заданной постоянно скоростью достигаются при выполнении, с перегрузкой (креном), соответствующей ее наибольшему значению по тяге, если она не превышает максимально допустимую перегрузку по углу атаки или прочности конструкции. Если предельная по тяге перегрузка превышает Лудоп или п9у макс, доп, то минимальный радиус, максимальная угловая скорость и минимальное время предельного правильного виража будут иметь место при выдерживании указанных максимально допустимых перегрузок с дросселированием двигателей до такой степени, чтобы лупр была равна ПуД0Н или /Вумаке. доп- На самолете Су-24 установить это равенство удается на всех режимах полета, за исключением малых высот при стреловидности крыла меньше 45°, без подвесок на форсажном1 режиме работы двигателей. На этом режиме выполнить предельный правильный вираж не удается, так как самолет разгоняется даже при дросселировании двигателей до минимального форсажа.

Зависимость радиуса и времени предельного правильного виража от скорости, высоты полета самолета массой 23 и 29 т без подвесок при трех положениях крыла и работе двигателей на форсажном и бесфорсажном режимах работы приведена на графиках (рис. 6.21 и 6.22). Из графиков следует, что при любых массе самолета, стреловидности крыла и. высоте полёта существуют определенные скорости, соответствующие гвир. мии и ^)Ир. Мин- Причем скорость, соответствующая минимальному радиусу, на 50 км/ч меньше скорости, соответствующей минимальному времени виража. Например, при % = 45°, Н ~ 0,2 км, т = 29 т и форсажном режиме работы двигателей скорость, соответствующая тВИр. мин, составляет 850 км/ч по прибору, в то время как скорость, соответст-

вующая /Вир. мин, при тех же условиях составляет 900 км/ч. Как уменьшение, так и увеличение скорости от указанной приводит к увеличению радиуса или времени выполнения виража. Если учесть, что уменьшение гвир и £вир происходит при уменьшении скорости и увеличении перегрузки, то увеличение радиуса и времени виража с уменьшением скорости от оптимальной объясняется преобладающим влиянием уменьшения перегрузки над уменьшением скорости, а увеличение гвир и /вир с увеличением скорости от оптимальной — преобладающим влиянием увеличения скорости над увеличением перегрузки по мере роста скорости.

Радиус и время предельного правильного виража самолета без подвесок на полном форсаже показаны на графиках (рис. 6.21). Минимальное значение радиуса правильного виража соответствует положению крыла 16° на Упр^ 700—800 км/ч. При положении крыла 45° радиус виража хотя и меньше, чем при /=69°, но разница невелика. На малых приборных скоростях радиус виража определяется допустимой перегрузкой по углу атаки и преимущество в радиусе виража при меньшей стреловидности крыла будет существеннее. Минимальный радиус предельного правильного виража на полном форсаже на высоте 200 м при /^45° составляет 1100 м на скорости 800 км/ч.

С увеличением высоты полета радиус предельного правильного виража при всех положениях крыла увеличивается. Так, на высоте 4000 м минимальный радиус на полном форсаже и УПр= — 750 км/ч составляет 1500—2000 м.

На максимальном режиме работы двигателей диапазон скоростей, при котором возможно выполнение правильного виража, несколько уже (рис. 6.22), а радиус виража за счет меньших избытков тяги больше, и тем значительнее, чем больше приборная скорость.

Наименьшее время виража по тяге при %=16° на полном форсаже на малых высотах, как было сказано выше, реализовать нельзя. Минимальное время предельного правильного виража на полном форсаже при стреловидности крыла 45° составляет:

— на УПр" 8504-900 км/ч и высоте 200 м — 30—40 с;

— на Упр —7504-850 км/ч и высоте 4000 м — 40—50 с;

— на Упр”6004-700 км/ч и высоте 7000 м — 70—80 с.

Минимум времени выполнения правильного виража выражен сильно. С увеличением высоты он сдвигается в сторону меньших значений приборных скоростей.

На максимальном режиме работы двигателей характер изменения времени выполнения в зависимости от скорости, высоты, положения крыла и массы самолета мало отличается от характера изменения времени при работе двигателей на форсажном режиме. Однако минимум времени выполнения виража на средних высотах выражен ярче. При увеличении скорости от оптимальной время виража увеличивается значительнее.

Форсированный разворот

Форсированный разворот (вираж) широко используется при боевом маневрировании, так как позволяет быстрее выполнить разворот при заходе на цель, а также более энергично выйти из-под: атаки противника. Он выполняется с перегрузками, превышающими предельные по тяге, вплоть до максимально допустимых по- прочности самолета или по углу атаки. Форсированный разворот дает значительные преимущества на режимах полета, где разница между предельными по тяге и максимально допустимыми перегрузками наибольшая.

В процессе выполнения форсированного разворота, как правило, происходит падение скорости, обусловленное тем, что лобовое сопротивление самолета больше тяги двигателей. Наиболее интенсивно скорость падает тогда, когда форсированный разворот выполняется на максимале без форсажа. Для самолета Су-24 характерно, что по тяговооруженности на. полном форсаже на высотах менее 1000 м предельные перегрузки по тяге при 16°^/<45° больше максимально допустимых по углу атаки и прочности конструкции. По этой причине форсированный разворот выполнить не удается. Разворот с наибольшими перегрузками, равными максимально допустимым на форсаже, выполняется с разгоном. Для выполнения установившегося виража на малых высотах приходится выключать форсаж. При 45° ^ % ^ 69° на форсажном режиме работы двигателей предельные по тяге перегрузки на этих высотах близки к максимально допустимым по углу атаки и прочности конструкции, что требует при их реализации повышенного внимания, с тем чтобы их не превысить.

Форсированный разворот на самолете Су-24 возможен при всех основных положениях крыла и с- любыми штатными подвесками вооружения во всем разрешенном диапазоне скоростей и высот (кроме указанных ранее). Разворот выполняется с перегрузками,, не более максимально допустимых по прочности конструкции (на Vnp > 7304-800 км/ч при %" 16°, более 730—850 км/ч при % — 45°, более 880—1050 км/ч при %^69°) и по углу атаки, при меньших значениях скорости как на максимале, так и на полном форсаже.

Силы, действующие на самолет при выполнении форсированного разворота, те же, что и при выполнении установившегося разворота. Различие состоит только в отсутствии равновесия сил по продольной оси. Расчет параметров, и характеристик его может быть произведен методом численного интегрирования. Для малых конечных приращений времени (А^) изменение скорости можно определить по формуле

ДУ —9 gy /г д^ —9 81 ———У^дд.. ■

. Расчет удобнее выполнять не по .времени, а по углу разворота^ траектории через его конечно малые приращения Дер/ используя' взаимосвязь между At и Дер:

д? _ 9,811/n2-l|

М — V ‘|

Радиус форсированного разворота в каждой точке траектории зависит от скорости и перегрузки и определяется по той же формуле, что и радиус установившегося виража. Расчет изменения / скорости в процессе форсированного разворота через приращение угла разворота (Аф) можно производить по формуле

Время разворота на угол Аф рассчитывается по формуле

А/ =-Аср.

9,81 У»^ — !

Основными характеристиками форсированного разворота являются перегрузки, время и радиус разворота на заданный угол. Их величина определяется режимом работы двигателей, полетной массой, характером внешних подвесок и положением крыла. Изменение основных параметров в процессе выполнения форсированного разворота на высотах 2000 и 6000 м самолета Су-24 с / = 69° массой 29 000 кг без подвесок на полном форсаже показано на графиках (рис. 6.23 и 6.24). На рис. 6.23 показано необходимое изменение нормальной перегрузки п^ при выполнении форсированного разворота на высоте 2000 м. Исходной скоростью для выполнения ■форсированного разворота на этой высоте является в данном случае приборная скорость 1000 км/ч. При этом максимально допустимую перегрузку по прочности конструкции реализовать нельзя, так как она в этом диапазоне скоростей больше допустимой по углу атаки. Поэтому форсированный разворот выполняется на УПр^ ^ 1000 км/ч с пу доп- При выдерживании летчиком «доп^ 17° по указателю УУАП торможение самолета на указанной высоте происходит до УПр~770™750 км/ч. Постоянному значению адоп при уменьшающейся скорости будет соответствовать уменьшающаяся пудоп ют 4,7 на Упр=1000 км/ч до 2,8—2,7 на Упр^ 7704-750 км/ч, где она становится равной предельной по тяге перегрузке. На этой скорости прекращается торможение самолета. Он будет выполнять пре- / .дельный правильный разворот. Наибольший темп торможения име* / ет место в начале разворота при Упр = 1000 км/ч и составляет 10— ' 15 км/ч за секунду. Затем торможение замедляется и при подходе ; к УПр = 7704-750 км/ч прекращается. На рис. 6.23 приведено срав- / нение характеристик форсированного и предельного правильного | разворотов на 180°. Изменить курс самолета на 180° форсированным разворотом можно быстрее, чем предельным правильным, на .3 с. Но, что самое главное, диаметр форсированного разворота | меньше диаметра предельно правильного разворота почти на / 1000 м.■ и

Ф :‘

О ;

о «

-a

о

03 ': т:

оз [-* о Он о to

о

о к

оз ca О

о о

еа н о р.

от a

S

ф

О

№

о

m (V

*03

СЦ go -G'<n

S "

W к

О

О о " S О)

13 Зак. 1824с

О X № ГО г я а о

О

о к

саО

p-co

К £ co

О co

Ф

к

В ф к

6 с

3 м

a

ffi

с Си О m ГО

о

О к

К 8 ig

c

4) О Ж ^

Ж ф а Kg ф 2

К

" са

Ф<

с-^

S р

о ф ГЕ

<3

2 о

3

а» rrt

s

О

S о

о

На рис. 6.24 показано сравнение форсированного и предельного правильного разворотов на высоте 6000 м с исходной скоростью 820 км/ч по прибору. На приборных скоростях 820 км/ч и менее форсированный вираж выполняется с nyflOn, так как она меньше ^макс- При выдерживании летчиком адоп=170 самолет тормозится до УПр"630-4-620 км/ч. На этой скорости пудоп становится равной предельной перегрузке по тяге двигателей, и скорость будет выдерживаться постоянной. Из сравнения характеристик форсированного и предельного правильного разворотов на 180° на этой высоте (рис. 6.24) видно, что практически при одинаковом времени диаметр форсированного разворота на 800 м меньше, чем предельного правильного.

СПИРАЛЬ

Спиралью называют фигуру пилотажа, при выполнении которой самолет движется на эксплуатационных углах атаки по спиральной траектории с набором высоты (восходящая спираль) или со снижением (нисходящая спираль). Спираль с креном до 45° назы- вается мелкой, ас креном более 45° — глубокой. Она представляет собой пространственный маневр. Ее траектория не лежит в какой-либо одной плоскости, а представляет собой винтовую линию, расположенную на цилиндрической поверхности с вертикальной осью (рис. 6.25). В зависимости от величины и характера из-

Рис. 6.25. Траектория спирали и схема сил, действующих на самолет при ее выполнении

менения угла наклона траектории в вертикальной плоскости, крена, скорости и высоты полета меняются форма траектории в пространстве и ее геометрические параметры. Спираль называют

установившейся, если скорость и крен в процессе ее выпол- 1 нения остаются постоянными. Установившуюся спираль называют у правильной, если она выполняется без скольжения. Если ско- 5 рость и крен в процессе выполнения спирали будут выдерживаться постоянными, на постоянном заданном режиме работы двигателя будет меняться угол наклона траектории. Чтобы и угол наклона ' в процессе выполнения спирали оставался постоянным, необходимо менять тягу двигателей.\

Можно считать, что центр тяжести самолета, выполняющего спираль, совершает одновременно два движения: по окружности со скоростью Vx и в наклонной плоскости с вертикальной скоростью '

В зависимости от угла наклона траектории изменяются гори- [ зонтальная и вертикальная составляющие скорости. При неболь- 1 ших углах наклона траектории горизонтальная скорость Ех оста- j ется близкой к скорости полета по траектории. По мере дальнейшего увеличения угла наклона траектории вертикальная скорость Уу растет, а горизонтальная уменьшается. При больших углах у наклона траектории горизонтальная составляющая скорости ста- | новится малой, а вертикальная — близкой к скорости по траекто- д рии. С увеличением угла наклона траектории уменьшается радиус | разворота в горизонтальной плоскости и увеличивается шаг спи- д ради.;|

При выполнении спирали без скольжения на самолет действуют те же силы, что и при любом другом координированном пространственном маневре: подъемная сила У, лобовое сопротивление X, сила тяги Р и сила тяжести G, Искривление траектории в горизонтальной плоскости происходит за счет действия неуравновешенной горизонтальной составляющей подъемной силы при наличии крена. у Чем больше крен, тем интенсивнее происходит разворот, меньше | радиус и время разворота на заданный угол. Если с центром тяжести самолета связать вертикальную плоскость, касательную к тра- ектории, горизонтальная составляющая подъемной силы У sin у будет перпендикулярна к ней. Другая же составляющая подъемной j , силы У cos у лежит в той же плоскости, в которой расположены ; | силы, определяющие характер изменения скорости в процессе спи- Ь | рали: Р, X и G sin 0.J I

Для сохранения заданного постоянного угла наклона траекто- I рии подъема или снижения в процессе выполнения спирали должны быть взаимно уравновешены лежащие в этой плоскости нор- мальные к вектору скорости составляющие сил У cos у и Gcos0. | Если спираль выполняется с постоянной скоростью, должны быть ( j уравновешены и силы лобового сопротивления X, тяги Р и продольной составляющей силы тяжести Gsin0. При восходящей спи- ; | рали составляющая силы тяжести GsinO направлена против тяги, | а при нисходящей — по тяге. Поэтому для выполнения восходящей | установившейся спирали требуется большая тяга, чем в горизон- 8 тальном полете, а на нисходящей — меньшая.

На современных самолетах в процессе выполнения витка спирали происходит большое изменение высоты. Поэтому выполнение 196

спирали с разворотом на 360° с постоянными креном и углом наклона траектории возможно либо с изменением скорости, если режим работы двигателей поддерживается неизменным, либо на постоянной скорости с регулированием тяги. В практике наиболее часто выполняют спираль с постоянными заданными скоростью и креном при неизменном режиме работы двигателей. При этом в процессе выполнения фигуры угол наклона траектории будет меняться. ЕсЛи маневр осуществляется с постоянной приборной скоростью, в соответствии с изменением высоты будет меняться число М полета. При выполнении спирали с постоянным заданным числом М будет изменяться приборная скорость. Заметим, что в процессе выполнения восходящей спирали с постоянной приборной скоростью число М растет, а нисходящей — падает.

Сохранение скорости на спирали постоянной требует согласования угла наклона траектории и перегрузки с режимом работы двигателей таким образом, чтобы выполнялось равенство

Р — G sin в = Хо -{- Xt г/4 .

Для координированного выполнения спирали обязательно согласование крена и угла наклона траектории с нормальной перегрузкой. Связь между ними выражается соотношением

cos у

Из формулы видно, что при равных угле наклона траектории 0 и крене у потребная перегрузка п?/~1,0. Увеличение угла подъема по сравнению с креном требует выдерживания положительной перегрузки меньше 1,0. Уменьшение же угла подъема по сравнению с креном требует перегрузки больше 1,0. Перегрузка, необходимая для координированного выполнения спирали, в зависимости от 0 и у, показана на графике (рис. 6.26). Из графика видно, что маневр нисходящей и восходящей спиралей с заданными постоянными значениями углов 0 и у не требует больших перегрузок. Даже при малых углах подъема (0 — 20-4-30°) и больших кренах (у —60-4-70°) потребная перегрузка не превышает 2,0—2,5. При выполнении спирали с креном 40—50° они либо равны, либо меньше 1,0. Малые значения нормальных перегрузок в процессе выполнения спирали делают маневр растянутым по времени и в пространстве.

Нормальная перегрузка координированной спирали, в процессе которой происходит изменение крена и угла атаки, существенно отличается от рассмотренной. Увеличение угла наклона траектории от нуля до заданного значения при заранее созданном крене должно сопровождаться таким увеличением перегрузки, что она достигнет максимально допустимого значения. Для того чтобы в процессе ввода в восходящую спираль не иметь больших положительных перегрузок, а на выводе — околонулевых, целесообразно не совмещать увеличение угла подъема с накренением, т. е. одновременно не отклонять ручку управления 4ю тангажу и крену. На вводе

в спираль следует сначала создать угол предварительного кабрирования, а затем увеличить крен до заданного. Для вывода, наоборот, нужно убрать крен, а затем уменьшить угол подъема. Предварительный угол подъема тем больше, чем меньше стрело-

Рис. 6.26. Перегрузка при выполнении координированной спирали в зависимости от углов наклона траектории 0 и крена у

видность крыла и крен и больше скорость и тяга двигателей. Раздельное управление углом наклона траектории и креном рекомендуется на вводе и выводе при выполнении нисходящей спирали.

Основными характеристиками спирали являются радиус (гСп), угловая скорость разворота (шСп), вертикальная скорость (У^), шаг витка спирали (ЛЯ) и время выполнения витка. Радиус и угловая скорость спирали определяются по формулам:

Г2 cos2 0

Гсп)

gny sin 7

g«ySin7^сп —"•

V cos 0

Время одного витка установившейся спирали можно определить по формуле

0,641/cos 0

Лв = "—:

sin 7

Шаг спирали (изменение высоты за один виток) можно вычислить, умножив вертикальную скорость (V sin 0) на время одного витка. 198

В том случае, когда в процессе выполнения спирали меняются крен, перегрузка, угол наклона траектории и скорость полета, время витка и изменение высоты по указанным формулам можно определить приближенно по средним значениям параметров, входящих в формулы. Более точно они рассчитываются Численным интегрированием уравнений движения.

Характеристики спирали существенно различаются в зависимости от условий выполнения и параметров маневра. Однако наибольший интерес представляет спираль с постоянным числом М или приборной скоростью при заданном неизменном режиме работы двигателей. Для самолета Су-24 на характеристики спирали влияет также положение крыла, вызывающее изменение аэродинамического качества, диапазон скоростей выполнимости спирали. Восходящую спираль обычно выполняют на режимах максимала и полного форсажа двигателей, а нисходящую — на малом газе и дроссельных режимах.

Рассмотрим более подробно характеристики восходящей и нисходящей спиралей на самолете Су-24 без внешних подвесок.

Нисходящая спираль

При изменении режима работы двигателей, положения крыла, скорости и высоты полета диапазон изменения углов крена и углов наклона траектории нисходящей спирали может быть большим. Как было выше показано, скорость в процессе спирали, крен (перегрузка) и угол наклона при неизменном режиме работы двигателей взаимосвязаны. Для заданных значений скорости, высоты и угла крена на малом газе существуют строго определенные угол наклона траектории, вертикальная скорость снижения и угловая скорость разворота. Угол наклона траектории в процессе нисходящей спирали с заданной приборной скоростью на малом газе в зависимости от крена показан на графиках (рис. 6.27, 6.28). Из них видно, что чем больше крен, тем больше угол снижения 6. Это увеличение становится более значительным при большой стреловидности крыла. Так, если в процессе выполнения спирали на приборной скорости 550 км/ч с высоты 10 000 м на малом газе угол наклона траектории при крене 30° и стреловидности крыла 16° составляет около 6°, при %=69° и тех же условиях выполнения — около 10°. Увеличение крена более 30° сопровождается интенсивным ростом угла снижения. Заметим, что при выдерживании постоянными приборной скорости и крена по мере снижения угол наклона траектории мало меняется. Это обусловлено неизменным значением скоростного напора.

Анализ характеристик нисходящей спирали в зависимости от крена и угла наклона траектории на малом газе показывает, что существует оптимальный крен, при котором шаг спирали является наименьшим. Как ранее показано, при выполнении спирали без тяги продольную составляющую силы тяжести уравновешивает -сила лобового сопротивления. При Ьтом выдерживание заданной скорости возможно только изменением угла наклона траектории:

ооРис. 6.27. Угол наклона траектории в процессе нисходящей спирали с заданной приборной скоростью на малом разе В зависимости от крена при % = 16°'Рис. 6.27. Угол наклона траектории в процессе нисходящей спирали с заданной приборной скоростью на малом разе В зависимости от крена при % = 16°'

о

о

Рис. 6.27. Угол наклона траектории в процессе нисходящей спирали с заданной приборной скоростью на малом разе В зависимости от крена при % = 16°'

Рис. 6.27. Угол наклона траектории в процессе нисходящей спирали с заданной приборной скоростью на малом разе В зависимости от крена при % = 16°'

уменьшением при росте скорости и увеличением при ее падении.. При заданной постоянной скорости крен и угол наклона траектории взаимосвязаны.

Рис. 6.28. Угол наклона траектории в процессе нисходящей спирали с заданной' приборной скоростью на малом газе в зависимости от крена при % — 69°

Увеличение крена сопровождается ростом лобового сопротивления, что требует большего угла снижения. При большем угле снижения шаг спирали также больше. Но большему крену соответствуют большая искривляющая сила и большая интенсивность разворота, что приводит к уменьшению времени витка. Поэтому увеличение крена сопровождается возрастанием шага спирали до тех пор, пока усиливающееся влияние сокращения времени не приостановит увеличение шага. Таким образом, для заданных режима работы двигателей, условий выполнения и положения крыла существует оптимальный крен спирали, при котором шаг спирали минимален.

Наивыгоднейшая нисходящая спираль при %—16° на малом газе- обеспечивает наименьшую потерю высоты за виток при крене 40° на скорости 500—520 км/ч по прибору. Как уменьшение крена, так и его увеличение ведет к росту шага нисходящей спирали (рис. 6.29).

Характеристики нисходящей спирали с постоянной приборной скоростью на самолете без подвесок с убранными шасси и тормозными щитками на малом газе приведены в табл. 6.2.

Рис, 6.29. Зависимость потери высоты за половину витка нисходящей спирали от "приборной скорости и крена (% = = 16°, режим «Малый газ», т = 23 000 кг без подвесок)

Х.°

V

Кпр=520 км/ч

КПр = 550 км/ч

0,°

”у

АН, м

/, с

Ку, м/с

О,°

ПУ

АН, м

1, с

Ку, м/с

16

15

—4,3 . . . —3,6

1,03

3450

251

16—12

—5 . . . —4

1.03

3930

260

23—13

30

—6,1 . . . —4,3

1,15

2103

121

• 23—15

—5,7 . . . —4,3

1,15

2360

126

24—16

45

—7,5. . .—6,2

1,4

1770-

70

30—23

—7,6 ... —6

1,40

1923

74

32—22

'4)9

15

—8

1,02

6800

240

33—25

30

■ V<V3B

—9,6 . . . —9/2

1,14

4263

123

39—31

45

— 14 . . . —13,3

1,37 -

3623

70

55—46

го

о

СО

Таблица 6.2

— витка, Яисх = Ю000 м, щс=23т— витка, Яисх = Ю000 м, щс=23т

— витка, Яисх = Ю000 м, щс=23т

— витка, Яисх = Ю000 м, щс=23т

Минимум потери высоты при больших скоростях выполнения

спирали выражен несколько слабее и сдвинут в сторону большего крена (рис. 6.30).

Рис. 6.30. Зависимость потери высоты приборной скорости и крена (% = 69°, подвесок)Рис. 6.30. Зависимость потери высоты приборной скорости и крена (% = 69°, подвесок)

Рис. 6.30. Зависимость потери высоты приборной скорости и крена (% = 69°, подвесок)

Рис. 6.30. Зависимость потери высоты приборной скорости и крена (% = 69°, подвесок)

Время витка практически не зависит от положения крыла и определяется в основном креном и скоростью. С увеличением крена вплоть до предельного время витка уменьшается. Так, при крене 45° время выполнения половины витка спирали почти вдвое меньше, чем при 30°. Минимальное время выполнения витка спирали достигается при максимальном крене, соответствующем предельным значениям перегрузки.

Приборная скорость и угол крена при выполнении нисходящей спирали должны быть установлены такими, чтобы не выйти за ограничения угла атаки. Например, с высоты 10000 м при х^ВТ по ограничению ам^ 17° нельзя выполнять нисходящую спираль на1 приборной скорости 500 км/ч с креном более 30—35°.

Наименьшая вертикальная скорость снижения достигается при стреловидности крыла 16°. При выполнении спирали на высоте ввода 10 000 м с креном 30° на Vm)^500 км/ч она составляет при %— = 16° 18—15 м/с, а при %—69° на Упр—550 км/ч — 39—31 м/с.

Угол наклона траектории и нормальная перегрузка в процессе выполнения спирали с постоянной приборной скоростью меняются мало.

В процессе нисходящей спирали с постоянной приборной скоростью уменьшается число М полета. Так, при Упр^500 км/ч на Я=10 000 м число М = 0,75, а после завершения витка на высоте 4000—5000 м оно составляет 0,51—0,54.

Шаг нисходящей спирали на малом газе при вводе на высоте 10 000 м в зависимости от крена меняется от 3540 м при %= 16° на Vnp = 520 км/ч до 7200 м при х = 69° и УПр = 550 км/ч.

С учебной целью в соответствии с Инструкцией экипажу спираль необходимо выполнять с креном 45° на скороти 550—700 км/ч при х = 45° и работе двигателей на режиме малого газа.

Выполнение нисходящей спирали имеет некоторые характерные особенности в технике пилотирования. Перед вводом в спираль самолет переводится в режим снижения на скорости 550—700 км/ч. Из режима снижения координированным отклонением ручки управления и педалей самолет вводится в спираль. В процессе ее выполнения тенденции к затягиванию в глубокую спираль нет. Уменьшение или увеличение скорости при выполнении спирали производится соответствующим изменением угла тангажа. Вывод из спирали осуществляется координированным отклонением ручки управления и педалей с одновременным увеличением оборотов двигателей при выводе самолета в горизонтальный полет. Вывод из спирали с углом тангажа более 30° необходимо осуществлять последовательно: сначала устранить крен, а затем вывести самолет из снижения.

Восходящая спираль

Восходящая спираль обычно применяется для набора высоты в районе заданного пункта (ориентира). Такая спираль выполняется с постоянными скоростью, креном и режимом работы двигателей. Угол наклона траектории и скороподъемность, а следовательно, и высота, набираемая самолетом за виток спирали, по мере набора высоты меняются. Зависимость высоты, набираемой за виток восходящей спирали, и угла наклона траектории от скорости и угла крена при основных положениях крыла показана на рис. 6.31. Как видно, на полном форсаже изменение высоты восхо-

Рис. 6.3L Зависимость высоты, набираемой самолетом массой 29 т без подвесок за виток восходящей спирали, и угла наклона траектории от скорости и угла крена (режим «Полный форсаж», высота ввода в спираль 2000 м)

дящей спирали с креном 15° за виток с Я = 200 м и постоянной истинной скорости 850 км/ч составляет 11000 м. Наибольшие углы подъема соответствуют %=16° при крене 10—15°. При % = 16° оказываются наибольшими вертикальные скорости и шаг витка восходящей спирали. При %=16° за виток спирали высота возрастает на 13000 м, тогда как при % = 69° и равных условиях выполнения высота возрастает на 11 000 м.

В процессе выполнения спирали по мере увеличения высоты углы наклона траектории уменьшаются, что связано с уменьшением тяги двигателей. Уменьшается также и скороподъемность Уу от 80—90 м/с на вводе на Уист = 850 км/ч и у=15° до 1 м/с в конце выполнения витка. В процессе маневра с VHCT —850 км/ч приборная скорость уменьшается до 480 км/ч при /=16° и 540 км/ч при % —69°. С учетом сохранения скорости, не менее эволютивной, выполнение полного витка восходящей спирали с постоянной истинной скоростью 750 км/ч невозможно.

Характеристики восходящей спирали с Постоянной истинной скоростью в зависимости от положения крыла, скорости ввода, режима работы двигателей и крена приведены в табл. 6.3.

Из таблицы видно, что за восходящую спираль с постоянной заданной скоростью и креном у= 10-4-15° достигается наибольшая высота по сравнению со всеми другими пространственными восходящими маневрами. Однако время ее выполнения очень велико, а перегрузки и угловые скорости разворота сравнительно малы. Так, при выполнении восходящей спирали с креном 30° независимо от положения крыла продолжительность одного витка составляет 200—300 с.

Вертикальные скорости подъема определяются в основном режимом работы двигателей и положением крыла. На полном форсаже при равных условиях выполнения спирали Уу примерно в два раза больше, чем на максимале. Наибольшие текущие значения вертикальной скорости достигаются при стреловидности крыла 16°. Эта разница в Уу при х— 16 и 69° на полном форсаже составляет 15—20 м/с. Поэтому, если при скорости около 800—850 км/ч для ухода вверх условия позволяют переставить крыло на х=16°, это будет выгодным.

Изменение высоты за виток восходящей спирали с постоянной истинной скоростью на полном форсаже на 3000—4000 м больше, чем на максимале. Достигаемая высота увеличивается, если больше скорость ввода, меньше стреловидность крыла и крен. При этом меньше и приборная скорость вывода из маневра. К концу витка приборная скорость становится даже меньше эволютивной.

Техника выполнения спирали имеет некоторые особенности. Перед вводом в спираль необходимо задать нужный режим работы двигателям: полный форсаж или максимал для выполнения восходящей спирали, малый газ или другой дроссельный режим—для выполнения нисходящей. Перед вводом целесообразно избегать больших давящих или тянущих усилий на ручке управления. Для

co CD

CCS У

S 4 \o ro H

и

u

см со см

см ш

сЗ ш

см СО см

СМ

co LQ

CM CD CM

CM tQ

О

тН '

со о

ТН

8

to

5

1—<

w—<

CO о

со

со

4 со

ио

1. CM Ф

TH

TH

« 3 S

NJ

о

CM

о о ОО ф

о о СО to

о о о

см

о о ОО ф

S со tn

о

CD

CM

8 co Ф

О

CD

О у «3 Si

<1

о

о о

ф тН

ф 00

о со со со

о о о ^

CD О CD

о о о m

о

ф CM

о

со

Tf

7

о СМ

to см

7

7

CM

7

о

о TH

ф со

со со

tn со

см

TH

CO

co

CM CM

со

ф

см

Ю

о

со

о

о

CM

co

о

о

1 ф

о

00

00

IM

to

TH ю

см

СО

НО

ф ю

см СО 0-1

но

■rH CD lQ

CM to CM

CM to

TH о

up

LO

О

LQ

5

1—1

T

к

з

ОО

о.

со

1

co

s и о

3 в

К

о ф

о см

1 о й о Q- Ф

о со to

■ Ф

1 ф Ф CD О CD °

О) СМ

g о

о

о о ю to

8 CD

8

I О 82 CD О Ф

Ф

CD

о CD CD lQ

6 c

<1

ф см

о со

ф

о

со см

ф

ф о

to со 4f 00

7

co Ф

8

о

со

7 со

со

ю

1-

см

о

о см

СО

СО

1О

ф 7 о СО

7

8

TH 7

TH

LQ

to

СО

tn

m

СМ 1

ш

О

1

т

о

CO

см

о см

ОО

тН

СМ

1Q

^

ю

о со

но ТН

ю

о

СО

Up

8

Ь/ИЯ ‘1ЭИ_Д

о LO со

о in оо

CD oo

Ср

тН

Ф co

этого необходимо сбалансировать самолет механизмом триммерно- го эффекта.

Ввод в спираль осуществляется из режима прямолинейного набора высоты или снижения, который предварительно задается с учетом условий ввода и режима работы двигателей. Он должен быть таким, чтобы перед созданием заданного крена не происходило интенсивного разгона, но имелось медленное возрастание скорости. При исходном угле наклона траектории координированным отклонением ручки управления и педалей в желаемую сторону спирали создается заданный крен. По мере накренения для выдерживания заданного угла наклона траектории ручка управления несколько отклоняется на себя для увеличения перегрузки до значения, соответствующего крену у и 0.

