Условия и причины возникновения помпажа воздухозаборника

Помпаж ВЗ возникает, когда пропускная способность ВЗ значительно превышает пропускную способность двигателей. В этом случае под действием достаточного противодавления происходит "выброс" части воздуха из канала, затем следует очередное переполнение канала воздухом, очередной его "выброс", и такая картина повторяется с частотой 8-10 Гц. Помпаж ВЗ может быть следствием:

отказа системы автоматического управления ВЗ, связанного с невыходом панели или ее полной уборки на М более 1,5;

дросселирования двигателя ниже упора МАКСИМАЛ на числах М>1,5 (на самолетах с системой АРВ-40);

дросселирования двигателя на М=1,5-1,15 с темпом менее 3с.

3. Чем ограничены максимальная, минимальная приборные скорости и числа М полета?

Максимальная приборная скорость полета (1400 км/ч) ограничена по прочности планера и флаттеру крыла. Ограничение имеет место до высоты 12 км. Время полета с максимально допустимой скоростью полета не ограничено.

Максимальное число М полета (2,35) ограничено по термопрочности планера и двигателя, а также по путевой устойчивости на высотах более 12 км. Время полета с предельным числом М полета ограничено термопрочностью фонаря. На самолете Су-27УБ предельное число М полета ограничено путевой устойчивостью, так как у него большая боковая площадь носовой части фюзеляжа.

Минимальная приборная скорость полета (300 км/ч до высоты 15 км и 400 км/ч на высоте более 15 км) ограничена условиями устойчивой работы двигателей на переходных режимах.

4. На каких режимах работы, двигателей, скоростях и почему достигается наибольшая дальность полета при ограниченном запасе топлива?

При ограниченном запасе топлива полет выполнять на режиме максимальной дальности, для чего набор высоты производится до высоты, рассчитываемой по формуле Н(м)=40ХД(км) на режиме работы двигателей "Максимал" до Д=300 км. Режиму максимальной дальности соответствует число М=0,8-0,85 и высота (при дальности полета более 300 км) 11-13 км. Поэтому для возврата на аэродром необходимо на режиме "Максимал" установить число М=0,8-0,85 и перевести самолет в набор высоты. Дальнейший полет выполнять на числе М=0,8-0,85.

При достижении рубежа снижения убрать обороты на МГ и выполнить снижение, выдерживая Vпр=500 км/ч, произвести заход на посадку по кратчайшему расстоянию.

5. Какие преимущества имеет самолет с малым запасом аэродинамической устойчивости по перегрузке? Какая из систем обеспечивает устойчивость самолета? При каких условиях преимущества переходят в недостатки?

Самолет с малым запасом аэродинамической устойчивости по перегрузке имеет следующие преимущества:

1. Для создания единицы перегрузки требует меньшего отклонения стабилизатора, меньше сопротивляется создаваемому летчиком изменению перегрузки, в связи с чем значительно повышается темп маневренности самолета.

2. Имеет значительно меньшие потери подъемной силы самолета на балансировку, требуя незначительных отклонений стабилизатора носком вниз (меньше значение отрицательной подъемной силы на стабилизаторе), что обуславливает большую величину перегрузки и искривление траектории при маневре.

Однако такой самолет, из-за высокой чувствительности к отклонению стабилизатора, требует высокой точности дозирования (отклонения) ручки, что приводит к быстрой утомляемости летчика. Самолет практически не будет сохранять заданный летчиком режим полета (Пу). Для выдерживания режима требуется непрерывное вмешательство летчика в управление. Кроме этого такой самолет при управлении требует двойных движений органами управления.

Все эти особенности создают условия для раскачки самолета и делают полет на таком самолете невозможным.

Приемлемое и безопасное пилотирование самолета обеспечивается применением на самолете Су-27 системы СДУ-10, которая обеспечивает самолету необходимые характеристики устойчивости по перегрузке и продольной управляемости самолета с незначительной потерей маневренных свойств.

