Материал: Гриф снят-1

600 700 800 900 1000 V пр. вв (км/ч)

Рис. 10

Область выполнимости петель Нестерова и полупетель для самолета с 50 % остатком нормальной заправки топлива в стандартных температурных условиях. Закон управления Пу = 4,5-5,5; α = 14°-16°. При увеличении (уменьшении) остатка топлива на 500 кг минимальные скорости ввода увеличиваются на (уменьшаются) на 20 км/ч.

ПОЛУПЕТЛЯ

Полупетлю разрешается выполнять на тех же режимах работы двигателей, высотах и скоростях, что и петлю Нестерова. Порядок действий и распределение внимания летчика до подхода к верхней точке фигуры аналогичны действиям и распределению внимания при выполнении петли.

При подходе к верхней точке (нос самолета «ложится» на горизонт) на скорости не менее 300 км/ч координированным движением ручки управления и педалей выполнить полубочку за время 3-4 сек и вывести самолет в горизонтальный полет.

Если скорость самолета при подходе к верхней точке оказалась менее 300 км/ч, необходимо, не допуская увеличения угла атаки более допустимых значений и отклонения ручки управления в боковом отношении, установить педали в нейтральное положение и зафиксировать их. После опускания носа самолета ниже горизонта и увеличения скорости полета до 350 км/ч выполнить полубочку и вывести самолет в горизонтальный полет.

Набор высоты за полупетлю при вводе на полном форсаже с высоты 3000 м и скорости 800 км/ч составляет 3000 м при Пу = 4 и 2000 м при Пу = 6.

КОСАЯ ПЕТЛЯ

Ввод в косую петлю разрешается выполнять на тех же режимах работы двигателей, высотах и скоростях, что и в петлю Нестерова, но при этом следует учитывать, что набор высоты за восходящую часть фигуры будет меньше, чем на петле Нестерова.

Перед вводом в косую петлю необходимо наметить ориентир, установить заданную скорость, создать требуемый крен и зафиксировать его, при нейтральном положении ручки управления по крену без скольжения ввести самолет в косую петлю так же, как и в петлю Нестерова.

В процессе выполнения косой петли крен непрерывно изменяется. Наклон плоскости косой петли определяется начальным углом крена и контролируется по КПП и естественному горизонту. По КПП контролировать начальный угол крена в нижней и верхней частях косой петли, на восходящей и нисходящей частях косой петли при углах разворота 90° и 270° крен должен быть 90°.

В верхней точке косой петли и перед выводом из косой петли контролировать крен дополнительно по естественному горизонту.

Вблизи верхней точки косой петли оценить высоту. При предельном значении высоты начала нисходящего маневра нужно выполнить вывод из крена в сторону крена и выйти в горизонтальный полет. После вывода самолета в горизонтальный полет убрать крен.

При дефиците высоты на выводе нужно убрать крен и выводить самолет из пикирования с максимальной разрешенной перегрузкой и углом атаки.

При выполнении петель и полупетель в момент выхода на углы тангажа 90±5° происходит кратковременное (≈ 1 сек) выпадение бленкера КС на приборе ПНП, обнуление информации на ИЛС по параметрам γ, V, Ψ пр, сопровождаемое речевой информацией «Отказ курсовой системы», с документированием его в системе «Экран».

БОЕВОЙ РАЗВОРОТ

Боевой разворот разрешается выполнять на максимальном и форсажном режиме работы двигателей.

Перед вводом в боевой разворот установить требуемый режим работы двигателей, разогнать самолет до заданной скорости, после чего плавным отклонением ручки управления на себя и в сторону боевого разворота перевести самолет в набор высоты по восходящей спирали с начальным креном 10-15°, создав за 3-4 сек перегрузку в пределах допустимой и контролируя ее величину по указателю. При развороте на угол 110°-120° не превышать крен 65°-70°. По мере уменьшения скорости полета в процессе боевого разворота своевременно уменьшать перегрузку и контролировать величину угла атаки по указателю, чтобы не превысить его предельно допустимых значений.

После разворота самолета на 110°-120° постепенно уменьшать углы крена и тангажа одновременным отклонением ручки управления (по диагонали от себя) и педалей, координируя их отклонения так, чтобы вывести самолет в горизонтальный полет после разворота на 180° при скорости не менее 300 км/ч. Скорость ввода в боевой разворот, выполняемый перегрузкой 5,0-5,5, должна быть не менее 700 км/ч при работе двигателей на максимальном режиме и не менее 550 км/ч на полном форсаже.

Высота, набираемая за боевой разворот, существенно зависит от манеры пилотирования и начального угла крена. При вводе с высот не более 1000 м и на скоростях ввода от 550 до 700 км/ч она составляет от 1200 до 6000 м в зависимости от скорости ввода, перегрузки, режима работы двигателей и варианта подвесок.