Скорость в процессе выполнения спирали регулируется подбором угла наклона траектории: его уменьшением, если скорость падает на восходящей спирали или растет на нисходящей спирали, или его увеличением, если скорость растет на восходящей спирали или падает на нисходящей спирали. В процессе маневра важно при выполнении нисходящей спирали с %™ 16° не превысить число М™ — 0,9 и Vnp = 900 км/ч, а при выполнении восходящей спирали с • % = 69О —не допустить уменьшения скорости менее эволютивной. Для минимального изменения высоты в процессе выполнения одного витка нисходящей спирали с постоянной заданной скоростью следует выдерживать оптимальный крен, равный 40—45°.

При выполнении спирали с углами крена более 45° нужно учитывать также перемену функции стабилизатора и руля направления по тангажу и развороту. Отклонение педалей влияет на угол наклона траектории, а ручки управления по тангажу — на угловую скорость разворота. Ошибочные действия летчика рычагами управления в процессе выполнения нисходящей спирали могут привести к переходу в глубокую спираль, если при увеличении крена для вывода из маневра будет отклоняться ручка на себя. Во всех случаях, если на нисходящей спирали произошло увеличение угла наклона траектории более 30°, необходимо уменьшить крен до нуля и только после этого выводить самолет из пикирования.

Вывод самолета из спирали, как и ввод, осуществляется последовательным раздельным управлением по крену и тангажу. Сначала уменьшается крен до нуля, а затем самолет переводится в горизонтальный полет. Приведение к горизонтальному полету без крена осуществляется отклонением ручки управления с уменьшением перегрузки п-у до 0,3 из восходящей спирали или ее увеличением больше 1,0 — из нисходящей. Потеря высоты за вывод из снижения будет зависеть от перегрузки и угла снижения.

БОЕВОЙ РАЗВОРОТ

Боевым разворотом называется фигура пилотажа, при выполнении которой самолет энергично набирает высоту с одновременным разворотом на 180° (заданный угол). Этот восходящий ма-

невр выполняется с использованием полной тяги на полном форсаже или максимале. Этому определению может соответствовать множество неустановившихся пространственных траекторий. Сущность боевого разворота заключается в наборе достаточно большой высоты и развороте за наименьшее время. Эти два требования при выполнении боевого разворота являются противоречивыми. Эффективность набора высоты в процессе маневра характеризуется вертикальной скоростью Уу, а эффективность разворотов — угловой СКОрОСТЬЮ СОуг-

Известно, что наибольшая V^ с одновременным разворотом достигается при выполнении восходящей спирали, и она тем больше, чем меньше крен и больше угол подъема. Для достижения наибольшей высоты при уменьшении скорости в эксплуатационных пределах должен выдерживаться не только малый крен, но и достаточно большой угол наклона траектории. Однако время выполнения такого маневра очень велико. Наиболее быстрый горизонтальный разворот на угол 180° с одновременным набором высоты достигается при выполнении криволинейного маневра в наклонной плоскости с максимально допустимыми положительными перегрузками. Однако в этом маневре значительно меньше V?/ и набираемая высота Mi.

Боевой разворот как маневр предполагает такое распределение энергии самолета при выполнении, чтобы в процессе разворота на 180° обеспечить оптимальное сочетание увеличения набираемой высоты и уменьшения времени разворота.

Угловая скорость разворота достигается наибольшей при дозвуковых приборных скоростях, менее максимальных. Увеличение угловой скорости разворота требует уменьшения угла подъема и увеличения крена. С учетом уменьшения скорости в процессе разворота на 180° достижение наибольшей высоты при небольшом времени выполнения требует на начальном участке, где скорость близка к максимальной, малого крена и большого угла подъема, т. е. набора высоты, а на конечном участке, где скорость меньше и больше располагаемые угловые скорости разворота, требует разворота самолета. Этим и обусловлен характер выполняемого боевого разворота на самолете: на вводе увеличивается угол подъема и создается крен, равный 10—20°, затем в процессе'набора высоты увеличивается крен до 65—70° к углу разворота <р=60—70° (во второй трети разворота) с созданием максимально допустимой перегрузки в середине первой трети разворота. В дальнейшем одновременно с уменьшением крена и перегрузки уменьшается угол подъема с таким расчетом, чтобы вывести самолет в горизонтальный полет при угле разворота, равном 180° (рис. 6.32). В интересах минимального времени боевой разворот выполняется по типу косой полупетли, а для достижения наибольшей высоты — по типу спирали.

В процессе выполнения боевого разворота на самолет действуют те же аэродинамические силы, что и при выполнении любого пространственного маневра: подъемная сила, лобовое сопротивле- 14 Зак. 1824с ппл

ние, тяга двигателей и сила тяжести самолета. Рассмотрим силы,, действующие на самолет при выполнении боевого разворота с изменением крена и угла наклона траектории в процессе маневра. Искривление траектории движения самолета в горизонтальной и вертикальной плоскостях определяется распределением нормаль-

Рис. 6.32. Боевой разворот (лежим «Полный форсаж», х “ 69°, т—28 т, 4 X С-24)

ных к вектору скорости сил в соответствии с креном и углом наклона траектории. В проекции на горизонтальную плоскость траектория боевого разворота изображается полуокружностью с уменьшением радиуса к концу маневра. На развертке в вертикальной плоскости траектория изображается дугой с «выполаживанием» кривой к концу маневра.

Соотношение сил в проекции на вектор скорости определяет изменение скорости. Ввиду того что лобовое сопротивление сравнительно велико и оно суммируется с составляющей силы тяжести G sin@, в процессе выполнения всей фигуры скорость уменьшается; т. е. Р cos а < X + G sin 0.

На самолете Су-24 боевой разворот выполняется при %=454- ?69° без подвесок и со всеми разрешенными вариантами подвесок, кроме авиабомб на МВД, при работе двигателей на максимальном или форсажном режимах и скоростях ввода, не превышающих максимально допустимые. Существенного различия в поведении самолета при выполнении боевого разворота с % —45 и 69° не отмечено. С учебной целью боевой разворот на самолете с %=45 и 69° выполняется на режимах максимала и полного форсажа. Минимальные скорости ввода в боевой разворот, выполняемый на полном форсаже с вводом на малых высотах, в зависимости от подвесок установлены приборной скоростью 850—900 км/ч, при которой в процессе выполнения маневра с установленными перегрузками уменьшения скорости, менее эволютивной, не происходит. Макси; мальная скорость ввода допускается равной максимально допустимой соответственно положению крыла. При выполнении фигуры рекомендуется выдерживание перегрузки /гу — 3,5—4,0 и угла атаки не более 17° по УУАП.

Качественное изменение параметров полета в процессе боевого разворота при выполнении его методом, рекомендованным Инструкцией экипажу, показано на графике (рис. 6.32). Как видно, для такого маневра характерно на начальном участке наличие максимума угла наклона траектории (-6), а следовательно, и вертикальной скорости подъема (Уу). Максимальный крен (у) и угловая скорость разворота (w(pr) имеют место во второй трети разворота. Перегрузка на вводе постепенно увеличивается до 3,5 и сохраняется постоянной до приборной скорости 840 км/ч с постепенным последующим уменьшением вследствие выдерживания постоянного угла атаки. Скорость в процессе маневра уменьшается, а высота растет.

Основными характеристиками боевого разворота являются набираемая за маневр высота АЯ и время его выполнения t.

Высота, набираемая за оптимальный боевой разворот, и время его выполнения зависят от режима работы двигателей, скорости и высоты ввода, нормальной перегрузки в процессе маневра, массы самолета, количества и типа внешних подвесок. С высоты 500—' 1000 м в разрешенном диапазоне скоростей ввода увеличение высоты за маневр составляет 1500—2000 м на максимале и 3500— 4500 м на полном форсаже при времени выполнения боевого разворота за 30—40 с. При выдерживании перегрузок лу = 3,5-?4,0 и аМ”17° приборная скорость в верхней точке не уменьшается менее эволютивной. G увеличением скорости ввода растет наибольшая набираемая высота и время выполнения. Увеличение нормальных пе-, регрузок вплоть до максимально допустимых по прочности и углу атаки сокращает время, вызывает более интенсивное падение скорости и снижает набираемую высоту. Использование форсажа при равных условиях выполнения позволяет достигнуть высоты на 2000—2500 м больше, чем на режиме «Максимал». С увеличением высоты ввода при равных приборных скоростях набираемая высота за маневр уменьшается, но в меньшей степени- по сравнению.

с вводом при равных числах М, так как истинная скорость ввода больше. Увеличение массы и наличие внешних подвесок уменьшают набираемую высоту пропорционально увеличению массы, что связано с большей интенсивностью падения скорости.

Особенности выполнения боевого разворота, рекомендуемого Инструкцией экипажу, связаны с необходимостью выдерживания заданного закона изменения крена и угла тангажа. В горизонтальном полете устанавливается режим работы двигателей, увеличивается скорость и отклонением ручки управления на себя и в сторону разворота с одновременным небольшим нажатием на педаль в ту же сторону самолет вводится в маневр аналогично выполнению восходящей спирали. При этом создается начальный крен 10—20° и увеличивается перегрузка до /гу = 4,0-т-4,5 за время 3—4 с. К моменту разворота на угол 60—70° крен постепенно увеличивается до 65—70° при угле атаки не более 17° по указателю. При выдерживании ам=17° по мерс уменьшения скорости перегрузку необходимо все время снижать. При угле разворота, превышающем ПО— 120°, угол крена постепенно уменьшается. Тянущие усилия на ручке управления при выполнении боевого разворота сохраняются практически без изменения, а для сохранения координированности пилотирования не требуется большого отклонения педалей.

После разворота на угол 110—120° отклонением ручки управления по диагонали от себя и в сторону, обратную развороту, с одновременным нажатием на педаль постепенно уменьшаются крен и угол тангажа (угол тангажа уменьшается после разворота на угол 50—60°) с таким расчетом, чтобы координированно вывести самолет в горизонтальный полет к заданному углу разворота и приборной скорости, не менее эволютивной.

Если в процессе выполнения боевого разворота скорость уменьшается более интенсивно и возникает опасность вывода из маневра на скорости, менее эволютивной, вывод из разворота с одновременным уменьшением крена необходимо начинать раньше. В случае когда допущено чрезмерное уменьшение скорости, необходимо заботиться о том, чтобы угол атаки в процессе вывода сохранялся не более 15—17° по УУАП.

ГОРКА

Горкой называют фигуру пилотажа, при выполнении которой самолет набирает высоту с постоянным заданным углом наклона траектории. Угол горки — угол, заключенный между траекторией прямолинейного участка и горизонтальной плоскостью (рис. 6.33). Горка с углом наклона траектории до 30° называется пологой, а с углом более 30° — крутой. Она представляет собой восходящий маневр самолета в вертикальной плоскости с углом наклона, превышающим максимальный угол установившегося подъема при заданном режиме работы двигателей.

При боевом маневрировании горка может применяться для ухода из зоны поражения осколками от собственных боеприпасов, вы- 212

полнения атаки наземной цели со сбросом авиабомб с кабрирования и с пикирования и для быстрого набора высоты. Высокая энер- го-и тяговооруженность самолета на полном форсаже в широком эксплуатационном диапазоне скоростей позволяет при вводе в ма-

Рис, 6.33. Горка

невр на Н = 1000 м увеличить высоту на 7000—7500 м. Предельной горкой принято считать маневр с уменьшением скорости от максимальной до эволютивной.

Использование горки как боевого маневра со сбросом авиабомб предполагает наличие прямолинейного участка полета. Для сохранения времени на прямолинейный участок требуются наиболее энергичное искривление траектории на вводе с увеличением угла наклона траектории до заданного и вывод из нее наиболее эффективным методом.

Горка как маневр включает три участка траектории: криволинейный восходящий маневр ввода с увеличением угла наклона траектории, прямолинейный участок с заданным углом наклона и пространственный маневр вывода с уменьшением угла наклона траектории до нуля. Траектория и схема сил, действующих на самолет, показаны на рис. 6.33. Искривление траектории вверх на участке ввода происходит за счет превышения подъемной силы У над составляющей силы тяжести Geos©. Радиус кривизны на вводе без крена определяется по формуле

Г .

У g (Пу — COS 0)

Как видно, он тем меньше, чем меньше скорость и больше перегрузка маневра. При равных скоростях по прибору наибольшей реализуемой нормальной перегрузке на вводе соответствуют наименьшее время ввода и изменение высоты на участке ввода, но потеря скорости больше. ,

На участке прямолинейного подъема с заданным углом наклона без крена равновесие сил по нормали к траектории (Y—G cos0) достигается выдерживанием постоянной перегрузки ny = cos0. Большему углу наклона траектории соответствует меньшая перегрузка. В диапазоне углов наклона 30—60° она соответственно равна 0,86—0,5.

Вывод из горки с углами до 10—15° обычно осуществляется по прямой уменьшением положительной перегрузки до менее 1,0. При этом вывод несколько растянут по времени и в пространстве, так как для искривления траектории в вертикальной плоскости используется небольшая неуравновешенная составляющая силы тяжести.

Вывод из горки с углами 15° < 0 ^ 45° осуществляется разворотом с креном не более 130° или полупереворотом. При выводе с креном более 90° чем больше крен, тем больше сумма неуравновешенных составляющих силы тяжести и подъемной силы вниз, меньше неуравновешенная горизонтальная составляющая подъемной силы и тем более интенсивное искривление траектории происходит в вертикальной плоскости.

Вывод из горки с углами 45° < 0 ^ 60° осуществляется двумя последовательными поворотами самолета вокруг продольной оси на 180° (двумя полубочками). При выводе самолета из горки с креном 180° происходит самое интенсивное искривление траектории в вертикальной плоскости. Это объясняется тем, что искривление траектории происходит за счет действия суммы неуравновешенных сил: составляющей силы тяжести и подъемной силы.

Основными характеристиками горки являются время ее выполнения и набираемая высота. Горка как маневр характеризуется располагаемым временем прямолинейного участка при выполнении ее в диапазоне скоростей от максимальной на вводе до эволю- тивной на выводе. Величины основных показателей складываются из их составляющих по участкам. Аналитическое их определение возможно решением уравнений движения: на вводе криволинейного маневра в вертикальной плоскости, прямолинейного движения с постоянным заданным углом и на выводе движения в наклонной и вертикальной плоскостях или пространственного.

Выполнение горки на самолете разрешается на режимах максимала и форсажа двигателей при стреловидности крыла 45—69°. Угол горки в интересах обеспечения нужной продолжительности прямолинейного участка и скорости на выводе не менее эволютив- ной должен согласовываться со скоростью и высотой ввода, режимом работы двигателей, массой самолета и характером внешних подвесок. В зависимости от варианта подвесок, углов тангажа и режима работы двигателей ввод в горку рекомендуется выполнять на скоростях, указанных в табл. 6.4.

Использование горки как боевого маневра предполагает се выполнение в широком диапазоне углов, высот и скоростей ввода. Наибольшая высота, которую самолет набирает за горку при стреловидностях крыла 45 и 69° на полном форсаже и на максимале, показана на графике (рис. 6.34). Она рассчитана при выполнении

Таблица 6.4

Вариант подвесок

Максимально допустимый угол тангажа,0

Режим работы двигателей

Рекомендуемая скорость ввода, км/ч

4ОХОФАБ-1О0-120

30ХОФАБ-Ш-270

20

Полный форсаж

800

34ХОФАБ-Ю0-120 18ХОФАБ-250-270 6ХС-25-0' (С-25-ОФ)

30

8ХФЛБ-5О0' бхОФАБ-250-70

6ХБ-8М

6ХУБ-32А

30

Максима./!

900

45

Полный форсаж

2ХФАБ-500 4ХС-24Б 4ХХ-23

45

Макси мал

950'

60

Полный форсаж

2ХСППУ-6А

ЗХСППУ-6А

45

Максимал,полный

форсаж

900

Рис. 6,34. Зависимость высоты, набираемой самолетом за горку, от скорости ввода и угла горки при двух положениях крыла (пу вв = 3,5 ™ 4,5, Явв ~ 500-4- -4-600 м, КПр вывода истории равна 7ЭВ)

горок с высоты 500—600 м с увеличением перегрузок на вводе до 3,5—4,5, наличии прямолинейного участка до минимальной скорости начала вывода в соответствии с величинами, указанными на рис. 6.35, выводе рациональным методом с углами атаки, не более допустимых, и выходе в горизонтальный полет на скорости, равной эволютивной. Как видно, возрастание высоты, набираемой за горку, по мере уменьшения угла наклона траектории обусловлено

Рис. 6.35. Зависимость скорости начала вывода из горки от угла и режима работы двигателя

менее интенсивным падением скорости. На максимальном режиме по сравнению с форсажным набираемая высота почти в два раза меньше. С увеличением скорости ввода происходит рост набираемой высоты, что обусловлено при равных углах увеличением Vy и времени полета с торможением до эволютивной скорости. При равных скоростях ввода, углах горки и режимах работы двигателей наибольшая набираемая высота за маневр соответствует стреловидности крыла 45°. Характеристики горок на основных режимах выполнения приведены в табл. 6.5.

Выполнение горки имеет некоторые характерные особенности в технике пилотирования. Перед вводом в горку на заданных скорости и высоте включается нужный режим двигателей, без крена и скольжения увеличением нормальной перегрузки больше 1,0 с темпом, установленным Инструкцией экипажу, самолет вводится в горку. Перегрузка зависит от скорости ввода и угла горки. Она может ограничиваться выходом на допустимый угол атаки «м^П® или /г%макс. д- Поэтому при вводе в горку необходимо обращать внимание на обе стрелки указателя УАП. При небольших углах горки перегрузка за 2—3 с увеличивается до 3,5—4,5 («м^И0) и сразу приходится ее уменьшать для фиксирования заданного угла горки. При больших углах перегрузку или угол атаки 17° приходится сохранять до тех пор, пока угол горки не достигнет значения, близкого к заданному. На этом участке летчику необходимо сосредоточить внимание на перегрузке и угле атаки, чтобы не превысить

ю со

03 Д' к

\о

03

н

4) 3 я ж cd R(

<U И

Я \О О

«

5 ч к Н Н ¥ О су

1ч

О АФо во8оУ8 в*0§

КСсЕВR|С|| КС|

э *ил<1од KHHOHIfOU -ня виойд

II 1 S $ § 11Mill

ли *Кя

-doj BE ^Zti

ОО о о о m о о о о о о о (М СО со О О ОО о со ю о о о о О to СО Ю СО fit* • СО Т—« г-< СО со

и *Кл

-doj ее ^v

ОО о О О О О о о о о о о о m 1-0 о о о О m о О m m m ^ч СО Г- fit* fit1 хм СО ^ ^ S о to О fif fif оо 04 00 т-ч т-ч со см сч

ъ/пи

‘HHdoxxdidi

ОООЮtoООtomООmо

ОО00Ь-ОСПСОГ—С'1-коь-г

Som to О НО Ш1О LO о to to

«

о to 3 65

И О Н О я

У

>»

k( cd О fit H О oj m

co

0

§№ к

о АА А А А А^^Я Q А А А -

qo Н

h/кл ‘OttOE

-НЯ EH ^Д

toО1111оЮtoо оmо

5§1185SS 8&3

я 1Ы^

II$ g 5fc ЙйS ® ” §S

11S oi SС1 смсм<м сч <м счо

И * В Г ОЕ14 Я

В If В 11 ЕН /-/

О О О о о оо о о о о

о 8inооооtoооюО to

in осо СО О О Оm

moоtofit*-t*озfit*т*чi-чсосо

и ‘вгоапа Ulf Eh В И ^^у^

оо о О О О О О о m to о о 04 fif fit1 04 1П 04 О со in О 04 О 04 оо о о о о о о о о m Ш tn

cd

о СП и

У О н и cd У ^

ЭЛ В Л Ку

ООО04СОСО04со041ОООО

соfit*1fitfit*СО04СОСОсо0^1соСОСО

Си м

СУ Q

X к

о

ГТ оооmтОS

с С S А й<оВ У » А А А АА

uggхехз S

ХЮSXюм

Ы со

88§888$8§§|§§

04О04оот-чtoО03о00ОЮ

on m 04 с О*55In Oi со m

0404CM88ОО040404040404

ь/нл *duA

mооо ооооmо о

СОСООО'—1оососо

ОО 00СП О О in оосооо СО 05 оо о

>1 ‘HJ

toоfit*tom04соmm

К8SS8OGOOOGOOOCO05О

04040404040404040403040404—

л 4ч

о оооооооооооо

тооооооос)оооо

(^г,тсотот,ттттть-

о*9

ооот тоотштоооо

S88со соСОСОfiffit*fif^COCD

!$ S§ § о n S# n ^$8 $ 9 5

210

их заданных значений, убедиться в отсутствии крена и проверить угол тангажа по авиагоризонту. Фиксирование заданного угла горки летчик осуществляет по положению силуэтика самолета на шкале тангажа авиагоризонта уменьшением положительной перегрузки до пу < 1, чтобы прекратить движение шкалы тангажа и сохранить положение силуэтика на нужной величине угла тангажа. На этом участке необходимо следить за отсутствием крена и разворота в процессе прямолинейного движения. Внимание летчика важно сосредоточить на приборной скорости для решения вопроса о моменте начала вывода.

При скорости, большей минимально допустимой (рис. 6.35), с учетом угла горки, не уменьшая режима работы двигателей, выполняется вывод из горки. Выключение форсажа или дросселирование двигателя при необходимости следует производить после завершения вывода при скорости, не менее эволютивной.

ПИКИРОВАНИЕ

Пикированием называют фигуру пилотажа, при выполнении которой самолет снижается с постоянным заданным углом наклона траектории. Угол пикирования (0)—это угол, заключенный между траекторией прямолинейного участка и горизонтальной плоскостью. Пикирование с углом наклона траектории до 30° называется пологим, с углом более 30° — крутым, с углом, близким к 90°, — отвесным. Пикирование как маневр кроме прямолинейного участка обязательно имеет участки ввода и вывода (рис. 6.36). *

Силы, действующие на самолет при пикировании, и уравнения движения такие же, как и при выполнении горки. Поэтому методы расчета и анализа горки пригодны и для этого маневра.

При действиях по наземным целям пикирование является одним из боевых маневров. Оно допускается при стреловидности крыла не менее 45° со всеми средствами поражения. На самолете с подвеской 40 X ОФАБ-100-120 или 30 X ОФАБ-250-270, или 3 X X СППУ-6 разрешается выполнять пикирование с углами не более 30°. Характеристики маневра пикирования существенно различаются в зависимости от условий его выполнения.

Ввод в пикирование может выполняться маневром в вертикальной плоскости или пространственным маневром. Искривление траектории в процессе ввода в пикирование от 0^0 до заданного угла пикирования происходит за счет действия на самолет в вертикальной плоскости неуравновешенных сил по нормали к траектории: Gcos0>y, G cos @> У cos у, Gcos0 4- У cos у > 0 или Geos 6 + У > 0. Радиус кривизны траектории в вертикальной плоскости определяется уравнением

уз

Г = .: .

^'(^008 7—COS 6)

По характеру движения ввод в пикирование, .как и .вывод из горки, может выполняться либо прямо перед собой, тогда cosy= 1, либо

разворотом, если необходимо в процессе ввода изменить направление полета. Ввод разворотом происходит более энергично, чем с прямой. Наиболее интенсивное искривление траектории вниз достигается за счет использования подъемной силы при реализации положительных перегрузок вплоть до предельных по углу атаки. При создании больших углов пикирования это достигается или

Geos GGeos GGeos ОGeos О^=о Gsin О^=о Gsin ОGG0 пик0 пику cos уу cos уУсо^т?Усо^т?GgosGGgosGGsm6Gsm6УУ2121I cu^| Вывод изI cu^| Вывод из1'3 1^1'3 1^^>оY sin^^>оY sin^l^lGGosd^e5 > I 6l^lGGosd^e5 > I 6vvВвод вВвод впикирование ^ . пикирования

Geos G

Geos G

Geos О

Geos О

^=о Gsin О

^=о Gsin О

G

G

0 пик

0 пик

у cos у

у cos у

Усо^т?

Усо^т?

GgosG

GgosG

Gsm6

Gsm6

У

У

21

21

I cu^| Вывод из

I cu^| Вывод из

1'3 1^

1'3 1^

^>о

Y sin^

^>о

Y sin^

l^lGGosd^e

5 > I 6

l^lGGosd^e

5 > I 6

v

v

Ввод в

Ввод в

Рис. 6.36. Траектория пикирования и схема сил, действующих на са-молет при его выполнении

в перевернутом положении самолета (если ввод необходимо выполнить прямо перед собой), или с креном более 90° (если при вводе необходимо изменить направление). Ввод разворотом с креном меньше 90° или без крена с уменьшением положительной перегрузки до значения, меньшего 1,0, растянут по времени и в пространстве, так как искривление траектории в вертикальной плоскости происходит только за счет составляющей силы тяжести. Он применяется только при малых углах пикирования. Однако интенсивность ввода можно повысить изменением подъемной силы при создании отрицательной перегрузки.

В процессе ввода в зависимости от условий и характера маневра меняются и силы, действующие на самолет по продольной оси. В соответствии с изменением разности сил тяги Р, составляющей силы тяжести GsinQ и лобового сопротивления меняются

продольное ускорение и характер изменения скорости на вводе. Так, при вводе в пикирование с малой положительной перегрузкой на максимале и малом газе при достаточно больших углах наклона траектории скорость, как правило, увеличивается, а при вводе разворотом с большими положительными перегрузками на малом газе она падает. Чем больше тяга двигателей и меньше перегрузка пу, тем интенсивнее разгон на участке ввода, поэтому характер маневра при вводе и угол пикирования должны согласовываться с запасом скорости от скорости начала ввода до максимально допустимой и режимом работы двигателей, чтобы не допустить ее превышения.

Прямолинейный участок пикирования в основном представляет собой неустановившееся (с разгоном) прямолинейное движение самолета по наклонной траектории с заданным постоянным углом. Это достигается равновесием сил по нормали к траектории Y = Geos 0 за счет выдерживания перегрузки пу = cos 0. С увеличением угла наклона траектории на прямолинейном участке пикирования перегрузка уменьшается от Пу = 1,0 при 0 “ 0 до иу = = 90°. На прямолинейном участке пикирования при углах наклона вниз более 15° происходит разгон даже на режиме малого газа двигателей, так как (Р + G sin 0) > X. С увеличением оборотов двигателей интенсивность разгона увеличивается. При работе двигателей на максимальном бесфорсажном режиме продольные ускорения разгона сравнительно велики. Это оказывает влияние на длину прямолинейного участка пикирования даже при наличии большого запаса высоты в интересах сохранения скорости, не более максимально допустимой для соответствующего положения крыла. При одной и той же стреловидности крыла и равных условиях ввода чем больше тяга, тем меньше допустимый угол и время пикирования. Заметим, что с увеличением стреловидности крыла при прочих равных условиях темп нарастания скорости выше.

Участок вывода представляет собой криволинейный маневр в вертикальной плоскости без крена, в процессе которого происходит уменьшение угла пикирования. В летной практике потеря высоты за вывод из пикирования является наиболее важной, так как она определяет высоту начала вывода. Потеря высоты за вывод иногда определяет построение всего маневра, если он должен быть закончен на определенной высоте.

Радиус кривизны траектории на выводе из пикирования выражается уравнением

г —,

g — cos оср)

где 0Ср—средний угол пикирования на участке вывода, 0Ср~ ^0пик/2;

©пик —угол пикирования на прямолинейном участке.

Из формулы видно, что чем меньше скорость и больше перегрузка, тем меньше радиус кривизны траектории, а следовательно, и меньше потеря высоты при выводе из пикирования с заданным углом наклона траектории.

В процессе вывода меняются значения угла пикирования 0, скорости V и перегрузки пу. Поэтому потеря высоты за вывод из пикирования представляет собой интегральную величину. Ее можно определить численным интегрированием. При выводе из пикирования с большими перегрузками скорость в процессе маневра меняется мало и оценку потери высоты за вывод можно осуществить, пользуясь приближенной формулой:

А/7^гу(1 — соз0пик).

Потерю высоты за вывод из пикирования в зависимости от угла, истинной скорости начала вывода и максимальной перегрузки, выдерживаемой в процессе вывода, можно достаточно точно определить по номограмме (рис. 6.37).

Рис. 6.37. Номограмма определения потери высоты за вывод из пикирования в зависимости от истинной скорости начала вывода, угла пикирования и максимальной перегрузки на выводе из пикирования (время создания перегрузки не более 3 с)

На самолете разрешается выполнять пикирование при стреловидности крыла 45° и более как без внешних подвесок, так и с подвесками вооружения на малом газе в диапазоне углов до 50°.

При стреловидности крыла 16° выполнять пикирование нецелесообразно, так как возможности маневра существенно ограничены. Ограничение угла пикирования 50° при % — 45 и 69° предусматривает исключение интенсивного разгона, чтобы не допустить превышения максимально допустимых скорости и числа М. Для этого величина угла пикирования должна согласовываться с условиями ввода и стреловидностью крыла. Минимально допустимая высота ввода в пикирование с учетом стреловидности крыла, угла наклона траектории и скорости ввода определяется составляющими ее потерями на участках с учетом необходимого запаса:

Нвв — &Нвв 4- \Нп. у 4- АН8ЫВ + 7/пр. ц ,

где АЯВВ —потеря высоты на вводе;

АЯН. у —потеря высоты на прямолинейном участке;

АЯвыв —потеря высоты на выводе;

Яцр,ц —высота над целью (пролета над целью).

При заданной высоте ввода продолжительность прямолинейно- ' го участка пикирования определяется потерей высоты на вводе и выводе. Для расширения времени пикирования с заданным постоянным углом важно обеспечивать наиболее интенсивные ввод и вывод.

Основные характеристики пикирования самолета Су-24 при скорости ввода 550—600 км/ч по прибору на малом газе двигателей приведены в табл. 6.6. Эти характеристики получены при вводе тремя методами (разворотом с креном менее 90°, разворотом с креном до 130° и полупереворотом) и выводе без крена с перегрузками пу~ 2,2— 3,9. Из таблицы следует, что выполнение пикирования при стреловидностях крыла 45 и 69° возможно с углами до 50°. При вводе с высоты 5000 м указанными выше способами время прямолинейного участка при малых углах пикирования (10—30°) может ограничиваться запасом высоты на выводе, а при 0 = 35—50° оно в основном определяется скоростью начала вывода. Чем больше угол пикирования, тем выше темп нарастания скорости. Так, при угле пикирования 50° на малом газе скорость на каждую1 1000 м снижения увеличивается примерно на 120—130 км/ч. Поэтому Инструкцией экипажу установлена максимальная скорость начала вывода из пикирования. При работе двигателей на режиме «Малый газ» она должна быть меньше максимально допустимой скорости полета на 50—60 км/ч или соответствовать числу М полета не более 0,85 при стреловидности крыла 45°. Потеря высоты за ввод в основном определяется скоростью и методом ввода. При вводе переворотом он более энергичен, чем разворотом с креном 130°. Принятие решения о начале вывода из пикирования в условиях ограниченного запаса высоты производится по значению минимальной потери высоты за вывод при перегрузках и углах атаки^ близких к максимально допустимым, с учетом угла пикирования, скорости и режима работы двигателей. Минимальная потеря высоты за вывод при истинной скорости начала вывода 850—900 км/ч при работе двигателей на режиме «Малый газ» и перегрузке на выводе 3,0—4,0 дана в табл. 6.7. Она в зависимости от условий вывода меняется от 500 до 2100 м. Ввиду того что допустимые перегрузки самолета по углу атаки имеют сравнительно небольшие значения, ими в основном и определяется вывод из пикирования.