При отказе СДУ-10 и пилотировании самолета в режиме "Жесткая связь" преимущества маневренного самолета приводят к недостаточной устойчивости самолета и сложности пилотирования, как это описано выше.

6. При каких условиях и действиях летчика может возникнуть продольная раскачка самолета?

Раскачка представляет собой резонансное явление, которое возбуждается летчиком при попытке парировать собственное колебание самолета. В этом случае управляющее движение ручкой управления может оказаться чрезмерным и привести к отклонению самолета теперь уже в другую сторону, последующее парирование колебаний приводит к возникновению раскачки. Летчику необходимо помнить, что раскачка самолета возможна только в результате его собственных действий (чрезмерных отклонений ручки управления).

Условия для продольной раскачки существуют на малых, средних высотах и больших приборных скоростях, где высокая эффективность продольного управления, а также на больших высотах, где мало аэродинамическое демпфирование:

на высотах менее 3000 м в диапазоне числа М=0,8-1,2 из-за повышенной чувствительности к отклонению РУС в продольном канале на возмущения вызванные турбулентностью атмосферы;

в полета на числах М более 1,5 при отключении форсажа и возникающей при этом значительной отрицательной продольной перегрузке возможно непроизвольное отклонение летчиком РУС "от себя", с последующим его парированием;

на высотах более 4000м, где аэродинамическое демпфирование ослабевает, при выпуске шасси СДУ переходит в режим ВЗЛЕТ-ПОСАДКУ, т.е. для работы автомата устойчивости используется вместо Пу и коэффициент усиления автоматических устройств САУ и СДУ увеличиваются в несколько раз, что в совокупности может привести к усилению реакции самолета на возмущение в продольном канале и созданию условий для раскачки;

на числа М более 2 при включении автоматических режимов САУ из-за возникновения переходных процессов САУ вызывает отклонение рулей, не соответствующее фактическому режиму полета.

Для прекращения раскачки необходимо:

задержать (зафиксировать) РУС в исходном положении, близком к нейтральному;

уменьшить скорость полета.

7. Почему запрещается парировать крен самолета при сваливании отклонением РУС по крену?

Если летчик будет устранять кренение, вызванное скольжением с помощью флаперонов, то произойдет более энергичное вращение и создадутся условия для входа самолета в штопор. Это объясняется тем, что половина крыла с опущенным флапероном будет иметь большее лобовое сопротивление, что увеличит величину скольжения. Вместо уменьшения угловой скорости по крену произойдет ее увеличение. В связи с этим ОПР ограничивает поперечное перемещение ручки свыше 1/3 хода на углах атаки более 25 град. Поэтому во избежание сваливания необходимо работать педалями и ручкой координировано, не допуская их перекрещивания.

8. Какие действия летчика могут привести к сваливанию при исправном ОПР? В каких случаях не срабатывает ОПР для предупреждения о максимальном угле атаки?

Во взлетно-посадочной конфигурации угол атаки ограничен значением 20 град., а ОПР не настроен на это ограничение; при пересиливании ОПР стабилизатор продолжает отклоняться;

при отказе (невключении) ОПР и выдаче на УСТ сигнала "ОПР" -не превышать угол атаки более 10 град.;

при полете с несимметричной подвеской сваливание происходит раньше, чем вступает в работу ОПР, не превышать угол атаки более 15 град.;

при выполнении форсированных разворотов с фиксированной РУС на V<500 км/ч возможно превышение доп. из-за запаздывания срабатывания ОПР;

при исправном ОПР самолет выходит на режим сваливания в случае пересиливания ОПР и превышении при этом допустимого угла атаки. Это возможно при пересиливании пружинного упора ОПР по крену при α >24 град. и Vпр менее 400 км/ч при выводе самолета из крена. В этом случае СДУ не парирует возникающее скольжение и возможно сваливание самолета. Аналогичный случай возможен при пилотировании самолета на углах атаки более 15 град. и внезапном возникновении скольжения, вызванного отказом (помпажом) одного из двигателей или несимметричным сходом ракет с крыльевых АПУ.