[НАЗАД] [ДАЛЕЕ] [ОГЛАВЛЕНИЕ]
410. В целях уменьшения нагрузок на ручке управления самолетом на самолете МиГ-17 последних выпусков устанавливаются необратимые гидроусилители БУ-1М (работающие по необратимой схеме) в системе управления рулем высоты и элеронами.
Установка необратимого гидроусилителя в системе управления рулем высоты заметно улучшила продольную управляемость самолета МиГ-17 на больших скоростях полета (особенно на больших высотах), но повысила усилия на ручке управления самолетом от руля высоты на малых скоростях полета по сравнению с усилиями на ручке у самолета МиГ-17, не имеющего необратимых гидроусилителей.
Установка необратимого гидроусилителя БУ-1М в системе управления элеронами улучшила поперечную управляемость самолета (на больших скоростях) незначительно.
411. При установке необратимых гидроусилителей в системе управления рулем высоты и элеронами все аэродинамические нагрузки от руля высоты и элеронов воспринимаются гидроусилителями. Имитация усилий на ручке управления самолетом осуществляется с помощью специальных загрузочных механизмов, в которых пропорционально отклонению ручки управления самолетом, а следовательно, и рулей сжимаются пружины, а также при наличии перегрузки создаются усилия от балансира.
Чем больше отклонение ручки управления самолетом, тем большее усилие надо приложить к ручке. При максимальном отклонении ручки управления на себя или от себя усилия достигают (при проверке на земле) 9-10 кг. В полете при создании перегрузки из-за наличия балансира в системе управления рулем высоты к ручке управления необходимо прикладывать дополнительные усилия, пропорциональные изменению перегрузки (0,8 кг на единицу изменения перегрузки). При максимальном отклонении ручки управления самолетом (вправо или влево) усилия от загрузочного механизма элеронов достигают 5 кг.
Следует иметь в виду, что мощности пидроусилителя руля высоты хватает для снятия аэродинамических нагрузок с руля высоты почти на всех режимах полета, тогда как мощности гидроусилителя элеронов на скоростях полета, превышающих скорость звука (на высоте 5000 м и ниже), не хватает, в результате чего на этих режимах полета усилия, необходимые для отклонения элеронов, интенсивно возрастают.
Вследствие наличия загрузочного механизма в системе управления рулем высоты ручка управления самолетом в продольном отношении при работающей гидросистеме и включенном гидроусилителе фиксируется в определенном положении, для отклонения из которого необходимо прикладывать усилия. Это положение ручки можно изменять путем включения электромеханизма "триммерного эффекта", что является характерной особенностью самолета МиГ-17 с необратимыми гидроусилителями.
В полете усилия от пружины загрузочного механизма руля высоты, действующие на ручку управления самолетом, могут быть сняты с помощью электромеханизма "триммерного эффекта". Этот механизм управляется нажимным переключателем (как триммер руля высоты на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей). При этом должен быть включен автомат защиты триммеров элерона и руля высоты на правом электрощитке кабины.
Полностью снять усилия в полете электромеханизмом "триммерного эффекта" можно на режимах, соответствующих отклонению руля высоты не более ±5°.
При нулевом положении руля высоты ручка управления фиксируется загрузочным механизмом в нейтральном положении. В этом случае загорается сигнальная лампочка триммера руля высоты.
412. Пилотирование самолета с необратимыми гидроусилителями в системе управления рулем высоты на малых высотах и больших приборных скоростях, начиная со скорости 800 км/час по прибору и больше, требует от летчика плавных движений рулем высоты и навыка в технике пилотирования, так как вследствие большой эффективности рулей на больших приборных скоростях при незначительном по величине, но резком отклонении ручки управления самолетом "на себя" самолет резко идет на увеличение угла атаки, а при последующем незначительном по величине, но резком отклонении ручки "от себя" возникают значительные отрицательные перегрузки.
Пилотирование самолета на больших приборных скоростях по ощущению усилия на ручке может привести к созданию недопустимо больших положительных или отрицательных перегрузок и раскачиванию самолета.
413. В случае создавшегося раскачивания самолета вокруг поперечной оси летчик должен зафиксировать ручку управления самолетом в том же положении, при котором началось раскачивание, уменьшить скорость и установить заданный режим полета.
414. Выключение гидроусилителя руля высоты производится переключателем, расположенным на левом пульте кабины.