Техника выполнения пикирования имеет особенности, связанные с характером маневра. Во всех случаях перед вводом в пикирование необходимо оценить запас высоты и выбрать угол пикирования и скорость, а при заданном угле пикирования — высоту и скорость, чтобы обеспечить нужное время прямолинейного движения и безопасную высоту вывода.

Ввод в пикирование с малыми'углами осуществляется сниже- 222

CO CO

Cd

‘COS

-140 B£ HV

oooooooooo юШЮШ ю

ОСОООСООСШСОСО’—1

У к

\o

и ‘№M

oooooooo oo оЮLQ1Q оОюtn LQ in

О

—<Г-ОНr-<CQг-Нт—1

cd

H

11/МЯ

‘ВЯоЯГЩ ^^

О LQ О LQООО ОiQО

041

СОсо.СОсосоОО

-вгеоэ nwsdq

о to LQ1Q О LQ

со щmсо со

01'00140

EH эяни ^u

t^CDOCDCDODOCMCDCD (NO-lCOCMCMOlCOOltNCO

К ‘Biroоно

В V1? 1) в и /./

оооооооооо IQLQOOCQOOOOO r^COODCOCDCDCdCM’—CO г—•0-1 'if см Ol CM 0-1

cS

ь/ни *oifoaioo

(ЮЫ?П ^ид

LQ О LQОIQОto оQLO

0404'LQООCD

3 4 cd

S

sr

к

СУ

О to

о

&8&&&q.&Ь

COCOCOCOCO'COCOCQ

CD00оОQООО

уУУУУУУ.УУ

OOOVOOcyOOO

§- аААА^§^ АА

аи CU

s

to to

ОООС^ОО ОООО ШОгПиОООООООСО COOOCO’O-OOCDOO OOCD.

0-1 со со со to со I.Q LQ

* s

и c

« s

S“

S

§ о8 8

ОООу&вив-вО . ХХХ^ХХХхХХ

С401<МСПСЧ01СОСМ01'0

rV6оСОСМ т-’4гCDciсм

ООСОобсо"o'Г< со"

CJC4CMcOQ4<MCO ,M<MCO

0

Ф

ООО О

^tMCOCO^f-^LQCO^'^'

о

Угол пикирования, °

20

30

45

60

Потеря высоты за вывод, м

600—шо

1100—800

1500—1200

2100—1800

нием перегрузки меньше 1,0 без крена или с креном менее 90°. Для ввода самолета в пикирование разворотом с креном на заданной высоте и режиме работы двигателей отклонением ручки управле- ния в сторону и одновременным нажатием педали в ту же сторону увеличивается крен до заданного в пределах 60—70°. По мере накренения взятием ручки управления на себя увеличивается положительная перегрузка до значения, не более максимально допустимого угла атаки по указателю. Создание заданного угла пикирования при подходе самолета к боевому курсу осуществляется уменьшением тянущих усилий на ручке управления до их исчезновения и при необходимости незначительным увеличением давящих усилий. Регулирование угловой скорости разворота в горизонтальной и вертикальной плоскостях осуществляется изменением перегрузки и крена с таким расчетом, чтобы заданному углу пикирования соответствовало нужное направление захода на цель. Фиксирование заданного угла пикирования по авиагоризонту (по шкале тангажа) или по наземному ориентиру (цели) осуществляется ■одновременным отклонением ручки по диагонали против крена и от себя с возвращением педалей в нейтральное положение.

Ввод в пикирование разворотом с креном до 130° осуществляется при заданных скоростях, высоте и режиме работы двигателей координированным отклонением ручки управления в сторону накренения и педалей. Поворот самолета вокруг продольной оси должен быть с темпом 50—60°/с. Для обеспечения интенсивного разворота в горизонтальной и вертикальной плоскостях при подходе к заданному крену увеличивается нормальная перегрузка до близкой к допустимой, соответствующей углу атаки 15—17° по УУАП, и выдерживается угол атаки постоянным до подхода к заданному углу пикирования. Креном подбирается нужная интенсивность разворота в горизонтальной и вертикальной плоскостях, чтобы завершить разворот по курсу одновременно с достижением заданного угла пикирования. Увеличение крена обеспечивает более быстрое искривление траектории вниз, а уменьшение повышает интенсивность горизонтального разворота. Фиксирование заданного угла пикирования осуществляется по шкале тангажа авиагоризонта или по видимой цели, для чего при подходе к нему за 10—15° отклонением ручки управления в сторону с одновременным отклонением педалей устраняется крен, а ослаблением тянущих усилий на ручке управления уменьшается перегрузка до величины, равной cos0.

Ввод в пикирование переворотом при заданных скорости, высоте и режиме работы двигателей происходит с горизонтального по- 224

лета. Отклонением ручки управления в сторону вращения осуществляется поворот самолета вокруг продольной оси на 180° за время 2—3 с. В процессе поворота самолета дросселируются двигатели до режима «Малый газ».

При подходе к перевернутому положению возвращением ручки управления по крену в нейтральное положение прекращается вращение самолета и взятием ручки управления на себя увеличивается церегрузка до пу=1,5^2,0 или угол атаки до значения, на 1—2° меньшего аДОп- В процессе искривления траектории полета в вертикальной плоскости выдерживается постоянным угол атаки до угла наклона траектории, близкого к заданному углу пикирования, ориентируясь по шкале тангажа авиагоризонта или по ориентиру на земле (цели). После фиксирования угла пикирования, близкого к заданному в перевернутом положении, производится поворот самолета вокруг продольной оси на 180°.

Выдерживание прямолинейного участка пикирования с заданным углом осуществляется либо по авиагоризонту, либо по заданному ориентиру. В процессе выдерживания необходимо контролировать скорость и высоту. С учетом интенсивности возрастания скорости следует следить за тем, чтобы она не превысила максимально' допустимого значения и удовлетворяла условию вывода на заданной высоте. Для предотвращения чрезмерного возрастания скорости можно выпускать тормозные щитки, а также осуществлять более энергичный вывод из пикирования, не превышая максимально допустимых значений перегрузки и угла атаки. В ходе прямолинейного пикирования для определения момента начала вывода нужно контролировать высоту по высотомеру и по расстоянию до земли визуально, чтобы обеспечить вывод в горизонтальный полет на высоте, не ниже установленной.

Вывод из пикирования осуществляется без крена увеличением перегрузки до необходимого значения вплоть до максимально допустимой и выдерживанием ее без уменьшения до линии горизонта.

На конечном участке фигуры при подходе самолета к линии естественного горизонта с большими положительными углами атаки летчик встречается с явлением просадки самолета. Субъективное ощущение просадки возникает у летчика из-за снижения, после того как положение продольной осн самолета, выполняющего снижение с углом атаки, достигло линии горизонта и создалось ощущение вывода из снижения. На самом же деле при наличии угла атаки вывод из снижения будет закончен в том случае, когда нос самолета окажется выше линии горизонта на величину угла атаки. Потеря высоты от момента кажущегося вывода до действительного вывода и получила название просадка. Нередки случаи уменьшения перегрузки летчиком при достижении момента кажущегося вывода. При этом преждевременное уменьшение перегрузки может вызвать дополнительное снижение, ибо вектор скорости при положительных углах атаки направлен вниз под углом, равным углу атаки, иуимеется ещё значительная вср-

15 Зак. 1824с15 Зак. 1824с225

15 Зак. 1824с

15 Зак. 1824с

тикальная скорость снижения. Поэтому при выводе из пикирования уменьшать перегрузку следует только по мере увеличения положительного угла тангажа и вертикальной скорости не более 5 м/с.

ОСОБЕННОСТИ ВЫПОЛНЕНИЯ МАНЕВРА «ПИКИРОВАНИЕПОСЛЕ ВЫПОЛНЕНИЯ ГОРКИ»

Параметры ввода в пикирование самым непосредственным образом зависят от параметров на выводе из горки, а следовательно, и от качества выполнения всей горки. При допущении

спирали

Рис. 6.38. Ввод в пикирование с горки

ошибки летчиком при выполнении горки не только исключается заход на цель, но и не обеспечивается безопасность полету. Эго связано с особенностью устойчивости и управляемости самолета Су-24, в частности с ухудшением поперечной управляемости на больших углах атаки (5.3.2). Если в процессе выполнения (горки создались условия для потери скорости на выводе из горки до величины, меньше рекомендуемой, при последующем вводе.в пикирование самолет оказывается в крутой глубокой спирали на больших углах атаки при отсутствии поперечной управляемости. Как показывают результаты испытаний, при выполнении каждого ввода в пикирование с горки с углами крена более 90° самолет неизбежно находится некоторое время в крутой глубокой спирали. На рис. 6.38 Приведена запись параметров при выполнении пикирования с горки на максимальном режиме работы двигателей при летных испытаниях самолета с %=45°, подвесками 6ХБ-8М при исходной полетной массе самолета 25 940 кг (Дтс=Н0 кг). На рисунке выделено время нахождения самолета в крутой глубокой спирали, оно составляет около 6 с. Поскольку вывод самолета из крутой глубокой спирали, как известно, возможен только последовательными действиями рулей (сначала устранение крена, а затем вывод из пикирования), при отсутствии реакции самолета креном на отклонение ручки управления в поперечном направлении вывод из глубокой спирали невозможен. Поэтому очень важно знать минимальные скорости на выводе из горки, при которых еще обеспечивается поперечная управляемость при последующем вводе в пикирование, а также условия и характер выполнения горки в целом, при которых обеспечивается заданная скорость полета на выводе самолета из горки.

Рекомендуемые параметры полета самолета массой не более 28 000 кг по траектории при выполнении атаки наземной цели с пикирования с разворотом на цель в процессе выполнения горки с максимальным креном в верхней точке до 180° при стреловидности крыла 45° приведены в табл. 6.8. Как видно из таблицы, для того чтобы не превысить допустимый угол атаки 17° по УУАП на выводе из горки и вводе в пикирование, скорость ввода в горку с углами 30—45° необходимо строго согласовывать с режимом работы двигателей. При выполнении ввода в горку на максимальном режиме работы двигателей скорость, ввода должна быть нй 100 км/ч больше, чем при вводе на режиме работы двигателей «Полный форсаж».

Выполнение атаки наземной цели с пикирования с разворотом на цель в процессе выполнения горки с максимальным креном з верхней точке до 180° имеет некоторые особенности в технике пилотирования. Ввод в горку с углом до 45° выполняется с высот 50—500 м. Скорость ввода в зависимости от варианта подвесок и режима работы двигателей составляет 800—950 км/ч по прибору. После разгона самолета до заданной скорости ввод в горку осуществляется увеличением нормальной перегрузки до 3,0—4,0 за время 2—3 с. При достижении заданного угла тангажа’ осущест-

cd

3

М О

>> «.

Наименование параметра

рекомендуемые параметры при подвесках вооружения

6ХБ-8М

бхФАБ-250

6хС-25

о

Режим работы двигателя

Макс.

ПФ

Маке.

ПФ

ПФ

Явв, м

50—500

50—500

50—500

50—500

50—500

СО

Vnp вп, КМ/ч

900—950

800—900

900—950

800—900

800—850

О

.3—4

3—4

3—4

3—4

3—4

О,°

30—45

30—45

30—45

30—45

30

К

Ниач. выв» М

1000- — 1400

1000— — 1400

1000—1400

1000—

—1400

1000—1400

о о

Vпр и ач. в ы в (не менее), км/ч

700-750

700-800

700-750

700-800

700—800

сП 2d

Пу макс

2-2,5

2-3

2-12,5

2—3

2—2,5

И м. макс

15—17

15 — 17

15-17

1517

15^-17

Тм ак с

110-140

130—180

140—140

13018)

130—180

га

рэ S

0пин

20-30

20-30

20—30

2030

20—30

Н п а ч. выв, М

9001100

900-1100

1100—1300

1100-

—1300

111001—1300

< га

Vnp пач. выв, км/ч

700—900

700-900

700—900

700—900

700—900

О О та л

И-у выв

3—5

3—5

3—5

3—5

3 4,5

а

См. м а к

15—17

15—17

15—<17

15—17

15—17

вляется его фиксация. Вывод из горки начинается при скорости не менее 700—800 км/ч по прибору, что соответствует высоте 1000—1400 м. Разворотом в сторону цели с постепенным увеличением крена до 130—180° и плавным взятием ручки управления на себя опускается носовая часть самолета до появления цели в отражателе ППВ. При удерживании цели в ППВ самолет выводится из крена. Угол пикирования при этом не должен превышать 30°. Для обеспечения достаточной эффективности ручки управления по крену в процессе вывода самолета из горки необходимо следить за тем, чтобы угол атаки не превышал 17° по УУАП и перегрузка 2—3.

Падение скорости на выводе из горки при начале вывода на рекомендуемой скорости составляет 100—150 км/ч. Однако начало вывода из горки на скорости, менее рекомендуемой, приводит к более интенсивному торможению до эволютивной скорости и менее. Это сопровождается увеличением угла атаки ам>17°, при котором сильно уменьшается эффективность поперечной управляемости.

Дросселирование двигателей до малого газа производится после'.прохода верхней точки. Более раннее дросселирование может привести к большей потере скорости и выходу самолета на 228

а>«Доп. При выходе на большие углы атаки летчик должен контролировать положение шарика указателя скольжения и при необходимости устранять возникшее скольжение небольшим отклонением педалей (до 1/4 хода).

В случае потери эффективности поперечного управления из-за выхода на углы атаки, превышающие допустимый, необходимо выход на дель прекратить, отклонением ручки управления от себя уменьшить угол атаки до восстановления поперечной управляемости, устранить крен и вывести самолет из пикирования. Максимальная скорость начала вывода из пикирования должна быть не менее чем на 50 км/ч меньше максимально допустимой. Вывод из пикирования самолета массой, не превышающей 28 000 кг, обычно осуществляется на Упр== 700^900 км/ч с пу = — 3,5 соответственно величине скорости, созданной за 2—3 с, без превышения допустимого угла атаки.

ПЕРЕВОРОТ

Переворотом называется фигура пилотажа, при выполнении которой самолет поворачивается вокруг продольной оси на 180° с последующим криволинейным движением по нисходящей траектории в вертикальной плоскости и выводом в горизонтальный полет в направлении, обратном вводу. Он предназначен для быстрого изменения направления полета на противоположное с одновременной потерей высоты и является эффективным противоистреби- тельным и противоракетным маневром. Элементы переворота входят также составной частью в другие фигуры пилотажа, например ввод в пикирование.

Искривление траектории при перевороте в вертикальной плоскости происходит под действием подъемной силы и составляющей силы тяжести Gcos@, действующей по нормали к вектору скорости. До угла пикирования, равного 90°, составляющая силы тяжести направлена в сторону действия подъемной силы и способствует искривлению, а после прохода отвесного положения — в сторону, обратную действию подъемной силы, и препятствует искривлению траектории (рис. 6.39). Суммарная искривляющая сила и истинная скорость определяют угловую скорость поворота траектории полета:

_Geos О) _ g (иу — cos 0)

GVV

Радиус кривизны траектории в вертикальной плоскости определяется отношением истинной скорости V к угловой скорости вращения со2:

VУ2

Г . —-:-

°У g (пу— cos 9)

Характерен и темп изменения скорости в процессе криволинейного движения в вертикальной плоскости. Он определяется направлением и величиной результирующей внешних сил в проекциях на направление вектора скорости. Если сумма сил равна нулю, т. е.

Рес. 6.39. Траектория и параметры переворота (% = 45°, режим «Малый газ», тмии = 23 900 кг без подвесок, mM,1KG = 27 000 кг с 6 X

X ФАБ-250)

Pcosa+G sin0 = X, скорость сохраняется постоянной. Если Pcos a 4- G sin 0 > X, происходит увеличение скорости, а при нера* венстве Pcosct + G sin 0 < X — уменьшение. В процессе криволинейного маневра изменение составляющей тяги Р cos а определяется режимом работы двигателей. Составляющая силы тяжести Gsin0 изменяется в пределах от нуля, на вводе и выводе до G при 0 = 90°, а сила лобового сопротивления X изменяется в соответствии с величиной скорости и перегрузки:

X = Xo+Xt-r /г2^.

Поэтому при выполнении переворота в зависимости от условий ввода, режима работы двигателей и перегрузки может иметь место как разгон, так и торможение самолета.

Основными, характеристиками переворота являются потеря высоты за маневр (А//) и время его выполнения (Г). Потеря высоты за переворот зависит от перегрузки в процессе выполнения маневра в вертикальной плоскости и истинной скорости полета и может быть оценена по их средним значениям:

ср

Время переворота пропорционально скорости и перегрузке и может быть приближенно определено по формуле

А/= 0,32-^- .

ср

Как видно, влияние скорости на потерю высоты за переворот выражено сильнее, чем на время выполнения, так как АТ/ прямо пропорциональна квадрату 'скорости, а Nt-—скорости в первой степени. Эти характеристики зависят также от высоты ввода, положения крыла, режима работы двигателей, массы самолета, характера внешних подвесок, перегрузки в процессе маневра.

На самолете с учебной целью разрешается выполнять переворот при стреловидности крыла 45° как без внешних подвесок, так с наличием 2ХФАБ-500, или 6ХФАБ-250, или 6ХБ-8М с вводом с высот не менее 5000 м в диапазоне скоростей 550—800 км/ч по прибору (с числом М не более 0,9).

Минимально допустимая высота ввода определяется потерей высоты за переворот в зависимости от скорости ввода и режима работы двигателей с учетом необходимого запаса. Этот запас установлен 1000 м. При выполнении переворота на оптимальных скоростях ввода (ЕПр^ 600—550 км/ч), которым соответствует А^мин с эксплуатационными перегрузками 3,0—4,0 и углами атаки Им^ 164-17° при работе двигателей на малом газе с убранными тормозными щитками, потеря высоты составляет 3600 м (рис. 6.40). Поэтому минимальная высота ввода должна быть не менее 5000 м. Область выполнения переворотов на самолете приведена на рис. 6.41.

Изменение параметров полета в процессе выполнения переворота на самолете с %=45° с указанными выше подвесками воору-

^по.еыв’^4^по.еыв’^4пупу3-3-г^сооои-500г^сооои-500700 -700 -^пр вывода^пр вывода600600500500ДНДНДН,Л1ДН,Л13 500- •3 500- •3000-3000-600600Vnp.se»KiM/4Vnp.se»KiM/4700700^-•2500-- --^-•2500-- --Самолет без подвесокСамолет с6хб;8МСамолет сбхФдб-250Самолет без подвесокСамолет с6хб;8МСамолет сбхФдб-250

^по.еыв’^4

^по.еыв’^4

пу

пу

3-

3-

г^сооои-

500

г^сооои-

500

700 -

700 -

^пр вывода

^пр вывода

600

600

500

500

ДН

ДН

ДН,Л1

ДН,Л1

3 500- •

3 500- •

3000-

3000-

600

600

Vnp.se»KiM/4

Vnp.se»KiM/4

700

700

^-•2500-- --

^-•2500-- --

Самолет без подвесок

Самолет с6хб;8М

Самолет сбхФдб-250

Самолет без подвесок

Самолет с6хб;8М

Самолет сбхФдб-250

Рис. 6.40. Зависимость потери высоты за переворот ДЯ, приборной скорости вы-вода Упр. выв и перегрузки пу от приборной скорости ввода в переворотиПр. в в и подвесок (%™45°, режим «Малый газ», Яив = 5™6 км, тормозныещитки убраны)

Рис. 6.41. Область выполнения переворотов на самолете без подвесок с 2 X ФАБ-500, с 6 X ФАБ-250, с 6 X Б-8М (ХкР — = 45°, т = 27 000 кг)Рис. 6.41. Область выполнения переворотов на самолете без подвесок с 2 X ФАБ-500, с 6 X ФАБ-250, с 6 X Б-8М (ХкР — = 45°, т = 27 000 кг)

Рис. 6.41. Область выполнения переворотов на самолете без подвесок с 2 X ФАБ-500, с 6 X ФАБ-250, с 6 X Б-8М (ХкР — = 45°, т = 27 000 кг)

Рис. 6.41. Область выполнения переворотов на самолете без подвесок с 2 X ФАБ-500, с 6 X ФАБ-250, с 6 X Б-8М (ХкР — = 45°, т = 27 000 кг)

жения и без подвесок при работе двигателей на режиме «Малый гач» показано в табл. 6.9.

Таблица 6.9

5

03

05

В*

S' Я

05 05

Ом

X

я

•». ю

05

Св

S

О Я св

S в

о я ев

О.

С х

05

3

65

к э X я

£0

3 03

OJ О,

CD s с * св ^ со о

<1 ад

। CD

CD

св К н S О CD О. Он О CQ 03

я

ад 05

।

с-

<L> у

св со О

£ ад

Тип подвески

4900

690

255

3,5

18

710

550

1650

3250

35

23530

30

Без под-

весох

6000

700

249

3,5

17

760

600

1800

4200

36

24920

20

5500

550

258

3,0

17,5

720

590

1550

3950

40

27000

30

6ХБ-8М

5500

780

256

3,4

18

780

575

1950

3550

30

24250

21

6ХБ-8М

5250

730

257

3,8

17

840

710

1350

3850

33

26800

40

6ХФАБ-250

5500

760

256

4,1

16

860

730

1650

3850

32

25350

34

6ХФАБ-250

Из таблицы следует, что потеря высоты за переворот, выполненный с высоты 5000 м с вводом на Упр вв = 5504-780 км/ч с перегрузками, ограниченными допустимым углом атаки аМдоп™17°, практически не зависит от приборной скорости ввода и составляет 3800 м. Однако увеличение высоты ввода приводит к заметному увеличению потери высоты. Например, при вводе в переворот с высоты 6000 м при прочих равных условиях потеря высоты за переворот увеличивается до 4200 м.

При выполнении переворота на самолете нужно учитывать особенности техники пилотирования. Перед вводом на заданной высоте полета устанавливаются скорость и режим работы двигателей. Для того чтобы после поворота самолета «на спину» обеспечить положение продольной оси, близкое к горизонтальному, перед вращением отклонением ручки управления на себя задается угол предварительного кабрирования, равный 10—15°, и фиксируется при 1,0. На этот угол самолет опускает нос в процессе вращения вокруг продольной оси на 180° в течение 3—4 с.

Вертикальная плоскость фигуры зависит от точности создания крена 180° после прекращения вращения самолета. Создание крена 180° без большого отклонения возможно при выполнении за время 3—4 с. При более быстром вращении летчик не успевает ориентироваться в изменении пространственного положения самолета, а при медленном вращении происходит большое опускание носа, большая потеря высоты за маневр. Если нос самолета оказался значительно ниже естественного горизонта, контроль угла крена по линии естественного горизонта затруднен.

Вращение самолета вокруг продольной оси целесообразно выполнять координированно. С этой целью для создания вращения одновременно с отклонением ручки управления по крену отклоняется в ту же сторону и руль направления небольшим отклонением педалей. При приближении к крену 180° прекращение вра-

щения обеспечивается отклонением ручки управления в сторону, обратную вращению, с одновременным соразмерным отклонением педалей в обратную сторону, после чего ручка управления в процессе всего маневра удерживается в нейтральном по крену положении. :

В перевернутом положении без крена искривление траектории в вертикальной плоскости осуществляется увеличением за 2—3 с угла атакц до значения, на 1—2^ меньшего адоп для данных варианта подвески и положения крыла. Резкое взятие ручкй управления на себя на начальном участке маневра не позволяет точно устанавливать угол атаки. Как правило, это сопровождается: его чрезмерным увеличением за счет заброса и необходимости его последующего уточнения, при котрром интенсивность искривления траектории оказывается меньше* чем при вводе с нормальным темпом. (

При выполнении переворота необходимо1 контролировать режим маневра на начальном участке по указателю углов атаки и перегрузок, не полагаясь на усилия, прикладываемые к ручке управления, и физиологические ощущения перегрузки. При выполнении переворота углы атаки по УУАП не должны превышать 17°. В учебных полетах при достаточном запасе высоты целесообразно выдерживать углы атаки равными 15—16°, чтобы избежать ошибок, связанных с «перетягиванием» ручки управления на себя, и иметь лучшую эффективность поперечного управления.

В процессе выполнения переворота при положении самолета, близком к отвесному пикированию, при вводе на больших приборных скоростях внимание летчика должно быть сосредоточено на контроле скорости, чтобы не допустить ее чрезмерного возрастания. На этом участке маневра в направлении вектора скорости действует полная сила тяжести. Даже кратковременное уменьшение перегрузки ведет к интенсивному росту скорости полета, вертикальной скорости снижения (V^^V) и увеличению потери высоты. В интересах обеспечения прочности конструкции от статических нагрузок и флаттера при х — 45°, а также в интересах предотвращения большой потери высоты за переворот при %=69° недопустимо увеличение числа М более 0,9. Прекратить чрезмерный рост скорости при выполнении переворота на режиме «Малый газ» летчик может увеличением перегрузки или угла атаки до допустимого значения без выпуска тормозных щитков, в крайнем случае можно выпустить тормозные щитки. Принятие одновременно всех мер может вызвать нежелательное интенсивное уменьшение скорости.

Отклонение исходного крена от 180° (после выполненного поворота самолета вокруг продольной оси) приводит к движению самолета в наклонной плоскости, т. е. с креном. Возникновение даже медленного поворота самолета вокруг продольной оси в процессе выполнения фигуры приводит к изменению направления полета. При недостаточной натренированности летчика в распределении внимания возможно возникновение скольжения в результате

наличия постоянного крена в процессе фигуры с соответствующей реакцией самолета на скольжение в условиях пониженной чувствительности шарика указателя скольжения при пилотировании с большими положительными перегрузками.

Сохранение вертикальной плоскости фигуры требует контроля характера маневра не только по приборам, но и по пространственному положению самолета относительно земли.

ОСОБЕННОСТИ БОЕВОГО МАНЕВРИРОВАНИЯ

Успешные действия самолета по наземным целям и в воздушном бою определяются большим числом факторов, среди которых важное место занимают маневренные характеристики самолета, особенно на предельных режимах. Чем выше маневренные возможности, тем больше вероятность того, что самолет успешно преодолеет зону ПВО противника, выполнит атаку наземной цели с выгодного маневра.

Летно-технические и маневренные характеристики современного бомбардировщика все более приближаются к соответствующим характеристикам истребителя и не дают решающего преимущества истребителю над бомбардировщиком. В определенной области современный бомбардировщик может иметь и преимущество над истребителем. Поэтому знание маневренных характеристик своего самолета и режимов полета, на которых он превосходит противника, во многом определяет характер маневрирования самолета при выполнении боевой задачи.

Знание и реализация максимальных маневренных возможностей самолета с изменяемой геометрией крыла ставят вопрос о согласовании положения крыла'с условиями и характером боевой задачи.

Рассмотрим аэродинамические особенности боевого применения самолета. Поступление на вооружение фронтовой бомбардировочной авиации самолета Су-24 привело к коренному изменению способов боевого применения. Благодаря изменению геометрии крыла в полете самолет сочетает в себе лучшие черты дозвукового, трансзвукового и сверхзвукового самолетов. Устанавливая малые углы стреловидности (до 35°) при полете на дальность над своей территорией, над территорией противника вне зоны встречи с ним или вне зоны сильного наземного противодействия, самолет способен использовать режим наибольшей дальности.

Диапазон изменения стреловидности крыла 45—69° является основным при криволинейном маневрировании. Высокие значения эксплуатационных перегрузок (до 5,0—6,0) и углов атаки (до 17°) позволяют выполнять атаку наземных целей со сложных видов маневра, с таких, как «пикирование после выполнения горки» с креном до 180°, переворот и другие маневры. Это позволяет внезапно атаковывать цель и поражать ее с высокой точностью. При полете к цели самолет может также выполнять сложные противо- истребительные и противоракетные маневры. Кроме того, стрело-

видность крыла 60—69° представляет возможность реализовать преимущества самолета в трансзвуковом и сверхзвуковом диапазонах скоростей на малых и предельно малых высотах до приборных скоростей 1350—1390 км/ч, что способствует успешному преодолению ПВО противника. Заметим, что пилотирование на предельно малой высоте со сверхзвуковой скоростью в условиях неспокойной атмосферы с % = 69° менее утомительно для летчика. Наиболее высокие нормальные перегрузки самолета по прочности конструкции позволяют использовать большие угловые скорости разворота во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета с этой стреловидностью крыла.

Эксплуатация самолета при боевом маневрировании может осуществляться при любом положении крыла. Однако удобнее пользоваться тремя фиксированными положениями крыла. С учетом условий и характера маневра устанавливается то или иное положение крыла и в процессе маневрирования, как правило, оно не меняется, так как перекладка крыла по времени не всегда оказывается возможной. При фиксированных положениях крыла в соответствии с условиями выполнения боевой задачи и ее характером обеспечивается реализация максимальных маневренных возможностей самолета без значительного уменьшения по сравнению с переменной стреловидностью. Промежуточные положения крыла по сравнению с указанными не дают преимуществ. При основных положениях крыла, на которых в учебных полетах отработаны основные приемы и действия с учетом условий и характера маневров, упрощается боевое маневрирование самолета. Сравнительно небольшие разрешенные перегрузки перекладки крыла (не более 2,0) и связь перекладки со скоростью (числом М), а также большое потребное время для перекладки (полная перекладка примерно за 20 с) ограничивают возможность изменения стреловидности в процессе выполнения сложных маневров.

Основные положения крыла при выполнении боевых задач с применением штатного вооружения в интересах использования наиболее высоких летных данных предусматривают применение следующей стреловидности крыла:

16° — при взлете и на посадке;

35° — при полете на дальность;

45—69° — при боевом маневрировании.

Причем стреловидность 60—-69° применяется при полете на предельно малых высотах со скоростями, близкими к максимальным по тяге, равными или большими скорости звука. При боевом маневрировании на малых и средних высотах этот диапазон изменения стреловидности крыла используется для наиболее эффективного догона противника и при отрыве от него с увеличением числа М более 1,1 по траекториям, близким к прямолинейным. Следовательно, умелое использование основных положений крыла с условиями и характером задания при применении штатного вооружения позволяет эффективно выполнять разнообразные боевые задачи.

Глава 7

ХАРАКТЕРИСТИКА ДАЛЬНОСТИИ ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА

ОПРЕДЕЛЕНИЯ И ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

Дальностью полета называют расстояние, проходимое самолетом относительно земной (водной) поверхности от места вылета до места посадки по маршруту полета.

Максимальная дальность — дальность полета на высоте и скорости наибольшей дальности полета.

В практике эксплуатации самолетов различают техническую, практическую и тактическую дальность pi продолжительность полета.

Техническая дальность полета — максимальная дальность одиночного полностью заправленного самолета до полной выработки топлива в баках. Этой характеристикой иногда пользуются при сравнении самолетов.

Практическая дальность полета самолета (группы) — дальность полета с заданными режимом и профилем полета, полной или заданной заправкой горючим без расходования минимального гарантийного и невырабатываемого остатков топлива.

Вместо понятия «тактическая дальность полета» чаще применяется понятие «тактический радиус действия».

Тактический радиус действия — максимальное расстояние, которое может пролетать самолет (группа) с заданными режимом и профилем полета от аэродрома взлета до объекта действий с выполнением поставленной задачи и возвращением на аэродром вылета при полной или заданной заправке топливом без расходования минимального гарантийного и невырабатываемого остатков топлива.

Продолжительность полета — время пребывания самолета в полете.

Практическая продолжительность полета самолета (группы) — продолжительность полета с заданными режимом и профилем полета с полной или заданной заправкой топливом без расходования минимального гарантийного и невырабатыва- емого остатков горючего.

