Авиация Второй мировой
На главнуюПоиск на сайтеEnglish
 
Техническое описание РТЭ и РЛЭ Оборудование

IV ВЫВОДЫ

А. ПО ШТОПОРУ.

1. Самолет Харрикейв IIС при ошибках, допущенных в технике пилотирования, легко срывается в штопор на всех режимах полета: с горизонтального полета, набора высоты, планирования и с фигур высшего пилотажа. Нейтральная устойчивость относительно продольной и поперечной осей самолета способствует быстрому и непроизвольному переходу на критические углы атаки и к по следующему сваливанию в штопор.

2. Срыв в штопор с горизонтального полета происходит при уменьшении скорости до 160-165 км/час (100-103 м/час) по прибору. При этом самолет сваливается резко, без предупреждения в левый штопор. Дача левой ноги делает срыв более энергичным.

В правый штопор самолет срывается только после дачи правой ноги вперед на полхода и больше. Перед сваливанием в правый штопор самолет делает одно-два покачивания с крыла на крыло.

3. На режиме набора высоты на полном газе мотора, при уменьшении скорости набора до 130 км/час ( 80 миль/час) по прибору самолет сваливается в левый штопор.

4. На режиме планирования самолет сваливается в левый штопор на скорости планирования 170 км/час (105 миль/час) по прибору с убранными шасси и щитками а на скорости 160 км/час (100 миль/час) по прибору с выпущенными шасси и щитками.

5. Срыв в штопор с фигур высшего пилотажа возможен при следующих ошибках в технике пилотирования:

а) на вираже и боевом развороте при перетягивании ручки, при передаче ноги, а также при одновременном перетягивании ручки и передаче ноги;

б) на одинарном перевороте при запаздывании в даче рулей на вывод после переворота и при чрезмерном перетягивании ручки на выходе из пикирсвания;

в) на петле и иммельмане при перетягивании ручки при подходе самолета к верхней мертвой точке, а также при запоздалом убирании ноги после переворота на иммельмане.

г) на двойном перевороте в случае малой скорости ввода в переворот.

6. Режим штопора на самолете Харрякейн IIС пологий и неравномерный. От штопора у отечественных истребительных самолетов он отличается более поздним наступлением режима установившегося штопора, более пологим углом наклона продольной оси фюзеляжа к горизонту и большим запаздыванием на выводе.

7. На первых 2-х витках штопора наблюдаются большие колебания носа самолета. В первой половине витков нос самолета опускается ( у левого штопора до 50-60° к горизонту, у правого до 60-65°), к концу витка - поднимается ( у левого штопора до 15-20°, у правого до 30-35°).

Установившийся режим штопора наступает на третьем витке и характеризуется постоянной скоростью вращения вокруг вертикальной оси самолета ( оси y ) и небольшими колебаниями угловых скоростей относительно продольной и поперечной осей самолета ( осей x и z ). Правый штопор устанавливается несколько раньше левого.

Наклон фюзеляжа к горизонту на левом установившемся штопоре составляет 40-45°, на правом - 50-55°.

8. Величина отклонения руля высоты на вводе в штопор и на самом штопоре оказывает влияние на режим штопора.

Штопор с добранной ручкой более пологий и устанавливается быстрее штопора с недобранной ручкой. Давящие усилия на ручку на штопоре с добранной ручкой, заметно большее

9. Величина отклонения руля поворота заметного влияния на режим штопора не оказывает. Некоторое значение отклонение руля поворота имеет лишь в начале первого витка.

10. Дача элеронов по и против штопора не оказывает влияния на режим штопора.

11. При нормальной последовательности в даче рулей на вывод: сначала ногу против штопора и спустя 1-2 секунды ручку от себя до отказа, самолет выходит из штопора после пяти витков штопора.

Запаздывание после 1 витка штопора составляет 1/2-2/3 витка, после 2, 3 ,4 и 5 витков штопора 1-1½ витка.

Неэнергичное и неполное отклонение рулей на вывод из штопора, а также дача ручки от себя в момент поднятия носа к горизонту ( в конце очередного витка) увеличивает запаздывание еще на ¼-½ витка.

12. При одновременной даче рулей на вывод самолет выходит из штопора после пяти витков штопора.

Запаздывание на вывод из штопора в этом случае увеличивается на ½-1 виток по сравнению с нормальной последовательностью в даче рулей на вывод.