415. При отказе гидросистемы гидроусилителей или при выключении гидроусилителя руля высоты переключателем на левом пульте автоматически отключается механизм загрузки и включается в работу аэродинамический триммер руля высоты, управление которым производится при помощи нажимного переключателя триммера руля высоты. При этом автомат защиты триммеров элерона и руля высоты на правом электрощитке кабины также должен быть включен.
416. После запуска двигателя проверить давление в гидросистеме гидроусилителей, которое должно быть от 60-65 до 80-85 кг/см2.
417. Проверить управление элеронами (с включенным и выключенным гидроусилителем) в таком же порядке, как и на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей.
418. Включить автомат защиты триммеров элерона и руля высоты на правом электрощитке кабины; установить триммер элерона в положение "Нейтрально", как и на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей. Отключить гидроусилитель руля высоты переключателем на левом пульте кабины и нажимным переключателем установить аэродинамический триммер руля высоты в положение "Нейтрально", после чего загорится сигнальная лампочка.
419. Проверить управление рулем высоты при отключенном гидроусилителе (переключатель на левом пульте кабины выключен). При этом в момент отклонения ручки управления самолетом "от себя" или "на себя" летчик должен ощущать усилия только от трения в сочленениях системы управления и от груза, установленного в системе, так как загрузочный механизм в этом случае автоматически отключается от системы управления.
Значительные усилия на ручке управления при проверке указывают на неисправность цилиндра включения и отключения загрузочного механизма или на неисправность гидравлического крана ГА-74 отключения гидроусилителя.
420. Включить гидроусилитель руля высоты переключателем на левом пульте кабины и проверить легкость и плавность управления рулем высоты. При отклонении ручки управления самолетом "на себя" или "от себя" летчик должен ощущать небольшие усилия; при освобождении ручка управления должна возвращаться в нейтральное положение.
421. Проверить с включенным гидроусилителем руля высоты (автомат защиты триммеров элерона и руля высоты включен) работу электромеханизма "триммерного эффекта" в такой последовательности:
- включить нажимной переключатель триммера руля высоты в положение "Кабрирование" до полного срабатывания электромеханизма "триммерного эффекта"; при этом ручка управления самолетом должна отклониться "на себя" (руль высоты должен отклониться вверх на 5°);
- включить нажимной переключатель в положение "Пикирование" до полного срабатывания электромеханизма "триммерного эффекта"; при этом ручка управления самолетом должна отклониться "от себя" (руль высоты должен отклониться вниз на 5°);
- нажимным переключателем триммера руля высоты установить ручку управления самолетом (и следовательно, руль высоты) в нейтральное положение, после чего должна загореться лампочка триммера руля высоты.
422. Взлет на самолете МиГ-17 с необратимыми гидроусилителями ничем не отличается от выполнения взлета на самолете МиГ-17 без необратимых гидроусилителей, за исключением того, что летчик ощущает более значительные тянущие усилия на ручке управления самолетом. Для поднятия переднего колеса ручку управления необходимо тянуть с усилиями порядка 6-8 кг (так как отклонение руля высоты на взлете составляет около 3/4 полного отклонения его вверх).
Эти усилия практически остаются постоянными до отрыва самолета от земли.
423. Режим набора высоты не изменился. После взлета на разгоне самолета на боевом режиме работы двигателя (n = 11560 об/мин) при нейтральном положении электромеханизма "триммерного эффекта" (сигнальная лампочка горит) тянущие усилия уменьшаются по мере увеличения скорости и становятся равными нулю на скорости 600±50 км/час.
В наборе высоты на режиме наивыгоднейшей скорости (Vист = 750 км/час и n = 11560 об/мин) на ручке управления самолетом вновь появляются тянущие усилия из-за увеличения потребных отклонений руля высоты с увеличением высоты.
Появляющиеся усилия можно снимать электромеханизмом "триммерного эффекта" при помощи нажатия "на себя" нажимного переключателя триммера руля высоты. Пользоваться переключателем для снятия нагрузки на ручке управления самолетом в наборе высоты приходится чаще (примерно через каждые 1000-1500 м), чем переключателем триммера на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей.
Набор высоты возможен также и без изменения положения механизма "триммерного эффекта", но в этом случае на ручке управления самолетом постепенно будут увеличиваться тянущие усилия, которые на высоте 14000-15000 м достигнут величины порядка 6-8 кг.
424. В прямолинейном полете (по горизонту или со снижением) усилия на ручке управления при нейтральном положении механизма "триммерного эффекта" возрастают по мере увеличения скорости полета более 600-650 км/час.
Однако рост усилия на ручке управления при звуковых и сверхзвуковых скоростях на самолете с необратимыми гидроусилителями менее резкий, чем на серийном самолете. Давящие усилия на предельно достигаемых скоростях в прямолинейном полете не превышают 10 кг.
