ПИКИРОВАНИЕ

1. За время испытаний произведено 9 пикирований. Самолет вводился в пикирование с горизонтального полета, с разворота и с одинарного переворота. Пикирования производились с мотором, работающим на полном газу и с задросселированным мотором. Угол наклона самолета к горизонту на пикировании при вводе с горизонтального полета составлял 60-700, при вводе с разворота в переворота - 70-80°.

2. Максимальная скорость по прибору, достигнутая на пикировании доставила 640 км/час ( 400 миль/час). При этом общая потеря высоты с выходом в горизонтальный полет = 2700 м ( 8230 фут).

Перегрузка на выходе из пикирования - 3,5.

3. Отклонение правой ноги вперед приводит к затягиванию в пикирование и к появлению значительных тянущих усилий на ручке. При отклонении левой ноги вперед это явление не наблюдается. Появление пикирующего момента при правом развороте может быть объяснено влиянием гироскопического эффекта винта.

4. На пикирование с триммером руля поворота, установленным во взлетное положение (триммер отклонен до отказа влево) возникает возрастающее с ростом скорости давление на левую вогу, что приводит к непроизвольному отклонению правой педали вперед и, как следствие, к засасыванию самолета в пикирование. Отклонением левой ноги (под нагрузкой) это явление парируется.

5. На пикировании с триммером, установленным в нейтральное положение давления на педали не ощущалось в непроизвольных отклонений педалей от нейтрального положения не было.

Производство взлета и полет на небольших скоростях с триммером, установленным в нейтральное положение, затруднений не вызывали; давления на правую ногу на этих режимах полета незначительно.

6. На вводе в пикирование с горизонтального полета наблюдались кратковременные перебои в работе мотора. Давление масла не падало, однако в результате отлива масла в картере матора, имело место выбрасывание его из мотора.

Раскрутки винта на пикировании с газом и без газа не было. Регулятор оборотов винта устойчиво поддерживал заданные обороты.

При вводе в пикирование с разворота и с одинарного переворота перебоев в работе мотора, а также выбрасывания масла из картера мотора не было,

7. На всех скоростях пикирования явлений вибраций, а также разрушений или отрыва каких либо частей и деталей самолета не наблюдалось.

ЛЕТНАЯ ОЦЕНКА САМОЛЕТА ХАРРИКЕЙН IIC

ДОНЕСЕНИЕ

ЛЕТЧИКА ОБЛЕТА МАЙОРА ПРОШАКОВА А.Г.

В полете 16.9.43 г мною произведены на самолете Харрикейн IIС № КХ402 срывы в штопор с боевого разворота, одинарного переворота с немедленным выводом после срыва, а также штопор до 3 витков вправо и влево с нормальной дачей рулей на вывод.

С боевого разворота при перетягивания ручки самолет неохотно срывается в правый штопор, в левую сторону самолет срывается несколько охотнее нежели в правую. При передаче ноги на боевом развороте, самолет срывается в штопор быстрее, чем при перетягивании одной ручки. При одновременной передаче ноги и перетягивании ручки самолет охотно срывается в штопор.

При выполнении одинарного переворота самолет очень легко срывается в штопор при малейшем запаздывании в даче рулей на вывод. Во всех случаях срыва самолет легко выводится из штопора.

После дачи рулей на штопор самолет легко переходит сначала в крутой штопор, затем через 2/3 витка энергично поднимает нос до угла наклона фюзежяжа к горизонту в 25-60°. Вращение на штопоре неравномерное. Угол наклона фюзеляжа к горизонту все время меняется.

На раскачивании самолета летчика несколько вытягивает из кабины самолета, нагрузки на рули уменьшаются. Все это создает впечатление о плоском характере штопора. После 3-х витков штопора при нормальной даче рулей на вывод, т.е. сначала нога против штопора и через 1 секунду ручку от себя за нейтральное положение, самолет выходит из штопора с запаздыванием в 1 виток.

Потеря высоты за 3 витка с выводом 3500-4000 футов /1070-1240 м/.

Штопор производился на малом газе мотора.

ЛЕТЧИК-ИСПЫТАТЕЛЬ 3 ОТДЕЛА

МАЙОР: /ПРОШАКОВ/

* * *

ДОНЕСЕНИЕ

ЛЕТЧИКА ОБЛЕТА МАЙОРА ГОЛОФАСТОВА В.Е.

На самолете Харрикейн IIС произведены срывы в штопор с горизонтального полета, с виражей и штопор до 2-х и 3-х витков.

Срыв в штопор с горизонтального полета с недобранной ручкой при нейтральных педалях происходит на скорости 105 миль/час / 170 км/час / по прибору и с добранной ручкой на 109 миль/час / 175 км/час / по прибору.

Самолет при этом сваливается в левый штопор. Для срыва в правый штопор необходима дача правой ноги.

Не левом вираже при перетягивании ручки, самолет выскакивает из виража. При дельнейшем выбирании ручки на себя входит в левый штопор. На правом вираже при перетягивании ручки самолет входит в правую крутую спира.ль. При передаче ноги как не левом, так и не правом вираже самолет, сделав 1/2 витка спирали, переходит в штопор.