13. При обратной последовательности в даче рулей на вывод после 3-х витков штопора: сначала ручку от себя а через 1-2 секунды ногу против штопора, самолет выходит из штопора с запаздыванием в 3-3 ½ витка.

14. Средние величины потери высоты за 3 витка штопора и вывод составляют:

при одновременной даче рулей на вывод - 1450 м (4100 фут);

при обратной последовательности в даче рулей на вывод - 1700м (5600 фут).

15. Дача рулей на вывод должна быть энергичной, необходимо выждать прекращение вращения самолета и не делать в это время никаких движений рулями. Преждевременный перевод рулей из положения "против штопора" в нейтральное положение или положение "по штопору" прекращает процесс выхода самолета из штопора.

Вывод самолета из штопора в этом случае возможен только путем повторной дачи рулей на вывод с выдерживавием рулей, против штопора до полного, затухания вращения,что требует наличия большой высоты.

Б. ПО ПИКИРОВАНИЮ.

1. Максимальная скорость,достигнутая на пикировании составила 640 км/час ( 400 миль/час) по прибору. Максимально допустимая скорость пикирования на самолете Харрикейн IIC ( по данным фирмы) равна 628 км/час (390 миль/час) по прибору.

2. На пикировании с триммером руля поворота, установ-ленным во взлетное положение (отклонен доотказа влево), имеется тенденция к затягиванию самолета в пикирование по причине возникающего, при непроизвольном отклонении правой педали вперед, воздействия гироскопического эффекта винта.

3. Установка на пикировании триммера руля поворота в нейтральное положение устраняет давление на левую педаль и делает, невозможным непроизвольное отклонение правой педали вперед.

4. Вывод самолета из пикирования необходимо производить на скорости ве ниже 340-350 км/час( 210-215 миль/час) по прибору. При этом самолет выходит из пикирования плавно, следуя за ручкой, без покачавания с крыла на крыло и устраняется возможность срыва в штопор.

ВРИД НАЧАЛЬНИКА 2 ОТДЕЛЕНИЯ 3 ОТДЕЛА

НИИ ВВС КРАСНОЙ АРМИИ ИНЖЕНЕР-МАЙОР (СТЕПАНЕЦ)

ВЕДУЩИЙ ИНЖЕНЕР 3 ОТДЕЛА КРАСНОЙ АРМИИ

ИНЖЕНЕР-КАПИТАН (РАБКИН)

* * *

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Самолет Харрикейн IIС, при ошибках в технике пилотирования, легко срывается в штопор на всех режимах полета.

Штопор пологий, неравномерный и с большим запаздыванием на выводе.

Вывод после 3-х витков возможен при любой последовательности дачи рулей на вывод. Одновременная и, в особенности, обратная последовательность дачи рулей на вывод увеличивают запаздывание и потерю высоты на вывод.

Лишние движения рулями на выводе, а также преждевременный перевод их из положения "протиз штопора" в положение "по штопоу" или в нейтральное положение могут привести к невыходу самолета из штопора.

2. Пикирование до скорости, гарантируемой фирмой, 630 км/час /390 миль/час/ по прибору возможно. При установке триммера руля поворота в нейтральное положение, затягивание в пикирование отсутствует, усилия на ручку нормальные.

3. Учитывая особенности поведения самолета Харрикейн IIС на штопоре, считать необходимым дать подробнее указания строевым частям о порядке вывода его из штопора.

4. Акт разослать:

экз. № 2 - Главному инженеру ВВС Красной Армии -Генерал-полковнику т. Репину.

" № 3 - Нач. Гл. Управления боевой подготовки ВВС КА

" № 4- Командующему истребит. авиации ПВО Красной Армии.

" № 5 - Начальнику ЦАГИ.

Подлинный экземпляр утвержденного акта хранить в делах 3-го отдела НИИ ВВС Красной Армии.

ВРИД. НАЧАЛЬНИКА НИИ ВВС КРАСНОЙ АРМИИ

ГЕНЕРАЛ-МАЙОР ИНЖЕНЕРНО АВИАЦИОННОЙ СЛУЖБЫ (ФЕДОРОВ)

2 ОКТЯБРЯ 1943 г.

ВРИД. НАЧАЛЬНИКА 3 ОТДЕЛА НИИ ВВС

КРАСНОЙ АРМИИ ИНЖЕНЕР-ПОЛКОВНИК (ШАШКОВ)

Дата публикации на сайте: 23.05.2013

<< |


©AirPages
2003-