Дальность и продолжительность полета складываются из дальности и продолжительности полета по участкам: в наборе высоты,, горизонтальном полете и на снижении. Кроме того, в продолжительность полета включается время полета по кругу и посадки.

Дальность и продолжительность полета самолета определяются запасом топлива, километровым и часовым его расходами.

ЗАПАС ТОПЛИВА НА САМОЛЕТЕ

Запас топлива, от которого в большой степени зависит дальность и продолжительность полета, определяется эксплуатационной вырабатываемой емкостью топливной системы и плотностью топлива.

Эксплуатационной вырабатываемой емкостью топливной системы называется вырабатываемая в полете емкость при заправке баков на 30—40 мм от нижнего обреза заправочных горловин. На самолете Су-24 эксплуатационная вырабатываемая емкость бортовой топливной системы составляет 11 860 л (11 000 л) *. Для увеличения запаса топлива предусмотрена подвеска на самолетах до № 08-11 двух крыльевых топливных баков, а на самолетах с № 08-11, кроме того, дополнительная подвеска фюзеляжного топливного бака. Эксплуатационная вырабатываемая емкость двух крыльевых топливных баков составляет 6110 л, а одного фюзеляжного бака — 1860 л. Крыльевые топливные баки могут подвешиваться только под неподвижную часть крыла (точки 2 и 5). Вырабатываемый запас топлива при различных вариантах подвески топливных баков и плотности топлива приведен в табл. 7.1.

Таблица 7.1

Модификация самолета

Вариант подвески ба ков

Эксплуатационная вырабатываемая емкость, л

Вырабатываемый запас топлива, кг, при плотности, г/см3

0,775 (ТС-1)

0,755 (Т-2)

0,83 (Т-1)

С № 08-11

Без подвесок

11863

9193

8950

9850

СхПТБ^ЗООО

17970

13930

13570

14909

2ХПТБ-ЗО0О+

19833

15370

14970

16440

+.ШТБ-2000

До № 08-11

Без подвесок

11033

8520

8300

9130

2ХПТБ-Зоао

17110

13260

12920

14200

* Здесь и далее в скобках приведены данные самолета Су-24 до №08-11

Плотность топлива зависит от его сорта и температуры. В настоящее время на самолете Су-24 в качестве основного применяются топлива Т-1 и ТС-1. Плотность топлива Т-1 при температуре 20° С составляет 0,8—0,85 г/см3/ТС-1— 0,775 г/см3. При повышении температуры плотность уменьшается, а при понижении увеличивается. Точное значение плотности указано в паспорте топлива. При отсутствии данных можно по фактической температуре сделать ориентировочный перерасчет, имея в виду, что отклонение температуры топлива от 20° С на каждые 10° С приводит к изменению плотности на 0,01 г/см3.

В табл. 7.1 приведены весовые запасы топлива в зависимости от сорта топлива и типа подвесных баков при температуре топлива 20° С. Плотность топлива Т-1 принята равной 0,83 г/см3, а топлива ТС-1 —0,775 г/см3. Из сравнения массы топлива при одной и той же емкости следует, что при заправке системы топливом ТС-1 массовый запас на 7%! меньше, чем при заправке топливом Т-1. В связи с этим при полете на максимальную дальность необходимо систему заправлять топливом Т-1. Кроме того, необходимо обращать внимание на полноту заправки системы. При полетах с большими километровыми расходами топлива (на малых высотах) недозаправка системы на 30—50 кг практически не отразится на дальности полета. В полетах на максимальную дальность^ когда на высоте 10 000 м километровый расход близок к 4,0 кг/км, недозаправка системы даже на 50 кг топлива уменьшит дальность полета на 15 км.

РАСХОД ТОПЛИВА НА РАЗЛИЧНЫХ УЧАСТКАХПОЛЕТА И ПОДГОТОВКИ К НЕМУ

Расход топлива слагается .из расхода топлива на запуск, опробование двигателей и руление, взлет и набор высоты, горизонтальный полет, снижение, полет по кругу и посадку. Наибольшая дальность достигается тогда, когда на всех этапах полета расход топлива наименьший. Но не все участки полета имеют одинаковое влиянме на дальность. Решающее значение имеют набор высоты и режим горизонтального полета, так как на этих участках расходуется около 90% всего расходуемого за полет топлива.

Взлет и подготовка к нему

Как показал опыт эксплуатации самолета Су-24, средний расход топлива за время запуска двигателей, их опробования и руления составляет 35 кг ,в минуту.

Взлет на беофорсажном режиме работы двигателей значительно экономичнее взлета на форсаже, однако по условиям потребных длин ВПП взлет без форсажа разрешается только при взлетной массе не более 30 600 кг и температуре наружного воздуха не выше И-15° С. Для уменьшения расхода топлива большое значение имеет своевременное выключение форсажа. При выборе скорости и высоты выключения форсажа необходимо учитывать сле-

Рис. 7.1. Характеристики взлета (от момента дачи РУД1, на взлет) и набора .высоты 1000 м. Фактические усло- ;.вия атмосферы ■

дующие особенности. По условиям безопасности полета при неза- крытии створок реактивного сопла выключение форсажа после взлета разрешается производить на высоте не менее 300 м при скорости по прибору не менее 500 км/ч. Кроме того, раннее выключение форсажа, особенно при взлете с тяжелыми вариантами подвесок, приведет к увеличению времени и высоты достижения наивыгоднейшей скорости, что явится причиной повышенного расхода топлива ira режиме набора высоты более 1000 м. Для того чтобы расход топлива после взлета был наименьший, важное значение имеют правильный выбор угла тангажа, обеспечивающего к высоте 1000 м достижение наи1выгоднейшей скорости набора, выключение форсажа и установление необходимой стреловидности крыла. Оптимальный угол тангажа на этом участке полета зависит от режима работы двигателей, типа подвесок, температуры наружного воздуха и должен находиться в пределах 15—5°.

На рис. 7.1 приведены характеристики взлета, набора высоты 300—350 м и разгона до скорости 520—530 км/ч на полном форсаже, последующего набора высоты 1000 м на максимальном режиме работы двигателей с установкой стреловидности крыла 35° и разгоном до наивыгоднейшей скорости набора высоты, полученные из летных испытаний самолета. Здесь же штриховыми линиями приведены (ориентировочно)' характеристики набора высоты 1000 м на полном форсаже. Из графиков следует, что набор высоты 1000 м с установкой режима работы двигателей «Макси- • мал» на высоте 300—350 м при полете на дальность выполнять выгоднее, чем набор высоты 1000 м на режиме «Полный форсаж», так как практически при одинаковых затратах топлива дальность полета на 15—20 км больше. По результатам анализа подобных графиков составлена табл. 7.2, в которой даны расход топлива и время, потребное на выполнение взлета в стандартных условиях от момента установки РУД на взлетный режим до набора высоты 300—350 м, разгона до Упр = 520 -™ 530 км/ч и выключения форсажа двигателей самолета с различными подвесками.

Таблица 7.2

Подвески

о

СП ч о с

>Л

иэХ. 04 +

ОО С4

><

X см

о о

<1

х •

С4

со

со

^

со

о со

н Е X

04

+ о о о о ю ID 1

04 +

=8 о1? СО у

КХ х^ 04 +

о

С4

О О

ID <

о

X

3

Время, с

50

53

55

55

. 57

60

60

62

65

Расход топлива, кг

470

480

, 490

490

500

■ 530

535

550

580

16 Зак. 1824с241

Набор высоты

При полете на дальность целесообразно выдерживать такой режим набора высоты, при котором достигается минимальное отношение расхода топлива /ит. наб к горизонтальной дальности полета Лнаб (расход топлива на 1 км горизонтального пути). На отношении тт.наб/^наб оказывают существенное влияние режим работы двигателей, стреловидность крыла, скорость полета, вариант и тип подвесок и температура наружного воздуха. Рассмотрим влияние каждого из указанных факторов.

Влияние режима работы двигателей. При наборе высоты самолетом Су-24 расход топлива на 1 км пути на режиме работы двигателей «Максимал» на малых высотах примерно в два раза меньше расхода топлива на режиме «Полный форсаж» при .всех положениях крыла, с любыми подвесками вооружения. По мере увеличения высоты различие в расходах топлива на 1 км пути на различных режимах работы двигателей хотя и уменьшается, но остается существенным вплоть до практического потолка. Поэтому набор высоты при полете на дальность -в любом случае экономичнее по дальности выполнять на максимальном режиме работы двигателей без форсажа.

Влияние стреловидности крыла рассмотрено в § 4.5.

Влияние скорости полета. Скорость полета оказывает значительное влияние на экономичность полета в режиме набора высоты. При отсутствии на самолете подвесок и наличии двух балочных держателей БД-ЗУ, двух авиационных бомб калибра 500 кг или двух СППУ-6А наивыгодиейшей скоростью является истинная скорость 850 км/ч. При наличии более тяжелых подвесок на- ^выгоднейшая скорость уменьшается. С подвесками вооружения самолет имеет большие массу и лобовое сопротивление в полете. Установлено, что изменение полетной массы влияет на иаивыгод- нейшую скорость набора высоты очень незначительно. Уменьшение скорости зависит в основном от роста лобового сопротивления. Так, наличие шести балочных держателей МВД, или двух авиационных бомб калибра 1500 кг и четырех бомб калибра 500 кг, или шести УБ-32А, или шести Б-8 (Б-8М), или шести 0-25 с ракетами С-25-0 (или без них), или двух подвесных топливных баков ПТБ-3000 приводит к уменьшению наивыто|днейшей скорости набора высоты до Уист^ЗОО км/ч. При наличии 34 или 40 авиационных бомб калибра 100 кг или 18—30 авиационных бомб калибра 250 кг наивыРоднейшая скорость набора высоты составляет .700 км/ч. В общем случае влияние показателя лобового сопротивления на наивыгоднейшую скорость набора высоты приведено- в табл. 4.5’и 4.6. Отклонение от наивыгодиейшей скорости, соответствующей данному ПЛС, на 50 км/ч как в сторону уменьшения, так и в сторону увеличения ее, приводит к увеличению расхода топлива на 1 км пути в среднем на 2% на режиме «Максимал» и на 4%' — на режиме «Полный форсаж».

Характеристики набора высоты самолета с различными подвесками на наивыгоднейших скоростях и работе двигателей на мак- 242

16*

Характеристики набора высоты при вариантах внешних подвесок

ж

s о

без подвесок с 2Х БД-ЗУ

2ХФАБ-1500 + 4-4 ХФАБ-500 или 8ХФАБ-500

34ХФАБ-100-120 или 18ХФАБ-250

2 хПТБ-3000 или 6Х0-25 с С-25-0

2ХФАБ-500 или 2БД-ЗУ и

2БД-4У

2ХХ-28 или

2ХХ-23, или

2ХСППУ-6

бхУБ-32 или 6ХМБД-ЗУ-6

2ХПТБ-300О4- 4-ПТБ-2000

о

Мд

(-X

«sS

ИS3

иКЗ

=-X

иS3

ИS3

a

Sи

SИ

3м

Н^М

3 м

.3 к

3м

-3 м

о Ч

£

g“<

200

600

1,2

680

1,9

800

2,2

660

1,9

595

1,7

600

1,7

620

1,8

680

1,9

1000

650

1,7

—

810

2,4

—

900

2,6

—

780

2,3

—

680

2,0

—

690

2,1

—

715

2,2

—

790

2,4

—

2000

720

2,0

4

915

2,9

6

1070

3,4

17

870

2,7

6

750

2,3

4

770

2,5

5

805

2,5

5

915

2,9

6

3000

800

2,4

И

1030

3,4

13

1270

4,6

28

980

3,2

12

82)

2,6

9

850

2,9

10

900

3,0

11

1035

3,4

13

4000

870

2,7

18

1155

4,1

22

1500

6,0

43

1090

3,8

20

890

3,0

14

950

3,4

16

1000

3,5

18

1160

4,1

22

5000

950

3,2

24

1290

4,8

33

1900

8,0

65

1210

4,6

29

970

3,4

20

1050

3,9

24

1110

4,2

27

1295

4,8

33

6000

1030

3,7

32

1455

5,9

46

—

—

1350

5,4

41

1050

3,9

27

1150

4,6

33

1235

4,9

37

1455

5,9

46

7000

1120

4,2

42

1670

7,4

66

—

1520

6,6

57

1140

4,5

36

1270

5,6

44

1385

6,0

51

1655

7,4

66

8000

1250

5,0

53

2025

10,3

104

—

—

—

1770

8,5

83

1240

5,3

47

1440

6,9

61

1590

7,6

73

1950

10,3

104

9000

1400

6,2

75

—

—

—

—

—

—

2395

14,1

156

1360

6,3

61

1690

8,7

89

1970

10,9

117

—

—

—

10000

1660

9,1

105

1535

8,0

85

to

СЛ

X о > я 2 E

to

to

to

Ke CD

to

to.

to а

to to

CD to to

О

to к

to to

CD

> to to to to

to a

О

to

9 g to CD CD Q X

E to a

to to to

to

Q

to X to E a о

to a

Я

to to

CD

О

toto

to

CD Sc

to а

o> о

to

^ 8

о

-cd

CD -w

to

а

8

CD

to о 8

to

8 О to a

E x

о to

о to О

2

to

S to to

to

CO

CD

® to

9 X о

to to to a m

to

Q

St

CD

О a CD CO X. to

to cd X g CD

to H CD to- to to

о a to to to a

a

S*t3 to, ।

X to to

к to

X

to to to Q.

to

§ to CD

to

CD to

E a

to s toe 5

£

a

3^

to О , ox о 1

a

CD

to

to

5

to CD о to о a о

to Q co

>4

^s

о

X DK to о

о

CD

cx^ o a TO >^ a to

(D

to

CD

Q Q H to

a о

CD a to to

to о

a о a

CD

о

W

a a

О

CO

a

a ^ to E a Ke о

to к .^ ox

to

to CD CD X

to x

to ^ to CD H о to

to

а a a s«

a о

X a

to to

3

to Д

О g

СП S ND o to

m a 00 о О Ke

X CD

S to О s ю

tos

■ CD to s

CD

s

to о to CD

to X н to 3 Q x a

a CD

to to to a CD

X Q a О

to

to ox

О

■ to

to g CD О

^ to to s

to H О

toto

8 CD a* to Б a s«

siO

^&?^|d

to О

X

to co

CD

CD

• E

CD ■

CD

a

CD

to

a

x a

to to to a CD

X о £

toо

9 а

to to

to to to

О

to

к о to CD H to

to

to

CD

to to

a

to

§ H Q a о 8

to CO 8 CD to CD to to CD

CD

8 a

to- to

toto

а

я CD CD ^ О

a to ex о

to

CD

to

X

to

X а о

to о X о

to to

to

CD

to

О to a

to

to

to

to

0

оa«

to о

о

to о co

X a

a

X

- CD

to

я

to to

CD H CD

a to

>4

to

to to

to

to

a X н to to CD

3§

05

s =3 s я CD

§

о

to О co ^

X to

to to

Xa

to

X

to о у to X to

OX CD GJ

Я » о

о о о X

to

к

to

о

to to to to К

to to

а X о to

CD

to

a

to g CD О

о toe

to

to

<5 to to CD

to о a to to a to

X

to

CD to OX _ о a

8

о CD

to

CD £0

to a н to to CD

to

a a a CD

to

to 3

-to to ox О

to

X a CD

to

to

to

to

to CO 8 CD to CD to to 3

to о

о g

о

to

O'

to

CD

to X

to co

-8

CD to to

CP о

о X

to s CD

a

CD to O

X о >4

toto

CD 4 О то Q to

X

CD

S 9 p§о O X

br

to

gv*

CD

CD

to

to to О

8

CD

ox-^

- CD Q о

о

CD

5

3

CD

CD

to

Q to to

S to E-

to

X к

to to

a

о

to

CD

S a CD

to

r

to

* Я

о

a о w

лэ Оa ds

-P?

о

bo

о

° 2

J-L. i5*

о-d

a

о to

2

8

a CD to to a ^ a to CD

ty to to

3=4 a

to . a to

to о

to to to

to о

о a to to a a

to о а о

к о co

to

CD to CD

to

to

X

§ to CD

CD

8 a

a

О

a ar: a

&

О to

to E 6 K=

CD

S a CD

Ф s a CP

CD g -X

X a to

^ a

X a

Sc-v ^

to

CD CD S to=

о to«

to

to

S x

to

О Й s

X

ox

8 to X CD to 8 to

CD § a CP

cd

CD

to

о g a 8

to

S to

a

CD

a

•a to

to

CD

to

to

to

to CD >4 CD to to

to w s

to

CP to CD 8

аз Kto о

а К S

E

to

о

to

a

X to

Q

to to

CD

to to

и 8 o to CD

Ы

X о )ч

н о й

ы CD й

РЭ ОХ S

ЙЗ и CD X to Й

из

-э

*

S

сл

Сл О

О - а о

CQ О

СО о о

8

8

От О

Сл

- О- о

СО 8 О

СО О

00

8

S

_ _ о to

гЗ о

to

8

Сл О 8

w

ox to

to у

to to to a to g

а

a

г

a

К

ш

CD to

a

CD to CD 8

to

s

о

to Q to to

to

to

X

E to

to

s a CD ^4 CD

a *u ox a o x H н a cd 3^ f to

to 8

to to

8

X CD X 8 to to E to О 8

OX

CD

Q

to

О £

CD H

S' X- s

a a ox о

to

to

E

О

E

a 8 О to CD

a

^4 to CD a s CD

to co h

to to

to a Ox О

CD

8

CD

a

to

to о

8

CD

to.

to ^

cd to

X CD

to 9 а аз я

H to Q CD a to to CD

: cd ■

r CO

a о

to.

to

CD

.to

a

to Е

to а

E

CD

a

О

а

a

н

Е

to a

XD s

OX CD

о

Ь

■

о

X

о g

a CD

bo

•

a

to

X

a

X

5

H a

to

ox

Ф

X

a

E

to

co a

to

^ S' CD ^

ох аз .to a._.Q

-P

to ® ■

-E- -s^ 2

практической деятельности его можно не учитывать. Характеристики снижения самолета на наивыгоднейшем режиме приведены на рис. 7.3.

„Минутный расход топлива при полете по крупу перед посадкой самолета без, подвесок с двумя балочными держателями БД-ЗУ составляет 75 кг/мин, а с подвеской двух ПТБ-3000 — 90 кг/мин.

Рис. 7.3. Характеристики снижения до высоты //р=1000 м (х = 16°, Упр = 520 4- 530 км/ч, режим «Малый газ»)

Расход топлива на маневрах

.'Расход топлива на фигурах пилотажа зависит от режима работы двигателей, высоты полета и практически не зависит от типа и 'количества подвесок. Кроме того, расход топлива при выполнении пространственных фигур (горки, боевого разворота) зависит и от средней перегрузки в процессе их выполнения. Если темп создания перегрузки на вводе в фигуру мал или мала средняя величина перегрузки, то расход топлива увеличивается и, наоборог, при энергичном выполнении фигуры расход топлива значительно уменьшается. Указанные ниже расходы топлива даны при правильном выполнении всех фигур пилотажа на высотах до 5000 м. Расход топлива за время выполнения боевого разворота при работе двигателей на режиме «Полный форсаж» в среднем составляет 320—360 кг, а при работе двигателей на бесфорсаж- ных режимах расход составляет 130—140 кг. За горку, выполненную на форсаже, расходуется в среднем 280—310 кг, и на максимале—120—130 кг. Расход топлива за переворот, выполненный на малом газе, составляет 20—40 кг.

Все приведенные выше значения расхода топлива включают только участки непосредственного выполнения фигур пилотажа

без предшествующего участка разгона. Расход топлива за разгон нами рассмотрен ранее.

Участок горизонтального полета

Участок горизонтального полета бомбардировщика по времени и затратам топлива значительно превосходит время и затраты топлива на других участках. Поэтому для увеличения дальности полета высоту и скорость горизонтального полета выбирают такими, чтобы затраты топлива были минимальными. Запас топлива на горизонтальном участке определяется как разность между общим запасом топлива и расходами его на других участках полета с учетом гарантийных запасов. Дальность горизонтального полета зависит не только от запаса топлива на горизонтальном участке, но и от километрового расхода. Ниже будут рассмотрены километровые расходы топлива в горизонтальном полете и их зависимость от эксплуатац1ионных факторов.

§ 7.4. ЧАСОВОЙ И КИЛОМЕТРОВЫЙ РАСХОДЫ ТОПЛИВА

Часовой расход т о п л и в а — расход топлива .в килограммах за один час полета (Qxj) — равен произведению удельного расхода топлива (Се) на потребную тягу установившегося горизонтального полета (РПУ.

Q4 — СеР д.

Километровый расход топ лив а — расход топлива в килограммах на 1 км пути при полете на постоянной высоте с постоянной скоростью.

Нетрудно видеть, что километровый расход топлива есть отношение часового расхода топлива к скорости полета

При анализе режимов полета на дальность и продолжительность, расчетах максимальной дальности и продолжительности полета иногда вместо километрового и часового расходов топлива удобнее пользоваться их обобщенными характеристиками. Обобщенными характеристиками называют зависимость относительного километрового расхода топлива q или приведенного секундного расхода топлива Qnp от числа М полета и приведенной массы тпр (рис. 7.4, 7.5). Под относительным километровым расходом топлива q понимают количество килограммов топлива, потребное для перемещения 1 т массы самолета на пути 1 км [кг/(км*т)]:

т

Приведенная мисса самолета на данной высоте и?Пр — это условная величина, определяемая по формуле

^^

Ph

гдо т —масса самолета, кг;,

ро и рн —стандартное давление у земли и на данной высоте, Па.?

Приведенный секундный расход топлива Qnp — это условный секундный расход топлива при полете у земли при стандартных; атмосферных условиях с таким числом М, с которым выполняется полет на заданной высоте: _ ■

где То и Тн — абсолютная температура воздуха у земли и на высоте по стандартной атмосфере.<

Связь приведенного секундного и относительного километрового расходов топлива выражается формулой

Qnp ~2О ]/То МтПр</10^

где тпр приведенная масса самолета, т.

Основная задача получения'максимальной дальности или про-' долж1ительности горизонтального полета сводится к определению такого режима, при котором минимален либо километровый, либо часовой расход топлива.

Часовой-и километровый расходы топлива зависят от скорости, высоты полета, режима работы двигателей, стреловидности кры--

V

-ла, полетной массы и характера внешних подвесок. Кроме того, километровый расход топлива зависит от направления и скорости ветра, а часовой расход топлива-—от температуры наружного воздуха. Рассмотрим влияние основных эксплуатационных факторов на часовой и километровый расходы топлива самолета Су-24 с двигателями АЛ-21Ф-3 в горизонтальном полете.

Влияние скорости, высоты и режима работы двигателей

В прямолинейном горизонтальном установившемся полете потребная тяга двигателей Рп равна лобовому сопротивлению X, часовой расход определяется по формуле Q4=CeX.

Из формулы видно, что при постоянном удельном расходе топлива Се минимальный часовой расход будет соответствовать тем скоростям и высотам полета, где лобовое сопротивление минимально. Так как минимальное лобовое сопротивление до высоты 9000 м практически не'изменяется (рис. 7.6), при постоянном С8

Рис. 7.6. Зависимость лобового сопротивления самолета без подвесок от высоты и числа М полета (%=35°)

■часовой расход не зависит от высоты. Однако на часовой расход топлива влияет изменение удельного расхода. С увеличением высоты полета удельный расход топлива уменьшается вследствие уменьшения температуры наружного воздуха и степени дросселирования двигателей (с увеличением оборотов двигателей Се уменьшается). При выдерживании скорости, несколько большей или меныуей наивыгоднейшей, обороты двигателей не приходится существенно увеличивать по сравнению с теми, которые устанавливались при выдерживании наивыгоднейшей скорости. Поэтому минимальное значение часового расхода топлива получается в прямолинейном горизонтальном установившемся полете на наивыгоднейшей скорости, равной 550 км/ч, на высоте, несколько ниже статического потолка, без форсажа. Этому соответствует высота 9000 м и число М полета 0,77.

Рассмотрим теперь за1В.и1симость от скорости, высоты и режима работы двигателей километрового' расхода топлива:

где X 1—оила лобового сопротивления самолета;

Q4 — часовой расход топлива.

Если допустить, что удельный расход Се мало зависит от скорости полета на постоянной высоте, минимальный километровый расход будет соответствовать скорости, на которой отношение — достигает минимального значения. Если на графике (рис. 7.6), на котором изображены кривые лобового сопротивления самолета без подвесок в прямолинейном горизонтальном полете на различных высотах, провести из начала координат касательные к каждой кривой лобового сопротивления X, точки касания определяют числа М, при которых отношение минимально .на соответствующих высотах. Эту скорость называют крейсерской скоростью VKpc. Поскольку Се зависит от скорости полета и степени дросселирования двигателей, скорость, при которой километровый расход минимален Vq мин, оказывается несколько больше

Рис. 7.7. Числа М, соответствующие минимальному часовому и километровому расходам топлива, в горизонтальном полете без форсажа (без подвесок, % —35°)

« S и яРежим максимальной ;; дальностиРежим максимальной продолжительности। гого354= 16-4-25°Варианты подвесокО Ф о«О :S АI ' 3 ■УУо 'С1.-« х' ST .Уи оф■=8к“оОО иио о5 >•” 3to <о 15е, кУСУ5ео с■ СУО. оО 2« S и яРежим максимальной ;; дальностиРежим максимальной продолжительности। гого354= 16-4-25°Варианты подвесокО Ф о«О :S АI ' 3 ■УУо 'С1.-« х' ST .Уи оф■=8к“оОО иио о5 >•” 3to <о 15е, кУСУ5ео с■ СУО. оО 2Таблиц а "7.5Таблиц а "7.5Без подвесок (с двумя БД-ЗУ)Без подвесок (с двумя БД-ЗУ)Рис. 7.8. Зависимость минимального приведенного секундного расхода топлива Qnp. мии и соответствующего ему числа полета МфпР1 мии от стреловидности крыла и приведенной массы самолетаРис. 7.8. Зависимость минимального приведенного секундного расхода топлива Qnp. мии и соответствующего ему числа полета МфпР1 мии от стреловидности крыла и приведенной массы самолета

« S и я

Режим максимальной ;; дальности

Режим максимальной продолжительности

। го

го

35

4

= 16

-4-25°

Варианты подвесок

О Ф о

«О :

S А

I ' 3 ■

У

Уо '

С1.-« х' ST .

У

и о

ф

■=8

к

“о

О

О и

и

о о

5 >

•

” 3

to <о 1

5е, к

У

СУ

5е

о с

■ СУ

О. о

О 2

« S и я

Режим максимальной ;; дальности

Режим максимальной продолжительности

। го

го

35

4

= 16

-4-25°

Варианты подвесок

О Ф о

«О :

S А

I ' 3 ■

У

Уо '

С1.-« х' ST .

У

и о

ф

■=8

к

“о

О

О и

и

о о

5 >

•

” 3

to <о 1

5е, к

У

СУ

5е

о с

■ СУ

О. о

О 2

Таблиц а "7.5

Таблиц а "7.5

Без подвесок (с двумя БД-ЗУ)

Без подвесок (с двумя БД-ЗУ)

Рис. 7.8. Зависимость минимального приведенного секундного расхода топлива Qnp. мии и соответствующего ему числа полета МфпР1 мии от стреловидности крыла и приведенной массы самолета

Рис. 7.8. Зависимость минимального приведенного секундного расхода топлива Qnp. мии и соответствующего ему числа полета МфпР1 мии от стреловидности крыла и приведенной массы самолета

крейсерской. Это объясняется тем, что пр,и крейсерской скорости полета из-за дросселирования двигателей удельный расход топли^ ва возрастает. При выдерживании Удмин степень дросселирования меньше, удельный расход меньше и, хотя отношение X/V несколько больше, километровый расход топлива q будет меньше. / ,

Графики скоростей минимального километрового и . часового расходов топлива самолета Су-24 с % = 35° без подвесок массой 25—26 т в горизонтальном полете приведены на рис. 7.7. Скорость минимального километрового расхода соответствует у земли числу М^О,56, на высоте 5000 м-—0,69, на высоте 9000 м — 0,82, Скорость минимального часового расхода топлива изменяется от числа М^0,44 у земли до числа М=0,77 на высоте 9000 м, что со- ответствует приборной скорости 550 км/ч.

С увеличением высоты полета километровый расход топлива существенно уменьшается. Это уменьшение связано как с уменьшением отношения X/V (рис. 7.6), так и удельного расхода топлива Се. Если при полете самолета массой 25 800 кг без подвесок на Уд мин на высоте 200 м километровый расход составляет.7,6 кг/кмг то на высоте 9000 м — 4,1 кг/км (табл. 7.5).

200

690

0„56

7,6

5320

550'

0,44

9,3

5000

25800

1000

680

0,58

7,1

5000

550'

0,47

8,6

4890

25800

5000

640

.0,69

5;1

4060

550

0,59

5,4

3670

25700'

9000

590

6; 82

4,1

3670

550

0,77

4,2

3530

25600

200

825

0,59

9,5

6850

560

0,45

10,6

5820

31000

1000

715

0,61

8,9

6600

560

0,48

9,7

5640

31000

2000

690

0,62

. 8,4

6230

. 560:

Р-51

8,8

5360

30900

200

770

0,53

11,5

7450

560'

0,45

12,1

6650

30600

1000

060

0,56

IQ,9

7400

560

0,48

11,2

6500

30500

2000

645

0,58

10,0

6950

560'

0,51

10,3

6270

30400'

6000

610

0,7

5.7

4550

28600

7000

600

0,73

5,35

4406

28500

8000

5^0

0,77

5,25

4470

28400

6000

630

0,72

6,25

5120

30400

7000

615

0,75

5,95

5020

30300-

7500

Ж

0,77

5,9

5070

30250

2ХФАБ-1500+ +4ФАБ-500

34 X ХОФАБ-100-120

2ХПТБ-ЗО00

2ХПТБ-3000+ + ШТБ-20О0

Минимальный километровый расход топлива ^ = 5,5 кг/км при полете самолета без подвесок с остатком топлива 4000 кг с одним работающим двигателем соответствует числу М^0,57 на наивы- годнейшей высоте 4500 м при %= 16°. При уменьшении (увеличе- 252

нии) остатка топлива на каждую 1000 кг наивыгоднейшая высота увеличивается (уменьшается) на 300 м.

Километровые и часовые расходы топлива на форсажном режиме работы двигателей на самолете Су-24, как и у всех современных самолетов, существенно больше, чем на бесфорсажном режиме работы двигателей. Это объясняется увеличением удельного расхода топлива Се.

Влияние стреловидности крыла

Стреловидность крыла оказывает существенное влияние на часовой (секундный) и километровый расходы топлива.

На рис. 7.8 приведена зависимость минимального приведенного секундного расхода топлива (QuP. мип) и соответствующего ему числа М полета (MQnp мии) от стреловидности крыла и приведенной массы самолета. Из графика следует, что с уменьшением стреловидности крыла секундный расход топлива уменьшается.

Рис. 7.9. Зависимость лобового сопротивления X и (Х/У)Мии от стреловидности крыла и числа М полета (GfS=502 кгс/м2; ^=7000 м)

254

Это связано с уменьшением минимального лобового сопротивления самолета Хмин при уменьшении стреловидности крыла (рис. 7. 9). Минимальный приведенный секундный расход топлива при уменьшении стреловидности крыла во всем диапазоне изменения % уменьшается существенно и с различной интенсивностью.. Например, при уменьшении х от 69 до 59° на высоте, соответствующей тпр=80 т, Qnp. мил уменьшается на 0,9 кг/с, при уменьшении X от 25 до 1Q° — на 0,3 кг/с.