При одновременной передаче ноги и выбирании ручки на себя самолет входит в штопор. В левый штопор самолет сваливается охотнее, чем в правый.

Ввод в левый и правый штопор до 2-х и 3-х витков производил с го риз о нта л ьн ого полета на скорости 105 миль/ч /170 км/час / по прибору.

С середины первого витка появляется стремление у самолета поднять нос. На втором витке качение самолета вокруг поперечной оси уменьшается. Средний, угол наклона фюзеляжа к горизонту на левом штопоре 45°, на правом -50-55°. Ручка управления прижимается к сидению летчика с силой 3 - 5 кг.

На 3-м витке штопор устанавливается и не имеет тенденции к переходу на малые углы наклона.

На выводе из штопора после 3-х витков при нормальной последовательности в даче рулей не вывод: сначала ногу против штопора и через 1-1,5 секунды ручку от себя за нейтральное положение запаздывание составляет 3/4-1 виток.

Потеря высоты за три витка и вывод 3000-3500 футов /900-1070 м /.

Харрикейн IIС, вооруженный 4-мя пушками Испано, калибра 20 мм, отличается по своим штопорным свойствам от ранее испытанного в НИИ ВВС самолета Харрикейн II с отечественным вооружением; а также с английским вооружением / 12 пулеметов калибра 7,7 мм /.

Харрикейн IIС имеет меньшую тенденцию к переходу в плоский штопор, давления на ручку на штопоре меньше и быстрее входит в установившийся режим штопора.

ЛЕТЧИК-ИСПЫТАТЕЛЬ 3 ОТДЕЛА

МАЙОР: /ГОЛОФАСТОВ/

* * *

ДОНЕСЕНИЕ

ЛЕТЧИКА ОБЛЕТА ПОДПОЛКОВНИКА ХОМЯКОВА В.И.

С режима набора высоты на полном газе мотора самолет срывается в левый штопор на скорости 80 миль/час. /130 км/час / по прибору. hj

На планировании с убранным газом, с убранными шасси и щитками самолет на скорости 105 миль/час /170 км/час/ по прибору сравается в левый штопор.

С горизонтального полета самолет охотно сваливается в левый штопор. К концу каждого витка самолет поднимает нос. В правый штопор самолет сваливается менее охотно. Поднятие носа на штопоре меньше, чем на левом штопоре.

Дача элеронов против штопора на вводе в на самом штопоре заметного влияния на режим штопора не оказывает.

На выводе после дачи ноги против штопора самолет как бы ускоряет вращение и опускает нос, затем после дачи ручки от себя самолет через 120-150° прекращает вращение и переходит в пикирование.

Запаздывание на выводе из штопора 3/4 - 1 виток.

Самолет вводился в штопор с горизонтального полета на скорости 105-110 миль/час /160-167 км/час/ по прибору.

ЛЕТЧИК-ИСПЫТАТЕЛЬ 3 ОТДЕЛА

ПОДПОЛКОВНИК: /ХОМЯКОВ/

* * *

ДОНЕСЕНИЕ

ЛЕТЧИКА ОБЛЕТА КАПИТАНА КУБЫШКИНА А.Г.

В горизонтальной полете при уменьшении скорости полета до 103-105 миль/час /165-170 км/час /по прибору самолет сам сваливается в левый штопор. Для ввода самолета в правый штопор приходится давать правую ногу на скорости I08-110 миль/час /174-177 км /час /по прибору.

Влево самолет штопорит энергично, поднимая и опуская нос в каждом витке. Угол наклона фюзеляжа к горизонту меняется в пределах 20°-40°.

Вправо самолет штопорит также энергично, но раскачивание носа самолета меньше. Угол наклона к горизонту меняется в предехах 40°-65°.

С полностью взятой на себя ручкой штопор получается несколько положе, нежели с недобранной ручкой.

При даче рулей на вывод: сначала ногу против штопора, затем ручку от себя, самолет после 3-х витков выходит из штопора с запаздыванием в 1-1,5 витка.

При неправильной даче рулей на вывод: сначала ручку от себя за нейтральное положение, затем ногу против штопора самолет после 2-х витков выходит из штопора с запаздыванием в 2 витка. В этом случав при даче ручки самолет заметно увеличивает вращение и чувствуется большая нагрузке на ручку. После дачи ноги самолет замедляет вращение и через 1,5 -2 витка выходит из штопора.

При одновременной даче рулей на вывод, самолет после 2-х витков выходит из штопора с запаздыванием в 1,5 витка.

ЛЕТЧИК-ИСПЫТАТЕЛЬ 3 ОТДЕЛА

КАПИТАН: /КУБЫШКИН/

* * *

ПАРАМЕТРЫ ШТОПОРА

ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Приведенные в таблице данные представляют собой осередненные величины, полученные за время испытаний.

2. Величины потери высоты на штопоре и выводе взяты для случая нормальной последовательности в даче рулей на вывод (в начале нога против штопора, затем ручка от себя за нейтральное положение ).

Дата публикации на сайте: 23.05.2013

<< | >>