Боковая устойчивость и управляемость.

Для повышения запаса путевой устойчивости в систему бокового канала СДУ введен автомат путевой устойчивости – демпфер курса. Путевая статическая устойчивость самолета сохраняется во всем диапазоне чисел М. Зависимость коэффициентов путевой и поперечной статической устойчивости от угла атаки m_y^в=f(α) и m_x^в=f(α) приведена на рис. 3. На скоростях Vпр более 800 км/ч и числах М=0,7-1,0 самолет обладает повышенной чувствительностью к созданию боковой перегрузки на отклонение педалей. Реакция самолета по крену на отклонение педалей на всех режимах полета при Пу ≥ 1,0 – прямая вплоть до углов атаки сваливания.

Для обеспечения поперечной управляемости используется совместное отклонение флаперонов и дифференциальное отклонение стабилизатора, последнее используется и для демпфирования по крену.

Балансировка при координированных скольжениях в горизонтальном полете отмечается малым расходом ручки по крену.

Для обеспечения поперечной управляемости на больших углах атаки в путевой канал СДУ введена перекрестная связь руля направления с поперечным отклонением ручки управления, а для увеличения угла атаки сваливания (α свал.) в систему поперечного управления на углах атаки более 25° введено механическое ограничение поперечного отклонения ручки на 1/3 хода в виде пружинного упора с усилием 7 кгс. При отказе демпфера крена и демпфера курса обеспечиваются достаточные для завершения полета и выполнения посадки характеристики боковой управляемости, при этом α _доп.=10°.

m_y^в δэл.зав. = f (α) δнос = f (α) β = ±2°

М=0,2

М=0,8

М=0,9

СК-1

m_х^в δэл.зав. = f (α) δнос = f (α)

М=0,2 – 0,4

М=0,8

Рис. 3. Зависимость коэффициента путевой и поперечной статической устойчивости от угла атаки.

Для обеспечения хороших характеристик маневренности во всем допустимом диапазоне углов атаки на дозвуковых скоростях полета введены системы автоматического управления носками крыла и флаперонами по сигналу угла атаки. С увеличением угла атаки характеристики боковой устойчивости и управляемости сохраняются удовлетворительными, вплоть α _доп.

На скоростях менее 400 км/ч и α ≥ 24° самолет обладает пониженной поперечной управляемостью. При выводе из крена на скоростях менее 400 км/ч во время выполнения маневров по границе срабатывания ОПР возможен заброс угла атаки более α _доп.

Поэтому при выводе из крена контролировать угол атаки, не допуская превышения α_доп.

На углах атаки α > 28° вплоть до сваливания управляемость самолета отсутствует.

Аэродинамическая тряска возникает на углах атаки α=9°-5° при числах М=0,5-0,9 соответственно. При увеличении угла атаки интенсивность тряски возрастает и через Δα=2°-3° стабилизируется.

Характер тряски мягкий. Во всем диапазоне углов атаки тряска пилотирование не затрудняет и предупредительным признаком о приближении к α _доп. служить не может.

При отключенной и отказавшей системе управления носками крыла пилотирование безопасно и особенностей не имеет до α _доп. =10°.

Поведение самолета с отклоненными носками на 30° (шасси убраны, флапероны убраны) особенностей не имеет. Отказ управления носками и флаперонами на дозвуковых скоростях не вызывает эволюций самолета, требующих вмешательства летчика. Максимальное приращение перегрузки при этом ΔПу ≈ 0,5. Располагаемая угловая скорость по крену при увеличении угла атаки уменьшается, но остается достаточной до α _доп. (более 20°/сек). Эффективность поперечного управления в горизонтальном полете обеспечивает угловую скорость крена ω_х ≥ 1,5°/сек.

На взлетно-посадочных режимах с выпущенной механизацией крыла и шасси обеспечивается угловая скорость ω 1,0°/сек.

Характеристики устойчивости и управляемости самолета без подвесок и со всеми вариантами ракетного вооружения сохраняются приемлемыми до углов атаки:

а) для самолетов без подвесок или УР:

б) для самолетов с АБСП до 4000 кг или НР:

Зависимость α _макс = f (M, H) (с учетом ограничений по α _доп. φ_макс = 20° и Пу^э) и с_{у бал} = f (α, М) приведены на рис. 4 и 5.