Зависимость минимального относительного километрового расхода топлива ^мип и соответствующего ему числа М полета М—мин от стреловидности крыла х и приведенной массы самолета тпр показана на рис. 7.10. Из графика следует, что самый минимальный километровый расход топлива имеет место практически на любой высоте при полете самолета с х^20—25°. Причем километровый расход с уменьшением стреловидности от указанной увеличивается незначительно, а с увеличением — значительно. Увеличение километрового расхода связано с ростом как отношения (Х/У)МИ]Ъ так и удельного расхода топлива Се. На малых и средних высотах (до 5000 м, тпр^50 т) разница в километровых расходах топлива в диапазоне %—16 4-25° настолько мала, что ею- можно пренебречь. С увеличением высоты полета разница в дмик при % — 16 и 25° увеличивается и при тир = 80 т составляет примерно 0,006 кг/(км-т). Однако практически можно считать, что на любой высоте километровые расходы топлива при полете самолета с Х"16 и 25° одинаковы. При увеличении х>25° дМин на малых и средних высотах увеличивается менее интенсивно, чем на больших. При тпр = 25 т ^мип при увеличении х от 25 до 35° возрастает на 0,003 кг/(км*т), а при т^р^ЗО т на 0,01 кг/(км-т).

На самолете Су-24 полет на дальность с двумя работающими двигателями выполняется при х~35°. Несмотря на несколько больший километровый расход топлива с этим положением крыла отсутствует мешающая выполнению полета аэродинамическая тряска самолета. Полет на дальность с одним работающим двигателем целесообразно выполнять с x^lG0.

Влияние массы самолета

В процессе полета масса самолета за счет выработки топлива и сброса внешних подвесок уменьшается, что в значительной степени сказывается на часовом и километровом расходах топлива. Зависимость минимального секундного расхода топлива от массы самолета без подвесок с х 35° и высоты полета на бесфорсаж- ном режиме работы двигателей приведена на рис.. 7.11. Влияние массы на минимальный секундный расход на малых, средних и больших высотах неодинаково: чем больше высота -полета, тем сильнее отражается изменение полетной массы на секундном расходе топлива. Уменьшение массы на 1 т на малых высотах приводит к уменьшению секундного расхода топлива на 0,03 кг/с, на средних высотах на 0,04 кг/с и на больших высотах — на 0,07 кг/с. Зависимость минимального километрового расхода тол-

ки-ки-лива от массы самолета без подвесок с %=35° на бесфорсажных режимах работы двигателей приведена на рис. 7.12. Из рисунка видно, что чем больше высота полета, тем сильнее отражается изменение полетной массы на километровом расходе. На высоте 9000 м при уменьшении массы самолета на 1 т минимальный лометровый расход топлива уменьшается на 0,13 кг/км.

ки-

ки-

Рис. 7.11. Зависимость минимального секундного пасхоля тип лива от массы самолета без подвесок /высоты полета

= 35°)

При полете самолета с х = 16° без подвесок с одним работающим двигателем на наивыгоднейшей высоте 5000—6500 м в зависимости от массы самолета изменение ее на каждые 1000 кг изменяет километровый расход топлива на 0,25 кг/км.

Ямин»кг!^

Н=Р,2км ;М=0,55^0,6"

7,0-

М = 0,65^0^7М = 0,65^0^7Hs5kM ।Hs5kM ।>0^>0^^0-^0-3 n ।1L— IL* 21232527 2Ь m/т3 n ।1L— IL* 21232527 2Ь m/тРис. 7.12, Зависимость минимального километрового расхода топлива от массы самолета без подвесок и высоты полета (х=35°)Рис. 7.12, Зависимость минимального километрового расхода топлива от массы самолета без подвесок и высоты полета (х=35°)6,0

М = 0,65^0^7

М = 0,65^0^7

Hs5kM ।

Hs5kM ।

>0^

>0^

^0-

^0-

3 n ।1L— IL

* 21232527 2Ь m/т

3 n ।1L— IL

* 21232527 2Ь m/т

Рис. 7.12, Зависимость минимального километрового расхода топлива от массы самолета без подвесок и высоты полета (х=35°)

Рис. 7.12, Зависимость минимального километрового расхода топлива от массы самолета без подвесок и высоты полета (х=35°)

5,0

Влияние подвесок вооруженияи топливных баков

Подвески под крылом и фюзеляжем приводят к увеличению лобового сопротивления самолета X, отношения XJV и часового и километрового расходов топлива. Степень влияния подвесок вооружения или топливных баков зависит от дополнительного лобового сопротивления, которое определяется аэродинамическими характеристиками подвесок. При расчете километровых расходов топлива, а также дальности и продолжительности полета необходимо учитывать сброс внешних подвесок. Влияние подвесок на минимальные километровый .и часовой расходы топлива можно оценить, пользуясь табл. 7.5. Как видно из таблицы, наиболее сильно километровый и часовой расходы топлива увеличиваются при подвеске 34 X ХОФАБ-100-120. Если при полете на высоте 1000 м без подвесок минимальный километровый расход топлива 7 = 7,1 кг/км, то с подвесками 34 ХОФАБ-100-120 7=10,9 кг/км, т. е. увеличивается на 53,5%. При полете с подвесками 2ХФАБ-1500 и 4ХФАБ-500 несмотря на самое большое увеличение полетной массы, километровый расход увеличивается менее интенсивно, чем в предыдущем случае (на 25%). Это объясняется менее интенсивным возрастанием лобового сопротивления. Примерно также влияют эти подвески и на минимальный часовой расход топлива на режиме максимальной продолжительности: в первом случае он увеличивается на 33%, во втором — на 15—16%•

Подвеска двух ПТБ-3000 приводит к увеличению минимальных километрового и часового расходов на режиме максимальной дальности на 20 и 16% соответственно. Кроме того, подвеска двух ПТБ-3000 приводит к увеличению запаса топлива на 52 (56)%. В результате этого даже без сброса подвесных баков практическая дальность и продолжительность полета у земли и на высоте 8000 м увеличиваются соответственно на 50 и 30%. Подвеска двух ПТБ-3000 и одного ПТБ-2000 без сброса после выработки приводит к увеличению практической дальности и продолжительности полета на высоте 7000 м на 37—38% по сравнению с практической дальностью и продолжительностью полета самолета без подвесок.

Влияние ветра

При полете с попутным ветром путевая скорость больше воздушной, а при встречном меньше. При боковом ветре на километровый расход и дальность полета оказывает влияние попутная или встречная составляющие скорости ветра. При полетах на дальность желательно иметь минимальный расход топлива на километр земного пути:

17 Зак. 1824с

где qw — километровый расход топлива с учетом ветра, кг/км;

q — километровый расход топлива без учета ветра, кг/км;

W—попутная ( + ) или встречная (—) составляющая скорости ветра км/ч;

V — истинная скорость полета самолета, км/ч.

При полете к цели и обратно с постоянной воздушной скоростью по одному и тому же маршруту при одних и тех же ПЛС и массе самолета суммарный расход топлива при ветре будет большеераз. Это объясняется тем, что самолет под воздейст- вием встречного ветра находится большее время и его путевая скорость в этом случае будет меньше.

Для самолета Су-24 необходимо учитывать влияние ветра на максимальную дальность не только при полете в одном направлении, когда встречная или попутная составляющие скорости ветра достигают значительной величины, но и при полете по одному и тому же маршруту к цели и обратно. В Инструкции экипажу характеристики дальности полета приводятся при безветрии.

РЕЖИМЫ ПОЛЕТА НА ДАЛЬНОСТЬ

При подготовке к выполнению полета на дальность летчик решает задачу выбора наиболее экономичного режима полета. Если заданы высота и число М полета, километровый расход топлива будет в значительной степени зависеть от того, какая выдерживается стреловидность крыла. Если представляется возможность выбора высоты и числа М полета, километровый расход топлива будет еще больше зависеть от правильного выбора их и стреловидности крыла.

Первую задачу (определение наиболее целесообразной стреловидности крыла, чтобы километровый расход был минимальным) можно решить, пользуясь обобщенными характеристиками самолета Су-24 без подвесок при положениях крыла 30, 35, 40 и 45° (рис. 7.13). На графике показаны числа М, до которых на самоле- ' те имеет место аэродинамическая тряска при выполнении разворотов с креном 30—35°, затрудняющая выполнение полета. Аэродинамическая тряска, возникающая при развороте с креном 30—35° в полете с числом М, соответствующим минимальному относительному километровому расходу топлива А)-Мин, мешает выполнять полет при стреловидности крыла менее 35°. При стреловидности крыла 35° и более аэродинамическая тряска пилотированию с кренами не более 30—35° и числом А1-Мнни более не мешает. Из графика видно, что выполнять полет с постоянным числом М в диапазоне его изменения 0,72—0,84 при исходном значении тпр=80 т экономичнее при 7=30°, в диапазоне М=0,84 4- 0,87 — при 7=3 5°, на числах М>0,87 —• при 7=45°.

Проанализируем возможные режимы полета на дальность в том случае, если представляется возможность изменять в полете высо-

ту и число М. В этом случае нужно выдерживать, такие режимы полета, на которых километровый расход топлива будет иметь минимальное значение и будет отсутствовать мешающая выполнению-

Рис. 7.13. Сравнительная экономичность полета при различных способах пилотирования самолета Су-24 без подвесок

полета аэродинамическая тряска. Из рисунка 7.10 видно, что при выполнении полета на дальность с М-мин тпр—80 т и %=45° аэродинамическая тряска при развороте с у—30 4-35° практически не возникает. Однако при' полете с этой стреловидностью крыла минимальный относительный километровый расход топлива значительно больше, чем при %—35° и менее. При %—35° аэродинамическая тряска, возникающая при у™30 4- 35° на числе М<0,78, не мешает выполнению полета с М-мип=0,8, соответствующим /7znp = 80 т (при т--29 т, //=7800 м). При уменьшении стреловидности крыла с 35 до 30° в полете с постоянным числом М™мип=0,8 относительный километровый расход топлива уменьшается с 0,158 до 0,149 кг/(км-т) (рис. 7.13), но увеличивается вероятность возникновения аэродинамической тряски. При полете на дальность с М~мин на Н~ 7800 м (тПр — 80 т) при %—20 4-25° относительный километровый расход топлива будет самым минимальным. Однако аэродинамическая тряска мешает выполнению полета. Таким образом, если представляется возможность выполнять полет с М-мин = = 0,8, при тпр=80 т, стреловидность крыла 35—30° будет самой выгодной. Минимальный относительный километровый расход в этом случае.будет равен 0,158—0,149 кг/(км-т).

Следует иметь в виду, что, установив наивыгоднейший режим в начале полета, в дальнейшем по мере выработки топлива и облегчения самолета относительный километровый расход топлива q будет изменяться. Интенсивность изменения q зависит от способов пилотирования. Известно четыре способа пилотирования: полет на постоянной высоте при постоянных оборотах двигателей, полет на постоянной высоте с постоянным числом М, полет на постоянной высоте на режиме максимальной дальности и полет «по потолкам».

Полет на постоянной высотепри постоянных оборотах двигателей

Пусть на высоте, соответствующей тпр=80 т, летчик установил число М=0,8 и решил выполнять полет на постоянной высоте с Х=35°, не изменяя режима работы двигателей (точка 7, рис. 7.13). По мере выгорания топлива и облегчения самолета приведенная масса будет уменьшаться за счет уменьшения массы.самолета т. С уменьшением полетной массы уменьшится потребная тяга, и самолет будет постепенно увеличивать скорость. К концу полета (точка 2, рис. 7.13) тпр уменьшится до 70 т, число М увеличится до 0,86, а относительный километровый расход — с 0,156 до 0,182 кг/(км-т), т. е. экономичность полета значительно ухудшается. Такой режим не может быть рекомендован для полета на дальность.

Полет на постоянной высоте при постоянном числе М

Пусть полет начинается в тех же условиях, что и в первом случае (точка 7, рис. 7.13), но выдерживаются постоянными высота и число М полета. При израсходовании того же количества топлива (до /Ипр™70 т) летчик вынужден будет уменьшать обороты двигателей, с тем чтобы сохранить постоянным число М полета. К концу полета относительный километровый расход топлива становится равным 0,165 кг/(км-т) (точка 3, рис. 7.13). Как видно, этот режим более выгоден, чем первый, и находит применение при полетах на заданных эшелонах.

Полет на постоянной высоте на режимемаксимальной дальности

Предположим, что летчик, начиная полет в тех же условиях, в каждый момент времени выдерживает число М, соответствующее минимальному относительному километровому расходу топлива при каждой текущей приведенной массе тПр. С уменьшением массы самолета число М-мин уменьшается летчиком и в конце полета при тпр=70 т оно должно быть равным 0,775 (точка 4, рис. 7.13). Относительный километровый расход топлива изменится в течение полета с 0,156 до 0,164 кг/(км*т). Режим полета экономичен, но

неудобен в технике пилотирования, поэтому в практике полетов не применяется.

Полет «по потолкам»

Из рис. 7.13 видно, что наибольшую экономичность можно получить, если в течение всего полета ^=0,156 кг/(км-т) будет минимален и неизменен по мере облегчения самолета. Для этого необходимо, чтобы число М—0,8 и тПр~80 т (точка /, рис. 7.13) оставались неизменными. Чтобы при выгорании топлива приведенная масса самолета оставалась постоянной (тпр=80 т), необходимо все время увеличивать высоту полета (уменьшать давление рн), т. е. поддерживать равенство

Шпр ~ const.

Рн

Полет с постоянным набором высоты по мере облегчения самолета при постоянных числе М полета и приведенной массе называется полетом «по потолкам». Режим полета «по потолкам», которому соответствует максимальная экономичность, является наиболее оптимальным режимом.

ОСОБЕННОСТИ ИНЖЕНЕРНО-ШТУРМАНСКОГОРАСЧЕТА

Основные особенности инженерно-штурманского расчета полета самолета Су-24 обусловлены большим многообразием подвесок вооружения и многорежимностыо боевого полета вследствие маневра скоростью, по направлению или по высоте полета.

Для проведения инженерно-штурманского расчета используются Инструкция по расчету дальности и продолжительности полета и Инструкция экипажу, где материалы представлены в виде графиков и таблиц, используемых при проведении точных расчетов, которые позволяют рассчитать дальность и продолжительность полета любого профиля при всех возможных вариантах подвесок вооружения и топливных баков. В инструкциях характеристики даны применительно к одиночному самолету. При полете группы самолетов необходимо учитывать дополнительное время на сбор, роспуск группы и увеличение расхода топлива у ведомых самолетов (только при полете плотным строем). В расчете тактического радиуса действия должны учитываться расход топлива на атаку цели и изменение навигационной обстановки.

Инженерно-штурманский расчет, как правило, производится только для тех полетов, в которых перед посадкой возможен малый остаток топлива. Для полетов, в которых перед посадкой остаток топлива заведомо большой, полный инженерно-штурманский расчет не выполняется, а КП заблаговременно рассчитывает остатки топлива на контрольных точках, при возвращении с которых не создается аварийная ситуация из-за малых остатков топлива.

Инженерно-штурманский расчет дальности и продолжительности полета производится в целях:

— определения радиуса действия или дальности перелета, максимально возможной боевой загрузки и минимальной высоты полета (при заданной дальности), допустимого времени нахождения над целью;

— определения потребной заправки топлива (количества и типа подвесных баков);

— проверки выполнимости полета по заданной программе, (проверочный расчет).

В мирное время наиболее часто приходится производить инженерно-штурманский расчет полета на перелет без подвесных баков или с баками, но без сброса их в полете.

Ниже в качестве примера приведен инженерно-штурманский расчет полета одиночного самолета без подвесок с двумя БД-ЗУ и патронами к пушке на режиме максимальной дальности.

Последовательность расчета полета самолетабез подвесок

Для удобства результаты расчета оформлены в виде таблицы с изображением на ней профиля полета (рис. 7.14). Расчет ведется в следующем порядке.

Н» 9000м

/у у6<>

/ «V

% = 35° (

Н=500м

N- по пор.

1

2*

3

4

5

6

7

8

Наименование

Работа на земле

Взлети наборН

Горизонт, полет

Снижение

Круги посадка

Мавигац, запас

Гарант, запас

Сумма

Путь, км

—

53

1100

84

—

—

—

72^7

Время, мин

(7)

5,6

74,7

7,8

10

—

—

97,5

Число М

—

—

0,815

—

—

—

—

Vnp , КМ 1ч

—

—

587

520-530

500

—

—

—

Уист-кл#/ч

—

850

890

—

—

—

—

—

! Чср'кг1км

—

4,06

—

—

—

—

^, НГКкм-Т)

—

—

0,157

—

—

m пр. средн. -т

—

85

| Расход топлива, к г

245

7245

4520

130

750

830

580

8300

Остаток топлива , КГ

8300

8055

6810

2290

2160

1410

полетная : масса, кг ■

29604

29359

28114

23594

23464.

22714

Рис. 7.14. Пример инженерно-штурманского расчета полета самолета выпуска до 1975 г. (до № 08-11) без подвесок (масса самолета без топлива 21 304 кг, рт = 0,755 кг/л)

L Определяется расчетный запас топлива,, который равен эксплуатационному вырабатываемому ;запасу за.вычетом 7% гарантийного и 5—20% навигационного запасов (в зависимости от решения командира). Эксплуатационный вырабатываемый запас определяется как произведение эксплуатационной вырабатываемой емкости, которая при отсутствии на самолете подвесных топливных баков равна 11860 (11 000) л, на плотность топлива. Для определенности расчетов примем, что самолет Су-24 выпуска до 1975 года (до №”08-11) массой без топлива 21 304 кг заправлен топливом Т-2 с плотностью 0,755 г/см3. Тогда вырабатываемый запас составит 8300 кг. Для получения расчетного запаса необходимо эксплуатационный вырабатываемый запас уменьшить на величину гарантийного (580 кг) и навигационного (например, 10% (830 кг) запасов. Гарантийный запас берется для покрытия возможного разброса технических характеристик самолетов и двигателя (отклонение емкости топливной системы самолета от принятой в расчетах, ухудшение экономичности двигателей и состояние поверхности планера и др.), а навигационный запас предназначен для компенсации возможного изменения за время полета направления и скорости ветра, а также ошибки по его определению и прогнозированию. С учетом этих запасов расчетный запас топлива будет равен 6890 кг.

2. Рассчитывается дальность и продолжительность полета по участкам, указанным на рис, 7.14:

/ — запуск, опробование и руление на старт. Расход топлива на этом участке берется равным 245 кг. Он обеспечивает запуск, опробование двигателей летчиком в течение 1 мин и руление в течение 6 мин. Средний минутный расход топлива при работе двигателей на земле составляет 35 кг/мин;

2—-взлет и набор высоты 9000 м. Путь, проходимый при наборе высоты, расход топлива и'время определяются по табл. 7.3 и для рассматриваемого случая составляют соответственно 53 км, 1245 кг и 5,6 мин;

— характеристики снижения. Определяются по графикам (рис. 7.3) и при снижении с высоты 9000 до 500 м на наивыгоднейшем режиме расход топлива составляет 130 кг, путь — 84 км и время — 7, 8 мин;

— при полете по кругу перед посадкой в течение 10 мин с минутным расходом 75 кг/мин суммарный расход топлива составляет 750 кг;

3—в последнюю очередь определяется дальность и продолжительность полета на горизонтальном участке. Для этого вначале определяется расходуемое на этом участке топливо как остаток от расчетного запаса после вычитания расходуемого топлива на всех предшествующих и последующих участках: тт г. п=^т. расч—mT i— /72т 2' ГП^ 4 /72т 5е

При выполнении перед посадкой 10-минутного круга расходуемое топливо на горизонтальном участке составляет 4472 кг.

Километровый расход топлива на режиме максимальной дальности горизонтального участка на высоте 9000 м при средней по-

летной массе (с учетом навигационного запаса) 25 880 кг (/иПр.ср — = тср^-= * 25880=85 т) определяется по графику (рис. 7.15). рн 3140

(Для выполнения расчета полета самолета с подвесками помещены

Рис. 7.15. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М, приведенной массы и подвесок (х=35°)Рис. 7.15. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М, приведенной массы и подвесок (х=35°)

Рис. 7.15. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М, приведенной массы и подвесок (х=35°)

Рис. 7.15. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М, приведенной массы и подвесок (х=35°)

аналогичные графики на рис. 7.16, 7.17.) В данном примере минимальный относительный километровый расход топлива при /^пр. ср—85 т соответствует числу М=0,815 и составляет 0,157 кг/(км-т), а средний абсолютный километровый расход 9ср = ^ср = 0,157-25 880=4,06 кг/км. Дальность горизонтального участка полета определяется как частное от деления расходуемого топлива на этом участке на километровый расход и составляет

44724,0644724,06" 1100 км." 1100 км.

4472

4,06

4472

4,06

" 1100 км.

" 1100 км.

Дальность всего полета определяется как сумма дальностей каждого участка: £2 = Т2 + Л3+Д4=534-1100+84= 1237 км.

Рис. 7.16. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М, приведенной массы и подвесок (% = 35°)

Максимальная практическая дальность (без учета навигационного запаса топлива) при средней массе самолета 25 439 кг, среднем абсолютном километровом расходе топлива 4,02 кг/км составит 1465 км.

Для определения продолжительности полета на горизонтальном участке необходимо определить (по рис. 7.18) истинную скорость, которая равна 890 км/ч. Время полета на горизонтальном участке определяется формулой t3—L3/V. Оно составляет 74,1 мин.

Общее время полета определяется как сумма продолжительностей полета на каждом участке и с учетом времени полета по кругу будет составлять 97,5 мин.

Для рассматриваемого примера оценим количественное влияние плотности топлива на дальность полета. Если самолет перед вылетом будет заправлен топливом Т-1 плотностью 0,83 г/см3, вы-

Рис. 7.17. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М полета, приведенной массы и подвесок (X - 35°)Рис. 7.17. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М полета, приведенной массы и подвесок (X - 35°)>vbU'Mi^50 500600700800300 1ООО Vnp, км/ч--:(УС-1600)Рис. 7Л8. Номограмма для перевода приборных скоростей, считываемых с указателя УС-1600, подсоединенного к бортовому ПВД-7, в воздушные скорости и числа М полета, считываемые с указателей УСО-MI, подсоединенных к носовому ПВД-18-6>vbU'Mi^50 500600700800300 1ООО Vnp, км/ч--:(УС-1600)Рис. 7Л8. Номограмма для перевода приборных скоростей, считываемых с указателя УС-1600, подсоединенного к бортовому ПВД-7, в воздушные скорости и числа М полета, считываемые с указателей УСО-MI, подсоединенных к носовому ПВД-18-6267-267-

Рис. 7.17. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М полета, приведенной массы и подвесок (X - 35°)

Рис. 7.17. Зависимость относительного километрового расхода топлива от числа М полета, приведенной массы и подвесок (X - 35°)

>vbU'Mi^50 500600700800300 1ООО Vnp, км/ч

--:(УС-1600)

Рис. 7Л8. Номограмма для перевода приборных скоростей, считываемых с указателя УС-1600, подсоединенного к бортовому ПВД-7, в воздушные скорости и числа М полета, считываемые с указателей УСО-MI, подсоединенных к носовому ПВД-18-6

>vbU'Mi^50 500600700800300 1ООО Vnp, км/ч

--:(УС-1600)

Рис. 7Л8. Номограмма для перевода приборных скоростей, считываемых с указателя УС-1600, подсоединенного к бортовому ПВД-7, в воздушные скорости и числа М полета, считываемые с указателей УСО-MI, подсоединенных к носовому ПВД-18-6

267-

267-

рабатываемый запас топлива составит 9130 кг вместо 8300 кг при заправке его топливом Т-2 плотностью 0,755 г/см3. Вследствие этого дальность полета увеличится до 1344 км вместо 1237 км при за-

правке системы самолета топливом Т-2. Из этих данных следует, что хотя запас при заправке топливом Т-1 увеличился на 10%, дальность полета увеличилась на 8,8%. Это объясняется тем, что изменение запаса топлива влияет только на дальность горизонтального участка, на котором мал километровый расход. Средний километровый расход за весь полет, включая и участок набора высоты, значительно больше расхода на горизонтальном участке. Так в рассматриваемом примере средний километровый расход топлива за

266

весь полет составляет около 5,6 кг/км, в то время как на горизон1 тальном участке только 4,06 кг/км. По этой причине при полете на режиме максимальной дальности даже незначительное изменение запаса топлива перед вылетом оказывает заметное влияние на дальность полета. Для рассматриваемого случая можно ориентировочно принять, что уменьшение (увеличение) массового запаса топлива перед вылетом на каждые 100 кг уменьшает (увеличивает) дальность полета на 13 км. :

Особенности расчета полета самолетас подвесными топливными баками

Инженерно-штурманский расчет полета самолета на режиме максимальной дальности с подвесными баками без сброса их (рис. 7.19) практически аналогичен рассмотренному выше полету

Л/

Х-35°

Н-500М

1

N*i ПО ПОр.

7

2

3

4

5

6

7

8

Наименование

Рабата _ на земле

излет ,и на - bap н

горизонт, палет

Снижение

Круг и QadWa

нави- гац. запасе

Гаран- тичАН.

Сумма

Путь, км

——

76

1445

70

1591

Время, мим

(7)

8, 1

100

6,7

10

-

—

124,8

Число м

—

——

0,78

—

—

—

Vnp, км/ч

—

-—

—

520-530

500

—

—

—

Vucm.K-м/ч

—

800

867

—

—

—

ср 7 кз/км

-—

—

5,32

—

——

д,, кг/(кмт)

—

—

0,1845

—

—

—

—

тпр средн.

РасхоЗ топлива Пг.тптпк

Т -

-—.

—

80

—

—

—

,кг

245

1710

7684

111

300

7280

900

12830 I

о Н^ 7800м

12585

10875

3131

3080

2180

34639

34334

32684

25000

24883

23989

топлива, ке; Полетная масса, кг

Рис. 7.19. Пример инженерно-штурманского расчета полета самолета выпуска до 1975 г. (до № 08-11) с двумя ПТБ-3000 без сброса их после выработки топлива (масса самолета без топлива 21 809 кг, рт = 0,755 кг/л)

без подвесок. Отличие состоит в том, что при определении гарантийного запаса топлива он берется от полного вырабатываемого запаса топлива и составляет при плотности топлива 0,755 кг/л 900 кг, а навигационный запас — от всего эксплуатационного вырабатываемого запаса (12 830 кг) и равен 1280 кг. В соответствии с этим расчетный запас топлива равен 12 830 кг — (900+1280) = —10650 кг.

Горизонтальный полет выполняется на высоте 7800 м при скорости Уист = 867 км/ч, соответствующей числу М=0,78. Дальность полета при этом составляет 1591 км, а время полета 124,8 мин. Мак-

симальная практическая дальность полета (без навигационного запаса) при этом варианте подвесок составляет 1860 км, время 146 мин.

Инженерно-штурманский расчет полета самолета с подвесными топливными баками со сбросом их в полете после выработки из них топлива выполнять несколько сложнее из-за увеличения количества участков полета. На рис. 7.20 приведен расчет полета само-

сброа ПТБ

Н =

7800м

V

им

Н = 50

Ом

N^ по пор.

7

2

3

4

5

в

7

8

9

10

На именование

Работа „ на земле

Рзлеч и, набор н

/ ориз. полет С ПТБ

наоор н без ПТБ

горизонт, полет

С ниже ние

круг и ^посадка

нави- гац. запас

Гаранты ин. запас

Сумма

Путь, км

—

76

4 58

72

пдз

84

—

—

1773

Время ,мин

(7)

8,1

31,7

7,0

78,4

7,8

10

—

137,0

Число М

—

—

0,78

—

0,8

—

—

—

—

—

V^пр, км/ч

—

—

—

—

—

520-

530

500

—

—

—

Vucm> км]4

—

800

867

850

875

—

—

—

—

</ ср, кг/км

—

—

5,95

—

4,31

—

—

—

—

д,,ке/(км'Т)

-—

—

0,19

0,16

—

—

-

—

то 7зр средн ^ Т

—

86,5

—

89

——

—

—

—

—

Расход тип лива у кг

245

1710

2726

115

4374

130

750

1280

900

12830

Остаток топлива, кг

12830

12585

10875

8143

8034

3060

2930

2180

Полетная масса, ке

34639

34394

32684

23358

29523

23408

24434

24304

23554

Рис. 7.20. Пример инженерно-штурманского расчета полета самолета выпуска до 1975 г. (до № 08-11) с двумя ПТБ-3000 со сбросом их после выработки топлива (масса самолета без топлива: до сброса баков 21 809 кг, после сброса 21 374 кг, рт = 0,755 кг/л)

лета с двумя ПТБ-3000 со сбросом их после выработки из них топлива. Расчетный запас топлива, как и в предыдущем случае, равен 10 650 кг. Особенность расчета состоит в том, что требуется определить моменты выработки топлива из подвесных баков. Для этого необходимо учитывать, что до начала выработки топлива из ПТБ-3000 из основной системы вырабатывается 200 л топлива (151 кг), т.е. к моменту полной выработки этих баков вырабатываемый запас топлива составляет 8149 кг (при рт=0,755 г/см3). Полет до сброса ПТБ-3000 выполняется на высоте 7800 м, а после сброса их — на высоте 9000 м. Дальность полета с учетом навигационного запаса составляет 1773 км, а максимальная практическая дальность (без навигационного запаса)—2135 км. Из сравнения дальностей полета с двумя подвесными баками без сброса и со сбросом их видно, что сброс баков увеличивает дальность полета на 180 и 275 км при назначении навигационного запаса и без него соответственно.

Особенности расчета тактического радиусадействия

Инженерно-штурманский расчет тактического радиуса действия во многом похож на инженерно-штурманский расчет полета на. максимальную дальность, только необходимо учитывать-дополнительные затраты топлива на выполнение маневра при применении * оружия.

Кроме того, во всех рассматриваемых выше примерах полет происходит на постоянных скоростях, соответствующих минимальному километровому расходу топлива. В боевых условиях такой режим полета можно применять только над территорией, занятой своими войсками. Полет над территорией, занятой войсками противника, выполняется или на малых высотах с большими скоростями, или на средних и больших высотах, но с обязательным применением противоракетных маневров. Такие профили и режимы полета приводят к уменьшению радиуса действия, однако в условиях мощной ПВО противника они являются эффективным средством уменьшения потерь от зенитных средств. Для того чтобы быть своевременно готовым к выполнению любого боевого полета, необходимо заблаговременно выбрать типовые боевые задачи и для них выполнить инженерно-штурманский расчет. Высоту и скорость полета, бомбовую нагрузку и противоракетный маневр необходимо выбирать в зависимости от удаления цели и состояния ПВО противника.

Приближенный метод расчета

Изложенный выше метод расчета дальности и продолжительности полета учитывает влияние:

сброса подвесных баков после выработки из них топлива;

отклонения фактической средней полетной массы от. массы,, принятой при построении графиков километровых расходов топлива;

■— изменения запаса топлива при заправке системы самолета топливом с различной плотностью и др. В связи с этим метод является наиболее точным, но и более сложным и трудоемким и применяется в тех случаях, когда перед полетом есть достаточное время или необходимо использовать все возможности самолета по дальности его действия.

Для ориентировочных расчетов дальности и продолжительности полета, в которых перед посадкой заведомо ожидается повышенный остаток топлива, инженерно-штурманский расчет выполняется по таблицам, помещенным в Инструкции по расчету дальности и продолжительности полета. В зависимости от высоты, количества и типа подвесок с помощью таблиц можно быстро определить дальность и продолжительность полета. При расчетах необходимо учитывать следующие особенности построения таблиц.