Если требуется выполнить боевой разворот в минимальное время независимо от величины набираемой высоты, необходимо энергично, но не допуская пересиливания ОПР (превышения допустимых углов атаки и перегрузки), выполнить первую половину косой петли с начальным креном 15°-45°, а при подходе носа самолета к горизонту вывести его из крена. Ввод в такой боевой разворот разрешается выполнять на тех же высотах и скоростях, что и в петлю Нестерова.

ГОРКА

Горку разрешается выполнять с углами до 60° на максимальном и форсажном режиме работы двигателей во всем эксплуатационном диапазоне высот полета на скоростях, не превышающих максимально-допустимую.

Скорость ввода должна быть не менее 550 км/ч на полном форсаже и не менее 700 км/ч на максимальном режиме работы двигателей.

Ввод в горку выполнять плавным созданием перегрузки 3,5-5,0 при углах до 45° и 5,0-6,0 при углах более 45°. Величину угла горки и отсутствие кренов контролировать по КПП.

Вывод из горки выполнять разворотом или двумя последовательными полубочками.

Для вывода из горки разворотом, по достижении скорости, не менее рекомендованной с учетом ее потери за вывод (рис. 11), координированным отклонением ручки управления и педалей ввести самолет в разворот с последующим опусканием носа до горизонта и выводом из разворота.

Для вывода самолета из горки двумя последовательными полубочками, по достижении скорости не менее рекомендованной, с учетом её потери за вывод (рис. 11), выполнить поворот самолета относительно продольной оси на 180°. Взятием ручки управления на себя опустить нос самолета до горизонта, пилотируя по границе срабатывания ОПР и не допуская увеличения угла атаки более допустимых значений. Последующим поворотом еще на 180° относительно продольной оси перевести самолет в горизонтальный полет.

При углах горки более 30° вывод из горки целесообразнее осуществлять двумя последовательными полубочками. Набор высоты за горку зависит от скорости и высоты ввода, угла горки и режима работы двигателей (рис.12).

ΔV (км/ч)

30 40 50 60 Ө град

Рис. 11

Потеря скорости за вывод из горки (V нач.выв. = V зад.выв. + ΔV).

ΔН (м)

600 700 800 900 V пр. вв. (км/ч)

Рис.12

Набор высоты за горку, выполняемую с Н = 500 – 1000 м с 50 % остатком нормальной заправки топлива в стандартных температурных условиях. Минимальная скорость на траектории 300 км/ч.

ПЕРЕВОРОТ НА ГОРКЕ

Ввод в горку для выполнения переворота на ней осуществлять на тех же высотах и скоростях, что и ввод в горку без переворота с учетом запаса высоты на выполнение нисходящей части фигуры.

После разгона самолета до заданной скорости создать необходимый угол горки и зафиксировать его. По достижении скорости (не менее 350 км/ч) для начала вывода из горки координированным отклонением ручки управления и педалей повернуть самолет относительно продольной оси на 180° и взятием ручки управления на себя опустить нос самолета до горизонта, пилотируя по границе срабатывания ОПР и не допуская увеличения угла атаки более допустимых значений. Дальнейшее выполнение нисходящей части фигуры не отличается от выполнения нисходящей части петли.

Выполнение нисходящей части фигуры разрешается, если высота в её верхней точке не менее минимальной высоты, рекомендованной для выполнения переворота. Если в верхней точке фигуры высота полета будет меньше минимальной высоты, рекомендованной для выполнения переворота при данной скорости, после опускания носа самолета ниже горизонта выполнить вторую полубочку.

БОЧКА

На самолете разрешается выполнять быстрые и замедленные одинарные и многократные, горизонтальные, восходящие и нисходящие бочки.

Для выполнения быстрой бочки на скорости не менее 500 км/ч создать угол кабрирования 10°-25° (чем больше скорость, тем меньше угол), зафиксировать его и координированным движением ручки управления по диагонали в сторону вращения и от себя и педалей в ту же сторону вращать самолет относительно продольной оси с темпом один виток за 6-8 сек. При подходе самолета к положению горизонтального полета поставить рули на вывод, а после прекращения вращения – нейтрально.

Для выполнения замедленной (управляемой) бочки на скорости не менее 600 км/ч создать угол кабрирования 10°-20°, зафиксировать его и плавным отклонением ручки управления в сторону вращения начать выполнение фигуры с темпом вращения один виток за 10-12 сек.

В процессе выполнения бочки отклонениями ручки управления и педалями удерживать нос самолета от опускания, при этом часть фигуры выполняется на положительных углах атаки, а часть – на отрицательных и летчик испытывает знакопеременные перегрузки.

Двойные (многократные) бочки представляют собой слитное выполнение двух и более бочек.

Многократные быстрые бочки выполняются на скорости не менее 600 км/ч с «задиром» 20°-25. При их выполнении рули на вывод после очередной бочки не ставятся.

Многократные замедленные бочки выполняются на скоростях не менее 700 км/ч и по технике выполнения не отличаются от одинарной замедленной бочки.