В горизонтальном полете усилия на ручке управления могут быть сняты электромеханизмом "триммерного эффекта" практически на всем диапазоне скоростей и высот.
425. Пилотаж на самолете с необратимыми гидроусилителями выполняется при нейтральном положении механизма "триммерного эффекта" (сигнальная лампочка триммера руля высоты горит).
Особенностью выполнения пилотажа на самолете МиГ-17 с необратимыми гидроусилителями является увеличение тянущих усилий на ручке управления самолетом при уменьшении скорости в процессе выполнения фигур.
Неравномерное изменение усилий на ручке управления самолетом, обусловленное характеристикой пружины загрузочного механизма, несколько усложняет пилотирование по сравнению с самолетом МиГ-17, не имеющим необратимых гидроусилителей.
426. Техника выполнения виража и спирали на самолете с необратимыми гидроусилителями практически не изменилась, за исключением того, что для создания перегрузки необходимы меньшие усилия.
Наличие необратимого гидроусилителя руля высоты позволяет при отклонении ручки управления самолетом с тянущими усилиями 6-12 кг выходить на предельно возможную перегрузку (до начала тряски) на высотах более 6000 м и с усилиями порядка 10-14 кг - на предельно эксплуатационную перегрузку (восьмикратную) на высотах менее 6000 м.
На высотах более 6000 м при сверхзвуковых скоростях (скорость по узкой стрелке прибора более 1100 км/час) эффективность руля высоты уменьшается, вследствие чего возрастают потребные отклонения ручки управления при выполнении маневра. Возрастание отклонений ручки управления может сопровождаться увеличением усилий на ручке управления до 20-30 кг вследствие недостаточной мощности гидроусилителя руля высоты на этих режимах.
427. При энергичном вводе самолета в боевой разворот с любой возможной скорости полета тянущие усилия на ручке управления меньше, чем на самолете, не имеющем необратимых гидроусилителей (усилия не превышают 10- 14 кг). По мере уменьшения скорости тянущие усилия на ручке управления самолетом несколько уменьшаются. Однако в конце выполнения боевого разворота они снова несколько увеличиваются и доходят до 6-8 кг вследствие того, что при подходе к верхней части фигуры увеличиваются отклонения руля высоты, пропорционально которым растут усилия от сжатия пружины загрузочного механизма.
428. При выполнении петли и полупетли Нестерова на самолете МиГ-17 с необратимыми гидроусилителями по мере подхода к верхней точке фигуры тянущие усилия, которые необходимо прикладывать к ручке управления, постепенно возрастают до 7-10 кг, так как с уменьшением скорости необходимо увеличивать углы отклонения руля высоты.
При недостаточных тянущих усилиях на ручке управления при подходе к верхней точке фигуры может произойти потеря скорости.
429. Техника выполнения переворотов на самолете МиГ-17 с необратимыми гидроусилителями такая же, как и на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей. Усилия на ручке управления при выводе из переворотов не превышают 6-12 кг.
430. Переворот самолета при вводе с максимальной скорости горизонтального полета разрешается выполнять со всех высот, указанных для самолета МиГ-17, не имеющего необратимых гидроусилителей; при этом самолет достигает практически тех же скоростей, каких достигает самолет МиГ-17, не имеющий необратимых гидроусилителей.
Тянущие усилия на ручке управления самолетом в процессе выполнения переворотов не превышают 12 кг.
431. Отвесное пикирование самолета МиГ-17 с необратимыми гидроусилителями при вводе его в пикирование с максимальной скорости горизонтального полета разрешается выполнять с тех же высот, что и на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей.
Ввод самолета в отвесное пикирование с максимальной скорости горизонтального полета производить переворотом. В процессе поворота самолета вверх колесами рычаг управления двигателем полностью убрать "на себя".
После достижения самолетом угла пикирования 90° необходимо ручку управления самолетом полностью отдать "от себя".
При достижении высоты 10000-9000 м при полностью отданной от себя ручке самолет имеет тенденцию к изменению угла пикирования в сторону отрицательного пикирования, но при дальнейшем уменьшении высоты опять стремится выйти из пикирования, а давящие усилия на ручке возрастают и на участке отвесного пикирования могут достигать 10 кг.
432. Вывод из пикирования начинать на высоте не ниже 8000 м (по высотомеру) с таким расчетом, чтобы вывести самолет в горизонтальный полет на высоте около 4500-5000 м. Тянущие усилия на ручке управления самолетом при выводе из отвесного пикирования не превышают 10-12 кг.