Таблицы рассчитаны для 7% гарантийного остатка топлива, принимаемого равным 580 кг при полете без подвесных баков и

920 кг при полете с двумя подвесными баками по 3000 л при плотности топлива 0,755 г/см3. Они даны для одиночного самолета без учета боевых маневров. Поэтому,( если в полете должна быть атака наземной цели или полет выполняется группой, должен предусматриваться дополнительный расход топлива, по величине которого уменьшаются определяемые с помощью таблиц количественные значения дальности и времени полета:

AL =AL =kmTqkmTqNt^.Nt^.kmT kLQqЕистkmT kLQqЕист

AL =

AL =

kmTq

kmTq

Nt^.

Nt^.

kmT kL

QqЕист

kmT kL

QqЕист

Если фактическая плотность топлива значительно отличается от плотности, принятой при расчете таблиц, необходимо определенные по таблицам дальности и продолжительности полета исправить на следующие величины:

qqkmT(Рф " Ртабл)QqQ4kmT(Рф " Ртабл)QqQ4qq^ (рф —- Ртабл) . , ; Nt -

q

q

kmT(Рф " Ртабл)

QqQ4

kmT(Рф " Ртабл)

QqQ4

q

q

где IE — эксплуатационная вместимость топливной системы с учетом вместимости подвесных баков, л;

РФ — фактическая плотность топлива, кг/л;

Ртабл — плотность топлива, принятая при построении таблиц.

При построении таблицы, по которой определяется практическая дальность полета с двумя ПТБ-3000, принято, что баки не сбрасываются. Поэтому при полете со сбросом их определяемая с помощью таблицы дальность и продолжительность должны быть увеличены на 15%•

Дальность и продолжительность полета, указанные в таблицах, помещенных в Инструкции по расчету дальности и продолжительности полета, приведены без учета навигационного запаса топлива. При назначении 10% навигационного запаса топлива необходимо учесть уменьшение дальности и продолжительности полета самолета без подвесных баков (77=9000 м) на 18—19%, а с подвесными баками без сброса их после выработки (77=7800 м) — на 16—17%.

6.5. Особенности расчета дальности по показателямлобового сопротивления

Выше была отмечена существенная зависимость километрового и часового расходов топлива, дальности и продолжительности полета самолета от лобового сопротивления и, следовательно, от вида и количества внешних подвесок вооружения и подвесных топливных баков. С увеличением количества вариантов подвесок стало увеличиваться количество графиков и таблиц, необходимых для выполнения инженерно-штурманских расчетов полета на дальность. Необходимо было найти какие-то общие показатели вариантов подвесок и зависимости от них километровых расходов топлива. Это существенно упростило бы расчет дальности и продолжительности полета. Такой общий показатель лобового сопротивления (ПЛС) в начале семидесятых годов был разработан. В настоящее время:

Рис 7.21. Соответствие АС^о подвесок показателю лобового сопротивления (ПЛС)Рис 7.21. Соответствие АС^о подвесок показателю лобового сопротивления (ПЛС)18 Зак. 1824с18 Зак. 1824сРис. 7.22. Километровый расход топлива в зависимости от числа М полета, ПЛС (варианта подвесок) и массы самолета на барометрической высоте 2000 м при угле стреловидности крыла 35°Рис. 7.22. Километровый расход топлива в зависимости от числа М полета, ПЛС (варианта подвесок) и массы самолета на барометрической высоте 2000 м при угле стреловидности крыла 35°

Рис 7.21. Соответствие АС^о подвесок показателю лобового сопротивления (ПЛС)

Рис 7.21. Соответствие АС^о подвесок показателю лобового сопротивления (ПЛС)

18 Зак. 1824с

18 Зак. 1824с

Рис. 7.22. Километровый расход топлива в зависимости от числа М полета, ПЛС (варианта подвесок) и массы самолета на барометрической высоте 2000 м при угле стреловидности крыла 35°

Рис. 7.22. Километровый расход топлива в зависимости от числа М полета, ПЛС (варианта подвесок) и массы самолета на барометрической высоте 2000 м при угле стреловидности крыла 35°

зависимость километрового расхода топлива от подвесок вооружения и подвесных топливных баков приводится в Инструкции по расчету дальности и продолжительности полета только через показатели лобового сопротивления ■— условную величину, однозначно связанную с коэффициентом безындуктивного лобового сопротивления самолета:

ПЛС = V100,

где s — расчетная площадь крыла, равная 51 м2.

Показатель лобового сопротивления самолета Су-24 без подвесок обычно округляется до целых десятков. Например, ПЛС самолета с %—35°, равный при расчете 138 (Сх0 • 3 • 100=0,027 • 51 - - 100=138), округлен до 140. Приближенно с достаточной для практики точностью ПЛС самолета с %=35° и внешними подвесками определяется по формуле

ПЛС = 1403- АС^ нодвЯОО, где АСтоподв — дополнительный коэффициент безындуктивного сопротивления подвесок с соответствующими держателями.

Более точно соответствие АСх0пОдв в дозвуковом диапазоне скоростей с ПЛС самолета с подвесками показано на графике (рис. 7.21). Например, ПЛС самолета с /=35° и 34ХОФАБ-100-120 (ДСх0— = 0,0252, рис. 2.7) равен 266.

В Инструкции по расчету дальности и продолжительности полета для конкретных высоты и положения крыла приводятся зависимости километрового расхода топлива от ПЛС и числа М полета

(рис. 7.22). Там же приводятся и показатели лобового сопротивления для некоторых подвесок. Если необходимо выполнить инженерно-штурманский расчет полета с подвесками, ПЛС которых неизве-

273

стен, его можно определить по ACxOl взяв эту характеристику из графика (рис. 2.7).

Основное преимущество этого метода состоит в том, что при небольшом количестве графиков, полученных в летных испытаниях,, можно рассчитать характеристики дальности полета практически при любых вариантах подвесок.

Глава 8

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИСАМОЛЕТА

Взлет и посадка являются наиболее ответственными этапами полета. Они характеризуются малыми скоростями, большими углами атаки, на которых существенно ухудшаются характеристики устойчивости и управляемости самолета. Кроме того, полет выполняется вблизи земли. Все это требует от летчика исключительно четких, согласованных движений рулями управления и мгновенного принятия решения при внезапном изменении режима полета. В условиях необходимости дополнительной работы с переключателями, рычагами, осмысливания показаний приборов одновременно с пилотированием самолета четкость движений рулями и готовность к мгновенному принятию правильных решений достигаются постоянной тренировкой при глубоких знаниях взлетно-посадочных характеристик самолета.

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ УСТРОЙСТВ

Взлетно-посадочные устройства самолета состоят из механизации крыла, трехопорного убирающегося шасси, системы торможения колес и парашютно-тормозной системы.

Механизация крыла

На самолете Су-24 для взлета и посадки установлена стреловидность крыла только 16°. 13 интересах уменьшения взлетной и посадочной скоростей, длин разбега и пробега применена эффективная механизация крыла. Выдвижные двухщелевые закрылки размещены по всей длине задней кромки крыла и имеют два рабочих положения: убранное 0 и взлетно-посадочное 34°. Отклонение закрылков левой и правой консолей крыла синхронизировано.

Улучшение характеристик устойчивости и управляемости на взлетно-посадочных режимах полета с выпущенными закрылками достигнуто за счет выпуска предкрылков. Четырехсекционные предкрылки, расположенные на передней кромке крыла, занимают 0,7 18* 275

размаха и имеют два рабочих фиксированных положения: полетное О и взлетно-посадочное 27°.

Система управления предкрылками и закрылками представляет собой автоматическую систему, которая обеспечивает выпуск и уборку их в строгой последовательности: выпускаются сначала предкрылки, а затем закрылки, а убираются сначала закрылки, а затем предкрылки. Это исключает полет с выпущенными закрылками при неотклоненных предкрылках — при положении механизации, при котором возможно ухудшение статической продольной устойчивости самолета.

Управление предкрылками и закрылками осуществляется рукояткой изменения положения крыла—-поворотом ее вокруг вертикальной оси: по часовой стрелке — на выпуск, против —на уборку. Рукоятка управления сделана так, что ее поворот вокруг вертикальной оси можно осуществить только при крайнем переднем положении рукоятки, что соответствует углу стреловидности крыла 16°. Кроме того, предусмотрены автономное управление предкрылками отдельным переключателем, а также аварийная уборка или выпуск предкрылков и закрылков спаренным переключателем. Контроль за положением предкрылков и закрылков осуществляется по загоранию сигнальных ламп ЗАКРЫЛ. ПРЕДКР. УБРАНЫ, ПРЕДКР. ВЫПУЩ. и сигнального табло ЗАКРЫЛ. ВЫПУЩ.

По условию прочности от действия скоростного напора выпуск закрылков допустим на приборной скорости не более 450 км/ч, а полет с выпущенными закрылками и уборка их —на скорости не более 500 км/ч.

Шасси самолета

Шасси самолета состоит из двух основных опор, убирающихся в ниши фюзеляжа в направлении к оси самолета, и передней опоры, убирающейся в нишу фюзеляжа под кабиной по потоку. Рычажная подвеска колес основных опор и полурычажная— передней опоры при небольших их размерах обеспечивает хорошую амортизацию от сил, действующих как по вертикальной, так и по продольной осям. Размещение основных опор на 0,5 м позади центра тяжести самолета при продольной базе шасси 8,577 м обеспечило рациональное распределение весовой нагрузки на основные и передние колеса. При установке спаренных колес на основных стойках размером 950x300 мм и на передней — 660X200 мм обеспечивается эксплуатация самолета на бетонированных и грунтовых ВПП с прочностью грунта не менее 7 кгс/см2. При эксплуатации самолета с грунтовых ВПП, имеющих прочность грунта 4—8 кгс/см2, и с ВПП со снежным покровом на основные стойки вместо колес устанавливаются лыжи, оборудованные тормозом и системой смазки.

Основные и передняя стойки шасси для уменьшения нагрузки на конструкцию и исключения незатухающих колебаний при движении по ВПП оборудованы гидроазотной амортизацией с торможением на прямом и обратном ходах.

Выпуск и уборка шасси осуществляются от третьей (силовой) гидросистемы с- постановкой крана шасси в соответствующее положение. Максимально допустимая скорость при уборке, выпуске шасси и полете с выпущенным шасси по прочности и располагаемым усилиям агрегатов привода установлена 500 км/ч. Контроль положения шасси ведется по световой сигнализации. Перед уборкой шасси происходит автоматическое торможение колес.

На самолете предусмотрен аварийный выпуск шасси, для чего необходимо ручку аварийного выпуска потянуть на себя до упора. При этом выпустится передняя опора и откроются фюзеляжные створки основных опор шасси. Для выпуска основных опор ручка крана поворачивается до упора вправо, а затем вытягивается на себя.

Передняя стойка шасси оборудована механизмом разворота колес (МРК) для управления самолетом при рулении и гашения автоколебаний типа «шимми» при взлете. Этот механизм обеспечивает в соответствии с перемещением педалей разворот колес передней стойки.

Кинематическая схема и зависимость угла поворота колес- от хода педалей механизма разворота передних колес приведены на рис. 8.1. Как видно из рисунка, зависимость угла поворота от хода педалей нелинейна. Вблизи нейтрального положения педалей (до

-30

Рис. 8.1. Кинематическая схема и зависимость угла поворота от хода педалей механизма разворота передних колес (МРК):

/ — силовые цилиндры; 2— коллекторы; 3 — трубопроводы; 4 — карданный вал; 5 — золотниковая головка; 6 — нелинейный механизм; 7—„пружинная тяга; 8 — тяга системы управления РН; 9 — педали

23,3 мм хода) угол разворота колес на единицу хода педалей меньше (1,4°/см), при отклонении педалей от 23,3 до 66,5 мм угол разворота увеличивается, достигая максимального значения 5,5°/см при отклонении педалей в диапазоне хода 66,5—90 мм. При управлении движением самолета по ВПП такая зависимость удобна, так как при рулении по прямой исключается возможность возникновения раскачки по направлению и при необходимости обеспечивается небольшой радиус разворота при больших (вплоть до полного) отклонениях педалей.

На разбеге, если взлет выполняется с выключенным МРК, и пробеге механизм работает в режиме демпфирования, предотвращая возникновение незатухающих колебаний колес типа «шимми». Переход с одного режима работы МРК на другой осуществляется переключателем. Однако если МРК останется включенным в ре- жиме управления при уборке шасси, управление разворотом колеса от педалей прекращается и передняя стойка устанавливается в нейтральное положение. Соответствие углов отклонения колес ходу педалей при включенном МРК обеспечивается только при обжатой передней стойке. При необжатой передней стойке колеса занимают нейтральное положение независимо от положения педалей. При обжатой передней стойке с выключенным МРК происходит самоориен- тация колес в направлении движения по ВПП. При подъеме переднего колеса оно фиксируется также в нейтральном положении.

Длина пробега в значительной степени зависит от торможения колес на пробеге. Высокоэффективные тормоза с достаточной энергоемкостью позволяют без перегрева поглотить всю кинетическую энергию самолета Ек даже без выпуска тормозного парашюта при большей длине ВПП:

Ек •

Кинетическая энергия самолета наиболее эффективно поглощается тормозами, превращаясь в тепло и рассеиваясь в пространстве. Коэффициент трения в дисках тормозов с увеличением температуры дисков уменьшается, уменьшается эффективность тормозов и величина среднего замедления на пробеге. Чтобы тормоза не перегревались, они должны обладать достаточной энергоемкостью. Тормоза колес самолета Су-24 по своей тепловой энергоемкости обеспечивают эффективное торможение со скорости 290 км/ч (275 км/ч) при посадочной массе не более 24 700 кг с выпуском тормозного парашюта и не более 22 500 кг без его выпуска.

Температура воздуха в барабанах колес за счет перехода тепла от барабанов достигает своего максимума через 10—15 мин после посадки. Для предотвращения перегрева колес и связанного с этим сохранения эффективности торможения, предохранения шин от разрушения Инструкцией экипажу ограничена скорость начала торможения. При посадке с выпуском тормозного парашюта торможение колес разрешается начинать после опускания передних

колес при скорости не более 290 км/ч (275 км/ч). Выполнять две последовательные посадки (с учебной целью), первая из которых производится без выпуска тормозного парашюта самолета с ^пос^24 700 кг, допускается только при температуре наружного воздуха не более 40° С при оснащении самолета колесами КТ-127-1 или КТ-127-2сб с более энергоемкими тормозами. Скорость начала торможения колес в этом случае не должна превышать 250 км/ч. При установке на самолете колес КТ-127-3 или КТ-127-4сб две последовательные посадки разрешается выполнять при температуре наружного воздуха не более 15° С. При этом второй полет по кругу должен выполняться с выпущенным шасси. В целях предохранения шин от взрыва при их перегреве на пробеге и рулении на колесе установлены легкоплавкие пробки, в которых при температуре более 142° С образуются небольшие свищи, через которые из пневматика стравливается избыточное давление. Одновременно выходящий воздух охл^дает пробку, и герметичность ее восстанавливается. Кроме того, в колесах установлены термосвидетели, по выплавлению которых при осмотре можно судить о нагреве колес выше 130° С.

Система торможения колес

Все колеса оснащены дисковыми тормозами. Дисковые тормоза обеспечивают наиболее высокую эффективность торможения и эксплуатационную надежность. На самолете торможение основных колес при рулении, разбеге и пробеге осуществляется от основной воздушной системы нажатием рычага тормозов на ручке управления. При нажатом рычаге тормозов отклонение педали в направлении разворота регулирует различную степень торможения левых и правых колес. На самолете имеется стояночный тормоз; который обеспечивает торможение основных и передних колес. При рулении, на разбеге и пробеге передние колеса не тормозятся.

Для устранения юза при нажатом тормозном рычаге, а следовательно, и опасности разрушения шин при движении по ВПП срабатывает система автоматического растормаживания колес. Инерционные датчики выдают управляющую команду на растормаживание при уменьшении угловой скорости вращения колес. После того как расторможенное колесо вновь начинает вращение, происходит повторное его затормаживание. Таким образом, при нажатом рычаге тормозов торможение колес происходит с «пилообразным» изменением давления воздуха. Торможение полным нажатием рычага с учетом срабатывания системы автоматического растормаживания оказывается более эффективным, чем при ручном торможении с подбором степени нажатия рычага в интересах предотвращения юза. Торможение самолета на пробеге с включенными агрегатами автоматического растормаживания колес производится полным нажатием тормозного рычага, а не периодическим нажатием на него. Торможение импульсами применяли на самолетах, на ко-

торых не было этого автомата. Надо учитывать, что при замедлении вращения любого колеса основных стоек, превышающем допустимое значение, инерционный механизм, установленный на этом колесе, подает команду на растормаживание обоих колес этой стойки. Если обороты колес падают еще более и ниже другого допустимого предела, система торможения дополнительно блокируется командами центробежного механизма, пока колесо не раскрутится до скорости 60 км/ч. При скорости самолета около 70 км/ч система антиюзовой автоматики работает только от инерционных механизмов, центробежные механизмы отключаются. Система автоматического растормаживания работает стабильно только при устойчивом пробеге самолета. Не раньше этого момента начала устойчивого пробега самолета и должен быть нажат рычаг тормозов. В момент повторного касания ВПП после отделения самолета от ВПП с нажатым рычагом тормозов из-за нестабильности работы системы автоматического растормаживания происходит разрушение пневматиков. Система работает нестабильно также при скорости менее 20—30 км/ч. Для исключения юза в конце пробега со скорости 20—30 км/ч необходимо уменьшить степень торможения. Система автоматического растормаживания колес может быть отключена выключателем.

В случае отказа автоматики растормаживания переход на торможение без ее использования требует и более плавного перемещения рычага с таким расчетом, чтобы нс происходило юза. Перед выключением системы растормаживания колес необходимо тормозной рычаг отпустить, чтобы исключить юз и связанное с этим разрушение колес.

При отказе основной системы или отсутствии давления воздуха в ней торможение осуществляется от аварийной системы. Отклонением ручки аварийного торможения на себя колеса затормаживаются, а от себя — растормаживаются. При этом передние колеса не тормозятся, система автоматического растормаживания колес не работает. Торможение должно производиться плавным перемещением ручки.

Парашютно-тормозная установка

Для сокращения длины пробега на самолете Су-24 используется тормозной парашют. Его эффективность в уменьшении длины пробега сильно зависит от скорости выпуска парашюта. Наибольшее сокращение длины пробега достигается при его выпуске перед приземлением. По прочности крепления скорость выпуска тормозного парашюта ограничена 300 км/ч. Выпуск парашюта на этой скорости позволяет сократить длину пробега на 600 м. Установка и крепление тормозного парашюта в основании киля позволяют его выпускать в момент касания самолета ВПП двумя опорами и до касания на режиме выравнивания. Однако при часто реализуемом посадочном истинном угле атаки аист^Э0 направление действия силы от парашютов находится ниже центра тяжести, что является причи-

ной небольшого момента на пикировании, который с уменьшением угла атаки уменьшается и при Оист^б^0 становится равным нулю- Возникновение пикирующего момента может привести к резкому опусканию передней стойки. Поэтому Инструкцией экипажу предписано выпускать тормозной парашют после опускания передней стойки (посадочные данные приведены с учетом выпуска тормозного парашюта через 3 с после приземления).

§ 8*2. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИИ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА САМОЛЕТА НА ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ РЕЖИМАХ

Особенности аэродинамики и динамики полета самолета на взлетно-посадочных режимах в основном обусловлены выпуском закрылков, предкрылков, минимальной стреловидностью крыла, большими углами атаки, малыми скоростями полета и влиянием земли.у/

Как известно, несущие свойства крыла, количественно определяемые производной Су , зависят от его геометрических характеристик. На дозвуковых скоростях несущие свойства крыла тем больше, чем меньше его стреловидность. При уменьшении стреловидности крыла увеличиваются его удлинение и относительная толщина профиля. Поэтому подъемная сила самолета на одних и тех же углах атаки тем больше, чем меньше стреловидность. Она достигает наибольшего значения при минимальной стреловидности 16°. Так, на истинном угле атаки аист = 10° на взлете коэффициент подъемной силы при стреловидности крыла 16° и убранных закрылках и предкрылках составляет 0,7, а при стреловидности 69° только 0,47 (рис. 8.2).

Рис. 8.2. Аэродинамические характеристики самолета на режиме взлета и посадки с учетом влияния земли и балансировки (шасси выпущено)

Выпуск закрылков придает хорде крыла кривизну, при которой подъемная сила возникает даже при отрицательных углах атаки, измеренных относительно средней аэродинамической хорды крыла. При нулевом угле атаки коэффициент подъемной силы самолета (Су о) с выпущенными закрылками и предкрылками составляет 0,65.

На подъемную силу влияет также близость земли. При разбеге (пробеге) или полете вблизи земли между крылом и поверхностью ВПП (земли) создается зона повышенного давления, приводящая к увеличению подъемной силы. На истинном угле атаки 6° коэффициент подъемной силы самолета при стреловидности крыла 16° с убранными закрылками и предкрылками вблизи земли составляет 0,47, а при полете на высотах, на которых влияние земли не проявляется, коэффициент подъемной силы при том же угле атаки (6°) будет равен 0,43. При выпуске закрылков и предкрылков это различие будет еще больше. Высота, до которой проявляется эффект близости земли (эффект воздушной подушки или экрана), примерно равна половине размаха крыла, что для самолета Су-24 составляет 8—9 м. Однако существенно он начинает проявляться только с 4 м.

Близость земли влияет на обтекание самолета вблизи датчика угла атаки, что приводит к завышению показаний указателя углов атаки. Из табл. 8.1, в которой приведены истинные углы атаки самолета и углы атаки по указателю на взлетно-посадочных режимах

Таблица 8.1

Обозначений

Углы атаки и скорость на взлетно-посадочных режимах

с влиянием

земли

без

влияния земли

Отделение на взлете

Приземление на посадку

ДПРМ

БПРМ

Начало выравнивания

Упр, км/ч

290 (/Пвзл^ —30600 кг)

080(1275)

400

350

340

(330)

Цист,

10'

10

0

3

4

Цм, °

13,5

17

4

7

8

с влиянием и без влияния земли, видно, что если разница мёжду «ист и ам без учета влияния земли на взлетно-посадочных режимах составляет примерно 3°, то с влиянием земли на посадке 7°. С другой стороны, нельзя отождествлять посадочные углы атаки по указателю ам со взлетными. Истинному углу атаки аист=10° при отрыве самолета на взлете соответствует щт—13,5°, в то время как тому же углу «ист на посадке соответствует пм=17°. Различие в показаниях УУАП на взлете и посадке связано с влиянием работы двигателей на обтекание самолета в районе расположения датчика угла атаки.

Предкрылки, предотвращая преждевременный срыв потока на верхней поверхности крыла, выполняют две функции. Во-первых, при полете с достаточно большими углами атаки, на которых при убранных предкрылках возникают местные срывы потока, их выпуск приводит к увеличению подъемной силы крыла. Во-вторых, что главнее, их выпуск увеличивает продольную статическую устойчивость по перегрузке самолета с выпущенными закрылками. Несмотря на это, продольная статическая устойчивость по перегрузке самолета с выпущенными закрылками и предкрылками на ссм> 14° начинает уменьшаться, и при ам^ 164-17° самолет вне влияния земли становится нейтральным по перегрузке. Для исключения забросов угла атаки после отрыва на взлете до значений, при которых исчезает эффективность поперечного управления, выход на ам>14° недопустим.

Продольное управление становится эффективным на скорости, большей 180/190 км/ч. На этой скорости при взлете самолета без подвесок происходит отрыв переднего колеса.

В боковом отношении самолет на взлетно-посадочных режимах обладает некоторыми особенностями. Эффективность руля направления по крену, количественно определяемая величиной d^x/dXn, с увеличением угла атаки увеличивается, и на взлетно-посадочных режимах самолет хорошо реагирует креном и рысканием на отклонение педалей. Эффективность поперечного управления (dtox/d6p. поп) при уменьшении скорости и увеличении угла атаки уменьшается. На углах атаки ам/8° (рис. 8.3) крен эффективнее

скольжением с числом 71 = 0,4 4-0,55 без влияния

земли

создается поперечным управлением, чем отклонением педалей. На угле атаки 8° поперечное и путевое управления по крену имеют примерно одинаковую эффективность, а на ам>8° руль направления по крену становится более эффективным, чем органы поперечного управления. На угле атаки около 20° по указателю без влияния земли поперечное управление практически неэффективно.

С влиянием земли эффективность поперечного управления сохраняется удовлетворительной до наибольшего возможного значения истинного угла атаки на разбеге и пробеге, которое определяется углом касания хвостовой частью ВПП, равным 14°. С учетом необходимого запаса угла атаки до касания хвостом ВПП существует оптимальное его значение аИст = Ю-У11°. При этом угле атаки реализуются оптимальные взлетно-посадочные характеристики самолета. На взлете, после отрыва самолета, по мерс возрастания скорости и набора высоты происходит постепенное уменьшение истинного угла атаки от 10 до 2° на скорости 400 км/ч, а иа посадке — увеличение истинного угла атаки в соответствии с уменьшением скорости от 2° при УПр = 400 км/ч до 10° к моменту приземления.

ВЗЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

Схема взлета и силы, действующие на самолет

Взлет —ускоренное движение самолета от начала разбега до достижения им скорости и высоты, установленных Инструкцией экипажу данного типа самолета и обеспечивающих безопасность перехода к набору высоты. Его принято разделять на два участка: участок разбега по ВПП и воздушный участок (рис. 8.4). Разбег

Отрыв носового колеса v^vompH-KОтрыв носового колеса v^vompH-KY<GY<GОтрыв самолета ^отрОтрыв самолета ^отрY-GY-GКонец взлетной оистанции ^н=25м " ^2 Vyrnp Y>GКонец взлетной оистанции ^н=25м " ^2 Vyrnp Y>Gразбега (Lp)Взлетнаяразбега (Lp)ВзлетнаяРазгон с набором высоты дистанцияРазгон с набором высоты дистанцияРис. 8.4. Схема сил, действующих на самолет на взлетеРис. 8.4. Схема сил, действующих на самолет на взлетеНачало раз бега

Отрыв носового колеса v^vompH-K

Отрыв носового колеса v^vompH-K

Y<G

Y<G

Отрыв самолета ^отр

Отрыв самолета ^отр

Y-G

Y-G

Конец взлетной оистанции ^н=25м " ^2 Vyrnp Y>G

Конец взлетной оистанции ^н=25м " ^2 Vyrnp Y>G

разбега (Lp)

Взлетная

разбега (Lp)

Взлетная

Разгон с набором высоты дистанция

Разгон с набором высоты дистанция

Рис. 8.4. Схема сил, действующих на самолет на взлете

Рис. 8.4. Схема сил, действующих на самолет на взлете

V--0 :

Y=O

представляет собой ускоренное движение самолета по ВПП для достижения скорости отрыва вследствие превосходства силы тяги над силами лобового сопротивления и трения колес о поверхность ВПП. Уравнения движения самолета на разбеге:

У G— Р, + N.У G— Р, + N.

У G— Р, + N.

У G— Р, + N.

При малых значениях угла атаки можно полагать, что РХ = Р. Р^ = 0. Силу тяжести самолета в процессе разбега можно считать практически постоянной. Сила тяги двигателей, работающих на максимальном режиме без форсажа, с учетом изменения потерь во входном устройстве и реактивном сопле в процессе разбега меняется мало, а па полном форсаже увеличивается. Аэродинамические силы и сила трения колес о ВПП в процессе разбега по мере увеличения скорости непрерывно изменяются (рис. 8.5).

Рис. 8.5. Зависимость избытка тяги двигателей и подъемной силы от приборной скорости при взлете самолета без подвесок

Первый участок разбега до скорости начала подъема переднего колеса происходит при угле атаки, близком к стояночному. На втором участке по мере нарастания скорости угол атаки увеличивается до взлетного. При выпущенной механизации крыла в процессе трехопорного разбега по мере нарастания скорости увеличение подъемной силы происходит пропорционально росту скорости, а во второй половине более интенсивно, что связано с увеличением угла атаки до взлетного. При отрыве подъемная сила несколько превышает силу тяжести самолета. Однако скорость отрыва принято определять при условии Y^Py=G.

В процессе разбега самолета происходит рост лобового сопротивления. Сопротивление трения, препятствующее разгону, по мере роста скорости постепенно уменьшается от значения, соответст-

вующего моменту страгивания, до нуля в момент отрыва. Его величина определяется как произведение силы давления колес на ВПП на коэффициент трения качения. Сумма сил лобового сопро-

Среднее значение коэффициента трения качения

0,02—10,040,04-0,060,10,3—Ос-0,02—10,040,04-0,060,10,3—Ос-Сухая бетонированная ВПП

0,02—10,04

0,04-0,060,10,3—Ос-

0,02—10,04

0,04-0,060,10,3—Ос-

Грунтовая ВПП с низким травяным покровом, льдом или хорошо укатанным снегом

Грунтовая ВПП, покрытая гравием или слабым снегом

Песчаная полоса, пахота, грязь

тавления и трения в процессе разбега увеличивается, а избыток тяги на неизменном режиме работы двигателей незначительно' уменьшается. Так, на полном форсаже избыток тяги самолета Су-24 при взлете без подвесок изменяется от 15 000 кгс в начале- разбега до 13 000 кгс перед отрывом, на максимале — от 9000 кгс в начале разбега до 6000 кгс перед отрывом.

Воздушный участок представляет собой разгон с одновременным набором высоты. Он охватывает расстояние, пролетаемое самолетом от точки отрыва до набора высоты 25 м с разгоном до безопасной скорости, равной 350—390 км/ч (У^1,2 VOTp). Па воздушном участке по мере разгона лобовое сопротивление продолжает увеличиваться, уменьшается эффект земли. Распределение избытка тяги на разгон и набор высоты после отрыва определяется" углом наклона траектории подъема. Продольное ускорение пои разгоне на воздушном участке определяется уравнением

. Р — X — G sin О / Р — X . ,-Д,. гх.

Jx g= Я Sin Н - £ ^1 с ™ Sin Н).

Отрыв с нормальным углом атаки и фиксированным положением ручки управления обеспечивает после отрыва эффективный рост скорости и постепенное увеличение вертикальной скорости как обязательного условия безопасности взлета.

Основные характеристики взлета

Масса самолета перед запуском двигателей в зависимости от характера внешних подвесок и запаса топлива приведена в табл. 1.2.

Нормальная взлетная масса, соответствующая полной заправке топливом во внутренних баках (с учетом его выработки за пробу двигателей и руление) при наличии двух спецавиабомб на внешних подвесках, составляет 32 150 кг (30 600 кг). Максимальная взлетная масса в перегрузочном варианте равна 39 700 кг (36 200 кг),

Важной характеристикой, определяющей длину и время разбега, является продольное ускорение. При разбеге по ВПП его величина изменяется с изменением тяги двигателей и силы тяжести самолета:

При взлетной массе 30 600 кг на полном форсаже двигателей ускорение в процессе разбега остается практически постоянным и равным 4,6—4,0 м/с2. Можно считать, что скорость в каждой точке участка разбега изменяется пропорционально времени. На максимале при тех же условиях взлета ускорение меняется от 2,9 при страгивайте до 1,7 м/с2 в момент отрыва.

Время разбега самолета прямо пропорционально скорости отрыва и обратно пропорционально ускорению:

Ипрв = ——./ср

Время разбега самолета массой 30 600 кг меняется от 19 на полном форсаже до 37 с на максимале. С увеличением взлетной массы время разбега увеличивается. Заметим, что время разбега с поднятым передним колесом от момента его отделения до угла,, равного 12°, занимает около 1/4 общего времени разбега и составляет при выполнении взлета самолета с нормальной взлетной массой в стандартных условиях на полном форсаже 4 с. Кратковременность разбега с поднятым передним колесом на форсаже требует четких соразмерных отклонений ручки управления.

Скорость отрыва самолета в основном определяется углом атаки при отрыве и силой тяжести самолета. Эта зависимость выражается формулой

V 1/ iK^-^sin^отр " V СуотрР3 •

Как видно, она тем больше, чем больше сила тяжести и меньше угол атаки. При взлете с высокогорного аэродрома или в условиях низкого давления на истинную скорость отрыва существенно влияет понижение плотности (р). При местном угле атаки в момент отрыва, равном 12,5°, нижний обрез отражателя ППВ находится на 3 см выше линии горизонта. Этому углу атаки соответствует «м—13,5°, скорость отрыва при взлетной массе 29 000 кг 285—295 км/ч, при взлетной массе 33 000 кг — 305—315 км/ч и при 36 000 кг — 320—330 км/ч.

Углы атаки по указателю с учетом влияния земли и режима работы двигателя, соответствующие истинному углу атаки при отрыве самолета, приведены в табл. 8.2. Следует заметить, что при

Т а б л и ц а 8.2

(А и с т,

7

8

9

10

11

12

13

ам, °

10

11

12,5

13,5

14,5

15,5

16,5

Рис. 8.6. Зависимость Су 0Тр и ам 0Тр от скорости отрыва ИОТР и взлетной массы самолета тПзЛ (по летным испытаниям, символами показаны частные взлеты и взлетная масса)Рис. 8.6. Зависимость Су 0Тр и ам 0Тр от скорости отрыва ИОТР и взлетной массы самолета тПзЛ (по летным испытаниям, символами показаны частные взлеты и взлетная масса)

Рис. 8.6. Зависимость Су 0Тр и ам 0Тр от скорости отрыва ИОТР и взлетной массы самолета тПзЛ (по летным испытаниям, символами показаны частные взлеты и взлетная масса)

Рис. 8.6. Зависимость Су 0Тр и ам 0Тр от скорости отрыва ИОТР и взлетной массы самолета тПзЛ (по летным испытаниям, символами показаны частные взлеты и взлетная масса)

взлетах наолюдаются большие отклонения угла атаки ам при отрыве как в сторону уменьшения, так и в сторону увеличения. На приведенной ниже зависимости коэффициента подъемной силы самолета Суотр и угла атаки по указателю ам в момент отрыва от скорости отрыва УОтр Для взлетной массы тВЗл = 31 350 и 36 500 кг (рис. 8.6) символами показаны характеристики самолета при отде-

лении, полученные из летных испытаний. Указанный график можно использовать для оценки зависимости скорости отрыва от массы самолета и угла атаки по указателю при отрыве на полном форсаже в стандартных условиях. Из графика следует, что зависимость скорости отрыва от взлетной массы нелинейна. Можно считать, что при изменении взлетной массы.на 1 т в диапазоне ^взл^ЗЗ ООО кг 1/Отр изменяется на 2—3 км/ч, в диапазоне 33 000 кг < твзл ^ 35 000 кг — на 5 км/ч при /пвзл > 35 000 кг — на 10 км/ч. Увеличение ам па 1° при прочих равных условиях приводит к уменьшению скорости отрыва на 10 км/ч, и наоборот. Влияние атмосферных условий на путевую скорость отрыва показано на номограмме (рис. 8.7). При отсутствии номограммы можно считать, что увеличение атмосферного давления на 10 мм рт. ст. приводит к уменьшению скорости отрыва на 2—3 км/ч, увеличение температуры наружного воздуха на 10° С — к увеличению скорости отрыва на 5 км/ч, и наоборот. Изменение встречной (попутной) составляющей скорости ветра на 1 м/с приводит к изменению путевой скорости отрыва на 3,5—4 км/ч. При учете влияния атмосферных условий на путевую скорость отрыва следует иметь в виду, что она по прочности колес ограничена на самолетах с № 08-11 380 км/ч и на самолетах до № 08-11 350 км/ч.

Рис. 8.8. Зависимость длины разбега Lp от взлетной массы и коэффициента подъемной силы при отрыве Су отр (по летным испытаниям, символами показаны частные взлеты и Су отр)Рис. 8.8. Зависимость длины разбега Lp от взлетной массы и коэффициента подъемной силы при отрыве Су отр (по летным испытаниям, символами показаны частные взлеты и Су отр)I ^ОТр ’ КМ^ЧI ^ОТр ’ КМ^Ч-4201-380340-4201-38034011260 ■260 ■'1400-1200 ■'1400-1200 ■38 39 4038 39 40600 800 10001200600 800 1000120000 2000 2200 Lp,m00 2000 2200 Lp,m(р-Уат)(р-Уат)Lp,M (pt^Var)Lp,M (pt^Var)\400600800— 100012001400^уу-18002000-\400600800— 100012001400^уу-18002000-^3 34^3 34Lp, jviLp, jviУ?”^ У DO 1^00I8bo 2^002^002^00У?”^ У DO 1^00I8bo 2^002^002^00^ВПП-М^ВПП-М22002200260026001400^1 18OQ j1400^1 18OQ jна 10 мм рт. стьна 10 мм рт. сть

Рис. 8.8. Зависимость длины разбега Lp от взлетной массы и коэффициента подъемной силы при отрыве Су отр (по летным испытаниям, символами показаны частные взлеты и Су отр)

Рис. 8.8. Зависимость длины разбега Lp от взлетной массы и коэффициента подъемной силы при отрыве Су отр (по летным испытаниям, символами показаны частные взлеты и Су отр)

I ^ОТр ’ КМ^Ч

I ^ОТр ’ КМ^Ч

-4201

-380

340

-4201

-380

340

1

1

260 ■

260 ■

'1400-

1200 ■

'1400-

1200 ■

38 39 40

38 39 40

600 800 10001200

600 800 10001200

00 2000 2200 Lp,m

00 2000 2200 Lp,m

(р-Уат)

(р-Уат)

Lp,M (pt^Var)

Lp,M (pt^Var)

\400

600

800

— 1000

1200

1400

^уу

-1800

2000-

\400

600

800

— 1000

1200

1400

^уу

-1800

2000-

^3 34

^3 34

Lp, jvi

Lp, jvi

У?”^ У DO 1^00I8bo 2^002^002^00

У?”^ У DO 1^00I8bo 2^002^002^00

^ВПП-М

^ВПП-М

2200

2200

2600

2600

1400^1 18OQ j

1400^1 18OQ j

на 10 мм рт. сть

на 10 мм рт. сть

В зависимости от условий взлета длина разбега может изменять- , ся в широких пределах. Влияние эксплуатационных факторов на : , длину разбега сводится к изменению скорости отрыва и продоль- g ного ускорения. На длину разбега сильно влияют режим работы | двигателей, взлетная масса самолета и угол атаки при отрыве, j Увеличение взлетной массы, как и уменьшение тяги двигателей и : угла атаки, приводит к увеличению длины разбега. Установлено, что при взлете на режиме «Максимал» длина разбега в зависимости от массы самолета увеличивается на 300—500 м по сравнению с взлетом на режиме «Полный форсаж». При снижении оборотов- ; двигателей на 1% длина разбега увеличивается на 80—100 м. Зависимость длины разбега в стандартных атмосферных условиях от • взлетной массы и угла атаки при отрыве приведена на графике 1 1 (рис. 8.8). Из графика видно, что длина разбега при взлете в стандартных условиях, отрыве при ам—14,0°, взлетной массе са- ;

молета 29 000 кг составляет 700—750 м, взлетной массе 33 000 кг — 950—1050 м и при 36 000 кг— 1250—1350 м. Уменьшение угла атаки на 1° от максимально допустимого ам~14,0° при отрыве приводит к увеличению длины разбега на 50—70 м, а увеличение взлетной массы на 1000 кг — к увеличению длины разбега на 50—80 м в зависимости от величины твзл. Влияние атмосферных условий на длину разбега можно оценить с помощью номограммы (рис. 8.9). При отсутствии номограммы приближенно можно счи-

Lp, ?и1рД=стандТ2йоо1

1800

1600

\юоо\

800

600

1

Рис. 8.9. Номограмма для определения зависимости длины разбега от взлетной массы самолета и атмосферных условий при аИст. отр —10°

тать, что уменьшение атмосферного давления i ' * приводит к увеличению длины разбега примерно на 40 100 увеличение атмосферного давлении „а Jy"^ ™ Д^Тр^

дит к уменьшению длины пробега на 20—50 м. При уменьшении температуры наружного воздуха на 10° длина разбега уменьшается на 100—150 м, а при увеличении ее на 10° длина разбега увеличивается на 130—200 м.

На длину разбега существенно влияет сила ветра в направлении ВПП (рис. 8.9). Продольная составляющая скорости ветра, складываясь с воздушной скоростью самолета, изменяет путевую скорость. Как известно, отрыв самолета происходит при одном и том же значении воздушной скорости независимо от ветра. При встречном ветре путевая скорость, при которой происходит отрыв самолета, меньше, а При попутном больше. Поэтому увеличение встречного ветра сокращает длину разбега, а попутного увеличивает. С достаточной точностью можно считать, что увеличение встречной (попутной) составляющей скорости ветра на 10 м/с приводит к уменьшению (увеличению) длины разбега примерно на 200—250 м.

При сильном встречном или попутном порывистом ветре для / предотвращения преждевременного отрыва самолета обычно при- 1 ходится создавать на разбеге несколько меньший угол атаки, / чем при взлете с небольшим ветром. С этим фактом | связано снижение эффекта от встречного ветра в сокращении л длины разбега.^1

Длина разбега зависит от режима работы двигателей. Режим i ! работы двигателей летчик обычно задает перед началом разбега. ? ! Уменьшение тяги на максимале по сравнению с полным форсажем | в стандартных условиях происходит примерно на 35%, что приво- д дит к увеличению длины разбега самолета с нормальной взлетной J массой на 40%. Увеличение режима работы двигателей на тормо- | зах до начала разбега сокращает длину разбега по сравнению с | увеличением режима работы двигателей в процессе разбега. Это а обычно имеет место тогда, когда не представляется возможности л удержать самолет на тормозах до выхода двигателей на полную | тягу.h

Разбег с нейтральным положением ручки управления в первой половине до скорости начала подъема переднего колеса рекомен- ; дуется при взлете с бетонированной ВПП. Разбег при взя- • той ручке управления на себя с началом движения кроме \ трудностей в создании заданного угла атаки дает некоторое уве- ; личение длины разбега за счет возрастания лобового сопро- ' h тивления.

Взлетная дистанция самолета — расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента страгивания при взлете до набора высоты Юме одновременным достижением скорости, не менее безопасной скорости взлета (1,2 Усв). Длина взлетной дистанции, включающая длину разбега и длину пути на воздушном участке, в зависимости от взлетной массы и режима работы двигателей существенно меняется. При взлете самолета массой 30 600 кг без форсажа она составляет 1900—2000 м, а с форсажем — 1300— 1400 м.।

Особенности выполнения взлета

Взлет на самолете Су-24 допускается только с бетонированных ВПП длиной 2500 м аэродромов 1-го класса. Указанная длина ВПП обеспечивает прекращение взлета со скорости, близкой к скорости отрыва, с остановкой в пределах полосы. При сильном встречном ветре, скорость которого превышает 20—25 м/с, выполнять взлет нецелесообразно из-за неблагоприятного влияния порывов на поведение самолета и опасности преждевременного отделения самолета при сильном встречном порыве. При взлете в условиях сильного встречного ветра угол атаки при отрыве должен быть несколько меньше. Скорость попутного ветра ограничена 3—5 м/с, что обусловлено значительным возрастанием длины разбега. Скорость бокового ветра при взлете ограничена 15 м/с из условия возможности выдерживания направления разбега и борьбы со сносом после отрыва.

Выполнение взлета предусмотрено только при стреловидности крыла 16° с выпущенными закрылками и предкрылками, что обеспечивает реализацию нормальных взлетных характеристик самолета, как правило, на полном форсаже и реже на максимальном режиме работы двигателей (на максимальном режиме работы двигателей взлет разрешается производить с бетонированной ВПП при взлетной массе не более 31 000 кг и атмосферных условиях, при которых длина разбега, определенная по номограмме (рис. 8.9), не превышает 750 м). Взлет на промежуточном или минимальном форсаже не рекомендуется.

Руление осуществляется с включенным механизмом разворота передних колес. Скорость при разворотах не должна превышать 25 км/ч для исключения возможности опрокидывания самолета. При прямолинейном рулении недопустимо увеличение скорости более 80 км/ч. При выруливании на ВПП для облегчения выдерживания направления разбега по оси ВПП перед остановкой на старте важно прорулить по прямой, чтобы задать положение самолета и передних колес в направлении взлета. В связи с отличием методик выполнения взлета с включенным и выключенным МРК перед взлетом его целесообразно выключить.

При включении форсажа перед взлетом самолет не должен страгиваться с места, если включен стартовый тормоз. В случае появления движения самолета при розжиге форсажа с включенным стартовым тормозом, что свидетельствует о неисправной работе системы торможения, необходимо немедленно выключить стартовый тормоз и зарулить на стоянку. Установка механизма триммерного эффекта перед взлетом в нейтральное положение обеспечивает привычные усилия на ручке управления без проявления тенденции к кабрированию или пикированию после отрыва. В начале разбега рекомендуется ручку управления держать нейтрально, при ^np^lSO км/ч ручка плавно берется на себя и при равенстве моментов на кабрирование, создаваемое силой стабилизатора и самолета, моменту на пикирование от силы тяжести про-

исходит отделение передних колес. Скорость отделения передних колес при взлете самолета с бетонированной ВПП в зависимости от взлетной массы приведена в табл. 8.3. При отрыве передних ко-

Таблица 8.3

^взл, т

(29

31

33

36

39,7

Ротд, км/ч

185—190

210—1220

233—240

250—280

270—290

лес центр тяжести приближается к вертикали, проходящей через ось главных колес, и в связи с этим уменьшается пикирующий момент от силы тяжести самолета. Кроме того, за счет большой тяговооруженности и быстрого нарастания скорости разбега увеличиваются моменты на кабрирование от подъемной силы крыла и стабилизатора. Поэтому летчику необходимо после подъема переднего колеса плавно отдать ручку управления от себя с таким расчетом, чтобы нижний обрез отражателя ППВ находился на 2—4 см выше линии горизонта, а взлетный угол составлял 10—12° по указателю.

Выдерживание и уточнение направления разбега с выключенным МРК в первой половине до скорости 150 км/ч производится торможением одного колеса в сторону, обратную развороту. Для того, чтобы исключить торможение и второго колеса, отклонение педалей в сторону разворота должно быть достаточно большим. При этом путевой момент регулируется летчиком степенью нажатия на рычаг тормозов. Следует избегать уточнения направления нажатием на рычаг тормозов при малом отклонении педалей, так как происходит торможение обоих колес и уменьшается ускорение разгона. Начиная со скорости 150 км/ч, уточнение направления разбега обеспечивается отклонением руля направления без применения тормозов. Заметим, что выдерживание направления разбега при взлете с включенным МРК осуществляется иначе. В первой половине разбега выдерживание направления выполняется небольшими движениями педалей, связанными с разворотом передних колес. Эффективность педалей высокая. Если летчик, привыкнув взлетать с выключенным МРК, будет отклонять педали при взлете с включенным МРК так же, может произойти выкатывание самолета с ВПП или его опрокидывание, особенно при взлете с боковым ветром. У самолета Су-24, имеющего малую колею шасси, склонность к опрокидыванию установлена. Поэтому во всех случаях целесообразно взлетать с выключенным механизмом разворота передних колес.

Отрыв самолета массой 33 000 кг при истинном угле атаки 9—10° (ам—12,5 ~-13,5°) происходит на скорости 305—315 км/ч. При этом длина разбега составляет 950—1050 м. Нарастание скорости самолета в процессе разбега летчик контролирует по ускоренному движению земных ориентиров в поле зрения и по расходу поло- 294

сы. В том случае, если скорость нарастает необычно медленно и на полном форсаже не обеспечен отрыв в пределах первой половины полосы длиной 2500 м, целесообразно прекратить взлет, чтобы пробег завершился без выкатывания с ВПП.

При отрыве на ам^14° и на воздушном участке самолет устойчив и управляем в продольном и боковом движении. Тенденции к забросу угла атаки, который проявляется на ам= 16 — 17° вне влияния земли при отклонениях ручки управления летчиком, нет. После отрыва самолета с заданным постепенным увеличением угла набора высоты происходит интенсивное нарастание скорости. На высоте 25 м/скорость достигает 400 км/ч. При этом постепенно растут вертикальная скорость набора высоты и угол наклона траектории. Увеличение летчиком угла тангажа, более заданного, после отрыва уменьшает темп роста скорости. Угол наклона траектории, при котором избыток тяги становится равным нулю, на полном форсаже превышает 20°, на максимале 10°. При взлете в условиях малых избытков тяги, если после отрыва скорость слабо растет, необходимо, не допуская снижения, отдачей ручки управления от себя уменьшить угол наклона траектории, чтобы обеспечить рост скорости.

Уборка шасси производится на высоте 10 м. На этой высоте обычно скорость составляет 360 км/ч. Уборка шасси должна быть выполнена на скорости не более 500 км/ч, так как на большей скорости увеличивается время уборки, шасси может полностью не убраться, а отдельные его элементы разрушиться.

Уборка закрылков выполняется на высоте 100—200 м при скорости не более 500 км/ч. К моменту набора высоты 100 м скорость обычно выдерживается в пределах 400—500 км/ч. Уборка закрылков сопровождается возникновением незначительного кабрирую- щего момента, который легко парируется отклонением ручки управления от себя.

Завершение взлета следует относить к моменту уборки механизации крыла, возможности перехода на большую стреловидность крыла и изменения режима работы двигателей. Выключение форсажа каждого двигателя после взлета из условия обеспечения -безопасности полета производится поочередно на высоте не менее .300 м и приборной скорости не менее 500 км/ч.

Характерные ошибки и особые случаи на взлете

Боковое уклонение на разбеге. Боковое уклонение в начале разбега иногда возникает за счет установки самолета под углом к оси ВПП или разворота переднего колеса. После включения форсажа и выключения стартового тормоза это приводит к интенсивному уклонению. Для уточнения направления разбега становится необходимым энергичный доворот отклонением педалей и кратковременным нажатием гашетки торможения (при взлете с выключенным МРК). При высокой эффективности тормозов разворот

обеспечивается небольшим притормаживанием одного колеса. Если выдержать направление разбега по оси ВПП не удалось, следует прекратить взлет, выключить форсаж, задросселировать двигатели и принять меры по предотвращению выкатывания с ВПП.

Источником бокового уклонения самолета на разбеге с включенным МРК может быть перенесение навыков управления педалями, приобретенных при разбегах самолета с выключенным МРК. При разбеге с включенным МРК изменяется методическая после- дователььность действий рулями при выдерживании направления. При высокой эффективности педалей большое отклонение их при неожиданном изменении направления разбега может привести к появлению чрезмерно большого разворачивающего момента. В результате действия этого момента самолет либо выкатывается за. пределы полосы, либо, что вероятнее, опрокидывается в сторону, противоположную направлению действия момента.

Отрыв самолета на малой скорости — результат чрезмерного увеличения угла атаки (тангажа) на разбеге. Причиной этой ошибки может быть либо преждевременное взятие ручки управления на себя для подъема переднего колеса, либо отрыв его резким и большим отклонением ручки управления при несоизмерении увеличения угла тангажа со скоростью разбега, либо «подрыв» самолета — энергичное короткое движение ручки управления на себя в целях отделения самолета.

«Подрыв» самолета сопровождается выходом на углы атаки ам>14°, при которых резко возрастает эффективность ручки управления в продольном направлении, приводящая к дальнейшему забросу угла атаки. Как правило, отрыв на малой скорости сопровождается выходом самолета из зоны влияния земли с большими углами атаки, близкими к допустимому ам.д0п=17о или превышающими его. Эффективность поперечного управления уменьшается и может наступить ее полная потеря. В этом случае возникающий крен можно устранить только небольшим (не более 74 хода) отклонением педалей, имея в виду их высокую эффективность на: больших углах атаки. Большим отклонением педалей можно не только устранить имеющийся крен, но и перевести самолет в крен противоположного направления.

Отрыв самолета на повышенной скорости происходит в том случае, когда летчик замедленно создает взлетный угол по сравнению' с темпом нарастания скорости и он оказывается меньше установленного для отрыва. При этом заметно увеличивается и длина разбега. При большой длине ВПП эта ошибка не таит в себе опасных явлений. Однако в условиях ограниченной ВПП, а также с учетом обеспечения запаса ВПП на случай прекращения взлета ошибка может оказаться опасной. Кроме того, при отрыве на повышенной скорости условия эксплуатации колес по их прочности неблагоприятные. Привычка к растянутому взлету может осложнить взлет в условиях его выполнения с ВПП ограниченной длины.

Отказ одного двигателя на взлете. К особому явлению на взлете можно отнести отказ одного двигателя. Прекращение взлета в.

случае отказа одного двигателя на разбеге сопровождается изменением звука работающих двигателей, появлением разворачивающего момента, уменьшением ускорения разбега, -связанным с падением тяги двигателей и увеличением длины разбега. Известно, что прекращение взлета при отказе двигателя на достаточно большой скорости может привести к выкатыванию за пределы ВПП, а при продолжении взлета отрыв может произойти в пределах ВПП. С другой стороны, продолжение взлета при отказе двигателя на малой скорости тоже может привести к чрезмерному возрастанию1 длины разбега й выкатыванию за пределы полосы, а при прекращении взлета в данном случае пробег может закончиться в пределах ВПП. Чтобы исключить выкатывание з.а пределы ВПП, летчик должен в зависимости от скорости, на которой произошел отказ,, взлетной массы и атмосферных условий принять правильное решение: прекратить взлет или его продолжать. Для обеспечения безопасности длина прекращенного или продолженного взлета не должна -превышать 1,3 длины ВПП аэродрома базирования, уменьшенной на длину участка выруливания. В настоящее время длины прекращенных и продолженных взлетов самолета Су-24 установлены только для взлетной массы до 35 000 кг. Наибольшая длина прекращенного ;взлета самолета с сухой бетонированной ВПП имеет место при отказе одного двигателя на максимальной скорости 300—305 км/ч, полученной при испытаниях и составляет 2165 м. В соответствии с этим Инструкцией экипажу предписано при отказе одного двигателя на разбеге при взлете на полном форсаже прекратить взлет. При невозможности -безопасного прекращения взлета, а также после отрыва самолета необходимо при работе второго двигателя на полном форсаже продолжать взлет. При этом следует иметь в виду, что если продолжение взлета самолета массой до 36 000 кг при отказе одного двигателя после отрыва возможно независимо от'положения шасси и закрылков, то при взлетной массе более 36 000 кг только после уборки шасси и закрылков. При отказе одного из двигателей после отрыва до момента уборки шасси и закрылков при взлетной массе более 36 000 кг Инструкцией предписано покинуть самолет.

ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

Схема посадки и силы, действующие на самолет

Посадкой называют замедленное движение самолета от начала выравнивания до окончания пробега. Посадке предшествуют предпосадочные маневры — выход к аэродрому и расчет на посадку, являющиеся переходными от полета по заданию к осуществлению посадки.

Полет, связанный с подготовкой и» выполнением посадки, явля-

Рис. 8.10. Схема сил, действующих на самолет на посадкеРис. 8.10. Схема сил, действующих на самолет на посадке

Рис. 8.10. Схема сил, действующих на самолет на посадке

Рис. 8.10. Схема сил, действующих на самолет на посадке

ется сложным этапом, требующим от летчика высокого мастерства, быстрой реакции, точного глазомера, высокой техники пилотирования, быстрой и правильной оценки ситуации. Это связано с тем, что заход и посадка выполняются в условиях дефицита времени, ограниченной возможности маневрирования, необходимости точного выдерживания режима и параметров полета. Полет в районе аэродрома для выполнения посадки состоит из этапов подготовки к посадке и ’непосредственно посадки. Подготовка к посадке включает установку крыла в посадочное положение, выпуск механизации крыла, выдерживание строго определенного режима полета и построения захода по направлению. В соответствии с установленными методами захода время от выпуска шасси до приземления занимает до 3—4 мин полета. Непосредственно посадка начинается с высоты 15 м (высота, от которой отсчитывается длина посадочной дистанции). Участок посадки по времени занимает не более 50 с, за которые происходят уменьшение скорости до посадочной на воздушном участке и пробег с торможением до полной остановки или скорости сруливания с ВПП.

Силы, действующие на самолет на воздушном участке захода и посадки, те же, что и на любом этапе полета (рис. 8.10). Воздушный участок посадки включает выравнивание и выдерживание. При сравнительно высоком аэродинамическом качестве у самолета с крылом малой стреловидности на посадке проявляется повышенная «летучесть» по сравнению со сверхзвуковыми самолетами с неизменяемой геометрией крыла. Поэтому участок выдерживания на самолете выражен более ярко. В процессе выравнивания уменьшаются угол и вертикальная скорость снижения, самолет подводится к земле на установленную высоту и дросселируются двигатели до малого газ'а. На участке выдерживания происходит дальнейшее гашение скорости до посадочной и приближение самолета к земле до мягкого касания ВПП при приземлении. Пробег самолета по ВПП от точки приземления включает движение на основных колесах при поднятом переднем и движение в трехопорном положении .На участке пробега в трехопорном положении применяются средства торможения: тормозной парашют и тормоза колес. Таким образом, на этом участке пробега кроме аэродинамических сил (подъемной силы и лобового сопротивления), небольшой силы тяги на малом газе и силы тяжести на самолет действуют силы опорной реакции, сила торможения колес и тормозного парашюта. Эти силы на пробеге непрерывно меняются в соответствии со скоростью и положением самолета (рис. 8.10).

Основные характеристики самолета на посадке

Характеристики самолета на посадке во многом определяются посадочной массой, зависящей от остатка топлива и характера внешних подвесок. Нормальная посадочная масса самолета без

подвесок с держателями БД-ЗУ, остатком топлива 2700 кг (1500 кг) и боекомплектом к пушке (500 патронов) из условия прочности шасси и фюзеляжа составляет 24 000 кг (22 500 кг).

Предельная посадочная масса по прочности шасси в исключительных случаях допускается равной 28 000 кг (27 000 кг). Количество посадок самолета массой от 26 000 до 28 000 кг (от 24 700 до 27 000 кг) не должно превышать 3% общего количества посадок.

К основным характеристикам захода на посадку и воздушного участка посадки относятся угол наклона траектории, скорость снижения, угол атаки и угол тангажа.

Угол наклона траектории снижения определяется соотношением сил, действующих на самолет по нормали к траектории. На прямолинейном участке захода на посадку с заданной скоростью снижения угол наклона траектории (0) определяется формулой

sin 0 =sin 0 =Р — ХGР — ХGР X cos Оcos 9

sin 0 =

sin 0 =

Р — ХG

Р — ХG

G КК

где р — тяговооруженность самолета.

Как видно, угол наклона траектории по абсолютной величине тем меньше, чем больше тяга двигателей, меньше сила тяжести и больше аэродинамическое качество. С учетом установленных для самолета высоты и скорости прохода ДПРС и прямолинейного снижения в точку начала выравнивания угол наклона траектории предпосадочного снижения составляет 2°52' (рис. 8.10).

Скорость снижения, потребная для выполнения захода самолета на посадку по глиссаде с постоянным углом наклона траектории в точку начала выравнивания, зависит от силы тяжести самолета, угла наклона траектории и величины Су, связанной с углом атаки и положением механизации крыла. Скорость снижения самолета определяется по формуле

Г pCys ,

Для расчета и захода на посадку по установленной глиссаде скорость снижения должна выдерживаться строго заданной. При нормальной посадочной массе самолета 24 000 кг (22 500 кг) с выпущенными закрылками и -предкрылками, высоте пролета над ДПРМ 200 м скорость прохода ДПРМ должна быть равной 400 км/ч, БПРМ (70 м) —350 км/ч, точки начала выравнивания— 340 (330) км/ч.

Угол атаки. Уменьшение скорости в процессе захода сравнительно велико, поэтому угол атаки по указателю с учетом выпуска закрылков и предкрылков при расчетной посадочной массе изменяется значительно — от 4 над ДПРМ до 8° в точке начала выравнивания.

Ориентировочно зависимость угла атаки по указателю от истинного угла атаки при приземлении с влиянием земли, выпущенных закрылках и предкрылках, режиме работы двигателей «Малый газ» приведена в табл. 8.4.

Таблица 8.4

Пи с т, °

5

5,5

6

7

8

9

10 (расчетный)

11

12

13

14 (касание хвостом ВПП)

Нм,

10

12

13

14

15

16,5 (чаще реализуемый)

18

19

20

20,5

21,5

Посадочный истинный угол атаки, для' которого рассчитаны посадочные характеристики самолета, равен 10°. Опытом полетов установлено, что наиболее часто в строевых частях реализуется на посадке летчиками аист"9° (СуПос= 1,2; ам=16,5°).

Угол тангажа самолета при заходе на посадку представляет ■собой разность угла наклона траектории и истинного угла атаки:

» = е — аист.

Принимая во внимание изменение истинного угла атаки в процессе захода на посадку по заданным глиссаде и скорости от «ист —о над ДПРС до аИст = 4° в точке начала выравнивания, выход самолета в точку начала выравнивания происходит с углом тангажа от 0 до —1°. При этом обеспечен хороший обзор ВПП в процессе всего захода. Однако к моменту приземления угол тангажа становится равным истинному углу атаки и обзор ухудшается.

Посадочная скорость. Посадочная скорость самолета в основном зависит от силы тяжести и С^пос, т. е. от угла атаки при приземлении:

На нее также оказывает влияние плотность воздуха, что име- ■ет существенное значение при посадке на высокогорный аэродром или в условиях жаркого климата. Без внешних подвесок при посадочной массе, равной 24 000 кг (22 500 кг), остатке топлива 2700 кг (1500 кг) в условиях стандартной атмосферы посадочная скорость составляет 290 км/ч (270—280 км/ч). Увеличение посадочной массы от минимальной до максимальной приводит к возрастанию посадочной скорости до 30—40 км/ч. На скорость приземления оказывает влияние угол атаки. Уменьшение поса-

дочного угла атаки по указателю с 16,5 до 12° увеличивает посадочную скорость примерно на 20 км/ч (рис. 8.11).

На посадочную скорость также влияет ветер. При одинаковой воздушной скорости в зависимости от силы встречного или попут-

Рис. 8.11. Зависимость посадочной скорости от угла атаки и. посадочной массы самолета при приземлении в стандартных условиях

ного ветра меняется путевая скорость. Встречная составляющая скорости ветра уменьшает путевую скорость посадки, а попутная увеличивает (рис. 8.7). Максимальное значение путевой скорости приземления по прочности колес ограничено у самолетов с № 08-11 значением 320 км/ч, у самолетов до № 08-11 —300 км/ч.

Длина пробега. Важной характеристикой самолета на посадке, определяющей потребную длину ВПП, является длина пробега — расстояние от точки приземления до полной остановки или скорости сруливания. Без учета ветра длина пробега определяется формулой

г _

Она тем меньше, чем меньше посадочная скорость и больше ускорение торможения (интенсивность замедления). В каждой точке пробега отрицательное продольное ускорение определяется отношением суммы сил, действующих на самолет в направлении движения, к силе тяжести. При приближенном расчете длины пробега пользуются значением среднего ускорения:

; „ Ш^+^.п+Осруср g .