В случае запаздывания с выводом самолета из отвесного пикирования с убранными воздушными тормозами и возможного появления кренения самолета на больших приборных скоростях на высотах ниже 5000 м необходимо для уменьшения скорости немедленно выпустить воздушные тормоза.
Максимального значения скорости (по узкой стрелке), равного 1340-1350 км/час, самолет достигает на отвесном участке пикирования на высоте 9000-8000 м при вводе в пикирование на максимальной скорости горизонтального полета с высоты 14000 м с убранными воздушными тормозами. При этом фактическая скорость не превышает значения 1230-1250 км/час; при дальнейшем пикировании скорость начинает уменьшаться.
433. Пикирование самолета с двигателем, работающим на боевом режиме, без выпуска воздушных тормозов при вводе с прямой разрешается выполнять с любых скоростей вплоть до максимальной скорости горизонтального полета. Ручку управления самолетом при вводе в пикирование с максимальной скорости горизонтального полета разрешается отклонять полностью вперед (до упора).
При полном отклонении ручки управления самолетом вперед при вводе в пикирование с максимальной скорости горизонтального полета самолет достигает определенного угла пикирования, величина которого не превышает 50° по отношению к горизонту при пикировании с высот 12000- 14000 м. При пикировании с меньших высот угол пикирования уменьшается и при вводе с высоты 5000 м составляет 25-30°.
Ручку управления самолетом при вводе самолета в пикирование необходимо отдавать вперед плавно. При энергичной отдаче ручки управления возможно получение отрицательной перегрузки, что при недостаточно плотном привязывании летчика к сиденью может привести к тому, что он ударится головой о фонарь кабины.
434. В процессе выполнения пикирования давящие усилия на ручке управления самолетом при полном ее отклонении вперед не превышают 10 кг. Однако при пикировании с высот 12000-14000 м усилия на ручке управления при достижении высоты 5000-6000 м вследствие недостаточной мощности гидроусилителя руля высоты увеличиваются до 20-25 кг.
Отклонение руля высоты в этом случае уменьшается, и самолет постепенно сам уменьшает угол пикирования.
435. Максимального значения скорости при пикировании с двигателем, работающим на боевом режиме, самолет достигает при вводе с прямой с максимальной скорости горизонтального полета с высоты 14000 м. При этом скорость (по узкой стрелке) из-за запаздывания в передаче статического давления к прибору скорости достигает значения 1300-1330 км/час на высоте 9000-8000 м. Фактическая скорость самолета при этом не превышает предельно допустимой.
Вследствие того что на режимах пикирования с вводом самолета в пикирование с прямой с максимальной скорости горизонтального полета самолет при углах пикирования 50° и менее не превышает допустимых скоростей, установленных для самолета, от летчика не требуется на высотах более 3000 м наблюдения за указателем скорости. Необходимо лишь следить за высотомером.
436. При пикировании на высотах менее 3000 м, как и на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей, необходимо наблюдать за указателем скорости и не превышать допускаемой на этих высотах приборной скорости 1060 км/час (по широкой стрелке указателя скорости).
437. Полет на самолете с отключенным гидроусилителем руля высоты (взлет, посадка и пилотирование) отличается от полета на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей, наличием несколько больших усилий на всех режимах полета из-за трения поршня гидроусилителя и в сочленениях системы управления рулем высоты. Кроме того, в полете с созданием перегрузки из-за наличия балансира в системе управления рулем высоты к ручке управления самолетом необходимо прикладывать дополнительные усилия, пропорциональные изменению перегрузки (0,8 кг на единицу изменения перегрузки).
При отключенном необратимом гидроусилителе элеронов самолет не отличается по управляемости от самолета МиГ-17 с отключенным обратимым гидроусилителем.
438. При отказе гидросистемы гидроусилителей необходимо гидроусилители отключить (переключателем на левом пульте для руля высоты и краном для элеронов).
Балансировка самолета в этом случае должна производиться аэродинамическими триммерами руля высоты и элеронов, как и на самолете МиГ-17, не имеющем необратимых гидроусилителей.
439. Особенностью самолета на посадке является наличие повышенных тянущих усилий на ручке управления самолетом, достигающих 6-7 кг, так как по мере уменьшения скорости увеличиваются отклонения руля высоты вверх, пропорционально которым растут усилия от сжатия пружины загрузочного механизма.
[НАЗАД] [ДАЛЕЕ] [ОГЛАВЛЕНИЕ]