Тягу двигателей, работающих на режиме «Малый газ» (менее 350 кгс), практически можно не учитывать. Потребную длину ВПП для посадки определяет минимальная длина пробега. Она достигается при посадке с установленным углом атаки опусканием

'переднего колеса через 2 с после приземления, выпуском тормозного парашюта через 3 с после приземления и полным использованием тормозов всех колес. Минимальная длина пробега самолета при нормальной посадочной массе, равной 24 000 кг (22 500 кг), по сухой БВПП составляет 800—850 м (700—800 м),. а без выпуска тормозного парашюта и при использовании тормозов со скорости 250 км/ч—1300—1400 м. При посадке на БВПП длиной 2500 м пробег заканчивается на середине ВПП.

Длина пробега очень сильно зависит от условий посадки и степени исйользования средств торможения. Зависимость длины пробега от сил, действующих на самолет, и параметров движения мржно проследить по формуле

t = Упос

'Пр - 2g (0,5ХПОС + 0,5/0)_‘

\ пос /

Большую роль в сокращении длины пробега играет использование тормозов колес. Сила трения на пробеге (/^р) равна произведению силы давления колес на ВПП на приведенный коэффициент трения скольжения: ^p^f-A/ (где N—G—У).

Приведенный коэффициенттрения скольжения

Сухой бетон ...---.0,25

Мокрый бетон0,15

Обледеневшая ВПП0,055

Для наибольшего сокращения длины пробега в результате- использования тормозов колес выгоднее сразу после приземления плавно опустить переднее колесо, выпустить тормозной парашют и начать торможение плавным нажатием на рычаг тормозов. Уменьшение угла атаки в процессе опускания переднего колеса приводит к увеличению силы давления колес на ВПП и силы трения. При посадке без выпуска тормозного парашюта в условиях ограничения скорости начала торможения УПр —250 км/ч целесообразно дольше удерживать поднятым переднее колесо.

Лобовое сопротивление на пробеге складывается из лобового сопротивления самолета и тормозного парашюта. Чем больше лобовое сопротивление, тем меньше время и длина пробега. Лобовое сопротивление определяется величиной скоростного' напора. Поэтому эффективное использование тормозного парашюта для сокращения длины пробега предполагает его выпуск перед приземлением с высоты 1,2—1,3 м, что допустимо как по скорости, так и по поведению самолета.

Выпуск тормозного парашюта перед приземлением позволяет дополнительно сократить длину пробега до 650 м по сравнению с его выпуском после опускания носового колеса через 3 с после посадки (Ацр —800—850 м). Однако Инструкцией предусмотрен выпуск тормозного (парашюта только после опускания носового колеса. Как уже было отмечено, это связано с появлением при

выпуске тормозного парашюта на истинных углах атаки более 6,5° небольшого пикирующего момента, который отвлекает внимание летчика.

Величина длины пробега самолета Су-24 сильно зависит от момента выпуска тормозного парашюта. Если при ручном его выпуске через 3 с после приземления длина пробега составляет 800—850 м, задержка с его выпуском до 5—6 с приводит к увеличению длины пробега до 950—980 м, а до 7—8 с — к увеличению длины пробега до 1100—1150 м.

Кроме этих факторов на длину пробега оказывают влияние ветер, положение закрылков, посадочная масса самолета, угол атаки при приземлении и режим работы двигателей.

От изменения температуры и атмосферного давления зависит плотность воздуха, влияющая на величину посадочной скорости и длину пробега. Эту зависимость можно оценить, пользуясь номограммой (рис. 8.7 и 8.12). При отсутствии ее приближенно можно •считать, что изменение температуры наружного воздуха на 10° С изменяет длину пробега на 3,5—4%, а изменение атмосферного .давления на 10 мм рт. ст. — на 1,5—2%.

При изменении посадочной массы длина пробега при прочих равных условиях изменяется прямо пропорционально посадочной массе самолета: при увеличении массы на 10% настолько же возрастает и длина пробега.

Влияние посадочного угла атаки сказывается через изменение посадочной скорости. Уменьшение угла атаки по УУАП с 17 до 12° приводит к увеличению длины пробега на 130—150 м в пределах изменения посадочной массы от минимальной до максимальной. Влияние встречного ветра на длину пробега значительно. Усиление встречного ветра на 10 м/с сокращает длину пробега на 20—30% (рис. 8.12). С учетом некоторого уменьшения посадочного угла атаки в условиях сильного встречного ветра .этот эффект несколько меньше.

Особенности выполнения посадки на самолете

На самолете Су-24 посадка на ВПП длиной 2500 м возможна с любой посадочной массой вплоть до предельной. Посадка самолета допускается только со стреловидностью крыла 16°. Запрещение посадки при других положениях крыла связано с тем, что на самолете не обеспечиваются нормальные посадочные характеристики с убранной механизацией. Выпуск шасси производится на скорости не более 500 км/ч в прямолинейном полете. Выпуск шасси на меньшей скорости может способствовать выходу за ограничение по углу атаки, а на большей — запрещен из условия обеспечения прочности их элементов. Выпуск фюзеляжных створок шасси сопровождается торможением самолета. После уборки створок торможение прекращается. В связи с этим одновременно с выпуском шасси для сохранения скорости 500 км/ч необходимо увеличить обороты двигателей на 5—8%, а затем уменьшить их,

Рис, 8.12, Номограмма для определения зависимости длины пробега от посадочной массы самолета и атмосферных условий при ам. пос = 17°Рис, 8.12, Номограмма для определения зависимости длины пробега от посадочной массы самолета и атмосферных условий при ам. пос = 17°

Рис, 8.12, Номограмма для определения зависимости длины пробега от посадочной массы самолета и атмосферных условий при ам. пос = 17°

Рис, 8.12, Номограмма для определения зависимости длины пробега от посадочной массы самолета и атмосферных условий при ам. пос = 17°

не допуская увеличения скорости с выпущенным шасси более 500 км/ч. Кроме того, возникают колебания рыскания и скольжения за счет несимметричного выхода шасси. Выдерживание заданных направления и профиля полета требует небольшого отклонения рулей.

Выпуск закрылков и предкрылков производится после выхода на посадочный курс на удалении 18 км по ППД-2 в прямолиней- ► ном полете на скорости 450 км/ч при оборотах двигателя 84— 86%', что необходимо для сохранения заданной скорости снижения на глиссаде.

В начальный момент выхода закрылков характерно небольшое

ЗОГЗОГ20 Зак. 1824с

ЗОГ

ЗОГ

«вспухание» самолета с последующим опусканием носа и переходом к более крутому снижению. Для выдерживания заданного угла снижения после «вспухания» требуется небольшое взятие ручки управления на себя.

Выполнение захода и посадки на самолете требует выдерживания строго определенных направления, профиля и параметров полета в соответствии с условиями посадки. Выдерживание нормальной глиссады снижения и высоты прохода ДПРС, равной 200 м, требует на удалении от начала ВПП 12—15 км иметь высоту примерно 500—600 м. С этой высоты на скорости 400 км/ч самолет переводится на снижение с вертикальной скоростью 3— 5 м/с. Самолет выходит на ДПРС на высоте 200 м при скорости 400 км/ч. При этом угол атаки по указателю равен 4°. Высота и скорость выхода на ДПРС являются опорными для захода и расчета на предпосадочной прямой. Отклонение параметров полета над ДПРС от заданных вносит осложнение в выполнение расчета и посадки и не всегда оно может быть своевременно исправлено. Траектория полета от ДПРС требует от летчика четких действий в выдерживании направления, глиссады снижения в точку начала выравнивания и установленных скоростей. При нормальной глиссаде снижения после прохода ДПРС производится снижение с постоянным углом наклона траектории в точку начала выравнивания, вынесенную от начала ВПП примерно на 150—200 м. Вертикальная скорость снижения при этом сохраняется равной 3— 5 м/с. Для контроля и выдерживания нормальной глиссады и направления захода на посадку даже в условиях визуальной видимости необходимо использовать глиссадную и курсовую планки НПП при включенной системе РСБН-6. На предпосадочной прямой происходит постепенное уменьшение скорости до заданной в точке начала выравнивания. Надо учитывать, что в процессе выполнения захода скорость мало связана с углом наклона.траектории. Поэтому заданный угол наклона траектории нужно выдерживать и уточнять отклонением ручки управления по тангажу, а скорость —изменением тяги двигателей, перемещая РУД небольшими плавными движениями. Не следует надеяться, что отклонение ручки управления при уточнении глиссады захода приведет к изменению скорости захода. При заходе на посадку чем раньше замечено отклонение параметров полета от заданных, тем меньше дефицит времени на посадке и больше возможность их исправления. При правильном заходе и расчете на посадку с нормальной посадочной массой над БПРС должна быть высота около 60— 70 м и скорость 350 км/ч. При этом угол атаки по указателю равен 7°.

С высоты 30 м летчик переносит взгляд на землю в направлении снижения. До начала выравнивания взгляд-летчика направлен вперед через лобовое стекло фонаря кабины в точку начала выравнивания. При этом внимание летчика распределяется на определение глазомерно расстояния до земли, на контроль направления полета, отсутствие крена самолета. При подходе к моменту 306.

начала выравнивания угол атаки по указателю увеличивается до 8°. Выравнивание осуществляется с высоты 10—8 м при скорости 340 (330) км/ч отклонением ручки управления на себя с приложением к ней небольших тянущих усилий с таким расчетом, чтобы, уменьшая вертикальную скорость снижения, вывести самолет на высоту 1—0,5 м. С началом выравнивания взгляд по земле переносится влево под углом 15—20° от продольной оси самолета и вперед на расстояние 30—40 м. На участке выравнивания в со- ответствшГср скоростью и темпом ее уменьшения необходимо произвести дросселирование двигателей, предварительно убедившись в выходе^Ьамолета на ВПП.

При выполнении выравнивания и выдерживания необходимо учитывать сравнительно высокое аэродинамическое качество и чувствительность самолета к изменению угла атаки при высокой эффективности стабилизатора по тангажу. Управление на выравнивании и выдерживании вплоть до приземления должно осуществляться небольшим плавным перемещением ручки управления, чтобы выдерживать заданный профиль подхода самолета к земле.

Выдерживание как элемент посадки на самолете Су-24 имеет особенности. В начальный момент выдерживания (до ам — Ю°); вертикальная скорость снижения небольшая при привычном летчику плавном перемещении ручки управления на себя, соразмерном с приближением поверхности ВПП. По мере уменьшения скорости и увеличения угла атаки (ам> 10-4-12°) происходит нарастание вертикальной скорости снижения и необходимо ускоренное отклонение ручки управления на себя с переменным темпом, соразмерным с приближением земли. -

При посадке с нормальной массой приземление происходит на скорости 290 (270—280) км/ч, если угол атаки по УУАП в момент приземления создан равным '17°. Опускание переднего колеса на пробеге может осуществляться в различные моменты: через 1— 2 с после приземления до момента, когда при полностью отклоненной ручке управления на себя нос самолета сам опустится. Моментом опускания переднего колеса можно регулировать степень использования лобового сопротивления самолета и тормозов в гашении скорости на пробеге. Опусканием носа сразу после приземления и началом торможения после выпуска тормозного парашюта удается сравнительно эффективно сократить длину пробега.

Выпуск тормозного парашюта производится, как уже было от-, мечено, сразу после опускания переднего колеса. Задержка с выпуском тормозного парашюта после опускания передних колес на самолете Су-24 приводит к значительному возрастанию длины пробега.

Более длительное выдерживание на пробеге поднятого переднего колеса позволяет полнее реализовать для торможения силу лобового сопротивления, что может быть выгодным при сильном встречном ветре или мокрой БВПП из-за уменьшения эффективности сцепления колес с полосой. Наибольший эффект торможения достигается при включении автомата торможения. Поэтому

торможение колес на пробеге при исправной работе автомата торможения Предусматривает полное нажатие на рычаг тормозов и удержание его нажатым до конца пробега или до определенной скорости. Заметим, что, начиная со скорости 30—20 км/ч, инерционные датчики работают нестабильно. Поэтому для исключения юза при движении по ВПП со скоростью, менее указанной, степень нажатия рычага тормозов необходимо уменьшать.

Выдерживание направления в первой половине пробега с выключенным МРК осуществляется отклонением' руля направления и тормозов. Отклонение педалей при нажатом рычаге тормозов обеспечивает управление направлением пробега за счет различной степени торможения левого и правого основных колес. Во второй половине пробега руль направления мало эффективен и основная доля управляющего путевого момента создается тормозами колес. На скоростях пробега 100 км/ч и менее для выдерживания направления пробега разрешается включать МРК.

После сруливания с ВПП на скорости не менее 10—15 км/ч следует сбросить тормозной парашют. Остановка с тормозным парашютом при работающих двигателях или увеличение режима работы двигателей для руления может привести к его оплавлению.

Характерные ошибки и особые случаи на посадке

Высокое выравнивание как ошибка обнаруживается, когда оно закончено на высоте более 1,0 м. Это результат либо неправильного глазомерного определения высоты, либо чрезмерного отклонения на себя ручки управления н’5 выравнивании. Опасной предпосылкой бывает выход на ам>14° на высоте более 4 м, т. е. вне влияния земли, так как самолет становится нейтральным по перегрузке и резко отвечает углом атаки на отклонения ручки управления. При высоком выравнивании с пм<13™14° и правильных действиях на посадке с высокого выравнивания «козле- чия» самолета, как правило, не происходит. При обнаружении высокого выравнивания необходимо прекратить дальнейшее взятие ручки управления на себя, снизиться до высоты 0,75—0,5 м и по мере дальнейшего приближения к земле создавать посадочный угол атаки (угол тангажа). Ранняя уборка РУД на упор МАЛЫЙ ГАЗ при высоком выравнивании может привести к приземлению с большой вертикальной скоростью. Поэтому РУД ставить на упор МАЛЫЙ ГАЗ необходимо после касания колесами ВПП.

Посадка на повышенной скорости может быть следствием либо низкого выравнивания, когда летчик не успевает создать посадочное положение, либо прекращения дальнейшего взятия ручки управления на себя после выравнивания, либо выравнивания на повышенной скорости или при запаздывании с дросселированием двигателей и попытке посадить самолет на ВПП в полосе точного приземления. Самолет на повышенной скорости не садится, его приходится «прижимать» к ВПП. Приземление при этом происхо- 'дит в положении самолета, близком к трехопорному, а при боль-

шом превышении скорости даже возможно приземление на переднее колесо. В этом случае даже небольшое отклонение ручки управления на себя в момент приземления или толчок передним колесом может стать причиной повторного отделения самолета от ВПП и «козления». Если произошло отделение самолета на повышенной скорости, необходимо в начальный момент отделения короткими двойными движениями ручки управления задержать дальнейший отход самолета от земли и по мере приближения самолета к земле, не допуская крена, плавным движением ручки управления на себя подвести самолет к полосе с нормальным посадочным ^глом. Недопустимо отдавать ручку управления от себя для перевода самолета на снижение после взмывания, так как это может привести к грубому касанию земли передними колесами и отделению самолета от земли уже на малой скорости.

Недолет и перелет как ошибка квалифицируется, когда приземление происходит вне полосы точного приземления. Она возникает из-за неточности расчета в процессе захода: планирование в точку, расположенную ближе или дальше установленной точки начала выравнивания от начала ВПП, или отклонение скорости планирования от заданной для данной посадочной массы. Это может быть также в случае несвоевременного дросселирования двигателей. Недолет обычно имеет место при большом удалении от ВПП точки начала выравнивания, подходе к точке начала выравнивания на пониженной скорости и раннем дросселировании двигателей без учета посадочной массы и удаления от ВПП. Для предотвращения недолета важно производить дросселирование двигателей, убедившись в выходе самолета над ВПП. Перелет обычно происходит при выравнивании на повышенной скорости, снижении в точку начала выравнивания, чрезмерно приближенную к ВПП, без согласования с посадочной массой и запаздывании с дросселированием двигателей. При перелете иногда возникает вопрос о достаточности ВПП для завершения пробега без выкатывания.

Взятие ручки управления на себя в момент приземления. Если в момент касания самолета ,ВПП ручка управления не зафиксирована и продолжается взятие ее на себя в момент приземления, возможно повторное отделение самолета от земли. Установлено, что самолет в этом случае «неохотно» отходит от ВПП, требуются довольно большое отклонение ручки управления и значительные усилия на ней. При отходе от ВПП самолет достаточно хорошо управляем. В этом случае необходимо задержать ручку управления в том положении, в каком она оказалась в момент отделения. По мере приближения самолета к земле, следя за отсутствием кренов, соразмерным движением ручки управления на себя произвести нормальную посадку.

Уход на второй круг. Уход на второй круг с высоты более 50 м не представляет трудности, так как при правильных действиях, предпринятых для ухода на второй круг, снижения самолета ниже 25 м не происходит. Приняв решение об уходе на второй

круг, необходимо вывести двигатели на максимальный режим, сохраняя угол снижения, и лишь после увеличения скорости до 350 км/ч перевести самолет в горизонтальный полет и набор высоты с увеличением скорости, а затем убрать шасси. Время приемистости двигателей 2—3 с позволяет достаточно быстро обеспечить максимальную тягу. На высоте не менее-100 м при скорости 450—500 км/ч необходимо убрать закрылки и предкрылки.

Посадка с убранными закрылками и предкрылками является вынужденной и допускается только при стреловидности крыла 16°. Для такой посадки все внешние подвески должны быть сброшены, а остаток топлива не должен превышать 1000 кг. При выполнении захода и посадки надо учитывать более высокое аэродинамическое качество, повышенные на 50—70 км/ч скорости при заходе и посадке и увеличенные углы тангажа на планировании. Поэтому выход на предпосадочную прямую снижения должен быть выполнен несколько дальше от ВПП, снижение должно производиться по более пологой глиссаде в точку начала выравнивания, удаленную от ВПП на 300—350 м. Для нормального выполнения захода и расчета на посадку с убранными закрылками и предкрылками скорость после выхода на предпосадочную прямую следует установить 450 км/ч (угол атаки по 'УУАП 10—12°). В процессе снижения необходимо постепенно уменьшать скорость, чтобы к началу выравнивания она была равна 390—380 км/ч (угол атаки по УУАП 14—15°). К концу выравнивания следует задроссс- лировать двигатели до малого газа. Движения ручкой управления по тангажу должны быть более плавными и точными, так как проявляется повышенная чувствительность самолета по углу атаки на ее отклонение. Приземление происходит на скорости 350 км/ч при угле атаки по указателю 16—17°. После приземления необходимо выпустить тормозные щитки и удерживать посадочный угол до скорости 300 км/ч. При посадке с убранными закрылками длина пробега с тормозным парашютом возрастает до 1800—1900 м. Поэтому важно заботиться о приземлении без перелета. На скорости не более 300 км/ч выпустить тормозной парашют, а на скорости не более 290 (275) км/ч начать торможение.

Посадка с одним работающим двигателем. Полет с одним работающим двигателем не вызывает затруднений в технике пилотирования. Появляющееся скольжение (до 1,5 диаметров шарика) и кренение самолета при отказе одного двигателя легко парируются летчиком. Отклонение ручки управления по крену, потребное для балансировки самолета, не превышает 4°. Заход на посадку с одним работающим двигателем практически не отличается от захода с двумя работающими двигателями. Разворачивающий и кренящий моменты небольшие. Однако полет в условиях уменьшенной в два раза располагаемой тяги двигателей требует из условия обеспечения безопасности увеличить скорость предпосадочного снижения на 20—30 км/ч. Так, в точке на траектории предпосадочного снижения, удаленной от ВПП на 10 км, скорость должна быть равной 450 км/ч по прибору. На этом удалении вы- 310

пускается шасси, а над ДПРМ— закрылки и предкрылки. Планирование выполняется с уменьшением скорости с таким расчетом, чтобы ДПРМ пройти на скорости 470—420 км/ч, БПРМ — на скорости 360—370 км/ч (см. параметры снижения с одним работающим двигателем в табл. 8.5). На высоте 20—30 м скорость планирования должна быть 350—360 км/ч.

Таблица 8.5

Параметры снижения с одним работающим двигателем

я / м

^пр , км/ч

«ДВ1 %

ам * °

При пролете: ДПРМ \

20 0—250

410—420

85—90

3—3,5

БПРМ \

60—80

360—370

85

3—4

Па выравнивании

340—350

85

6—8

В момент приземления

—

—

70

15—17

С высоты 12—10 м плавным отклонением ручки управления на себя начать уменьшать угол наклона траектории с таким расчетом, чтобы прекратить снижение самолета на высоте не более 1 м. Закончив выравнивание, над ВПП плавно поставить РУД на упор МАЛЫЙ ГАЗ и, продолжая выбирать ручку управления на себя (соразмерно со снижением самолета), создать самолету заданный посадочный угол.

Уход на второй круг без касания ВПП самолета массой до 24 700 кг на режиме работающего двигателя «Полный форсаж» или «Максимал» обеспечивается с высоты не менее 50 м. Более рационально уход на второй круг осуществлять на режиме «Полный форсаж», так как на режиме «Максимал» при уборке шасси происходит уменьшение скорости на 20 км/ч, а это может привести к просадке и касанию ВПП. При работе двигателя на форсажном режиме этого не происходит. Таким образом, приняв решение об уходе на второй круг, необходимо перевести РУД работающего двигателя в положение ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ, сохраняя угол снижения, увеличить скорость до величины не менее 350 км/ч, ■при достижении которой вывести самолет в горизонтальный полет, убрать шасси, а затем в наборе высоты на высоте не менее 100 м убрать закрылки и предкрылки. Учитывая, что полет на одном двигателе с выпущенными шасси и закрылками возможен только на форсажном режиме работы двигателя, дросселировать его допустимо только после уборки шасси и закрылков.

Особенности выполнения посадки с максимальной посадочной массой. Посадка самолета с максимальной посадочной массой 26 000—28 000 кг (24 700—27 000 кг) имеет некоторые особенности. Планирование после прохода БПРМ и до начала выравнивания необходимо выполнять на скорости 350—360 км/ч. При выполнении посадки наиболее опасным является высокое выравнивание. Выравнивание самолета должно быть закончено на высоте не более 1 м. РУД на упор МАЛЫЙ ГАЗ необходимо переводить только после окончания выравнивания. Приземление самолета должно происходить с наименьшей вертикальной скоростью. Вы-

сокое выравнивание приводит к грубому приземлению самолета и недопустимо при посадке с максимальной посадочной массой. После приземления самолета и опускания переднего колеса на скорости не более 300 км/ч необходимо выпустить тормозной парашют и на скорости не более 290 (275) км/ч начать торможение.

Посадка на ВПП, покрытую слоем воды или мокрого снега. При посадке самолета на мокрую ВПП может возникнуть глиссирование пневматиков. Сущность явления глиссирования заключается в том, что в начале пробега при определенной скорости самолета вода, находящаяся на поверхности ВПП, создает гидродинамическое давление на пневматике. Пневматик поднимается над ВПП, теряет соприкосновение с ней и начинает скользить по воде. Тормоза становятся неэффективными. Самолет, при пробеге со скоростью 150—230 км/ч, особенно при наличии бокового ветра, становится неуправляемым. Механические инерционные автоматы Торможения на невращающихся колесах в этом случае становятся неработоспособными и не реагируют на юз и скольжение пневматика. Неэффективность тормозов на мокрой ВПП летчик-может принять за отказ. Кроме того, если летчик затормозил невращаю- щиеся колеса на пробеге по мокрой ВПП, при попадании колес на сухую полосу происходит резкое торможение, подобное посадке с заторможенными колесами. Это может привести к повреждению пневматиков и вызвать их разрушение. При посадке на ВПП, покрытую водой или мокрым снегом, требуется повышенное внимание. После приземления самолета летчик должен короткими упреждающими двойными движениями педалей удержать самолет по оси ВПП и выпустить тормозной парашют на скорости не более 300 км/ч. Тормозами следует пользоваться после начала устойчивого пробега самолета на скорости не более 290 (275) км/ч. На скорости менее 100 км/ч, предварительно поставив педали нейтрально, включить МРК-

ВЗЛЕТ И ПОСАДКА ПРИ БОКОВОМ ВЕТРЕ

Силы и моменты, действующие на самолетпри движении по ВПП ина воздушном участке

При движении по ВПП с наличием бокового ветра на самолет действует боковая сила Z, приложенная выше и сзади точки сцепления основных колес с ВПП (рис. 8.13). Эта боковая сила Z при движении по ВПП уравновешивается боковыми силами трения колес ^б. Самоориентирующиеся колеса передней стойки с выключенным МРК не препятствуют медленному развороту самолета относительна точек соприкосновения основных колес с ВПП. Боковая сила создает кренящий момент Mx=Zh, направленный по ветру. При действии на самолет боковой составляющей ветра 10 м/с при движении по ВПП без парирования органами поперечного управ-

ления крен может достигать 2—3°. Этот момент; вызывает неодинаковую нагрузку основных колес на ВПП, ад^еЗовательно, и различие сил трения левого и правого колес (Ftp^V)- Разворачиваю-

Рис. 8.13. Силы и моменты, действующие на самолет при движении по ВПП с боковым ветром

щий путевой момент от сил трения колес (Л^тр^Д^р/к) направлен по ветру. Кроме того, боковая сила Z вызывает флюгерный момент Мфл—-^- Как видно из рис. 8.13, флюгерный момент самолета разворачивает самолет навстречу ветру. Таким образом, разворачивающий момент от продольных сил трения колес и разворачивающий флюгерный момент направлены в разные стороны. Суммарный разворачивающий момент при движении'по ВПП стремится развернуть

самолет навстречу ветру. Момент сравнительно небольшой, и выдерживание направления даже при предельном боковом ветре до 15 м/с большой трудности не представляет. Тенденция к развороту против ветра в первой половине разбега парируется притормаживанием колес одной из основных опор, а к кренению— отклонением ручки управления в поперечном направлении. Во второй половине разбега стремление самолета к развороту парируется рулем направления, а к крену — ручкой управления. Так как разворачивающий момент по мере разгона ослабляется, целесообразно более длительное время осуществлять разбег в трехопорном положении, при котором легче выдерживать направление на малой скорости. Ручку управления для подъема переднего колеса необходимо начинать брать на себя позже, со скорости, на 30—-40 км/ч меньшей скорости отрыва переднего колеса. Угол атаки после подъема переднего колеса должен быть на 2° меньше, чем при взлете со встречным ветром.

На пробеге суммарный разворачивающий момент, направленный навстречу ветру, с выпуском тормозного парашюта увеличивается. Это связано с появлением дополнительного момента ~ ;"AZT_ ХТ- nsiri Ф1/2.

При боковом ветре 10 м/с угол сноса тормозного парашюта от направления движения ф1 составляет 7—8°. По мере падения скорости пробега этот угол увеличивается, но боковой момент от тормозного парашюта все-таки уменьшается, так как лобовое сопротивление тормозного парашюта Хт. п уменьшается более интенсивно. На пробеге тенденцию к развороту против ветра необходимо парировать отклонением педалей (при необходимости воспользовавшись тормозами), а к кренению по ветру — отклонением ручки управления. При боковой составляющей ветра более 10 м/с тормозной парашют выпускать не следует для предотвращения выкатывания за пределы ВПП.

На воздушном участке взлета и посадки при наличии бокового ветра действует боковая сила Z, вызывающая снос самолета, который тем больше, чем больше боковая составляющая силы ветра,

Борьбу со сносом для выдерживания заданной траектории движения можно осуществлять курсом или скольжением. Первым методом при полете без крена берется упреждение курса на ветер, равное углу сноса. Для борьбы со сносом скольжением создается крен на ветер, а для предотвращения разворота дается обратная нога. На самолете Су-24, имеющем высокую поперечную устойчивость при полете на значительных углах атаки, целесообразно бороться- со сносом только упреждением на угол сноса.

Особенности взлета с боковым ветром

Взлет с боковым ветром до 15 м/с имеет следующие особенности. В первой половине разбега разворачивающий момент, стремящийся повернуть самолет навстречу ветру, парируется отклонением педалей и плавным нажатием рычага тормозов до тех пор, пока не прекратится разворот самолета. С увеличением скорости более 314

100—150 км/ч надобность в использовании тормозов отпадает, так как при отклоненных педалях становится достаточно эффективным руль направления. На скоростях более 100—150 км/ч становится всу^ожным парирование кренения за счет отклонения ручки уп- рфления навстречу ветру, необходимость которого по мере роста скорости разбега с поднятым передним колесом уменьшается. Подъем переднего колеса осуществляется на той же скорости, что и при отсутствии бокового ветра. Однако ручку управления, как уже было отмечено, для подъема переднего колеса необходимо начинать брать на себя позже. Поднимать нос самолета рекомендуется несколько меньше, до Пм = 84-10°, чтобы отделение происходило устойчиво р на несколько большей скорости. К моменту отрыва самолета педали и ручка управления по крену должны быть поставлены нейтрально, чтобы избежать возникновения крена и рыскания при отрыве. Для борьбы со сносом после отрыва необходимо взять упреждение в курсе. Борьба со сносом курсом более удобна в сложных метеоусловиях, чем борьба со сносом скольжением.

Особенности захода и посадки

k с боковым ветром

Посадка самолета разрешается при ветре до 15 м/с под углом 90° к ВПП. Борьба со сносом при заходе на посадку может осуществляться либо курсом, либо скольжением. На самолете Су-24 в условиях ограниченной эффективности поперечного управления на больших углах атаки во всех случаях целесообразно устранять снос упреждением на угол сноса. При этом скорости захода и профиль снижения не отличаются от посадки без бокового ветра, Борьбу со сносом необходимо продолжать в ■процессе выравнивания и выдерживания. В момент приземления самолета плавным отклонением педалей необходимо установить самолет по оси ВПП для уменьшения боковой нагрузки на основные колеса. В первой половине пробега большого уклонения в сторону не возникает. Самолет на отклонение педалей эффективно реагирует изменением направления. При боковом ветре не более 10 м/с разрешается выпускать тормозной парашют. При начавшемся уклонении самолета после выпуска тормозного парашюта и невозможности выдержать направление пробега самолета в пределах ВПП необходимо немедленно сбросить тормозной парашют и применением тормозов удержать самолет на ВПП. По мере торможения отклонение педалей, потребное для парирования уклонения, увеличивается. Для парирования разворачивающего момента во второй половине пробега необходимо почти полное отклонение педали с использованием тормозов. Со скорости 150—120 км/ч парирование уклонения самолета осуществляется только тормозами, так как руль направления малоэффективен. На скорости 100 км/ч и менее целесообразно включить МРК- Перед его включением педали должны быть поставлены нейтрально, чтобы в момент включения не возникло бокового рывка и уклонения самолета.

ПРИЛОЖЕНИЕПРИЛОЖЕНИЕРис. 2. Суммарная аэродинамическая и волновая поправка к указателю высоты ВД-28. I статика левого бортового ПВД-7Рис. 2. Суммарная аэродинамическая и волновая поправка к указателю высоты ВД-28. I статика левого бортового ПВД-7

ПРИЛОЖЕНИЕ

ПРИЛОЖЕНИЕ

Рис. 2. Суммарная аэродинамическая и волновая поправка к указателю высоты ВД-28. I статика левого бортового ПВД-7

Рис. 2. Суммарная аэродинамическая и волновая поправка к указателю высоты ВД-28. I статика левого бортового ПВД-7

СУММАРНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И ВОЛНОВЫЕ ПОПРАВКИК ПРИБОРАМ

Рис. L Суммарная аэродинамическая и волновая поправка на числоМ для I статики левого бортового ПВД-7

** Количество посадок с массой от 26 000 до 28 000 кг для самолета с № 0 8-11 и с массой от 24 700 до 27 000 кг для самолета до № 08-11 не должно превы

шать 3% общего количества посадок.

* У самолетов до № 04-04 (с нерасширенными 1365 км/ч.

** У самолетов до № 04-04— 1325 км/ч.

*** у саМолетов до № 04-04 — 1,35.